熱管技術在航天器熱控制中的應用

李德富, 劉小旭, 鄧 婉, 王 瑾，陳 益

（北京宇航系統工程研究所，北京 100076）

熱管技術在航天器熱控制中的應用

李德富, 劉小旭, 鄧 婉, 王 瑾，陳 益

（北京宇航系統工程研究所，北京 100076）

熱管技術在航天器等溫化、熱傳遞、散熱和儀器設備熱控制等方面具有廣泛應用。文章介紹了熱管的工作原理、分類及熱控制應用考慮的因素；評述了熱管技術在國內外航天器熱控制中的應用進展；指出了熱管技術進一步發展的方向。發展新型熱管和提高熱管傳熱能力將是今后熱管技術的研究重點。

熱管技術；航天器；熱控制

0 引言

熱管的發明可追溯到20世紀60年代[1]，隨后美國、俄羅斯、歐盟、中國等國家/組織的研究機構開展了大量的研究工作，促進了熱管技術的大力發展[2]。熱管具有2大優點：一是依靠工質的相變傳熱，具有高導熱性能，可以在小溫差下傳遞很大的熱量；二是沒有運動部件，具有高可靠性。

熱管技術在熱力工程、余熱回收、太陽能利用、化學工業和能量存儲等領域具有廣泛應用[3]。空間為微重力環境，熱管能充分顯示其優越性能，在空間領域尤其在航天器熱控制技術中具有大量應用。本文綜合評述了熱管的工作原理和分類，熱管技術在航天器熱控制中的應用，以及熱管技術發展方向。

1 熱管的工作原理及應用考慮的因素

1.1 熱管的工作原理及分類

典型的熱管由管殼、管芯和工質組成，其工作原理如圖1所示[4-7]。

圖1 熱管工作原理示意圖Fig.1 Working principle of heat pipe

熱管有很多分類形式，分類方法主要有傳熱方向、熱導是否變化、工質工作方式、工作溫度、結構形式、工質組成以及工質液體回流動力等，詳見表1[2,8-9]。其中，可變熱導熱管可細分為冷儲氣室可變熱導熱管、熱儲氣室可變熱導熱管、機械反饋式可變熱導熱管和電反饋式可變熱導熱管；毛細泵熱管可分為毛細抽吸兩相流體回路（capillary pumped loop, CPL）熱管和環路熱管（loop heat pipe, LHP）。熱管按照工質的工作方式可分為物理熱管和化學熱管，一般的熱管均為物理熱管，即通過工質的相變傳熱；而化學熱管則通過可逆化學反應的吸熱和放熱進行熱量的傳輸。

表1 熱管分類Table 1 Types of heat pipes

1.2 熱管技術應用考慮的因素

航天器上應用熱管技術時應考慮以下幾個方面[6]：

1）熱管的工作溫度和傳熱能力要滿足熱控設計要求，在熱管生產和安裝過程中的溫度必須低于熱管使用溫度。

2）在熱管應用設計時，需要進行熱管與冷源、熱源之間的熱耦合設計，使它們之間的熱阻盡可能小，熱管的走向盡可能避免不必要的彎折。

3）自旋航天器上的熱管安裝應保證工質液體能夠回流。

4）熱管在正式使用之前要進行充分的熱試驗和力學環境試驗，確保具有高可靠性。

2 熱管技術在航天器熱控制中的應用

2.1 普通槽道熱管的應用

自從1968年美國Geos-II衛星第一個采用熱管作為衛星熱控元件后，熱管就成為航天器熱控最有效的手段之一[10]。中國第一次應用熱管的衛星是1976年發射的返回式衛星[7]。普通槽道熱管在航天器熱控制中主要用于等溫化、散熱和儀器設備熱控制，國內外航天器上熱管應用情況如表2所示。

