張興麗，陶國柱，葉 東

（1. 東北林業(yè)大學(xué) 機電工程學(xué)院，哈爾濱 150040； 2. 哈爾濱工業(yè)大學(xué) 衛(wèi)星技術(shù)研究所，哈爾濱 150001）

0 引言

微小飛行器具有體積小、重量輕、成本低、風(fēng)險小和研制周期短等優(yōu)勢，成為目前國際航天技術(shù)領(lǐng)域的研究熱點之一。然而，微小飛行器內(nèi)部電子設(shè)備的日趨多樣化以及高度集成化，給熱控設(shè)計帶來巨大的挑戰(zhàn)：一方面，微小飛行器的尺寸比較小，其產(chǎn)生的高密度熱流難以通過輻射散熱釋放到周圍環(huán)境中，容易導(dǎo)致分系統(tǒng)或設(shè)備局部高溫；另一方面，微小飛行器的熱容量較小，瞬態(tài)熱載荷及空間外熱流會導(dǎo)致飛行器的溫度產(chǎn)生較大波動。因此熱控設(shè)計在微小飛行器設(shè)計中成為影響產(chǎn)品可靠性的關(guān)鍵因素。

目前，微小飛行器熱控系統(tǒng)的設(shè)計、分析和試驗方法大多仍延用大衛(wèi)星的研制經(jīng)驗和技術(shù)平臺，多有不完全適用之處，亟需針對微小飛行器的熱控需求，積極探索新型且有效的熱控技術(shù)和方法，以促進微小飛行器的蓬勃發(fā)展。

石墨烯材料因具有極好的力學(xué)、電學(xué)性能和超高熱導(dǎo)率，在氣體傳感器、深空探測器等方面得到廣泛應(yīng)用。本文所述研究期望通過在衛(wèi)星散熱面鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層，使微小飛行器內(nèi)部溫度分布更加均勻，實現(xiàn)微小飛行器整星等溫化熱控設(shè)計目標(biāo)。研究中以某微小飛行器為例，通過熱分析軟件建立其在軌狀態(tài)下的節(jié)點網(wǎng)絡(luò)熱模型，分析不同厚度的石墨烯導(dǎo)熱層對微小飛行器瞬態(tài)溫度分布以及單機熱環(huán)境的影響，并且通過實驗方法驗證利用石墨烯鋪層實現(xiàn)微小飛行器等溫化的可行性。

1 某微小飛行器簡介

1.1 平臺結(jié)構(gòu)布局

本文研究的某微小飛行器采用立方體外形的板式結(jié)構(gòu)方案，外表面底板帶有對接環(huán)，頂板帶有載荷天線，側(cè)板帶有1 塊一體化安裝的太陽電池板和2 塊可展開的太陽電池板，參見圖1。該飛行器內(nèi)部的主承力結(jié)構(gòu)包括井字形的設(shè)備安裝板、用于與火箭連接的底板以及用于安裝載荷天線的頂板，主承力結(jié)構(gòu)外部是4 塊結(jié)構(gòu)側(cè)板。飛行器的內(nèi)部單機包括電源控制器、蓄電池、計算機、飛輪、陀螺、行波管放大器、信息處理器及變頻器等，參見圖2，其中行波管放大器的熱功耗為75 W，為主要熱源。

圖1 某微小飛行器的外形結(jié)構(gòu)示意Fig. 1 Configuration of the small aircraft

圖2 某微小飛行器的內(nèi)部設(shè)備及布局Fig. 2 Internal equipment and layout of the small aircraft

1.2 軌道及工作環(huán)境分析

該微小飛行器的工作軌道是高度880 km、傾角86.2°的圓軌道，軌道周期為102.6 min，軌道熱環(huán)境參數(shù)見表1。熱控計算時，按照-軸太陽電池陣對日定向計算得到飛行器外表面的外熱流密度，包括太陽輻射、地球反照以及地球紅外輻射的軌道平均外熱流密度，如表2 所示。

表1 某微小飛行器的軌道熱環(huán)境Table 1 Thermal parameters of the orbit of the small aircraft

表2 某微小飛行器各表面的平均外熱流密度Table 2 The average external heat flow density of the small aircraft單位：W/m2

