王領(lǐng)華，劉 欣，王海英，劉理澤

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相變蓄熱在飛行器熱控中的應(yīng)用研究

王領(lǐng)華，劉 欣，王海英，劉理澤

（中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

針對某飛行器內(nèi)部儀器設(shè)備缺乏散熱通道，易超出其工作溫度范圍的問題，設(shè)計了一種基于相變儲熱技術(shù)的散熱解決方案。首先，設(shè)計了一種新型肋片式相變裝置，建立其數(shù)學(xué)模型，對相關(guān)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化；然后進(jìn)行了常壓下基于定溫邊界的相變裝置性能試驗；最后，為評估對流換熱引起的試驗誤差，采用熱分析軟件Thermal Desktop進(jìn)行了實時仿真。試驗和仿真結(jié)果表明，兩種結(jié)果吻合較好，采用相變蓄熱裝置后，能夠滿足艙內(nèi)設(shè)備3000s持續(xù)工作且溫度不超過50℃的要求，且可以忽略對流換熱對試驗結(jié)果的影響。

相變蓄熱；飛行器；熱控；應(yīng)用

0 引 言

隨著航空航天技術(shù)的不斷發(fā)展及新的軍事和國家戰(zhàn)略需求，高超聲速飛行器成為各國航天部門研究的熱點，同時也是中國新型武器系統(tǒng)和飛行器發(fā)展的重點和趨勢[1]。飛行器在大氣中通常以較高馬赫數(shù)的速度飛行，經(jīng)受嚴(yán)酷的氣動加熱作用，進(jìn)入結(jié)構(gòu)內(nèi)的熱流密度十分巨大。同時飛行器外表面常采用低熱導(dǎo)率的熱防護結(jié)構(gòu)，艙內(nèi)設(shè)備熱量沒有排散通道，容易造成艙內(nèi)高熱流密度設(shè)備溫度超出工作溫度范圍，引起設(shè)備失效。

相變材料是一種以潛熱形式儲存和釋放能量的材料，具有潛熱大、質(zhì)量輕、可靠性高和可多次重復(fù)使用等優(yōu)點，尤其適合于飛行時間較短的飛行器艙內(nèi)設(shè)備熱控設(shè)計[2,3]。Humphrise W R等[3]對相變蓄熱材料在航空航天方面應(yīng)用進(jìn)行了研究，提出了相變蓄熱裝置優(yōu)化設(shè)計方法。周建輝等[4]對相變蓄熱數(shù)值計算方法進(jìn)行了研究，并利用焓法建立了貯能裝置數(shù)學(xué)模型；菅魯京等[5]針對衛(wèi)星熱控需求，建立了系統(tǒng)物理模型，分析了傳熱性能，為衛(wèi)星熱控設(shè)計提供了依據(jù)；呂敏輝等[6]對鋁制肋片式相變裝置中的儲熱、放熱過程材料的熔化和凝固過程進(jìn)行了試驗研究，獲得了熱流體入口溫度、流量對材料儲/放熱速率的影響。

本文以飛行器內(nèi)部某安裝板總熱耗為195 W的4臺易超溫設(shè)備為例，提出了一種基于新型相變蓄熱裝置的溫度控制解決方案，利用相變蓄熱裝置吸收并儲存設(shè)備產(chǎn)熱，實現(xiàn)艙內(nèi)設(shè)備的溫度控制，并通過試驗與仿真相結(jié)合的方式，對其性能進(jìn)行了驗證。該方案對解決飛行器艙內(nèi)設(shè)備易于超溫的問題有很好的借鑒意義，并適用于短時飛行的武器或運載器的艙內(nèi)設(shè)備熱控系統(tǒng)設(shè)計[7,8]。

1 相變蓄熱方案設(shè)計

1.1 問題描述

某飛行器運行時長約3 000 s，受氣動加熱影響，結(jié)構(gòu)內(nèi)壁面溫度較高，向艙內(nèi)輻射，飛行器外表面包覆低導(dǎo)熱率防熱材料，艙內(nèi)設(shè)備熱量無法排散，造成艙內(nèi)某設(shè)備安裝板上布局的4臺熱容小、熱耗較大的設(shè)備出現(xiàn)超溫現(xiàn)象。安裝板上4臺設(shè)備熱耗及溫度要求參見表1，各設(shè)備在安裝板上布局示意如圖1所示。

