史素清 梁雙 路高社

摘 要：本文通過分析液冷系統(tǒng)換熱性能機(jī)理，并結(jié)合液冷系統(tǒng)在多型號飛機(jī)上的測試試驗經(jīng)驗，提出了一種利用地面試驗檢測液冷系統(tǒng)高空換熱性能的測試方法，該方法簡單實用，可為類似系統(tǒng)測試提供借鑒幫助。

關(guān)鍵詞：液冷系統(tǒng)；換熱性能；測試；方法

中圖分類號：V241 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1671-2064（2018）05-0057-02

1 概述

隨著現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)進(jìn)步和軍事斗爭需求，一類配置了大功率電子設(shè)備的特種飛機(jī)應(yīng)運(yùn)而生。由于電子設(shè)備向集成化方向發(fā)展，其熱流密度劇增，普通空氣制冷方式已無法滿足對其冷卻要求。液冷系統(tǒng)具備大比熱、熱慣性大等特點(diǎn)，對熱流密度大的大功率電子設(shè)備起到了很好的緩沖作用。因此，液冷系統(tǒng)在大功率電子設(shè)備的熱環(huán)境控制中得到廣泛應(yīng)用。

如何在研制階段準(zhǔn)確了解液冷系統(tǒng)在其使用包線內(nèi)的換熱性能，這就必須借助有效的模擬試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行解析。

本文通過對液冷系統(tǒng)換熱性能機(jī)理分析，提出了一種將空中狀態(tài)參數(shù)換算到地面進(jìn)行控制的測試方法。該方法測試準(zhǔn)確，操作簡單，能很好了解液冷系統(tǒng)在不同高度下的換熱性能。

2 液冷系統(tǒng)組成與工作原理

液冷系統(tǒng)主要由制冷子系統(tǒng)、冷卻液循環(huán)子系統(tǒng)、測量與控制子系統(tǒng)等組成。其工作原理是采用冷卻液以間接的方式對電子設(shè)備進(jìn)行冷卻，即電子設(shè)備產(chǎn)生的熱量以導(dǎo)熱與對流形式傳遞給循環(huán)中的冷卻液，當(dāng)冷卻液流經(jīng)空液換熱器時，由吹過氣-液換熱器的沖壓空氣將冷卻液吸收的熱量帶到外界大氣，完成對電子設(shè)備的冷卻。系統(tǒng)工作原理見圖1。

3 測試方法

3.1 測試方法的理論依據(jù)

表征液冷系統(tǒng)換熱性能的主要指標(biāo)為溫降，溫降可通過換熱效率η來表示，而液冷系統(tǒng)主要換熱部件為換熱器，由傳熱學(xué)可知，影響換熱效率主要因素為傳熱單位數(shù)NTU、水當(dāng)量比W1/W2和流動方式。在冷風(fēng)道管路幾何參數(shù)與換熱器結(jié)構(gòu)、冷卻介質(zhì)、冷邊沖壓空氣溫度、以及換熱器熱邊流量確定的情況下，傳熱單位數(shù)NTU與水當(dāng)量比W1/W2只是換熱器冷邊質(zhì)量流量G冷的函數(shù)，即η=f（G冷），因此，地面測試液冷系統(tǒng)高空換熱性能時，在保證冷風(fēng)道管路與換熱器結(jié)構(gòu)幾何尺寸，冷卻介質(zhì)，冷邊空氣溫度，以及換熱器熱邊流量與空中狀態(tài)一致的情況下，只要控制地面測試的氣-液換熱器冷邊空氣溫度T冷與質(zhì)量流量G地，使其等于對應(yīng)空中狀態(tài)能流過換熱器冷邊最大質(zhì)量流量Gmax和對應(yīng)高度下的溫度T空即可，即G地=Gmax，T地=T空。運(yùn)用該溫度下的最大流量，測試出的系統(tǒng)換熱性能即可認(rèn)為是該高度下對應(yīng)系統(tǒng)的換熱能力[1]。

3.2 換熱器冷端最大流量的確定

換熱器冷端所能流過的流量大小與其冷邊流阻相關(guān)，冷邊流阻由進(jìn)氣管與排氣管流阻、換熱器流阻與排氣動壓組成。在飛行高度為H時，其總流阻△PH冷邊可通過下列關(guān)系式確定：[2]

（1.1）

式中：ρH為冷風(fēng)道管內(nèi)空氣密度；

ν為冷風(fēng)道管內(nèi)空氣流速；

∑（λH+ξH）為系統(tǒng)冷邊沿程與局部阻力系數(shù)之和。

在高度H，進(jìn)入冷風(fēng)道管內(nèi)速度ν，以及冷風(fēng)道入口端面積A確定時，進(jìn)入換熱器冷邊入口端沖壓空氣的質(zhì)量流量為：

GH=ρHνA （1.2）

在（1.1）式兩邊分別乘以ρHA，并將GH=ρHνA代入得：

故在高度H，進(jìn)入風(fēng)道管內(nèi)氣流速度為ν時，通過換熱器冷邊端流量—流阻關(guān)系式為：

（1.3）

當(dāng)換熱器冷端流阻等于在該條件下沖壓空氣所能分配的總壓降（最大允許壓降）△PH冷邊=△PH允許時，換熱器冷邊流入的沖壓空氣流量達(dá)到最大，其最大為：

