一种航天环路热管辐射器复合热控系统

技术领域

本发明属于太阳能和环路热管领域，尤其涉及一种航天环路热管辐射器复合热控装置。

背景技术

随着现代社会经济的高速发展，人类对能源的需求量越来越大。然而煤、石油、天然气等传统能源储备量不断减少、日益紧缺，造成价格的不断上涨，同时常规化石燃料造成的环境污染问题也愈加严重，这些都大大限制着社会的发展和人类生活质量的提高。能源问题已经成为当代世界的最突出的问题之一。因而寻求新的能源，特别是无污染的清洁能源已成为现在人们研究的热点。

太阳能是一种取之不尽用之不竭的清洁能源，而且资源量巨大，地球表面每年收的太阳辐射能总量为1×10

热管技术是1963年美国洛斯阿拉莫斯(Los Alamos)国家实验室的乔治格罗佛(George Grover)发明的一种称为“热管”的传热元件，它充分利用了热传导原理与相变介质的快速热传递性质，透过热管将发热物体的热量迅速传递到热源外，其导热能力超过任何已知金属的导热能力。

热管技术以前被广泛应用在宇航、军工等行业，自从被引入散热器制造行业，使得人们改变了传统散热器的设计思路，摆脱了单纯依靠高风量电机来获得更好散热效果的单一散热模式，采用热管技术使得散热器获得满意的换热效果，开辟了散热行业新天地。目前热管广泛的应用于各种换热设备，其中包括太空散热领域。

自二十一世纪以来，太空领域所带来的巨大的经济价值以及军事战略价值极大地促进了世界范围内航天事业的飞速发展，而卫星的热控系统则是保证其组件在正常温度范围内运行的关键。

近年来，中小型民用及商业航天卫星的发射数量逐年提升，与其适配的散热系统需求日益迫切。在卫星的设计中，做好热分析工作，采用合适的热控制方案，具有举足轻重的作用。作为卫星的工作核心和散热主体，航空航天飞行器上电子设备具有以下特点：1、体积小、重量轻和功耗小；2、能在恶劣的环境条件下工作；3、高效率、高可靠和长寿命。而对于中小型民用及商业航天卫星来说，它的紧凑化和小型化设计理念，致使众多的电子元件集成在越来越小的区域内，从而使热流密度急剧增加，再加上所处的特殊的环境条件，使得电子器件的散热和保温更加困难；同时，我国的民用及商业卫星的发展正处于起步阶段，卫星的热控技术水平相对较低且普遍存在成本高、研制周期长等问题，因此针对民用及商业中小型卫星的热控制问题亟待解决。

综上，不断推进的国家政策体系以及日益迫切的中小型商业及民用卫星的研制需求促进了卫星热控产业的蓬勃发展，为我们的项目提供了良好的环境支持。当前国内外主流的卫星热控制的方案及其优缺点如下表所示。

表1国内外主流卫星热控制方案

本团队以传统的LHP技术为基础，结合MEMS百叶窗、太阳能电加热技术与泡沫功能材料散热技术，研制出一套热管辐射器散热系统与太阳能电加热系统复合的热控系统。该系统可一体化实现高效率、高抗重力、高传热距离的零能耗散热与保温效果，进而使卫星组件始终保持在额定温度范围内，显著提高其使用寿命与工作效率。同时，为了更好地实现散热效果，本团队对热管与辐射板的内部结构进行优化，在热管内部增添副毛细芯结构并设置引流槽以提升其抽吸回流能力，在辐射板的部分空腔内填充石墨烯泡沫铜材料来增大热管环路管道与辐射器的接触面积，单根热管最终实现了高达400W左右的传热功率，可满足大多数民用与商业航天卫星的散热需求。

据美国卫星产业协会(SIA)统计数据显示，截止到2018年，商业通信卫星占全球发射卫星总量的22％，仅次于遥感卫星。此外，据《中国卫星导航与位置服务产业发展白皮书(2019)》显示，2018年我国卫星产业总体产值达3016亿元，较2017年增长18.3％，对于卫星散热的需求日益增大。

中小型卫星的发射量与日剧增，民用与商业卫星占据了中小型卫星的69％，但其相关散热技术仍然十分匮乏，且现有散热方案大多成本高昂、寿命较短，变革大型卫星的传统散热方式使之适应中小型航天卫星的需求迫在眉睫。而本设计系统散热功率满足大多数中小型卫星的散热需求，使用寿命可达15年，成本仅为20万元左右，而市面上绝大多数散热方案的成本均不低于180万，因此本设计系统在中小型卫星散热领域具有十足的优势和广阔的商业市场前景。

