鄧代英，陳思員，艾邦成，曲偉，俞繼軍

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

尖前緣一體化高溫?zé)峁軉?dòng)性能計(jì)算分析

鄧代英，陳思員*，艾邦成，曲偉，俞繼軍

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

針對(duì)尖前緣高溫?zé)峁芄こ淘O(shè)計(jì)與啟動(dòng)性能評(píng)估需求，基于描述堿金屬高溫?zé)峁軉?dòng)過程的“溫度鋒面”模型，建立了一種用于分析不規(guī)則外形且承受非均勻瞬態(tài)氣動(dòng)加熱的一體化尖前緣高溫?zé)峁軉?dòng)性能工程計(jì)算方法。該方法結(jié)合尖前緣氣動(dòng)加熱環(huán)境分布特點(diǎn)進(jìn)行計(jì)算節(jié)點(diǎn)劃分，采用熱管基本理論和局部能量守恒原理計(jì)算熱管溫度分布及“溫度鋒面”位置，實(shí)現(xiàn)尖前緣熱管啟動(dòng)過程的理論預(yù)測(cè)。同時(shí)，采用均勻受熱圓柱熱管和尖前緣一體化熱管啟動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)計(jì)算方法進(jìn)行了驗(yàn)證。最后針對(duì)某尖前緣一體化高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)在氣動(dòng)加熱環(huán)境下的啟動(dòng)性能進(jìn)行計(jì)算分析，提出了減小尖前緣高溫?zé)峁軉?dòng)時(shí)間的可能方法和措施:尖前緣高溫?zé)峁軉?dòng)后等溫性良好，通過控制熱管總長(zhǎng)、殼體厚度、工質(zhì)充裝量等設(shè)計(jì)參數(shù)或調(diào)整熱管初始溫度可進(jìn)一步縮短熱管啟動(dòng)時(shí)間。

尖前緣;高溫?zé)峁?啟動(dòng)性能

0 引言

以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速巡航飛行器采用具有尖化前緣特征的高升阻比外形，長(zhǎng)時(shí)間在大氣層內(nèi)高超聲速飛行，前緣部位需要保持結(jié)構(gòu)完整，需實(shí)現(xiàn)非燒蝕熱防護(hù)(如美國(guó)X-43、X-51等)。此類飛行器尖前緣部位承受的熱環(huán)境惡劣，氣動(dòng)加熱分布極不均勻，尖前緣駐點(diǎn)部位因高溫或熱應(yīng)力破壞的風(fēng)險(xiǎn)較高，傳統(tǒng)防熱技術(shù)實(shí)現(xiàn)非燒蝕的難度很大。

中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院針對(duì)這種尖化前緣特征的非燒蝕熱防護(hù)需求，提出了一體化高溫?zé)峁苁鑼?dǎo)式熱防護(hù)技術(shù)方案［1-2］。方案將整個(gè)尖前緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)為一體化結(jié)構(gòu)，突破了熱管冷卻前緣防熱面板的傳統(tǒng)思路，熱管的殼體即防熱面板。該方案充分利用熱管高效傳熱、等溫性極佳的特點(diǎn)，可有效將尖前緣駐點(diǎn)高熱流區(qū)的熱量快速傳輸至尾端低熱流區(qū)，從而有效降低前緣駐點(diǎn)溫度，實(shí)現(xiàn)非燒蝕［3］。

高溫?zé)峁茉诜罒嵩O(shè)計(jì)與應(yīng)用上面臨的一個(gè)主要困難是其啟動(dòng)問題［4-7］，若熱管未啟動(dòng)，其熱疏導(dǎo)性能無法發(fā)揮，可能引起前緣部位熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的局部破壞，因此需要開展啟動(dòng)特性研究。高溫?zé)峁芡ǔＪ褂脡A金屬作為工作介質(zhì)(鈉、鉀、鋰等)，常溫下堿金屬為固態(tài)，即熱管處于“凍結(jié)狀態(tài)”，“凍結(jié)狀態(tài)”的高溫?zé)峁苋魺o法啟動(dòng)，有局部高溫破壞風(fēng)險(xiǎn)，因此需建立一種適合用于分析尖前緣一體化高溫?zé)峁茉跉鈩?dòng)加熱環(huán)境下啟動(dòng)性能的計(jì)算方法并開展計(jì)算分析，為尖前緣高溫?zé)峁芄こ淘O(shè)計(jì)與性能評(píng)估提供方法和依據(jù)。

