噴霧冷卻技術在航天領域應用

劉 然，張 磊，張 顯

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

隨著空間技術的不斷發(fā)展，航天器緊湊化、小型化的設計理念使得眾多的電子元件集成在更小的區(qū)域內，從而熱流密度急劇增加，再加上航天器處于高真空、微重力、高輻照的惡劣環(huán)境中，使得航天器的散熱成為航天器設計中首當其沖要解決的難題。

噴霧冷卻技術是一種相變冷卻技術，利用霧化微滴噴射到換熱表面上，通過介質的相變蒸發(fā)帶走熱量。其特點是傳熱系數(shù)大、溫度均勻性好、過熱度低、臨界熱流密度高、循環(huán)流量小，是最具有競爭力的高熱流密度熱控技術。目前NASA已將閉式噴霧冷卻技術列為未來熱控系統(tǒng)的研究重點之一，美國海軍和能源部近10年設立了專項經費用于噴霧冷卻技術的研究，并成功實現(xiàn)熱流密度近1 000 W/cm2的散熱目標[1-2]。近年來，ACT公司等成功實現(xiàn)了重力條件下噴霧冷卻技術的產品化[3]。國內也開展了噴霧冷卻技術的研究，并取得了一定的成果。

1 在航天器熱控系統(tǒng)中應用

為將噴霧冷卻技術應用于航天器熱控系統(tǒng)上，應展開微重力條件下的相關研究。美國開展了大量的試驗研究，主要利用飛機拋物線飛行或者自由落體來模擬微重力環(huán)境研究噴霧冷卻的換熱效果。NASA與美國空軍通過提供歷史飛行數(shù)據(jù)、落塔、減重力飛行試驗及實驗室平臺等多種手段，聯(lián)合美國知名大學對微重力下的噴霧冷卻換熱效果進行了大量研究，取得很多成果[5-10]。在NASA的CEV（Crew Exploration Vehicle）項目中，航天器熱控系統(tǒng)的散熱方式采用熱沉工質升華帶走熱量的蒸發(fā)冷卻方式，噴霧冷卻可以在相對低的工質流量下實現(xiàn)高散熱，其中應用于天地往返衛(wèi)星閃蒸器（Flash Evaporator System，F(xiàn)ES）的開式的噴霧冷卻已經得到了試驗驗證[11-13]。

利用水作為閃蒸器工質帶走航天器上多余的熱量，蒸發(fā)的水氣則直接排放向太空，這類閃蒸器被稱為緊湊式閃蒸器。NASA研制的噴霧閃蒸器是一個圓柱形的換熱器，換熱器表面布滿翅片用于強化噴霧冷卻時的換熱，圖1顯示了液體流過閃蒸器時的仿真計算模型。為模擬太空中真空環(huán)境下噴霧冷卻效果，NASA在真空度為0.13 Pa的真空設備中對單噴嘴進行了試驗[13]，圖2為在真空環(huán)境中對單噴嘴噴霧性能的試驗照片，試驗證明，帶有開式噴霧冷卻的緊湊式閃蒸器系統(tǒng)比目前的熱沉升華系統(tǒng)更加的輕巧緊湊，更適用于未來航天器的需求。NASA同時對用于未來航天器的熱控的閉式噴霧冷卻系統(tǒng)開展了大量研究。

圖1 液體流過閃蒸器時的仿真計算模型圖Fig.1 Simulation calculation model for liquid flowing through flash evaporator

圖2 在10-1Pa真空環(huán)境下單噴嘴噴霧性能試驗圖Fig.2 Single nozzle spray performance test under10-1Pa vacuum environment

國內外對閉式噴霧冷卻技術也進行了大量的地面試驗研究，常見的閉式循環(huán)系統(tǒng)流程如圖3所示。系統(tǒng)包含微型泵、噴嘴、噴淋室、冷凝器、加熱器等設備，微型泵為系統(tǒng)提供驅動動力，液體從泵口出來，經過加熱器調節(jié)溫度后進入噴淋室，液體通過噴嘴霧化噴射在熱源上，氣化帶走熱量，重新回到冷凝器冷卻為液態(tài)，完成一個循環(huán)。

圖3 噴霧冷卻閉式循環(huán)原理圖Fig.3 Spray cooling closed loop system

NASA的格倫研究中心采用KC-135微重力試驗臺對噴霧冷卻進行了飛行試驗，研究了在微重力條件下的運行能力、傳熱性能和特性，使用的流體工質為FC-72[14]。中國空間技術研究院也研制了噴霧冷卻系統(tǒng)原理樣機[15]，極限熱流密度超過300 W/cm2。閉式噴霧冷卻系統(tǒng)目前還處于試驗研究過程中，還未獲得應用。