发明内容

本发明针对现有技术中的不足，提供一种新式结构的航天环路热管辐射器复合热控系统。该系统主要由热管辐射器散热系统与太阳能电加热系统复合而成。其中，散热系统由镍基毛细芯热管与轻质铝蜂窝复合辐射板经环路管道串联而成；电加热系统则由陶瓷加热片与PET太阳能电池板相连而成。此外，本装置应用stm32f103以实现对整个环节的控制。散热系统与保温系统的密切配合保证了散热部件的正常运行。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种航天环路热管辐射器复合热控系统，所述系统包括平板式环路热管蒸发端1、陶瓷加热片、辐射板、太阳能电池板、蓄电池、线路、蒸发环路管线、电磁阀和温度传感器，陶瓷加热片贴附于散热元器件上方；平板式环路热管的蒸发端紧贴于陶瓷加热片之上，冷凝端采用冷凝管线经过延伸嵌入辐射板中的结构向外散热，散热后的冷凝液循环回到蒸发端；电磁阀安装于蒸发环路管线上；蓄电池一端与环路热管蒸发端通过线路连通，一端通过线路与太阳能电池板连接；温度传感器安装于散热元器件的外侧。

作为优选，当温度传感器检测的散热元器件温度超过额定温度区间时，电磁阀自动开启，启动环路热管为散热元器件散热，环路热管的蒸发端从元器件表面吸收热量，其内部的液体工质在毛细芯外表面受热蒸发，产生的汽体工质经由蒸汽槽道流入蒸发环路管线，继而进入辐射器中，将热量经热辐射散出到外太空中，蒸汽冷凝后的液体循环回到蒸发端；当温度传感器检测的元器件温度低于额定温度区间时，温度传感器将元器件的温度参数传递给控制器，控制器控制电磁阀关闭，控制蓄电池输出电能，向陶瓷加热片供电，从而使元器件的温度上升。

作为优选，辐射板位于卫星星体的外侧，其一端由合页固定并可绕该端进行转动；电动推杆一端位于卫星表面，另一端位于辐射板的内侧；太阳能板贴附于辐射板的外侧。

作为优选，系统检测太阳位置，辐射板在推杆的作用下转动以减小辐射板与太阳光线的夹角，保证辐射板向外部高效散热，从而使元器件的温度降低。

作为优选，散热元件温度处于额定工作区间且元器件温度高于热管蒸发端时，辐射板所在法线与太阳光之间角度的控制公式：

该角度控制公式确定了辐射板由当前位置转到辐射板理论最佳倾角位置时所需要转动的角度，其中：

e

e

K

K

K

本发明具有如下优点：

1)创新性地将热管辐射器散热系统与太阳能电加热系统复合，可一体化实现零能耗的散热与保温效果。

2)热管结构优化。在热管的储液室内加入副毛细芯并插入毛细芯内部，使回路的轴向毛细力加强，并可有效减少毛细芯内部液体管线的大气泡，降低反向漏热，保证热管的稳定正向运行，并使热管的毛细抽吸速度提高到0.6g/s。

3)将传统热管毛细芯的毛细抽吸功能与液体回流功能分离。传热距离得以明显提升，其最远可达10m。抗重力能力也显著增强，抗重力高度最高可达5m。以上突出性能解决了传统热管使用方位和长度限制的问题，在太空中具有极高的适用性。

4)辐射板结构优化。本装置采用夹层蜂窝板辐射器设计，蜂窝板的结构具有质量轻的显著优势，可以有效减少卫星升空及运行时带来的能源消耗，抗冲击能力也更强。在蜂窝板中环路管道经过的腔室内填充石墨烯泡沫铜，可使环路热管与辐射器的接触面积提高346.4％。

5)散热与保温系统均零耗能。散热系统依靠热管的抽吸回流功能自发完成，无需任何能源输入；保温系统依靠辐射板外侧的太阳能电池板吸收太阳能并转化为电能储存起来，在卫星组件需要保温时，对加热片供电实现保温效果。整个系统摆脱了对外加能源的依赖，相较于其他散热装置，单位热控系统每昼夜最多可节约86400KJ的能量。

6)热管高传热效率。装置采用镍基毛细芯氨工质环路热管，其中镍基毛细芯孔隙率高达 60％以上、毛细抽吸速度达到0.6g/s，热管热阻在60％充注量下可稳定在0.15±0.02℃/W，低于市场现有0.18-0.32℃/W的普遍范围，整体传热功率可达400W，且极限功率较普通热管提升100W，整体传热性能大幅提升。

