基于歧管式微通道和相变材料双潜热热沉的热管理系统

技术领域

本发明涉及飞行器综合热管理技术领域，具体涉及一种基于歧管式微通道和相变材料双潜热热沉的热管理系统。

背景技术

未来的航空航天技术涉及释放高脉冲废热的热负载，如战术和作战飞机上的高功率微波和激光武器等，这些负载会在短脉冲中释放非常高的废热。以激光武器为例，激光武器功率一般在10

从现有资料来看，在众多脉冲式高功率负载热管理系统结构方案中，包含储热子系统是其共同特点，考虑到脉冲式高功率负载具有不连续工作的特点，因此可以采用储热装置以减小瞬时热载荷对系统造成的热冲击。

对于传统的采用相变材料的储热系统的热管理系统来说，存在的不足主要体现在以下2个方面：(1)大多数可用的相变材料的传热是通过热传导进行的，并且热扩散系数较低。散热器不能迅速吸收热源的热量，将导致热源材料温度迅速上升，最终停止工作。(2)对于实时散热的热管理系统设计，比如只采用喷雾冷却等气液两相沸腾换热技术进行实时散热，虽然可以实现快速吸热，但由于大量的热量需要散出，会导致冷凝器过大，限制了其在飞机平台上的应用。

发明内容

鉴于上述问题，本发明提供了一种基于歧管式微通道和相变材料双潜热热沉的热管理系统，解决了现有技术中热管理系统热源散热速度低的问题。

本发明提供了一种基于歧管式微通道和相变材料双潜热热沉的热管理系统，包括歧管式微通道热沉、相变储热装置、燃油换热器、油箱系统、热负载和燃油主泵；

所述歧管式微通道热沉的出口与相变储热装置的热流体入口连接，相变储热装置的热流体出口与歧管式微通道热沉的入口连接，形成两相回路；

所述相变储热装置的冷流体出口与燃油换热器热流体入口连接，燃油换热器的热流体出口与所述相变储热装置的冷流体入口连接，形成液冷循环回路；

所述油箱系统包括中心供油箱和输油箱，所述中心供油箱分别与输油箱和所述燃油换热器冷流体入口连接，所述燃油换热器冷流体出口分别与热负载和输油箱连接，热负载与燃油主泵连接。

优选地，系统还包括与燃油主泵连接的燃烧室，所述燃烧室包括：主燃烧室和加力燃烧室；

所述热负载包括：环控系统热负载、机电系统热负载和液压系统热负载；

所述两相回路内的换热工质为氨，所述液冷循环回路内的换热工质为燃油或空气。

优选地，所述歧管式微通道热沉包括基板，所述基板与热源接触，所述基板设有圆形通孔入口、圆形通孔出口、多条平行微通道以及分流结构；

所述分流结构覆盖在所述多条平行微通道上，且具有S型结构，经由所述S型结构阻隔，形成与圆形通孔入口连接的多条平行的歧管通道和与圆形通孔出口连接的多条平行的歧管通道。

优选地，所述多条平行微通道为45条平行微通道；所述与圆形通孔入口连接的多条平行的歧管通道数量为9条；所述与圆形通孔出口连接的多条平行的歧管通道数量为10条；所述歧管式微通道热沉的几何参数包括：出入口直径d

优选地，所述两相回路内的换热工质，经过所述与入口连接的多条平行的歧管通道进入微通道，在沿微通道流动一段距离后，经过与出口连接的多条平行的歧管通道到达出口。

优选地，所述相变储热装置的热流体的出入口由多个在平面内多次弯折的管路连接，分别形成多个热流体层；所述相变储热装置的冷流体的出入口由多个在平面内多次弯折的管路连接，分别形成多个冷流体层；所述多个热流体层和多个冷流体层互相交叠，所述多个热流体层和多个冷流体层之间设有相变材料。

优选地，所述多个热流体层的数量为4层，多个冷流体层的数量为3层，所述相变储热装置设有8层相变材料；

所述相变储热装置的几何参数包括：出入口直径d

优选地，所述相变材料为石蜡-石墨复合相变材料；热负载脉冲峰值时期，热流体将热量传递给相变材料，相变材料融化储热，热负载脉冲谷值时期，相变材料凝固放热，将热量传递给冷流体。

优选地，所述中心供油箱从输油箱接收燃料，保持中心供油箱总是满油状态，燃油由中心供油箱泵出，所述燃油作为热沉依次吸收来自所述燃油换热器、所述热负载的热量，一部分燃油经过燃油换热器冷却后，回到所述输油箱，另外一部分燃油在燃烧室中燃烧。

