激光載荷相變材料熱控裝置力學性能及升溫特性研究

謝榮建, 戴征舒, 徐紅艷, 吳亦農, 董德平

(1.中國科學院 上海技術物理研究所,上海 200083; 2.上海理工大學 能源與動力工程學院,上海 200093)

激光載荷相變材料熱控裝置力學性能及升溫特性研究

謝榮建1, 戴征舒2, 徐紅艷1, 吳亦農1, 董德平1

(1.中國科學院 上海技術物理研究所,上海 200083; 2.上海理工大學 能源與動力工程學院,上海 200093)

針對登月航天器激光載荷熱控要求設計了一種采用十八烷作為相變材料的熱控裝置,使用ANSYS有限元分析軟件對該裝置的殼體進行了耐壓強度分析,并搭建了實驗裝置,對該熱控裝置在振動條件以及真空熱條件下的力學特性進行了實驗研究.結果表明,在實驗范圍內,相變材料熱控裝置的殼體不會發生塑性形變和泄露.同時對其升溫特性進行了實驗研究,分別探討了不同加熱功率以及重力對相變材料升溫特性的影響,實驗結果表明,相變材料固液共存階段比單相階段的升溫速率慢、歷時長且吸收的熱量多,同時,相變材料在發生相變時引起的自然對流對換熱的整體效果影響可以忽略.

航天器; 熱控; 相變材料; 升溫特性

航天器在軌運行時,因軌道外熱流變化劇烈,導致儀器設備的熱負荷發生巨大變化[1].航天器的熱控設計不僅要求能及時排出設備工作時產生的熱量,使得設備的工作溫度控制在合適溫度范圍內,而且要保證設備處于非工作狀態時其溫度波動不至過大,這給航天器的熱控設計帶來了諸多技術難題.

由于相變材料在相變過程中具有等溫或近似等溫、吸收/釋放潛熱大的優點,特別適用于航天器內周期性工作的大功率儀器設備或受周期性高熱流影響的設備的溫度控制;相變材料的另一特點是沒有運動部件,原則上可以進行無限次的可逆工作,具有很高的可靠性[2].文獻[3]對相變材料和其他熱控方式進行了對比,指出相變材料在減小質量方面具有非常大的優勢.

相變材料已成功應用于航天器熱控領域,在行星登陸車上也有許多應用.例如,在 “阿波羅 l 5”號飛船的月球車上,采用了3個相變材料裝置.第1個裝置是將相變材料與信號運算器和電池相連,月球車出動執行任務時,信號運算器產生的熱量被相變材料吸收,使之熔化;月球車返回后,將相變材料儲存的熱量通過輻射器向空間發散,相變材料重新凝固,為下次出動執行任務作好準備.第2、第3個裝置將相變材料分別與驅控電子組件和月球通訊繼電器連成一體.月球車出動時,驅控電子組件和月球通訊繼電器工作時產生的熱量由相變材料吸收,返回后通過百葉窗輻射器散熱,為再次工作作好準備.另外,相變材料還可以用來保持阿波羅登月中宇航服系統的溫度[4].美國03/05火星漫游車也采用了十二烷相變材料來控制鋰電池的溫度,火星登陸車的電池裝在儲熱裝置中,通過相變材料的熔化、凝固維持電池的溫度水平[5-7].文獻[8-12]對相變材料的傳熱、儲熱特性進行了實驗研究.

本文針對航天器激光載荷的熱控要求,對相變材料熱控裝置進行了設計,對其殼體進行了力學分析,理論分析了最大應力、最大形變量和固有頻率;并進行了力學振動實驗和熱真空實驗,對其在振動條件及熱真空環境下的泄露及形變特性進行分析.同時,對在十八烷中加入碳纖維混合而成的相變材料熱控裝置的升溫特性進行了實驗研究,著重分析了不同加熱功率和重力對升溫特性的影響規律.

1 相變材料的選擇

相變材料作為存儲熱量的載體,對于不同的應用場合有不同的選擇,這直接關系到相變材料熱控裝置設計的成敗.目前在航天器熱控設計中多采用固-液相變材料,其相變潛熱大、體積變化小、相變溫度范圍廣[13].