7)创新性的提出了辐射板与太阳光之间的夹角最优化关系控制公式，避免散热元件过热或者过冷，保证散热元件最佳的工作温度。

附图说明：

图1是航天环路热管辐射器复合热控系统机械部分平面展示图；

图2是本发明平板式环路热管实物图。

图3是本发明环路热管基本结构及工作原理图。

图4是本发明毛细芯实物图。

图5是本发明蒸发端内部结构图。

图6是本发明辐射板切面图。

图7是本发明辐射板结构原理图。

图8是保温系统原理图。

图9是保温系统模拟图。

图10-1是温度控制系统图。

图10-2是追日系统部件示意图。

图11是装置工作流程图

图12是毛细芯的制备过程示意图。

图13是毛细芯抽吸实验曲线图

附图中：

图1：1-热管及加热片；2-辐射板与太阳能板；3-蓄电池；4-线路；5-环路管线；6-电磁阀。

图5：7-灌注接口；8-副毛细芯；9-孔；10-毛细芯；11-热管外壳；12-气体缓冲室；13-储液室。

图6：14-上蜂窝板；15-下蜂窝板；20-太阳能板；21-硅酸铝纤维纸；23-冷凝管线；24-辐射板边缘封装。

图7：14-上蜂窝板；15-气相工质；16-下层蜂窝板；17-石墨烯泡沫铜；18-环路热管；19液相工质。注：

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

本文中，如果没有特殊说明，涉及公式的，“/”表示除法，“×”、“*”表示乘法。

一种航天环路热管辐射器复合热控装置，如图1所示。所述系统包括平板式环路热管蒸发端1、陶瓷加热片(与平板式环路热管蒸发端紧密贴合)、辐射板(平板式环路热管冷凝端)2、太阳能电池板(紧贴于辐射板外表面)、蓄电池3、线路4、蒸发环路管线5、电磁阀6。其中，陶瓷加热片贴附于散热部件上方；平板式环路热管的蒸发端1紧贴于陶瓷加热片之上，冷凝端采用冷凝管线经过延伸嵌入辐射板2中的结构向外散热，散热后的冷凝液循环回到蒸发端；电磁阀6安装于蒸发环路管线上，并保证介质流动方向与电磁阀外客箭头方向一致；蓄电池3 一端与散热元件，优选与陶瓷加热片通过线路连通，一端通过线路4与太阳能电池板20连接。作为优选，太阳能电池板贴附于辐射板的外侧，并与辐射板之间设置绝热层。通过太阳能电池板向蓄电池蓄电。

辐射板2位于卫星星体的外侧，其一端由合页固定并可绕该端进行转动；电动推杆一端位于卫星表面，另一端位于辐射板的内侧；太阳能板贴附于辐射板的外侧。所用的控制元器件如：温度传感器、寻光模块、控制器(例如stm32f103)，则分别安装于散热部件的外侧、辐射板的表面以及卫星的内部。

作为优选，散热部件是电子元器件。

表2装置内各部件及其作用

系统内各部件整体运行过程叙述如下：当温度传感器检测的散热部件温度超过额定温度区间时，电磁阀6自动开启，启动散热装置为散热部件散热。此时，环路热管的蒸发端从散热部件表面吸收热量，其内部的液体工质在毛细芯外表面受热蒸发，产生的汽体工质经由蒸汽槽道流入蒸发环路管线5，继而进入辐射器中，将热量经热辐射散出到外太空中，蒸汽冷凝后的液体循环回到蒸发端。当温度传感器检测的散热部件温度低于额定温度区间时，温度传感器将散热部件的温度参数传递给控制器。例如stm32f103，控制器控制电磁阀6关闭，控制蓄电池输出电能，向陶瓷加热片供电，从而使元器件的温度上升。

作为一个优选，系统检测太阳位置，辐射板在推杆的作用下转动以减小辐射板与太阳光线的夹角，保证辐射板向外部高效散热，从而使元器件的温度降低。

图1展示了热控装置的机械部分结构示意图。如图1所示，所述机械部分包括保温系统和散热系统。其中保温系统包括太阳能电池板(贴于辐射板外表面)、陶瓷加热片(紧贴于环路热管蒸发端)、蓄电池3、温度传感器以及控制器；散热系统包括平板式环路热管蒸发端1、辐射板2(即平板式环路热管冷凝端)、电磁阀6、温度传感器、控制器以及寻光模块。保温及散热系统的详细运行过程叙述如下：

