Thermal control design for the small aircraft based on grapheme layer enhanced heating
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摘要: 文章针对微小飞行器电子设备高度集成化带来的热控风险，以某微小飞行器为研究对象，在分析其轨道参数和结构性能的基础上，提出采取不同厚度的石墨烯导热层等温强化传热的热控设计方案；通过热分析软件建立飞行器在轨状态的热模型，仿真计算飞行器在高温和低温工况下的外热流及不同厚度的石墨烯导热层方案下的瞬态温度分布，并对结果进行对比分析。结果表明，采取石墨烯导热层等温强化传热的热控方案可明显降低微小飞行器内部单机的温差，解决高低温工况下单机温度波动较大的问题。同时，通过实验方法验证了利用石墨烯导热层实现微小飞行器等温化的可行性。Abstract: In view of the thermal control risk caused by the highly integrated electronic equipment in the micro aircraft, a thermal design scheme of the isothermal enhanced heat transfer with graphene layers is proposed based on the orbital parameters and the structural properties of the small spacecraft. Firstly, a thermal model of the orbital state of the aircraft is established, and then the transient temperature distributions under high temperature and low temperature conditions are discussed. The effect of the graphene thermal conductive layers of different thicknesses on the isothermal property of the small spacecraft is analysed. The results show that the temperature range of the main parts and units can be narrowed significantly, In addition, it is shown by experiment that the graphene layers can also improve the temperature uniformity on the outer panel of the small aircraft.
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0. 引言
微小飞行器具有体积小、重量轻、成本低、风险小和研制周期短等优势，成为目前国际航天技术领域的研究热点之一。然而，微小飞行器内部电子设备的日趋多样化以及高度集成化，给热控设计带来巨大的挑战[1-4]：一方面，微小飞行器的尺寸比较小，其产生的高密度热流难以通过辐射散热释放到周围环境中，容易导致分系统或设备局部高温；另一方面，微小飞行器的热容量较小，瞬态热载荷及空间外热流会导致飞行器的温度产生较大波动[5-7]。因此热控设计在微小飞行器设计中成为影响产品可靠性的关键因素。
目前，微小飞行器热控系统的设计、分析和试验方法大多仍延用大卫星的研制经验和技术平台，多有不完全适用之处，亟需针对微小飞行器的热控需求，积极探索新型且有效的热控技术和方法，以促进微小飞行器的蓬勃发展。
石墨烯材料因具有极好的力学、电学性能和超高热导率，在气体传感器、深空探测器等方面得到广泛应用[8-12]。本文所述研究期望通过在卫星散热面铺设石墨烯导热层，使微小飞行器内部温度分布更加均匀，实现微小飞行器整星等温化热控设计目标。研究中以某微小飞行器为例，通过热分析软件建立其在轨状态下的节点网络热模型，分析不同厚度的石墨烯导热层对微小飞行器瞬态温度分布以及单机热环境的影响，并且通过实验方法验证利用石墨烯铺层实现微小飞行器等温化的可行性。
1. 某微小飞行器简介
1.1 平台结构布局
本文研究的某微小飞行器采用立方体外形的板式结构方案，外表面底板带有对接环，顶板带有载荷天线，侧板带有1块一体化安装的太阳电池板和2块可展开的太阳电池板，参见图1。该飞行器内部的主承力结构包括井字形的设备安装板、用于与火箭连接的底板以及用于安装载荷天线的顶板，主承力结构外部是4块结构侧板。飞行器的内部单机包括电源控制器、蓄电池、计算机、飞轮、陀螺、行波管放大器、信息处理器及变频器等，参见图2，其中行波管放大器的热功耗为75 W，为主要热源。
1.2 轨道及工作环境分析
该微小飞行器的工作轨道是高度880 km、倾角86.2°的圆轨道，轨道周期为102.6 min，轨道热环境参数见表1。热控计算时，按照-Y轴太阳电池阵对日定向计算得到飞行器外表面的外热流密度，包括太阳辐射、地球反照以及地球红外辐射的轨道平均外热流密度，如表2所示。
表 1 某微小飞行器的轨道热环境Table 1. Thermal parameters of the orbit of the small aircraft参数 数值 太阳常数S/(W·m-2) 1410（冬至）
1309（夏至）地球红外辐射热流密度 0.162 5S 地球反照热流密度 0.35S 环境温度/K 4 表 2 某微小飞行器各表面的平均外热流密度Table 2. The average external heat flow density of the small aircraft单位：W/m2 位置 高温工况（冬至） 低温工况（夏至） 太阳辐射 地球反照 地球
红外辐射总计 太阳辐射 地球反照 地球
