CN112815752B - 一种航天器两相流体换热回路热控系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器两相流体换热回路热控系统，包括：蒸发补偿器，其为一体式结构，将蒸发器和补偿器密封于柱形金属壳体内，蒸发器毛细芯具有梯度分布的粒径孔和多个树形微流道；蒸发补偿器内部气路一侧通过输汽管道与冷凝器一侧连通，输汽管道为亲水性管道；蒸发补偿器另一侧通过输液管道与冷凝器另一侧连通形成闭合回路，输液管道为疏水性管道，输液管道上开设有用于抽真空或补充液体工质的旁通通道。蒸发器和补偿器密封一体，结构紧凑，利用梯度分布的粒径孔和微流道结构形成的毛细作用和梯级结构形成的驱动力，亲水输汽管道加速冷凝，疏水性输液管道降低阻力，满足航天器平台对热控系统高效、高可靠、紧凑化等的需求。

Description

一种航天器两相流体换热回路热控系统

技术领域

本发明涉及航天电子器件散热技术领域，更具体的说是涉及一种航天器两相流体换热回路热控系统。

背景技术

航天器所处的太空环境极为恶劣，所处的温度范围在零下一百多摄氏度到零上一百多摄氏度，若不采取任何热控措施，航天器上的部件和设备难以正常工作和运转。因此，热控系统是航天器众多重要系统之一。

航天热控系统是一个高度耦合与优化的系统，其结构形式根据卫星平台及载荷热流密度、布置形式进行设计，且随着未来卫星功率器件功率密度的急剧增加，以及卫星微小型化、轻质化的快速发展，对热控系统的热控效率提出了更高要求，传统的热管热控技术越来越难以满足卫星发展的需求，毛细抽吸两相流体回路是一种高传热、高可靠性、功耗小、结构紧凑的传热装置，特别适合于未来航天器热控需要，被认为是未来空间热控领域最有发展前途的热控技术之一。蒸发器是该系统的核心零部件，蒸发器的毛细芯及结构还应进一步改善，从而提高蒸发器的传热能力及工作的稳定性，使回路的性能更加优越。

目前，毛细抽吸两相流体回路存在以下局限性：1)单级系统无法满足需求；2)驱动力不足，启动困难；3)寿命短，体积重；4)性能和可靠性低。

因此，如何提供一种航天器两相流体换热回路热控系统解决上述问题是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

为此，本发明的目的在于提出一种航天器两相流体换热回路热控系统，解决现有热控系统存在的不足。

本发明提供了一种航天器两相流体换热回路热控系统，包括：

蒸发补偿器，蒸发补偿器为一体式结构，将蒸发器和补偿器密封于柱形金属壳体内，蒸发器毛细芯具有梯度分布的粒径孔和多个树形微流道；

输汽管道，蒸发补偿器内部的气路一侧通过输汽管道与冷凝器一侧连通，输汽管道为亲水性管道；

输液管道，蒸发补偿器另一侧通过输液管道与冷凝器另一侧连通形成闭合回路，输液管道为疏水性管道，输液管道上开设有用于抽真空或补充液体工质的旁通通道。

经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种航天器两相流体换热回路热控系统，利用梯度分布的粒径孔(形成多层精细分级)和微流道结构形成的毛细作用和梯级结构形成的驱动力，把液体运输到热控系统的产热区域，并发生汽化相变，亲水输汽管道加速冷凝，带走一部分热量；在冷凝区域发生相变转化为液态，疏水性输液管道降低阻力，蒸发器和补偿器密封一体，形成一套完整回路的热控结构。使本发明满足新一代航天器平台对热控系统提出的高效、高可靠、紧凑化等的需求。

进一步地，蒸发器毛细芯沿其长度方向中部限定出空腔管，空腔管一端与输液管道连通，空腔管外壁具有与粒径孔和多个树形微流道连通的毛细孔，粒径孔自靠近空腔管至金属壳体方向上按照孔隙大于10μm到小于1μm梯度分布；气路为金属壳体和蒸发器毛细芯之间的空隙形成。空腔管在毛细芯内形成沉孔，蒸发器和补偿器一体结构，不仅使得整个环路系统更为细小，同时利用梯度精细分级，提升了蒸发器的水分输运和蒸发的驱动力和速率。

进一步地，空腔管与输液管道直径相同；空腔管内壁沿其长度方向设置有多个阻碍液体流动的环形凸起或凹陷的环槽，便于液体进入粒径孔。

进一步地，树形微流道自靠近空腔管至金属壳体方向上直径由10μm递减至1μm。由此配合梯度分布粒径孔和树形微流道，提高了毛细吸引力和蒸腾作用。

进一步地，粒径孔采用不同粒径的羟基镍颗粒烧结形成。

进一步地，输汽管道内壁上形成有多个矩形微槽，并在微槽内壁表面加工微米尺寸、开放式的微槽道，并采用化学亲水性处理实现蒸汽冷凝。

进一步地，输液管道内壁上制备微纳结构或低表面能物质实现超疏水表面，进而达到工质低阻力流动。

进一步地，金属壳体包括连接一体的壳本体和盖体。壳本体和盖体可以为钛合金、铝合金、镁合金和不锈钢中的一种，连接方式可以为焊接或者其他固相连接。

由此本发明提升了毛细抽吸两相流体回路传热能力，满足航天器载荷向大功率、高热流密度发展时带来的热控需求，同时采用高导热材料/高导热界面/高导热结构，满足小空间、轻质、柔性及结构热控一体化需求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1附图为本发明提供的一种航天器两相流体换热回路热控系统的结构示意图；