表2 槽道熱管在航天器上的應用Table 2 Spacecraft applications of grooved heat pipes

2.2 CPL和LHP的應用

CPL與LHP的工作原理（參見圖2[4,7]）基本相同，最大的區別是LHP的蒸發器和補償器連在一起，無單獨的儲液器。CPL和LHP的優點有[27]：1）具有較大的反重力能力；2）適應復雜布局和彎曲傳遞路徑；3）具有強烈的二極管特性；4）可用作固定熱導和變熱導傳熱元件；5）熱收集和熱排散部件分開，可對傳熱和結構進行優化；6）對不凝氣體具有較好的適應性。

CPL在航天器上的應用見表3，LHP的應用見表4和表5。CPL主要用于儀器設備熱控制，LHP主要用于航天器儀器設備熱控制和可展開式輻射器傳熱元件。

圖2 CPL和LHP工作原理示意Fig.2 Schematic diagram of CPL and LHP

表3 CPL在航天器上的應用Table 3 Spacecraft applications of CPLs

表4 LHP在航天器上的應用Table 4 Spacecraft applications of LHPs

表5 基于LHP的可展開式輻射器Table 5 Deployable radiators with loop heat pipe

表5 （續）

2.3 可變熱導熱管的應用

可變熱導熱管通過改變冷凝段的長度對熱管的工作溫度進行控制，國內外大量采用可變熱導熱管進行了熱負荷變化和外界環境劇烈變化的航天器熱控制。

美國OAO-C航天器上驗證了可變熱導熱管在儀器設備熱功耗和空間外熱流變化時的溫度穩定性[43]。NASA采用3根不銹鋼-甲醇可變熱導熱管對通信衛星的發射機進行溫度控制[44]。MAROTS衛星采用 6根可變熱導熱管組成的輻射器實現了放大器溫度30～40 ℃、放大器之間溫差小于5 ℃的溫度控制[45]。美國航天飛機的儀器機柜采用 20根 U形可變熱導熱管進行熱控制[46]。歐洲火星生物學探測器采用可變熱導熱管將放射性同位素熱源的熱量引入艙體內部以滿足晝/夜對熱耗需求的變化[47]。“嫦娥三號”探測器的著陸器采用14根可變熱導熱管實現了艙內儀器設備在地-月轉移段、環月段、月晝階段和月夜階段的熱控制[48]。

3 熱管技術的發展方向

3.1 新型熱管

3.1.1 脈動熱管

脈動熱管是Akachi于1990年發明的一種新型熱管[49]，由毛細管彎曲而成，抽真空后注入工質，工質在管內以液塞和氣塞的形式存在。當一端加熱，另一端冷凝時，液塞和氣塞在壓差的作用下會隨機振蕩，從而將熱量由加熱端傳向冷凝端[50]。根據管路的走向，脈動熱管分為回路型、開路型和帶控制閥的回路型3種，如圖3所示[51]。

脈動熱管無毛細芯、體積小、結構簡單、傳熱性能好，在空間電子設備的熱控制方面具有廣泛的應用前景[52-53]。Gu等[54]測試了1g～2.5g和0.02g下，工質為R-114的鋁板脈動熱管的特性。試驗結果顯示微重力下脈動熱管的特性好于正常重力和超重力下的特性，經分析表明脈動熱管能用于長期微重力環境，可用于空間儀器設備熱控制。Rieh等[55]對開路型脈動熱管用于預警系統設備熱控制的特性進行了試驗研究，結果表明脈動熱管用于預警系統電子設備能滿足熱控要求。

圖3 脈動熱管Fig.3 Pulsating heat pipes

3.1.2 吸附式熱管

為解決傳統CPL和LHP在發射和變軌過程中會受到飛行器加速和振動的影響，以及低溫LHP存在超臨界狀態下的啟動困難等問題，Vasiliev等[56]提出了吸附式熱管（sorption heat pipe, SHP）技術。SHP是熱管與固體吸附制冷機的組合體，由吸附床（吸附/解吸）和冷凝/蒸發段組成（如圖4所示），可用作低溫制冷器和低溫存儲系統，用于冷卻紅外遙感探測設備[56]。

