中国空间科学技术 Jun.252019voL.39No.3 冷冻启动和运行规律以及复杂的传热特性 2高温热管数值模拟研究进展 3高温热管应用研究进展 在常规条件下的高温热管冷冻启动过程和 传热特性的数值模拟方面,国内外学者也开展了3.1在高超声速飞行器热防护中的应用 定的研究。Cao和 Faghri等3针对高温热管 启动过程提出了一个两区域模型,该模型将连续 高超声速飞行器在飞行过程中遭遇到极其 蒸气流区域和稀薄蒸气流区域分开计算,在连续 严酷的气动加热环境,导致表面温度极高,在飞 行马赫数为6~8的时候,驻点温度就达到了 蒸气区采用可压缩的 Navier-Stokes方程,在稀 1600~2600℃[3。随着飞行马赫数的增加, 薄蒸气区采用蒸气的质量自扩散方程,然后用合 温度还会变得更高。热防护问题已成为高超声 适的边界条件将这两个区域联接起来,基于上述速飞行器发展中的关键制约因素和主要技术瓶 两区域模型的数值计算结果与相应的试验数据 颈,是制约高超声速飞行器最终服役能力的关键 吻合良好。 Tournier等基于尘气模型(Duy科学问题 利用高温热管则有望可以很好 gas model建立了一个包含蒸气自由分子流、过地解决此问题:其将头锥、尖翼前缘等局部热流 渡流和连续流3种类型流动的高温热管的启动集中区域产生的热量快速传输到机身、机翼上的 过程瞬态分析模型,数值计算结果得到的热管壁其他部位并加快热量向周围环境传递,从而可明 面温度和试验测量值吻合良好,研究结果显示:显降低头锥、尖翼前缘等局部的温度,减轻这些 在蒸发段受热后,热管毛细芯内的固态金属钠首部位的耐温压力,而且采用高温热管的热防护结 先沿着径向熔化,当蒸发段的金属钠全部熔化之构是非烧蚀的,从而可重复利用,这是烧蚀式热 后才开始轴向熔化,随后蒸发段内的液态钠开始防护结构无法比拟的。在现有的研究中,高温热 蒸发,最后慢慢由过渡流变为连续流。邓代英管在飞行器中的位置通常如图2所示,考虑对称 等[结合尖前缘气动加热环境分布特点进行计性,在数值分析时,则采用图3所示的分析模型。 算节点划分,采用热管基本理论和局部能量守恒 在高超声速飞行器热防护领域,使用高温热 原理计算热管温度分布及“温度锋面”位置,建立管的效果是显著的,Bai等[对高超声速飞行器 了一种用于分析不规则外形且承受非均匀瞬态高温热管热防护结构的效果进行了初步研究,结 气动加热的一体化尖前缘高温热管启动性能计果表明:在高超声速飞行器热防护中采用高温热 算方法。袁园等[31采用数值模拟的方法研究管,可使驻点温度从1926℃降到982℃,效果十 了特定应用场合下高温热管从冷态零功率到满分显著。李锋等2对一种新型的热管疏导式热 功率的启动特性,获得了热管温度在启动过程中防护结构进行了试验研究,结果发现在同等条件 的变化情况。沈妍等[采用高温热管的网络模 型对高温热管进行了数值模拟,得到了高温热管 的热阻与输入功率、管壳材料的导热系数、管壳 行器表面 的壁厚、毛细芯的导热系数以及冷凝段长度的初 步影响规律 高温热管 从以上结果可以看出,采用数值模拟的手段 研究高温热管的启动和工作过程是可行的,但目 前相关的研究还比较少。如果进行试验研究的 话,首先要制备相应参数的高温热管,且高温热 设计长度L 管在试验过程中容易损坏[,因而试验研究的 图2高温热管在飞行器中的位置示意 案例数量往往比较有限且成本较高。