董章志，李小剛，陸繼翔

（1.空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院，西安710051）

（2.西北工業(yè)大學(xué) 機電學(xué)院，西安710072）

0 引言

機載液冷源系統(tǒng)是一種借助冷卻液的循環(huán)流動，通過低溫液體與熱負(fù)載的對流換熱，以實現(xiàn)電子設(shè)備降溫及溫度控制的機載冷卻設(shè)備。在散熱密度較大的情況下，以往采用傳統(tǒng)的對流散熱或是強迫風(fēng)冷存在散熱效率低、溫度控制精準(zhǔn)度不夠的情況［1］，而采用機載液冷源給雷達(dá)冷卻，以液冷替代風(fēng)冷，可以實現(xiàn)高效、可靠的散熱調(diào)節(jié)。

對于液冷源系統(tǒng)的研究，Y.J.Kim等［2-3］借助CFD仿真分析了電力變壓器散熱器內(nèi)部的油液流場及溫度場，評估了散熱風(fēng)扇擺放位置對散熱性能的影響；R.L.Amalfi等［4］使用LTCM內(nèi)部開發(fā)的兩相流模擬代碼建立了氣液兩相液冷系統(tǒng)的仿真模型，但未考慮管道、散熱器等與環(huán)境的熱交換；張承武［5］對某型電子設(shè)備液冷源進行了仿真與試驗，通過集中參數(shù)法結(jié)合分布參數(shù)法建立各部件的簡化模型，仿真部分參數(shù)精確度有所欠缺；朱恩慶［6］設(shè)計了一種使用結(jié)合單片機及集成數(shù)字IC的采集控制系統(tǒng)的液冷源控制系統(tǒng)，具有成本低、控制精度高的特點；李運祥等［7］利用Matlab/Simu?link仿真分析了不同參數(shù)階躍對機載蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)性能的影響規(guī)律；金敏［8］借助EASY5軟件搭建了殲擊機蒸發(fā)制冷系統(tǒng)的動態(tài)數(shù)學(xué)模型，分析得到了系統(tǒng)的動態(tài)性能；曹克強等［9-10］以AMESim為平臺搭建了機載液冷源系統(tǒng)模型，側(cè)重點在于對仿真平臺的介紹，僅考慮了泵、散熱器、熱源與環(huán)境的換熱。上述研究所建立的模型均為液冷系統(tǒng)的典型建模，但大部分未考慮部件與環(huán)境間的熱交換或是換熱模型不夠全面。

在前人研究的基礎(chǔ)上，本文綜合考慮冷卻液、設(shè)備、外部環(huán)境三者之間的傳熱關(guān)系以及系統(tǒng)部件工作的內(nèi)部產(chǎn)熱，提供一種基于傳熱學(xué)原理的計算模型；對系統(tǒng)熱負(fù)載較大的部件建模，利用AMESim軟件進行全系統(tǒng)的熱特性校核計算；并通過軟件狀態(tài)機模塊仿真實現(xiàn)對儲液箱、散熱器的溫度反饋控制。

1 系統(tǒng)熱特性數(shù)學(xué)模型建立

1.1 模型簡化

考慮對液冷源系統(tǒng)熱特性影響較大的主要因素及功能部件，對系統(tǒng)進行簡化，簡化后的系統(tǒng)原理圖如圖1所示。

圖1 系統(tǒng)模型簡圖Fig.1 System model diagram

整個液冷源系統(tǒng)以65號冷卻液（60%乙二醇）作為作為熱傳導(dǎo)介質(zhì)，選用CLB-7型液冷泵輸出儲液箱中的冷卻液，冷卻液經(jīng)板翅式散熱器強迫風(fēng)冷散熱后，輸送至冷板給機載電子設(shè)備降溫，最后回流至儲液箱。軸流風(fēng)機安裝在散熱器冷邊出氣口，用于對散熱器強迫風(fēng)冷。

系統(tǒng)工作過程中冷板最大流量為12 L/min，機載設(shè)備的生熱功率（冷板生熱功率）為2 000 W。液冷源系統(tǒng)包括的熱載荷主要元件有儲液箱、齒輪泵、散熱器、電加熱器、冷板和管路，下面分別建立各元件的熱特性模型，部分傳熱學(xué)公式參見文獻(xiàn)［11］。