圖4 吸附式熱管Fig.4 Sorption heat pipe

SHP工作原理為[56]：通過加熱器加熱吸附器后，工質蒸氣從吸附器中解吸出來，在熱管冷凝段多孔芯中凝結為液體；部分液體在壓差作用下通過多孔閥門進入熱管蒸發器內，另一部分液體由于熱管多孔芯的毛細力作用返回吸附器。當吸附器解吸停止時關閉加熱器，液態工質聚集在熱管蒸發器中，使吸附器的壓力降低。當儲液器中的液體蒸發時，將使冷卻空間的溫度降低。當液體完全蒸發后，吸附器充滿飽和蒸氣，多孔閥門關閉，在熱管翅片的冷卻下吸附器慢慢冷卻到環境溫度，完成對蒸氣的吸附，從而完成一個循環。Vasiliev等[56]通過對吸附器與LHP結合的試驗表明，相同尺寸SHP的傳熱能力超過普通LHP的3倍（氨工質），并且不受空間重力加速度和振動的影響。

3.1.3 微小型熱管

微小型熱管用于解決儀器設備內部高熱流密度元器件的散熱和微小衛星的熱控制[57]。微小型通道具有換熱系數高和單位流動體積傳熱面積大的優點，能排散熱流密度為100～1000 W/cm2的熱量[58]。

文獻[59-61]根據水力直徑Dh的大小對流動類型進行了分類，50 μm＜Dh≤600 μm為微型通道流動，600 μm＜Dh≤3 mm為小型通道流動，Dh＞3 mm為常規通道流動。微型熱管具有不同的形狀，如圖5所示[62-63]。中國空間技術研究院總體部研制了φ3 mm和φ5mm軸向槽道微小型熱管，如圖6所示[57]。直徑φ3mm微小型熱管20 ℃時的最大傳熱能力可達3.2 W·m，蒸發和冷凝換熱系數比常規尺寸熱管高1個數量級，達105W/(m2·K)量級[57]。

圖5 微型熱管截面形狀Fig.5 Cross sections of micro heat pipes

圖6 微小型軸向槽道熱管截面Fig.6 Cross sections of micro-grooved and miniaturegrooved heat pipes

3.2 提高熱管的傳熱能力

隨著航天器有效載荷儀器設備功耗的增加，需要提高熱管傳熱能力才能滿足儀器設備熱控的需求。增大熱管傳熱能力主要有2項措施：一是擴展蒸發傳熱表面；二是優化槽道熱管幾何尺寸[64]。

在擴展蒸發傳熱表面的研究方面：Vasiliev等[64]提出了在梯形槽道增加多孔薄層的方法提高毛細力和擴展蒸發面積，如圖7所示。Wang和Catton[65]的分析研究表明，三角形槽道內增加多孔薄層時，蒸發傳熱能力可增強3～6倍。Vasiliev Jr等[64]通過對 ?形槽道熱管增加多孔薄層的試驗研究表明，在熱管蒸發段布置多孔薄層，冷凝段不布置多孔薄層時，具有更大的傳熱能力。

圖7 梯形槽道蒸發示意圖Fig.7 Sketch map of evaporation of trapezoidal grooves

在優化槽道熱管幾何尺寸的研究方面，俄羅斯和美國聯合研制的 ?形槽道熱管的最大傳熱能力提高了50%以上；中國空間技術研究院總體部研制的?形槽道熱管（如圖8所示）比矩形和梯形槽道熱管傳熱能力普遍提高了2倍以上[66]。

圖8 中國空間技術研究院研制的?形熱管Fig.8 ?-grooved heat pipes developed in CAST

3.3 CPL和LHP的發展方向

CPL和LHP的發展方向為：多蒸發器/多冷凝器研究；微小型CPL和LHP研究；低溫CPL和LHP研究。

3.3.1 多蒸發器/多冷凝器CPL和LHP

多蒸發器/多冷凝器CPL和LHP的應用場合包括[67]：1）儀器設備功耗大且尺寸較大時，可將多個獨立的蒸發器布置在一塊冷板上收集熱量；2）多個熱源分布在不同位置時，需布置多個蒸發器滿足熱量收集要求；3）當熱沉分布在不同位置時，需布置多個冷凝器。多蒸發器/多冷凝器 LHP如圖9所示[67]。

