环路热管的应用

环路热管的应用

郭舜米珉曹剑锋苗建印

（空问飞行器总体设计部，北京１０００８６）

摘要环路热管是毛细驱动、相变传热家族的又一成员。该项技术近年采备受重视，发展迅速．本文简要介绍这项技术在航天、航空热控应用中的若干情

况．

主题词环路热管毛细抽吸力毛细芯ＬＨＰ防结冰

ｌ引言

环路热管（ＬＨＰ）是７０年代初由前苏联乌拉尔技术学院（ＵＰＩ）的Ｙｕ．ＥＭａｉｄａｎｉｋ

ＹｕＥＧｅｒａｓｉｍｏｖ等人提出的ｉｌｌ，只是近年来与航天应用相结合。才得到迅速发展。ＬＨＰ概念近似于ＣＰＬ。当工质选择适当，芯结构设计合理时，其传热能力可达５０ｋＷ．ｍ以至更高。ｔ２１ＬＨＰ最主要的特点就是其蒸发器芯结构的毛细抽吸力极强。这个克服１９Ｆ的重力压降、平衡系统细长汽液管道的阻力以及其它阻力的毛细力，是其应用优势的基础。但是，由丁．比起热管来，它结构较为复杂；比起毛细抽吸两相环路系统（ＣＰＬ）来，它不能承受很大功率和结构规模。所以目前的应用尚以在特定需求为主。这些需求，一是热量在重力场中传递需要克服重力压差的场合，包括航天器在地面试验时的情况；二是需要控制仪器、设备温度水平及其波动范围的情况；三是热源和热沉之间需柔性连接的情况。这第一和第三种情况用常规热管是无法解决的。

本文介绍若干实际用例，用以帮助对这ＬＨＰ技术应用方面的了解。

２ＬＨＰ的应用

ＬＨｐ最早的应用是俄罗斯在Ｇｒａｎａｔ飞船上进行的空间飞行试验（１９８９年），考验其在微重力条件下长期工作的能力和可靠性，取得了成功。１９９４年俄罗斯又在Ｏｂｚｏｒ空间飞船上应用３组ＬＨＰ，参与温控，取得成功。之后，１９９７年，美国分别在ＳＴＳ－－８３、ｓＴｓ一８７和ｓＴｓ一９４上进行ＬＨＰ的飞行试验，考验了ＬＨＰ的长期在轨工作能力。１９９９年，中国风云一１（０２）应用了从俄罗斯引进的３套ｕ｛Ｐ，用于镍镉电池的温度控制，结果良好。我国研制的ＬＨＰ近期业已安装到飞船的热控试验船上，准备进行地面环模考验。

下面介绍几个国外应用实例，以求对ＬＨＰ的应用有比较具体的了解。

（１）用于空间飞行器仪器热控

空间飞船Ｏｂｚｏｒ上安装了３组ＬＩ－ＩＰ系统，用于部分仪器的控温ｆ２Ｊ。

如图１所示，在该飞船的外表面上装有一个光学仪器安装座和一个星光折射传感器。一根０．６ｍ长、直径为１２．４ｍｍ的干线热管通过安座连接光学仪器的冷面，丽光学仪器ＬＨＰ（ＬＨＰＯＬ）的蒸发器则与此安座相连。Ｌ＿ＨＰＯＬ再将热量传给辐射器ＬＨＰ（ＬＨＰＲＡＤ）的蒸发器。这个ＬＨＰＰＡＤ的大部分的管路布置在辐射面上，热量通过这个辐射面排散向空间环境。另一个ＬＨＰ（ＬＨＰＲＳＳ）用于星光折射传感器的散热，其凝结器与ＬＨＰＲＡＤ的

蒸发器相连。下表列出Ｑｂｚｏｒ用热管的特性数据。

表１Ｏｂｚｏｒ用热管的特性数据

特性ＬＨＰｏＬＬＨＰＲＳＳＬＨＰＲＡＤ

传热能力，Ｗ５０５０１００

工作温度范围，℃一３０～＋６０—３０～＋６０一３０～＋５０

热阻，℃脚Ｏ．１５０．１５０．１５

蒸发器直径，ｉｎｎｌ１２．４１２．４１２．４

加热区长度，ｍｍ１２０１２０

蒸汽连管长度，ｍ４．１４４．１４３３

蒸汽连管直径。ＩｌＬｔｎ４４３

液体连管长度，ｒｎ４．２６４．２６

液体连管直径，ｉｎｎｌ３３

管材不锈钢不锈钢不锈钢

芯材镍镍镍

工质丙烯丙烯丙烯

这个应用通过ＬＨＰ的组合（由ＴＡＩＳ公司提供）达到仪器温度控制的目的。此外，它还是比较早期的应用了小型ＬＨＰ蒸发器、镍的芯结构。ＬＨＰ蒸发器和凝结器间长达４ｍ的、相对柔软的传输管道无论在地面试验、船上走向，还是在辐射器上的布置，都比常规热管有很大的改进，比如地面试验可以不考虑设备的方位等。

（２）燃气透平进气口防冻冰”１

当燃气透平在低温环境中运行的时候，引擎进口处的结冰是需要解决的一个问题。通常的防结冰的方法是加热，用高压抽气加热引擎罩以防止结冰。但ＬＨＰ防结冰系统能改善这种情况。例如对某涡轮风扇发动机的设计计算表明，在爬高１５０００英尺的条件Ｆ．抽气防结冰系统将降低爬高推力６．４％，而用ＬＨＰ防结冰系统降低爬高推力仅０．４％。防结冰ＬＨＰ系统的试验不仅证明了其能够达到防结冰的要求，并且比原抽气法防结冰系统性能优越。另外还开拓了两项技术：①开、关ＬＨＰ的技术．和②在高加速度的情况下启动ＬＨＰ。