1.3 散熱面設(shè)計

根據(jù)1.2 節(jié)的外熱流計算結(jié)果，該微小飛行器+、±和±艙板外表面吸收的外熱流密度小，且在1 個軌道周期內(nèi)的變化也較小，因此可以將這些艙板外表面的一定區(qū)域作為飛行器艙體的散熱面（圖3 中的黃色表面），計算得到飛行器各艙板的散熱面總面積為1.053 m。該微小飛行器的熱控設(shè)計中，從提高散熱面的散熱效果和熱穩(wěn)定性考慮，在散熱面上噴涂S781 白漆涂層；本文在此基礎(chǔ)上，在飛行器外板和S781 涂層中間鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層。目的是加快高熱耗單機向散熱面的導(dǎo)熱速度，同時增強微小衛(wèi)星內(nèi)部高溫單機與低溫單機之間的熱傳遞，以實現(xiàn)衛(wèi)星內(nèi)部的等溫化。本文設(shè)計中采用的石墨烯導(dǎo)熱層的原子層數(shù)在5 層及以上，熱導(dǎo)率已十分接近石墨塊體，約為1500 W/(m·K)。

圖3 某微小飛行器散熱面分布示意Fig. 3 Distribution of heat dissipation surfaces of the small aircraft

2 熱分析計算及結(jié)果

2.1 熱分析模型建立

根據(jù)熱控設(shè)計方案，利用有限元熱分析軟件建立該微小飛行器的熱分析模型，如圖4 所示。建模時，刪除圓角、倒角及連接孔等結(jié)構(gòu)特征，頂板、底板、4 塊側(cè)板及井字形設(shè)備安裝板采用殼單元；飛行器內(nèi)部各單機采用實體單元，并視為一個等溫體節(jié)點, 熱耗均勻分布在節(jié)點位置。微小飛行器內(nèi)部單機與艙板，艙板與散熱面間的導(dǎo)熱主要通過有限元軟件的熱耦合功能來仿真，例如：飛輪及支架與安裝板之間填充導(dǎo)熱填料，接觸面間的熱耦合系數(shù)設(shè)為10 W/(m·K)；頂板、底板、4 塊側(cè)板及井字形設(shè)備安裝板材料均為鋁合金，通過螺釘連接兩端，熱耦合系數(shù)設(shè)為150 W/(m·K)。

圖4 某微小飛行器熱分析模型Fig. 4 Thermal analysis model of the small aircraft

2.2 瞬態(tài)溫度場分析

利用Thermal Desktop 熱分析軟件對微小飛行器熱控進行熱分析計算，在建模時，使用SOLID 單元建立單機模型，并且在其質(zhì)心位置設(shè)置熱功耗。在獲取單機在軌溫度時，將其視為一個等溫體節(jié)點，獲得的是該單機的平均溫度。

圖5 和圖6 分別是高、低溫工況下該微小飛行器平臺單機中的計算機以及行波管放大器的溫度變化曲線，包括鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層前以及設(shè)置不同厚度的石墨烯導(dǎo)熱層后的對比?？梢钥吹剑涸O(shè)置石墨烯導(dǎo)熱層后各單機溫度均明顯降低，且隨著石墨烯導(dǎo)熱層厚度的增加，各單機溫度的降低幅度越來越大；石墨烯導(dǎo)熱層厚度為0.02 mm 時，計算機的最低溫度和最高溫度均比無導(dǎo)熱層時降低6 ℃左右，行波管放大器的最低溫度和最高溫度也分別降低2.5 ℃和3.5 ℃。這表明設(shè)置石墨烯導(dǎo)熱層可增強各單機與散熱面之間的熱傳遞，降低高熱耗單機工作狀態(tài)下對微小飛行器整體溫度的影響。