①散热过程：当散热部件表面的温度传感器检测到散热部件温度过高时，电磁阀6自动开启，环路热管开始工作，利用热管的环路散热作用对散热部件进行散热。首先，散热部件将热量传递给其表面的环路热管蒸发端，蒸发端内部的液体工质吸热气化，并产生推动工质循环的动力；产生的汽体工质继而在毛细芯表面蒸汽槽道中进行收集与加热，并通过蒸汽管线流入辐射器2中；过热蒸汽在辐射器中经辐射散失掉显热和潜热后，最后凝结成液体，在毛细抽吸力的作用下回流，循环往复。同时，寻光模块检测太阳光线的位置，辐射板在推杆的作用下转动以减小辐射板与太阳的夹角，从而使元器件的温度降低。此外，为防止散热部件温度的持续降低，当散热部件散热至额定温度时，电磁阀关闭，环路热管停止工作，散热过程停止。

②保温过程：当散热部件表面的温度传感器检测到散热部件温度过高时，控制器控制蓄电池输出电能，为元器件表面的陶瓷加热片供电。陶瓷加热片通电后板面发热，进而可以对散热部件进行加热，使其温度上升至额定工作区间。

作为优选，环路热管包括蒸发端和冷凝端两部分。作为散热系统主体的平板式环路热管，其结构图及工作原理图如下图2、3所示。其中图2是环路热管具体实物图，图3是环路热管的基本结构及其工作原理图。

作为优选，蒸发端1采用平板式结构并使之与表面覆盖有陶瓷加热片的散热元器件紧密贴合，所述热量从散热元器件中通过陶瓷加热片传递给蒸发端1，然后通过蒸发端1循环到热管冷凝端2，从而达到散热的目的。本装置所采用的蒸发端相较于传统环路热管的蒸发端具有以下两方面的发明创新：一是副毛细芯室8的构造，二是将传统热管毛细芯的毛细抽吸功能与液体回流功能分离。

如图5所示，所述蒸发端包括外壳。所述外壳内设置四个腔室，分别是汽体缓冲室12、毛细芯室10、副毛细芯室8和储液室13。作为优选，所述外壳使用不锈钢制造；毛细芯室10 设置的毛细芯为镍基毛细芯，可从大功率器件处吸收热量传递给工质，工质发生相变带走热量；毛细芯的一侧打多个孔9(优选3个孔)作为引流槽道并可增大径向毛细力；毛细芯上表面刻有槽道，便于液氨汽化成饱和汽体后逸散。副毛细芯室8由材质为优选20微米孔径的不锈钢丝网的副毛细芯包裹在储液室四周构成，副毛细芯孔径小于毛细芯孔径。可进一步加强轴向毛细力，并有效破坏毛细芯内部液体管线的大气泡，降低反向漏热，保证热管的稳定正向运行。副毛细芯与主毛细芯一侧的孔相配合，使回流液体工质可直接进入毛细芯前端进行蒸发。储液室可以保证毛细芯一直被液体工质所浸润，启动前无需进行任何预处理，可直接对蒸发器施加热载荷来启动热管，保证对蒸发器毛细芯的液体储备与供给。汽体缓冲室提高了汽体从毛细芯中逸出的速率，并且可以平衡汽体扩散的速率，降低汽体扩散的阻力，使汽体平稳扩散。

作为优选，从毛细芯中间位置到周边位置，毛细芯的孔9的长度逐渐变短。通过大量的数值模拟和实验研究发现，通过上述设置毛细芯的孔9的长度逐渐变短，能够使得热管的稳定正向效果更好，能够提高8-10％的技术效果。上述经验公式也是本申请经过大量实验研究的结果，也是本申请的一个发明点，并不是本领域的公知常识。

进一步优选，从毛细芯中间位置到周边位置，毛细芯的孔9的长度逐渐变短的幅度越老越大。通过大量的数值模拟和实验研究发现，通过上述设置能够使得热管的稳定正向效果最优。上述经验公式也是本申请经过大量实验研究的结果，也是本申请的一个发明点，并不是本领域的公知常识。

本申请通过大量的研究，找出了最佳的毛细芯长度分配关系优化公式。

外壳是圆形结构，外壳的内径是2R，外壳中心处的毛细芯的孔9的长度为L，则距离中心的距离为r位置的毛细芯的孔9的长度l规律如下：l＝b*L-c*L*(r/R)