圖9 多蒸發器/多冷凝器LHP示意圖Fig.9 Schematic diagram of multiple evaporator/condenser LHP

美國CAPL3試驗驗證了多蒸發器CPL在微重力環境中的啟動特性，實現了可靠啟動、連續工作和熱負荷共享。此次試驗的CPL有4個蒸發器，其中2個安裝在1塊冷板上，另外2個獨立存在，具有8個冷凝器[68-69]。

俄羅斯研制的雙蒸發器/雙冷凝器LHP傳熱能力為1100～1400 W，蒸發器外徑24 mm[67]。當帶有獨立儲液器的蒸發器數量增加到3～4個時，整個系統的尺寸和體積會急劇增加而不能實際使用，為此，美國Swales Aerospace公司研制了3蒸發器LHP，這3個蒸發器共用1個儲液器，儲液器與蒸發器之間無毛細連接[70]。

3.3.2 微小型CPL和LHP

微小型CPL和LHP能滿足小型航天器熱控和高熱流密度電子器件散熱的需要。

美國的 Kirshberg等[71]設計了蒸發器尺寸為1 mm×2 mm，液體管路和蒸氣管路長35 mm的微型CPL，傳熱量為8.5 W，如圖10所示。美國的Meyer和Phinney[72]設計了13 mm×30 mm的小型CPL用于冷卻高熱流密度元器件。NASA的Ku等[73]設計了蒸發器外徑為7 mm、管路外徑為1.6 mm的小型LHP，測試結果表明蒸發器熱負荷在0.5～100 W范圍內變化時LHP具有較好特性。韓國的Moon和Hwang[74]研制了傳熱量為 8.5 W、蒸發器尺寸為9 mm×10 mm的小型CPL。

圖10 微型CPL示意圖Fig.10 Schematic diagram of the micro-CPL

俄羅斯的Maydanik等[67,75]研制了多種微小型LHP（見圖11），其中蒸發器直徑為5 mm和6 mm的LHP傳熱量分別為70 W和130 W。美國研制了小型雙蒸發器/雙冷凝器 LHP，傳熱量為 5～100 W[76]。

圖11 小型LHP示意圖Fig.11 Miniature LHPs

3.3.3 低溫CPL和LHP

為了提高低溫探測設備的控溫精度，需要發展低溫CPL和LHP。

NASA于1998年的STS-95任務中搭載低溫CPL進行了試驗，工質為氮氣，重191 g，有效熱傳輸長度為0.25 m，80 K時約傳遞2.5 W冷量，如圖12所示[77]。NASA還在地面測試了以氖和氫為工質的低溫CPL，氖CPL在30～38 K時能傳遞1～5 W 冷量，氫 CPL在 18～25 K時能傳遞超過1 W冷量[78]。

圖12 STS-95任務搭載的低溫CPLFig.12 Nitrogen-based cryogenic CPL

美國研制了氫LHP，試驗表明在24 K時能傳遞9.8 W冷量[79]。中國科學院上海技術物理研究所研制了乙烷為工質的低溫 LHP，試驗表明可傳遞12 W冷量[80]。

4 結束語

熱管技術在航天器熱控制中得到了廣泛應用，解決了衛星、飛船、航天飛機、上面級和深空探測器等航天器的熱控制難題。隨著航天技術的發展，對熱管技術的發展提出了新的要求，需要發展脈動熱管、吸附式熱管、微小型熱管等新型熱管技術，進一步發展CPL和LHP技術，持續增大熱管的傳熱能力。

（

）

[1]GROVER G M, COTTER T P, ERICKSON G F.Structures of very high thermal conductance[J].Journal of Applied Physics, 1964, 35(6): 1990-1991

