適于飛行器閃蒸噴霧冷卻的工質(zhì)熱特性分析

鞏萌萌，王 瑾，劉 欣，楊 勇

（1. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076；2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

傳統(tǒng)航天器熱控系統(tǒng)采用單相流體回路或者熱管等熱控措施，都是在封閉回路內(nèi)進(jìn)行熱量的傳遞，最終通過輻射器將熱量排散出去[1,2]。但是在航天器某些任務(wù)階段，無法使用輻射器，或者輻射器發(fā)生故障時(shí)，飛行器艙內(nèi)儀器設(shè)備的熱量無法排散，尤其是一些瞬時(shí)大功率設(shè)備溫度會(huì)急劇升高，目前國(guó)內(nèi)外主要利用結(jié)構(gòu)熱容，或者采用相變蓄熱技術(shù)進(jìn)行冷卻[3]。尤其是飛行器在高速飛行時(shí)，飛行器要經(jīng)歷巨大的環(huán)境溫度變化，雖然有效的熱防護(hù)系統(tǒng)能夠保證飛行器的結(jié)構(gòu)不受外部熱環(huán)境的損害，但是飛行器內(nèi)部熱環(huán)境也必須進(jìn)行合理的控制，保證內(nèi)部各子系統(tǒng)的工作溫度在合適范圍內(nèi)[4]。為滿足復(fù)雜的控制和大量有效載荷任務(wù)需求，電子設(shè)備的集成度越來越高，這直接導(dǎo)致大規(guī)模集成電路、超大規(guī)模集成電路在飛行器上的應(yīng)用。機(jī)載電子設(shè)備的發(fā)熱熱流密度也隨之越來越高，傳統(tǒng)的熱控技術(shù)已經(jīng)不能滿足需要，必須研究能夠充分適應(yīng)復(fù)雜熱環(huán)境及高熱流密度設(shè)備的高效熱控技術(shù)及熱控方案[5]。

閃蒸噴霧冷卻作為一種高效散熱技術(shù)，可用于飛行器再入返回階段的熱控系統(tǒng)，閃蒸是液體過熱并快速揮發(fā)成蒸汽的過程[6]。在這一相變過程中，閃蒸會(huì)吸收大量的熱量。Pais 等[7]在極光滑的銅制熱表面上測(cè)得噴霧冷卻的熱流密度高達(dá)1250 W/cm2。由于閃蒸噴霧極佳的散熱特性，早在20 世紀(jì)70 年代，美國(guó)NASA就將閃蒸噴霧器作為軌道飛行器的熱沉。目前航天飛機(jī)所采用的閃蒸器系統(tǒng)排熱量可以達(dá)到38 kW。美國(guó)“獵戶座”計(jì)劃中，NASA 格倫中心為該計(jì)劃提出了3種可供選擇的蒸發(fā)冷卻技術(shù)，其中緊湊式閃蒸器具有結(jié)構(gòu)緊湊、換熱系數(shù)高、環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)等特點(diǎn)，具有廣泛的應(yīng)用前景。

眾多的國(guó)內(nèi)外研究人員通過數(shù)值模擬對(duì)噴霧冷卻過程進(jìn)行研究。梅國(guó)暉等[8]以池內(nèi)膜態(tài)沸騰為基礎(chǔ)，噴霧作為一種擾動(dòng)對(duì)池內(nèi)膜態(tài)沸騰的關(guān)系式進(jìn)行修整，從而得到噴霧冷卻膜態(tài)沸騰關(guān)系式；Stuart[9]建立了簡(jiǎn)單的噴霧冷卻單相對(duì)流換熱模型；然而對(duì)于整個(gè)閃蒸噴霧冷卻系統(tǒng)的設(shè)備以及參數(shù)的動(dòng)態(tài)研究卻相對(duì)較少，但閃蒸噴霧系統(tǒng)針對(duì)瞬時(shí)大功率設(shè)備的冷卻，必須考慮整個(gè)閃蒸噴霧系統(tǒng)的換熱特性，包括各個(gè)噴嘴霧化特性、表面強(qiáng)化散熱特性、飽和壓力的影響，以及它們之間參數(shù)的動(dòng)態(tài)特性。

