CN115696885A - 一种复合相变储热器件及制备方法、航天电子系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种复合相变储热器件及制备方法、航天电子系统，属于微系统热控技术领域，解决了现有技术中航天类微系统产品的散热器质量大、散热效率高、加工难度和加工成本较高中的至少一个问题。该器件包括外壳、导热筋和相变储热件，导热筋位于外壳的内壁，外壳的内部空间为用于容纳相变储热件的密封腔。该方法包括向外壳内的密封腔中灌入液态的相变储热材料；相变储热材料由液态变为固态形成相变储热件。该系统包括有源相控阵天线、电源组件和相变储热器件，有源相控阵天线设于外壳的侧壁，电源组件设于外壳的底部。本发明能够实现从有源相控阵天线和电源组件到相变储热材料的快速均匀传热。

Description

一种复合相变储热器件及制备方法、航天电子系统

技术领域

本发明属于微系统热控技术领域，尤其属于高热流密度、小型化航天微系统的储热技术领域，具体涉及一种复合相变储热器件及制备方法、航天电子系统。

背景技术

微系统将信息的获取、处理、分析及执行融为一体，整合了传统电子信息系统的各个子系统，具有尺寸小、系统全、功能丰富完整、可靠性高、功耗低以及成本低等特点，在军事、工业及农业等领域有巨大的应用价值和前景。

随着微系统技术的不断发展，电子元器件尺寸呈现显著的微型化趋势，微系统集成程度越来越高，系统功能日益复杂，造成芯片单位面积内产生的热量急剧增加。

尤其对于航天类微系统产品，其工作环境为真空环境，传统的散热方式主要通过航天热管将热量传导至大面积散热器，最后通过散热器翅片表面辐射将热量导出。该方式能满足系统要求，但系统质量往往很大，且响应时间较慢（辐射散热效率较低），并且航天热管、航天散热器、辐射面表面处理等技术的加工难度和加工成本都较高。

发明内容

鉴于以上分析，本发明旨在提供一种复合相变储热器件及制备方法、航天电子系统，解决了现有技术中航天类微系统产品的散热器质量大、散热效率高、加工难度和加工成本较高中的至少一个问题。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

