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(shù)的不斷發(fā)展，航天器緊湊化、小型化的設(shè)計(jì)理念使得眾多的電子元件集成在更小的區(qū)域內(nèi)，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(shè)計(jì)中首當(dāng)其沖要解決的難題。

噴霧冷卻技術(shù)是一種相變冷卻技術(shù)，利用霧化微滴噴射到換熱表面上，通過介質(zhì)的相變蒸發(fā)帶走熱量。其特點(diǎn)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(jìng)爭(zhēng)力的高熱流密度熱控技術(shù)。目前NASA已將閉式噴霧冷卻技術(shù)列為未來(lái)熱控系統(tǒng)的研究重點(diǎn)之一，美國(guó)海軍和能源部近10年設(shè)立了專項(xiàng)經(jīng)費(fèi)用于噴霧冷卻技術(shù)的研究，并成功實(shí)現(xiàn)熱流密度近1 000 W/cm2的散熱目標(biāo)[1-2]。近年來(lái)，ACT公司等成功實(shí)現(xiàn)了重力條件下噴霧冷卻技術(shù)的產(chǎn)品化[3]。國(guó)內(nèi)也開展了噴霧冷卻技術(shù)的研究，并取得了一定的成果。

1 在航天器熱控系統(tǒng)中應(yīng)用

為將噴霧冷卻技術(shù)應(yīng)用于航天器熱控系統(tǒng)上，應(yīng)展開微重力條件下的相關(guān)研究。美國(guó)開展了大量的試驗(yàn)研究，主要利用飛機(jī)拋物線飛行或者自由落體來(lái)模擬微重力環(huán)境研究噴霧冷卻的換熱效果。NASA與美國(guó)空軍通過提供歷史飛行數(shù)據(jù)、落塔、減重力飛行試驗(yàn)及實(shí)驗(yàn)室平臺(tái)等多種手段，聯(lián)合美國(guó)知名大學(xué)對(duì)微重力下的噴霧冷卻換熱效果進(jìn)行了大量研究，取得很多成果[5-10]。在NASA的CEV（Crew Exploration Vehicle）項(xiàng)目中，航天器熱控系統(tǒng)的散熱方式采用熱沉工質(zhì)升華帶走熱量的蒸發(fā)冷卻方式，噴霧冷卻可以在相對(duì)低的工質(zhì)流量下實(shí)現(xiàn)高散熱，其中應(yīng)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(jīng)得到了試驗(yàn)驗(yàn)證[11-13]。

利用水作為閃蒸器工質(zhì)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(gè)圓柱形的換熱器，換熱器表面布滿翅片用于強(qiáng)化噴霧冷卻時(shí)的換熱，圖1顯示了液體流過閃蒸器時(shí)的仿真計(jì)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(shè)備中對(duì)單噴嘴進(jìn)行了試驗(yàn)[13]，圖2為在真空環(huán)境中對(duì)單噴嘴噴霧性能的試驗(yàn)照片，試驗(yàn)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(lái)航天器的需求。NASA同時(shí)對(duì)用于未來(lái)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(shí)的仿真計(jì)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(yàn)圖Fig.2 Single nozzle spray performance test under10-1Pa vacuum environment

國(guó)內(nèi)外對(duì)閉式噴霧冷卻技術(shù)也進(jìn)行了大量的地面試驗(yàn)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(shè)備，微型泵為系統(tǒng)提供驅(qū)動(dòng)動(dòng)力，液體從泵口出來(lái)，經(jīng)過加熱器調(diào)節(jié)溫度后進(jìn)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(gè)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(yàn)臺(tái)對(duì)噴霧冷卻進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，研究了在微重力條件下的運(yùn)行能力、傳熱性能和特性，使用的流體工質(zhì)為FC-72[14]。中國(guó)空間技術(shù)研究院也研制了噴霧冷卻系統(tǒng)原理樣機(jī)[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(yàn)研究過程中，還未獲得應(yīng)用。

