相变材料在防热系统中的应用
时间：2020-12-10 04:01:44 来源：雅意学习网 本文已影响 人 
摘 要：航天技术的发展使得飞行器内部仪器设备的功耗和热流密度不断增大，给飞行器热控设计带来新的困难，同时也为相变材料的应用提供了机遇。文章以某型号高超声速飞行器被动热防护系统方案设计为工程背景，介绍了TPS设计方案和相变材料的特点，在MSC.Patran平台上建立了曲板结构TPS三维有限元模型，应用MSC.Nastran软件进行了温度场分析，所得结论对工程应用具有实用价值。
关键词：相变材料；防热系统；应用
中图分类号：TB34 文献标志码：A 文章编号：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
高超声速一般指的是流动或飞行的速度超过5倍声速[1]，以高机动性、远距离精确打击为主要技术特征的高超声速飞行器已成为航空航天的主要发展方向，将在未来国家安全中起着重要作用[2]。根据国外文献报道，热防护系统（TPS-Thermal Protection System）已经成为未来可重复使用运载器隔热的主要发展趋势[3，4]，作为具有优异吸热性能的相变材料在TPS中必然发挥着不可替代的作用。
本文简要介绍了TPS设计方案，初步讨论相变材料在被动防热中的应用。
2 TPS设计被动式设计方案
在被动防热方案中，热量由表面辐射出去或被吸收，被动防热方案主要包含热沉结构、热结构以及隔热结构三种形式。
吸收式TPS定义为热沉结构。顾名思义，这种结构形式依靠自身的热容吸收热量，可应用于短时气动加热。
以辐射方式空间散热的TPS定义为热结构。该结构的外部蒙皮采用了耐高温材料，这种耐高温材料通常是涂层防护，该结构虽然可以应用于较长时间的气动加热，但有一个可承受总热量的限制值。
兼有热沉结构和热结构特征的TPS定义为隔热结构。增加相变材料，则在保证隔热效果的同时，能够减小隔热材料的厚度，进而达到减少TPS的重量的目的。
3 相变材料
3.1 相变材料介绍
相变冷却技术是利用相变材料的相变过程作为热控制手段来达到降温的目的，其换热效率高，温度分布均匀，无局部过热点，可靠性良好[5]。把相变材料引入热防护系统之中，正是利用相变材料的上述特点。
3.2 相变材料在TPS中的应用价值
相变材料在TPS中的应用价值体现在：（1）可以有效地降低隔熱材料的厚度，从而也减少了TPS的重量；（2）相变材料可以吸收隔热材料透射过来的盈余热量，阻止温度向冷面结构传递。
3.3 相变材料在TPS中的位置
相变材料放置在TPS的隔热材料和中的冷面结构之间（图1）。由于隔热材料的作用，气动热传递到相变材料表面时，温度已经大大降低（小于200℃），这时，TPS对相变材料的要求也降低了。
4 有限元计算
为了考证相变材料的隔热性能，选取曲班板结构TPS，各层连接方式见图1，在TPS上表面（热面）施加温度载荷，在TPS下表面（冷面）施加自然对流边界条件，在TPS侧面施加绝热边界条件。温度载荷计算模型分为没有相变材料、相变材料厚度为0.5mm、1.0mm和1.5mm四种情况（增加相变材料时，减少隔热材料相同厚度，即保持TPS总厚度不变）。有限元模型见图2。计算结果分别见图3～图6。
5 结束语
在TPS中应用相变材料可以有效地冷面温度，算例表明：当热面施加1400℃温度载荷时，如果没有相变材料，TPS冷面温度达到120℃；当相变材料厚度为0.5mm时，TPS冷面温度达到100℃；当相变材料厚度为1.0mm时，TPS冷面温度达到80℃；当相变材料厚度为1.5mm时，TPS冷面温度达到68℃。说明了相变材料在TPS中有着不可替代的作用。
参考文献：
[1]刘剑，刘伟强，王琴.C/C复合材料在高超声速飞行器中的应用[J].飞航导弹，2013（1）：77-79.
[2]杨亚政，杨嘉陵，方岱宁.高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展[J].应用数学与力学，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.轻质热防护系统多层材料组合结构的热应力分析[R]，应用数学和力学，2013，V34（7）：742-749.
[5]侯增祺，胡金刚.航天器热控制技术-原理及应用[M].北京：中国科学技术出版社，2008，3.
[6]程文平，刘习武，胡庆松.关于太阳能相变蓄热系统的研究与分析[J].科技创新与应用，2017（03）：65.