[2]莊駿, 張紅.熱管技術及其工程應用[M].北京: 化學工業出版社, 2000: 1-7

[3]REAY D A, KEW P A, MCGLEN R J.Heat pipe: theory, design and applications[M].Oxford: Butterworth-Heinemann, 2014: 175-203

[4]GILMORE D G.Spacecraft thermal control handbook: Volume I fundamental technologies[M].California: The Aerospace Press, 2002: 489-521

[5]何知朱.新型熱控材料器件及應用[M].北京: 宇航出版社, 1988: 56-80

[6]閔桂榮.衛星熱控制技術[M].北京: 宇航出版社, 1991: 393-460

[7]侯增祺, 胡金剛.航天器熱控制技術——原理及其應用[M].北京: 中國科學技術出版社, 2007: 145-176

[8]馬同澤, 侯增祺, 吳文銧.熱管[M].北京: 科學出版社, 1983: 4-5

[9]伊凡諾夫斯基M N.熱管的物理原理[M].北京: 中國石化出版社, 1991: 11-20

[10]HARKNESS R E.The GEOS-II heat pipe system and its performance in test and in orbit: APL-TG-1049[R]

[11]STIPANDIC E A.Spacecraft application of heat pipes: AIAA 1976-241[R]

[12]MARSHBURN J P.Heat pipe investigations: NASATM-X-66072[R]

[13]BERGER M E, KELLY W H.Application of heat pipes to ATS-F spacecraft: ASME 1973-ENAs-46[R]

[14]JOHNSTON JR W A.ATS-6 experimental communications satellite - a report on early orbital results: AIAA 1975-284[R]

[15]候增祺.熱管在中國航天器上的應用[C]//第三屆全國熱管會議論文集.重慶: 重慶大學, 1991: 9-16

[16]LEE S C, COLLINS R L.System thermal analyses of the inertial upper stage: AIAA 1985-0406[R]

[17]PLEASANT R L.Heat pipes for upper stage avionics thermal control: AIAA 1978-0455[R]

[18]侯增祺, 文耀普.工作于自旋衛星上的熱管[C]//第二屆全國熱管會議論文集.北京: 中科院工程熱物理研究所, 1988: 165-172

[19]徐濟萬.俄羅斯飛船熱控系統[J].航天器工程, 1994(2): 39-46 XU J W.Thermal control system of Russia spaceship[J].Spacecraft Engineering, 1994(2): 39-46

[20]江經善.實踐五號衛星熱控分系統的研制[C]//第五屆空間熱物理會議論文集.北京: 北京空間飛行器總體設計部, 2000: 46-53

[21]張桂蘭, 周佐新.中星22號通信衛星熱設計[J].航天器工程, 2002, 11(1): 24-27 ZHANG G L, ZHOU Z X.Thermal design for communication satellite[J].Spacecraft Engineering, 2002, 11(1): 24-27

[22]邵興國, 向艷超, 譚滄海.嫦娥一號衛星熱控設計中熱管的應用及驗證[J].航天器工程, 2008, 17(1): 63-67 SHAO X G, XIANG Y C, TAN C H.Heat pipe applications and test in Chang’e-1 satellite[J].Spacecraft Engineering, 2008, 17(1): 63-67

[23]向艷超, 邵興國, 劉自軍, 等.嫦娥一號衛星熱控系統及其特點[J].航天器工程, 2008, 17(5): 42-46 XIANG Y C, SHAO X G, LIU Z J, et al.Thermal control system and Its characteristics of Chang’e-1[J].Spacecraft Engineering, 2008, 17(5): 42-46

[24]黃家榮, 范宇峰, 劉炳清, 等.“神舟七號”飛船熱控分系統設計和在軌性能評估[J].中國空間科學技術, 2009, 29(5): 1-7 HUANG J R, FAN Y F, LIU B Q, et al.Design and on-orbit performance evaluation of thermal controlsystem for SHENZHOU-7 spaceship[J].Chinese Space Science and Technology, 2009, 29(5): 1-7