2 在大功率激光器冷卻系統(tǒng)中應(yīng)用

近十幾年來(lái)，大功率激光器發(fā)展迅速，大功率激光器可應(yīng)用于火星人造衛(wèi)星、地球科學(xué)、水星探測(cè)等項(xiàng)目上[16]。在高功率情況下，激光器中僅有部分能量轉(zhuǎn)換為激光輸出，絕大部分能量轉(zhuǎn)換成廢熱，引發(fā)溫度和應(yīng)力分布改變，嚴(yán)重的熱效應(yīng)會(huì)降低激光光束質(zhì)量和輸出功率，甚至?xí)p毀激光介質(zhì)。為了保證激光器持續(xù)穩(wěn)定運(yùn)轉(zhuǎn)，避免產(chǎn)生熱透鏡、應(yīng)力、雙折射等不良效應(yīng)，必須解決激光器散熱問題[17]。

2003年Universal Energy Syst公司在美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室的資助下研究了高功率半導(dǎo)體激光器陣列的噴霧冷卻技術(shù)[18]，如圖4所示。該設(shè)備具有8個(gè)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(zhǎng)）×17.0 mm（寬）×8.8 mm（高），工作介質(zhì)包括FC-87、FC-72、甲醇以及水，循環(huán)系統(tǒng)的動(dòng)力由一個(gè)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(jìn)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(jī)圖Fig.4 Prototype of laser spray cooling

3 在高超聲速飛行器熱防護(hù)中應(yīng)用

超高溫區(qū)的熱防護(hù)問題是高超聲速飛行器的關(guān)鍵問題。NASA LaRC提出了液體噴射主動(dòng)冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，如圖5所示[19]。液體噴射冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)采用夾層結(jié)構(gòu)，蒙皮材料直接受熱，采用波紋板作為夾層結(jié)構(gòu)的芯子，并固定到受熱蒙皮一側(cè)。在波紋板的內(nèi)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(cè)壁上的通路排到相鄰波紋內(nèi)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(duì)于大面積冷卻，系統(tǒng)的冷卻能力是57 kW/m2；對(duì)于5 cm2的小面積，系統(tǒng)的冷卻能力可以達(dá)到230 kW/m2，內(nèi)部結(jié)構(gòu)的溫度可以保持在330 K。

在國(guó)內(nèi)，劉雙[20]針對(duì)高超聲速飛行器頭錐、翼前緣部位，提出將噴霧冷卻應(yīng)用于金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的新方法，設(shè)計(jì)并制造了采用噴霧冷卻的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)樣件，搭建了氧乙炔實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，對(duì)噴霧冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)樣件進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)測(cè)試，測(cè)試結(jié)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(hù)系統(tǒng)圖Fig.5 Liquid spray cooling thermal protection system

4 航天器環(huán)境模擬設(shè)備中的應(yīng)用

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

液氮噴射室利用液氮噴嘴將液氮霧化成細(xì)小液滴，與循環(huán)氮?dú)饨佑|換熱，將氮?dú)饨禍?，通過調(diào)節(jié)氮?dú)夂鸵旱墓┙o壓力可改變液氮流量，實(shí)現(xiàn)出口氮?dú)鉁囟鹊膭?dòng)態(tài)精確調(diào)節(jié)，使熱沉進(jìn)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(zhì)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(diào)溫系統(tǒng)圖Fig.6 Thermal shroud temperature control system with liquid nitrogen spray chamber

美國(guó)PDM公司生產(chǎn)的真空熱試驗(yàn)設(shè)備[21]配置有氣氮調(diào)溫?zé)岢粒梢允篃岢翜囟仍?17～394 K范圍內(nèi)可調(diào)，升降溫速率可以達(dá)到1.1 K/min，系統(tǒng)可承受50 kW的熱負(fù)荷。氣氮調(diào)溫?zé)岢镣饬鞒滩扇蜗蛎荛]循環(huán)，氮?dú)庥蓛蓚€(gè)氣化器提供，每個(gè)氣化器可連續(xù)8 h產(chǎn)生1 870 m3/h的氮?dú)狻５獨(dú)饨?jīng)6個(gè)高密度氣化單元調(diào)節(jié)后輸入熱沉中，通過控制氣化單元的輸出量來(lái)控制氮?dú)饬髁亢蜏囟取?/p>

