田 寧，張 凱，李彥良，岳 暉

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沸騰換熱在水卡式大熱流傳感器研制中的應用

田 寧，張 凱，李彥良，岳 暉

（北京航天長征飛行器研究所 高超聲速飛行器防隔熱技術中心，北京 100076）

為了實現(xiàn)MW級熱流環(huán)境的長時間穩(wěn)態(tài)測量，研制了一種新型結構的水卡式大熱流傳感器。該傳感器采用U型水冷通道結構，基于沸騰換熱理論進行換熱設計，設計量程5～15MW/m2。在高溫超聲速燃氣流試驗臺上進行了熱流測試試驗，實際測試量程3～25MW/m2。沸騰換熱理論的應用可以在較小的水流速下實現(xiàn)MW級熱防護，大大降低了設計難度。新型結構傳感器相對傳統(tǒng)的中心沖擊結構換熱效率更高，可實現(xiàn)的量程范圍更大。

熱流傳感器；沸騰換熱；水卡式熱流計；燃氣流；U型水冷通道

0 引言

穩(wěn)態(tài)大熱流傳感器主要應用于高溫地面試驗中熱環(huán)境和試驗模型表面熱流的測量[1-3]。目前大熱流測試方法主要包括瞬態(tài)測量和穩(wěn)態(tài)測量2類，瞬態(tài)測量傳感器包括熱電效應傳感器[4-5]、薄膜傳感器[6]、零點量熱計等，主要通過測量試件表面瞬時溫度變化，輔以熱傳導反問題的求解方法來獲得熱流。穩(wěn)態(tài)熱流測量方法普遍采用水冷技術，如水卡式量熱計、水冷式Gardon Gage[7]等，通過水冷使得傳感器達到熱平衡，根據(jù)冷卻水的溫升來獲得熱流密度。其傳感器表面溫度恒定，測量時間不受限制，可以實現(xiàn)大熱流的長時間相對準確測量。水冷是解決地面試驗中長時間大熱流測試的最主要途徑。沸騰換熱可以大幅度提高換熱系數(shù)，實現(xiàn)低壓低速流的大熱流環(huán)境換熱[8]。針對沸騰換熱，國內進行了大量研究工作，如溶液表面沸騰[9]、管內沸騰熱流[10-11]、多孔介質中的沸騰換熱研究[12]，微尺度和納米流體的沸騰換熱研究[13-14]等。然而目前國內外有關水冷式熱流傳感器的文獻中，均未提及采用沸騰換熱技術設計傳感器換熱。本文將沸騰換熱方法應用在大熱流傳感器設計中，研制了一種新型結構的水卡式熱流傳感器，設計量程可達15MW/m2。

1 水卡式熱流傳感器原理

水卡式熱流傳感器是一種適用于大熱流、長時間穩(wěn)態(tài)測量的水冷式熱流計（如圖1所示）：在穩(wěn)態(tài)工作下，一定流量的水流過測頭，傳感器測量端頭接受的熱流完全被冷卻水帶走，因此可根據(jù)冷卻水的溫升來計算熱流密度。計算公式為

其中：cpw為水的定壓比熱容；mw為水的質量流量；To和Ti分別為冷卻水的出口和進口溫度；A為加熱面積。

2 傳感器設計

2.1 結構設計

傳統(tǒng)的水卡式熱流傳感器采用中心沖擊冷卻結構，該結構傳感器由水冷銅塞、鋼環(huán)、絕熱外套、鋼套、密封墊圈和進出水管路等組成，其結構如圖2所示。冷卻水由中心進水管進入銅塞，對銅塞內部端面進行沖擊冷卻，然后經(jīng)過銅塞內孔和入水管道形成的環(huán)形通道流出，對銅塞側壁進行對流冷卻。

1. 水冷銅塞；2. 鋼環(huán)；3. 絕熱外套；4. 密封墊圈；5. 鋼套；6. 出水細管；7. 出水粗管；8. 焊接接頭；9. 入水粗管；10. 入水細管。

