大功率空间激光载荷短时散热系统实验研究

陈祥贵赵振明,*孟庆亮王钰

大功率空间激光载荷短时散热系统实验研究

陈祥贵1,2赵振明1,2,*孟庆亮1,2王钰1,2

（1 北京空间机电研究所，北京 100094）（2 先进光学遥感技术北京市重点实验室，北京 100094）

大功率激光载荷在空间应用时具有瞬时热流密度高、工作时间短、间歇性工作的特点。为确保其高性能的工作，需要高效地解决激光载荷的热量获取、传递及排散问题。但受限于航天器有限的散热面面积，其散热能力往往难以满足大功率激光器的瞬时散热需求，而相变储热作为一种利用相变潜热的高效储热方式，可以解决航天器热控系统在供给侧和需求侧时空不匹配的问题。机械泵驱两相流体回路（Mechanically Pumped Two-phase Loop，MPTL）具有高效的传热效率和很强的传热能力，是解决大功率热量获取和传递的先进技术。文章针对大功率空间激光载荷的散热需求，将相变储热和两相传热技术相结合，提出基于固液相变储热和气液相变传热的短时大功率散热方案，完成了散热系统研制及性能测试。实验结果表明，散热系统能够很好的满足大功率激光载荷的散热需求，实现了12kW大功率载荷短时间稳定运行，具有很好的工程应用前景。

大功率激光载荷 机械泵驱动两相流体回路 相变储能装置 航天器热控

0 引言

近年来，随着激光技术的日新月异，大功率空间激光载荷正在通信、遥感等领域的卫星上获得广泛使用[1]，例如高功率半导体激光器阵列等器件。尽管激光器的输出功率在不断提高，但由于光电转换效率的限制，激光二极管依旧会产生较大的热功率耗散[2]，这意味着空间激光载荷的散热量和热流密度呈指数级增长。为了提高大功率激光载荷的性能和可靠性，迫切需求一种适用于大功率、高热流密度的散热系统。

目前针对大功率散热的传热技术包括单相水冷、两相冷却、射流冲击、喷雾冷却等[3]。虽然，大通道单相水冷技术可靠性高、技术成熟，但存在流量大、管路直径大、系统体积质量大等问题，不适用于对安装尺寸、体积、质量限制严苛的空间应用场景。而现已广泛应用于各类航天器的槽道热管、环路热管等热控产品，因毛细驱动力不足[4]，难以满足大功率激光载荷散热需求。

机械泵驱两相流体回路（Mechanically Pumped Two-phase Loop，MPTL）是以机械泵作为驱动部件，利用工质气液相变实现热量交换与传递的一种两相换热系统，相比槽道热管、环路热管具有更强的传热能力和更远的传输距离[5]。

已有研究和在轨飞行应用实例证明，MPTL作为分布式载荷和大功率载荷的热传输系统具有良好的工作特性，其中最典型的就是由欧洲和中国多家机构联合研制的α磁谱仪硅微带探测器热控系统[6]。α磁谱仪硅微带探测器热控系统本质上是一个工质为液态二氧化碳的MPTL系统，迄今为止，该系统已连续工作11年，其工作结果表明MPTL系统在多热源控温上具有优良的温度控制精度、稳定性和可靠性[7-9]。此后，中山大学开发了一种为中国货运飞船“天舟一号”飞船上的微重力流体冷凝实验提供精确控温的MPTL系统[10]。法国泰雷兹阿莱尼亚航天公司也一直致力于开发用于4kW有源天线散热用MPTL装置[11]，该公司2021年发射的最新一代大型通信卫星SES-17采用了该MPTL装置，该装置可以有效地传输大功率设备的散热热量，并保证部组件处于准等温状态[12]。中国多个院所也对MPTL系统进行了在轨验证。

