基于機械泵控制的毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統仿真分析

王 瑾，鞏萌萌，李運澤，王 浚

（1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076；2.中國運載火箭技術研究院 研究發展中心，北京 100076；3.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191）

基于機械泵控制的毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統仿真分析

王 瑾1，鞏萌萌2，李運澤3，王 浚3

（1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076；2.中國運載火箭技術研究院 研究發展中心，北京 100076；3.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191）

文章分析用于空間環境下的毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統原理，通過節點網絡法建立該熱控系統4節點熱網絡模型；運用數值仿真方法，以機械泵為控制對象，對該系統分別采用PID控制和模糊增量控制方案的熱控效果進行對比。結果表明，模糊增量控制與PID控制相比，超調量較小且達到穩態時間短，具有良好的控制魯棒性。

噴霧冷卻回路；熱控系統；模糊增量；機械泵；節點網絡法

0　引言

空間電子設備正朝著微型化和高度集成化的方向快速發展，使得航天器電子設備的熱流密度及散熱量急劇攀升［1-3］。噴霧冷卻作為一種高效熱控技術，以其覆蓋面積大、冷卻液體流量小、換熱均勻等優勢，在空間高功率電子設備散熱領域具有廣泛的應用前景，并已經在冶金、機械加工、能源、醫學、化工等領域得到應用［4］。

國內外專家學者對噴霧冷卻系統在地面環境下的換熱機理、影響因素以及臨界熱流密度（CHF）等方面進行了大量的研究發現：在地面環境下噴霧冷卻系統可實現高效換熱，以水為工質時的熱流密度可高達 1000 W/cm2。對地面應用系統通過搭載飛行進行微重力試驗的結果顯示：在微重力環境下，浮力以及重力作用減弱，使噴霧壁面液膜變厚以及氣泡分離速度降低，導致噴霧冷卻系統的換熱效率降低［5-10］。毛細多孔芯由固體骨架和孔隙組成，是一種由各種微觀結構的固體顆粒連通組成的多孔結構，具有毛細多孔芯滲透作用、液體浸潤作用以及比表面大等特點，能夠適用于空間各種變重力環境，如微重力環境、月球以及火星重力環境等［11-13］。2006年美國 NASA Glenn 研究中心的Hasan等提出了將毛細多孔芯應用于空間站的空氣除濕器中，利用其氣液分離作用實現空氣的除濕，并借助其毛細作用實現液體的傳輸［12-13］。Silk等通過試驗證明：以多孔結構作為噴霧壁面時，噴霧冷卻系統的CHF高達140 W/cm2，相比于平板結構高出75%左右［6，10］。

針對應用于復雜空間環境及不同工作模式下的航天器的高熱流密度散熱問題，本文對毛細分離式噴霧冷卻回路（CSSCL）熱控系統原理進行分析，基于節點網絡法建立該熱控系統包括封裝加熱面、噴霧裝置、毛細多孔芯換熱器以及空間輻射器的4節點熱網絡模型和溫度動態數學模型；并設計以機械泵為控制對象的PID控制和模糊增量控制方案；最后面向實際應用，運用數值仿真方法對該熱控系統的主動控制策略之控制效果進行驗證對比分析。

1　系統動態特性建模

1.1熱控系統原理

毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統如圖1所示，由熱量收集、熱量傳遞和熱量排散3部分組成。

熱量收集由霧化噴嘴和毛細多孔芯組成的噴霧裝置完成，封裝加熱面與毛細多孔芯緊密貼附。

熱量傳遞環節主要包括節流閥、機械泵和流體管路等，負責將熱量帶到熱量排散環節。節流閥和機械泵等組件均位于液體總管路上，是系統中的可控執行部件，能夠實現回路系統的工質流量調節；流體管路分為蒸汽管路、液體管路和液體總管路等，其中液體管路是多孔毛細管，內部填充有毛細多孔芯。