图2附图示出了蒸发补偿器的结构示意图；

图3附图示出了毛细芯主视图；

图4附图示出了毛细芯截面的剖面图；

图5附图示出了输汽管道内壁亲水性表面一种制备工艺实施例的示意图；

图6附图示出了输液管道内壁疏水性表面制备实施例的流程图；

图中：100-蒸发补偿器，101-金属壳体，1011-壳本体，1012-盖体，102-蒸发器毛细芯，1021-粒径孔，1022-树形微流道，1023-空腔管，103-气路，200-输汽管道，201-微槽，300-输液管道，301-旁通通道，400-冷凝器，500-蒸发器，600-补偿器。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

参见附图1-4，本发明实施例公开了一种航天器两相流体换热回路热控系统，包括：

蒸发补偿器100，蒸发补偿器100为一体式结构，将蒸发器500和补偿器600密封于柱形金属壳体101内，蒸发器毛细芯102具有梯度分布的粒径孔1021和多个树形微流道1022；

输汽管道200，蒸发补偿器100内部的气路103一侧通过输汽管道200与冷凝器400一侧连通，输汽管道200为亲水性管道；

输液管道300，蒸发补偿器100另一侧通过输液管道300与冷凝器400另一侧连通形成闭合回路，输液管道300为疏水性管道，输液管道300上开设有用于抽真空或补充液体工质的旁通通道301。

本发明公开提供了一种航天器两相流体换热回路热控系统，利用梯度分布的粒径孔(形成多层精细分级)和微流道结构形成的毛细作用和梯级结构形成的驱动力，把液体运输到热控系统的产热区域，并发生汽化相变，亲水输汽管道加速冷凝，带走一部分热量；在冷凝区域发生相变转化为液态，疏水性输液管道降低阻力，蒸发器和补偿器密封一体，形成一套完整回路的热控结构。使本发明满足新一代航天器平台对热控系统提出的高效、高可靠、紧凑化等的需求。

参见附图2-4，蒸发器毛细芯102沿其长度方向中部限定出空腔管1023，空腔管1023一端与输液管道300连通，空腔管1023外壁具有与粒径孔1021和多个树形微流道1022连通的毛细孔，粒径孔1021自靠近空腔管1023至金属壳体101方向上按照孔隙大于10μm到小于1μm梯度分布；气路103为金属壳体101和蒸发器毛细芯102之间的空隙形成。蒸发器的毛细芯直径为15mm，高度为30mm。蒸发器和补偿器一体结构，不仅使得整个环路系统更为细小，同时利用梯度精细分级，提升了蒸发器的水分输运和蒸发的驱动力和速率。在与空腔管接触的地方，输液管道壁上开有直径约2mm的毛细孔，便于液体顺利进入毛细芯。

有利的是，空腔管1023与输液管道300直径相同；空腔管内壁沿其长度方向设置有多个阻碍液体流动的环形凸起或凹陷的环槽，便于液体进入粒径孔。空腔管1023是让液体管路输送过来的工质受到阻力后快速地渗透到梯级孔隙内部。空腔管直径为5mm，长度为25mm。

更有利的是，树形微流道1022自靠近空腔管1023至金属壳体101方向上直径由10μm递减至1μm。由此配合梯度分布粒径孔和树形微流道，提高了毛细吸引力和蒸腾作用。

上述实施例中，粒径孔1021采用不同粒径的羟基镍颗粒烧结形成。毛细芯采用不同粒径的羟基镍颗粒烧结而成梯度孔径，在镍粉填装过程中中间预设树枝状的微流道。

具体而言，毛细芯体梯度的孔隙结构是采用10μm-1μm的T255羟基镍颗粒烧结而成。将羟基镍粉与造孔剂混合均匀，为避免造孔剂的溶解，混料采用干混。为保证混料均匀，用标准筛将镍粉和造孔剂多次交替地筛入坩埚，然后再进行混合。采用石墨模具盛装毛坯试样。在镍粉填装过程中，在粉体中间预设树枝状的微流道。树枝状的微流道从中央到四周，采用3D打印制备方法，微流道的直径从10μm逐渐递减至1μm。将配置好的混料装入模具中，采用打压设备对混料施加10MPa压力进行打压。将压制好毛坯的石墨模具放入真空烧结炉中烧结。烧结温度770℃，烧结压力10MPa，保温时间45min。