[25]麻慧濤, 高曉明, 杜卓林.環境減災-1A、1B衛星熱設計與飛行驗證[J].航天器工程, 2009, 18(6): 88-92 MA H T, GAO X M, DU Z L.Thermal design and flight validation for HJ-1A/1B[J].Spacecraft Engineering, 2009, 18(6): 88-92

[26]王磊, 文耀普.環境C衛星熱系統設計與在軌驗證[J].空間科學學報, 2015, 35(2): 224-229 WANG L, WEN Y P.Thermal design and flight validation of HJ-l-C[J].Chinese Journal of Space Science, 2015, 35(2): 224-229

[27]NIKITKIN M, CULLIMORE B.CPL and LHP technologies: what are the difference, what are the similarities: SAE 981587-1998[R]

[28]MCINTOSH R, KAYLOR M, BUCHKO M, et al.Capillary pump loop cooling system for the NICMOS instrument: SAE 981814-1998[R]

[29]KU J, OTTENSTEIN L, BUTLER C D, et al.Thermal performance of capillary pumped loops onboard Terra spacecraft: SAE 2004-01-2504[R]

[30]MAYDANIK YU, FERSHTATER YU, PASTUKHOV V.Thermoregulation of loops with capillary pumping for space use: SAE 921169-1992[R]

[31]ORLOV A A, GONCHAROV K, KOTLIAROV E Y, et al.The loop heat pipe experiment on board the GRANAT spacecraft[C]//Proceedings of the Sixth European Symposium.Noordwijk: Space Environmental Control Systems, 1997: 341-353

[32]GONCHAROV K, NIKITKIN M N, GOLOVIN O, et al.Loop heat pipes in thermal control systems for Obzor spacecraft: SAE 951555-1995[R]

[33]BAKER W B, BIENERT W B, DUCAO A S.Loop heat pipe flight experiment: SAE 981580-1998[R]

[34]MICHAEL K C.Thermal vacuum/balance test results of Swift BAT with loop heat pipe thermal system: AIAA 2004-5683[R]

[35]HOANG T T, ARMIGER W J, BALDAUFF R W, et al.Performance of COMMx loop heat pipe on TacSat 4 spacecraft: AIAA 2012-3498[R]

[36]寧獻文, 蘇生, 陳陽, 等.月地高速再入返回器熱控設計及實現[J].中國科學: 技術科學, 2015, 45(2): 145-150 NING X W, SU S, CHEN Y, et al.Design and implementation of circumlunar return and reentry spacecraft thermal control system[J].Scientia Sinica (Technologica), 2015, 45(2): 145-150

[37]TJIPTAHARDJA T, AMIDIEU M, OOST S V, et al.Development of deployable radiators at Alcatel Space: SAE 2000-01-2455[R]

[38]GONCHAROV K, ORLOV A, TARABRIN A, et al.1500W deployable radiator with loop heat pipe: SAE 2001-01-2194[R]

[39]KAWASAKI H, NODA H, YABE T, et al.Characteristics of reservoir embedded loop heat pipe in deployable radiator on ETS-VIII at beginning of the experiment under orbital environment: AIAA 2008-3926[R]

[40]KAWASAKI H, OKAMOTO A, HATAKENAKA R, et al.Reservoir embedded loop heat pipe under orbital environment in three years: AIAA 2010-6059[R]

[41]KROTIUK W J, CROWLEY C J, ROZZI J C.Propylene loop heat pipe with a lightweight, flexible, deployable radiator[C]//Space Technology and Applications International Forum.New Mexico: AIP, 2002: 37-48

[42]丁汀, 郭霖, 張紅星, 等.空間熱管技術發展現狀及未來趨勢[C]//第十三屆空間熱物理會議論文集.上海: 上海交通大學, 2012: 1-7

[43]KIRKPATRICK J P, MARCUS B D.A variable conductance heat-pipe flight experiment: AIAA 1971-411[R]

[44]ALEXOVICH R E.Performance of the 12 GHz, 200 Watt transmitter experiment package for the Hermes satellite: NASA-TM-73804[R]