2 在大功率激光器冷卻系統(tǒng)中應用

近十幾年來，大功率激光器發(fā)展迅速，大功率激光器可應用于火星人造衛(wèi)星、地球科學、水星探測等項目上[16]。在高功率情況下，激光器中僅有部分能量轉換為激光輸出，絕大部分能量轉換成廢熱，引發(fā)溫度和應力分布改變，嚴重的熱效應會降低激光光束質量和輸出功率，甚至會損毀激光介質。為了保證激光器持續(xù)穩(wěn)定運轉，避免產生熱透鏡、應力、雙折射等不良效應，必須解決激光器散熱問題[17]。

2003年Universal Energy Syst公司在美國空軍實驗室的資助下研究了高功率半導體激光器陣列的噴霧冷卻技術[18]，如圖4所示。該設備具有8個噴嘴陣列，采用閉式系統(tǒng)，噴嘴距離熱表面8.8 mm，噴射室尺寸為28.5 mm（長）×17.0 mm（寬）×8.8 mm（高），工作介質包括FC-87、FC-72、甲醇以及水，循環(huán)系統(tǒng)的動力由一個微型泵提供。過冷液體通過噴嘴噴射在熱表面上，大部分液滴在熱表面生成了薄的液膜，小部分的液滴蒸發(fā)帶走了熱量。蒸氣和液體一起離開噴射室，通過兩相流通道進入到冷凝器重新變成液體，參與下一循環(huán)。

圖4 激光器噴霧冷卻樣機圖Fig.4 Prototype of laser spray cooling

3 在高超聲速飛行器熱防護中應用

超高溫區(qū)的熱防護問題是高超聲速飛行器的關鍵問題。NASA LaRC提出了液體噴射主動冷卻熱防護系統(tǒng)設計方案，如圖5所示[19]。液體噴射冷卻熱防護系統(tǒng)采用夾層結構，蒙皮材料直接受熱，采用波紋板作為夾層結構的芯子，并固定到受熱蒙皮一側。在波紋板的內部安裝管冷卻劑流通管道，上面開孔，冷卻劑由孔噴射到芯子材料上，受熱變成氣態(tài)，氣體由波紋板側壁上的通路排到相鄰波紋內部，由收集管路排出。在工作過程中，噴霧冷卻的壁面的溫度與冷卻劑蒸發(fā)溫度相同。對于大面積冷卻，系統(tǒng)的冷卻能力是57 kW/m2；對于5 cm2的小面積，系統(tǒng)的冷卻能力可以達到230 kW/m2，內部結構的溫度可以保持在330 K。

在國內，劉雙[20]針對高超聲速飛行器頭錐、翼前緣部位，提出將噴霧冷卻應用于金屬熱防護系統(tǒng)的新方法，設計并制造了采用噴霧冷卻的金屬熱防護系統(tǒng)樣件，搭建了氧乙炔實驗平臺，對噴霧冷卻熱防護系統(tǒng)樣件進行了實驗測試，測試結果表明，該噴霧冷卻可以耗散800～1 000 kW/m2的熱量。

圖5 液體噴霧冷卻熱防護系統(tǒng)圖Fig.5 Liquid spray cooling thermal protection system

4 航天器環(huán)境模擬設備中的應用

在空間深冷環(huán)境模擬設備中，液氮主要采用液氮盤管加換熱器的結構用來冷卻熱沉。當衛(wèi)星外部的環(huán)境溫度隨時間有明顯變化時，就要作動態(tài)軌道熱環(huán)境模擬。此時，為改變熱沉溫度就需要有可調溫度的氣氮系統(tǒng)。帶液氮噴射室的熱沉調溫系統(tǒng)就是采用噴霧冷卻技術，如圖6所示。

液氮噴射室利用液氮噴嘴將液氮霧化成細小液滴，與循環(huán)氮氣接觸換熱，將氮氣降溫，通過調節(jié)氮氣和液氮的供給壓力可改變液氮流量，實現(xiàn)出口氮氣溫度的動態(tài)精確調節(jié)，使熱沉進口溫度控制在±1℃。液氮霧化后，液體的總表面積因連續(xù)液體破碎成大量離散液滴而明顯增大，與環(huán)境接觸面積顯著提高，傳熱傳質效率因此大幅提升，從而減少液氮的消耗量。

圖6 帶液氮噴射室的熱沉調溫系統(tǒng)圖Fig.6 Thermal shroud temperature control system with liquid nitrogen spray chamber