1.2 齒輪泵的熱特性模型

齒輪泵用于為系統(tǒng)提供冷卻流量，齒輪泵的額定功率為150 W，在工作過程中全部損失為熱能，泵殼體同空氣進行輻射換熱和對流換熱。齒輪泵的傳熱原理如圖2所示。

圖2 齒輪泵的傳熱原理Fig.2 Gear pump heat transfer principle

泵外殼與冷卻液對流換熱的努塞爾數(shù)為

外殼與外界自然對流換熱的努塞爾數(shù)為

式中：Pr為普朗特數(shù)；Re為雷諾數(shù)；Ra為瑞麗數(shù)。外殼與外部環(huán)境的輻射換熱表達(dá)式為

式中：σ為輻射換熱系數(shù)；ε為殼體材料黑度；T為殼體溫度；Tenv為外部溫度。

1.3 板翅式散熱器的熱特性模型

冷卻液流動的雷諾數(shù)可表示為

式中：d0為散熱器內(nèi)部管路當(dāng)量直徑；Q0為冷卻液流量；A0為管路截面積；v0為冷卻液運動黏度。

液體和管壁對流換熱的斯坦頓數(shù)表達(dá)式為

空氣流動的雷諾數(shù)可表示為

式中：Qa為冷邊（空氣）流量；da為冷邊當(dāng)量直徑；va為冷邊的運動黏度；Aa為冷邊的流通面積。

冷邊空氣與熱邊翅片對流換熱的努塞爾數(shù)可表示為

總換熱系數(shù)kA表達(dá)式為

式中：A0為熱邊（冷卻液）換熱面積；α1為熱邊換熱系數(shù)；Aα為冷邊換熱面積；α2為冷邊換熱系數(shù)。

傳熱單元數(shù)表達(dá)式為

換熱器效率的表達(dá)式為

換熱器換熱量表達(dá)式為

1.4 冷板的熱特性模型

冷卻液流經(jīng)冷板時，會對冷板進行降溫，冷板

的換熱功率為2 000 W，這里將冷板簡化一個簡單的換熱元件，即冷板交換的熱量全部用于冷卻液的溫升。則冷板的數(shù)學(xué)模型可表示為

式中：Ti為冷卻液進口溫度；To為冷卻液出口溫度；W為換熱功率；q1為冷卻液流量；ρ1為冷卻液密度；Cp為冷卻液比熱。

1.5 儲液箱的熱特性模型

儲液箱用于儲存冷卻液。其熱特性主要表現(xiàn)在冷卻液與儲液箱的對流換熱以及儲液箱與外部環(huán)境的對流環(huán)境和輻射換熱。

儲液箱與內(nèi)部冷卻液強迫對流換熱的努塞爾數(shù)表達(dá)式為

儲液箱與外部空氣自然對流換熱的努塞爾數(shù)表達(dá)式為

式中：Gr為格拉曉夫數(shù)。

儲液箱與環(huán)境的輻射換熱量表達(dá)式為

1.6 管路的熱特性模型

管路的熱特性主要體現(xiàn)在管內(nèi)冷卻液同管壁的對流換熱以及管壁同環(huán)境的對流換熱和輻射換熱。同時冷卻液在管內(nèi)流動會產(chǎn)生一定的壓力損失。

管壁與內(nèi)部冷卻液強迫對流換熱的努塞爾數(shù)表達(dá)式為

管壁與外部空氣自然對流換熱的努塞爾數(shù)表達(dá)式為

管壁與環(huán)境的輻射換熱量表達(dá)式為

2 系統(tǒng)不同溫度環(huán)境下的熱特性仿真

2.1 建立模型

采用AMESim軟件［12］已有的內(nèi)置元件搭建了機載液冷源系統(tǒng)各部件的仿真模型，元件涉及Thermal庫、Thermal Hydraulic庫、HEAT庫、Pneumatic庫，主要包括儲液箱、飛機倒飛防溢裝置、液冷泵、管路油濾、散熱器、軸流風(fēng)機、冷板、安全活門等系統(tǒng)部件［13］，系統(tǒng)仿真模型如圖3所示。

系統(tǒng)參數(shù)依據(jù)實際設(shè)計的機載液冷源系統(tǒng)參數(shù)確定，其換熱過程主要包括儲液箱、齒輪泵、散熱器翅片、冷板、管路與冷卻液以及環(huán)境空氣或?qū)α骺諝獾膶α鲹Q熱。