参见附图5，输汽管道200内壁上形成有多个矩形微槽201，并在微槽201内壁表面加工微米尺寸、开放式的微槽道实现蒸汽冷凝。输汽管道为外径5mm，壁厚2mm的紫铜管。首先在厚2mm的紫铜表面，利用线切割加工技术在其表面上加工槽深0.3mm、槽宽0.2mm和槽间距0.2mm的矩形毛细微槽群组。然后采用80℃纯净水清洗干净紫铜微槽群组。用分析天平称取氢氧化钠和过硫酸铵配成混合水溶液，浓度比为40∶1。将清洗后的微槽群组热沉浸入上述混合溶液中反应5min分钟，随后用蒸馏水充分洗涤并烘干。将上述处理后紫铜板弯卷后采用激光焊封边形成管道。输汽管道内壁具有亲水性，可实现蒸汽快速凝结。

输液管道300内壁上可以通过制备微纳结构或制备低表面能物质实现超疏水，进而实现低阻力流动。

参见附图6，给出了采用制备低表面能物质方法获取超疏水表面，输液管道为外径5mm，壁厚1mm的铜管。选择厚为2mm的铜板，根据鲨鱼皮结构复制与其原型形貌一致的柔性形貌模板，再将该柔性阴模板制作成履带状结构，装配在相应的紫外光固化滚压机构上。加工过程中在压印轮前段进行环氧丙烯酸酯的涂敷，随着机构运动，压印轮带动柔性阴模板滚压到未固化的环氧丙烯酸酯，固化环氧丙烯酸酯填充满压印型腔并开始受到紫外光源的照射，材料逐渐固化成形出模板的形貌，机构滚过固化表面后，在脱模滚轮位置发生同步弹性脱模，从而实现大面积的紫外光压印。将采用上述方法获得仿生鲨鱼的减阻表面，弯卷后采用激光焊封边，使得输液管道内壁具有疏水性，实现液体的减阻。

上述实施例中，金属壳体101包括连接一体的壳本体1011和盖体1012，壳本体1011和盖体1012可采用不锈钢，通过钎焊连接。

毛细芯外围可采用圆柱形钛合金壳体包裹，钛合金壳体的直径为18mm，余留出来的孔隙作为输汽气路103。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种航天器两相流体换热回路热控系统，其特征在于，包括：

蒸发补偿器(100)，所述蒸发补偿器(100)为一体式结构，将蒸发器(500)和补偿器(600)密封于柱形金属壳体(101)内，蒸发器毛细芯(102)具有梯度分布的粒径孔(1021)和多个树形微流道(1022)；

输汽管道(200)，所述蒸发补偿器(100)内部的气路(103)一侧通过所述输汽管道(200)与冷凝器(400)一侧连通，所述输汽管道(200)为亲水性管道；

输液管道(300)，所述蒸发补偿器(100)另一侧通过所述输液管道(300)与所述冷凝器(400)另一侧连通形成闭合回路，所述输液管道(300)为疏水性管道，所述输液管道(300)上开设有用于抽真空或补充液体工质的旁通通道(301)；

所述蒸发器毛细芯(102)沿其长度方向中部限定出空腔管(1023)，所述空腔管(1023)一端与所述输液管道(300)连通，所述空腔管(1023)外壁具有与所述粒径孔(1021)和多个树形微流道(1022)连通的毛细孔，所述粒径孔(1021)自靠近所述空腔管(1023)至所述金属壳体(101)方向上按照孔隙大于10μm到小于1μm梯度分布，形成多层精细分级；所述树形微流道(1022)自靠近所述空腔管(1023)至所述金属壳体(101)方向上直径由10μm递减至1μm；所述气路(103)为所述金属壳体(101)和所述蒸发器毛细芯(102)之间的空隙形成；所述空腔管(1023)内壁沿其长度方向设置有多个阻碍液体流动的环形凸起或凹陷的环槽。

2.根据权利要求1所述的一种航天器两相流体换热回路热控系统，其特征在于，所述空腔管(1023)与所述输液管道(300)直径相同。

3.根据权利要求1所述的一种航天器两相流体换热回路热控系统，其特征在于，所述粒径孔(1021)采用不同粒径的羟基镍颗粒烧结形成。

4.根据权利要求1-3任一项所述的一种航天器两相流体换热回路热控系统，其特征在于，所述输汽管道(200)内壁上形成有多个矩形微槽(201)，并在所述微槽(201)内壁表面加工微米尺寸、开放式的微槽道，并采用化学亲水性处理实现蒸汽冷凝。

5.根据权利要求4所述的一种航天器两相流体换热回路热控系统，其特征在于，所述输液管道(300)内壁上制备微纳结构或低表面能物质实现超疏水表面。

6.根据权利要求1-3任一项所述的一种航天器两相流体换热回路热控系统，其特征在于，所述金属壳体(101)包括连接一体的壳本体(1011)和盖体(1012)。

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