疏導式熱防護結構傳熱極限特性

艾邦成, 陳思員, 韓海濤,*, 胡龍飛,魯芹, 初敏, 鄧代英,俞繼軍

1. 中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074 2. 中國航天科技集團有限公司 航天飛行器氣動熱防護實驗室，北京 100048

以組合發(fā)動機為動力的未來空天往返飛行器采用機身發(fā)動機一體化設計，為了提高吸氣式發(fā)動機的性能，機身前緣半徑達到了1～3 mm量級。由于前緣半徑過小，這些部位將面臨嚴酷的氣動加熱，其防熱成為了突出的技術難題。被動式熱防護技術依靠材料本身的耐高溫性能，在頭部、前緣等部位防熱應用最為廣泛，如采用碳/碳化硅、抗氧化碳/碳、超高溫陶瓷與難熔金屬及其合金等材料，可以實現(xiàn)短時間的非燒蝕熱防護[1-7]。但是，在長時間的嚴酷氣動加熱條件下，材料抗氧化燒蝕及力學承載能力顯著降低，尖化前緣溫度將接近甚至超過材料應用極限；同時駐點附近的大熱流梯度在前緣結構形成了較高的溫度梯度，產生了較大的熱應力載荷，使得結構強度及可重復使用性能難以保證。可見，隨著飛行狀態(tài)的提高，依賴防熱材料耐高溫抗氧化能力的被動熱防護技術將很難滿足工程使用需求。主動熱防護技術能夠明顯提高結構防熱能力，如通過再生冷卻、氣膜/發(fā)汗冷卻等，可以實現(xiàn)熱量的快速耗散，降低熱防護結構溫度，但是由于尖前緣部位結構尺寸小、熱流梯度大，使得主動熱防護技術的工藝實現(xiàn)及熱環(huán)境自適應設計難度較大，同時附加了很大的設備代償，影響了其工程應用。

1971年Silverstein[5]首次提出了高溫熱管冷卻前緣的防熱方案，此后基于高溫熱管的熱防護技術受到了越來越多的關注，文獻[6]對此進行了全面深入的總結。國內學者近些年也開展了許多研究，包含理論分析、數值分析和試驗驗證等。孫健[8-9]、劉冬歡[10-11]等對內嵌高導材料/介質的熱防護結構進行了理論分析和試驗驗證, 彭穩(wěn)根等[12-13]對金屬結構熱管熱防護機制進行了理論分析與數值模擬研究，牛濤等[14]測試了不同加熱功率和傾角條件對鈉工質熱管啟動特性和等溫性能的影響，謝宗蕻和孫俊峰[15]對高溫合金翼前緣熱管結構進行了熱結構耦合分析和強度校核，吳國庭[16]分析了疏導式防熱系統(tǒng)的熱控機理及其在尖前緣部位的應用前景，肖光明等[17]對內置高溫熱管防熱結構利用 “平面前鋒”追蹤方式進行了冷凍啟動過程的求解。文獻[18-23]基于高溫熱管原理，采用結構功能一體化方案，提出了應用于尖化前緣的一體化疏導式熱防護技術。通過薄壁加強殼體結構滿足氣動外形及結構承載要求，同時將其作為高溫熱管腔體，內部作為氣態(tài)工質輸運通道，殼體內壁布置的毛細結構提供液態(tài)工質回流毛細力，從而實現(xiàn)結構功能一體化的熱疏導結構。通過將尖化前緣駐點附近高熱流區(qū)的熱量快速傳遞至后部低熱流區(qū)，可以極大降低結構最高溫度及溫度梯度,有效減小材料結構的防熱壓力，提高可重復使用性能。以上研究表明，高溫熱管結構具有優(yōu)異的防熱性能。

同時，高溫熱管結構防熱性能會受到連續(xù)極限、冷凍啟動極限、黏性極限、聲速極限、攜帶極限、冷凝器極限、毛細力極限和沸騰極限等傳熱極限限制。對于尖楔形一體化高溫熱管，由于工作溫度較高，一般不會受到連續(xù)流極限、冷凍啟動極限和黏性極限的限制[24-25]。同時，由于尖前緣腔體向后逐漸開敞，蒸汽流通面積較大，蒸汽流速相對較小，聲速極限和攜帶極限對應的熱流密度較高，且熱管的沸騰極限量級相對很高，因此一般將毛細極限做為限制尖前緣熱管傳熱能力的主要因素，尤其在加速飛行條件下，慣性力方向與工質回流方向相反，工質回流將受到顯著影響。當工質回流量不能滿足傳熱需求時，熱管蒸發(fā)段工質會出現(xiàn)燒干現(xiàn)象影響熱疏導結構的正常工作，因此開展過載環(huán)境下熱疏導結構性能研究對于其工程應用具有重要的意義。本文通過理論分析和實驗研究相結合的方法，研究一體化前緣熱疏導結構在不同過載條件下的性能變化規(guī)律，為后續(xù)疏導結構性能優(yōu)化及工程應用提供支持。