表1 某安裝板上4臺設(shè)備參數(shù)

圖1 安裝板上設(shè)備布局

1.2 熱設(shè)計

飛行器受質(zhì)量限制，艙內(nèi)設(shè)備安裝板采用導(dǎo)熱率較差的輕質(zhì)蜂窩板結(jié)構(gòu)，因此針對飛行器飛行時間短、散熱難的特點，要解決安裝板上設(shè)備超溫問題，需要重點考慮設(shè)備熱量的傳輸和存儲兩個方面的因素[9]。

本文為實現(xiàn)發(fā)熱設(shè)備熱量的高效傳輸，充分采用了高導(dǎo)熱熱管，將熱管預(yù)埋到設(shè)備安裝板內(nèi)部，預(yù)埋熱管的兩側(cè)與蜂窩板蓋板充分貼合，便于設(shè)備熱量及時通過熱管進(jìn)行傳輸；為實現(xiàn)熱量的存儲，設(shè)計了一種新型肋片式相變蓄熱裝置，肋片交錯布置，彌補了相變材料（正十八烷）導(dǎo)熱率低的不足，并將相變蓄熱裝置固定于設(shè)備安裝板的上表面且分別位于預(yù)埋熱管兩端的正上方，用于吸收和存儲預(yù)埋熱管傳遞的熱量，從而實現(xiàn)飛行器艙內(nèi)設(shè)備的溫控要求。相變蓄熱方案構(gòu)成示意如圖2所示，相變蓄熱裝置結(jié)構(gòu)示意如圖3所示。

圖2 相變蓄熱方案構(gòu)成

a）相變裝置底部充裝相變材料結(jié)構(gòu)

b）相變裝置上部蓋板結(jié)構(gòu)

圖3 相變蓄熱裝置結(jié)構(gòu)

2 相變傳熱機理研究

本文設(shè)計的新型肋片式相變蓄熱裝置通過肋片的優(yōu)化布置大大改善了相變材料導(dǎo)熱率低的不足，能夠充分利用石蠟較大的相變潛熱吸收和存儲電子設(shè)備的發(fā)熱量，并具有重量輕、等效導(dǎo)熱率高等特點，因此在飛行器艙內(nèi)設(shè)備熱控系統(tǒng)設(shè)計中具有廣闊的應(yīng)用前景[10]。為了更好地驗證相變蓄熱方案的合理性，獲得相變蓄熱裝置的控溫效果，建立了相變蓄熱裝置數(shù)學(xué)模型，并對相變蓄熱方案進(jìn)行了試驗驗證和仿真分析。

肋片式相變蓄熱裝置傳熱數(shù)學(xué)模型主要包括相變蓄熱裝置容量計算數(shù)學(xué)模型和肋片參數(shù)計算數(shù)學(xué)模型兩部分。

a）相變裝置容量計算數(shù)學(xué)模型。

相變蓄熱裝置的大小與設(shè)備發(fā)熱量、工作時長、貯能材料相變潛熱以及系統(tǒng)的隔熱情況有關(guān)。目前常用的設(shè)計方法是采用近似方法和某些經(jīng)驗準(zhǔn)則。由經(jīng)驗準(zhǔn)則可得相變蓄熱裝置中相變材料的質(zhì)量計算公式為

其中，

相變蓄熱裝置容積計算公式如下：

式中s為相變蓄熱裝置的容積；s為相變材料的質(zhì)量；s為相變材料的密度；為相變蓄熱裝置的空隙率（液體系統(tǒng)=0，PCM裝置=0.2~0.4）。正十八烷密度為814 kg/m3，發(fā)生固-液相變體積變化較小，孔隙率可以近似取0，由公式（3）可得，相變裝置總?cè)莘e為2.95×10-3m3。

b）肋片參數(shù)計算模型。

為了方便計算肋片效率，假設(shè)肋片由一端至另一端沿高度方向單向傳熱。肋片效率表示肋片實際散熱量與理想情況（即假定肋片材料的導(dǎo)熱系數(shù)為無限大，肋片上任一點溫度均等于肋根溫度）下散熱量0之比，即f=/0，對于等截面矩形肋，其理想散熱量為0=f（0-f），其中為相變材料與肋片間的對流換熱系數(shù)，f=為肋表面積，為肋高，為肋截面的周長。由導(dǎo)熱微分方程和邊界條件：

