新型SSPCM嵌入式蜂窝散热器的集成实验与数值研究：用于低地球轨道（LEO）卫星航空电子设备的被动热控制

《COMPUTERS and EDUCATION》：Integrated experimental and numerical study of novel SSPCM-Embedded honeycomb heat sinks for passive thermal control in LEO satellite avionics

　　Mayank Maroliya | Sandip K. Saha
机械工程系，IIT Bombay，印度孟买400076

**摘要**
本研究探讨了一种用于低地球轨道（LEO）卫星航空电子设备的被动热管理系统，该系统采用了嵌入了固态-固态相变材料（SSPCM X55）的蜂窝面板。在真实的LEO条件下，通过实验和数值模拟评估了三种加热配置：平面加热器、盒式加热器以及组合加热器。这些条件包括不同的热负荷（7 W、11 W、15 W）、硬件工作周期（900 s/5100 s、1800 s/4200 s）以及轨道高度（300 km、800 km）。热性能通过阈值温度、加热器温度和新型的热耐久利用率（TEUR）来评估。值得注意的是，在7 W热负荷、900 s/5100 s的工作周期以及800 km的轨道高度下，组合加热器配置使设备在达到临界温度之前的运行时间延长了4.05倍。全面的能量-焓-经济性（3E）分析比较了这三种配置在所有操作参数下的表现。研究表明，组合加热器的平均能量存储效率最高（约61.2%），其次是盒式加热器（约56.3%）和平面加热器（约52.4%）。所有配置的焓效率均较低（<10%），表明电能有效转化为稳定的热能存储，且温度梯度很小。焓经济性评估表明，焓经济性因子始终接近1（0.985–0.994），这突显了资本投资相对于运营支出的主导成本作用。研究结果证明了SSPCM增强型蜂窝面板在提高安全性和成本效益方面的优势，能够在各种操作场景下提供更长的运行时间和更高的成本效益，为先进的卫星航空电子设备提供了可靠的被动热管理解决方案。这为下一代空间系统提供了紧凑且高效的温度控制能力。

**引言**
低地球轨道（LEO）卫星运行在极端且循环变化的热环境中。每次轨道运行时，卫星会交替穿过阳光区和阴影区——在阳光区，卫星接收直接太阳辐射；在阴影区，卫星受到地球的遮挡[1]。这种周期性的温度变化会对卫星子系统造成很大的影响，可能影响其运行可靠性。LEO卫星面临的主要热源包括：（1）照射在航天器上的直接太阳辐射（Qsolar）；（2）地球的漫反射辐射（Qalbedo）；（3）地球发出的红外辐射（Qearth,IR）；（4）卫星暴露表面发出的辐射（Qemit）；（5）卫星内部航空电子系统耗散的功率（Qgen）；（6）航天器热质量储存的能量在释放前的状态（Qstored）[2]。为了确保所有卫星子系统在阳光区和阴影区都能在最佳热条件下运行，需要复杂的热控制子系统（TCS）来管理这些同时存在且瞬变的熱负荷，从而防止因极端温度波动导致的故障[3]。

在这种环境下，热管理对于维持卫星的可靠性和性能至关重要。热控制子系统（TCS）确保所有卫星组件在其安全温度范围内运行，保护敏感电子设备免受极端高温或低温的影响[4]。现代卫星的航空电子架构集成了多个对温度敏感的子系统，如现场可编程门阵列（FPGA）和信号处理芯片，这些组件的工作温度范围通常为-20°C至70°C，而高功率射频放大器和DC-DC转换器在传输高峰期可达到80–90°C[5][6]。精密计时仪器和陀螺传感器需要在接近室温（20–30°C）的稳定环境下工作，以保持信号精度和控制精度[7]。表1展示了卫星电子组件的工作温度范围。这些温度限制是由于散热效率低下造成的，而卫星系统的微型化进一步加剧了这一问题，因为微型化增加了热流密度[8]。对于射频（RF）光子模块来说，这一问题尤为严重，因为它们在高度受限的空间内产生大量的循环和瞬变热负荷。小型卫星和立方体卫星（CubeSats）由于热容量低、电源资源有限、散热器表面积小以及质量约束严格，面临特别的热管理挑战[9]。这些因素使得微卫星/纳米卫星比大型卫星更难以进行热控制。NASA报告了纳米卫星存在的问题，包括由于散热限制导致的运行时间缩短，这突显了可靠热管理系统的迫切需求[10]。