尽管MPTL热传输效率很高，但究其根本只是一种高效的热传输系统，航天器废热依旧要依靠散热面对黑冷空间的热辐射来排散。受卫星轨道、星上能源、散热面面积、载荷寿命等众多因素的限制，目前的大功率激光载荷往往采用短时（瞬时）间歇性的工作模式。显然，为短时间的大功率需求而增加大量的散热面是得不偿失的，对于部分航天器也是无法实现的。相变储热技术作为一种利用相变潜热的高效储热方式，可以有效的解决上述问题[13]，非常适用于周期性和脉冲式工作的仪器设备[14]。王爱华等人使用耦合蓄冷装置的单相流体回路方案和热泵回路方案，成功减少了辐射器面积、降低了散热系统质量[15]。上海技物所为登月探测器激光载荷热控系统设计了一个相变储能装置，并顺利通过了振动力学实验和热真空实验验证[16]，郭远东等进行了应用相变材料的星敏感器控温研究[17]，欧洲、印度等国也对空间应用的相变储能装置进行了研究[18-19]。上述研究表明空间应用中利用相变储能装置取代传统的冷凝器具有可行性。

结合上述相变储热与两相传热技术的优点，本文提出一种耦合相变储热装置的机械泵驱两相流体回路系统，并针对大功率空间激光载荷的散热需求开展了系统工作特性的研究。

1 实验系统设计

1.1 系统设计

该实验系统的设计目的是为了验证耦合相变储能装置（Phase Change Materials Heat Exchanger Device）的机械泵驱两相流体回路热传输系统能否满足大功率激光载荷的短时散热需求。该实验系统由MPTL子系统和相变储能装置两部分组成，图1给出了该系统的设计原理图，图中红色管路部分为两相段管路，蓝色部分为单相段管路，1、2、3、4、5、6为热电偶测点布置处的温度，图2为系统实物图。其中，MPTL子系统包括机械泵、储液器、蒸发器1、蒸发器2、连接管路、绝对压力传感器、压差传感器及测温热电偶等部件。蒸发器1加载3 000 W热量、蒸发器2加载9 000 W热量（基于真实热源的模拟），热流密度最高达到5.75 W/cm2。MPTL子系统和相变储能装置由外径为8 mm、内径为6 mm的不锈钢管连接。压差传感器通过管路与机械泵进出口连接，用于观察泵前后系统压差的变化和机械泵的工作状态；绝对压力传感器与储液器出口相连，用于监测储液器内部压力，便于系统蒸发器中的饱和温度的调整。工质在回路中循环流动的驱动力由机械泵提供，机械泵控制器具备开关机、转速调整和预警功能，保证各项测试需要。

图1 耦合相变储能装置的机械泵驱两相流体回路原理图

图2 实验系统实物图

表1给出了该实验系统主要设备参数。实验系统的主要测试项目包括机械泵开机测试、热源加载测试和流量调整测试。

表1 实验系统主要设备参数

Tab.1 The parameter of main components of MPTL system

1.2 MPTL子系统设计

选取高纯度液氨作为工质，液氨具有良好的热物理特性，性能稳定、相变焓值大、导热系数高，这使得MPTL系统更轻、流量更小、功率需求更少。另一方面，液氨是航天器热控系统中成熟常用的工质，与除铜之外的多数金属材料相容性较好。

机械泵采用离心泵，并针对电磁环境、离子辐射等进行了屏蔽设计。储液器采用具有自主冷却能力的两相控温型储液器，利用从相变储能装置出来的冷流体，为储液器控温提供必要的冷量。

蒸发器1采用较窄的多并联流道设计，多个较窄流道的设计可以有效增大工质受热的热流密度，便于工质过热现象的尽快结束并进入两相态，使系统尽早进入稳态运行中。为有效确保蒸发器各部分的热量均能被有效获取，采用了均流技术设计并联流道，保证并联流道的供液量均匀，使系统运行稳定高效。