防结冰ＨＩＰ系统的概念设计见图毛．ｕ妒从排烟道中吸取排烟的热量，其凝结段即安装在防结冰处。热量从引擎传到引擎进口处以防结冰．对此防结冰系统的设计要求如下：总功率７０００Ｗ表面积１４４５ｃｍ２

防结冰热流４．９Ｗ／ｅｒｎ２运行加速度设计值１．３ｇ

凝结器最大表面温度４０℃

最大瞬时加速度５．５ｇ（升）２．０９（侧向）７．５ｇ（降）防结冰系统除从废热管热气中取得热量外，其它如压缩空气、发热元件均可考虑作为热源。但最后方案是用空气冷油器作为其热源．在最坏条件下，也只用空气冷油器捧热的三分之一就能满足防结冰的需要．同时，由于这个方案，空气冷油器重量减少３３％．

丑五羞的丛堡！

持续使用ＬＨＰ防结冰系统其性能略有恶化．因此，当不需防结冰时ＬＩＷ应该关闭·另

一方面，从安全的方面说叉希望防结冰系统能及时开启运行。于是研制了一个能够开关的ＬＨＰ系统并进行了试验。证明了这个系统的关断和打开是能够实现的。这个ＬＨＰ系统包括一个圆牲形的带着一个储液器的蒸发器，凝结器，蒸汽连管和液体连管。一个机械阀门安装在蒸汽连管上。ＬＨＰ的毛细芯用材为镍。工质甲苯。

这个ＬＨＰ在蒸发器高于凝结器的状态下进行多次的关断和重新启动的试验。当蒸汽连管被阀门关断的时候，蒸发器上所加为一恒定的功率。蒸发器和储液器的温度逐渐地升高，同时，蒸汽连管由于未加热而温度降低（图３）。在大约４０００秒时，蒸汽连管上的阀门打开。于是蒸汽流向凝结器，蒸汽连管和凝结器的温度就开始上升，同时，蒸发器本身受到冷却。在约１００秒之后，凝结器的温度再下降。这是冷却水的作甩。凝结器置于蒸发器之上时的试验结果与其非常类似。试验证明了在ＬＨＰ系统中能够实现关断和再启动。

地速廑达鉴：

航空器的加速度是ＬＨＰ系统设计的重要因素。设计了一个试验来验证ＬＨＰ在高加速度Ｆ工质干涸后，具有重新启动的能力。试件整体固定在旋转台上，用电加热器模拟防结冰系统的热负荷。试验系统的工质为甲醇。试验是按ＬＨＰ可能的３种方位来进行的．它１门是：逆向加速度（蒸发器在上）、顺向加速度（凝结器在上）和横向加速度（ＬＨＰ在旋转台上的半径恒定，加速度方向垂直于ＬＨＰ的长度方向。）

对于顺向加速度的情况，从１９开始加恒定的热流。加速度逐步增加到６９，仍然未出现干涸现象。然而温度分布随加速度的增加而调节，几乎是由于系统中工质的重新分配，包括凝结器中的工质量的减少。逆向加速度下的ＬＨＰ的温度分布见图４。试验从Ｉ．２５９开始，加圊定功率。当加速度达到３．５～４９时发生干涸。由图可看到此时蒸发器温度迅速升高，同时毛细芯得不到工质液体的供应而干涸。于是，将加速度降到３，温度仍缓慢上升，但工质液体开始再加注，温度仍在允许的范围之内。到加速度到达２．３９时再加注成功。蒸发器温度开始下降。这个试验过程，证明了对于由高加速度引起的干涸，ＬＨＰ是能够重新启动的。

（３）用于空间探测任务Ｍ＊／ｔＲＳ９６ｕ３

ＭＡＲＳ一９６任务的热控系统应用ＬＨＰ的有３处：轨道舱、小站（ＳｍＳ）和穿透器（ＰＮ）。

轨道舱两个独立的摧力系统：定向与稳定推力系统和校正与降速推力系统。将要介绍的是用作燃料系统和定向与稳定推力系统引擎座的热稳定的利用ＬＨＰ的热控系统。

ＳｍＳ和ＰＮ是着陆设备，将由轨道舱投到火星表面上工作。

定向与稳定推力系统的熟控系统示意见图５。该系统包括两个干线热管，它们从轨道舱仪器的外表面吸收热量，通过两个ＬＨＰ将热量分配到定向与稳定推力系统的燃料管和引擎座。定向与稳定推力系统的引擎座是固定在太阳帆板端的。入轨后，太阳帆板要展开。因此ＬＨＰ设有挠性段．可反复弯曲超过９０度角。

在航天器上安装此热控系统的原因是推力系统管线和引擎座阀门在火星轨道上某些阶段可能过冷。这种过冷可能造成定向与稳定推力系统的失败和定向的差错。

在两相系统中液相温度可能比气相温度低很多，特别是长系统和低热负荷系统。为了防止ＬＨＰ内的工质结冰．使用了冰点温度为－－１８９℃的丙烯为工质。ＬＨＰ的使用也解决了这样长的设备在地面试验时，不论在重力场的方位如何都能达到可靠的试验值。在使用ＬＨＰ为主的热控系统比较其它解决方法的好处是：①重量轻；②无功耗；③被动控制：④组件