相變蓄熱在飛行器熱控中的應用研究

王領華，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用研究

王領華，劉 欣，王海英，劉理澤

（中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京，100076）

針對某飛行器內部儀器設備缺乏散熱通道，易超出其工作溫度范圍的問題，設計了一種基于相變儲熱技術的散熱解決方案。首先，設計了一種新型肋片式相變裝置，建立其數學模型，對相關參數進行了優化；然后進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進行了實時仿真。試驗和仿真結果表明，兩種結果吻合較好，采用相變蓄熱裝置后，能夠滿足艙內設備3000s持續工作且溫度不超過50℃的要求，且可以忽略對流換熱對試驗結果的影響。

相變蓄熱；飛行器；熱控；應用

0 引 言

隨著航空航天技術的不斷發展及新的軍事和國家戰略需求，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和飛行器發展的重點和趨勢[1]。飛行器在大氣中通常以較高馬赫數的速度飛行，經受嚴酷的氣動加熱作用，進入結構內的熱流密度十分巨大。同時飛行器外表面常采用低熱導率的熱防護結構，艙內設備熱量沒有排散通道，容易造成艙內高熱流密度設備溫度超出工作溫度范圍，引起設備失效。

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、質量輕、可靠性高和可多次重復使用等優點，尤其適合于飛行時間較短的飛行器艙內設備熱控設計[2,3]。Humphrise W R等[3]對相變蓄熱材料在航空航天方面應用進行了研究，提出了相變蓄熱裝置優化設計方法。周建輝等[4]對相變蓄熱數值計算方法進行了研究，并利用焓法建立了貯能裝置數學模型；菅魯京等[5]針對衛星熱控需求，建立了系統物理模型，分析了傳熱性能，為衛星熱控設計提供了依據；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。

本文以飛行器內部某安裝板總熱耗為195 W的4臺易超溫設備為例，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備產熱，實現艙內設備的溫度控制，并通過試驗與仿真相結合的方式，對其性能進行了驗證。該方案對解決飛行器艙內設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設備熱控系統設計[7,8]。

1 相變蓄熱方案設計

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，結構內壁面溫度較高，向艙內輻射，飛行器外表面包覆低導熱率防熱材料，艙內設備熱量無法排散，造成艙內某設備安裝板上布局的4臺熱容小、熱耗較大的設備出現超溫現象。安裝板上4臺設備熱耗及溫度要求參見表1，各設備在安裝板上布局示意如圖1所示。

表1 某安裝板上4臺設備參數

圖1 安裝板上設備布局

1.2 熱設計

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

本文為實現發熱設備熱量的高效傳輸，充分采用了高導熱熱管，將熱管預埋到設備安裝板內部，預埋熱管的兩側與蜂窩板蓋板充分貼合，便于設備熱量及時通過熱管進行傳輸；為實現熱量的存儲，設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）導熱率低的不足，并將相變蓄熱裝置固定于設備安裝板的上表面且分別位于預埋熱管兩端的正上方，用于吸收和存儲預埋熱管傳遞的熱量，從而實現飛行器艙內設備的溫控要求。相變蓄熱方案構成示意如圖2所示，相變蓄熱裝置結構示意如圖3所示。

圖2 相變蓄熱方案構成

a）相變裝置底部充裝相變材料結構

b）相變裝置上部蓋板結構

圖3 相變蓄熱裝置結構

2 相變傳熱機理研究

本文設計的新型肋片式相變蓄熱裝置通過肋片的優化布置大大改善了相變材料導熱率低的不足，能夠充分利用石蠟較大的相變潛熱吸收和存儲電子設備的發熱量，并具有重量輕、等效導熱率高等特點，因此在飛行器艙內設備熱控系統設計中具有廣闊的應用前景[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學模型，并對相變蓄熱方案進行了試驗驗證和仿真分析。

肋片式相變蓄熱裝置傳熱數學模型主要包括相變蓄熱裝置容量計算數學模型和肋片參數計算數學模型兩部分。

a）相變裝置容量計算數學模型。

相變蓄熱裝置的大小與設備發熱量、工作時長、貯能材料相變潛熱以及系統的隔熱情況有關。目前常用的設計方法是采用近似方法和某些經驗準則。由經驗準則可得相變蓄熱裝置中相變材料的質量計算公式為

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=0，PCM裝置=0.2~0.4）。正十八烷密度為814 kg/m3，發生固-液相變體積變化較小，孔隙率可以近似取0，由公式（3）可得，相變裝置總容積為2.95×10-3m3。

b）肋片參數計算模型。

為了方便計算肋片效率，假設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熱系數為無限大，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，f=為肋表面積，為肋高，為肋截面的周長。由導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式為

由式（5）可以變形得到：

由（7）可以得到當=3時，取最大。可見工程設計中，肋片高度應小于等于3/，繼續增加高度，不會明顯增加散熱量，反而會造成質量、體積增加和材料浪費。考慮到相變蓄熱裝置選用鋁合金材質，導熱率較高，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，本文所設計的相變蓄熱裝置主要參數取值如表2所示。