蒸发器2采用较宽的串联蛇形流道，其较宽的流道既可以降低两相流的流动阻力，也有助于解决工质向两相态转变过程中气态工质体积膨胀导致的流道阻塞、流量波动和干烧等问题。

实验适配的激光载荷为某型光纤激光器，实际应用中蒸发器1与激光器的光纤部分耦合，蒸发器2与激光器的泵浦耦合。光纤部分通过特殊设计镶嵌在蒸发器1表面内，泵浦部分通过导热硅胶与蒸发器2导热安装，并利用螺栓紧固。实验时通过陶瓷加热片模拟激光器工作时所产生的热量，其中蒸发器1的加热片主要集中在蒸发器上表面中间部分，蒸发器2的加热片则布置在蒸发器蛇形流道处的上下表面，陶瓷加热片通过导热硅胶固定在蒸发器上，并由螺栓和铜片固定。

1.3 相变储能装置设计

相变储能装置主要由相变材料、换热管路（工质和冷却剂管路）、封装壳体及装配件组成，换热管路埋藏于相变材料中，如图3所示。实验中选取正十四烷作为主要的相变储能材料，其相变焓值为227 kJ/(kg·K)，并加入了少量其他石蜡类物质以降低正十四烷的相变温度。为提升相变材料的导热系数，提升相变材料的利用率，在相变材料中添加了石墨纤维，混合后的等效导热率为1.50 W/(m·K)。

由于相变装置中的工质冷却管路较长，为防止系统流阻过大，相变装置内采用了并联管路的方式。相变装置由十个并联管路组成，在最大程度保证冷却效果的同时，减小系统流阻，如图4所示。

图3 相变储能装置原理图

图4 相变储能装置管路图

1.4 不确定度分析

实验中测量量包括温度、压力、体积流量和热负荷。各测量量的精度包括设备的测量误差、采集误差和随机误差。

温度的不确定度包括测量设备误差ΔB、数据采集设备误差ΔM和随机误差ΔR，即

式中 温度测量设备采用直径0.20 mm的T型（铜-康铜）热电偶，其误差为±0.1 K；数据采集设备使用安捷伦34 980 A，其温度采集误差为±0.1 K，系统的随机误差为±0.2 K。因此，温度的不确定度为±0.24 K。

同样，压力的不确定度可由下式计算

式中 压力测量设备采用绝对压力传感器和压差传感器，其误差为±1 000 Pa；数据采集设备使用安捷伦34 980 A，其压力采集误差为±500 Pa，系统的随机误差为±1 000 Pa。因此，压力的不确定度为±1 500 Pa。

流量不确定度的计算如下

式中 流量测量设备采用涡轮流量计，其误差为±5%；数据采集设备使用安捷伦34 980 A，其流量采集误差为±1%，系统的随机误差为±3%。因此，流量的不确定度为±5.91%。

蒸发器上热负荷是导出量，可由电压和电流的多乘积求和得出。因此，总热负荷的不确定度可以计算为

式中 在测试过程中，使用十个直流电源来模拟蒸发器上的热负荷，下标表示第个电源。电压和电流的测量不确定度皆为1%。将值代入式（4），可以得到热负荷的推导不确定度为4.5%。

在实验过程中，通过空调系统将实验室环境温度控制在25 ℃，并在实验台部组件外包裹保温棉来阻止漏热。因此，实验系统的环境热损失可由下式计算

式中lose是单位时间内的环境热损失；是管路的长度；pip是管路外壁面的温度；out是环境温度；是管路外径；l是管路外保温棉外径；是保温棉的导热系数。经计算lose=2.65 W，远小于蒸发器 12 kW的加热功率，可以视为绝热边界条件。

通过上述对该实验系统不确定度的分析证明，该实验系统向外界环境漏热小，实验系统与外界环境之间可视为绝热边界条件，且实验误差小，结果可信。

2 工作原理

2.1 MPTL系统工作原理

MPTL系统以机械泵提供驱动力，利用工质的气液相变潜热从热源处吸收并存储热量，工质在冷凝器或辐射散热面中冷凝并释放热量。储液器作为MPTL系统的控制核心，可以通过控制储液器的饱和温度控制着储液器和系统的饱和压力，进而控制系统的饱和温度。