高溫?zé)峁軉?dòng)過程是熱管從“凍結(jié)狀態(tài)”到內(nèi)部形成連續(xù)蒸汽流動(dòng)的過程，在這一過程中，熱管內(nèi)部多種傳熱傳質(zhì)機(jī)制的相互耦合關(guān)系復(fù)雜，很難獲得解析解，而數(shù)值模擬則需要大量時(shí)間用于發(fā)展模型和數(shù)值計(jì)算［8］。Cao和Faghri［9］根據(jù)高溫?zé)峁軉?dòng)過程的溫度分布特征，采用“溫度鋒面”模型，導(dǎo)出了均勻受熱圓柱高溫?zé)峁軉?dòng)過程的代數(shù)方程組，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)、數(shù)值計(jì)算結(jié)果均符合較好。國(guó)內(nèi)學(xué)者也通過簡(jiǎn)化分析、試驗(yàn)測(cè)試以及數(shù)值模擬等方法開展了對(duì)熱管啟動(dòng)性能及傳熱性能的相關(guān)研究［10-13］，但還未有針對(duì)尖前緣一體化高溫?zé)峁軉?dòng)性能研究的公開報(bào)道。另外，由于尖前緣高溫?zé)峁芩幁h(huán)境屬于瞬態(tài)非均勻氣動(dòng)加熱環(huán)境，且熱管外形為不規(guī)則外形，因此數(shù)值模擬研究的難度很大。

本文基于高溫?zé)峁軉?dòng)模擬的“溫度鋒面”模型，建立了一種適合用于飛行器尖前緣一體化高溫?zé)峁茉跉鈩?dòng)加熱環(huán)境下啟動(dòng)性能的工程計(jì)算方法并完成了相應(yīng)的試驗(yàn)驗(yàn)證，最后針對(duì)此類高溫?zé)峁艿膯?dòng)性能影響因素進(jìn)行了計(jì)算分析，提出了減小高溫?zé)峁軉?dòng)時(shí)間的方法和途徑，可為以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速巡航飛行器尖前緣防熱設(shè)計(jì)或改進(jìn)提供理論指導(dǎo)。

1 物理模型及假設(shè)

高溫?zé)峁軉?dòng)過程是指熱管在受熱狀態(tài)下，內(nèi)部逐漸形成連續(xù)蒸汽流動(dòng)的過程。試驗(yàn)研究表明，在較高熱流輸入條件下，高溫?zé)峁苷舭l(fā)段(或加熱段)溫度會(huì)迅速上升，同時(shí)在蒸發(fā)段末端形成一個(gè)明顯的溫度梯度并向熱管尾端移動(dòng)［14］，即高溫?zé)峁軉?dòng)過程的“溫度鋒面”模型。如圖1所示，該模型將高溫?zé)峁軇澐譃榱藘蓚€(gè)區(qū)域，高溫連續(xù)蒸汽流區(qū)和凍結(jié)區(qū)(非連續(xù)蒸汽流區(qū))，兩個(gè)區(qū)域的界面稱作“溫度鋒面”，假設(shè)連續(xù)蒸汽流區(qū)溫度沿?zé)峁茌S向保持線性分布且溫度鋒面保持為連續(xù)蒸汽流轉(zhuǎn)換溫度Ttr，駐點(diǎn)溫度Tsta隨溫度鋒面推進(jìn)而逐漸提升，在沒有外加熱源的情況下凍結(jié)區(qū)域保持為環(huán)境溫度T0，蒸發(fā)段吸熱使得Δt時(shí)間內(nèi)熱管的“溫度鋒面”位置Lt向尾端移動(dòng)距離ΔL。由于高溫?zé)峁軞んw較薄，可近似認(rèn)為在任意長(zhǎng)度L處蒸汽溫度與殼體溫度相等。

圖1 熱管啟動(dòng)過程“溫度鋒面”模型示意圖Fig.1 Schematic of the flat-front startup model for heat pipe

2 熱管啟動(dòng)的工程計(jì)算方法

飛行器前緣高溫?zé)峁苎剌S向各個(gè)位置均要承受不同程度的氣動(dòng)加熱，不存在明顯的蒸發(fā)段/絕熱段/冷凝段分區(qū)，不能按照文獻(xiàn)［9］的方法獲得熱管啟動(dòng)過程的解析解，因此考慮針對(duì)前緣熱管的熱環(huán)境特點(diǎn)進(jìn)行沿軸向節(jié)點(diǎn)劃分，并對(duì)每一個(gè)節(jié)點(diǎn)的氣動(dòng)加熱率、溫升速率以及蒸汽流動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算，然后采用區(qū)域能量守恒對(duì)溫度鋒面的位置及其推進(jìn)距離進(jìn)行計(jì)算。