本发明提供了一种复合相变储热器件包括外壳、导热筋和相变储热件，导热筋位于外壳的内壁，外壳的内部空间为用于容纳相变储热件的密封腔，相变储热件位于密封腔中。

进一步地，外壳和导热筋采用3D打印的方式一体化成型；或者，外壳与导热筋焊接。

进一步地，外壳上开设用于灌注相变储热材料的灌封口。

进一步地，灌封口位于外壳的顶部。

进一步地，灌封口中设有密封件。

进一步地，密封件为激光焊接密封件，密封件的边缘形状为圆形。

进一步地，密封腔中相变储热材料的填充体积百分比为80~90％。

进一步地，外壳的材质为铝，相变储热件的材质为石蜡。

进一步地，导热筋的形状为环形，导热筋的数量为多层，多层导热筋沿竖向层叠布置。

进一步地，导热筋为蜂窝结构。

进一步地，每层导热筋上均开设工艺孔。

进一步地，航天电子系统的形状为六边形圆台，航天电子系统的有源相控阵天线和电源组件构成的容置空间和外壳的形状同样为六边形圆台，且容置空间与外壳的内壁共形。

进一步地，导热筋从上至下的分布密度逐渐增加。

进一步地，上述复合相变储热器件还包括导热管和导热柱，导热管的中心线与相变储热件的中心线重合，导热柱的一端与导热管连接，导热柱的另一端导热筋连接。

进一步地，导热柱为蜂窝结构，导热管内填充有相变储热材料。

进一步地，上述导热管的顶端与灌封口连接，导热管的底端开口，其直径从上至下逐渐增大，导热管的内壁开设从上至下的导流槽。

本发明还提供了一种复合相变储热器件的制备方法，其特征在于，用于上述复合相变储热器件的制备，制备方法包括如下步骤：

步骤1：加工外壳和导热筋；

步骤2：向外壳内的密封腔中灌入液态的相变储热材料；

步骤3：相变储热材料由液态变为固态形成相变储热件，得到复合相变储热器件。

本发明还提供了一种航天电子系统，包括有源相控阵天线、电源组件以及上述复合相变储热器件，有源相控阵天线设于外壳的侧壁，电源组件设于外壳的底部。

进一步地，航天电子系统的形状为六边形圆台。

与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

A）本发明提供的复合相变储热器件具有可加工性能较好、生产成本较低、散热效率较高等特点，针对真空环境下航天电子产品散热困难，能够在短时间内将航天电子系统产生的大量热量存储在相变储热件中，待航天电子系统温度降低后，在缓慢释放至外部环境中。此外，通过导热筋的设置，其能够与相变储热件形成良好的传热路径，从而能够实现从有源相控阵天线和电源组件到相变储热材料的快速均匀传热。

B）本发明提供的复合相变储热器件，通过设置沿竖直方向布置的导热管，并通过导热柱将导热管和导热筋连接，能够在相变储热件中形成网状、多方位（横向、径向和纵向）的传热结构，从而能够进一步提高相变储热件的整体受热均匀性以及实现相变储热件中心位置的快速导热。

C）本发明提供的复合相变储热器件，上述导热管的顶端与灌封口连接，导热管的底端开口，其直径从上至下逐渐增大，导热管的内壁开设从上至下的导流槽，这样，在相变储热材料的灌注过程中，沿灌封口的侧壁导入相变储热材料，相变储热材料沿着导流槽流至导热管的底端，并均匀分散至密封腔中，从而能够减少气泡的产生。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分的从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件；

附图说明：

图1为本发明实施例一提供的复合相变储热器件的结构示意图；

图2为本发明实施例一提供的复合相变储热器件的剖视图；

图3为本发明实施例一提供的复合相变储热器件中外壳的结构示意图；

图4为本发明实施例一提供的复合相变储热器件中外壳的俯视图；

图5为本发明实施例一提供的复合相变储热器件中导热筋的结构示意图；

图6为本发明实施例一提供的复合相变储热器件中导热筋的俯视图；

图7为本发明实施例一提供的复合相变储热器件中导热筋的剖视图；

图8为本发明实施例一提供的复合相变储热器件中导热管的结构示意图；

图9为本发明实施例一提供的复合相变储热器件中相变储热件的结构示意图；

图10为本发明实施例三提供的航天电子系统的结构示意图；

图11为本发明实施例三提供的航天电子系统的俯视图；

图12为本发明实施例三提供的航天电子系统的热量传递图，空心箭头方向为热量传输方向。

附图标记：

1-外壳；2-导热筋；3-相变储热件；4-灌封口；5-工艺孔；6-导热管；61-导流槽；7-导热柱；8-有源相控阵天线；9-电源组件。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本发明的一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理。

实施例一

本实施例提供了一种复合相变储热器件，参见图1至图9，包括外壳1、导热筋2和相变储热件3，导热筋2位于外壳1内壁，外壳1的内部空间为用于容纳相变储热件3的密封腔，相变储热件3位于密封腔中。

其中，外壳1为复合相变储热器件的支撑结构、电子器件的热传导结构以及相变储热件3的封装结构；导热筋2用于将电子器件的热量快速均匀分散到相变储热件3的内部；相变储热件3用于利用相变材料的相变潜热储存电子器件产生的热量。

实施时，航天电子系统中的有源相控阵天线设于外壳1的侧壁，航天电子系统中的电源组件设于外壳1的底部，也就是说，有源相控阵天线和电源组件构成容置空间，复合相变储热器件位于容置空间中，有源相控阵天线和电源组件包裹复合相变储热器件，有源相控阵天线和电源组件产生热量会快速均匀的分散至外壳1上，并通过外壳1和导热筋2传递至相变储热件3中，相变储热件3吸收热量并发生相变将这部分热量存储在内部。

与现有技术相比，本实施例提供的复合相变储热器件具有可加工性能较好、生产成本较低、散热效率较高等特点，针对真空环境下航天电子产品散热困难，能够在短时间内将航天电子系统产生的大量热量存储在相变储热件3中，待航天电子系统温度降低后，在缓慢释放至外部环境中。此外，通过导热筋2的设置，其能够与相变储热件3形成良好的传热路径，从而能够实现从有源相控阵天线和电源组件到相变储热材料的快速均匀传热。