[45]SAVAGE C J, AALDERS B G M, KREEB H.A variable-conductance heat pipe radiator for MAROTSType communication spacecraft[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1979, 16(3): 176-180

[46]黃家榮.常用主動熱排散技術及其在載人航天器上的應用[J].載人航天, 2004(6): 24-27 HUANG J R.Active heat removal technology for manned spacecraft[J].Manned Spaceflight, 2004(6): 24-27

[47]WINNENDAEL M V, BAGLIONI P, VAGO J.Development of the ESA ExoMARS rover[C]//The 8thInternational Symposium on Artificial Intelligence, Robotics and Automation in Space.Munich, ESA, 2005: 1-8

[48]劉自軍, 向艷超, 斯東波, 等.嫦娥三號探測器熱控系統設計與驗證[J].中國科學: 技術科學, 2014, 44(4): 353-360 LIU Z J, XIANG Y C, SI D B, et al.Design and verification of thermal control system for Chang’e-3 probe[J].Scientia Sinica (Technologica), 2014, 44(4): 353-360

[49]AKACHI H.Structure of a heat pipe: US Patent, 4921041[P], 1990

[50]MAMELI M, ARANEO L, FILIPPESCHI S, et al.Thermal response of a closed loop pulsating heat pipe under a varying gravity force[J].International Journal of Thermal Sciences, 2014, 80(3): 11-22

[51]HAN X H, WANG X H, ZHENG H C, et al.Review of the development of pulsating heat pipe for heat dissipation[J].Renewable and Sustainable EnergyReviews, 2016, 59(2): 692-709

[52]ZHANG Y, FAGHRI A.Oscillatory flow in pulsating heat pipes with arbitrary number of turns[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 2003, 17(3): 340-347

[53]TAFT B S, WILLIAMS A D, DROLEN B L.Review of pulsating heat pipe working fluid selection[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 2012, 26(4): 651-656

[54]GU J, KAWAJI M, FUTAMATA R.Effects of gravity on the performance of pulsating heat pipes[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 2004, 18(3): 370-378

[55]RIEH R R, CACHUTé L DE O.Thermal control of surveillance systems using pulsating heat pipe and heat pipes: AIAA 2013-3664[R]

[56]VASILIEV L, VASILIEV JR L.Sorption heat pipe: a new thermal control device for space and ground application[J].International Journal of Heat and Mass Transfer, 2005, 48(12): 2464-2472

[57]苗建印, 李亭寒, 楊滬寧, 等.微小型熱管的研制及應用[C]//第十屆全國熱管會議論文集.貴陽: 中國工程熱物理學會, 2006: 137-142

[58]VASILIEV L L.Micro and miniature heat pipes electronic components coolers[J].Applied Thermal Engineering, 2008, 28(4): 266-273

[59]CHEN X P, YE H Y, FAN X J, et al.A review of small heat pipes for electronics[J].Applied Thermal Engineering, 2016, 96(1): 1-17

[60]CHEN L, TIAN Y, KARAYIANNIS T.The effect of tube diameter on vertical two-phase flow regimes in small tubes[J].International Journal of Heat and Mass Transfer, 2006, 49(21): 4220-4230

[61]THOME J R.Boiling in microchannels: a review of experiment and theory[J].International Journal of Heat and Fluid Flow, 2004, 25(2): 128-139

[62]COTTER T P.Principles and prospects for micro heat pipes[C]//Proceeding of 5thInternational Heat Pipe Conference.Tsukuba, 1984: 328-335

[63]ITOH A, POLASEK F.Development and application of micro heat pipes[C]//Proceedings of 7thInternational Heat Pipe Conference.Minsk, 1990: 15-22

[64]VASILIEV JR L, VASILIEV L, ROMANENKOV V, et al.Advance grooved heat pipe for space satellite thermal control system: SAE 2009-01-2501[R]

[65]WANG J, CATTON I.Enhanced evaporation heat transfer in triangular grooves covered with a thin fine porous layer[J].Applied Thermal Engineering, 2001, 21(17): 1721-1737

