具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明公开了一种空间行波管收集极凹球表面散热器，包含复数个的翅片及位于翅片中央的金属套筒。翅片正反两表面布置有阵列的半球型凹坑，凹坑大幅度增加了用于辐射的散热器表面积，同时减轻了散热器的重量。受益于表面积的增加，本发明可以显著增强散热器的辐射散热效果，同时减轻散热器的重量，减轻空间行波管的整体重量，从而间接减小卫星的重量并提高其运行的可靠性。同时，本发明的辐射散热结构可应用于其他需要进行辐射散热的元器件，采用凹球型表面进行辐射散热可以在提高散热效果的同时减小散热器的重量。

如图1所示，为目前一种常规的空间行波管收集极散热器结构示意图。主要结构包含中心的金属圆筒及外部的若干个散热翅片。然而，传统的辐射散热器不仅表面散热面积有限，散热性能一般且其本身的重量对空间行波管乃至整个卫星的轻量化运行带来了负担。

如图2所示，为收集极散热器翅片表面阵列凹坑角度设计示意图。本发明中散热器翅片的厚度为w，凹球的直径为d，θ为凹球与翅片表面的夹角，凹球的深度根据θ的变化而变化，即通过控制θ的大小即可控制凹球形凹坑的深度。当θ为0时，凹坑为半球形。当凹坑为半球形时可以充分提高散热器的表面积，达到表面积最大化，体积最小化。凹球半径优选为1.6mm，过大的凹坑将导致翅片的贯穿和热传导速率的下降，同时削弱翅片的力学性能。过小的凹坑增加了制造的复杂性及精度，同时过小的凹坑在有限的提高散热性能的情况下并不能有效降低翅片的重量。

如图3所示，为收集极散热器翅片正面结构示意图。l为翅片的长度，设定长度为58mm。h为翅片的高度，设定为50mm。a1为翅片正面上最上行凹坑到翅片顶部的距离，b1为翅片正面上第左列凹坑到翅片左边的距离，c为翅片之间的纵向距离，d为翅片间的横向距离。最上与最下行凹坑到翅片上下端距离相同，最左右列凹坑到翅片左右端距离相同，凹坑之间的间距也为固定数值，以保证热传导的均匀性。

如图4所示，a2为翅片反面上最上行到翅片顶端的距离，b2位翅片反面上最左列到翅片左端的距离。c与d与图3相同，为固定数值。反面的凹坑阵列与正面的凹坑阵列交错均匀分布，避免凹坑导致翅片的力学性能大幅度下降，同时防止相同位置处的凹球坑贯穿翅片。交错分布使热传导较为均匀，保证充分的热传导区域。

翅片的厚度优选为2mm，以保证翅片有足够的热传导性能和力学性能。翅片过厚也将导致散热器整体重量的增加，而厚度的增加主要影响翅片的热导率，但经过测试，厚度的增加对整体的散热性能影响不大，故采用较小的翅片厚度。散热器翅片数目优选为10个，以达到较好的散热水平，翅片均匀分布在金属套筒外，角度间隔为36度。

实施例1：如图5所示，一种空间行波管收集极凹球表面散热器，其中央为金属套筒，外侧均匀分布10个翅片，翅片上正反整列分别为72和56个凹球表面，凹坑为半球形，θ为0°，凹球半径为1.6mm，d为3.2mm，a1为2.6mm，b1为3.4mm，a2为5.8mm，b2为6.6mm，c、d为6.4mm，金属套筒的内外径分别为28mm和32mm。

实施例2：如图6所示，一种空间行波管收集极凹球表面散热器，其中央为金属套筒，外侧均匀分布10个翅片，翅片上正反整列分别为42和30个凹球表面，凹坑为半球形，θ为0°，凹球半径为2mm，d为4mm，a1、b1为5mm，a2、b2为9mm，c、d为8mm。

实施例3：如图7所示，一种空间行波管收集极凹球表面散热器，其中央为金属套筒，外侧均匀分布10个翅片，翅片上正反整列分别为120和99个凹球表面，凹坑为半球形，θ为0°，凹球半径为1.2mm，d为2.4mm，a1为3.4mm，b1为2.6mm，a2为5.8mm，b2为5mm，c、d为4.8mm。

实施例4：如图8所示，一种空间行波管收集极凹球表面散热器，θ为30°，其余尺寸参数与实施例1相同。

下面将对比现有的空间行波管收集极散热器及实施例1至4的散热性能。目前，功率较大的空间行波管收集极发热功率可达100w以上。采用ANSYS FLUENT模拟太空的真空环境，设定背景温度为3k的冷空间。并加载太阳辐射模型，只考虑辐射的影响，设置真空度为0pa，散热器表面的发射率和吸收率分别设定为0.8与0.4。在散热器金属套筒中施加110w的内热源模拟空间行波管收集极产生的热量。散热器采用铝合金材料，保证一定的热导率并满足轻量化的要求。热源材料为铜，忽略热源与散热器之间的接触热阻以简化运算。

不同实施例和目前的传统翅片散热器散热情况如表1所示。传统翅片的散热器和收集极温度温度最高，且比凹球表面实施例1高出12℃，重量上传统翅片散热器同样是最高值，达到0.2412kg。实施例1中为凹球半径1.6mm的散热器与实施例3中凹球半径1.2mm的散热器达到了相似的散热效果，散热器和收集极温度为最低值。而实施例1中的散热器在重量方面有着显著的优势，比实施例3的重量轻0.0108kg。实施例2为凹球半径2mm的散热器，相比实施例1与3，在散热表面积上有一定劣势，因此散热效果不佳。实施例1与实施例4的对比可以看出，不同θ角度影响着散热器表面积的大小从而间接影响了散热性能。θ为30°时散热器和收集极的最高温度显著高于0°。综上，实施例1有着最佳散热性能同时满足了轻量化的需求。而无论何种凹球翅片在散热性能上都优于目前的传统散热翅片，且在轻量化上凹球翅片也更有优势。

表1

从各实施例的对比可以看出，本发明采用的凹球表面散热器通过增大散热器的表面积，减小散热器的体积，促使散热器整体的散热性能提升，散热器的重量整体下降，为空间行波管的稳定运作创造了条件，同时减小了卫星运行整体的载荷。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。