熱量排散由多孔換熱器和空間輻射器組成的儲液裝置完成，空間輻射器貼附于多孔換熱器外表面，多孔換熱器內部填充毛細多孔芯。

圖1　毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統Fig.1　The thermal control system using capillary separate spray cooling loop

該熱控系統的工作原理如下：系統工作時液體工質通過機械泵加壓后送入噴霧裝置內部的霧化噴嘴，霧化成微細液滴沖擊毛細多孔芯表面；噴射到表面的微細液滴在多孔芯的毛細作用下被捕捉并附著在多孔芯表面形成一層液膜，一部分蒸發為蒸汽，并由于毛細多孔芯的親水憎汽機理而停留在噴霧腔內；一部分未蒸發的液體工質在毛細作用和正壓力作用下，進入毛細多孔芯內部，并形成特殊的液體通道。蒸汽在噴霧腔內蒸汽相變驅動熱的作用下經過蒸汽管路進入多孔換熱器，液體工質經過液體管路進入多孔換熱器。兩部分工質在多孔換熱器內混合換熱放出熱量，最終熱量通過空間輻射器的外表面輻射排散到空間環境中，而冷卻液體則在機械泵的作用下進入液體總管路，重新進入噴霧裝置，實現整個循環。

1.2熱控系統動態仿真建模

1.2.1建模假設

采用節點網絡法［14-15］對毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統進行建模，選取封裝加熱面、噴霧裝置、多孔換熱器和空間輻射器作為熱網絡節點，如圖2所示。其中Che、Csp、Cph和Cra分別為封裝加熱面、噴霧裝置、多孔換熱器和空間輻射器的節點熱容。為了簡化問題，突出研究重點，做出如下假設：

1）毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統為一個系統，包括封裝加熱面以及空間輻射器，除空間輻射器與外部空間環境有熱量交換外，忽略系統與外界的其他熱交換；

2）噴霧腔內蒸汽混合充分，壓力和溫度均勻分布；

3）噴霧腔出口蒸汽、儲液器出口液體均處于飽和狀態；

4）噴霧腔和儲液器內部毛細芯各向同性，內部流體不可壓縮，且毛細芯內部的流體與其固體骨架滿足局部熱平衡假設；

5）霧化噴嘴的噴霧范圍完全覆蓋封裝加熱面。

圖2　毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統熱網絡模型Fig.2　The network model of thermal control system using capillary separate spray cooling loop

1.2.2熱控系統模型

根據能量守恒方程及熱力學第一定律，以節點網絡法對封裝加熱面集總單元進行建模，得出以封裝加熱面平均溫度The為受控對象的動態特性熱平衡方程為

式中：Qhe為封裝加熱面的熱功率；Ahe為封裝加熱面的面積；Tsp為噴霧裝置集總單元的平均溫度；R′hp為封裝加熱面與噴霧裝置之間的熱阻，包括封裝加熱面導熱熱阻、毛細多孔芯導熱熱阻及噴霧對流換熱熱阻，它可以表示為

式（2）中：δhe和δsp，p分別為封裝加熱面以及毛細多孔芯的厚度；λhe和λsp，m分別為封裝加熱面以及毛細多孔芯的平均導熱系數；hsp為噴霧冷卻對流換熱系數。

由于噴霧冷卻兩相流換熱模型是一個非常復雜的換熱過程，所以噴霧熱流密度一般是通過實驗數據進行擬合得到，本文采用 Mudarwar［7］選用的以 PF-5052為工質的標準向上噴嘴和選用水為工質的有傾角的噴嘴所獲實驗數據總結得出關于噴霧冷卻換熱熱流密度的實驗關聯式，為

式中：q為噴霧冷卻熱流密度；V為噴霧體積流量；Tsp，i為噴霧裝置進口流體溫度；ρl和ρv分別為噴霧液體和蒸汽的密度；hfg為噴霧蒸汽汽化潛熱；cpl、σl和μl分別為噴霧液體的定壓比熱容、表面張力和液體黏性系數；d32為沙特直徑（SMD直徑），可以表示為