当蒸发器内流体达到两相饱和态时，其与储液器内饱和态流体满足Clausius-Clapeyron关系式[20]。因此，两个组件内饱和流体的温度是相关的，即

式中eva为蒸发器内的温度；acc为储液器内的温度；∆EA为储液器和蒸发器的饱和压力之差；(d/d)sat为温度点acc的压力-温度曲线斜率。

式（6）说明蒸发器中饱和流体的温度可以由储液器和饱和压差∆EA控制。该MPTL系统中储液器和蒸发器的饱和压差∆EA包括泵的扬程和系统流阻造成的影响，即

式中acc为储液器内的绝对压力；eva为蒸发器内的绝对压力；∆pump为机械泵提供的扬程；∆m为储液器至蒸发器的流动阻力压降。

其中，流动阻力压降∆m包括单相段的流动阻力压降和两相段的流动压降，其影响因素包括单相流阻的影响因素、工质两相段的长度、饱和态工质的干度等。

在MPTL系统中，工质从过冷状态到吸热结束会先后经历单相流动和两相流动。当工质处于单相流动状态时，其传热方程为：

式中eva是单位时间内蒸发器上的输入功率，即eva=，也是系统的单位时间散热量；是质量流量；f,in和f,out分别是蒸发器内工质的入口温度和出口温度，单位为℃；c是液氨工质的定压比热容。

当工质进入两相流动状态后，其传热方程为

2.2 耦合相变储能装置的传热分析

相变装置通过相变材料的融化吸收和储存MPTL系统工质携带的热量，并通过航天器散热面慢慢辐射到黑冷空间。因此，单位时间内相变储能装置与MPTL系统的热平衡方程为

式中eva是蒸发器上的输入功率；PCM是单位时间内相变材料的吸热量。

在本实验中相变材料吸热过程会历经相变前的单相吸热、相变潜热吸热和完全融化后的单相吸热三个过程。在系统工作的初期，相变材料处于过冷状态，即其温度低于相变温度。因此，当工质携带热量流过相变材料时，相变材料首先进入固体的单相换热状态，其传热方程为

在相变材料的温度达到相变温度后，其进入两相吸热状态，利用相变潜热吸收工质携带的热量，传热方程为

在相变材料继续升温后，其进入液态的单相换热状态，其传热方程为

式中f是工质的温度；PCM是相变材料的温度；PCM是MPTL到相变材料的综合热阻，包括对流换热热阻、管壁热阻、相变材料内部热阻等。由于该热阻的存在，实际换热过程中靠近MPTL管路的部分将先发生融化，远离部分将最后融化。

3 分析与讨论

3.1 实验流程

实验开始前，利用工业制冷机（模拟航天器辐射散热器的制冷作用）实现相变储能装置内相变材料的冷凝。工业制冷机的温度设定为–10 ℃，通过低温制冷剂的循环冷凝相变材料，直至相变装置内部温度接近工业制冷机温度。

实验开始时，系统各部分温度稳定在环境温度14.5 ℃附近。50 s时，机械泵启动，驱动流体回路内的工质开始循环。150 s时，开始加载热负荷，蒸发器1加载功率为3.0 kW，蒸发器2加载功率为9.0 kW。270 s时蒸发器内工质进入较为稳定的两相态，流量稳定在1.2 L/min附近，进行流量调节测试。292 s时增加泵的转速，流量增加至1.43 L/min；326 s时增加泵的转速，流量增加至1.67 L/min；354 s时增加泵的转速，流量增加至4 L/min。410 s时，相变储能装置出口的工质温度上升至12 ℃，临近运转中机械泵的汽蚀界限，热载荷关闭。435 s时，机械泵关闭机。