美國PDM公司生產的真空熱試驗設備[21]配置有氣氮調溫熱沉，可以使熱沉溫度在117～394 K范圍內可調，升降溫速率可以達到1.1 K/min，系統(tǒng)可承受50 kW的熱負荷。氣氮調溫熱沉外流程采取單向密閉循環(huán)，氮氣由兩個氣化器提供，每個氣化器可連續(xù)8 h產生1 870 m3/h的氮氣。氮氣經6個高密度氣化單元調節(jié)后輸入熱沉中，通過控制氣化單元的輸出量來控制氮氣流量和溫度。

土耳其于2013年建設一臺具有氣氮調溫系統(tǒng)的空間環(huán)境模擬設備[22]，氣氮調溫單元采用了液氮噴淋器。液氮從貯槽流出經過氣化器之后氣化為氮氣，氮氣經過渦輪壓縮機、回熱換熱器，進入液氮噴淋室，與液氮充分混合，通過調節(jié)噴淋器后的加熱器功率，氮氣獲得-165～+110°C的溫度，進入熱沉。

北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所于2016年研制了采用液氮噴霧冷卻方式的氣氮調溫系統(tǒng)，該系統(tǒng)熱沉表面控溫范圍：-170.0～+150.0℃，升降溫速率達到3.5℃/min，熱沉均勻性優(yōu)于±3.0℃。

6 結論與建議

美國從上世紀70年代開始開展對噴霧冷卻的研究，已經取得了很大的成果，在理論分析與實驗研究方面，都居于領先水平。在航天領域，NASA已經成功將開式噴霧冷卻系統(tǒng)應用于航天器上，而閉式系統(tǒng)的樣機也經過了微重力實驗平臺的驗證。我國對噴霧冷卻的研究還處于實驗室階段，對于應用于航天領域，需要更多的努力。

（1）駛入開展噴霧冷卻機理及其數(shù)值仿真方法的研究。噴霧冷卻的換熱過程是一個非常復雜的物理過程，并且眾多因素相互影響，對機理研究帶來很多困難。目前噴霧冷卻的結論多來自與實驗研究和經驗公式，現(xiàn)有的數(shù)值模擬方法是在簡化機理的基礎上形成的，更多的只考慮噴霧冷卻過程中的某一部分機理。

我國應繼續(xù)開展相關研究，在試驗研究基礎上，更要深入分析和研究其機理，建立完善的模型，開展數(shù)值仿真研究。加強理論分析和實驗驗證相結合，完善噴霧冷卻的換熱機理的研究，為實現(xiàn)工程應用做好技術儲備。

（2）結合工程需要，開展提高噴霧冷卻換熱能力的研究。為提高噴霧冷卻的換熱效果，除了開展理論研究外，也要結合實際的工程需要，有針對性的，從多個方面綜合開展各種提高噴霧冷卻換熱能力的研究。需要根據(jù)不同的工況與被冷卻物體的特性，合理匹配噴霧工質，選擇合適的噴嘴結構，合理安排噴嘴數(shù)量和空間布局，配合工程需要，選擇噴霧高度、噴霧傾角、霧化角度、噴淋室壓力，獲得最優(yōu)組合。開展提高換熱能力相關的工藝研究，如微表面處理工藝、納米流體等，只有相關工藝水平的提高，才能獲得更好的噴霧冷卻效果。

（3）重點開展微重力/變重力條件下噴霧冷卻的研究。噴霧冷卻在航天領域的應用，必須開展微重力/變重力對換熱效果的影響研究。微重力條件下的噴霧冷卻曲線和常重力下的噴霧冷卻曲線有著明顯的區(qū)別，會使得噴霧冷卻的效果變差。研究如何提高微重力/變重力下噴霧冷卻的換熱效果，為未來的工程應用提供技術儲備。

（4）開展地面模擬微重力試驗技術。地面模擬實驗則是一種通過地面實驗結果反映空間真實情況的手段。研究地面模擬微重力/變重力的試驗技術，不但可以降低研究的成本，更有益于多方面開展關于微重力/變重力下噴霧冷卻機理的研究。

（5）著眼于系統(tǒng)設計，合理設計系統(tǒng)布局，實現(xiàn)閉式循環(huán)系統(tǒng)的工程應用。為獲得更加穩(wěn)定且精確的冷卻效果，噴霧冷卻閉式循環(huán)系統(tǒng)是最佳的選擇。由于目前對于閉式系統(tǒng)的研究僅限于實驗室，并且研究的重點都放在了機理研究上。若想實現(xiàn)在航天器上的推廣應用，系統(tǒng)的體積、質量、布局以及可靠性都是需要考慮的因素，研究系統(tǒng)優(yōu)化方案，配合使用條件布局，提高其運行可靠性。實現(xiàn)噴霧冷卻閉式循環(huán)系統(tǒng)的工程化，還需要很長的路要走。