红外辐射总计 +X面 0 49.5 86.1 135.6 0 45.0 88.1 133.1 -X面 0 36.0 30.7 66.7 0 28.3 29.5 57.8 +Y面 0 59.8 66.6 126.4 0 51.5 62.7 114.2 -Y面 940.0 5.7 70.7 1 016.4 839.1 5.3 75.3 919.7 +Z面 56.9 42.0 70.0 168.9 9.2 29.8 45.5 84.5 -Z面 0 38.2 52.4 90.6 0 37.7 63.3 101.0 1.3 散热面设计
根据1.2节的外热流计算结果，该微小飞行器+Y、±X和±Z舱板外表面吸收的外热流密度小，且在1个轨道周期内的变化也较小，因此可以将这些舱板外表面的一定区域作为飞行器舱体的散热面（图3中的黄色表面），计算得到飞行器各舱板的散热面总面积为1.053 m2。该微小飞行器的热控设计中，从提高散热面的散热效果和热稳定性考虑，在散热面上喷涂S781白漆涂层；本文在此基础上，在飞行器外板和S781涂层中间铺设石墨烯导热层。目的是加快高热耗单机向散热面的导热速度，同时增强微小卫星内部高温单机与低温单机之间的热传递，以实现卫星内部的等温化[13]。本文设计中采用的石墨烯导热层的原子层数在5层及以上，热导率已十分接近石墨块体，约为1500 W/(m·K)[14-16]。
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图 3 某微小飞行器散热面分布示意Figure 3. Distribution of heat dissipation surfaces of the small aircraft2. 热分析计算及结果
2.1 热分析模型建立
根据热控设计方案，利用有限元热分析软件建立该微小飞行器的热分析模型，如图4所示。建模时，删除圆角、倒角及连接孔等结构特征，顶板、底板、4块侧板及井字形设备安装板采用壳单元；飞行器内部各单机采用实体单元，并视为一个等温体节点, 热耗均匀分布在节点位置。微小飞行器内部单机与舱板，舱板与散热面间的导热主要通过有限元软件的热耦合功能来仿真，例如：飞轮及支架与安装板之间填充导热填料，接触面间的热耦合系数设为10 W/(m2·K)；顶板、底板、4块侧板及井字形设备安装板材料均为铝合金，通过螺钉连接两端，热耦合系数设为150 W/(m2·K)。
2.2 瞬态温度场分析
利用Thermal Desktop热分析软件对微小飞行器热控进行热分析计算，在建模时，使用SOLID单元建立单机模型，并且在其质心位置设置热功耗。在获取单机在轨温度时，将其视为一个等温体节点，获得的是该单机的平均温度。
图5和图6分别是高、低温工况下该微小飞行器平台单机中的计算机以及行波管放大器的温度变化曲线，包括铺设石墨烯导热层前以及设置不同厚度的石墨烯导热层后的对比。可以看到：设置石墨烯导热层后各单机温度均明显降低，且随着石墨烯导热层厚度的增加，各单机温度的降低幅度越来越大；石墨烯导热层厚度为0.02 mm时，计算机的最低温度和最高温度均比无导热层时降低6 ℃左右，行波管放大器的最低温度和最高温度也分别降低2.5 ℃和3.5 ℃。这表明设置石墨烯导热层可增强各单机与散热面之间的热传递，降低高热耗单机工作状态下对微小飞行器整体温度的影响。
表3为该微小飞行器内部各单机温度计算结果及控温范围。可以看出：在增加石墨烯导热层前，除热功耗较大的行波管放大器的温度在高温工况下超出控温范围外，飞行器内其他各单机的温度在高、低温工况下均在控温范围之内，且具有一定的余量；在增加石墨烯导热层后，行波管放大器的温度变化范围随着石墨烯导热层厚度的增大而缩小，当石墨烯导热层厚度增大到0.02 mm后，行波管放大器的温度变化范围由36.2 ℃减小到32.7 ℃，高温工况下的温度也降低到控温范围之内。由此可见，石墨烯导热层有利于微小飞行器的等温化，能够减小温度振荡对单机性能的影响。
表 3 某微小飞行器内部各单机温度计算结果及控温范围Table 3. The temperature calculation results of the devices on the small aircraft单机名称 各单机温度计算结果/℃ 控温范围/℃ 无导热层 导热层厚
0.005 mm导热层厚
0.01 mm导热层厚
0.02 mm计算机 27.1～34.2 24.9～32.3 23.0～30.7 20.5～28.7 -10～45 电源控制器 27.7～34.8 26.4～33.7 25.6～32.9 24.6～32.0 -10～45 信息处理器 14.4～31.8 13.2～30.5 12.5～29.6 11.6～28.5 -15～45 变频器 13.7～26.7 12.1～25.2 11.2～24.1 11.6～28.5 -15～45 行波管放大器 12.8～49.0 12.0～47.7 11.7～46.9 10.3～43.0 -15～45 飞轮 23.6～35.0 21.4～33.4 19.9～32.0 18.1～30.1 -10～45 陀螺 23.6～32.0 21.4～30.3 19.4～28.8 17.0～26.8 -10～45 3. 石墨烯导热层等温化效果实验研究
3.1 实验方案
为验证利用石墨烯导热层实现微小飞行器等温化设计的可行性，对微小飞行器外舱板使用的铝蜂窝夹层板进行加热（从0 ℃开始加热到80 ℃），利用红外热成像仪对其表面温度进行测试。实验装置如图7所示，将2块铝蜂窝夹层板作为侧板通过粘贴导热胶垂直固定在1块铝蜂窝夹层底板上，两侧板位置平行；在底板和侧板外表面分别粘贴不同厚度的石墨烯导热层。
3.2 实验结果
图8为铺设不同厚度石墨烯导热层的铝蜂窝夹层板的红外热像图。可以看到，在相同加热条件下，随着石墨烯导热层厚度的增加，3块外板在加热过程中的升温速率加快，但底板与两侧板之间的温差逐渐缩小，说明微小飞行器整体等温化程度得到提高。
