激光载荷相变材料热控装置力学性能及升温特性研究

针对登月航天器激光载荷热控要求设计了一种采用十八烷作为相变材料的热控装置,使用ANSYS有限元分析软件对该装置的壳体进行了耐压强度分析,并搭建了实验装置,对该热控装置在振动条件以及真空热条件下的力学特性进行了实验研究.结果表明,在实验范围内,相变材料热控装置的壳体不会发生塑性形变和泄露.同时对其升温特性进行了实验研究,分别探讨了不同加热功率以及重力对相变材料升温特性的影响,实验结果表明,相变材料固液共存阶段比单相阶段的升温速率慢、历时长且吸收的热量多,同时,相变材料在发生相变时引起的自然对流对换热的整体效果影响可以忽略.     

150～170K乙烯环路热管实验研究

为满足光学系统的热控要求,对拟采用的环路热管(LHP)进行了包括不同安装姿态下的启动、热响应和稳态传热特性在内的实验研究,以乙烯为工质,采用孔径为30～50mm的铜粉烧结毛细芯.三种姿态分别为:整体水平(姿态A),蒸发器和补偿器与水平面倾斜45°且保持蒸发器在补偿器上方(姿态B),以及蒸发器和补偿器与水平面倾斜45°且保持补偿器在蒸发器之上(姿态C).研究结果表明:LHP在三种姿态下均可在无次环路辅助的条件下实现超临界启动,但在姿态C下为逆向启动;姿态C下的LHP热响应速度快于姿态A和B;姿态C下LHP为逆向运行且温度出现反复波动,波动的幅度随热负荷变大而减小;姿态A和B下的LHP能正常运行,虽然传热温差随热负荷变化趋势不同,但是在10 W和20 W热负荷下运行的传热温差均小于15 K,能够满足应用需求.     

多蒸发器低温回路热管的启动特性

空间探测技术迅速发展,传统的点对点传热方式不再满足多阵列、大面阵结构探测器的散热需求.本研究通过将3个蒸发器以气耦合的方式并联,设计加工了一种用于多点热源散热的多蒸发器低温回路热管(multi-evaporator loop heat pipe, MeLHP),并进行了样机的启动特性实验研究.实验分别通过与单蒸发器回路热管的比较、不同加热方式的比较以及不同充液率的比较,多方面地探究了MeLHP在降温、启动过程中的特性.实验发现,在保证样机在170 K稳定运行的前提下, MeLHP各个支路均与单蒸发器回路热管的启动特性保持高一致性; MeLHP在单蒸发器加热和多蒸发器共同加热的条件下均能启动,单蒸发器加热过程中未加负载的蒸发器在气耦合作用下分享热量保持各蒸发器温度一致,保证三蒸发器的同时启动;工质的初始分配状态会造成降温过程中各蒸发器温度的差异,气耦合的热交换作用调节了各回路温度的一致性,有效抑制了初始状态对温度的影响;考虑了不同充液率的影响,考察了充液率分别为0.6和0.7条件下的启动特性,发现0.7充液率下MeLHP的启动特性能更好地与0.6充液率条件下的单蒸发器回路热管相一致.实验验证了气耦合并联形式下设计的多蒸发器回路热管的启动可行性以及降温规律,对MeLHP的推广应用有重要意义.