新型結構傳感器為U型通道冷卻結構（如圖3所示），由水冷銅塞、鋼環(huán)、絕熱外套以及進出水管路等組成。在銅塞內部由3個相同直徑的孔組成U型冷卻通道，冷卻水在通道中以較快速度對銅塞進行冷卻。

鋼環(huán)用來進行頭部密封，根據(jù)其結構尺寸對端面受熱半徑進行補償，以提高傳感器的測量精度。絕熱外套采用導熱系數(shù)較低的非金屬材料。

1. 水冷銅塞；2. 鋼環(huán)；3. 絕熱外套；4. 出水細管；5. 出水粗管；6. 焊接接頭；7. 入水粗管；8. 入水細管。

U型通道使得有效冷卻通道加長，換熱面積增大，且通道內水流速高，整體提高了傳感器的換熱性能。傳感器頭部直徑8mm，通道內水流速5m/s，水流量約10g/s。

2.2 換熱設計

大熱流傳感器測試的熱流密度達到MW量級，傳感器內部水冷通道的換熱形式一般為過冷沸騰。

過冷沸騰的換熱用Jens-Lottes公式計算，即

式中：為液壁溫度，℃；s為冷卻水在壓力（bar）下的飽和溫度，℃；為熱流密度，MW/m2。式(2)主要考慮沸騰傳熱量，因此適用于熱流密度達到MW量級情況下的計算[15]。

過冷沸騰換熱計算關系如圖4所示，此圖用來確定液壁溫度與冷卻水飽和溫度之間的溫差，以推算傳感器的水冷壁溫度。當熱流為15MW/m2時，液壁溫度與飽和溫度間的溫差為47℃。0.3MPa壓力下水的飽和溫度約為133℃，故可得液壁溫度約為180℃。進而可根據(jù)熱傳導分析計算得到傳感器內部的溫度分布。

圖4 過冷沸騰換熱

2.3 溫度場分析

對2種結構的傳感器在熱流密度15MW/m2條件下的溫度場進行了分析。

中心沖擊冷卻結構的銅塞為軸對稱結構，采用二維模型來分析銅塞內溫度分布。頂部設置為熱流邊界條件，側邊外部設置為絕熱邊界條件，內部頂部和側部分別設置為沖擊和對流換熱系數(shù)邊界條件。利用圓柱坐標系下二維導熱微分方程對銅塞內溫度分布進行數(shù)值模擬，微分方程為

利用Gauss-Seidel迭代對上述離散方程進行數(shù)值求解，結果如圖5所示。橫坐標R代表傳感器徑向尺寸，縱坐標Z為軸向尺寸。傳感器受熱端面最高溫度達到383℃，傳感器尾端溫度為312℃。

采用對流方法分析U型通道傳感器內部溫度分布如圖6所示。水冷通道設置為對流換熱系數(shù)邊界條件。由圖可知，受熱端面最高溫度為244.5℃，傳感器尾端溫度為165℃，可見相同條件下新型結構的傳感器換熱性能較傳統(tǒng)傳感器有較大提高，尾端溫度后續(xù)通過試驗進行驗證對比。

圖6 對流換熱下U型通道傳感器溫度分布

采用沸騰換熱方法分析的溫度場如圖7所示，U型通道的頂部內表面溫度采用恒溫邊界條件，溫度由過冷沸騰換熱方法確定。兩側通道分段設置，下半部分采用對流換熱系數(shù)邊界條件，上半部分采用沸騰換熱邊界條件。分析顯示，傳感器受熱面最高溫度約200℃（470K），傳感器尾端溫度約94℃（367K），傳感器整體溫度分布較對流換熱設計條件下大幅降低。