航天器熱控設計的相變材料的選擇可以從以下幾個方面來考慮[14-15]:a.相變溫度;b.熱導率;c.過冷度;d.與裝置殼體材料的相容性;e.體積變化;f.相變潛熱.石蠟類相變材料的相變潛熱可以達到200～240 kJ/kg,可供選擇的熔點溫度范圍寬,過冷現象可以忽略,熔化時體積變化小,并且在多次吸、放熱后相變溫度和相變潛熱變化很小,而且不會與殼體發生化學反應，避免殼體密封性被破壞[16],較適合應用于航天器熱控設計.

基于相變潛熱、腐蝕性、性能穩定性等特性,本文選用十八烷作為相變材料,其物性參數如表1所示.為了強化相變材料的傳熱性能,在十八烷中添加了占總體積3%的碳纖維粉,混合均勻后灌入殼體中.

表1 十八烷物性參數

2 相變材料熱控裝置力學性能分析

2.1 殼體耐壓強度分析

針對激光載荷熱控要求,設計了相變材料熱控裝置,如圖1所示,其結構參數為95 mm×74 mm×15 mm.殼體材料選用LF21鋁合金,LF21的合金元素為錳,具有極佳的成形加工特性、高耐腐蝕性和良好的焊接性與導熱性.

圖1 相變材料熱控裝置

應用ANSYS有限元分析軟件對殼體進行耐壓強度分析.參數及邊界條件:腔體的壁厚1.5 mm;彈性模量70 GPa;泊松比0.33;內部壓力0.101 325 MPa(因為外界為真空,充裝液態工質后腔體的內部壓力為101 325 Pa,所以,內外壓差為101 325 Pa);固定安裝底面.

圖2和圖3分別為殼體的形變和應力計算結果,其最大形變量為0.073 mm,最大應力為46.9 MPa,固有頻率為3 105 Hz.從計算結果可知,該裝置殼體最大應力沒有超過條件屈服強度85 MPa,說明該設計符合要求,殼體不會發生塑性形變.

圖2 殼體形變云圖

2.2 力學振動實驗

在理論分析的基礎上,對相變材料熱控裝置進經實驗測定,相變材料熱控裝置在上述振動條件下沒有發生殼體塑性形變和泄露.

圖3 殼體應力云圖

行了力學振動實驗,振動條件如表2所示,表中,g為重力加速度.正弦掃描速率為2 oct/min,每個方向(X,Y,Z)的隨機振動時間為2 min,oct為倍頻程.

表2 振動條件

2.3 熱真空實驗

為了進一步探究相變材料熱控裝置在熱真空環境下的力學特性,進行了熱真空實驗.實驗中真空度保持在小于等于6.65×10-3Pa的范圍內,高溫溫度為85 ℃,低溫溫度為-65 ℃.將相變材料熱控裝置整體置于如圖4所示的真空環境中,實施高、低溫熱真空循環試驗.并分別停留4 h,循環6次,同時在實驗中保持變溫速率大于1 ℃/min.

實驗結果表明,相變材料熱控裝置在上述熱真空條件下沒有發生殼體塑性形變和泄露.

3 升溫特性實驗研究

3.1 實驗系統

相變材料熱控裝置的升溫特性可以直接體現該裝置是否滿足應用場合的要求,現對其升溫特性進行實驗研究.實驗裝置示意圖如圖4所示,由提供熱真空環境的真空罐和真空泵、相變材料塊、模擬底板、加熱片、隔熱支撐等部分組成.為了減少相變材料熱控裝置的輻射散熱,相變材料殼體外包有多層隔熱組件.實驗過程中主要對相變材料熱控裝置殼體外面布置的5個鉑電阻測溫點進行記錄和監控,測溫點布置如圖5所示,分別為T1,T2,T3,T4,T5.

