一種與流體回路耦合的板翅式相變換熱器設計及驗證

王巖 王玉瑩 付振東 吳顯林 陳靈 孟繁孔 于新剛 張紅星 曹劍峰

(北京空間飛行器總體設計部 航天器熱控全國重點實驗室,北京 100094)

隨著載人航天事業的不斷發展,我國正在推進載人登月的相關科研工作。月球軌道下航天器的外熱流波動極大,對航天器散熱能力提出了新的挑戰,采用耦合相變材料的流體回路系統是一種可行的方案。相變材料的潛熱一般遠大于顯熱,這使其能夠在很小的溫度變化范圍內以很小的質量代價存儲或釋放大量熱量,因此成為航天器熱控的理想選擇。通過利用相變材料熔化蓄熱、凝固放熱的特性,在陽照區航天器散熱能力不足時將無法排散的熱量暫時收集起來,等到航天器進入陰影區散熱能力較強時再將這部分熱量排散出去,并使相變材料凝固,最終實現整圈軌道上設備處于合適的溫度水平。

板翅式換熱器是工質換熱常見的緊湊高效的換熱設備,既可用于流體工質之間換熱,也可用于流體工質與固體工質(如凝固狀態的相變材料)換熱。它最早應用于航空領域,早在20世紀30年代,英國馬爾斯頓-艾克歇爾瑟公司(Marston Excelsior Ltd.)采用浸漬釬焊方法生產了用于航空發動機的銅質板翅式換熱器[1];之后的20年中,更輕巧的鋁質釬焊板翅式換熱器問世,隨后在石油化工、冶金等空氣分離設備上得到廣泛應用[2]。板翅式換熱器憑借其緊湊的形式、優異的換熱性能和較高的可靠度與成熟度,也成為國外內航天器流體回路換熱設備的常見選擇[3-5]。例如:我國神舟飛船使用板翅式換熱器作為地面調溫和回路間的換熱設備。美國獵戶座飛船使用板翅式相變換熱器(充裝烷烴類相變材料)增強其流體回路系統月球軌道的散熱能力。文獻[6-7]中針對獵戶座飛船板翅式相變換熱器進行驗證分析和優化工作。此外,文獻[8]中還使用相變點為28℃的烷烴類相變材料優化獵戶座飛船上有效載荷的熱控。烷烴類相變材料兼具物理、熱、化學和機械性能,適合作為航天器用相變材料[9-11]。目前,國內已經實現相變材料蓄熱的在軌應用,如祝融號火星車上使用了3D打印殼體的相變板,但尚未有與流體回路耦合的相變換熱器的應用。

本文針對月球軌道熱環境設計板翅式相變換熱器,其核心特征是可與流體回路直接耦合。對板翅式相變換熱器開展仿真和試驗分析,驗證了相變換熱器的蓄熱能力和出口流體溫度滿足情況,可用于載人航天器環月飛行熱控。

1 相變換熱器設計

本文設計的相變換熱器采用板翅式結構形式,如圖1所示。相變換熱器芯體由相變層、回路1流體層與回路2流體層組成,結構設計時每層相變側均為獨立結構且沿長度方向分為2個腔體。芯體流體層與相變層采用間隔布置,將回路1流體層記作A,回路2流體層記作B,相變層記作C,則芯體排列方式為CBCACBCAC,相變層與流體層之間通過金屬板聯結。

圖1 相變換熱器設計狀態Fig.1 Design state of PCHE

當航天器處于月球軌道時,由于陰影區與陽照區之間的月球紅外差異巨大,對應航天器輻射器的散熱能力差異也非常顯著。因此,本文將相變換熱器串接于航天器熱控流體回路中,通過與流體回路耦合的方式調節航天器在不同外界熱環境條件下的散熱能力。相變換熱器位于輻射器出口,流體回路示意如圖2所示。相變換熱器一側為熱控流體回路工質,另一側為相變工質,采用液路耦合方式實現流體回路工質與相變工質的雙向換熱。

按照流體回路控溫8℃開展回路設備和輻射器設計。假設整個航天器散熱需求為2600W,環月軌道高度為200km,經過初步設計與熱仿真得到環月軌道上相變換熱器流體側入口溫度。分析得到月球軌道外熱流條件下輻射器在1個軌道周期內的散熱能力變化情況,見圖3。在1個軌道周期內,需要相變換熱器具備5000kJ的蓄熱能力,并且保證相變換熱器出口溫度控制在8℃以內。

圖2 相變換熱器在流體回路中位置示意Fig.2 Diagram of PCHE in fluid loop

圖3 環月軌道1個軌道周期內輻射器散熱能力仿真結果Fig.3 Simulation results of radiator heat dispassion capacity in a lunar orbit cycle