1 疏導結構模型

尖前緣疏導模型為一體化高溫熱管結構，由上下面板殼體、左右側板、尾板、加強肋組成封閉腔體，如圖1所示。材料均為鎳基高溫合金GH3044，厚度2 mm。腔體內部充裝堿金屬鈉作為工質。壁板內部布置不銹鋼復合絲網毛細芯作為液態(tài)工質回流通道，絲網疊層次序為300目/100目/300目。絲網清洗后，將絲網按次序鋪設并加壓展平，采用電阻焊方式固定于內壁面，焊點分布密度約為20 mm×15 mm，保證絲網與壁面貼合平整并連接牢固，如圖2所示。模型長度為300 mm，寬度為80 mm，上下殼體錐角14°，前緣半徑2 mm。

圖1 尖前緣一體化高溫熱管結構Fig.1 Structure of sharp leading edge integrated with heat pipe

圖2 內部結構組成及復合絲網局部細節(jié)Fig.2 Internal structures and details of composite screen wick

2 理論評估

文獻[24-25]對熱管毛細極限進行了深入的研究，本文基于此分析尖前緣一體化高溫熱管在800 ℃工作溫度下的過載環(huán)境適應能力。熱管工質的循環(huán)依靠毛細吸液芯結構與工作液體產生的毛細壓頭維持，由于毛細結構提供的毛細壓頭有限，使熱管的最大傳熱能力受到限制，這種限制通常稱作毛細極限或流體動力極限。熱管正常工作時，需滿足以下必要條件[24]：

Δpcap,max≥Δpv+Δpl+Δpg+Δpa

(1)

式中:Δpcap,max為毛細吸液芯最大毛細力;Δpv為克服蒸汽從蒸發(fā)段流向冷凝段的阻力降;Δpl為熱管吸液芯中液體流動的壓力降;Δpg和Δpa分別為重力和過載引起的液體壓力降。對于一般軸向均勻熱管，液體壓力降和氣體阻力降相對毛細力來說為小量，且尖前緣熱管腔體向后逐漸開敞，有利于氣體輸運，因此這里忽略液體壓力降和氣體阻力降的影響，即

Δpcap,max≥Δpg+Δpa

(2)

對于毛細吸液芯最大毛細力，有[24]

(3)

式中:σ為液態(tài)工質工作溫度下表面張力系數;rc為有效毛細半徑，且有[24]

(4)

式中：W為絲網間距；d為絲網直徑；N為絲網目數，即絲網在每2.54 cm長度下的網孔數。可見，對于絲網式吸液芯，絲網目數越大，有效毛細半徑越小，其提供的最大毛細力越大。采用復合絲網時，每層絲網均能提供毛細作用，有利于提高液體回流能力，但由于復合絲網層間的細觀結構較為復雜，難以進行準確的理論分析，因此保守計，采用其中目數最高的絲網(300目)參數對其毛細力進行評估，即

(5)

尖前緣熱管水平放置，上下表面受到重力引起的液體壓力降分別為[24]

(6)

上下表面受到加速過載引起的液體壓力降為[24]

Δpa=σlalcosφ

(7)

式中：φ為毛細芯與重力及過載方向的夾角，這里為尖前緣半錐角；l為熱管長度；a為過載加速度。

根據式(1)～式(7)，可得最大可承受過載：

(8)

3 過載試驗考核

3.1 試驗方案

在離心機工作端集成石英加熱設備，實現(xiàn)過載和熱載荷的同時加載，試驗裝置示意圖如圖3所示，其中U型石英燈加熱器對試件前部進行局部加熱，以近似模擬非均勻氣動加熱環(huán)境。過載試驗艙內照片如圖4所示。

圖3 過載試驗裝置示意圖Fig.3 Sketch of overloading test device

圖4 過載試驗離心機艙內照片F(xiàn)ig.4 Picture of centrifuge inside for overloading test

試驗中，首先進行靜態(tài)加熱，待疏導結構啟動并達到穩(wěn)態(tài)后，通過動態(tài)調整加熱器功率以維持駐點附近溫控點T1的溫度不變，同時對過載環(huán)境進行逐級加載和卸載，觀測疏導構件在不同過載環(huán)境下的溫度響應，根據其等溫特性的變化評估其過載環(huán)境適應特性。