为了降低电子故障的风险，卫星热管理系统（STMS）可分为主动型和被动型两类。主动型STMS包括加热器、散热器、百叶窗、热泵、泵送流体回路、制冷机和热电冷却器，虽然它们能提供响应迅速的控制，但在小型卫星中往往受到高功率需求、系统复杂性和维护成本的限制[11]。被动型系统（如散热器、多层绝缘材料（MLI）、热管、表面涂层和基于相变材料（PCM）的热能存储（TES）单元）无需消耗电力，因此成为小型航天器应用研究的重点[12][13][14]。其中，基于PCM的TES模块在相变过程中能够以近乎恒定的温度吸收大量潜热，特别适合管理LEO航空电子设备特有的间歇性和周期性热负荷[18][19]。Tachikawa等人[15]回顾了先进的航天器热控制材料，指出基于PCM的TES是小型卫星平台中最有前景的技术之一。Yamada和Nagano[16]展示了用于微卫星/纳米卫星的PCM热存储面板的轨道验证热性能，证实了其在实际LEO热循环下的温度抑制效果，并验证了被动PCM基面板的实际可行性。最近，Lv等人[17]全面回顾了航天器电子设备的热管理技术，指出间歇性工作周期加热是核心挑战，而潜热存储材料是下一代小型卫星航空电子设备热控制的关键技术。

热能存储（TES）材料分为显热存储（SHS）、热化学存储（TCHS）和潜热存储（LHS）。LHS因其高体积能量存储密度和等温吸热能力而在航天器应用中特别有效[18][19]。在LHS材料中，相变材料（PCMs）根据相变机制分为固态-液态PCM（SLPCMs）和固态-固态PCM（SSPCMs）。SLPCMs具有较高的潜热容量，但由于熔化时的体积膨胀、微重力下的泄漏风险、固化过程中的过冷现象以及长期热循环稳定性有限，在卫星应用中存在局限性[20]。SSPCMs通过在不改变物理状态的情况下进行晶体结构重组来克服这些限制，从而消除了泄漏和体积变化的问题，同时保持了显著的潜热吸收能力[21]。Fallahi等人[22]研究了固态-固态PCM的分子结构和热性能，发现多元醇及相关有机化合物（如新戊基二醇（NPG）、戊二糖醇（PE）和三甲基氧杂环己烷（TAM）在适合电子设备热管理的温度范围内具有固态-固态相变，其潜热值与许多液态-固态PCM相当。Gao和Lin[23]通过实验表征了NPG、TAM和它们的混合物作为太阳能存储的固态-固态PCM，报告了100–200 J/g的潜热值和稳定的热循环性能。Sari等人[24]展示了聚乙二醇接枝苯乙烯共聚物作为新型SSPCM，在重复循环中具有稳定的热能存储性能，进一步扩展了可用于热控制的应用材料范围。Maroliya等人[25]对比评估了具有相似热性能的固态-固态PCM和固态-液态PCM在航空电子设备冷却中的应用，为选择合适的PCM提供了指导。SSPCMs具有定向热存储和传导能力，无需流体移动，非常适合卫星应用，尤其是在卫星系统中方向可能变化的情况下。因此，SSPCMs相比SLPCMs具有明显优势，特别是在空间受限的环境中。

