熱開關熱管在月面探測光學設備中的應用

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1.中國空間技術研究院 總體部，北京 100094 2.空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094 3.中國科學院 西安光學精密機械研究所，西安 710119

月晝期間，月面日下點最高溫度約120℃;而月夜期間，月表溫度很快降低至-180℃左右，且持續340 h[1]。同時，在嫦娥三號探測器的設備月夜保溫過程中，無電能可用。設備的月晝高溫散熱和月夜保溫是月球探測的關鍵技術之一。“玉兔”巡視器上活動式相機利用耦合設計思路作為解決長月夜保溫和月晝散熱問題的方法[2]，而設備與散熱面間的變熱導特性也是解決散熱和保溫矛盾的有效途徑之一，即使設備在高溫時向散熱面傳熱，且在低溫時與散熱面隔熱。對于基于月球表面的光學設備，在解決其保溫和散熱問題時還應考慮嫦娥三號探測任務的以下特點：

德國羅森伯格，一家擁有60年歷史的、擁有頂尖技術優勢的無線射頻和光通信技術制造商，其在移動通信、汽車電子、測試計量以及光傳輸等領域以領先的技術優勢、先進的生產工藝和嚴苛的品質保證而享譽世界。羅森伯格FAKRA?、HSD?的信號傳輸技術作為行業標準被毆美日系全線車型上廣泛采用；在HVR?高電壓和大電流的傳送技術上具有屏蔽性好、穩定性高的技術優勢；全新MTD?技術，完美詮釋了車載以太網解決方案。

1)月球表面晝夜溫差達300℃，熱量的傳輸、排散和截留控制措施應避免使用活動部件，以提高可靠性。

2)在月夜無電能資源的情況下，熱量的傳輸、排散和截留控制措施不應消耗電能；

3)熱量的集散應適應設備艙內安裝要求[3]，即與散熱面間大于400 mm的距離約束。

熱開關是一種開關裝置，它通過驅動力調節導熱路徑通斷，從而起到導熱和絕熱的作用[4]。常見的熱開關(如機械熱開關)是通過溫度改變時引起的材料(金屬、石蠟等)變形、氣體膨脹等產生的驅動力的作用下促使機械部件的運動，從而實現傳熱路徑的接通或斷開[5]。熱開關活動面的存在使得開關可靠性有所降低，如美國“月球勘測者”曾出現熱開關導熱面接通后粘接而斷不開的現象[6]。另外，熱開關適用于熱源和散熱面距離相對較近的情況。中國空間技術研究院開展了石蠟驅動型相變熱開關的在軌試驗[7]，在軌實測“開關比”能夠到達12以上[8]。但國內已有的熱開關技術難以直接用于解決嫦娥三號著陸器月基光學望遠鏡長距離熱量傳輸、熱量高效排散和低溫可靠截留問題。

本文對月面探測光學設備的月晝散熱和月夜保溫進行研究，利用熱管工質的汽、液、固相變特性，來控制設備熱量的傳輸、排散，以及存留，并總結嫦娥三號月基光學望遠鏡熱控的研制和飛行經驗，以期為中國今后的行星表面探測器熱控設計提供參考。

1 熱開關熱管應用概述

1.1 設計思路

圖1給出了嫦娥三號著陸器月基光學望遠鏡熱控方案的示意。月晝工作時，月基光學望遠鏡探測所產生的7 W熱耗通過1根熱開關熱管收集，并傳遞至散熱面排散。月夜來臨時，隨著溫度逐漸降低至熱開關熱管的凝固點以下，熱管中的工質開始凝固。熱管中的工質凝固時，月基光學望遠鏡與散熱面間的漏熱僅為500 mm長鋁管和凝固后的工質產生的漏熱。月夜期間，通過著陸器系統的同位素熱源和兩相流體回路系統構成的月夜保溫系統[9]，以輻射熱傳遞方式給予設備熱量，熱開關熱管斷開后該熱量得以存留，從而實現了設備的月夜保溫。