该MPTL系统通过耦合相变装置，维持12 kW大功率载荷运行了261 s，其中维持激光器温度稳定（温度波动≤±3 ℃）的运行时间为147 s，实现了激光器稳定运行90 s的设计目标，具有很好的工程应用前景。

3.2 实验结果分析

图5为蒸发器1和蒸发器2温度随时间的变化曲线。储液器加热控温过程中，蒸发器1、2的各测点温度基本稳定在环境温度14.5 ℃附近。55 s时机械泵启动，回路内工质开始循环流动，回路内工质温度受相变装置的影响逐渐降低，进而导致回路各个位置的壁面温度开始下降。由于金属优良的导热性能，蒸发器1、2的进出口测点温度1、3、4、6可以近似认为是管内流动工质的温度。

热负荷加载后，蒸发器1的冷板温度2和工质温度开始上升。由于蒸发器1较小的热负荷和较大的流量，蒸发器1实际上起到了预热器的作用。工质在蒸发器1中基本处于被加热的、稳定的单相流动状态，随后进入过热状态；290 s时，进行流量调节，增大流量，蒸发器1出口温度3降低。在上述过程中，由于蒸发器热阻的存在，蒸发器1的冷板温度2大部分时候高于其内的工质温度。

热负荷加载后，蒸发器2的冷板温度4开始上升。蒸发器2内的工质首先处于单相流动状态，但随着加热的持续和流体温度的快速上升，工质迅速进入两相状态，直至处于稳定的饱和两相流动状态，随后蒸发器2的冷板温度4仅随系统饱和压力的上升而缓慢增加。得益于蒸发器1并联的窄流道设计和蒸发器2自身较大的热负荷，蒸发器2内的工质未经历过热状态的温度波动而直接进入两相流动状态，在此过程中，蒸发器1的预热器作用保证了两相流体回路系统的稳定性。

工质进入两相态后，蒸发器2的饱和温度和饱和压力仍在缓慢上升，其原因主要是随着热量的吸收，管路附近的相变材料组件融化，换热能力下降，导致相变装置中工质两相段的延长，使得系统内气态工质增加和相变装置出口工质温度上升，进而导致流体回路系统饱和压力的上升，并最终导致系统各处饱和温度的上升。而流量调节测试过程中，蒸发器1、2的壁面温度及其趋势基本稳定，没有出现明显的不稳定现象。上述结果表现出该系统具有良好的抗干扰能力。

图5 蒸发器1、蒸发器2冷板温度和工质温度随时间变化趋势图

图6给出了实验过程中相变储能装置进出口温度随时间的变化趋势。相变装置作为系统散热的热沉，在系统启动运行前初始温度为–7 ℃，低于系统其它位置温度。机械泵启动后，回路内工质开始循环流动，上游温度较高的工质流经相变装置入口后，使得该处温度出现小幅上升，而后因与相变装置的换热，使得完成一个循环再次流经相变装置入口的工质温度开始迅速下降。对于相变装置出口处的工质，由于其上游为温度较低的相变装置，使得机械泵启动后该处温度迅速下降，而后因工质与系统内其它高温组件的热交换而逐渐上升。

加载热负荷后，相变装置进口温度迅速上升，这是由于此时MPTL系统内的工质温度未达到饱和温度，处于单相流动状态，使得其吸收蒸发器处的热量后温度迅速升高。受其影响，相变装置出口的温度也呈现小幅上升的趋势。当MPTL系统内的工质达到饱和温度进入两相流动后，相变装置入口处的温度趋于稳定；此时相变装置出口处的温度同样趋于稳定，但随后因相变装置内靠近流体工质的相变材料逐渐全部融化而继续上升，直至热负荷关闭。