2 熱仿真分析

2.1 簡化假設

為了提高仿真效率,需要對復雜的板翅式相變換熱器進行抽象和簡化,得到既能夠準確反映其物理機理又便于建模和仿真計算的理論模型?？紤]到板翅式結構在產品中周期性出現,將模型簡化為1個基礎單元,見圖4。單元內包括2塊相變換熱材料及其附近的平板和翅片,以及1/2個回路1流體通道和1/2個回路2流體通道。選擇2塊相變材料主要是考慮在高度方向上由于翅片和平板之間的焊接,相變材料實際與回路1流體和回路2流體的換熱情況差異明顯。此外,在1個基本單元中,左右兩側的翅片只包含實際產品中翅片厚度的1/2,因此左右兩側可以作為周期性邊界進行仿真,考慮到熱源和冷源都來自流體,可以進一步將邊界簡化為絕熱邊界?？紤]流體流動也存在對稱性,因此上下流體通道均只包含1/2的實際流體通道,流體與平板接觸的平面選擇無滑移邊界條件仿真,流體通道的中間平面(基礎單元模型中的流體通道不與平板接觸一側的邊界)按照滑移邊界條件仿真,流體通道內的流量按照實際通流面積進行折算。模型在流體流動方向上的長度按照設計的相變材料總質量進行折算。

圖4 簡化的相變換熱器基礎單元模型Fig.4 Simplified model of basic unit in PCHE

上述模型與實際相變換熱器內部單個腔體的熱力學邊界相符,但是與實際相變換熱器位于邊緣上的腔體存在偏差。在航天器上,相變換熱器外表面包覆多層隔熱組件,在工作過程中也可以近似認為是絕熱;此外,與邊界接觸的單元數占實際總單元數的比例較低,因此可以用1個基本單元模型的熱仿真結果估計整個相變換熱器的實際換熱特性。

2.2 仿真參數

本文選用烷烴類相變材料正十四烷,仿真中使用的物性參數見表1。

在仿真分析中,相變換熱器均串聯布置,入口流體溫度根據工況給定。計算過程為:先仿真第1個相變換熱器,給定入口溫度,得到第1個相變換熱器出口溫度;再仿真第2個相變換熱器,用第1個相變換熱器出口的溫度結果作為第2個相變換熱器的入口溫度,得到其出口溫度;依此類推,計算后續相變換熱器,每個相變換熱器的流體流量保持不變。初始狀態流體和相變材料的溫度均為5.5℃,相變材料為固態,分析出口流體溫度和相變材料的熔化情況。

表1 正十四烷物性參數Table 1 Physical property parameters of n-tetradecane

2.3 結果分析

對相變換熱器開展仿真分析時,使用確定的相變換熱器流體側入口溫度開展計算。2條回路同時工作,仿真分析環月軌道2個周期內5個串聯相變換熱器出口溫度,結果見圖5(圖中入口曲線所示的溫度為仿真分析的輸入)。每個相變換熱器蓄熱量結果見表2。5個相變換熱器之后,1個周期內流體出口溫度不超過8℃,單個相變換熱器蓄熱能力超過1000kJ。蓄熱能力與溫度指標滿足設計要求。

在環月軌道2個周期內,5個串聯相變換熱器的相變材料熔化比例結果見圖6。前4個相變換熱器熔化比例最高均可達到100%,第5個相變換熱器相變材料熔化比例最高可達96.5%?？梢?本文相變換熱器設計合理,相變材料的利用效率高,5個相變換熱器的平均利用效率超過99%。

圖5 相變換熱器出口流體溫度仿真結果Fig.5 Simulation results of PCHE fluid outlet temperature

表2 相變換熱器蓄熱量仿真結果Table 2 Simulation results of PCHE heat storage capacity kJ

圖6 相變材料熔化比例結果Fig.6 Results of melting ratio of PCM

為了更好地分析相變腔內相變材料的熔化過程,對僅有回路1流體側流體流過進行仿真分析。流體入口溫度與2條回路同時工作時相同,分析腔體內部相變材料的熔化過程。第1個串聯相變換熱器中相變材料詳細熔化情況,見圖7。相變材料從流體側表面開始熔化,之后由于翅片和殼體的導熱性能優于相變材料,因此相變材料從四周向中間熔化,30min時出口附近完全熔化。

圖7 相變換熱器入口處相變材料溫度與熔化比例Fig.7 PCM temperature and melting ratio near PCHE inlet region

3 性能試驗驗證

3.1 試驗條件

按照本文設計相變換熱器結構研制原理樣機,并搭建回路試驗臺開展性能試驗。相變換熱器性能測試系統如圖8所示。

圖8 相變換熱器換熱性能測試系統Fig.8 PCHE performance test system

3.2 試驗結果

在相變換熱器工質熔化和凝固循環過程中,相變換熱器流體側進出口溫度變化和溫度分布如圖9所示。2條回路運行時,雙回路相變換熱器溫度均勻性較好。相變換熱器相變工質在預定的時間內可以完全熔化和凝固,在給定的流體入口溫度條件下保持出口溫度在750s內不超過8℃,實際蓄熱量為1070kJ,滿足蓄熱量與溫度指標要求。

圖9 相變換熱器流體進出口溫度試驗結果Fig.9 Test results of PCHE fluid inlet and outlet temperature

4 結束語

本文設計了一種與流體回路耦合的板翅式相變換熱器,分析了其內部換熱特性和相變材料熔化與凝固過程,獲得了相變換熱器的蓄熱能力和出口流體溫度情況,搭建性能試驗系統并開展試驗分析,從而進一步驗證了相變換熱器設計的合理性。本文提出的耦合相變換熱器的流體回路方案,可作為載人航天器月球軌道飛行的有效熱控手段。