航空发动机进气道支板防冰环路热管：实验研究与可行性分析

《International Communications in Heat and Mass Transfer》：Loop heat pipe for anti-icing of aero-engine inlet strut: An experimental study and feasibility analysis

　　

•设计并制造了一种以航空发动机进气道支板作为冷凝器的环路热管（LHP）装置。
•在50–130 W的热负荷范围内实现了成功启动，且蒸发器温度无明显过冲现象。
•当冷凝器处于非水平姿态时，出现了明显的温度振荡。
•该LHP对热负荷阶跃变化表现出良好的响应特性。
•该LHP在航空发动机进气道支板未来的防冰应用中展现出巨大潜力。

**引言**

航空发动机是民用或军用飞机的核心动力设备，其在长期运行期间的可靠性和稳定性对于飞行安全至关重要[1]-[4]。当飞机在含有过冷水滴的低温空气中飞行时，航空发动机进气道支板极易受环境条件影响，可能导致严重的表面积冰[5]-[8]。进气道支板表面的积冰会对进气道结构和流场产生不利影响。在某些情况下，冰体甚至可能因气流剪切作用而从支板上脱落，对高速旋转的叶片造成机械损伤，从而对航空发动机的可靠性和飞行安全构成严重威胁[9]、[10]。统计数据显示，冰相关事故给航空业带来了显著的安全威胁和巨大的经济损失，使得航空发动机进气道支板的防冰研究成为全球研究人员特别关注的重点领域[11]-[14]。

为保证飞行安全，业界普遍认为必须对航空发动机进气道支板采取有效的防冰措施。目前飞机的防冰/除冰措施包括各种系统，其中最常见的是热气防冰系统和电热除冰系统[15]-[17]。表1总结了主要的防冰/除冰方法及其特点[18]-[22]。对于热气防冰系统，它直接抽取发动机压缩机的高温高压空气，通过复杂的管路网络对防冰表面进行加热，使其温度始终保持在零度以上。该系统表现出良好的可靠性，但能耗较高且系统重量较大。电热除冰系统通过周期性的电-热能量转换工作，能耗和系统重量适中，通常用于除冰要求严格的区域，并且在实际应用中表现出较高的可靠性。而对于液体防冰系统，则是在存在结冰风险的表面和其他结构件上喷涂防冰液。该方法能耗较低，重量随液体用量变化，可靠性适中。根据以上分析，各种方法在能耗、重量、适用性和可靠性方面各具特点。在实际应用中，应根据特定的防冰/除冰需求进行慎重选择。值得注意的是，当前的防冰技术均需要消耗相对较多的能量，且重量/体积较大，因此有必要探索更加高效的防冰技术，以实现节能和结构紧凑化。

环路热管（LHP）作为一种经过数十年发展的高级被动式传热装置，在航空航天热控[23]-[25]、工业废热回收[26]-[30]以及飞机防冰系统[31]-[36]等领域展现出巨大潜力。这得益于其在长距离传热、低热阻、大传热能力和灵活管路布置方面的优势。环路热管可在无外部功耗的情况下，将大量热量从热源高效地远距离输送到预定散热端。特别是在地面环境中的变姿态运行方面，双补偿腔环路热管（DCCLHP）已被开发并经过实验验证。通过在蒸发器两端各设置一个补偿腔（CC），DCCLHP能够始终保证至少一个补偿腔向蒸发器吸液芯提供充足的液体补充，从而在重力场中以任意姿态正常运行。通过这种创新设计，DCCLHP非常适合用于飞机防冰系统，可有效地将废热输送到远处有防冰需求的表面。与传统热气防冰系统相比，基于DCCLHP的防冰系统至少具有以下两个明显优势：第一，工质输送仅依靠毛细力驱动，无需消耗外部能量；第二，采用柔性小直径管路，可显著降低系统重量/体积。

迄今为止，已有不少研究人员对DCCLHP的工作特性进行了实验研究，充分验证了其在复杂环境条件下（如重力、高加速度或振动条件）变姿态运行的适用性。例如，Xie等[37]、[38]实验研究了DCCLHP在高达11 g加速度条件下的工作特性，揭示了加速度方向和大小对系统性能的影响规律。在低热负荷下，DCCLHP性能对加速度方向表现出极高的敏感性，而在高热负荷下则几乎不敏感。Xie等[39]对DCCLHP在加速度条件下的运行进行了可视化观察，发现了一些重要的物理现象，如补偿腔中的液滴飞溅和局部干烧现象，这些现象可能是加速度沿某些方向施加时运行温度升高的原因。Lv等[40]观察到，加载模式和加速度方向显著影响DCCLHP的温度振荡。在某些构型下，加速度可抑制温度振荡，而在其他构型下则表现出具有180°相位差的周期性全环振荡。Mohanraj等[41]研究了振动对DCCLHP运行的影响，发现DCCLHP能在不同姿态下有效处理低热负荷，在2.0 m距离内实现400 W的传热，且未出现显著的运行不稳定现象。该研究充分证明了DCCLHP在变重力条件下的可靠运行能力。Wang等[42]揭示，振动对DCCLHP运行的影响主要取决于热负荷和振动频率。在高热负荷下，热性能受影响最小，但在200 W热负荷下，低频振动会升高运行温度，而高频振动则略微降低运行温度。