先利用真空泵對實驗罐抽真空,并保持真空度為10-4Pa,再利用制冷機將真空環境溫度降到-40 ℃.在實驗過程中,真空泵和制冷機持續工作,以保證上述熱真空環境條件.利用薄膜加熱器模擬激光載荷的發熱量,加熱器的加熱功率為恒定功率.當相變材料熱控裝置中相變材料的溫度低于17 ℃時,開始對其進行加熱.在上述真空熱環境下,研究了不同加熱功率和傾斜角度對相變材料熱控裝置升溫特性的影響規律.

圖4 實驗裝置示意圖

圖5 鉑電阻測溫點布置圖

實驗中采用鉑電阻測溫,其測量精度為±0.1 ℃.真空環境真空度的測量采用電阻單元和電離規單元,前者的測量范圍為105～10-1Pa,后者的測量范圍為5～10-6Pa.加熱器為聚酰亞胺薄膜加熱器,測量相對誤差為滿量程的±1%.

3.2 不同加熱功率對升溫特性的影響

為了探究不同加熱功率條件下相變材料熱控裝置的升溫特性,分別進行了加熱功率為3.2 W和7.2 W的升溫特性實驗研究.圖6和圖7分別是加熱功率為3.2 W和7.2 W時的升溫特性曲線.

圖6 加熱功率為3.2 W的升溫曲線圖

圖7 加熱功率為7.2 W的升溫曲線圖

從圖6可以看到,當加熱功率為3.2 W時,相變材料熱控裝置殼體上布置的5個測溫點的溫度變化大致可以分為3個階段,分別是16.0～26.5 ℃的固態階段、26.5～30.0 ℃的固液共存階段和30.0～45.0 ℃的液態階段.

26.5～30.0 ℃的固液共存階段的升溫速率明顯比16.0～26.5 ℃的固態階段或者30.0～45.0 ℃的液態階段的速率慢,達到了預期的效果.在圖7中可以得到類似的結論,相變材料固液共存階段的升溫速率明顯比單相液態或者固態階段的速率要慢.同時,對比圖6和圖7可以發現,同一相變材料熱控裝置在加熱功率分別為3.2 W和7.2 W時,各個階段的歷時不同,具體分別為固態527,203 s,固液態3 608,1 459 s,液態811,406 s.實驗數據表明,加熱功率為3.2 W的固態、固液共存和液態3個階段的歷時分別是加熱功率為7.2 W的259%,247%,200%,固液共存狀態的實驗值相對于計算值的偏差值為9.9%.經計算,當加熱功率為3.2 W時,3個階段的加熱量分別為1.46,10.5,2.92 kJ,可以看到,固液共存階段吸收的加熱量比單相時的加熱量大了一個數量級.

3.3 重力對升溫特性的影響

由于在地球上進行實驗會受到重力的影響,而該相變材料熱控裝置的應用場合是月球,月球上的引力為地球上引力的1/6,所以,必須進一步探究重力對升溫特性的影響.

本文進行了相變材料在0°,90°,180°,270°這4個方位的升溫特性實驗.由圖8可見,4個方位的升溫曲線基本一致,說明相變材料在發生相變時因重力引起的自然對流,在不傾斜角度下對換熱整體效果的影響可以忽略,可反推出在月球環境下相變組件可以正常工作,即利用相變潛能可達到抑制溫度過快上漲的效果.

圖8 在不同角度下的升溫曲線圖

4 結 論

設計了航天器激光載荷相變熱控裝置,提出以加入碳纖維的十八烷作為相變材料,LF21鋁合金為殼體材料.基于ANSYS有限元分析軟件,對該相變材料熱控裝置殼體進行了耐壓強度分析.力學振動和熱真空實驗的結果表明,在要求的振動和熱真空環境中不會產生塑性形變和泄露.并對該裝置的升溫特性進行了實驗研究,結果表明,固液共存階段的升溫速率比單相階段的慢,歷時長且吸熱量大,在不同傾斜角度下重力引起的相變過程中自然對流對換熱整體效果的影響可以忽略.

[1] 閔桂榮,郭舜.航天器熱控制[M].2版.北京:科學出版社,1998:320-357.

[2] 王磊,菅魯京.相變材料在航天器上的應用[J].航天器環境工程,2013,30(5):522-528.

[3] FIXLER S Z.Satellite thermal control using phase-change materials[J].Journal of Spacecraft and Rockets,1966,3(9):1362-1368.