圖5 計算機的溫度變化曲線Fig. 5 Temperature curve of the computer

圖6 行波管放大器的溫度變化曲線Fig. 6 Temperature curve of the traveling-wave tube amplifier

表3 為該微小飛行器內(nèi)部各單機溫度計算結(jié)果及控溫范圍?？梢钥闯觯涸谠黾邮?dǎo)熱層前，除熱功耗較大的行波管放大器的溫度在高溫工況下超出控溫范圍外，飛行器內(nèi)其他各單機的溫度在高、低溫工況下均在控溫范圍之內(nèi)，且具有一定的余量；在增加石墨烯導(dǎo)熱層后，行波管放大器的溫度變化范圍隨著石墨烯導(dǎo)熱層厚度的增大而縮小，當(dāng)石墨烯導(dǎo)熱層厚度增大到0.02 mm 后，行波管放大器的溫度變化范圍由36.2 ℃減小到32.7 ℃，高溫工況下的溫度也降低到控溫范圍之內(nèi)。由此可見，石墨烯導(dǎo)熱層有利于微小飛行器的等溫化，能夠減小溫度振蕩對單機性能的影響。

表3 某微小飛行器內(nèi)部各單機溫度計算結(jié)果及控溫范圍Table 3 The temperature calculation results of the devices on the small aircraft

3 石墨烯導(dǎo)熱層等溫化效果實驗研究

3.1 實驗方案

為驗證利用石墨烯導(dǎo)熱層實現(xiàn)微小飛行器等溫化設(shè)計的可行性，對微小飛行器外艙板使用的鋁蜂窩夾層板進行加熱（從0 ℃開始加熱到80 ℃），利用紅外熱成像儀對其表面溫度進行測試。實驗裝置如圖7 所示，將2 塊鋁蜂窩夾層板作為側(cè)板通過粘貼導(dǎo)熱膠垂直固定在1 塊鋁蜂窩夾層底板上，兩側(cè)板位置平行；在底板和側(cè)板外表面分別粘貼不同厚度的石墨烯導(dǎo)熱層。

圖7 外板等溫化效果實驗驗證裝置Fig. 7 The experiment for outer plate isothermal effect

3.2 實驗結(jié)果

圖8 為鋪設(shè)不同厚度石墨烯導(dǎo)熱層的鋁蜂窩夾層板的紅外熱像圖?？梢钥吹?，在相同加熱條件下，隨著石墨烯導(dǎo)熱層厚度的增加，3 塊外板在加熱過程中的升溫速率加快，但底板與兩側(cè)板之間的溫差逐漸縮小，說明微小飛行器整體等溫化程度得到提高。

圖8 鋪設(shè)不同厚度石墨烯導(dǎo)熱層的鋁蜂窩板表面溫度分布示意Fig. 8 Temperature distributions of aluminum honeycomb plates with graphene layers of different thicknesses

在升溫過程中，在3 塊外板相同位置各取6 個特征測溫點，計算各外板最高溫度與最低溫度差值數(shù)據(jù)，如表4 所示。鋪設(shè)0.01 mm 厚石墨烯導(dǎo)熱層的外板比沒有鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層的外板等溫化程度提升接近50%。這說明石墨烯導(dǎo)熱層的厚度越大，外板面內(nèi)熱量越可快速擴散，與有限元仿真結(jié)果相一致。

表4 外板最高溫度與最低溫度差值Table 4 The difference between the maximum and minimum temperatures of the outer plate

上述實驗結(jié)果表明：鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層可避免外熱流變化導(dǎo)致微小飛行器外板溫度急劇升高；同時可以加速將外板熱量傳遞到星內(nèi)低溫區(qū)域，降低對主動加熱的需求，減少能源消耗。

4 結(jié)束語

本文提出利用石墨烯導(dǎo)熱層增強微小飛行器內(nèi)部傳熱以實現(xiàn)系統(tǒng)等溫化，并針對某微小飛行器的結(jié)構(gòu)和單機布局方案對其散熱面進行設(shè)計；通過有限元仿真方法建立精確的熱分析模型，分析高、低溫工況下石墨烯導(dǎo)熱層厚度對微小飛行器典型單機瞬態(tài)溫度場分布及熱環(huán)境的影響，發(fā)現(xiàn)在散熱面設(shè)置石墨烯導(dǎo)熱層可有效降低單機溫度及溫度波動幅值，有利于保證設(shè)備的正常運行；最后通過實驗方法驗證了利用石墨烯導(dǎo)熱層實現(xiàn)微小飛行器外板強化傳熱，提升飛行器整體等溫性的可行性。本研究有望為實現(xiàn)微小飛行器等溫一體化的熱控設(shè)計提供新的解決方案。