[66]苗建印, 張紅星, 呂巍, 等.航天器熱傳輸技術研究進展[J].航天器工程, 2010, 19(2): 106-112 MIAO J Y, ZHANG H X, Lü W, et al.Development of heat transfer technologies for spacecraft[J].Spacecraft Engineering, 2010, 19(2): 106-112

[67]MAYDANIK Y F.Loop heat pipes[J].Applied Thermal Engineering, 2005, 25(5/6): 635-657

[68]OTTENSTEIN L, BUTLER D, KU J, et al.Flight testing of the capillary pumped loop 3 experiment: NASA 2003-0025293[R]

[69]KU J.Heat load sharing in a capillary pumped loop with multiple evaporators and multiple condensers: NASA 2005-0179387[R]

[70]YUN J, WOLF D, KROLICZEK E, et al.Multiple evaporator loop heat pipe: SAE 2000-01-2410[R]

[71]KIRSHBERG J, YERKES K L, LIEPMANN D.Demonstration of a miro-CPL based on MEMS fabriation tehnologies: AIAA 2000-3015[R]

[72]MEYER L J, PHINNEY L M.Fabrication of a silicon-carbide micro-capillary pumped loop for cooling high power devices[C]//The Ninth Intersociety Conference on Thermal and Thermomechanical Phenomena in Electronic Systems．New York: IEEE, 2004: 480-486

[73]KU J, JEONG S, BUTLER D.Testing of a miniature loop heat pipe using a thermal electrical cooler for temperature control: SAE 2004-01-2505[R]

[74]MOON S H, HWANG G.Development of the micro capillary pumped loop for electronic cooling[C]//13thInternational Workshop on Thermal Investigation of ICs and Systems.Hungary: IEEE, 2007: 72-76

[75]MAYDANIK YU F, VERSHININ S V, KORUKOV M A, et al.Miniature loop heat pipes: a promising means for cooling electronics[J].IEEE Transactions on Components and Packaging Technologies, 2005, 28(2): 290-296

[76]HABTOUR A M, NIKITKIN M N.Miniature multiple evaporator multiple condenser loop heat pipe: SSC05-XI-5[R]

[77]BUGBY D C, KROLICZEK E J, KU J, et al.Design and testing of the cryogenic capillary pumped loop flight experiment: NASA 1999-0028505[R]

[78]SWANSON T D, BIRUR G C.NASA thermal control technologies for robotic spacecraft[J].Applied Thermal Engineering, 2003, 23(9): 1055-1065

[79]ZAKAR D R, BALDAUFF R W, HOANG T T.Cryogenic loop heat pipe for Zero-Boil-Off cryogen storage: AIAA 2015-0472[R]

[80]劉成志, 董德平, 楊帆.乙烷溫區低溫環路熱管設計與實驗[J].低溫工程, 2011(6): 57-59 LIU C Z, DONG D P, YANG F.Design and experimental investigations of ethane cryogenic loop heat pipe[J].Cryogenics, 2011(6): 57-59

（編輯：張艷艷）

Application of heat pipe technology in spacecraft thermal control

LI Defu, LIU Xiaoxu, DENG Wan, WANG Jin, CHEN Yi
(Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing 100076, China)

The heat pipe technology sees wide and important applications in spacecraft temperature equalization, heat transfer, heat rejection and thermal control of electronic components.This paper discusses the working principle, the classification and other important factors of the heat pipe used in the thermal control field.The research advances in the spacecraft thermal control of the heat pipe technology are reviewed.Suggestions of the developing directions of the heat pipe technology are made.It is shown that the development of the new heat pipe technology and the enhancement of the heat transfer capability of the heat pipe will be the research emphasis in future.

heat pipe technology; spacecraft; thermal control

TK124

：A

：1673-1379(2016)06-0625-09

10.3969/j.issn.1673-1379.2016.06.009

李德富（1981—），男，博士學位，高級工程師，主要從事航天器熱設計工作。E-mail: hitlidefu@163.com。

2016-06-22；

：2016-11-10