1.082

进一步优选，a＝1.096,b＝1，c＝0.361。

上述经验公式也是本申请经过大量实验研究的结果，是对毛细芯的孔9的长度分布的一个优化的结构，也是本申请的一个发明点，并不是本领域的公知常识。作为优选，从毛细芯中间位置到周边位置，毛细芯的孔9的通孔面积逐渐变小。

进一步优选，从毛细芯中间位置到周边位置，毛细芯的孔9的通孔面积逐渐变小的幅度越老越大。技术效果参见前面的毛细芯的孔9的长度变化关系。

外壳是圆形结构，外壳的内径是2R，外壳中心处的毛细芯的孔9的面积为S，则距离中心的距离为r位置的毛细芯的孔9的面积s规律如下：

s＝b*S-c*S*(s/S)

1.085

进一步优选，a＝1.099,b＝1，c＝0.353。

上述经验公式也是本申请经过大量实验研究的结果，是对毛细芯的孔9的面积分布的一个优化的结构，也是本申请的一个发明点，并不是本领域的公知常识。

蒸发端工作流程：液体工质从储液室出发，经过副毛细芯进入毛细芯内部的液体干道，从而均匀地对毛细芯进行供液，使毛细芯一直处于浸润状态。工质在毛细芯外表面吸收热量蒸发，产生的蒸汽从蒸汽槽道流出进入蒸汽管线继而进入汽体缓冲室。在此过程中，毛细芯提供驱动工质循环的动力。

本发明通过设置副毛细芯，副毛细芯孔径小于毛细芯孔径。相对于现有的环路热管，能够增强轴向毛细力，降低反向漏热、破坏液体管线内部的大气泡。其原理为：高目数的副毛细芯由于其孔径非常小，因此在一定程度上可以增大毛细力，从而使抽吸能力得以加强；在反向运行的过程中，小孔径的副毛细芯还可将气泡挤破，从而滤掉一定的气泡，减小反向漏热。

图5展示了外壳四腔室的具体结构，从右到左分别为汽体缓冲室、毛细芯室、副毛细芯室、储液室，正常工作时，液体从右端进，汽体从左端出，侧孔即为灌注接口，可以通过此接口向环路热管内灌注液体工质。

作为优选，冷凝端2以辐射器为主体并采用冷凝管线嵌入冷凝器板的结构形式进行散热。为更好地优化并提高冷凝端的性能，本装置的冷凝端具有以下两方面的发明创新：一是热管辐射器的设计，二是在辐射器的结构设计中创新性地采用夹层蜂窝板并在其中填充有石墨烯泡沫铜。

辐射器整体一端固定，另一端可由推杆推动转动并根据卫星飞行的不同状态及时改变倾角，减少太阳的直接辐射。辐射器由辐射板和太阳能板组成，太阳能板贴于辐射器外侧，具有优异的耐热稳定性和良好的耐辐照稳定性。同时，辐射板与太阳能板之间通过硅酸铝纤维纸相贴合，可有效阻断热传递。通过上述结构，使得太阳能板面对向阳面，吸收太阳能，满足卫星运行的能量，辐射板设置在背阳面，通过辐射板向外散热。上述结构使得吸热放热为一体结构，两者之间通过隔热件隔绝，使得整体结构紧凑，减少布置的空间。本发明的辐射器的内侧无任何附着物，直接向外散热，提高了散热效率。

辐射器整体切面图如图6所示，由上到下依次为：太阳能电池板20、硅酸铝纤维纸21(绝热部件)、上蜂窝板14、冷凝管线23、辐射板边缘封装24、下蜂窝板15。

作为优选，辐射板的散热结构采用夹层蜂窝板的设计，如图7所示，辐射板2的结构由上到下依次为：上蜂窝板14、环路管道(冷凝端18)、下蜂窝板16。重量轻，抗冲击能力强，适合在高温下工作。蜂窝板的材质为铝合金，蜂窝状的设计既可以减轻辐射器的重量，又增强了其抗重力性能；蜂窝板中填充石墨烯泡沫铜17，可以增大冷凝管线与蜂窝板的接触面积，从而加快热量从环路向辐射器的传递。根据图7，环路管道穿插在上下蜂窝板之间的石墨烯泡沫铜中。环路管道中的工质将热量由需散热部件处传递到辐射器中，上下蜂窝板将环路热管中的热量经热辐射向外太空传递，从而完成散热部件的散热过程。