從中國(guó)的研究現(xiàn)狀來看，只是對(duì)閉式噴霧冷卻系統(tǒng)回路進(jìn)行了原理樣機(jī)的研究，極限熱流密度只有300 W/cm2，與國(guó)外相關(guān)研究相比具有較大差距[10]，對(duì)閃蒸噴霧冷卻的應(yīng)用也主要集中在醫(yī)療、海水淡化、干燥、閃蒸射流推進(jìn)等領(lǐng)域。對(duì)于利用閃蒸噴霧冷卻進(jìn)行飛行器熱控的研究幾乎還沒有開展，導(dǎo)致其換熱機(jī)理的研究滯后。

鑒于閃蒸噴霧冷卻在電子散熱和航天器熱控發(fā)展中的迫切需求，為促進(jìn)閃蒸噴霧冷卻進(jìn)一步的科學(xué)研究與工程應(yīng)用，增強(qiáng)對(duì)閃蒸噴霧冷卻換熱機(jī)理的理解，本文對(duì)不同種類閃蒸噴霧冷卻工質(zhì)的換熱特性進(jìn)行了對(duì)比分析研究。

1 閃蒸噴霧冷卻熱控系統(tǒng)

低壓環(huán)境中開式配置的噴霧冷卻也可稱為噴霧閃蒸。噴霧閃蒸與噴霧冷卻原理相同，不同的是噴霧閃蒸在低壓環(huán)境中進(jìn)行，用相同的液體作為冷卻劑時(shí)，噴霧閃蒸的蒸發(fā)溫度比噴霧冷卻低，蒸發(fā)速度也更快，且由于噴霧閃蒸采用開式配置，系統(tǒng)不需要冷凝器。

圖1 為航天器閃蒸噴霧冷卻流體回路熱控系統(tǒng)典型結(jié)構(gòu)配置，采用壓力式噴嘴進(jìn)行霧化。主要由儲(chǔ)液器、閥門、噴嘴、發(fā)熱面組成，其工作流程為：儲(chǔ)液器內(nèi)的高壓冷卻工質(zhì)，經(jīng)過閥門的開度加壓輸送至噴嘴，經(jīng)噴嘴閃蒸霧化后，冷卻液噴射在熱源表面上；冷卻液在熱源表面吸熱，隨后以蒸汽的形式排入周圍環(huán)境。

圖1 閃蒸噴霧冷卻流體回路熱控系統(tǒng)原理Fig.1 Flash Spray Cooling Fluid Loop Thermal Control System Schematics

圖2 為開式閃蒸噴霧冷卻原理，主要包括：噴嘴和換熱器。液體工質(zhì)經(jīng)過噴嘴后霧化，由于工質(zhì)所處壓力迅速降低，液滴表面發(fā)生閃蒸，液滴溫度迅速降低，形成高速的極微小液滴。液滴擊打在加熱表面上，并與之進(jìn)行換熱。液滴擊打表面后，一部分附著在加熱表面上形成液膜，其余的與表面碰撞后彈開。液膜處在真空中，因此液膜表面會(huì)發(fā)生閃蒸，液膜表面蒸發(fā)掉一部分并吸收大量的熱，使剩余液膜溫度降低。剩余液膜沖刷表面，并與表面換熱。在表面過熱的情況下，液膜中將會(huì)出現(xiàn)沸騰氣泡。其中，一種沸騰氣泡的成核中心出現(xiàn)在表面上，稱之為“表面成核氣泡”；另一種氣泡的成核中心是液滴進(jìn)入液膜時(shí)所攜帶的空氣微層，稱之為“二次成核氣泡”。隨著沸騰氣泡吸收熱量，氣泡的體積逐漸長(zhǎng)大。同時(shí)，氣泡受到浮力和液膜推動(dòng)力的共同作用，在液膜中運(yùn)動(dòng)，并最終離開液膜[11]。