式中：ΔP為噴霧壓降；d0為噴嘴直徑。

根據伯努利方程可知，噴霧流量與壓降的關系為

式中：Cq為噴霧流量系數；m為噴霧質量流量，m=VAsp，其中Asp為噴嘴出口截面積。

噴霧冷卻對流換熱系數hsp為

式中 a為噴霧換熱多孔壁面修正系數，參考 Silk等［10］通過多孔壁面以及平板表面的噴霧冷卻實驗所得出的結論，假設該修正系數為1.55。

考慮到噴霧裝置溫度均勻一致，且周圍外殼與外界絕熱，將噴霧裝置外殼以及毛細多孔芯當作一個集總單元，則噴霧裝置集總單元的動態特性方程為

式中：mv、ml和m分別為噴霧流體蒸汽、液體以及總流體質量流量，滿足

hv、hl和h′l分別為噴霧流體蒸汽、液體以及總液體的焓值，可以表示為

其中：Tsp，sat為噴霧腔內飽和蒸汽溫度；Tph，o為多孔換熱器流體出口溫度。

由于多孔換熱器在初始階段內部充滿液體，且根據毛細多孔芯的多孔性能以及滿足局部熱平衡假設，將多孔換熱器和其內部液體看作一個集總單元，則多孔換熱器集總單元的動態特性方程為

式中：R′pa為多孔換熱器集總單元與空間輻射器之間的熱阻；Aph為多孔換熱器與空間輻射器的接觸面積；Tph為多孔換熱器集總單元的溫度。

空間輻射器為平板式結構，并且所選用空間輻射器的導熱系數較大，假設其內部溫度均勻一致，將空間輻射器看作一個集總單元，其溫度變化的動態特性方程為

以低地球軌道航天器為例，其在空間中受到太陽直接輻射、地球反照和地球紅外輻射等多種因素影響，因而航天器接受到的空間外熱流可以表示為

式中：Qr，1、Qr，2和Qr，3分別為單位時間內投射到輻射器外表面的太陽輻射熱量、地球反照熱量和地球紅外輻射熱量。

而空間輻射器在接受空間外熱流的同時，由于空間深冷低溫環境，會向空間環境輻射散熱，輻射散熱量為

式中：Ara為輻射器的輻射面積；ε和σ分別為輻射器外表面的當量發射率和斯忒藩-玻耳茲曼常量。

綜上可知，依據節點網絡法所建立的熱控系統是一個四階非線性系統，可表示為

2　熱控系統控制策略

熱控系統作為航天器重要分系統之一，在航天器整個任務周期中，擔負著為航天器內部所有機電設備、有效載荷等空間任務單元提供安全可靠的溫度環境的重要任務。隨著未來航天器可能面臨的變軌、快速機動等復雜空間任務，航天器在入軌后可能受到復雜空間環境以及不同在軌工作模式等諸多不確定因素影響，這就要求航天器熱控系統能夠根據當前的工作要求自主調整［16-18］。下文提出基于機械泵控制的噴霧冷卻回路熱控系統控制方案，以封裝加熱面溫度為受控對象，機械泵驅動電壓為控制變量，分別通過PID和模糊增量控制實現封裝加熱面的主動精密控溫。

2.1PID控制方案

毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統PID控制流程如圖3所示。通過對比將實際溫度測量值與設定值間的誤差信號輸入PID控制器中，由PID控制器輸出新的控制信號，調節機械泵的驅動電壓，控制噴霧裝置的進口流量和壓力，以實現封裝加熱面溫度的調節，再將調節后的溫度值與設定值進行對比，重復以上過程，直至消除誤差。具體的計算控制律見式（17），選取采樣周期為1 s，采取衰減曲線法實現參數整定。

圖3　毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統PID控制流程Fig.3　PID control strategy of the CSSCL thermal control system