在国内外现行的航天热控系统中，鲜少涉及散热部件在深冷外太空环境下的保温问题。为此，在保证小型航天器有效散热的同时，该装置还充分考虑了航天器在背阴面环境温度极低的情况下散热部件正常工作的问题。图8展示了保温系统的原理图。本装置的保温系统创新性地采用太阳能板进行能量收集与转化，并由陶瓷加热片向散热部件进行热量传递。

散热部件表面覆盖具有高传热特质的陶瓷加热片，既可以在散热时加快热流的传导也可以在环境温度较低时对散热部件进行加热；太阳能板贴于辐射板的外侧，将太阳能转化为电能储存在蓄电池中，当温度传感器检测的在散热部件温度低于正常工作温度区间时，蓄电池箱向陶瓷加热片供电为其提供热量，从而使散热部件始终在正常的温度范围内运行；当温度传感器检测的在散热部件温度高于正常工作温度区间时，蓄电池箱与陶瓷加热片之间断电。

作为优选，环路热管冷凝端向蓄电池提供热能以转化为电能存储在蓄电池内。

作为一个改进，本发明还提出了辐射板夹角最佳的计算算法。

作为优选，辐射板最佳倾角计算如下：

从近地空间到行星际空间，卫星所接收到的空间外热流主要是太阳辐射，其次是地球、月球和各行星的热辐射以及它们对太阳辐射的反射。当热管传热效率一定时，整个热控系统的工作效率很大程度上取决于冷凝端(辐射板和太阳能板)在太空中的吸散热情况。

为了工程应用和简化计算，假设地球红外的空间分布为漫射，遵循朗伯余弦定律，计算中采用平均值，可把地球当作250K左右的绝对黑体。

当蒸发端温度保持恒定时，其散热效率应相等。即：

(1-η)cosβ×α

表3相关符号及含义

据此便能根据仪器额定工作温度确定合适的对日、对地倾角，从而达到智能温控的目的。辐射板最佳角度计算公式如下：

辐射板的最佳角度是指辐射板法线与太阳光线之间的最佳角度。在此角度位置下，辐射板的散热效率可以得到充分的保证，防止因太阳光直射辐射板的面积过大而导致辐射板温度的升高以及装置整体散热效率的降低；此外，这一理论最佳角度在满足辐射器正常散热需求的同时，还可以保证太阳能板接收到足够的光照强度，以保证充足的能量储备。

其中：

β：倾角(太阳能板法线与太阳光线夹角)

α

δ：黑体辐射常数，5.67*10

T：温度(元器件要求)，实施例中散热时取最小值，保温时取最大值

s：太阳常数，1367

η：太阳板光电转化效率，由太阳能板决定的常数，选定之后就保持不变，实施例中取20％

ε：辐射板的发射率，实施例中取0.34

以同步卫星为例，取发射率ε＝0.34；太阳能板采用带有陷光结构的太阳电池，其太阳吸收率α

(1-η)cosβ×α

即β＝arccos(7.259×10

解得β＝54°，即太阳能板法线和太阳光的最佳夹角为54°。

为有效实现散热和保温两种功能，在控制方面设定有人工控制和自动控制两种工作模式。两种工作模式均受人工管控，并可以自由转换。

人工控制即由操作者调节辐射器和太阳光的夹角、电磁阀的开关状态。操作者可根据卫星飞行的实时数据、指标参数等发出相应的指令，并通过远距离通信传输到控制中枢，最终由控制中枢控制机械做出相应的变化。自动控制是指装置的控制系统根据太阳光的角度、卫星所处的位置、元器件的工作温度等，自动调节机械装置做出相应变化的工作状态。

在装置中，太阳能板和辐射板由推杆推动而转动并通过电磁阀控制环路热管的工作状态；此外，还设有以下控制零部件：继电器可驱动推杆运动；舵机使寻光模块转动而寻光模块可以实现太阳能板的追光；位于航天器内部，型号为DS18B20的温度传感器能实时监测散热部件的温度变化；同时，stm32f103作为控制中枢起着控制芯片的作用。

在控制方法上，本设计针对卫星运行时的热控实际情况，结合控制方面的需求，独创性地提出当元器件温度处于额定工作区间且元器件温度高于热管蒸发端时，辐射板所在法线与太阳光之间角度的控制公式：