圖2 開式閃蒸噴霧冷卻原理Fig.2 Flash Evaporator Spray Cooling Schematic Diagram

閃蒸噴霧冷卻的熱控特性主要反映在以下3 個(gè)重要性能指標(biāo)上：壁面溫度，臨界熱流密度，換熱系數(shù)。壁面溫度受熱控系統(tǒng)的綜合因素影響，直接影響換熱器的溫度水平，臨界熱流密度是閃蒸噴霧冷卻系統(tǒng)的最好熱流密度，該臨界值與工質(zhì)物性及流量相關(guān)，換熱系數(shù)是熱控系統(tǒng)的綜合性能指標(biāo)。

2 閃蒸噴霧冷卻系統(tǒng)數(shù)學(xué)建模

本文采用集總參數(shù)法建立開式噴霧冷卻系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型。在對(duì)熱控系統(tǒng)進(jìn)行仿真建模之前，先對(duì)系統(tǒng)做適當(dāng)簡(jiǎn)化假設(shè)：

a）整個(gè)系統(tǒng)絕熱；

b）噴霧腔內(nèi)，壓力與溫度分布均勻；

c）系統(tǒng)無泄漏，噴霧腔內(nèi)為純蒸汽；

d）霧化液滴到達(dá)受熱面之前溫度不變；

e）噴霧液滴到達(dá)受熱面后全部汽化為蒸汽。

圖3為發(fā)熱表面受閃蒸噴霧冷卻的傳熱方式示意。

圖3 發(fā)熱表面上的傳熱方式Fig.3 Heat Transfer on The Heating Surface

因此，描述噴霧冷卻系統(tǒng)中換熱的控制方程如下：

式中 Qin為發(fā)熱面的總散熱量。

鑒于閃蒸噴霧冷卻各種傳熱機(jī)制的復(fù)雜性，給噴霧冷卻數(shù)學(xué)建模帶來了一定的難度，目前沒有精確的換熱關(guān)系準(zhǔn)則可供選擇。國(guó)內(nèi)外對(duì)于其研究主要利用經(jīng)驗(yàn)擬合公式進(jìn)行仿真計(jì)算，其中比較精確的是Milan Visaria 等[12]在所獲實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，總結(jié)得出的關(guān)于噴霧冷卻換熱熱流密度的實(shí)驗(yàn)關(guān)聯(lián)式：

式中 q，ρv，ρl分別為噴霧換熱熱流密度、飽和蒸汽的密度和液體工質(zhì)的密度；hfg為汽化潛熱；Tsp，Tre分別為受熱面溫度和噴嘴入口流體溫度； cp,l，μl，σ分別為液體工質(zhì)的定壓比熱、粘性系數(shù)和表面張力；d32為噴霧液滴索特直徑（SMD 直徑），通過式（3）計(jì)算可得；V 為單位噴霧面積的體積流量，通過式（4）計(jì)算可得。

式中 d0為噴霧的入口直徑； ΔP 為液體流經(jīng)噴嘴時(shí)的壓力損失。

式中 m 為噴霧液體質(zhì)量流量；Asp為噴霧液體在受熱面上的覆蓋面積。

式中nζ 為噴嘴能量損失系數(shù)；VG 為噴嘴入口體積流量，該值可通過式（6）計(jì)算得到：

通過將式（3）～（6）代入式（2）可計(jì)算出受熱面的溫度水平：

式中fμ 為工質(zhì)粘性系數(shù)； cp為工質(zhì)定壓比熱。

從而可以計(jì)算出開式噴霧冷卻系統(tǒng)的換熱系數(shù)：

式中 hfes為開式噴霧冷卻換熱系數(shù)；Tsat為受熱面蒸汽飽和溫度。

3 不同工質(zhì)熱控特性對(duì)比分析

冷卻工質(zhì)是閃蒸噴霧冷卻的傳熱載體，因此工質(zhì)的選擇對(duì)閃蒸器的設(shè)計(jì)具有特別重要的意義。根據(jù)閃蒸噴霧的使用要求，噴霧工質(zhì)除了要具有較高的傳熱能力，還應(yīng)該具有電絕緣性、無腐蝕性等特點(diǎn)。另外，基于儀器設(shè)備本身的溫度限制，冷卻液的飽和溫度要低；但是過大壁面過熱度會(huì)產(chǎn)生表面熱應(yīng)力，嚴(yán)重時(shí)會(huì)損壞器件，冷卻劑飽和溫度又不宜過低[13]。要求具有較低的凝固點(diǎn)，在低溫工況時(shí)不發(fā)生凍結(jié)；沸點(diǎn)應(yīng)盡量高，至少應(yīng)高于室溫，以確保維持液相所需要的工作壓力低，便于地面工作時(shí)操作。此外，還需從以下幾個(gè)方面進(jìn)行考慮：