為滿足數據采集系統多節點、傳輸速率高、組網范圍大等需求[6],采用RS-485總線進行數據傳輸,其邏輯電平的高低通過差分線之間的壓差表示,總線接口由平衡驅動器和差分接收器兩部分組成,提高總線驅動能力的同時提高了總線抗共模干擾的能力,保證了數據傳輸的可靠性。

1.2 熱開關熱管

為了能夠控制熱管，必須修正熱管蒸發過程、蒸氣流向冷凝段過程、冷凝過程和冷凝液回流過程中的一個或多個。綜合考慮熱管可靠性、傳熱能力和重力環境，本文所述熱管的運行驅動力主要利用月面重力，采用凍結工質的方式來完全切斷熱管的運行。熱管設計中，根據凝固點(工質選擇主要因素之一)選擇工質，確定熱開關熱管具備運行條件，并檢驗工質的傳熱極限檢驗。

熱管運行須令最大毛細壓差大于液體回流所需壓降、蒸氣流向冷凝段所需壓降，以及重力壓差，而最大傳熱量根據最大質量流量求得。最大壓差和最大傳熱量可表示為：

如圖6所示，夜晝轉換過程中，輻射板受到的太陽輻射能量逐漸增加，熱開關熱管在高于凝固點時，熱開關熱管解凍。在太陽高度角達到20°時，熱管蒸發段溫度為-8℃，此時著陸器喚醒，熱管順利打開。熱管熱開關熱管解凍后，其蒸發段與冷凝段溫差小于10℃。解凍后，隨著環境溫度的逐漸上升，月基光學望遠鏡開始工作。在設計的高溫工況下工作時，熱管工作正常，蒸發段最高溫度為23.5℃，滿足設備的溫度要求。

相對于在軌航天器使用較多的凝固點為-77.7℃的氨工質熱管，熱開關熱管采用的工質為八氟環丁烷(C4F8)，其凝固點為-40.1℃，略高于月基光學望遠鏡-50℃的最低存儲溫度指標。熱開關熱管工作過程中，在凝固點附近熱管內工質凍結，從而減少熱管傳熱量來維持月夜時艙內設備的存儲溫度。

利用月面重力作為熱管驅動力則需要考慮探測器傾斜的影響。如圖2所示，為了克服探測器月面可能存在的±15°傾斜帶來的逆重力影響，熱開關熱管蒸發段具有15°傾角，當設備傾斜15°以內，月面重力輔助回流角不小于0°，使熱管可適應微重力、月球重力及設備的傾斜。

由圖5可知，晝夜轉換過程中，熱開關熱管在低于凝固點時凍結，熱開關熱管凍結后，熱管漏熱大幅減小。在熱管凝結過程中，熱管過渡段、冷凝段下部和冷凝段中部均出現等溫平臺，可見工質在上述部位均有凝結。隨著熱管的逐步凍結，設備向艙外的漏熱量逐漸減少，蒸發段溫度迅速升高，而冷凝段溫度迅速下降。在長達5個地球日的模擬月夜試驗中，熱管安裝面溫度最終平衡為-42.1℃，整個熱管完全凝固狀態，從而保證了月基光學望遠鏡月夜-60℃的存儲溫度指標。

2 地面試驗結果

2.1 熱開關熱管開關性能

熱開關熱管的工作狀態受月基光學望遠鏡周圍輻射板、艙蓋機構、-Y太陽翼和-Y兩相流體回路等因素影響較大。因此在嫦娥三號著陸器整器初樣熱平衡試驗中進行了熱開關熱管月夜斷開、月晝解凍和月晝工作試驗。試驗中，除熱開關熱管重力輔助為地球重力外，其余熱控狀態與在軌狀態一致。

有研究者認為《蘇北女人》中的女主角令人想起女媧補天的神話故事，我非常贊同。女媧的兩個偉大創舉是造人和補天。柳采蓮一生養育了四個孩子，兩次到石宕里采石、筑屋補屋，恰與之形成對應關系。養育孩子就是“造人”的隱喻，采石、筑屋可以視作“補天”的隱喻。在遠古神話中，“四極廢，九州裂，天不兼覆，地不周載，火爁焱而不滅，水浩洋而不息，于是女媧煉無色石以補蒼天”[3]284。柳采蓮們的行為是否可看作對現代性的“爁焱”大火造成的“天”之“裂隙”的象征性補救呢？