可得肋片的傳熱量：

則可知肋片效率表達(dá)式為

由式（5）可以變形得到：

由（7）可以得到當(dāng)=3時，取最大?？梢姽こ淘O(shè)計中，肋片高度應(yīng)小于等于3/，繼續(xù)增加高度，不會明顯增加散熱量，反而會造成質(zhì)量、體積增加和材料浪費?？紤]到相變蓄熱裝置選用鋁合金材質(zhì)，導(dǎo)熱率較高，同時相變材料自身黏度大、流動弱，相變材料與肋片間對流換熱系數(shù)較小，則由公式（6）知，取值較小；由=3/知，取值可以較大，但考慮到相變材料導(dǎo)熱率低的特點，取值影響相變裝置熱擴散速率，因此綜合考慮多種因素，本文所設(shè)計的相變蓄熱裝置主要參數(shù)取值如表2所示。

表2 相變裝置設(shè)計參數(shù)

3 溫度測試試驗

試驗在水平測試臺上完成，以減小重力作用對熱管傳熱的影響，并盡量真實模擬飛行器艙內(nèi)設(shè)備的環(huán)境條件、工作模式及熱耗。主要試驗系統(tǒng)由相變蓄熱組件（包括相變蓄熱裝置、蜂窩板和電子設(shè)備等）、測溫系統(tǒng)（包括熱電偶、熱敏電阻）、電源加熱系統(tǒng)（包括電源、導(dǎo)線等）、環(huán)境模擬系統(tǒng)等組成，其中環(huán)境模擬系統(tǒng)主要采用在鋁制外罩表面粘貼電加熱片的方式，通過加熱片及外罩表面溫度測點的閉環(huán)控溫模擬飛行器飛行過程中內(nèi)壁面溫度變化規(guī)律，從而盡量真實地模擬安裝板上各設(shè)備的環(huán)境條件。單個試驗系統(tǒng)的組成及相互間連接關(guān)系如圖4所示。

圖4 相變蓄熱組件溫度測試試驗系統(tǒng)

為保障設(shè)備熱量能夠及時傳輸?shù)较嘧冃顭嵫b置中，并通過相變蓄熱裝置實現(xiàn)熱量的收集和存儲，在電子設(shè)備、相變裝置等底面與安裝板之間均涂覆導(dǎo)熱硅脂，增強導(dǎo)熱。為減小周圍環(huán)境對相蓄熱組件傳熱的影響，將相變蓄熱組件放置在隔熱墊上，并在控溫外罩表面包覆隔熱氈，營造相對穩(wěn)定的環(huán)境條件，避免強迫對流換熱的發(fā)生。試驗現(xiàn)場實物照片見圖5。

相變蓄熱組件溫度測試試驗流程如圖6所示，針對采用相變蓄熱裝置后安裝板上各設(shè)備溫度變化情況進(jìn)行測試?？紤]到周圍環(huán)境對流換熱的影響，采用多次測量取平均值的方法進(jìn)行試驗結(jié)果處理，為避免設(shè)備溫度過高，造成設(shè)備工作異常，需要時刻監(jiān)視溫度測試儀的數(shù)值變化，避免設(shè)備溫度超出50 ℃。

圖5 試驗現(xiàn)場實物照片

圖6 相變蓄熱組件測試試驗流程

根據(jù)圖6所示的試驗流程進(jìn)行了試驗，得到了安裝板上4臺設(shè)備的溫度變化規(guī)律，各設(shè)備溫度測試結(jié)果如圖7所示。圖7中的曲線完整表示了從測量起始到試驗結(jié)束整個過程中測溫點的溫度變化曲線，通過測得的試驗數(shù)據(jù)，飛行結(jié)束時刻設(shè)備3溫度最高達(dá) 46.5 ℃，設(shè)備1溫度最低為40.2 ℃，因此可以得出采用相變蓄熱裝置后能夠保證飛行器艙內(nèi)安裝板上各設(shè)備溫度在3 000 s內(nèi)不超過50 ℃，并有一定溫度余量。