2.1 節(jié)點(diǎn)劃分方法

圖2(a)為典型飛行器楔形尖前緣外形及其表面氣動(dòng)加熱熱流密度沿軸向的分布規(guī)律?？梢钥闯龈邿崃鲄^(qū)集中在距離前緣駐點(diǎn)極小的范圍內(nèi)(通常為楔形前緣的圓弧段)。根據(jù)尖前緣熱管氣動(dòng)加熱熱流分布的這一特征，近似將熱管圓弧段看作初始蒸發(fā)段，并作為第一個(gè)節(jié)點(diǎn)，從圓弧段出口至熱管尾端采用均布節(jié)點(diǎn)，如圖2(b)所示。

圖2 前緣熱管熱環(huán)境分布特征及節(jié)點(diǎn)劃分示意Fig.2 Typical thermal environment distribution and node partition of sharp leading edge heat pipe

在氣動(dòng)加熱環(huán)境下，第一個(gè)節(jié)點(diǎn)會(huì)迅速溫升并形成連續(xù)蒸汽流，即在圓弧段出口形成初始“溫度鋒面”，并不斷向熱管尾端推移，后續(xù)節(jié)點(diǎn)的溫升熱量來源主要來自連續(xù)蒸汽流攜帶的汽化潛熱。駐點(diǎn)至“溫度鋒面”的區(qū)域?yàn)檫B續(xù)蒸汽流區(qū)，“溫度鋒面”至尖前緣尾端的區(qū)域?yàn)閮鼋Y(jié)區(qū)。

2.2 連續(xù)蒸汽流轉(zhuǎn)換溫度計(jì)算方法

高溫?zé)峁苓B續(xù)蒸汽流轉(zhuǎn)換溫度是指在熱管有限空間的某一截面位置，隨著溫度的升高，熱管腔內(nèi)蒸汽由自由分子流轉(zhuǎn)變?yōu)檫B續(xù)蒸汽流的轉(zhuǎn)換溫度。熱管的高效傳熱依賴于內(nèi)部堿金屬的蒸發(fā)、流動(dòng)和冷凝過程，因此只有形成了連續(xù)蒸汽流動(dòng)，熱管高效傳熱特點(diǎn)才能實(shí)現(xiàn)。熱管的啟動(dòng)過程可近似看作內(nèi)部連續(xù)蒸汽流區(qū)域自加熱端向冷凝端不斷擴(kuò)充的過程，“溫度鋒面”的溫度即熱管當(dāng)前截面位置連續(xù)蒸汽流的轉(zhuǎn)換溫度。

高溫?zé)峁苓B續(xù)蒸汽流轉(zhuǎn)換溫度與堿金屬工質(zhì)類型、蒸汽通道特征尺寸密切相關(guān)。通常使用努森數(shù)(Kn)來判斷熱管內(nèi)部蒸汽流動(dòng)狀態(tài)，取Kn≤0.01對(duì)應(yīng)連續(xù)蒸汽流。在給定溫度條件下，連續(xù)蒸汽流形成的轉(zhuǎn)換溫度Ttr和通道特征尺寸D對(duì)應(yīng)關(guān)系為［9］:

其中，T為當(dāng)前截面溫度;κ為波爾茲曼常數(shù);σ0為分子特征直徑(Na分子取3.567?，Li分子取4.44?);Psat為堿金屬飽和蒸汽壓。

使用式(1)可求解得當(dāng)前截面的連續(xù)蒸汽流轉(zhuǎn)換溫度，如圖3所示。對(duì)于楔形熱管，通道特征尺寸可近似取為通道截面等效直徑。

圖3 堿金屬連續(xù)蒸汽流轉(zhuǎn)換溫度Fig.3 Transition temperatures for liquid-metal vapor flow

2.3 連續(xù)流區(qū)溫度分布計(jì)算方法

基于“溫度鋒面”模型中連續(xù)流區(qū)為線性分布的近似假設(shè)，在計(jì)算得到熱管截面連續(xù)蒸汽流轉(zhuǎn)換溫度的情況下，僅需計(jì)算連續(xù)流區(qū)駐點(diǎn)至溫度鋒面位置的溫差即可得到連續(xù)流區(qū)溫度分布。

根據(jù)Cotter的熱管理論［15］，熱管連續(xù)流區(qū)域的層流蒸汽壓降近似表示為:

其中，μv為蒸汽的動(dòng)力粘度;Lt為連續(xù)流區(qū)的軸向長(zhǎng)度;為單位時(shí)間連續(xù)流區(qū)傳熱量;Hlv為工質(zhì)汽化潛熱;rv為蒸汽通道半徑(楔形熱管取等效半徑);ρv為蒸汽密度;使用連續(xù)流區(qū)平均溫度計(jì)算堿金屬蒸汽相關(guān)物性參數(shù)。

在連續(xù)流區(qū)溫度和壓力變化不大的情況下，由克勞修斯-克拉貝龍方程積分可得:

其中，Tav為連續(xù)流區(qū)平均溫度。

綜合式(2)、(3)可得:

熱管連續(xù)流區(qū)的傳熱量Q取當(dāng)前時(shí)刻熱管截面的最大傳熱量，即連續(xù)流區(qū)所有氣動(dòng)加熱進(jìn)入熱管的凈熱流的總和。

其中，qx表示熱管軸向位置x處單位長(zhǎng)度的氣動(dòng)加熱凈熱流;qor為冷壁熱流;hr為恢復(fù)焓;hw(Tx)為熱管殼體表面的壁焓;ε為熱管表面發(fā)射率;σ為黑體輻射常數(shù)。

對(duì)于確定的溫度鋒面位置，使用兩式(4)、(5)可迭代求出當(dāng)前時(shí)刻的連續(xù)流區(qū)的溫度分布。這里需指出的是，由于前緣熱管為非等截面外形，各個(gè)截面連續(xù)流轉(zhuǎn)換溫度各不相同，若計(jì)算得到的節(jié)點(diǎn)溫度小于該節(jié)點(diǎn)的連續(xù)流轉(zhuǎn)換溫度，為確保節(jié)點(diǎn)處于連續(xù)蒸汽流動(dòng)狀態(tài)，該節(jié)點(diǎn)的溫度值應(yīng)取為連續(xù)流轉(zhuǎn)換溫度，并用該溫度作為計(jì)算“溫度鋒面”推進(jìn)距離的輸入條件。

2.4 凍結(jié)區(qū)節(jié)點(diǎn)溫度計(jì)算方法

在熱管啟動(dòng)過程中，由于連續(xù)蒸汽流區(qū)氣動(dòng)加熱全部用于“溫度鋒面”的推進(jìn)，因此凍結(jié)區(qū)節(jié)點(diǎn)溫升的熱量來源僅需考慮殼體表面的氣動(dòng)加熱和節(jié)點(diǎn)之間的相互導(dǎo)熱，即:

其中，ms、mw、mm分別為各節(jié)點(diǎn)殼體、吸液芯、工質(zhì)的質(zhì)量;Cp，s、Cp，w、Cps，m、Cpl，m分別為殼體、吸液芯、固態(tài)工質(zhì)、液態(tài)工質(zhì)在相應(yīng)溫度的比熱容。

若在某一時(shí)刻固態(tài)工質(zhì)達(dá)到了熔點(diǎn)Tmelt，需考慮相變吸熱對(duì)節(jié)點(diǎn)溫升的影響。首先計(jì)算當(dāng)前時(shí)刻可用于熔化工質(zhì)的熱量

其中，Hsl為單位質(zhì)量工質(zhì)熔化熱。

2.5 溫度鋒面推進(jìn)過程計(jì)算方法

采用區(qū)域能量守恒方法計(jì)算溫度鋒面推進(jìn)距離ΔL。即Δt時(shí)間內(nèi)，溫度鋒面推進(jìn)距離需滿足“氣動(dòng)加熱量Qinput與連續(xù)流區(qū)tn時(shí)刻溫升至tn+1時(shí)刻所需熱量Qneed相等”的能量守恒條件。

由式(6)可知，進(jìn)入熱管的凈熱流與熱管表面溫度有關(guān)。因此，需首先假定溫度鋒面推進(jìn)距離ΔL，并計(jì)算出相應(yīng)的tn+1時(shí)刻連續(xù)流區(qū)溫度分布，然后計(jì)算出tn+1時(shí)刻氣動(dòng)加熱凈熱流，并近似取Δt時(shí)間內(nèi)的熱管連續(xù)流區(qū)的加熱量為tn時(shí)刻和tn+1時(shí)刻氣動(dòng)加熱的平均值，即:

其中，w為熱管殼體截面周長(zhǎng)。

根據(jù)Qinput和Qneed大小關(guān)系，通過迭代計(jì)算不斷調(diào)整ΔL的值使得Qinput和Qneed相等，即可求得當(dāng)前時(shí)間步溫度鋒面的推進(jìn)距離。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證與計(jì)算分析

3.1 圓柱熱管啟動(dòng)試驗(yàn)驗(yàn)證

采用文獻(xiàn)［14］中給出的均勻受熱圓柱熱管啟動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證，試驗(yàn)熱管蒸發(fā)段加熱功率289.6W，殼體材料為不銹鋼，熱管蒸發(fā)段、絕熱段、冷凝段長(zhǎng)度分別為0.375m、0.745m和0.91m，鈉填充量為92.04g。圖4為熱管啟動(dòng)過程不同時(shí)刻溫度沿軸向分布計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的比較。

圖4 計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較Fig.4 Calculated temperatures com pared w ith experimental data

可以看出，計(jì)算得到的前端點(diǎn)溫度略低于試驗(yàn)值，而溫度鋒面位置和溫度分布均與試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果符合很好，表明所述計(jì)算方法能夠較好的模擬高溫?zé)峁軉?dòng)過程真實(shí)溫度分布和“溫度鋒面”推進(jìn)進(jìn)程。

3.2 尖前緣一體化熱管啟動(dòng)試驗(yàn)驗(yàn)證

中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院采用石英燈輻射加熱設(shè)備完成了典型尖前緣一體化高溫鈉熱管的啟動(dòng)試驗(yàn)。試驗(yàn)熱管為尖楔外形，楔面擴(kuò)張半角7°，熱管總長(zhǎng)240mm，鈉填充量約20.0 g，沿?zé)峁茌S向中心部位共布置6個(gè)溫度傳感器(從左至右依次編號(hào)1～6)用于測(cè)量熱管表面溫度，熱管外形及測(cè)點(diǎn)位置分布如圖5所示。

圖5 熱管外形及溫度測(cè)點(diǎn)分布Fig.5 Typical configuration and temperature measuring position of heat pipe

試驗(yàn)結(jié)果表明，熱管啟動(dòng)順利，且在220 s左右接近達(dá)到等溫體，前后端溫差小于30℃。根據(jù)試驗(yàn)條件換算表面輻射熱流作為輸入?yún)?shù)(圖6為最終穩(wěn)定輻射熱流)，計(jì)算熱管啟動(dòng)時(shí)間(形成完全蒸汽流動(dòng))為158s，形成等溫體時(shí)間為209 s。圖7為各測(cè)點(diǎn)溫度計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較。

圖6 石英燈加熱穩(wěn)定輻射熱流Fig.6 Radiative heat flux the of quartz lamp heater

圖7 計(jì)算結(jié)果與輻射加熱啟動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較Fig.7 Calculated tem peratures com pared w ith radiation heating experimental data

可以看出，計(jì)算得到各測(cè)點(diǎn)溫度與試驗(yàn)數(shù)據(jù)基本吻合。受試驗(yàn)測(cè)試環(huán)境與測(cè)試方法影響，部分時(shí)刻測(cè)點(diǎn)(測(cè)點(diǎn)3，90s;測(cè)點(diǎn)5，190s)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)偏差較為明顯(230 s左右測(cè)點(diǎn)6脫落，無溫度數(shù)據(jù))。此外，由于石英燈輻射面較大，熱管蒸發(fā)冷凝段均承受了一定程度的輻射加熱，因此熱管啟動(dòng)的“溫度鋒面”特征不是特別明顯。

總的來看，目前的計(jì)算方法已能滿足尖前緣一體化高溫?zé)峁軉?dòng)性能的工程分析需求，對(duì)尖前緣高溫?zé)峁茉O(shè)計(jì)啟動(dòng)性能評(píng)估具有重要意義。

3.3 尖前緣一體化熱管啟動(dòng)性能影響因素分析

在實(shí)際工程應(yīng)用條件下，高溫?zé)峁艿难杆賳?dòng)對(duì)于飛行器前緣駐點(diǎn)部位的防熱非常重要，過長(zhǎng)的啟動(dòng)時(shí)間可能導(dǎo)致前緣駐點(diǎn)部位因高溫發(fā)生破壞。為了分析尖前緣一體化熱管啟動(dòng)特性的影響因素，針對(duì)某尖前緣一體化高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)在如圖2(a)所示氣動(dòng)加熱環(huán)境下的啟動(dòng)性能進(jìn)行計(jì)算分析。