除了上述关于DCCLHP在复杂环境条件下工作特性的基础研究外，还有关于DCCLHP在飞机机翼防冰系统中的应用研究。例如，Zhao等[43]设计并实验研究了一种基于DCCLHP的飞机机翼防冰系统，系统考察了DCCLHP的运行性能。该DCCLHP在实际飞行条件下（迎角（AOA）在-10°至5°范围内），热负荷为10–180 W时正常运行，并选择乙醇作为工质以避免零度以下的冻结风险。实验结果表明，非零迎角可能在DCCLHP启动过程中引发明显的温度振荡；而正迎角则可通过提高机翼表面温度来增强防冰效果。

基于上述文献综述和分析，可以发现DCCLHP可能是航空发动机进气道支板防冰系统的一个良好解决方案。通过在进气道支板的防冰系统中使用DCCLHP，可将液压系统或电子设备产生的废热高效地输送到进气道支板上，从而显著减轻防冰系统的重量，并消除对功耗的需求。然而，由于进气道支板的内部空间极其狭小，传统加工技术难以实现LHP冷凝器管路与进气道支板之间的高效热耦合。此外，在以往关于LHP的文献中，缺乏关于冷凝器倾角对LHP运行性能影响的实验研究。当冷凝器处于倾斜位置时，冷凝器管路中的液体将产生重力压差。特别是对于大直径冷凝器管路，倾斜的冷凝器更容易在管内形成显著的液/汽分层现象，严重干扰LHP的运行。这两个问题已成为将LHP技术应用于飞机防冰领域时需要解决的重要科学技术问题。

本研究针对进气道支板尺寸狭小的问题，提出了一种创新方法。利用3D打印技术，在进气道支板内部制造蛇形流道，并直接将进气道支板作为冷凝器使用，将其集成到DCCLHP系统中。这与传统的机翼防冰系统截然不同。同时，为了降低进气道支板内部工质的流动阻力并最大化防冰效果，设计了变直径的蛇形流道，以充分利用进气道支板的内部空间。根据实验结果，当冷凝器流道内径较大（最大为9.8 mm，多数大于4.0 mm）时，在不同姿态下（倾角从-90°到+90°）冷凝器的工作能力得到了实验验证。开展了大量关于DCCLHP工作特性的实验研究，主要包括启动特性和传热能力，并考察了冷凝器姿态的影响。得出了一些重要结论，并对在航空发动机进气道支板防冰系统中采用DCCLHP的可行性进行了分析。通过这种创新设计，可成功地将LHP技术应用于航空发动机进气道支板等超小尺寸结构的防冰系统中，为航空发动机进气道支板的无能耗防冰提供了可行的解决方案。

**章节摘要**

**支板冷凝器设计**

为实现DCCLHP冷凝器与航空发动机进气道支板之间的高效热耦合，本研究直接将进气道支板作为冷凝器使用，图1展示了以进气道支板为冷凝器的DCCLHP的三维结构。本文设计的进气道支板与真实航空发动机进气道支板的总体尺寸相同。进气道支板的构型和内部通道结构如图2所示。该进气道支板的冷凝管长度为1825 mm。

**不同热负荷下的启动**

启动性能在DCCLHP的工程应用中起着重要作用，因为成功启动是将DCCLHP应用于特定应用场景的前提条件。良好的启动性能意味着当热负荷施加到蒸发器上后，DCCLHP能够快速响应并逐渐达到稳态，且蒸发器温度无明显过冲。以往的研究表明，DCCLHP的启动性能与……密切相关。

**结论**

本工作中，设计了一种用于航空发动机进气道支板防冰的DCCLHP，其中进气道支板被直接用作冷凝器。在进气道支板内部制造了变直径的蛇形通道，以实现高效的热传递并显著降低蒸气流动的压力降。开展了大量关于DCCLHP工作特性的实验研究，主要包括启动特性及在……条件下的传热能力。

**CRediT作者贡献声明**

Xi Chen：撰写 – 初稿、方法论、调查研究。Yuandong Guo：监督指导、调查研究、概念构思。Yunfei Zhang：方法论、调查研究。Lizhan Bai：撰写 – 审阅与编辑、监督指导、方法论、调查研究。Haichuan Jin：监督指导、方法论。Kuiyuan Ma：方法论、调查研究。Guiping Lin：监督指导、资源提供、方法论。

**利益冲突声明**

作者声明，不存在可能影响本文所报告工作的已知竞争性财务利益或个人关系。

Xi Chen | Yuandong Guo | Yunfei Zhang | Lizhan Bai | Haichuan Jin | Kuiyuan Ma | Guiping Lin