摘要
在分析航天器对于高导热材料的需求及应用特点的基础上,将碳基导热材料分为高导热石墨扩热板和高导热柔性石墨膜,总结了其在航天器上的典型应用场景。高导热柔性石墨膜可用于复杂结构等温化设计、柔性热传输等,高导热石墨扩热板可用于大功率元器件或设备扩热与传输。针对现有柔性导热材料柔韧性差、尺寸小、厚度薄等应用瓶颈,采用固相发泡技术制备石墨气泡,再通过机械辊压将其压制成表面含“褶皱”的石墨膜,利用热塑性加工技术,研制了热导率优于W/(m·K)的亚毫米级厚的高导热柔性石墨膜,将抗拉强度由6MPa提高至20MPa,厚度由几十微米提高至亚毫米级,同时使其尺寸可延展,将其应用于航天器大型载荷安装结构,温度梯度由8.9℃减小到2.5℃,可有效提高航天器低热导率结构件的等效热导率;采用高温热压技术制备高导热石墨基材,并通过磁控溅射的方式在石墨表面完整沉积金属镀层,解决了表面掉黑的问题,成功应用于某卫星固态存储器大功率器件散热。
关键词:航天器;热控制;扩热板;石墨材料;温度梯度;热导率
1引言
碳基高导热材料具有导热系数高、性能稳定(耐辐照、导热性能随外界环境的变化很小)、热膨胀系数小、比重轻(只有金属材料的20%~50%)等特性,是近年来最具发展前景的航天器热管理材料之一。本文讨论的碳基高导热材料主要为高导热石墨扩热板、高导热柔性石墨膜。
在航天器热控系统中,高导热材料主要用于为大功率元器件扩热与传输、设备均温扩热、结构等温化设计或作为机热一体化结构等。
针对高导热石墨扩热板,国内外学者开展了大量研究[1-2]。日本科学家Murakai等以高度取向的聚酰亚胺薄膜为原料,经过裁切、层叠、压制、炭化、石墨化制得了导热系数高达W/m·K以上的石墨块状材料,但该材料在高温处理过程中由于较大的体积收缩容易开裂,成品率极低,且尺寸的放大仍存在很大难度[3]。中科院山西煤炭化学研究所采用热压工艺制备了尺寸为Φmm×3mm的块状石墨材料,其导热系数达到W/(m·K),但抗压强度较小,表面易掉黑,限制了工程应用。
针对高导热柔性石墨膜的研发,目前主要采用两条工艺路线,一是以双向牵伸的聚酰亚胺薄膜为原料,通过裁切、碳化、石墨化制得了高导热柔性石墨薄膜;二是以天然鳞片石墨为原料,通过化学氧化法或电化学法,制备出石墨层间化合物,后经高温热处理制得形态似蠕虫或雪花状的具有自粘结性能的膨胀石墨,经压延制得厚度可控的柔性石墨薄膜。
早在上世纪90年代,日本就研发出聚酰亚胺基高导热石墨薄膜,其热导率高达W/(m·K)以上,但其厚度较薄(50μm以下),拉伸强度也较低,导致在实际应用中传热通量有限且容易断裂。美国GrafTech公司则以天然鳞片石墨为原料,研制出导热率为~W/(m·K)多个牌号的柔性石墨薄膜材料,其厚度也相对较厚(0.1~0.5mm),但该材料柔韧性差,尺寸仅为mm×mm,抗拉强度不足10MPa,使用过程中极易断裂。在国内,山西煤化所制备了厚度在0.15mm、导热率达W/(m·K)以上的薄膜材料,同时攻克了材料表面纳米涂层技术,解决了“掉黑”问题,但其柔韧性差,抗拉强度约6MPa,使用过程中易断裂,同时厚度较薄,传热量有限。
综上所述,高导热石墨扩热板具有良好的热性能,但其抗压强度小、表面易掉黑等问题亟待解决;而高导热柔性石墨膜存在柔韧性差、尺寸小、厚度薄、传热量小等应用痛点,限制了工程应用。
本文针对航天器热控技术对高导热材料的需求及现有高导热材料不足,推动开发了高导热石墨扩热板及亚毫米级厚度的高导热柔性石墨膜,并开展了在航天器上的应用研究,给出了发展方向。
2高导热材料在航天器上的需求分析
2.1需求分析
近年来,随着星载电子产品集成度的提高,电子元器件尺寸越来越小、热流密度越来越高,可供散热用的空间狭小、热流分布不均匀且热流密度过高等热控问题日益凸现,因此需要性能更好的导热材料。统计表明,星载元器件及PCB童叶龙,等:碳基高导热材料及其在航天器上的应用级的热流密度趋势从年到年增长了10倍以上,以某星载固态存储器为例,其单板热耗由7~8W增加至80~W,其中单个FPGA发热量由2~3W增加至20~25W。如何将大功率元器件所产生的热量快速传至设备外壳,并最终排散至冷空间将是大功率设备热管理的主要问题[4-5]。
遥感卫星,特别是立体测绘卫星,对图像质量、定位精度等指标要求越来越高,对承载多台光学载荷的安装结构及大型光学系统光机结构的在轨热稳定性要求也越来越严格[6-9]。因此,如何保证光学系统及高稳定载荷安装结构的温度均匀性和稳定性是未来高性能遥感卫星面临的重要技术问题。
为保证高稳定结构尺寸稳定性,常采用碳纤维复合材料、钛合金等热膨胀系数较小的材料,但其导热系数均较低,热控设计需通过柔性高导热材料提高其等效导热能力。
粘贴柔性高导热材料后结构等效导热系数λeff,可近似为柔性高导热材料与结构自身并联[10],由并联热阻关系式可得:
式中:λ1为结构自身导热系数;A1为结构自身导热截面积;λ2为柔性高导热材料导热系数;A2为结构自身导热截面积。因此,导热材料应具备柔韧性好、不掉黑、尺寸大(mm×mm)、厚度较厚(0.1~0.3mm)、单位长度的传热量大(厚度×导热系数)等特性。
此外,航天器热辐射器一般采用铝蜂窝板内预埋热管的方式以提高散热效率。若采用高导热材料替代铝蒙皮,可以提高热辐射器面内的导热性能,在减重的同时提高散热效率。
2.2高导热材料使用中应考虑的因素
对于高导热材料的使用,除了满足相关的热性能要求外,还需要注意以下几个方面:1)空间环境下的性能稳定性;2)实施工艺要考虑实施工艺的可行性,应用于结构等温化设计时要考虑相互搭接;3)对于光学遥感卫星,应控制导热材料的总质量损失和可凝挥发物;4)表面不掉粉,不易造成多余物;5)作为扩热板需
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