（1.4）

3.3 測量控制參數(shù)的確定

如何通過地面測試參數(shù)獲得換熱器空中狀態(tài)下其冷邊最大空氣流量，是試驗測試的關(guān)鍵。由（1.3）式知，高度H時的流量為：，在地面時的流量為。根據(jù)空中狀態(tài)轉(zhuǎn)換到地面進(jìn)行測試時，地面狀態(tài)換熱器冷邊流過的空氣質(zhì)量流量應(yīng)與空中狀態(tài)相等的原理可得出：G地=G空，即：

= （1.5）

因用于測試換熱器冷邊端結(jié)構(gòu)幾何參數(shù)與流量在空中與地面完全相同，故（1.5）式中流阻系數(shù)∑（λH+ξH）=∑（λ地+ξ地），將（1.5）式兩邊流阻系數(shù)相消，可推出地面測試狀態(tài)與空中狀態(tài)之間的參數(shù)關(guān)系為：

△PH冷邊ρH=△P地ρ地 （1.6）

在沖壓空氣以最大流量通過換熱器冷邊端時，滿足：

△PH冷邊=△PH允許 （1.7）

則（1.6）式可變?yōu)椋?/p>

△PH允許ρH=△P地ρ地 （1.8）

因高度為H米，飛行速度V時，系統(tǒng)允許壓降為：

△PH允許=Pin*-PH （1.9）

將Pin*=δPH（1+0.2MH2）3.5

PH=P0（1-H/44300）5.256

MH=V/（KRTH）0.5

代人（1.9）式得：

△PH允許=P0（1-H/44300）5.256{δ[1+0.2（V/（KRTH）0.5）2）]3.5-1}

（1.10）

式中：Pin*—換熱器冷端進(jìn)氣口總壓；

PH—高度H處大氣壓；

MH—高度H時的馬赫數(shù)；

TH—高度H的大氣溫度；

P0—海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣壓；

H—飛行高度；

δ—進(jìn)氣口總壓恢復(fù)系數(shù)，一般取0.96～0.98；

ν—飛行速度；

R—為特定氣體常數(shù)，R=287.03；

K—?dú)怏w熱容比，取K=1.4。

高度為H米，溫度為TH時，沖壓空氣的密度為：

（1.11）

由（1.10）與（1.11）式可知，在飛行高度H，飛行速度V與大氣溫度TH確定的情況下，△PH允許與ρH均為定值，故△PH允許與ρH乘積也為定值，則（1.6）式△P地ρ地=△PH允許ρH=定值，不同高度下該定值可計算出。

綜上推理可得，在利用地面測試系統(tǒng)高空換熱性能時，通過調(diào)節(jié)換熱器冷端供氣溫度與供氣流量，使在溫度為TH的供氣流量滿足系統(tǒng)冷邊壓降△P地與其供氣密度ρ地的乘積等于對應(yīng)高度下的△PH允許ρH乘積時，即可認(rèn)為此時的供氣流量就是對應(yīng)高度H下的最大供氣流量。應(yīng)用在該溫度TH下的最大供氣流量，測試出的液冷系統(tǒng)性能，即為在該該高度H下的系統(tǒng)換熱性能。

地面控制測量參數(shù)ρ地可通過測量供氣溫度與壓力換算得出，△P地使用測試的總壓管、靜壓管和壓差傳感器進(jìn)行測出。故選擇冷邊壓降△P地與供氣密度ρ地的乘積作為系統(tǒng)地面測量控制參數(shù)，可很好解決利用地面測試參數(shù)了解系統(tǒng)高空換熱性能問題。

3.4 地面試驗測試程序

根據(jù)上述試驗原理，地面試驗測試程序如下：

將液冷系統(tǒng)與測試采集控制系統(tǒng)按要求安裝完畢后，緩慢調(diào)節(jié)制冷子系統(tǒng)冷邊供氣溫度與供氣流量，在供氣溫度T供達(dá)到規(guī)定值TH，冷邊△P地ρ地的乘積等于△PH允許ρH乘積的計算值后，鎖定冷邊供氣流量，再調(diào)節(jié)換熱器熱邊系統(tǒng)流量與加熱功率，使系統(tǒng)熱邊流量與加熱功率達(dá)到所要求值。當(dāng)所有參數(shù)按要求達(dá)到規(guī)定值并穩(wěn)定后，記錄下?lián)Q熱器熱邊進(jìn)出口冷卻液溫度與系統(tǒng)加熱功率，將記錄下的換熱器熱邊出口冷卻液溫度與在該加熱狀態(tài)下要求的換熱器出口溫度值進(jìn)行比較，即可判斷出液冷系統(tǒng)在該高度下?lián)Q熱能力是否滿足其規(guī)定要求。

4 結(jié)語

通過本文提供的地面測試方法，降低了試驗測試成本，減小了測試難度，經(jīng)在多型號飛機(jī)上使用驗證證明，該測試試驗方法準(zhǔn)確有效，簡單實用，具有一定的參考與經(jīng)濟(jì)價值，可為后續(xù)類似系統(tǒng)測試提供借鑒幫助。

參考文獻(xiàn)

[1]華紹曾，楊學(xué)寧.實用流體阻力手冊[M].北京：國防工業(yè)出版社，1985.

[2]壽榮中，何慧姍.飛行器環(huán)境控制[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2004.