圖7 安裝板上4臺設(shè)備的溫度變化曲線

由圖7可知，采用新型肋片式相變蓄熱裝置進(jìn)行飛行器艙內(nèi)設(shè)備溫控的試驗結(jié)果與仿真結(jié)果基本吻合，表明試驗結(jié)果可信。由于相變材料導(dǎo)熱率低，以及相變蓄熱裝置與設(shè)備安裝面間存在接觸熱阻等均影響它的熱量收集和存儲性能，因此為更好地發(fā)揮相變蓄熱裝置的熱量存儲性能，可采用肋片式相變裝置進(jìn)行導(dǎo)熱強化，并采用導(dǎo)熱填料進(jìn)一步減小界面熱阻[11]。

由于溫度測試試驗在常壓下完成，受外界對流換熱及邊界溫度模擬精度等因素影響，不可避免地會產(chǎn)生測量誤差，為了對測試結(jié)果進(jìn)行驗證，本文利用Thermal Desktop熱分析軟件對采用相變蓄熱組件后安裝板上各溫度變化情況進(jìn)行了仿真計算，并就高溫設(shè)備3的溫度與試驗結(jié)果進(jìn)行了對比，仿真結(jié)果與試驗結(jié)果相差1.5 ℃，即對流換熱對試驗結(jié)果的影響可以忽略。飛行結(jié)束時刻安裝板上各設(shè)備溫度云圖如圖8a所示，設(shè)備3試驗結(jié)果與仿真結(jié)果對比如圖8b所示。

a）飛行結(jié)束時刻各設(shè)備溫度云圖

b）設(shè)備3仿真結(jié)果與試驗結(jié)果對比

續(xù)圖8

4 結(jié) 論

為了解決飛行器艙內(nèi)設(shè)備散熱難、易于超溫的問題，研究了一種基于相變蓄熱技術(shù)的熱控設(shè)計方案。采用熱管實現(xiàn)蜂窩安裝板上發(fā)熱設(shè)備的熱量快速傳輸，并利用相變蓄熱裝置實現(xiàn)熱量的收集和存儲，從而滿足設(shè)備控溫要求。通過數(shù)值計算、試驗驗證及仿真分析，結(jié)果顯示新型肋片式相變蓄熱裝置可以很好地實現(xiàn)發(fā)熱設(shè)備的熱量收集與存儲，保證飛行任務(wù)期間（時長3 000 s）各設(shè)備溫度不超過50 ℃，滿足設(shè)備工作溫度指標(biāo)要求?；谙嘧冃顭峒夹g(shù)的熱控方案對于短時飛行的導(dǎo)彈武器和運載器等艙內(nèi)設(shè)備熱控系統(tǒng)設(shè)計具有很好的借鑒意義，并可進(jìn)一步推動熱控領(lǐng)域?qū)π滦拖嘧冃顭嵫b置的探索。

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Study of the Technique of Phase Change Thermal Storage Applied in Aircraft Thermal Control System

Wang Ling-hua, Liu Xin, Wang Hai-ying, Liu Li-ze

(R&D Center, China Academy of Launch Vechicle Technology, Beijing, 100076)

In order to solve the heat dissipation and overheating of electronic equipments, a thermal solution based on phase change heat storage technology is designed. Firstly, a new type of fin-type phase change device is designed and a mathematical model of phase change heat transfer device is established. The relevant parameters of phase change thermal storage device were optimized. Then, under the atmospheric pressure and constant temperature environmental conditions, the test of temperature measurement and the model simulation analysis using Thermal Desktop software are carried out. The test and simulation results are basically consistent. The results show that the phase change thermal storage device can continue to work 3000s, and make sure that the temperature does not exceed 50℃. The effect of convective heat transfer on the test results is negligible.

Change thermal storage; Aircraft; Thermal control system; Application

1004-7182(2017)06-0088-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20170619

V41

A

2016-08-22；

2017-06-25

王領(lǐng)華（1987-），男，工程師，主要研究方向為航天器熱控制技術(shù)