为了能够提高外壳1与导热筋2之间的连接稳定性，两者之间可以采用如下两种连接方式：

其中一种连接方式，外壳1和导热筋2采用3D打印的方式一体化成型，采用此种成型方法，外壳1与导热筋2之间无界面热阻，导热率较高，但是，值得注意的是，3D打印的成本较高，且打印后需要二次机械加工。

另一种连接方式，外壳1与导热筋2焊接，采用焊接工艺进行连接，成本较低，但是，外壳1与导热筋2之间存在焊接界面热阻，导热率较低。

需要说明的是，在实际应用中，可以根据不同的应用场合择优选取上述两种连接方式中的任意一种。

为了便于相变储热件3的灌注，上述外壳1上开设用于灌注相变储热材料的灌封口4，示例性地，灌封口4位于外壳1的顶部。

可以理解的是，在相变储热材料灌封后，需要再次将灌封口4封闭，因此，上述灌封口4中设有密封件，示例性地，密封件为激光焊接密封件，可以采用激光焊接形成，密封件的边缘形状为圆形，从而能够保证灌封口4的密封性。

考虑到相变储热件3在固-液相变前后存在体积的变化，因此，密封腔中相变储热材料的填充率（即相变储热材料与容纳腔的体积比）控制在80~90％，以便为相变储热材料在相变前后提供足够的泄压空间。

从成本和加工效率上考虑，外壳1为铝（牌号：AL6063-T6，导热系数201W/m.℃），相变储热件3为石蜡（牌号：石蜡JR#65，相变温度65℃，相变焓值250J/g），因为石蜡的潜热比较大，此外，石蜡属于无机相变材料，使用安全性更高。

对于导热筋2的结构，具体来说，导热筋2的形状为环形，导热筋2的数量为多层（例如，19层），多层导热筋2沿竖向层叠布置。

值得注意的是，相变储热件3的体积（即相变储热材料在外壳1内的填充率）很大程度上决定了相变储热器件的储热能力，为了提高相变储热件3的体积，上述导热筋2为蜂窝结构，这样，能够增加相变储热材料的填充量以及导热筋2与相变储热材料的接触面积，从而更加有利于热量的快速传导。

为了便于相邻导热筋2之间的孔隙中相变储热材料的灌装，每层导热筋2上均开设工艺孔5（例如，圆形工艺孔5），工艺孔5的总数为36个，通过工艺孔5的设置，能够将相邻两个孔隙之间的空间连通，从而能够实现相变储热材料的全区域灌装。

在实际应用中，航天电子系统的形状为六边形圆台，相应地，有源相控阵天线和电源组件构成的容置空间和外壳1的形状同样为六边形圆台，且容置空间与外壳1的内壁共形。

从航天电子系统的形状角度考虑，从上至下，相变储热件3的横截面逐渐增大，为了能够提高相变储热件3的整体受热均匀性，对于导热筋2的布置方式，示例性地，导热筋2从上至下的分布密度逐渐增加。

为了能够进一步提高相变储热件3的整体受热均匀性以及实现相变储热件3中心位置的快速导热，上述复合相变储热器件还包括导热管6和导热柱7，导热管6的中心线与相变储热件3的中心线重合，导热柱7的一端与导热管6连接，导热柱7的另一端导热筋2连接，同样地，导热柱7为蜂窝结构，导热管6内填充有相变储热材料，这样，通过设置沿竖直方向布置的导热管6，并通过导热柱7将导热管6和导热筋2连接，能够在相变储热件3中形成网状、多方位（横向、径向和纵向）的传热结构，从而能够进一步提高相变储热件3的整体受热均匀性以及实现相变储热件3中心位置的快速导热。

值得注意的是，由于灌封口4位于外壳1的顶部，在相变储热材料的灌注过程中可能会产生气泡，并在最终形成的相变储热件3形成气泡，影响相变储热件3的储热能力，因此，上述导热管6的顶端与灌封口4连接，导热管6的底端开口，其直径从上至下逐渐增大，导热管6的内壁开设从上至下的导流槽61，这样，在相变储热材料的灌注过程中，沿灌封口4的侧壁导入相变储热材料，相变储热材料沿着导流槽61流至导热管6的底端，并均匀分散至密封腔中，从而能够减少气泡的产生。