与现有技术相比，本发明至少具有如下有益效果：

(1)本发明面向给定的脉冲式高功率热负载，通过双潜热热沉综合热管理系统设计，能够实现对于高脉冲热负载的“热缓冲”的效果，具有工程实用价值和理论意义。

(2)本发明融合了微通道快速吸热和相变材料储热的特点，可以实现快速散热能力。利用了气液相变相较于固体相变材料换热系数更大，吸热速度更快，有利于迅速吸收热源热量的特点，并且使用相变材料作为最终热沉，利用相变材料高潜热的特点，使整个系统结构更紧凑。

(3)本发明的双潜热热沉综合热管理系统，基于歧管式微通道和相变储热装置，降低了中央供油箱平均燃油温度，延迟了峰值温度到来时间，充分发挥了气液相变的快速吸热特性和相变材料的储热特性。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制。

图1为本发明实施例提供的基于歧管式微通道和相变材料双潜热热沉的热管理系统示意图；

图2为本发明实施例提供的歧管式微通道结构示意图；

图3为本发明实施例提供的相变储热装置结构和热流体结构示意图；

图4为本发明实施例提供的热源功率与热源温度示意图；

图5为本发明实施例提供的相变材料的融化体积分数示意图；

图6为本发明实施例提供的多周期四种构型融化体积分数示意图；

图7为本发明实施例提供的飞行剖面示意图；

图8为本发明实施例提供的全飞行剖面燃油热沉温度示意图。

具体实施方式

为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。另外，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。

本发明的一个具体实施例，如图1所示，公开了一种基于歧管式微通道和相变材料双潜热热沉的热管理系统。

面向脉冲式高功率热负载，基于现有的换热工质和储热材料，对换热工质和储热材料进行了对比和选择，对于相变储热装置和微通道结构进行了设计。本发明设计的双潜热热沉系统主要由两部分构成，分别为微通道热沉快速吸热部分以及相变储热装置部分，热量从热源中导出，由液氨在微通道中经过气液相变带走，传入到相变储热装置中的相变材料中。

其中微通道热沉中的微通道结构采用的是歧管式微通道结构，常规的微通道结构面临制造工艺复杂、长期可靠性较差，压力损失大等问题，这些问题会导致设计的散热装置不够紧凑。歧管式微通道热沉，同时具备优秀的换热性能与较低的压降损失，能够使用复杂流道实现对歧管式微通道热沉的流动与换热性能强化。歧管式微通道热沉改变微通道区域上方的结构，附加了歧管分流器(Manifold Divider)。这一流道设计使得热沉内的流道周期重复性变强，原本的长直微通道被分段成短小弯折的微通道单元。歧管式微通道热沉与普通微通道热沉相比之下的优点如下：歧管式微通道进出口总压力损失大幅降低；歧管式微通道热沉的热阻更小；歧管式微通道热沉换热面的温度分布更均匀；歧管式微通道热沉易拓展。

如图2所示为本发明提供的歧管式微通道结构，歧管式微通道热沉具有圆形的入口区域和出口区域，在歧管式微通道热沉与热源接触区域蚀刻45条平行微通道。

本发明提供的歧管式微通道结构的工作方式为：将歧管式微通道热沉与热源表面直接接触，形成完整的沟道结构。过冷液体经过突然收缩进入微通道，然后撞击通道底部，并分成两条路径。在沿微通道流动一段距离后，由于歧管的布置，工作流体与相反的流体合并并向上移动。由于底壁上的高温而发生沸腾，导致工作流体在管汇出口处形成汽液混合，其中微通道中的换热工质为氨。氨的物理性质表如表1所示。

表1液氨物理性质表

本发明提供的歧管式微通道结构中，热源的尺寸为10mm×10mm，歧管式微通道的具体几何参数包括：出入口直径d

如图3所示为本发明提供的相变储热装置的结构，在冷流体与热流体之间插入一层相变材料，通过较大的换热面积以及较小的厚度提升相变材料的吸热速率。在脉冲峰值时，热流体将从热源吸收的大量废热传给相变材料，相变材料融化暂时存储大量废热，防止对系统产生的热冲击，脉冲谷值时再将热量从相变材料中逐渐散出，整体上起到抗热冲击的效果，在热流体层和冷流体层中插入肋片，提高换热效率。相变储热装置有两个圆形的出口区域。分别为热流体入口和冷流体入口。热流体层为四层，冷流体层为三层，各层之间呈“并联”的连接关系。热流体层与冷流体层之间有一层石蜡-石墨复合相变材料，整个相变储热装置共有8层相变材料层。石蜡-石墨复合相变材料的物理性质表如表2所示。

