题目：环路热管两相传热技术的理论和实验研究

随着空间技术的飞速发展和人类进一步探索太空的需要，尤其是大功率卫星、载人飞船、空间平台以及空间站等大型复杂航天器的出现，航天器热控系统面临着大传热能力、高温度均匀性、高控温精度、微小型和模块化等新的挑战和要求。近十几年来，能满足上述发展需求的环路热管两相传热技术在国际上得到了迅速发展。本文开展了关于环路热管稳态、动态运行特性以及应用方面的实验和理论研究工作。通过实验对环路热管的传热机理和稳态运行特性进行了研究，分析了蒸发器和储液器的方位、反重力工作高度、热沉温度等对稳态运行和温控特性的影响。首次观察到了储液器被液体充满后冷凝器有效冷凝面积会随着热载荷增大反而减小的现象，得出了“固定热导区”储液器内液体体积变化会引起环路热管热导变化的结论。首次发现：在重力辅助姿态下环路热管存在两种运行模式，即“重力热管工作模式”和“毛细力和重力共同驱动模式”，并应用微型重力热管中的液桥理论对两种工作模式的转换进行了分析。首次观察到了环路热管在重力辅助姿态下的自动运行现象。首次建立了能反映储液器内液体膨胀引起冷凝器有效冷凝面积减小特性的固定热导区稳态数学模型，并对传统模型中的蒸发器向储液器漏热项进行了修正。考虑储液器内液体体积膨胀的影响，利用建立的稳态数学模型分析了环路热管的阻力分布、热沉温度、环境温度、外回路附加阻力以及液体回流管线边界条件等对工作温度的影响。对毛细芯内的传热和流动过程进行了仿真，分析了肋槽比、肋槽宽度和毛细芯厚度对毛细芯传热流动及其性能的影响。这些分析进一步揭示了环路热管的稳态运行特性。为解决困扰环路热管工程应用的启动问题，对环路热管的启动特性进行了较为全面的实验研究，提出采用启动时间、液体过热度和启动温升三个参数评价启动性能的方法，研究了蒸发器内气液分布、启动热载荷、热沉温度、反重力高度、蒸发器和储液器方位等对启动的影响。首次建立了环路热管启动过程的动态模型，利用该模型分析了蒸发器和储液器内气液分布、启动热载荷、仪器设备热容和储液器热容、储液器边界条件以及毛细芯厚度和导热系数对启动过程的影响。根据实验和建模分析结论，对蒸发器辅助加热和热电制冷器冷却储液器这两种主动辅助启动方式进行实验研究的同时提出了一种完全被动的辅助启动措施，即采用相变材料控制储液器温度在相变点附近，以便形成所需的液体过热度。对这三种辅助启动方式的效果进行了验证和比较。启动特性实验研究的结果表明，四种气液分布的启动形式本身对稳态运行没有影响，但是蒸气槽道充满液体的启动方式容易导致芯内蒸发，进而引起稳态运行温度偏高。实验还发现，启动过程中引起储液器温度变化的原因有两个：一是蒸发器向储液器的漏热，二是回路压力增大后传递到储液器，储液器内部分蒸气工质冷凝放出热量。实验和仿真结果均表明：解决启动问题的关键在于采取措施促进蒸气槽道内液体和储液器内蒸气温度差的形成。而三种辅助启动措施均能有效的降低启动温升，减少启动时间，可以成功的解决启动问题。通过实验研究了环路热管在启动、运行、卸载和停机过程中出现的一系列不稳定现象，包括芯内蒸发、温度波动、倒流和温度迟滞现象。实验发现，当蒸发器充满液体时，小热载荷下启动工质容易在芯内蒸发，并伴随着储液器温度阶梯上升、温度波动以及倒流等现象，温度波动不但会出现在冷凝器出口，也会出现在冷凝器入口，这些现象会导致环路热管的稳态工作温度偏高。针对重力场中的应用背景，设计并加工了一套双储液器环路热管，给出了通过储液器体积和工质充装量的匹配设计来避免最难启动的气液分布情形出现的方法。实验结果表明，双储液器环路热管在重力场中运行不受蒸发器和储液器方位的限制，但其控温规律和运行特性有别于单储液器环路热管。在可变热导区的一定的热载荷范围内，双储液器环路热管在不同姿态下稳态运行温度并不相同。针对空间环境的应用背景，对基于环路热管的可展开式辐射器进行了研究。给出了综合考虑质量和体积因素的辐射器优化设计方法。通过热真空实验验证了系统的工作可行性，研究了系统的传热热阻分布、启动特性、主动控温特性和外热流对系统运行的影响。实验结果表明：采用两套互为备份环路热管的系统在小热载荷下存在启动和运行干扰的问题。外热流不会破坏环路热管的运行和控温特性，外热流只会减小辐射器系统的最大传热能力和环路热管的主动控温热载荷区域。当主动控温的输入信号为储液器上温度时，只能实现蒸发器的温度控制而不是热源的温度控制。本文针对环路热管启动特性及其辅助措施的研究解决了其在空间应用中所面临的最关键问题。针对不稳定性的分析提出了环路热管的可靠性问题，并给出了解决措施的建议。针对双储液器环路热管的应用研究展现了其在航空领域的应用前景。针对基于环路热管可展开式辐射器的应用研究验证了其解决大功率航天器热排散问题的可行性。