試驗件外表面共布置9個溫度測點，如圖5所示，其中T1～T5點位于上板，間距均為50 mm。T1點為溫控點，距前緣駐點5 mm。T6點和T7點位于右側板，距離尾蓋板分別為60 mm和10 mm。T8點和T9點位于尾蓋板。

3.2 試驗結果與分析

試驗中，過載加載歷程如表1所示。

試驗中過載實測值與各點溫度變化如圖6所示，其中橫軸為時間，左側縱軸為測點溫度T，右側縱軸為過載大小。對溫控點T1采用兩個線性段等溫升速率加載，然后保持800 ℃恒溫。結合過載加載歷程及結構溫度響應，將試驗過程分為熱管啟動段(0～287 s)，過載加載段(287～1 578 s) 以及熱管重啟動段(1 578 s以后)。熱管啟動段內熱管逐漸啟動并達到800 ℃穩(wěn)定工作；過載加載段為過載逐級增加及卸載過程；熱管重啟動段為過載減小后熱管功能逐漸恢復的過程。

圖5 測點布置Fig.5 Measure points arrangement

表1 過載加載歷程Table 1 Loading history of overloading

圖6 過載試驗全程測點溫度變化Fig.6 Temperature variation of overloading test

1) 熱管啟動段(0～287 s)

熱管啟動段內測點溫度變化如圖7所示。可見，77 s左右T2測點溫升速率顯著提高，表明熱管啟動過程已經開始，此后T3～T5點依次出現(xiàn)溫升速率的顯著提高，體現(xiàn)了熱管結構由前至后的逐步啟動過程；152 s左右，尾蓋板中心測點T8溫度與頭部測點T1溫度分別為573 ℃和632 ℃，表明熱管結構已經完全啟動。

圖7 熱管啟動段測點溫度變化Fig.7 Temperature variation of start-up stage of heat pipe

2) 過載加載段(287～1 578 s)

由圖6可見，在過載小于2g時，各測點溫度沒有明顯變化；在過載大于2g且小于4g時，由于離心機轉速提高，對流散熱作用增強，各測點溫度下降，但趨勢基本相同，熱管結構仍然具有一定的等溫性；當過載達到4g后，各點溫差逐漸增大，熱管均溫性明顯下降，表明熱疏導效果有所下降，且隨過載增加下降愈發(fā)明顯，這是由于過載增加使得液態(tài)工質回流阻力增大流速減緩，駐點附近工質回流量的不足將限制單位時間內的工質蒸發(fā)量，降低熱管向冷端的傳熱效率，在控制駐點溫度不變的條件下，使得熱管均溫性明顯降低。若此時提高至更為嚴酷的加熱水平，駐點工質將逐漸減少甚至干涸，造成熱管干燒失效，甚至引起結構超溫破壞，因此過載環(huán)境是影響疏導結構性能的關鍵因素之一。

3) 過載卸載熱管重啟動段(1 528 s以后)

1 089 s后過載開始卸載，在1 263 s后過載小于4g，后端T5、T6溫度開始回升，表明熱管傳熱能力開始逐漸恢復。如圖8所示，在1 528 s時刻，T1點溫度突然降低，T2及后端所有測點溫度同步回升，表明熱管基本恢復了快速傳熱能力，等溫性能恢復。同時，前緣熱量快速向后疏導，使得T1點石英燈加熱瞬時難以維持800 ℃恒溫，出現(xiàn)溫度瞬時下降的現(xiàn)象。

圖8 過載卸載熱管重啟動段測點溫度變化Fig.8 Temperature variation of unloading stage of heat pipe

4 結 論

結合理論分析與地面試驗，研究了一體化前緣疏導結構的抗過載能力。試驗結果表明，一體化前緣疏導結構件實現(xiàn)了成功啟動。對于本文疏導防熱結構，當過載小于4g時，疏導結構具有較好的熱量快速疏散能力；過載大于4 g時，疏導性能受到了明顯影響，且隨過載繼續(xù)增大將喪失疏導性能；過載卸載后，疏導結構能夠重新啟動，表明短時間大過載環(huán)境不影響過載去除后防熱結構疏導性能。

毛細力的大小決定了液態(tài)工質的回流能力，后續(xù)將進一步優(yōu)化毛細結構設計，使疏導結構的抗過載能力得到有效提升。同時，由于復合絲網式吸液芯有效毛細半徑的保守簡化，使得抗過載理論值相對保守，后續(xù)需進一步的理論分析與試驗驗證，對預測方法進行改進。

[21] AI B C， YU J J, CHEN S Y, et al. Fabrication of lithium/C-103 alloy heat pipe for sharp leading edge cooling[J]. Heat Mass Transfer, 2018, 54: 1359-1366.