在加载热负荷的时间内，相变装置的工作过程可分为三个阶段，即单相吸热阶段（50～200 s）、两相吸热阶段（200～350 s）和融化后的单相吸热阶段（350～410 s）三个阶段。在热负荷加载初期，由于相变材料的温度低于相变点，工质流经相变装置后，相变材料首先处于单相吸热状态，依靠相变装置的显热吸收工质所携带的热量，使得相变装置温度逐渐上升。当相变材料温度达到相变温度时，工质管路附近的相变材料开始融化，相变装置出口温度出现拐点，相变材料进入相变吸热状态，相变装置出口温度上升趋势放缓。此后，相变装置出口温度再次开始上升，这是因为此时相变材料已经完全融化，相变装置再次进入单相吸热状态，直至出口工质温度达到12 ℃，热源关闭，实验结束。

实验中，蒸发器上加载的热功率是恒定的，而相变装置出口的工质温度会受到系统流量的影响。调节流量测试中发现，随着流量的增加，相变装置的出口温度上升趋势加快。这是因为随着流量的增大，工质流速增大，工质在相变装置中停留的时间变短，工质与相变材料的换热过程变得不充分，导致相变装置的出口工质温度上升。

图7给出了实验过程中系统流量和系统压差的变化趋势。储液器加热控温时，流量和系统压差基本稳定；机械泵启动后，系统压差迅速上升至0.2 MPa，流量迅速增加至4.5 L/min。

加载热负荷后，回路中的流量和系统压差基本可以分为单相流动阶段（Ⅰ）、初入两相流动阶段（Ⅱ）、流量滑移阶段（Ⅲ）和稳定两相流动阶段（Ⅳ）四个阶段。加载热负荷之初，工质流动处于单相流动阶段，流量平稳、系统压差基本无波动；随着流体回路中两相态工质的出现，管路中部分位置的流动进入初步的两相流动阶段，流量和系统压差开始出现轻微波动；随着工质干度的不断增加和两相段管路的不断延长，流动进入流量滑移阶段，流量和系统压差波动加大，流量开始迅速下降，出现了“流量漂移”现象，系统压差则在缓慢上升。此后，流动进入相对稳定的两相态流动阶段，流量和系统压差基本稳定，在一定范围内机械泵转速的增加也不会让流量和系统压差产生剧烈波动，如前三次较小的流量增加，流量增加后在较小的范围内波动，基本保持稳定。当然，机械泵转速的增加超出某一范围后，流量和压差依旧会有强列的波动产生，如第四次流量增加幅度较大，系统流量产生明显波动。关闭热载荷后，工质干度迅速下降，进入单相状态，流动阻力减小，致使流量迅速上升。

图6 相变装置进出口温度随时间变化图

图7 流量和系统压差随时间变化图

4 结束语

本文提出了一种耦合相变储热的机械泵驱两相流体回路系统，用以解决大功率空间激光载荷短时散热的问题，并针对大功率散热需求开展了系统的启动特性、控温特性及工作稳定性研究。实验结果表明：

1）该散热系统充分利用泵驱流体回路的气液相变特性和相变装置的固液相变特性，能够成功解决大功率设备的短时散热问题，具有传热能力大、表面温升小等优点，为后续的空间应用打下坚实的基础，提供了相关设计参考；

2）流量测试表明，系统热传输过程中存在最适宜流量，一味的追求大流量并不能增加其散热能力，反而会导致系统压力的增加和相变装置出口温度的上升，造成蒸发器处饱和温度的上升和系统散热效率的降低。

[1] MCGARRY J F, HOFFMAN E D, DEGNAN J J, et al. NASA's Satellite Laser Ranging Systems for the Twenty-first Century[J]. Journal of Geodesy, 2018, 93: 2249-2262.

[2] LORENZEN D, BONHAUS J, FAHRNER W R, et al. Micro Thermal Management of High-power Diode Laser Bars[J]. IEEE Transactions on Industrial Electronics, 2001, 48(2): 286-297.

[3] MATHEW J, KRISHNAN S. A Review on Transient Thermal Management of Electronic Devices[J]. Journal of Electronic Packaging, 2022, 144(1): 010801.