圖8為計(jì)算得到的熱管總長(zhǎng)L_hp、殼體厚度Thick_s、鈉工質(zhì)充裝質(zhì)量Mass_Na以及熱管初始溫度Tini對(duì)熱管啟動(dòng)時(shí)間的影響規(guī)律，其中橫坐標(biāo)為熱管啟動(dòng)時(shí)間。

圖8 熱管啟動(dòng)時(shí)間影響因素Fig.8 Influencing factors for heat pipe startup

可以看出，減小熱管總長(zhǎng)、減小殼體厚度、減小工質(zhì)充裝量或者提高初始使用溫度均有利于熱管的快速啟動(dòng)。因此在尖前緣高溫?zé)峁艿脑O(shè)計(jì)過程中，根據(jù)熱管的實(shí)際使用環(huán)境及工程設(shè)計(jì)需求，在結(jié)構(gòu)尺寸、強(qiáng)度及防熱性能等設(shè)計(jì)要素均滿足要求的前提下，結(jié)合本文建立的熱管啟動(dòng)性能工程計(jì)算方法，通過優(yōu)化熱管結(jié)構(gòu)參數(shù)或者對(duì)熱管進(jìn)行預(yù)熱等方法可有效縮短熱管的啟動(dòng)時(shí)間。

4 結(jié)論

本文建立了一種適合用于飛行器尖前緣不規(guī)則外形一體化高溫?zé)峁茉跉鈩?dòng)加熱環(huán)境下啟動(dòng)性能的工程計(jì)算方法;使用試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)計(jì)算方法進(jìn)行了驗(yàn)證。通過研究表明，尖前緣一體化高溫?zé)峁軉?dòng)后等溫性能良好，計(jì)算方法能夠較好模擬尖前緣不規(guī)則外形高溫?zé)峁軉?dòng)過程，通過調(diào)整熱管結(jié)構(gòu)參數(shù)或使用環(huán)境可進(jìn)一步縮短熱管啟動(dòng)時(shí)間。

但需指出的是，飛行器尖前緣高溫?zé)峁茉跉鈩?dòng)加熱環(huán)境下的啟動(dòng)過程是一個(gè)多種傳熱傳質(zhì)因素相互耦合的復(fù)雜過程。本文建立的工程計(jì)算方法適用于對(duì)飛行器尖前緣整體式熱管啟動(dòng)性能的快速預(yù)測(cè)和前期設(shè)計(jì)評(píng)估，但未針對(duì)高溫?zé)峁艿膫鳠針O限［15］和內(nèi)部液態(tài)工質(zhì)的流動(dòng)過程進(jìn)行深入分析，這些因素對(duì)尖前緣高溫?zé)峁軉?dòng)性能可能產(chǎn)生的影響還有待進(jìn)一步研究確認(rèn)。

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Calculation investigation of high-tem perature heat pipe startup of sharp leading edge

Deng Daiying，Chen Siyuan*，Ai Bangcheng，Qu Wei，Yu Jijun
(China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China)

In order to design high-temperature heat pipe of sharp leading edge and forecast its startup characteristic，an engineering method to analyze the startup performance of high-temperature heat pipe for sharp leading edge was established based on the flat-front startup model for high-temperature heat pipe with alkali metal medium，which dividecompute nodesaccording to the heating environment distributed characteristics of sharp leading edge，and calculate the temperature distribution and flat-front position of heat pipein accordance with the the basic theory of heat pipes and local energy conservation principle.The startup test results of an evenly heated cylindrical heat pipe and an integrated sharp leading edge heat pipe were used to verify thismethod.Thestartup performance of an integrated sharp leading edge heat pipe under aero-heating environmentwas calculated，and methods for reducing the heat pipe startup time were acquired according to the calculation results，which indicated that the isothermal characteristic of high-temperature heat pipe for sharp leading edge is very good，rational design of changing the total length，the thickness of the shell，the mass of inner alkali metal and the initial usage temperature of the heat pipe may reduce its startup time.

sharp leading edge;high-temperature heat pipe;startup performance

V414.9

A

10.7638/kqdlxxb-2014.0114

0258-1825(2016)05-0646-06

2015-01-10;

2015-03-10

鄧代英(1986-)，男，工程師，從事氣動(dòng)熱防護(hù)及防熱機(jī)理研究工作.E-mail:ddywork@163.com

陳思員*(1984-)，男，高級(jí)工程師，從事氣動(dòng)熱防護(hù)及防熱設(shè)計(jì)研究工作.E-mail:siyuanbuaa@163.com

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