表2 相變裝置設計參數

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設備的環境條件、工作模式及熱耗。主要試驗系統由相變蓄熱組件（包括相變蓄熱裝置、蜂窩板和電子設備等）、測溫系統（包括熱電偶、熱敏電阻）、電源加熱系統（包括電源、導線等）、環境模擬系統等組成，其中環境模擬系統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控溫模擬飛行器飛行過程中內壁面溫度變化規律，從而盡量真實地模擬安裝板上各設備的環境條件。單個試驗系統的組成及相互間連接關系如圖4所示。

圖4 相變蓄熱組件溫度測試試驗系統

為保障設備熱量能夠及時傳輸到相變蓄熱裝置中，并通過相變蓄熱裝置實現熱量的收集和存儲，在電子設備、相變裝置等底面與安裝板之間均涂覆導熱硅脂，增強導熱。為減小周圍環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，營造相對穩定的環境條件，避免強迫對流換熱的發生。試驗現場實物照片見圖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備溫度變化情況進行測試。考慮到周圍環境對流換熱的影響，采用多次測量取平均值的方法進行試驗結果處理，為避免設備溫度過高，造成設備工作異常，需要時刻監視溫度測試儀的數值變化，避免設備溫度超出50 ℃。

圖5 試驗現場實物照片

圖6 相變蓄熱組件測試試驗流程

根據圖6所示的試驗流程進行了試驗，得到了安裝板上4臺設備的溫度變化規律，各設備溫度測試結果如圖7所示。圖7中的曲線完整表示了從測量起始到試驗結束整個過程中測溫點的溫度變化曲線，通過測得的試驗數據，飛行結束時刻設備3溫度最高達 46.5 ℃，設備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安裝板上各設備溫度在3 000 s內不超過50 ℃，并有一定溫度余量。

圖7 安裝板上4臺設備的溫度變化曲線

由圖7可知，采用新型肋片式相變蓄熱裝置進行飛行器艙內設備溫控的試驗結果與仿真結果基本吻合，表明試驗結果可信。由于相變材料導熱率低，以及相變蓄熱裝置與設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行導熱強化，并采用導熱填料進一步減小界面熱阻[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，不可避免地會產生測量誤差，為了對測試結果進行驗證，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行了仿真計算，并就高溫設備3的溫度與試驗結果進行了對比，仿真結果與試驗結果相差1.5 ℃，即對流換熱對試驗結果的影響可以忽略。飛行結束時刻安裝板上各設備溫度云圖如圖8a所示，設備3試驗結果與仿真結果對比如圖8b所示。

a）飛行結束時刻各設備溫度云圖

b）設備3仿真結果與試驗結果對比

續圖8

4 結 論

為了解決飛行器艙內設備散熱難、易于超溫的問題，研究了一種基于相變蓄熱技術的熱控設計方案。采用熱管實現蜂窩安裝板上發熱設備的熱量快速傳輸，并利用相變蓄熱裝置實現熱量的收集和存儲，從而滿足設備控溫要求。通過數值計算、試驗驗證及仿真分析，結果顯示新型肋片式相變蓄熱裝置可以很好地實現發熱設備的熱量收集與存儲，保證飛行任務期間（時長3 000 s）各設備溫度不超過50 ℃，滿足設備工作溫度指標要求。基于相變蓄熱技術的熱控方案對于短時飛行的導彈武器和運載器等艙內設備熱控系統設計具有很好的借鑒意義，并可進一步推動熱控領域對新型相變蓄熱裝置的探索。

[1] 楊馳, 劉連元. 高超聲速飛行器熱防護材料技術需求及展望[C]. 廈門:第十八屆全國復合材料學術會議論文集, 2013.

[2] 宋健, 陳磊, 李效軍. 微膠囊化技術及應用[M]. 北京: 化學工業出版社, 2001.

[3] 趙朝義, 袁修干. 一種用于出艙活動的相變儲熱/輻射器式熱沉[J]. 中國空間科學技術, 1998, 10(5): 38-39.

[4] Humphries W R, Griggs E I. A design handbook for phase change thermal control and energy storage devices[M]. New York: NASA Scientific and Technical Information Office, 1977.

[5] 周建輝, 鄭洪濤, 譚智勇. 相變貯能裝置的熱設計[J]. 應用能源技術, 2003, 83(5): 9-11.

[6] 菅魯京, 寧獻文, 張加迅. 固-液相變裝置傳熱性能數值計算研究[J]. 航天器環境工程, 2008, 25(5): 452-454.

[7] 呂敏輝, 凌祥. 肋板式相變蓄熱器蓄熱性能的試驗研究[J]. 流體機械, 2009, 37(2): 65-68.

[8] Liu M, Saman W, Bruno F. Review on storage materials and thermal performance enhancement techniques for high temperature phase change thermal storage systems[J]. Renewable & Sustainable Energy Reviews, 2012, 16(4): 2118-2132.

[9] Zalba B, Marin J M, Cabeza L F, et al. Review on thermal energy storage with phase change: materials, heat transfer analysis and application[J]. Applied Thermal Engineering, 2003, 23(3): 251-283.

[10] Sheffield J W, Wen C. Phase change material for spacecraft thermal management[R]. ADA224865, 1990.

[11] 吳斌, 邢玉明. 移動電子設備相變熱控單元熱性能的數值仿真[J]. 北京航空航天大學學報, 2010, 36(11): 1330-1334.

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

王領華（1987-），男，工程師，主要研究方向為航天器熱控制技術