该角度控制公式确定了辐射板由当前位置转到辐射板理论最佳倾角位置时所需要转动的角度，其中：

e

e

K

K

K

以上所述比例、积分、微分三个常数可根据实际情况进行调整，同时温度的采样频率也会影响三个常数的取值，积分部分可根据具体情况去除。综上，三个常数的取值范围为：K

图10-2中展示了追日系统。追日系统由遮光板、光敏电阻组成的电路两部分构成。结构如图10-2所示：

图10-2中两侧部分为探头，探头内为光敏电阻。遮光板位于探头上部。在追日系统中，探头朝上放置，探头上方为遮光板并可根据光线强弱调整遮光板的大小。如果太阳光线从左边照射，则左侧探头可以接收到光线而右侧的探头则接收不到光线，因而返回向左转的信号。反之，如果太阳光线从右边照射，则会返回向右转的信号。此外，如果太阳光线从上往下照射，此时左右两侧都接收不到光线，则会返回固定不动的信号。

由于该装置只能进行垂直追光，因此，如果要使辐射板和太阳光线呈一定角度，则可以使用舵机驱动该装置，以改变该装置与辐射板之间的角度从而达到辐射板和太阳光线呈现一定角度的目的。

装置的完整工作流程如图11所示。散热和保温作为系统工作的两个重要组成部分，其具体工作流程分别叙述如下：

①散热过程：当散热部件因持续工作或外界强太阳辐射使其温度超过额定温度区间时，电磁阀自动开启，启动散热装置为散热部件散热并且提高热管工作效率；同时，系统检测太阳位置，辐射板在推杆的作用下转动以减小辐射板与太阳的夹角，从而使元器件的温度降低。

②保温过程：当散热部件因背阴面极低的环境温度使其温度低于额定温度区间时，陶瓷加热片启动，并利用太阳能板转化的电能为陶瓷加热片提供能量，从而使元器件的温度上升。

此外，当元器件温度位于额定工作区间时，则检测并比较元器件与蒸发端温度的高低。若元器件温度高于蒸发端温度，系统则检测太阳位置，增大辐射板与太阳之间的夹角，同时降低热管工作效率以防止热管温度的进一步下降；反之，环路热管自动停止工作。

为实现节能减排效益，系统主要在以下两个方面进行了节能化设计，并通过计算更直观地展现出装置的节能特性。

①辐射器的蜂窝板结构。通过密度计算，蜂窝板的结构对比相同体积的实心铝合金散热板重量减轻约9.2kg，而重量的减轻，将会有效减少卫星发射及运行时所需要的能源消耗。

②太阳能板/辐射板的复合设计。卫星中散热部件保温与加热过程所需能量完全由太阳能提供，因此可减少卫星本身的额外能源负担。其产生的电功率为：

η×cosβ×A×S×＝136.7×cosβ (3)

其中：为太阳能板法线与太阳光线的夹角。

在项目的进展与实施过程中，毛细芯抽吸实验与毛细芯性能测试实验保证了毛细芯的质量并为装置的高效运行提供了理论支撑。同时，在制备过程中还运用了抽真空灌注装置和真空热压烧结炉等硬件设备来完成高性能环路热管的制备。

作为环路热管的核心部件，本项目在毛细芯的制备过程中进行了独创设计，使之可以满足恶劣的工作环境和严格的电子散热要求，如图12所示。

与现有毛细芯制备技术相比，本设计中毛细芯的制备技术特征及优势效果展示如下：①采用冷压烧结毛细芯。冷压烧结时，毛细芯孔隙率与渗透率随造孔剂比例的提高而增大；在造孔剂为30％时，毛细芯的抽吸性能达到极致。②采用内径为8mm的毛细芯。经测试，在外径为20mm，长度为100mm的毛细芯中，内径为8mm的毛细芯抽吸性能最优。③自制液氨工质抽真空灌注平台用于环路热管的抽真空灌注。环路热管稳定性得以进一步提高。

具体工艺步骤如下：

1)粉末配比。本设计选用粒度为2μm的镍粉作为毛细芯的主要材料，并添加纯度为99.5％的Nacl为造孔剂制备双孔径毛细芯。首先，将Nacl颗粒通过球磨机进行研磨(采用周期正反转球磨。其中，正反转时间为45min，间隔时间为5min，总球磨时间为6h)；球磨完成后的Nacl粒径主要分布在200-400目，而400目以下的Nacl颗粒极少，并通过振动筛选出粒径为48μm (300-400目)的Nacl粉末；最后，再通过球磨机将镍粉与Nacl粉末混合均匀，随后放入烘干箱中进行烘干。