多项实验研究了基于SSPCM系统的热行为。Cyril等人[26]研究了一种无壁散热器，该散热器结合了形状稳定的相变材料（FS-PCM），在1000次热循环后表现出优异的稳定性，添加1 wt%的多壁碳纳米管和石墨烯纳米片后，热导率分别提高了61.73%和84.48%。实验结果显示，散热器平均温度降低了29.51–106.33%，航空电子系统的运行温度最高降低了9.77%。Praveen等人[27]研究了使用新戊基二醇（NPG）和氧化铜（CuO）纳米颗粒的固态-固态纳米增强PCM在散热器中的应用，添加3% CuO后，设备在达到60°C之前的运行时间延长了2.36倍。Wu等人[28]证明，将形状稳定的PCM集成到航天器热系统中可以有效降低峰值温度。尽管有这些优点，SSPCM的一个关键限制是其固有的低热导率，这限制了有效的热传递，进而影响了整体热控制性能[29]。为了提高SSPCM的热导率，已经研究了多种增强技术，包括金属鳍结构[30][31][32]、纳米颗粒分散[33][34][35]、金属泡沫集成[36][37][38]以及微通道配置[40][41][42][43]。

在探索的PCM热管理几何结构中，蜂窝结构因其出色的机械刚性、低质量和高的表面积与体积比而受到航空航天和航空电子应用的关注，这种结构促进了结构壁与嵌入PCM之间的高效热交换。受天然六边形蜂窝最佳几何特性的启发，Abhat[44]进行了最早的系统性实验研究，建立了蜂窝-PCM复合材料系统中瞬变热存储行为的基础理解。Pal和Joshi[45]随后为航空电子设备开发了蜂窝-PCM热控制模块（TCMs）的理论和实验框架，证明了其在代表航天器系统的电子热负荷下的实际可靠性和热调节效果。Kim等人[46]分析了由蜂窝板、PCM和热管组成的复合热控制元件的热性能，发现PCM和热管的集成有效管理了热能，降低了最高温度并提高了最低温度。Xie等人[47]研究了填充有形状稳定PCM的铝蜂窝核心，发现蜂窝壁-传导网络在稳定循环加热过程中更均匀地分布了相变活动，优于平面或带鳍片的PCM配置。Kant等人[48]研究了封装在金属蜂窝换热器中的正十八烷的熔化动力学，确定了单元侧长和壁厚是影响能量存储率和热阻降低的两个最重要参数——这些发现直接指导了本研究中铝蜂窝散热器的几何设计。

尽管上述研究涵盖了卫星热管理、SSPCM热存储和蜂窝散热器配置的广泛领域，但仍存在明显的空白。现有的SSPCM研究主要在恒定或简化的循环加热条件下进行，且针对的是平面或带鳍片的散热器几何形状，没有复制实际的轨道热环境。蜂窝-PCM研究大多使用固态-液态PCM，侧重于地面应用，或者仅依赖于数值模拟，而没有在真实卫星运行条件下进行全面的实验验证。此外，加热器配置的影响（代表卫星中不同热输入源的关键参数）尚未得到系统研究。例如Elshaer等人[49]对卫星航空电子设备的PCM模块进行的实验研究仅使用了电加热器和珀尔帖冷却器来模拟热负荷，没有考虑轨道循环、太阳辐射模拟或加热器配置的比较，且仅使用了固态-液态PCM。值得注意的是，之前没有研究系统地探讨过在加热器配置、热负荷大小、工作周期和轨道高度综合影响下的SSPCM填充蜂窝面板——这四个参数共同定义了LEO卫星航空电子设备热管理的实际运行范围。