PID控制器根據輸入值Tref與實際測量值The構成的控制偏差為

由表1可知，藥后15 d，1%甲基二磺隆·雙氟磺草胺可分散油懸浮劑各劑量處理對雀麥的防效均在90%以上，并且隨著施藥量的增加而提高。單劑30 g/L甲基二磺隆可分散油懸浮劑對雀麥的防效為92.6%，對播娘蒿、薺菜的防效也高于80%；單劑50 g/L雙氟磺草胺懸浮劑對播娘蒿、薺菜的防效均在90%以上，但由于對雀麥無效，所以總體防效較差。

機械泵驅動電壓PID控制的控制律為

式中：Kp、Ki和Kd分別為PID控制器的比例系數、積分系數和微分系數；Ts為采樣時間；k、k-1、k-2分別為當前時刻、前一個時刻、前兩個時刻；u（k）為輸出的控制變量。

2.2模糊增量控制方案

傳統的以誤差和誤差變化量為輸入的模糊控制器是一個PD型的模糊控制器，缺少積分環節，存在穩態控制殘差。而模糊增量控制是一種改良的模糊控制模式：誤差信號（給定值—反饋值）的一路經量化后直接輸入模糊控制器；另一路求增量后再量化，而后輸入模糊控制器，經過一系列的模糊化、模糊推理和解模糊，模糊控制單元輸出控制變量的增量，然后通過延遲環節，將控制增量輸出與上一時刻控制量輸出相加，得到最終的控制變量。模糊增量控制不但可以消除控制殘差，而且可以大幅提高控制算法的可靠性和魯棒性。

毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統的模糊增量控制原理如圖4所示。模糊增量控制策略的實質是根據溫度實測值與控溫目標給定值之間的誤差，通過模糊增量控制算法調節機械泵驅動電壓，間接調節噴霧流量和壓力，將加熱面溫度控制在安全工作范圍之內，從而抑制外熱流及內部各種熱功耗變化對系統溫度穩定帶來的不利影響。

圖4　熱控系統模糊增量控制策略原理Fig.4　Fuzzy incremental control strategy of the CSSCL thermal control system

模糊增量控制器選用封裝加熱面溫度The作為參考值，機械泵驅動電壓u作為控制輸出值。Kc、Ke和Ku為模糊增量控制器的控制參數（見表1）。e、Δe和u的論域均為｛-6， -4， -2， 0， 2， 4， 6｝，分別對應語言值NB（負大）、NM（負中）、NS（負小）、ZO（零）、PS（正小）、PM（正中）和PB（正大）。e和 u的模糊子集的隸屬函數選用高斯函數，Δe的模糊子集的隸屬函數選取三角型函數，見圖5。

表1　模糊增量控制器參數Table 1　Parameters of the fuzzy incremental controller

圖5　模糊集的隸屬函數Fig.5　Membership functions of the fuzzy sets

輸入模糊化后，確定模糊集合的運算采用min計算模糊規則的激發強度，可以表示為

模糊規則由一系列“If-Then”型的模糊條件句構成，是由模糊語言變量E，EC和U 表示的一系列控制規則，全部規則見表2。模糊規則設計的基本原則是使得系統輸出響應的動態特性和靜態特性達到最佳，即在誤差大或者較大時，控制輸出以盡快消除偏差為主要目標；當偏差較小時，控制輸出以防止超調和系統穩定為目標。模糊規則的觀察輸出曲面見圖6。