圖3 液冷源系統(tǒng)AMEsim仿真模型Fig.3 AMEsim simulation model of liquid cooling system

2.2 參數(shù)設(shè)置

仿真過程中系統(tǒng)不存在泄露情況，管路雜質(zhì)含量符合實際規(guī)定，其較大熱載荷部件的主要工作參數(shù)如下［14］：

（1）儲液箱：額定工作壓力0.3 MPa，體積4 L，截面積175 mm×175 mm，液面初始高度100 mm，高度范圍80～170 mm。

（2）增壓泵：選用CLB-7型液冷泵，額定工作壓力0.6 MPa，額定流量12 L/min，額定功率150 W。

（3）冷卻液管路：內(nèi)徑12 mm，壁厚1 mm。

（4）軸流風(fēng)機：轉(zhuǎn)速7 000 r/min，功率67 W，對流空氣流量710 m3，功率67 W，葉輪直徑171.5 mm。風(fēng)機從環(huán)控系統(tǒng)引氣，必要時可帶開沖壓空氣口共同進氣。

（5）散熱器：選用SRQ-7G板翅式散熱器，采用通道數(shù)為3、散熱器管路數(shù)為7-8-7的結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)如圖4～圖5所示。冷卻液總換熱面積1.5 m2，內(nèi)部管路直徑9.074 mm，管路容積3.6 L，對流空氣接觸面積4.7 m2。

圖4 散熱器外部結(jié)構(gòu)Fig.4 Radiator external structure

圖5 散熱器內(nèi)部結(jié)構(gòu)Fig.5 Radiator internal structure

該系統(tǒng)的主要性能指標(biāo)包括，冷板前最大流量12 L/min，冷板溫度保持在5～25℃。本文主要研究各部件的熱特性，保持冷板溫度在5～25℃。

2.3 傳熱仿真框架

液冷源系統(tǒng)部件傳熱仿真框架如圖6所示，主要包括：材料物理特性計算、環(huán)境溫度預(yù)計、系統(tǒng)簡化、部件熱計算、仿真實現(xiàn)。

圖6 部件傳熱仿真框架Fig.6 Component heat transfer simulation framework

2.4 典型工況下的仿真結(jié)果與分析

依據(jù)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)［15］，以某型飛機機載雷達(dá)為例，分析液冷源系統(tǒng)給機頭雷達(dá)降溫時，系統(tǒng)溫度在-40、-20、5、10、20和40℃工況下的系統(tǒng)熱特性。

2.4.1 地面狀態(tài)

地面狀態(tài)下液冷源系統(tǒng)與機載雷達(dá)同時啟動，此時系統(tǒng)與雷達(dá)均開始生熱。選取飛機地面維護時環(huán)境空氣溫度5、10℃作為系統(tǒng)工況，系統(tǒng)初始溫度與環(huán)境溫度相同。系統(tǒng)溫度變化情況如圖7～圖8所示。

圖7 5℃下系統(tǒng)溫度變化Fig.7 System temperature change at 5℃

圖8 10℃下系統(tǒng)溫度變化Fig.8 System temperature change at 10℃

從圖7～圖8可以看出：系統(tǒng)開始工作經(jīng)過大約450 s達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)，儲液箱、散熱器、冷板的穩(wěn)定溫度情況如表1所示。考慮到冷卻液流入散熱器前存在齒輪泵的機械生熱及管路損失，散熱器進口溫度最高，大于儲液箱出口溫度，冷板溫度與散熱器出口相近。

表1 穩(wěn)定溫度Table 1 Stabilized temperature

由于各部件工作生熱，在系統(tǒng)工作0.44、0.87 s時，散熱器進口、出口出現(xiàn)溫度短暫升高現(xiàn)象，隨后散熱器冷卻效果大于冷卻液升溫效果，出現(xiàn)溫度下降的趨勢；冷板持續(xù)給系統(tǒng)中冷卻液傳遞熱量，散熱器持續(xù)工作給冷卻液散熱，最終系統(tǒng)溫度緩慢升高至平衡狀態(tài)。

2.4.2 飛行狀態(tài)

選取飛機飛行高度10 000 m、空氣溫度-40℃作為工況一，選取飛行高度5 000 m、空氣溫度-20℃作為工況二。環(huán)控系統(tǒng)送風(fēng)溫度為10℃。

飛行狀態(tài)下液冷源系統(tǒng)與機載雷達(dá)同時啟動，此時系統(tǒng)與雷達(dá)均開始生熱，系統(tǒng)初始溫度與兩種工況外界空氣溫度相同，溫度變化情況如圖9～圖10所示。