[4] MENG Q, ZHAO Z, VAN ES J, et al. Experimental Study on the Transient Behaviors of Mechanically Pumped Two-phase Loop with a Novel Accumulator for Thermal Control of Space Camera Payload[J]. Applied Thermal Engineering, 2020, 179: 115714.

[5] ZHANG P, WEI X, YAN L, et al. Review of Recent Developments on Pump-assisted Two-phase Flow Cooling Technology[J]. Applied Thermal Engineering, 2018, 150:811-823.

[6] WU Z S, HE Z H, HUANG Z C, et al. Simulation of the In-orbit Performance of the Active-pumped Two-phase Loops for the AMS-02 Tracker Thermal Control System[C]//Asian Microgravity Pre-symposium 9th China-Japan-Korea Workshop on Microgravity Sciences, October 29, 2012,Guilin, China. NSMSA, JASMA, KMS, 2012: 28.

[7] VAN ES J, PAUW A, DONK G V, et al. AMS02 Tracker Thermal Control Cooling System Test Results of the AMS02 Thermal Vacuum Test in the LSS at ESA ESTEC[C]//42nd International Conference on Environmental Systems,July15-19, 2012, San Diego, California, USA. AIAA, 2012.

[8] VAN ES J, PAUW A,VAN GERNER H J, et al. AMS02 Tracker Thermal Control Cooling System Commissioning and Operational Results[C]//43rd International Conference on Enviromental System, July 14-18, 2013, Vail, CO, USA. AIAA, 2013.

[9] VAN ES J, VAN GERNER H J, VAN BENTHEM R C. Component Developments in Europe for Mechanically Pumped Loop Systems (MPLs) for Cooling Applications in Space[C]//46th International Conference on Environmental Systems, July 10-14, 2016, Vienna, Austria. ICES, 2016.

[10] WANG Z R, ZHANG X B, WEN S Z, et al. Design and Performance of a Mechanically Pumped Two-phase Loop to Support the Evaporation-condensation Experiments on the TZ1[J]. Case Studies in Thermal Engineering, 2017, 10(C): 650-655.

[11] ARMANANZAS I S, HUGON J, RAVASSO N, et al. Development of a Two-phase Mechanically Pumped Loop (2ΦMPL) for the Thermal Dissipation Management of an Active Antenna: Experimental On-ground Results[C]//43rd International Conference on Environmental Systems, July 14-18, 2013, Vail, CO, USA. AIAA, 2013.

[12] GELDER P V. SES-17: Innovating Satellite Connectivity. SES GLOBAL Official Website. [2022-07-07]. https://www.ses.com/blog/ses-17-innovating-satellite-connectivity.

[13] KABIR M, GEMEDA T, PRELLER E, et al. Design and Development of a PCM-Based Two-phase Heat Exchanger Manufactured Additively for Spacecraft Thermal Management Systems[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2021, 180: 121782.

[14] 王磊, 菅鲁京. 相变材料在航天器上的应用[J]. 航天器环境工程, 2013, 30(5): 522-528. WANG Lei, JIAN Lujing. Application of Phase Change Materials in Spacecraft[J].Spacecraft Environment Engineering, 2013, 30(5): 522-528. (in Chinese)

[15] 王爱华, 梁新刚, 任建勋. 航天器短时大功率排热系统质量分析[J]. 清华大学学报(自然科学版), 2004, 44(8): 1130-1133. WANG Aihua, LIANG Xingang, REN Jianxun.Weight Analysis of Spacecraft Heat Rejection Systems with High Heat Rejection Rate[J]. Journal of Tsinghua University(Science and Technology), 2004, 44(8): 1130-1133. (in Chinese)

[16] 谢荣建, 戴征舒, 徐红艳, 等. 激光载荷相变材料热控装置力学性能及升温特性研究[J]. 上海理工大学学报, 2017, 39(2): 114-119. XIE Rongjian, DAI Zhengshu, XU Hongyan, et al. Mechanical Properties and Temperature Rise Characteristics of a Thermal Control Equipment for Phase Change Material of the Laser Payload[J]. Journal of University of Shanghai for Science and Technology, 2017, 39(2): 114-119. (in Chinese)

[17] GUO Y, YANG H, FU W, et al. Temperature Control of Star Sensor Baffle using 3D Printing and PCM Thermal Energy Storage Technology[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2021, 165(PA): 120644.