表2　模糊控制規則Table 2　The rules of fuzzy incremental control

圖6　模糊規則的觀察輸出曲面Fig.6　Surface map of the fuzzy incremental control rules

根據經驗分析，對于毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統的模糊控制規則遵循以下原則：

1）當誤差變化量較小時，若溫度誤差為正，則降低機械泵的驅動電壓，即控制輸出的增量為負；若溫度誤差為負，則提高機械泵的驅動電壓，即控制輸出的增量為正。

2）無論誤差變化量為正還是為負，大的溫度誤差變化需要大的機械泵驅動電壓輸出，小的驅動電壓輸出適合于小的誤差變化。

3）當誤差增量為正時，誤差變化量的增大將加強機械泵驅動電壓輸出減小的趨勢；而當誤差增量為負時，誤差變化量的增大意味著有緩和機械泵驅動電壓輸出增大的趨勢。

4）誤差變化量的減小，在誤差增量為正時有緩和機械泵驅動電壓輸出的趨勢，在誤差增量為負時有加強機械泵驅動電壓輸出增大的趨勢。

采用Mamdani算法求得模糊控制的輸出模糊子集，以重心法進行解模糊化，得到控制器輸出為

式中：ur，j（i）是模糊輸出值；μj（i）是模糊輸出值的隸屬度。

最后，將解模糊后輸出的控制變量增量量化后與上一時刻的控制變量值 u（k-1）相加得到當前的控制變量u（k）

3　數值計算及仿真驗證

3.1仿真對象參數設置

假設航天器內部儀器在初始工作狀態下處于穩定狀態，其中系統工質為去離子水，電子設備熱功耗為 200 W，空間外熱流為 100 W，空間輻射器MEMS百葉窗開度為0.9，機械泵驅動電壓為4 V。初始狀態下系統各個子模型溫度節點信息參見表3。

表3　子模型初始節點參數Table 3　The initial parameters of nodes for submodels

3.2電子設備熱功耗發生+25%階躍擾動

航天器上的電子設備所排散的熱量會隨任務變化而發生變化。為了滿足飛行任務的需求或應對突發的狀況，電子設備的發熱功率往往會突然增加，即在某一時間點發生階躍。

圖7為電子設備熱功耗發生+25%階躍擾動時，毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統以機械泵驅動電壓為控制對象時的 PID控制以及模糊增量控制策略下的系統參數動態響應圖。從曲線可以看出，在開環狀態下，電子設備初始熱負荷為200 W，封裝加熱面溫度在371.83 K達到平衡。在500 s時電子設備熱負荷發生+25%階躍擾動，由200 W上升至250 W，在模糊增量控制器作用下：封裝加熱面溫度立即上升至374.25 K，而后有小幅度降低，最終在973 s時穩定至目標值371.83 K；噴霧裝置溫度首先發生小幅度上升，而后逐漸下降，在 946 s時達到穩定；多孔換熱器以及空間輻射器的平均溫度均平穩上升，并且分別在1031 s和1105 s時穩定在282.89 K和271.88 K。與PID控制相比，模糊增量控制下的封裝加熱面溫度達到穩態的時間較短，并且超調量較小，趨穩時間和超調量分別為PID控制的62.7%和55.6%；多孔換熱器以及空間輻射器的平均溫度達到穩態的時間相對較短，分別為PID控制的 63.4%和63.7%，并且沒有超調。PID控制以及模糊增量控制對比數據見表4和表5。

圖7　電子設備熱功耗發生+25%階躍擾動時系統參數響應Fig.7　Response of system parameters to a +25% step disturbance of internal electronic power

表4　PID控制及模糊增量控制下各節點參數超調量對比Table 4　Overshoot values of system parameters under PID and fuzzy control

表5　PID控制及模糊增量控制下各節點參數趨穩時間Table 5　The stabilization time of system parameters under PID and fuzzy control

3.3加熱面設定溫度周期性階躍擾動

在空間環境下，航天器將根據內部不同的工作特性選擇不同的設定溫度，需要判定熱控系統的控制策略在設定溫度變化下的控溫效果。假設加熱面設定溫度發生周期性階躍擾動，階躍周期為500 s，外熱流不發生變化，設定溫度（Tref）變化的趨勢如圖8所示。

圖8　加熱面設定溫度階躍擾動曲線Fig.8　The step disturbance curve of set temperature of heater

仿真分析機械泵控溫的模糊增量控制對于溫度變化的跟隨響應特性，并與開環以及PID控制下的動態響應特性進行對比，見圖9。從曲線可以看出：在開環狀態下，封裝加熱面和噴霧裝置溫度均上升大約10 ℃左右，然后逐漸達到穩定；與PID控制相比，模糊增量控制下的溫度響應曲線能夠更快速地達到穩態，響應時間短，具有良好的控制魯棒性能。