具体来说，实际应用中，采用上述复合相变储热器件的工程指标如下：工作环境为真空环境下，环境温度为60℃，电子器件的热流密度为3W/cm³，系统工作时间不小于1500s。通过采用复合相变储热器件，电子器件的最高温度为80℃，满足电子元器件1级降额高标准；能满足系统持续工作时间1500s的散热要求，满足系统使用要求；石蜡的相变温度（65℃）高于系统环境使用温度（60℃），满足相变储热要求。

实施例二

本实施例提供了一种复合相变储热器件的制备方法，用于实施例一的复合相变储热器件的制备，该制备方法包括如下步骤：

步骤1：加工外壳和导热筋，在外壳上开设灌封口；

步骤2：通过灌封口向外壳内的密封腔中灌入液态的相变储热材料，沿灌封口的侧壁导入相变储热材料，相变储热材料沿着导流槽流至导热管的底端，并均匀分散至密封腔中；

步骤3：密封灌封口，相变储热材料由液态变为固态形成相变储热件，得到复合相变储热器件。

与现有技术相比，本实施例提供的复合相变储热器件的制备方法的有益效果与实施例一提供的复合相变储热器件的有益效果基本相同，在此不一一赘述。

实施例三

本实施例提供了一种航天电子系统，参见图10至图12，包括有源相控阵天线8、电源组件9以及实施例一提供的复合相变储热器件，有源相控阵天线8设于外壳1的侧壁，航天电子系统中的电源组件9设于外壳1的底部。

其中，有源相控阵天线8的数量为多个，例如，6个，用于实现航天电子系统的通信指标，有源相控阵天线8上布置有高密度电子器件；电源组件9的数量为1个，用于为整个航天电子系统提供电能，电源组件9上同样布置有高密度电子器件；相变储热器件用于解决航天电子系统的电子器件在真空环境下的热控问题。

与现有技术相比，本实施例提供的航天电子系统的有益效果与实施例一提供的复合相变储热器件的有益效果基本相同，在此不一一赘述。

为了便于电磁场全空域覆盖，上述航天电子系统的形状为六边形圆台。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种复合相变储热器件，其特征在于，包括外壳、导热筋和相变储热件，所述导热筋位于外壳的内壁，所述外壳的内部空间为用于容纳相变储热件的密封腔，所述相变储热件位于密封腔中。

2.根据权利要求1所述的复合相变储热器件，其特征在于，所述外壳和导热筋采用3D打印的方式一体化成型；

或者，所述外壳与导热筋焊接。

3.根据权利要求1所述的复合相变储热器件，其特征在于，所述外壳上开设用于灌注相变储热材料的灌封口。

4.根据权利要求3所述的复合相变储热器件，其特征在于，所述灌封口中设有密封件。

5.根据权利要求1所述的复合相变储热器件，其特征在于，所述密封腔中相变储热材料的填充体积百分比为80~90％。

6.根据权利要求1所述的复合相变储热器件，其特征在于，所述外壳的材质为铝，相变储热件的材质为石蜡。

7.根据权利要求1至6任一项所述的复合相变储热器件，其特征在于，所述导热筋的形状为环形，所述导热筋的数量为多层，多层导热筋沿竖向层叠布置。

8.根据权利要求7所述的复合相变储热器件，其特征在于，每层导热筋上均开设工艺孔。

9.一种复合相变储热器件的制备方法，其特征在于，用于如权利要求1至8任一项所述的复合相变储热器件的制备，所述制备方法包括如下步骤：

步骤1：加工外壳和导热筋；

步骤2：向外壳内的密封腔中灌入液态的相变储热材料；

步骤3：相变储热材料由液态变为固态形成相变储热件，得到复合相变储热器件。

10.一种航天电子系统，其特征在于，包括有源相控阵天线、电源组件以及如权利要求1至8任一项所述的复合相变储热器件，所述有源相控阵天线设于外壳的侧壁，所述电源组件设于外壳的底部。

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