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图 8 铺设不同厚度石墨烯导热层的铝蜂窝板表面温度分布示意Figure 8. Temperature distributions of aluminum honeycomb plates with graphene layers of different thicknesses在升温过程中，在3块外板相同位置各取6个特征测温点，计算各外板最高温度与最低温度差值数据，如表4所示。铺设0.01 mm厚石墨烯导热层的外板比没有铺设石墨烯导热层的外板等温化程度提升接近50%。这说明石墨烯导热层的厚度越大，外板面内热量越可快速扩散，与有限元仿真结果相一致。
表 4 外板最高温度与最低温度差值Table 4. The difference between the maximum and minimum temperatures of the outer plate石墨烯导热层
厚度/mm外板最高温度与最低温度差值/℃ 侧板a 侧板b 底板 0 2.1 1.5 2.0 0.005 1.3 1.2 0.9 0.01 1.0 1.0 1.1 上述实验结果表明：铺设石墨烯导热层可避免外热流变化导致微小飞行器外板温度急剧升高；同时可以加速将外板热量传递到星内低温区域，降低对主动加热的需求，减少能源消耗。
4. 结束语
本文提出利用石墨烯导热层增强微小飞行器内部传热以实现系统等温化，并针对某微小飞行器的结构和单机布局方案对其散热面进行设计；通过有限元仿真方法建立精确的热分析模型，分析高、低温工况下石墨烯导热层厚度对微小飞行器典型单机瞬态温度场分布及热环境的影响，发现在散热面设置石墨烯导热层可有效降低单机温度及温度波动幅值，有利于保证设备的正常运行；最后通过实验方法验证了利用石墨烯导热层实现微小飞行器外板强化传热，提升飞行器整体等温性的可行性。本研究有望为实现微小飞行器等温一体化的热控设计提供新的解决方案。
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图 3 某微小飞行器散热面分布示意
Figure 3. Distribution of heat dissipation surfaces of the small aircraft
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图 8 铺设不同厚度石墨烯导热层的铝蜂窝板表面温度分布示意
Figure 8. Temperature distributions of aluminum honeycomb plates with graphene layers of different thicknesses
表 1 某微小飞行器的轨道热环境
Table 1 Thermal parameters of the orbit of the small aircraft
参数 数值 太阳常数S/(W·m-2) 1410（冬至）
1309（夏至）地球红外辐射热流密度 0.162 5S 地球反照热流密度 0.35S 环境温度/K 4 
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表 2 某微小飞行器各表面的平均外热流密度
Table 2 The average external heat flow density of the small aircraft
单位：W/m2 位置 高温工况（冬至） 低温工况（夏至） 太阳辐射 地球反照 地球
红外辐射总计 太阳辐射 地球反照 地球
红外辐射总计 +X面 0 49.5 86.1 135.6 0 45.0 88.1 133.1 -X面 0 36.0 30.7 66.7 0 28.3 29.5 57.8 +Y面 0 59.8 66.6 126.4 0 51.5 62.7 114.2 -Y面 940.0 5.7 70.7 1 016.4 839.1 5.3 75.3 919.7 +Z面 56.9 42.0 70.0 168.9 9.2 29.8 45.5 84.5 -Z面 0 38.2 52.4 90.6 0 37.7 63.3 101.0
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表 3 某微小飞行器内部各单机温度计算结果及控温范围
Table 3 The temperature calculation results of the devices on the small aircraft
单机名称 各单机温度计算结果/℃ 控温范围/℃ 无导热层 导热层厚
0.005 mm导热层厚
0.01 mm导热层厚
0.02 mm计算机 27.1～34.2 24.9～32.3 23.0～30.7 20.5～28.7 -10～45 电源控制器 27.7～34.8 26.4～33.7 25.6～32.9 24.6～32.0 -10～45 信息处理器 14.4～31.8 13.2～30.5 12.5～29.6 11.6～28.5 -15～45 变频器 13.7～26.7 12.1～25.2 11.2～24.1 11.6～28.5 -15～45 行波管放大器 12.8～49.0 12.0～47.7 11.7～46.9 10.3～43.0 -15～45 飞轮 23.6～35.0 21.4～33.4 19.9～32.0 18.1～30.1 -10～45 陀螺 23.6～32.0 21.4～30.3 19.4～28.8 17.0～26.8 -10～45
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表 4 外板最高温度与最低温度差值
Table 4 The difference between the maximum and minimum temperatures of the outer plate
石墨烯导热层
厚度/mm外板最高温度与最低温度差值/℃ 侧板a 侧板b 底板 0 2.1 1.5 2.0 0.005 1.3 1.2 0.9 0.01 1.0 1.0 1.1
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