[18] GARMENDIA I, VALLEJO H, SECO M, et al. Design and Fabrication of a Phase Change Material Heat Storage Device for the Thermal Control of Electronics Components of Space Applications[J]. Aerospace, 2022, 9(3): 126-126.

[19] KANSARA K, SINGH V K. Effect of Heat Source Direction on the Thermal Performance of Phase Change Material (PCM) Based Thermal Control Module (TCM) under the Influence of Low Gravity Environment[J]. International Communications in Heat and Mass Transfer, 2021, 128: 105615.

[20] ZHANG C, LI G, SUN L, et al. Experimental Study on Active Disturbance Rejection Temperature Control of a Mechanically Pumped Two-phase Loop[J]. International Journal of Refrigeration, 2021, 129: 1-10.

Ground Experiment Research on Short-Time Heat Dissipation System under High Power Space Laser Load

CHEN Xianggui1,2ZHAO Zhenming1,2,*MENG Qingliang1,2WANG Yu1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Beijing Key Laboratory of Advanced Optical Remote Sensing Technology, Beijing 100094, China）

High-power laser loads have the characteristics of high instantaneous heat flux density, short working time and intermittent operation in space applications. To ensure its high-performance work, it is necessary to efficiently solve the heat acquisition, transfer, and dissipation problems of the laser load. Due to the limited heat dissipation surface area of the spacecraft, its heat dissipation capacity is often difficult to meet the instantaneous heat dissipation requirements of high-power lasers. As an efficient heat storage method using latent heat of phase change, phase change heat storage can solve the problem of space-time mismatch between the supply side and the demand side of the spacecraft thermal control system. Mechanically pumped two-phase loop (MPTL) utilizes the latent heat of gas-liquid phase transition and boiling heat transfer characteristics in the process of flow boiling, which is the key to solving the heat dissipation problem of high-power equipment due to its extremely strong heat transfer capability. In view of the heat dissipation requirements of high-power space laser loads, this paper combines phase change heat storage and two-phase heat transfer technology, proposes a short-term high-power heat dissipation scheme based on solid-liquid phase change heat storage and gas-liquid phase change heat transfer, and completes the development and performance test of the cooling system. The experimental results show that the heat dissipation system can well meet the heat dissipation requirements of the high-power laser load and realize the stable operation of the 12KW high-power load in a short time, which has a good engineering application prospect.

high-power space laser loads; mechanically pumped two-phase loop (MPTL); phase change energy storage device; spacecraft thermal control

V416；TK124

A

1009-8518(2023)03-0069-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2023.03.008

陈祥贵，男，1998年生，2016年获中国石油大学（华东）能源与动力工程专业工学学士学位，现于中国空间技术研究院航空宇航科学与技术专业攻读硕士学位。主要研究方向为空间遥感器热控和空间两相流体回路。E-mail：ChenXG508@163.com。

赵振明，男，1980年生，2009年获北京航空航天大学工程热物理专业博士学位，研究员。主要研究方向为空间遥感器热控设计和两相换热技术。

2022-10-13

国家自然科学基金青年科学基金（51806010）

陈祥贵, 赵振明, 孟庆亮, 等. 大功率空间激光载荷短时散热系统实验研究[J]. 航天返回与遥感, 2023, 44(3): 69-78.

Chen Xianggui,Zhao Zhenming,MENG Qingliang, et al. Ground Experiment Research on Short-Time Heat Dissipation System under High Power Space Laser Load[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2023, 44(3): 69-78. (in Chinese)

（编辑：庞冰）