表2石蜡-石墨复合相变材料物理性质表

本发明提供的相变储热装置的工作方式为：相变换热器有两个入口，分别为热流体入口和冷流体入口。热流体从入口进入将热量传给相变材料，利用相变材料比热容高，储热密度大等优势将热量储能在相变材料中，脉冲谷值时，相变材料逐渐将热量散出到冷流体中，相变材料从液态变为固态，恢复储热能力，实现系统的抗热冲击能力。相变换热器中的热流体为液氨，冷流体为水，如果在飞机平台上使用也可以是燃油或空气。液氨作为汽化潜热第二高的换热工质，潜热非常大，且工作压力较高，沿程阻力损失对工作温度的影响很小。

相变储热装置的具体几何参数包括：出入口直径d

为验证歧管式微通道结构和相变储热装置的换热性能，本发明对歧管式微通道中的两相沸腾换热过程进行了瞬态研究。对于高功率的脉冲式热源，热源温度、热流密度如图4所示，仿真结果表明，热源的温度变化和工质的温度变化由于热惯性的影响，出现了变化滞后的现象，最终热源温度脉冲峰值时稳定在80℃左右，低脉冲时稳定在10℃左右。

本发明对相变储热装置进行了瞬态研究，得到了相变换热器融化-凝固过程的换热特性和系统参数。对于高功率脉冲热源的一个周期进行了仿真研究，一个周期内的脉冲热负载为800W/cm

对于相变换热器在高功率脉冲热源下的多个周期进行了仿真研究，多个周期内的热负载脉冲峰值均为800W/cm

将双潜热热沉系统集成到一个完整的飞机热管理系统中，针对完整任务包线下研究双潜热热沉系统的抗热冲击性能，完整任务包线如图7所示，表3展示了飞机典型任务剖面的性能。

表3飞机典型任务剖面的性能

本发明提供的基于歧管式微通道和相变材料双潜热热沉的综合热管理系统还包括油箱系统，油箱系统包括三个油箱，其中一个油箱为中心供油箱，其余两个油箱为输油箱。中心供油箱不断向发动机提供燃料的同时从输油箱接收燃料，因此供油本身总是满油状态。当燃油由供油箱泵出时，其作为热沉依次吸收来自其他系统的热量。受发动机燃油消耗和燃烧室温度的限制，一部分燃油在被冲压空气冷却后回到油箱，另一部分在燃烧室中燃烧。热负载1、2、3分别为来自环控系统、机电系统和液压系统的热量。

热管理系统作为一个热力学系统，主要关注飞机和发动机平台上所有的热载荷、任务剖面、可用的冷却工质和冷却介质，需要通过热力学过程分析确定相关参数以预测飞机热行为。在建立的热管理系统中，燃油是最终热沉，中央供油箱在整个燃油回路中具有最为复杂的流动和换热条件。因此，中央供油箱的平均燃油温度是需要预测的关键参数之一。

本发明对于整个飞行过程进行了系统仿真，验证了双潜热热沉系统的“热缓冲”特性。如图8所示是全飞行剖面燃油热沉温度变化图，由于热管理系统的工作，油箱内的平均燃油温度在11670s的飞行中从40℃增加到65℃。对于本发明提供的飞机热管理系统，飞机冷却所需的燃油流量超过了发动机的要求，燃油再循环系统会将多余的燃油返回油箱，从而提高了油箱内贮存燃油的温度。2000s时，飞机进入作战状态。随着高功率脉冲热负载的开启，热负荷显著增加。仿真结果表明基于双潜热热沉的综合热管理系统油箱内的燃油平均温度升高到68℃左右，相比较而言，脉冲式热负载对普通飞机热管理系统的热冲击使油箱内的燃油平均温度从50℃迅速上涨到75℃，基于双潜热热沉的综合热管理系统比普通飞机热管理系统油箱内的燃油平均温度降低了9％，除此之外，基于双潜热热沉的综合热管理系统油箱内的峰值温度的到来时间也比普通飞机热管理系统推迟250s，为一个脉冲峰值持续时间的8倍，而在之后的飞行过程中，逐渐将热量放出，仿真验证结果表明，双潜热热沉系统实现了“热缓冲”的效果，具有实用价值和理论意义。

本发明的具体实施方式虽然采用特定次序描绘了各动作或步骤，但是这应当理解为要求这样动作或步骤以所示出的特定次序或以顺序次序执行，或者要求所有图示的动作或步骤应被执行以取得期望的结果。在一定环境下，多任务和并行处理可能是有利的。同样地，虽然在上面论述中包含了若干具体实现细节，但是这些不应当被解释为对本公开的范围的限制。在单独的实施例的上下文中描述的某些特征还可以组合地实现在单个实现中。相反地，在单个实现的上下文中描述的各种特征也可以单独地或以任何合适的子组合的方式实现在多个实现中。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。