2)冷压成型。通过压力机对粉末进行压制成型，其中压力为50kN，升压速度为200N/s。

3)毛细芯烧结。实验优选选用的真空热压烧结炉为ZT-40-20Y。

4)超声清洗。在烧结完成后需要通过超声清洗将毛细芯内部的Nacl颗粒溶解，形成空隙进而得到双孔径结构。

判断毛细芯的抽吸性能，最直观的是通过观察工质在毛细芯内的上升高度来判定，但是毛细芯内部工质的高度难以观测，因此实验中通过测量毛细芯的抽吸质量来确定毛细芯的抽吸能力。抽吸实验曲线图如图13所示

实验结果表明：1、毛细芯的抽吸性能则随造孔剂比例的增加呈先上升后下降的趋势。由

经实验测得：单根热管的传热功率可达400W，传热性能优异。

环路热管制备过程中所采用灌注装置、烧结炉。其中，抽真空灌注装置可实现高真空快速灌注以及自动化精确控制灌液量，使热管的传热功率与极限功率得到有效的提升，可显著减少灌注工质的排放与浪费；真空热压烧结炉可以使毛细芯在真空条件下进行热压烧结，可有效排除微小气孔中的汽体，使毛细芯内部的孔径细小且分布更加均匀。

该复合热控系统工作时，平板式环路热管与需散热的元器件相贴合，太阳能板覆盖在辐射板的外侧即时吸收太阳能并转化为电能储存在蓄电池中。在温度较高时，附着于需散热散热部件表面的平板式环路热管内部的工质受热在毛细芯外表面蒸发，产生的蒸汽流入蒸汽管线，继而进入冷凝器，冷凝成液体并过冷；回流液体经液体管线进入液体干道对蒸发器毛细芯进行补给，循环往复。在温度较低时，蓄电池可向陶瓷加热片供电，将电能转化为热能从而为散热部件供热。考虑到复合热控系统的特殊工作环境，试验难以在太空中开展，因此采用较高仿真度的空间立体试验台。

在装置的整个工作周期中，系统散热过程所需的动力完全由镍基毛细芯产生的毛细力提供，无需任何外加动力；系统保温过程所需能量则完全由太阳能提供，并且由太阳能转化的多余的电能还可供航天器的进一步使用。整个系统在各个部分紧密配合，真正做到了零能耗、高效率，可有效解决小型航天器热控难、效率低、能耗高的问题。

本发明创新性如下：

1)创新性地将热管辐射器散热系统与太阳能电加热系统复合，可一体化实现零能耗的散热与保温效果。

2)将传统热管毛细芯的毛细抽吸功能与液体回流功能分离。传热距离得以明显提升，其最远可达10m。抗重力能力也显著增强，抗重力高度最高可达5m。以上突出性能解决了传统热管使用方位和长度限制的问题，在太空中具有极高的适用性。

3)热管结构优化。在热管的储液室内加入副毛细芯并插入毛细芯内部，有利于液氨快速进入毛细芯内部，扩大液氨与毛细芯的接触面积，使回路的轴向毛细力加强，并可有效减少毛细芯内部液体管线的大气泡，降低反向漏热，保证热管的稳定正向运行，并使热管的毛细抽吸速度提高到0.6g/s。

4)辐射板结构优化。本装置采用夹层蜂窝板辐射器设计，蜂窝板的结构具有质量轻的显著优势，可以有效减少卫星升空及运行时带来的能源消耗，抗冲击能力也更强。在蜂窝板中环路管道经过的腔室内填充石墨烯泡沫铜，可使环路热管与辐射器的接触面积提高346.4％。

本发明节能减排效益如下：

1)散热与保温系统均零耗能。散热系统依靠热管的抽吸回流功能自发完成，无需任何能源输入；保温系统依靠辐射板外侧的太阳能电池板吸收太阳能并转化为电能储存起来，在卫星组件需要保温时，对加热片供电实现保温效果。整个系统摆脱了对外加能源的依赖，相较于其他散热装置，单位热控系统每昼夜最多可节约86400KJ的能量。

2)热管高传热效率。装置采用镍基毛细芯氨工质环路热管，其中镍基毛细芯孔隙率高达 60％以上、毛细抽吸速度达到0.6g/s，热管热阻在60％充注量下可稳定在0.15±0.02℃/W，低于市场现有0.18-0.32℃/W的普遍范围，整体传热功率可达400w，且极限功率较普通热管提升100W，整体传热性能大幅提升。

3)辐射板高散热效率。辐射板通过增加散热面积使系统散热效率得到显著提升。据计算，辐射板内预埋管壁的面积约为0.224m

虽然本发明已以较佳实施例披露如上，但本发明并非限定于此。任何本领域技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，均可作各种更动与修改，因此本发明的保护范围应当以权利要求所限定的范围为准。