圖9　加熱面設定溫度周期性階躍擾動時系統參數溫度響應Fig.9　Temperature responses of system under heater setting periodical step disturbance of set temperature of heater

3.4空間外熱流按正弦規律周期性擾動

航天器在軌工作時，其接受的外熱流隨著航天器的運行周期呈周期性變化，為了更真實地反映在軌飛行的航天器外熱流周期性變動對于熱控系統的影響，以及模糊增量控制下的系統控溫效果，設定外熱流密度Qw存在按正弦規律變化的周期性擾動，

式中：Qw，s為系統穩態時輻射器表面的外熱流；擾動振幅 Ar=0.5Qw，s；T為航天器軌道周期；頻率ω=2π/T，φ=0。

圖10為空間外熱流發生周期性階躍擾動時，毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統封裝加熱面和噴霧裝置的溫度動態響應，其中黑色曲線為系統開環時的動態特性；紅色曲線為以機械泵驅動電壓為控制對象的PID控制響應；藍色曲線為模糊增量控制作用下的動態響應。從曲線可以看出：在開環狀態下，當外熱流出現周期性擾動時，封裝加熱面及噴霧裝置溫度均發生周期性的變化，且各個節點溫度變化曲線相似，其中封裝加熱面溫度以及噴霧裝置的最大溫升為3.8 ℃左右；在PID控制下，兩節點溫升在1.2 ℃左右，而在模糊增量控制下的節點溫升只有0.5 ℃左右，可見模糊增量控制對周期性外熱流變化的擾動也有很好的控制效果，超調量小，趨穩時間短。

圖10　外熱流周期性擾動時系統參數溫度響應Fig.10　Temperature responses of system under periodical disturbance of external heat flux

4　結束語

本文對毛細分離式噴霧冷卻回路熱控系統原理進行了分析，采用節點熱網絡法建立該熱控系統4節點熱網絡模型，并對熱控系統的控制策略進行仿真驗證。仿真結果表明：與PID控制相比，模糊增量控制下的機械泵驅動電壓調節變化更為平穩，沒有超調且達到穩態時間短，保證了系統的平穩控制；并且在外熱流周期變化較大時，各個節點溫度在一個周期內能夠很快達到并維持穩態階段，具有良好的控制響應速度、自適應能力和魯棒性能。后續將通過搭建噴霧冷卻回路熱控系統試驗系統以及控制系統，進一步驗證該方法的可行性。

（

）

［1］Ley W， Wittmann K， Hallmann W.Handbook of space technology［M］.American Institute of Aeronautics & Astronautics， 2009： 2-4

［2］譚維熾， 胡金剛.航天器系統工程［M］.北京： 中國科學技術出版社， 2009： 164-201

［3］Westheimer D T， Tuan G C.Active thermal control system considerations for the next generation of human rated space vehicles［C］//43rdAIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno， NV， 2005

［4］田春霞， 仇性啟， 崔運靜.噴嘴霧化技術進展［J］.工業加熱， 2005， 34（4）： 40-43 Tian Chunxia， Qiu Xingqi， Cui Yunjing.Development of technology on atomization［J］.Industrial Heating， 2005，34（4）： 40-43

［5］Fabbri M， Jiang S， Dhir V K.A comparative study of cooling of high power density electronics using sprays and microjets［J］.Transactions of the ASME， 2005， 127：38-48

［6］Silk E A， Kim J， Kiger K.Spray cooling of enhanced surfaces： impact of structured surface geometry and spray axis incliation［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer， 2006， 49（25/26）： 4910-4920

［7］Mudawar I， Estes K A.Optimization and predicting CHF in spray cooling of a square surface［J］.Journal of Heat Transfer， 1996， 118： 672-680

［8］Estes K A， Mudawar I.Correlation of sauter mean diameter and critical heat flux for spray cooling of small surfaces［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer， 1995， 38（16）： 2985-2996

［9］Lin L C， Ponnappan R.Heat transfer characteristics of spray cooling in a closed loop［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer， 2003， 46： 3737-3746