a）無毒，無味，不爆炸，不燃燒，安全性好；

b）無腐蝕，在使用溫度范圍內(nèi)與常用空間材料鋁、不銹鋼、鈦等材料相容性好；

c） 密度小，減輕質(zhì)量；

d）汽化潛熱高，確保兩相換熱占據(jù)主導(dǎo)地位，減小噴霧流量；

e）粘度低，減小噴嘴局部壓力損失。

利用前面描述的閃蒸噴霧冷卻數(shù)學(xué)模型，分析閃蒸噴霧冷卻換熱特性，用閃蒸噴霧冷卻曲線和換熱系數(shù)來表示。通過對(duì)比不同冷卻工質(zhì)的換熱特性，分析研究冷卻工質(zhì)物性參數(shù)對(duì)閃蒸噴霧冷卻換熱效果的影響，為航天器閃蒸噴霧冷卻的工質(zhì)選型提供理論基礎(chǔ)。

3.1 仿真對(duì)象參數(shù)設(shè)置

工質(zhì)物性參數(shù)對(duì)閃蒸噴霧冷卻的影響較大，目前以FC-72（3M 公司出品的一種氟化液冷卻工質(zhì)）為代表的一類工質(zhì)在閃蒸噴霧冷卻方面得到了廣泛的研究。本文選擇水、甲醇、乙醇、FC-72、PF-5052（3M公司出品的另一種氟化液冷卻工質(zhì)）幾種常用冷卻劑作為閃蒸噴霧工質(zhì)，表1 列出了它們的熱物性參數(shù)。

表1 不同冷卻工質(zhì)的熱物性參數(shù)Tab.1 Thermophysical Properties of Different Fluids

閃蒸噴霧冷卻系統(tǒng)的幾何參數(shù)設(shè)定如表2 所示。系統(tǒng)的運(yùn)行原理如下：首先高壓液體在機(jī)械泵壓頭的作用下被驅(qū)動(dòng)到一個(gè)2×2 的噴嘴整列，高壓液體瞬間被噴射到低壓環(huán)境中，由于壓力迅速降低，液體發(fā)生閃蒸霧化，形成高速的極微小液滴。液滴擊打在加熱表面上，并與之進(jìn)行換熱，通過蒸發(fā)汽化不斷將熱量帶走。

表2 閃蒸噴霧冷卻系統(tǒng)幾何參數(shù)Tab.2 Flash Evaporator Spray Cooling System Geometrical Parameter

3.2 仿真及結(jié)果分析

圖4～7 為飛行器儀器設(shè)備發(fā)熱功率在0～500 W 范圍內(nèi)變化時(shí)，選用不同種類冷卻工質(zhì)時(shí)，系統(tǒng)根據(jù)能量守恒自動(dòng)調(diào)節(jié)噴霧流量后，系統(tǒng)噴嘴壓降、被冷卻表面溫度和換熱系數(shù)的比較。

a）霧化特性：圖4 和圖5 分別給出了系統(tǒng)噴霧壓降和直徑隨受熱面加熱功率的變化關(guān)系。通過對(duì)比圖4和圖5 可以發(fā)現(xiàn)，隨著受熱面加熱功率的增大，噴霧流量增大后，噴嘴壓力損失增大，同時(shí)噴霧液滴索特直徑變小。但是對(duì)不同的工質(zhì)變化速率也有所不同。

