高速飛行翼面氣動熱疏導(dǎo)的層板式鈉工質(zhì)熱管建模研究.pdf

1、高超聲速飛行器在飛行過程會受到極其嚴(yán)重的氣動加熱，由此產(chǎn)生的高溫會降低飛行器的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，破壞結(jié)構(gòu)的氣動外形甚至直接將其燒毀。熱管疏導(dǎo)式防熱作為一種半被動式熱防護(hù)機(jī)制，它利用工質(zhì)的相變傳熱，將翼前緣高熱流區(qū)的熱量快速傳遞到大面積的低熱流區(qū)，借助翼面的低溫面散熱，將嚴(yán)酷的氣動熱以對流和輻射的方式釋放。
　　針對高超聲速飛行器典型飛行工況的疏導(dǎo)式防熱，分析論證了采用熱管結(jié)構(gòu)的可行性，并進(jìn)行了一體化層板式鈉工質(zhì)熱管的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。以層板式熱管

2、中的熱管單元為研究對象，對所設(shè)計(jì)的熱管結(jié)構(gòu)，推導(dǎo)了其工作極限方程和速度突變狀態(tài)下的毛細(xì)極限方程，并對熱管結(jié)構(gòu)受加速度影響的情況進(jìn)行了計(jì)算分析。為探索熱管結(jié)構(gòu)的疏導(dǎo)防熱機(jī)理，在合理簡化和假設(shè)的基礎(chǔ)上，建立了層板式熱管結(jié)構(gòu)內(nèi)部單元軸向流動與傳熱的物理模型和數(shù)學(xué)模型，采用四階Runge-Kutta法對模型進(jìn)行了求解，得到了常規(guī)熱量分布條件下熱管內(nèi)部鈉蒸氣壓力、流速等參數(shù)以及熱管壁面溫度沿?zé)峁茌S向的分布，計(jì)算的結(jié)果與文獻(xiàn)中實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的基本趨勢一致