将试验研 ig. 2 The local geometry of high-temperature heat 究与数值模拟相结合,才能更好地探明高温热管３４ 中国空间科学技术 Jun􀆰２５ ２０１９ Vol􀆰３９ No􀆰３ ２ 高温热管数值模拟研究进展 在常规条件下的高温热管冷冻启动过程和 传热特性的数值模拟方面,国内外学者也开展了 一定的研究.Cao和 Faghri等[３５]针对高温热管 启动过程提出了一个两区域模型,该模型将连续 蒸气流区域和稀薄蒸气流区域分开计算,在连续 蒸气区采用可压缩的 NavierＧStokes方程,在稀 薄蒸气区采用蒸气的质量自扩散方程,然后用合 适的边界条件将这两个区域联接起来,基于上述 两区域模型的数值计算结果与相应的试验数据 吻合良好.Tournier等[３６]基于尘气模型(Dusty gasmodel)建立了一个包含蒸气自由分子流、过 渡流和连续流３种类型流动的高温热管的启动 过程瞬态分析模型,数值计算结果得到的热管壁 面温度和试验测量值吻合良好,研究结果显示: 在蒸发段受热后,热管毛细芯内的固态金属钠首 先沿着径向熔化,当蒸发段的金属钠全部熔化之 后才开始轴向熔化,随后蒸发段内的液态钠开始 蒸发,最后慢慢由过渡流变为连续流.邓代英 等[２１]结合尖前缘气动加热环境分布特点进行计 算节点划分,采用热管基本理论和局部能量守恒 原理计算热管温度分布及“温度锋面”位置,建立 了一种用于分析不规则外形且承受非均匀瞬态 气动加热的一体化尖前缘高温热管启动性能计 算方法.袁园等[３７Ｇ３８]采用数值模拟的方法研究 了特定应用场合下高温热管从冷态零功率到满 功率的启动特性,获得了热管温度在启动过程中 的变化情况.沈妍等[３９]采用高温热管的网络模 型对高温热管进行了数值模拟,得到了高温热管 的热阻与输入功率、管壳材料的导热系数、管壳 的壁厚、毛细芯的导热系数以及冷凝段长度的初 步影响规律. 从以上结果可以看出,采用数值模拟的手段 研究高温热管的启动和工作过程是可行的,但目 前相关的研究还比较少.如果进行试验研究的 话,首先要制备相应参数的高温热管,且高温热 管在试验过程中容易损坏[４０],因而试验研究的 案例数量往往比较有限且成本较高.将试验研 究与数值模拟相结合,才能更好地探明高温热管 冷冻启动和运行规律以及复杂的传热特性. ３ 高温热管应用研究进展 ３􀆰１在高超声速飞行器热防护中的应用 高超声速飞行器在飞行过程中遭遇到极其 严酷的气动加热环境,导致表面温度极高,在飞 行马赫 数 为 ６~８ 的 时 候,驻 点 温 度 就 达 到 了 １６００~２６００℃ [４１Ｇ４３].随着飞行马赫数的增加, 温度还会变得更高.热防护问题已成为高超声 速飞行器发展中的关键制约因素和主要技术瓶 颈,是制约高超声速飞行器最终服役能力的关键 科学问题[４４Ｇ４８].利用高温热管则有望可以很好 地解决此问题:其将头锥、尖翼前缘等局部热流 集中区域产生的热量快速传输到机身、机翼上的 其他部位并加快热量向周围环境传递,从而可明 显降低头锥、尖翼前缘等局部的温度,减轻这些 部位的耐温压力,而且采用高温热管的热防护结 构是非烧蚀的,从而可重复利用,这是烧蚀式热 防护结构无法比拟的.在现有的研究中,高温热 管在飞行器中的位置通常如图２所示,考虑对称 性,在数值分析时,则采用图３所示的分析模型. 图２ 高温热管在飞行器中的位置示意[１] Fig􀆰２ ThelocalgeometryofhighＧtemperature heatpipeinanairvehicle 在高超声速飞行器热防护领域,使用高温热 管的效果是显著的,Bai等[５０]对高超声速飞行器 高温热管热防护结构的效果进行了初步研究,结 果表明:在高超声速飞行器热防护中采用高温热 管,可使驻点温度从１９２６℃降到９８２℃,效果十 分显著.李锋等[１２]对一种新型的热管疏导式热 防护结构进行了试验研究,结果发现在同等条件