[4] BISWAS D R.Thermal energy storage using sodium sulfate decahydrate and water[J].Solar Energy,1977,19(1):99-100.

[5] BIRUR G C,JOHNSON K R,NOVAK K S,et al.Thermal control of mars lander and rover batteries and electronics using loop heat pipe and phase change material thermal storage technologies[C]∥Proceedings of 30th International Conference on Environmental Systems.Toulouse,France:SAE,2000:1021-1029.[6] BIRUR G,NOVAK K.Novel thermal control approaches for mars rovers[R].Washington:NASA,2006.

[7] PAUKEN M,SUNADA E,NOVAK K,et al.Development testing of a paraffin-actuated heat switch for mars rover applications[R].Washington:NASA,2002.

[8] 杜雁霞,程寶義,賈代勇,等.相變材料蓄冷板凝固過程的傳熱研究[J].制冷學報,2005,26(2):44-46.

[9] 朱孝欽,楊玉芬,李淑蘭,等.新型相變材料換熱器熱能儲存與釋放特性[J].化學工程,2008,36(9):23-27.

[10] 于丹,曹勇,曹范梅.組合式相變材料換熱器儲熱速率的實驗研究[J].暖通空調,2008,38(5):65-67.[11] 崔海亭,袁修干,侯欣賓.組合式相變材料吸熱器熱性能研究[J].中國電機工程學報,2003,23(5):166-169.

[12] 方銘,陳光明.組合式相變材料組分配比與儲熱性能研究[J].太陽能學報,2007,28(3):304-308.

[13] ZALBA B,MARN J M,CABEZA L F,et al.Review on thermal energy storage with phase change:materials,heat transfer analysis and applications[J].Applied Thermal Engineering,2003,23(3):251-283.

[14] FARID M M,KHUDHAIR A M,RAZACK S A K,et al.A review on phase change energy storage:materials and applications[J].Energy Conversion and Management,2004,45(9/10):1597-1615.

[15] SHARMA A,TYAGI V V,CHEN C R,et al.Review on thermal energy storage with phase change materials and applications[J].Renewable and Sustainable Energy Reviews,2009,13(2):318-345.

[16] 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 and Sustainable Energy Reviews,2012,16(4):2118-2132.

(編輯:石 瑛)

Mechanical Properties and Temperature Rise Characteristics of a Thermal Control Equipment for Phase Change Material of the Laser Payload

XIE Rongjian1, DAI Zhengshu2, XU Hongyan1, WU Yinong1, DONG Deping1

(1.ShanghaiInstituteofTechnicalPhysics,ChineseAcademyofScience,Shanghai200083,China;2.SchoolofEnergyandPowerEngineering,UniversityofShanghaiforScienceandTechnology,Shanghai200093,China)

A thermal control equipment using phase change material was designed for the laser payload in the space craft landing on the moon.The ANSYS was used to analyze the mechanical properties of the equipment theoretically.An experimental apparatus was constructed to obtain the mechanical properties experimentally under different vibration conditions and different temperature and vacuum conditions.The effects of gravity and heating power on the temperature rise characteristics of the equipment were investigated experimentally.The experimental results reveal that the temperature rises more slowly as the phase change material stays at two-phase state rather than the single state.It’s also found that during the two-phase state,the heat absorbed by the material is much more than that at the single state.Furthermore,the lasting time is much longer during the two-phase state than that at the single state.In addition,the effect of the natural convection on the heat transfer performance could be neglected during the phase change.

spacecraft;thermalcontrol;phasechangematerial;temperaturerisecharacteristic

1007-6735(2017)02-0114-06

10.13255/j.cnki.jusst.2017.02.003

2016-07-21

上海市高校青年教師培養資助計劃(10-16-301-801)

謝榮建(1983-),男,博士研究生.研究方向:航天有效載荷熱控設計.E-mail:xierongjian@mail.sitp.ac.cn

戴征舒(1984-),女,講師.研究方向:熱驅動制冷及新型材料換熱器研究.E-mail:zsdai-hvacr@163.com

TK 124

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