（1）大數據的特點。信息爆炸是當下大數據時代感受最為直接，也是最為突出的時代特點，具體來說可以概括為數據量大、類型繁多、價值密度低、速度快和時效高。

表1 熱開關熱管打開和斷開性能測試結果Table 1 Results of HPTS on-off performance test

2.2 熱開關熱管工作性能

地面試驗測試了熱開關熱管在不同溫度、傾角下的工作性能，其中蒸發段與地面夾角分別設置為1°和5°，用于模擬探測器在月面的不同傾斜。不同溫度和傾角下，熱開關熱管傳熱量均設置為(14.5±0.5) W。如圖4所示，隨著溫度的升高，熱管蒸發段和冷凝段的傳熱溫差逐漸減小，在7℃時，熱管傳熱溫差最大，最大為3.9℃。另外，蒸發段與地面夾角從1°升高到5°，傳熱溫差有所降低。這是由于重力輔助的增大，熱管的傳熱能力有所增強。

2018年8月3日，遼寧省沈陽市沈北新區發生一例非洲豬瘟疫情，經過中國衛生與流行病學中心確認，該疫情為我國首次發生的非洲豬瘟疫情。疫情發生后，農業農村部根據《非洲豬瘟疫情應急預案》啟動了二級應急響應，采取了封鎖、撲殺、無害化處理以及消毒等措施，禁止所有生豬、易感動物和產品運入或流出封鎖區，同時沈陽市全面禁止生豬向外調運。在各部門配合下，此次疫情得到很好的控制，沒有發生大面積的傳播感染。但是因為非洲豬瘟一直以來都被我國列為一類動物疫病，是重點防控的外來病，近年一直在俄羅斯和東歐國家傳播，我國有必要對該動物疫病進行研究。

測試結果如表1和圖3所示，熱開關熱管在工質凝固點附近的熱導比為33，斷開后蒸發段與冷凝段的熱阻大于33℃/W。

2.3 設備的地面熱平衡驗證

地面測試時，通過測試熱導比判斷熱管打開和斷開性能，熱導比定義為打開狀態下的熱導與閉合狀態下的熱導之比。試驗方案如下：蒸發段和過渡段均做絕熱處理，僅冷凝段散熱。在相同的蒸發段溫度條件下，測試熱管打開和斷開狀態下的漏熱量和溫差，從而獲得熱阻和熱導比。其中，蒸發段控溫為Tv，熱管打開時冷凝段溫度為Tc-on，熱管斷開時冷凝段溫度為Tc-off。兩種狀態下蒸發段的控溫功率分別為Qon和Qoff，由此可得熱開關熱管斷開和低溫工作時的熱導比：

熱開關熱管開關設計性能為：在月球表面1/6g狀態下，冷凝段安裝面與水平面夾角為5°、35°時，熱管在[ 8℃，23℃]下傳熱能力大于10 W，在[23℃，45℃]下傳熱能力大于15 W。而熱管斷開后，蒸發段溫度在高于凝固點時，蒸發段末端到冷凝段起始端間的熱阻大于33 ℃/W。

式中：ΔPcmax為最大毛細壓差；ΔPl為液態工質回流所需壓降；ΔPv為氣態工質流向冷凝段所需壓降；ΔPg為重力壓差；mmax為最大質量流量；L為氣化潛熱；l為熱管長度；ρl為工質的液相密度；σl表面張力；μl工質的液相動力粘度；K為管芯滲透率；A管芯橫截面積；re為管芯毛細孔有效半徑；φ為熱管與水平面的夾角。