圖4 噴嘴壓降隨加熱功率的變化Fig.4 Nozzle Pressure Drop with Heating Power

從圖4 中可以看出甲醇的壓降最大，變化速率也最高，而水的壓降最小，并且?guī)缀鯖]有變化，這時(shí)由于水的液體密度遠(yuǎn)大于甲醇，導(dǎo)致甲醇噴霧體積流量變化幅度更大，而噴嘴壓降又和噴嘴體積流量直接相關(guān)。從圖5 中可以看出，水的霧化液滴直徑最大，而FC-72 的液滴直徑最小，這是由于FC-72 的工質(zhì)的表面張力比水小，并且FC-72 的入口流速更大，所以FC-72 工質(zhì)在噴嘴出口液體破碎的霧化的更加充分，最終導(dǎo)致了FC-72 工質(zhì)的霧化液滴直徑更小。

圖5 噴霧液滴直徑隨加熱功率的變化Fig.5 Spray Droplet Diameter Changes with Heating Power

b）表面溫度：圖6 給出了受熱面溫度隨加熱功率的變化關(guān)系，通過對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)采用水作為工質(zhì)時(shí)，受熱面溫度最高，當(dāng)采用FC-72 時(shí)，受熱表面溫度最低，這是由于FC-72 的蒸汽飽和溫度遠(yuǎn)小于水所造成。此外，雖然PF-5052 工質(zhì)的飽和溫度低于FC-72，但是其表面溫度卻更高，由換熱機(jī)理分析可知由于FC-72較低的運(yùn)動(dòng)粘度，導(dǎo)致其霧化液滴直徑更小，液滴自身的閃蒸換熱效果更加明顯，導(dǎo)致受熱面溫度更低。工質(zhì)乙醇的表面溫度與水最接近，雖然乙醇的蒸汽飽和溫度遠(yuǎn)小于水，但是由于其汽化潛熱較小抵消了飽和溫度較低的優(yōu)勢(shì)，使得兩者表面溫度接近。

圖6 受熱面溫度隨加熱功率的變化Fig.6 Temperture of Heating Surface Changes with Heating Power

c）換熱系數(shù)：圖7 給出了系統(tǒng)換熱系數(shù)隨受熱面加熱功率的變化關(guān)系，通過對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)以水作為工質(zhì)時(shí)系統(tǒng)的換熱系數(shù)最高，其次為乙醇和甲醇，F(xiàn)C-72和PF-5052 的換熱系數(shù)最低。由系統(tǒng)換熱系數(shù)定義可知換熱系數(shù)與工質(zhì)蒸汽飽和溫度及受熱面溫度決定，由于水的飽和溫度與受熱面溫度差別最小導(dǎo)致其換熱系數(shù)最高，F(xiàn)C-72 和PF-5052 的飽和溫度與受熱面溫度差別最大，故其換熱系數(shù)最小。

圖7 系統(tǒng)熱交換系數(shù)隨加熱功率的變化Fig.7 Thermal Transfer Coefficient Changes with Heating Power

4 結(jié) 論

針對(duì)飛行器狹小空間高熱流密度散熱難題，研究了一種閃蒸噴霧冷卻系統(tǒng)，根據(jù)噴霧裝置的熱控?zé)嵝?，提出將閃蒸器應(yīng)用于飛行器的熱控技術(shù)。并通過對(duì)閃蒸噴霧冷卻系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)學(xué)建模，分析了不同冷卻工質(zhì)應(yīng)用于閃蒸噴霧冷卻時(shí)的熱控特性。通過分析對(duì)比，當(dāng)熱源面積為10 mm×10 mm，發(fā)熱功率為500 W，噴霧高度為8 mm 時(shí)，發(fā)現(xiàn)工質(zhì)為水和FC-72 時(shí)的綜合熱控特性更佳。其中，水的密度小，導(dǎo)熱性好，沸點(diǎn)高，但其主要缺點(diǎn)是換熱溫度高；FC-72 密度大、換熱效率高，但其主要缺點(diǎn)是質(zhì)量流量高。對(duì)于飛行器瞬時(shí)高功率設(shè)備的冷卻而言，可選用水作為噴霧閃蒸冷卻工質(zhì)。如飛行器對(duì)控溫精度有更高的要求，可以選擇FC-72 作為冷卻工質(zhì)。通過本研究工作為將閃蒸噴霧冷卻技術(shù)應(yīng)用飛行器狹小空間高熱流密度散熱提供了設(shè)計(jì)依據(jù)。