圖7 沸騰換熱下U型通道傳感器溫度分布

2.4 密封熱補償

水卡式熱流傳感器頭部利用不銹鋼環(huán)隔熱和密封，因不銹鋼環(huán)本身會吸收熱量并向銅塞傳遞，需要根據(jù)鋼環(huán)的特征尺寸來確定通過鋼環(huán)傳遞給銅塞的熱量，并根據(jù)銅塞的實際受熱量確定等效受熱面半徑。分析模型如圖8所示。

圖8 鋼環(huán)熱分析模型

銅塞的等效受熱半徑計算公式為

3 誤差分析

水卡式熱流傳感器的測量誤差主要包括散熱損失和測量誤差2部分。

散熱損失主要包括對流、輻射和導熱熱損失。對流熱損失包括外部空氣對傳感器的自然對流損失和冷卻水對出水管道的強制對流損失；輻射熱損失是指傳感器對周圍低溫環(huán)境的輻射散熱；導熱熱損失是指傳感器與其他零件直接接觸部分的散熱損失。

傳感器各部位的各種散熱損失百分比如表1所示，表中數(shù)據(jù)是在傳感器熱流15MW/m2、環(huán)境溫度15℃條件下獲得的。

表1 傳感器各部位散熱損失

管路未達到穩(wěn)定時，管內強制對流散熱為主要散熱途徑，散熱損失可達12.42%；管路達到穩(wěn)定后，管本身不再吸熱，此時散熱損失為4.14%。

直接測量誤差包括溫度測量誤差和流量測量誤差，主要由測量元件的精度決定。進出水的溫度采用銅-康銅熱電偶進行測量，精度為±0.5℃，測量最大溫差為15℃，相對誤差為3.3%。流量測量采用光電流量計和計時稱重2種方法，測量精度為0.1g，按4g/s流速正常工作10s計算，相對誤差為0.25%。

間接測量物理量為加熱熱量，其不確定度為

計算得到2.5%。

熱量測量的總誤差為散熱誤差和測量誤差之和，即6.64%。

熱流為＝/，其中面積的誤差由鋼環(huán)熱分析可知，為3%，則熱流誤差為

4 實驗及分析

利用水卡式熱流傳感器對高溫超聲速燃氣流試驗環(huán)境中的平頭駐點模型熱流進行了測量。該試驗在北京航天長征飛行器研究所燃氣流試驗臺上進行，試驗臺系統(tǒng)如圖9所示。燃氣流試驗臺采用氧氣和煤油作為燃料，利用拉瓦爾噴管產(chǎn)生高溫超聲速燃氣流，主要開展防隔熱材料的篩選和熱考核試驗。試驗臺加熱器的燃燒室總壓為1.5MPa，噴管出口馬赫數(shù)為2.4，燃氣總溫3300K左右。試驗一方面測量傳感器量程；另一方面主要通過傳感器背溫反推液壁溫度，來驗證沸騰換熱理論得出的液壁溫度的準確性。

圖9 加熱器系統(tǒng)

燃氣流加熱器的狀態(tài)主要通過氧氣和煤油的流量控制，氧氣通過薄膜式減壓器實現(xiàn)壓力和流量的精確控制，煤油通過氮氣擠壓方式供應，利用減壓器精確控制氮氣壓力。通過改變模型放置在流場中的位置來調節(jié)目標熱流密度。

水卡熱流測試系統(tǒng)主要由水卡式熱流計、水冷安裝模型、能源系統(tǒng)、管路系統(tǒng)、測控系統(tǒng)幾部分組成（如圖10所示）。熱流傳感器本體安裝在水冷安裝模型上進行熱流的測量，能源、管路系統(tǒng)提供冷卻水，測量控制系統(tǒng)進行控制和參數(shù)測量。