3 在軌情況

月基光學望遠鏡在落月后開始工作。在落月后第一個完整月球日的白晝工作期間，熱開關熱管正常工作，保證了設備溫度不超過25℃。在經歷月夜的嚴酷低溫考驗后，設備和熱管均正常工作。圖7給出了熱開關熱管在軌第1個月晝期間所有測控弧段內的溫度曲線，月晝期間月基光學望遠鏡根據任務情況進行加斷電。

2.3 處女蠅的收集時間探討 無論是哪種方法收集處女蠅，時間的控制對處女蠅的收集都很重要。果蠅在接種以后，前期羽化的果蠅中雌果蠅數量較多，而羽化2～3批次后雄果蠅數量偏多。原因是當培養基中的營養成分減少，雌蠅的發育受到限制，雄蠅卻發育正常。但是在雜交實驗親本選擇時，一定要優先保證處女蠅(即雌蠅)的數量。因此，在果蠅接種后每隔1周要在培養基表面加入2～3滴營養液，以保證整個培養過程中雌蠅發育所需的營養，平衡雌雄蠅羽化的比例[4]。同時，也盡量根據果蠅的培養時間來收集處女蠅，確保雜交實驗的成功。

2015年8月25日(第22個月球日)，著陸器在相對較低太陽高度角(12.1°)喚醒，喚醒后月基在蒸發段為-36.7℃時開始工作，加電后熱管蒸發段溫度逐漸上升至31.7℃，此時月基出現高溫，熱管處于過熱狀態且尚未打開。在重新進入測控弧段，太陽高度角為22°，月基蒸發段溫度為-23.4℃時加電工作，加電后月基溫度逐漸上升至-14.3℃，熱管正常工作，如圖8所示。

MWJ-2418智能門窗保溫性能試驗機的基本原理為標定熱箱法測定傳熱系數，熱箱內的電加熱器散熱量為總熱量，將總熱量減去熱箱向環境空間的散熱量和試件框的熱損失，即為熱箱熱量通過試件向冷箱傳遞的熱量.根據兩側傳熱量、兩側空氣溫度以及試件面積，便可求得傳熱系數K值.

針對熱開關熱管過熱問題分析如下：根據熱開關熱管地面熱平衡試驗，熱管在凍結過程中，工質大部分凍結在熱管的過渡段和冷凝段。在月面工作中，熱管若需正常工作，需建立從蒸發段到冷凝段的工質循環。在軌出現的熱管過熱問題，主要是由于著陸器在低太陽高度角(12°)開始喚醒，熱管冷凝段受到的太陽輻射較小且輻射板溫度也較低，月基工作時冷凝段的工質尚未解凍，無法建立工質循環，熱管出現過熱現象。地面試驗過程中，著陸器在設計的標稱太陽高度角(20°)喚醒工作并展開覆蓋在熱開關熱管冷凝段的太陽翼，此時冷凝段的工質已經完全解凍，所以月基在工作時，熱管順利啟動。另外，比對在軌月食前后(如圖9所示)熱開關熱管的啟動過程數據可以看出，大太陽高度角下(40°)，熱管均能順利啟動。由此可見，利用工質凍結性能進行熱導控制的熱開關熱管，在凍結過程中，大部分工質將凝固于冷凝段。熱管在啟動過程中，當冷凝段低于凝固點，熱管將出現啟動過熱問題。若需要在冷凝段低于凝固點下工作的設備，使用熱開關熱管時，可考慮設計短期預熱加熱器或降低工質凝固點。

另外，在軌第22個月球日熱開關熱管的打開過程數據表明，熱開關熱管打開前后溫差達53.8℃，熱開關熱管的開關效果明顯。截至2017年4月16日，月基光學望遠鏡已在月面高效、可靠地工作了3年零4個月。

綜上所述，熱開關熱管隨著溫度的變化自動實現開斷，凝固點附近的熱導比大于33。熱開關熱管打開時，7℃時的傳熱能力大于15 W，傳熱溫差小于4℃，且能夠適應月面重力和探測器傾斜的影響。熱管斷開時，蒸發段和冷凝段的熱阻大于33℃/W。熱管低溫啟動時，需關注熱開關熱管的低溫啟動問題。