［10］Silk E， Kim J， Kiger K.Investigation of enhanced surface spray cooling［C］//Proceeding Conference of International Mechanical Engineering Congress.Anaheim， 2004

［11］劉志春.新型平板式CPL的理論分析與實驗研究［D］.武漢： 華中科技大學， 2006： 50-52

［12］Balasubramaniam R， Nayagam V， Hasan M M， et al.Analysis of heat and mass transfer during condensation over a porous substrate［J］.Analysis New York Academy of Sciences， 2006， 1077： 459-470

［13］Hasan M M， Khan V， Nayagam R.Conceptual design of a condensing heat exchanger for space systems using porous media［C］//International Conference for Environmental Systems.Rome， Italy， 2005

［14］Kaya T， Perez R， Gregori C， et al.Numerical simulation of transient operation of loop heat pipes［J］.Applied Thermal Engineering， 2008， 28（8/9）： 967-974

［15］Valeri V V， Roger R R.Mathematical model of a loop heat pipe with cylindrical evaporator and integrated reservoir［J］.Applied Thermal Engineering， 2008， 28（8/9）： 942-954

［16］寧獻文， 張加迅.基于泵變頻調速的航天器熱控制技術［J］.中國空間科學技術， 2011， 31（2）： 47-52 Ning Xianwen， Zhang Jiaxun.Spacecraft thermal control technology based on variable frequency pump［J］.Chinese Space Science and Technology， 2011， 31（2）： 47-52

［17］黃家榮， 范宇峰， 禹頌耕， 等.神舟七號飛船單相熱控流體回路在軌性能評價［J］.航天器工程， 2009，18（4）： 37-43 Huang Jiarong， Fan Yufeng， Yu Songgeng， et al.On-orbit performance evaluation of single-phase fluid loop system for Shenzhou-7 spaceship［J］.Spacecraft Engineering， 2009， 18（4）： 37-43

［18］李運澤， 魏傳鋒， 袁領雙， 等.應用 PTC電加熱器的衛星局部溫度控制系統仿真［J］.系統仿真學報， 2005，17（6）： 1494-1496 Li Yunze， Wei Chuanfeng， Yuan Lingshuang， et al.Simulation study of satellite partial temperature control system using PTC heater［J］.Journal of System Simulation， 2005， 17（6）： 1494-1496

（編輯：張艷艷）

Simulation analysis of thermal control system using capillary separate spray cooling loop based on mechanical pump

Wang Jin1， Gong Mengmeng2， Li Yunze3， Wang Jun3
（1.Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering， Beijing 100076， China；2.Research and Development Center， China Academy of Launch Vehicle Technology， Beijing 100076， China；3.School of Aeronautics Technology and Science， Beihang University， Beijing 100191， China）

To realize high heat flux dissipation for spacecrafts operating in the harsh space environment and in different working modes， a well-designed thermal control system using the capillary separate spray cooling loop （CSSCL）based on the PID and fuzzy incremental control strategy with a mechanical pump is presented.A 4-node thermal network mathematical representation is established by the node network method and is implemented by the numerical simulation method to analyze the temperature dynamic performance of the thermal control system.The result shows that the CSSCL thermal control system based on the fuzzy incremental control strategy with the pump can achieve a precise thermal control of the controlled object with a faster response and a smaller overshoot than the PID control， which can be used for the development of future spacecraft with the need of high heat flux dissipation of space electronics.

spray cooling loop； thermal control system； fuzzy increment； mechanical pump； node network method

V444.3+6

A

1673-1379（2015）06-0599-08

10.3969/j.issn.1673-1379.2015.06.006

王 瑾（1988—），女，博士學位，研究方向為航天器熱控制及熱管理；E-mail： wj920buaa@163.com。指導教師：李運澤（1972—），男，教授，博士生導師，主要研究方向為航天器熱控制、熱管理，飛機機載能源與環境控制，飛行器環境模擬與試驗等。

2015-04-14；

2015-11-15