1. 加熱器；2. 水卡式熱流計；3. 水冷安裝模型；4. 水冷防熱板；5. 管路系統(tǒng)；6. 能源系統(tǒng)；7. 測控系統(tǒng)。

傳感器冷卻水通過氮氣擠壓方式供應，控制氮氣壓力可實現(xiàn)流量控制。水流量通過傳感器和計時稱重2種方法測量，流量傳感器為質量流量計，計時稱重通過高精度電磁閥實現(xiàn)切換，響應速度小于0.1s。溫度測量采用T型熱電偶和VISION采集儀，采樣頻率1kHz。通過熱電偶測得傳感器進出水溫差，之后根據(jù)式(1)計算熱流密度。試驗過程中測量傳感器背溫，根據(jù)2.3節(jié)的溫度場分析，結合式(2)來反推沸騰換熱的液壁溫度，以確認沸騰換熱在傳感器設計中應用的準確性。

熱流測試試驗直接獲得的溫度數(shù)據(jù)曲線如圖11所示，自上而下3條曲線分別是傳感器銅塞尾端溫度、冷卻水出口溫度和冷卻水入口溫度。傳感器尾端的測量溫度為75℃，利用對流換熱分析的尾端溫度為165℃（參見圖7），而利用沸騰換熱理論和導熱理論分析得到的該熱流條件下尾端溫度約為94℃（參見圖8），由此可以驗證沸騰換熱理論應用的合理性，且實際換熱效果較分析時更好。

圖11 試驗過程中冷卻水及傳感器尾端溫度曲線

經(jīng)過試驗測量，傳感器冷卻水流量為10.3g/s，受熱端面直徑8mm，根據(jù)式(4)(5)進行密封熱補償計算后端面直徑為8.496mm，結合圖11所示的冷卻水溫差，根據(jù)式(1)可求得熱流密度。散熱損失僅作為誤差分析，不作為計算熱流密度時的修正項。2種結構傳感器的熱流測試結果如圖12所示。U型通道傳感器測試的最大有效熱流為24.5MW/m2，在隨后進行的量程摸底測試實驗中，熱流達到30MW/m2時傳感器運行約1s后燒毀，可知該傳感器量程大于24.5MW/m2。中心沖擊冷卻結構最大有效熱流為17.46MW/m2，測試結束后傳感器端面出現(xiàn)微量燒蝕，故未進行更大熱流測試。說明U型通道冷卻結構在測量范圍、換熱效果等方面的性能均優(yōu)于中心沖擊冷卻方案。

圖12 傳感器熱流曲線

5 結束語

水卡式熱流傳感器是超聲速熱風洞地面熱環(huán)境測量的有效手段。新型的U型通道冷卻結構的換熱性能優(yōu)于傳統(tǒng)的中心沖擊冷卻結構，可實現(xiàn)更大量程的測量。將沸騰換熱方法應用于大熱流傳感器設計，更接近真實換熱情況，且可減小換熱設計難度，在冷卻水流速5m/s情況下實現(xiàn)了24.5MW/m2熱流密度的換熱。

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（編輯：閆德葵）

Development of a calorimetric heat flux sensor of new structure based on boiling heat transfer method

TIAN Ning, ZHANG Kai, LI Yanliang, YUE Hui

(Thermal Protection Technology Centre of Hypersonic Vehicle, Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing 100076, China)

For the long time steady measurement of heat flux of MW magnitude, a calorimetric heat-flux sensor of new structure is designed based on the boiling heat transfer method. A U-shaped water cooling channel is designed, with expected measuremente range from 5 to 15MW/m2. The sensor is tested in the high temperature supersonic gas flow field, to find its real range of 3 to 25MW/m2. It is shown that the application of the boiling heat transfer method makes the design much easier due to the better heat transfer efficiency at a lower speed and a smaller pressure loss of the subcooled water, leading to its extended range for measurment.

heat transfer sensor; boiling heat transfer; calorimetric heat flux sensor; combustion-gas flow; U-shaped channel for water cooling

V216.8

A

1673-1379(2018)02-0178-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2018.02.013

田 寧（1983—），男，碩士學位，高級工程師，主要從事高超聲速飛行器試驗技術研究。E-mail: dewoodtn@163.com。

2017-10-11；

2018-04-09