2018年5月8日，美國總統特朗普單方面宣布退出《伊朗核協議》，并設置過渡期，分階段、分批次啟動對伊朗的制裁政策。雖然美國于2018年11月5日宣布給予中國180天臨時豁免，但這種豁免具有局限性和不確定性。因此，了解和研究美國對伊朗能源制裁政策具有重要現實意義。

4 結束語

本文針對月面環境特點，提出了熱開關熱管解決月面工作光學設備高低溫問題的熱控設計方法，通過分析計算及在軌數據驗證，得出以下幾點結論：

1)針對月面環境特點，采用一種無源熱開關熱管，解決了月基光學望遠鏡月晝熱量的收集、傳輸和月夜熱量存留的矛盾，同時滿足了熱耦合開關的無源化和高可靠。

2)地面試驗和在軌飛行數據表明：熱開關熱管很好地實現了開關功能，月基光學望遠鏡溫度水平均優于指標要求。熱開關熱管具有良好的高溫導熱和低溫阻斷傳熱的特點，將會使其在未來的空間飛行器熱控中廣泛應用。

3)利用工質凍結性能進行熱導控制的熱開關熱管，設計時關注低溫啟動時冷凝板的溫度，避免低溫啟動出現設備過熱超溫現象。

References)

[1] 歐陽自遠.月球科學概論[M]. 北京：中國宇航出版社，2005：46.

OUYANG Z Y. Introduction to lunar science[M]. Beijing: China Astronautic Publishing House，2005(in Chinese).

[2] 張冰強，向艷超，陳建新，等. “玉兔”巡視器活動式相機熱設計及在軌分析[J]. 中國空間科學技術，2016，36(2)：58-65.

ZHANG B Q , XIANG Y C, CHEN J X, et al.Thermal design and on-orbit thermal analysis on YuTu Rover Movable Cameras[J]. Chinese Space Science and Technology, 2016, 36(2)：58-65. (in Chinese).

[3] 賈瑛卓，代樹武，吳季，等. 嫦娥三號著陸器有效載荷[J]. 空間科學學報，2014，34(2)：219-225.

JIA Y Z，DAI S W，WU J，et al. Chang′E-3 Lander′s scientific payloads[J]. Chinese Journal of Space Science，2014，34(2)：219-225(in Chinese).

[4] GILMORE D G. Satellite thermal control handbook[M]. California：The Aerospace Corporation，2003：433.

[5] 向艷超，彭方漢，邵興國.空間熱開關技術的發展現狀[C]∥第八屆空間熱物理會議論文集. 南昌：中國宇航學會飛行器總體專業委員會，2007:28-34.

XIANG Y C，PENG F H，SHAO X G. The current development of space heat switches technique[C]∥Proceedings of Space Thermal Physics Conference. Nanchang：Chinese Society of Astronautics，2007(in Chinese).

[6] VICKERS J M F，GARIPAY R R. Thermal design evolution and performance of the surveyor spacecraft[C]．5th Annual Meeting and Technical Display,Philadelphia,PA,U.S.A.,21-24 October,1968,AIAA：68-1029．

[7] 郭亮，張旭升，黃勇，等. 空間熱開關在航天器熱控制中的應用與發展[J].光學 精密工程，2015，23(1)：216-229.

GUO L，ZHANG X S，HUANG Y，et al. Applications and development of space heat switches in spacecraft thermal control[J]. Optics and Precision Engineering，2015，23(1)：216-229(in Chinese).

[8] 寧獻文，陳陽，張加迅，等. 石蠟驅動型相變熱開關設計及在軌驗證[C]∥2014年中國宇航學會學術年會論文集. 北京：中國宇航學會學，2014: 353-360.

NING X W，CHEN Y ，ZHANG J X，et al. Design and flight validation of paraffin heat switch，2014[C]∥Proceedings of Annual Conference of the Chinese Society of Astronautics.Beijing:Chinese Society of Astronautics,2014(in Chinese).

[9] 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，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 Technological，2014，44(4)：353-360(in Chinese).