土耳其于2013年建設(shè)一臺(tái)具有氣氮調(diào)溫系統(tǒng)的空間環(huán)境模擬設(shè)備[22]，氣氮調(diào)溫單元采用了液氮噴淋器。液氮從貯槽流出經(jīng)過氣化器之后氣化為氮?dú)?，氮?dú)饨?jīng)過渦輪壓縮機(jī)、回?zé)釗Q熱器，進(jìn)入液氮噴淋室，與液氮充分混合，通過調(diào)節(jié)噴淋器后的加熱器功率，氮?dú)猥@得-165～+110°C的溫度，進(jìn)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(diào)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(dá)到3.5℃/min，熱沉均勻性優(yōu)于±3.0℃。

6 結(jié)論與建議

美國(guó)從上世紀(jì)70年代開始開展對(duì)噴霧冷卻的研究，已經(jīng)取得了很大的成果，在理論分析與實(shí)驗(yàn)研究方面，都居于領(lǐng)先水平。在航天領(lǐng)域，NASA已經(jīng)成功將開式噴霧冷卻系統(tǒng)應(yīng)用于航天器上，而閉式系統(tǒng)的樣機(jī)也經(jīng)過了微重力實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的驗(yàn)證。我國(guó)對(duì)噴霧冷卻的研究還處于實(shí)驗(yàn)室階段，對(duì)于應(yīng)用于航天領(lǐng)域，需要更多的努力。

（1）駛?cè)腴_展噴霧冷卻機(jī)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(gè)非常復(fù)雜的物理過程，并且眾多因素相互影響，對(duì)機(jī)理研究帶來(lái)很多困難。目前噴霧冷卻的結(jié)論多來(lái)自與實(shí)驗(yàn)研究和經(jīng)驗(yàn)公式，現(xiàn)有的數(shù)值模擬方法是在簡(jiǎn)化機(jī)理的基礎(chǔ)上形成的，更多的只考慮噴霧冷卻過程中的某一部分機(jī)理。

我國(guó)應(yīng)繼續(xù)開展相關(guān)研究，在試驗(yàn)研究基礎(chǔ)上，更要深入分析和研究其機(jī)理，建立完善的模型，開展數(shù)值仿真研究。加強(qiáng)理論分析和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合，完善噴霧冷卻的換熱機(jī)理的研究，為實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用做好技術(shù)儲(chǔ)備。

（2）結(jié)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(jié)合實(shí)際的工程需要，有針對(duì)性的，從多個(gè)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(zhì)，選擇合適的噴嘴結(jié)構(gòu)，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(guān)的工藝研究，如微表面處理工藝、納米流體等，只有相關(guān)工藝水平的提高，才能獲得更好的噴霧冷卻效果。

（3）重點(diǎn)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(lǐng)域的應(yīng)用，必須開展微重力/變重力對(duì)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(huì)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(lái)的工程應(yīng)用提供技術(shù)儲(chǔ)備。

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

（5）著眼于系統(tǒng)設(shè)計(jì)，合理設(shè)計(jì)系統(tǒng)布局，實(shí)現(xiàn)閉式循環(huán)系統(tǒng)的工程應(yīng)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(duì)于閉式系統(tǒng)的研究?jī)H限于實(shí)驗(yàn)室，并且研究的重點(diǎn)都放在了機(jī)理研究上。若想實(shí)現(xiàn)在航天器上的推廣應(yīng)用，系統(tǒng)的體積、質(zhì)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(yùn)行可靠性。實(shí)現(xiàn)噴霧冷卻閉式循環(huán)系統(tǒng)的工程化，還需要很長(zhǎng)的路要走。