CubeSat热管理技术推进：一种新型散热片技术的在轨演示

《Acta Astronautica》：Advancing CubeSat Thermal Management: In-orbit demonstration of a new heat sink technology

　　

随着低地球轨道（Low Earth Orbit, LEO）小型卫星星座的快速扩展，电信、监视和科学应用中对弹性计算和高功率电子器件的需求不断上升。随着功率密度的增加，这些系统由于缺乏对流传热和有限的散热表面积而面临严峻的热挑战。有效的热管理方案对于防止过热和确保任务寿命至关重要。本研究展示了一种罕见的在轨性能评估：采用增材制造的三周期极小曲面（Triply Periodic Minimal Surface, TPMS）散热片结合相变材料（Phase Change Material, PCM）用于CubeSat热控制。悉尼科技大学与Mawson Rovers的有效载荷Matilda于2024年8月搭载Waratah Seed-1卫星发射，其热管理模块由3D打印铝制TPMS结构与石蜡基PCM组成，同时利用TPMS高比表面积增强传热与PCM潜热储热能力。为建立性能基线，载荷还集成了一个不含PCM的传统径向平面翅片散热片（与IWP TPMS散热片金属质量相同）作为广泛使用的地面冷却方案参照。全面的实验分析比较了两个模块的在轨热行为，同时降阶数值模型以低计算成本快速预测热性能。结果表明，相对于翅片参照模块，TPMS-PCM模块使电子器件达到85 °C设定温度的时间延长了77%，而仅增加7.0 g PCM（相当于金属散热片质量的16%），凸显了该方案作为轻量高影响解决方案的有效性。此外，降阶数值模型以良好一致性复现了整体瞬态轨道响应。这些发现验证了TPMS-PCM散热片作为CubeSat可扩展、轻量热管理方案的潜力，为下一代小卫星任务延长运行时间与提升可靠性提供路径。

研究背景方面，CubeSat在电信、监视与科学任务中的部署规模持续扩大，其内部高功率电子器件功率密度不断上升，而空间环境缺乏对流冷却、外壳散热面积受限，使得被动热管理成为决定任务寿命的核心环节。传统径向翅片散热片依赖空气对流，在轨仅能依靠辐射排热，效能显著下降；相变材料（Phase Change Material, PCM）虽具备高单位质量储热能力，但此前针对三周期极小曲面（Triply Periodic Minimal Surface, TPMS）点阵结构填充PCM的在轨实验数据极为稀缺。为填补这一空白，悉尼科技大学与Mawson Rovers合作研制Matilda载荷，搭载于2024年8月SpaceX Transporter-11任务发射的6U平台Waratah Seed-1（由CUAVA管理，轨道高度500—520 km、倾角97.43°）开展在轨对照实验，相关成果发表于《Acta Astronautica》。

关键技术方法上，研究人员采用激光粉末床熔融（Laser Powder Bed Fusion, LPBF）以铝硅镁合金F357制备外部尺寸一致（30 mm×30 mm底面、34 mm高）的径向翅片与IWP（I-graph-wrapped package）TPMS点阵两种散热片，金属质量分别42.3 g与43.4 g；TPMS腔内注入7.0 g石蜡（Sigma-Aldrich 327204，熔点53—58 °C，潜热约170 kJ/kg），充填率约60%以预留熔化膨胀空隙，注蜡后熔融态封口并经中真空与Wombat-XL高真空热循环检漏。载荷内两单元竖直堆叠且热解耦，各配平面电阻加热器（4.9 V，7.2—7.8 W）、5个热敏电阻监测电子温度、1个结构温度测点，以5 s间隔采样。在轨先跑14圈怠机周期提取星体结构温度余弦边界（均值4.8 °C、幅值8.1 °C、周期5682 s），再各执行单次加热—冷却至85 °C设定点实验。数值侧建立ANSYS Fluent降阶模型，将金属-PCM-残气视为均匀各向同性体，用串并联法算有效导热系数k_eff，将潜热折算为熔程内等效比热C_p,eff，仅解能量方程，底面施温度依赖热流、外壁与顶面按发射率0.25作辐射边界。

研究结果部分，引言指出被动热管理对小卫星的必要性及TPMS-PCM地面研究多、在轨数据少的缺口。载荷章节说明Matilda在WS-1内的集成方式、两散热片几何与质量对等设计、PCM选型与真空注蜡防漏流程、加热器功率方程P_heater=4.9²/(0.0192T+2.7774)及模块热流P_module修正式。在轨实验章节给出WS-1轨道参数与A—D四位位置定义，怠机14圈结构温度峰谷平均12.8 °C与-3.3 °C；主动实验中径向翅片模块自8.5 °C升至85 °C耗时约660 s，IWP-TPMS-PCM模块自9.3 °C起耗时约1165 s，延时提升77%（±2%），仅增7.0 g PCM（金属质量16%）；同作者另报不同轨道相位下延时达92%。降阶数值章节列有效属性（无PCM：ρ_eff=1235 kg/m³、k_eff=78 W/mK、C_p,eff=963 J/kgK；含PCM：ρ_eff=1641 kg/m³、k_eff=71 W/mK、C_p,eff在53—58 °C熔程内5820 J/kgK），以结构温度余弦式与底面热流UDF驱动，模拟瞬态与飞行数据吻合良好。结果与讨论章节确认TPMS高比表面积配石蜡潜热是延时主因，地面高真空-27 °C环境下延时85%与在轨量级一致，证明轨道边界条件敏感但机制稳健；作者指出受载共享任务限制每模块仅1次加热循环，但有机石蜡万次级循环稳定性支撑结论外推。

讨论与结论翻译：研究发现，在金属质量几乎对等前提下，IWP TPMS点阵填充7.0 g石蜡可使电子器件触达85 °C安全上限的时间相对传统径向翅片延长77%，证实TPMS-PCM作为轻量（附加质量仅占金属散热片16%）、无源、可增材制造的热管理模块在真实LEO日蚀—日照循环下有效缓冲温度攀升；降阶均匀介质模型能以低计算成本复现瞬态轨道热响应，为早期设计提供高效框架。该在轨演示填补了TPMS-PCM空间实测空白，验证其可扩展性，对下一代高功率CubeSat延长单次开机窗口与提升任务可靠性具明确工程意义。