相變材料在防熱系統中的應用

謝亮

摘 要：航天技術的發展使得飛行器內部儀器設備的功耗和熱流密度不斷增大，給飛行器熱控設計帶來新的困難，同時也為相變材料的應用提供了機遇。文章以某型號高超聲速飛行器被動熱防護系統方案設計為工程背景，介紹了TPS設計方案和相變材料的特點，在MSC.Patran平臺上建立了曲板結構TPS三維有限元模型，應用MSC.Nastran軟件進行了溫度場分析，所得結論對工程應用具有實用價值。

關鍵詞：相變材料；防熱系統；應用

中圖分類號：TB34 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）05-0147-02

Abstract： With the development of spaceflight technology， the power consumption and heat flux density of the internal instruments are increasing， which brings new difficulties to the thermal control design of aircraft， and also provides an opportunity for the application of phase change materials. Based on the project design of a certain type of hypersonic vehicle passive thermal protection system， this paper introduces the design scheme of TPS and the characteristics of phase change materials. The TPS 3D finite element model of curved plate structure is established on the platform of MSC.Patran， and the temperature field is analyzed by MSC.Nastran software. The conclusions are of practical value for engineering application.

Keywords： phase change material； thermal protection system； application

1 概述

高超聲速一般指的是流動或飛行的速度超過5倍聲速[1]，以高機動性、遠距離精確打擊為主要技術特征的高超聲速飛行器已成為航空航天的主要發展方向，將在未來國家安全中起著重要作用[2]。根據國外文獻報道，熱防護系統（TPS-Thermal Protection System）已經成為未來可重復使用運載器隔熱的主要發展趨勢[3，4]，作為具有優異吸熱性能的相變材料在TPS中必然發揮著不可替代的作用。

本文簡要介紹了TPS設計方案，初步討論相變材料在被動防熱中的應用。

2 TPS設計被動式設計方案

在被動防熱方案中，熱量由表面輻射出去或被吸收，被動防熱方案主要包含熱沉結構、熱結構以及隔熱結構三種形式。

吸收式TPS定義為熱沉結構。顧名思義，這種結構形式依靠自身的熱容吸收熱量，可應用于短時氣動加熱。

以輻射方式空間散熱的TPS定義為熱結構。該結構的外部蒙皮采用了耐高溫材料，這種耐高溫材料通常是涂層防護，該結構雖然可以應用于較長時間的氣動加熱，但有一個可承受總熱量的限制值。

兼有熱沉結構和熱結構特征的TPS定義為隔熱結構。增加相變材料，則在保證隔熱效果的同時，能夠減小隔熱材料的厚度，進而達到減少TPS的重量的目的。

3 相變材料

3.1 相變材料介紹

相變冷卻技術是利用相變材料的相變過程作為熱控制手段來達到降溫的目的，其換熱效率高，溫度分布均勻，無局部過熱點，可靠性良好[5]。把相變材料引入熱防護系統之中，正是利用相變材料的上述特點。

3.2 相變材料在TPS中的應用價值

相變材料在TPS中的應用價值體現在：（1）可以有效地降低隔熱材料的厚度，從而也減少了TPS的重量；（2）相變材料可以吸收隔熱材料透射過來的盈余熱量，阻止溫度向冷面結構傳遞。

3.3 相變材料在TPS中的位置

相變材料放置在TPS的隔熱材料和中的冷面結構之間（圖1）。由于隔熱材料的作用，氣動熱傳遞到相變材料表面時，溫度已經大大降低（小于200℃），這時，TPS對相變材料的要求也降低了。

4 有限元計算

為了考證相變材料的隔熱性能，選取曲班板結構TPS，各層連接方式見圖1，在TPS上表面（熱面）施加溫度載荷，在TPS下表面（冷面）施加自然對流邊界條件，在TPS側面施加絕熱邊界條件。溫度載荷計算模型分為沒有相變材料、相變材料厚度為0.5mm、1.0mm和1.5mm四種情況（增加相變材料時，減少隔熱材料相同厚度，即保持TPS總厚度不變）。有限元模型見圖2。計算結果分別見圖3～圖6。

5 結束語

在TPS中應用相變材料可以有效地冷面溫度，算例表明：當熱面施加1400℃溫度載荷時，如果沒有相變材料，TPS冷面溫度達到120℃；當相變材料厚度為0.5mm時，TPS冷面溫度達到100℃；當相變材料厚度為1.0mm時，TPS冷面溫度達到80℃；當相變材料厚度為1.5mm時，TPS冷面溫度達到68℃。說明了相變材料在TPS中有著不可替代的作用。

參考文獻：

[1]劉劍，劉偉強，王琴.C/C復合材料在高超聲速飛行器中的應用[J].飛航導彈，2013（1）：77-79.

[2]楊亞政，楊嘉陵，方岱寧.高超聲速飛行器熱防護材料與結構的研究進展[J].應用數學與力學，2008，29（1）：47-56.

[3]SHAUCGHNESSY JD， PINCKNEY SZ， MCMINN JD， et al. Hypersonic vehicle simulation model； winged-cone configuration[R]. NASA TM-102610，1990.

[4]王琪，吉庭武，肖曼玉，等.輕質熱防護系統多層材料組合結構的熱應力分析[R]，應用數學和力學，2013，V34（7）：742-749.

[5]侯增祺，胡金剛.航天器熱控制技術-原理及應用[M].北京：中國科學技術出版社，2008，3.

[6]程文平，劉習武，胡慶松.關于太陽能相變蓄熱系統的研究與分析[J].科技創新與應用，2017（03）：65.endprint