本研究通过提出一种集成的实验和数值分析方法，研究了填充有固态-固态相变材料（SSPCM X55）的铝蜂窝面板（SHP）在LEO卫星中用于RF航空电子模块的被动热管理性能。SHP在真实的轨道条件下进行了评估，包括两种轨道高度（300 km和800 km）下的交替阳光和阴影工作周期、两种硬件开启/关闭周期（900 s/5100 s和1800 s/4200 s）以及三种热负荷（7 W、11 W、15 W），并考察了三种不同的加热器配置：（i）模拟RF模块热输入的平面表面加热器；（ii）模拟环路热管蒸发器部分内部热输入的盒式加热器；（iii）同时激活的两种加热器的组合配置。这项工作的新颖之处在于它采用了一种整体的方法来评估用于卫星热管理的SSPCM蜂窝面板。首先，该研究系统地比较了三种不同的加热器配置：平面型、盒式和组合型，在真实的近地轨道（LEO）热循环条件下进行了实验，以捕捉不同热源分布对SSPCM利用的影响。其次，采用了综合的能量-熵-经济（3E）分析方法，不仅提供了热力学性能指标，还从经济角度分析了所提出系统的成本效益。第三，研究引入了热耐久利用率（TEUR）这一新指标，用于量化安全运行时间的延长，从而能够直接比较不同配置和运行条件下的性能。第四，研究涵盖了两个轨道高度（300公里和800公里）以及两个硬件工作周期（900秒/5100秒和1800秒/4200秒），以考察轨道参数对热性能的影响。第五，基于累积能量-温度方法的半经验数值模型被开发出来，并通过广泛的实验数据进行了验证，证明了其在类似太空条件下的准确预测瞬态热行为的能力。这种实验严谨性、热力学经济分析和数值验证的结合，代表了相较于以往研究的重大进步，为下一代卫星航空电子设备的被动热管理解决方案的设计和优化提供了一个全面的框架。

**系统配置与问题表述**
本研究考察了蜂窝面板的三维几何结构，排除了端部效应，使用了尺寸为76.8 × 26 × 36.3毫米3（长×宽×高）的铝合金（Al 6061）散热器。选择六边形蜂窝图案是因为它与卫星航空电子系统中常用的芯片模块的几何规格兼容。图1(a)-d)展示了蜂窝散热器结构的不同视角。

**蜂窝面板配置**
在本研究中，蜂窝面板被专门设计用来模拟卫星航空电子系统的热接口条件。面板的尺寸为76.8毫米×25.4毫米×36.3毫米，与典型模块的几何形状相匹配。使用受控热源作为电阻加热器来模拟环路热管系统的热行为。聚酰胺平面加热器（Omega Engineering Ltd.）用于模拟射频模块的表面热辐射。而在充电过程中，则使用盒式加热器。

**仿真模型**
开发了一个基于有限体积法（FVM）的综合性三维计算模型，用于研究在真空环境中充满SSPCM的蜂窝散热器面板的瞬态热行为。该研究考察了不同的热负荷和工作周期，并采用了一种基于累积能量-温度关系的新半经验方法来模拟X55 SSPCM的相变，这与传统的基于焓的方法不同。

**数值模型验证**
图5(a)和5(b)详细比较了在6瓦、10瓦和14瓦热负荷下，以及900秒/5100秒工作周期下，平面加热器和盒式加热器的温度分布。验证在6瓦、10瓦和14瓦下进行，以避免与后续章节中呈现的主要实验结果重复。这一范围确立了模型在6-15瓦区间内的可靠性，涵盖了所有使用的热负荷。

**结论**
总之，本研究对用于卫星航空电子设备中射频模块热管理的固体-固体相变材料（SSPCM）填充蜂窝面板进行了全面的实验和数值研究。实验和数值模拟涵盖了三种配置（平面型、盒式和组合型加热器），在不同的循环热负荷（7-15瓦）、硬件开/关周期（900秒/5100秒、1800秒/4200秒）以及轨道高度（300公里、800公里）下进行。

**作者贡献声明**
Mayank Maroliya：撰写原始草稿、验证、软件开发、方法论、数据整理、概念化。
Sandip K. Saha：撰写审稿与编辑、监督、项目管理、方法论、概念化。

**利益冲突声明**
作者声明他们没有已知的可能会影响本文所述工作的财务利益或个人关系。

**致谢**
作者衷心感谢印度政府科技部提供的财政支持（EEQ/2021/000004）。