圖9 -40℃下系統(tǒng)溫度變化Fig.9 System temperature change at-40℃

圖10 -20℃下系統(tǒng)溫度變化Fig.10 System temperature change at-20℃

從圖9～圖10可以看出：系統(tǒng)開始工作經(jīng)過大約420 s達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)，穩(wěn)定溫度如表2所示。冷板進口溫度偏高，需進行調(diào)整改進。

表2 飛行狀態(tài)下穩(wěn)定溫度Table 2 Stable temperature in flight

飛行狀態(tài)下雷達(dá)已經(jīng)工作一段時間，以系統(tǒng)溫度20℃、系統(tǒng)散熱不及時40℃作為仿真條件進行仿真，溫度變化情況如圖11～圖12所示。

圖11 20℃下系統(tǒng)溫度變化Fig.11 System temperature change at 20℃

圖12 40℃下系統(tǒng)溫度變化Fig.12 System temperature change at 40℃

從圖11～圖12可以看出：飛行狀態(tài)下液冷源系統(tǒng)穩(wěn)定溫度普遍偏高，系統(tǒng)主要部件的穩(wěn)定溫度如表2所示。

綜上，地面狀態(tài)下液冷源系統(tǒng)工作正常，溫度不超過30℃。飛行狀態(tài)下系統(tǒng)基本能滿足冷板進口溫度5～30℃的技術(shù)指標(biāo)要求，但仍存在溫度偏高甚至超過溫度指標(biāo)的情況。可通過打開沖壓空氣口引入外界空氣或在油箱處安裝電加熱器的方法調(diào)節(jié)溫度范圍，AMESim中通過溫控狀態(tài)機來實現(xiàn)。

3 基于溫控狀態(tài)機的系統(tǒng)優(yōu)化

3.1 溫控狀態(tài)機

通過AMESim中的狀態(tài)機模塊的編程（示例如圖13所示），實現(xiàn)實際情況下溫度反饋控制的仿真模擬［16］。冷板溫度偏低情況下，通過傳感器測量冷板溫度，低于5℃時，對儲液箱加熱，即在儲液箱內(nèi)安裝電加熱器；儲液箱溫度大于40℃時，關(guān)閉電加熱器。在系統(tǒng)溫度20、40℃工況下，系統(tǒng)穩(wěn)定后冷板溫度偏高，當(dāng)溫度大于5℃時，增大散熱器風(fēng)機轉(zhuǎn)速并打開沖壓空氣口，以實現(xiàn)散熱效果的優(yōu)化。

圖13 溫度偏低下的狀態(tài)機1Fig.13 State machine with low temperature 1

將狀態(tài)機打包，作為仿真模塊加入模型中。冷板溫度偏高或偏低狀態(tài)機會根據(jù)冷板、儲液箱的實時溫度情況，切換加熱器以及空氣口流量的檔位，優(yōu)化后的系統(tǒng)仿真模型如圖14所示。

圖14 引入狀態(tài)機的系統(tǒng)仿真模型Fig.14 System simulation model with state machine

3.2 優(yōu)化后仿真計算

已知某型飛機環(huán)控系統(tǒng)的空氣入口溫度、流量，對應(yīng)高度下沖壓空氣口溫度、流量，得到混合后空氣溫度T′H的計算表達(dá)式（19），進而得到飛行狀態(tài)下5 000 m及10 000 m工況時，混合空氣的狀態(tài)屬性，如表3所示。

式中：TH為環(huán)控系統(tǒng)的空氣入口溫度；TC為沖壓空氣口的空氣入口溫度；T′H為混合后空氣溫度。

-40、-20、20和40℃四種不同工況下，系統(tǒng)的溫度變化情況如圖15所示。

表3 飛行狀態(tài)下的冷邊氣體屬性［17］Table 3 Cold side gas properties in flight［17］

圖15 系統(tǒng)溫度變化情況Fig.15 System temperature changes

從圖15可以看出：四種工況下冷板穩(wěn)定溫度分別為9.78、6.36、14.73、10.80℃，很好地滿足了系統(tǒng)冷板進口溫度5～30℃的技術(shù)指標(biāo)要求，通過散熱器的沖壓空氣孔引入外部空氣或儲液箱的加熱這兩種方式，可以降低、提高系統(tǒng)的溫度以限制系統(tǒng)穩(wěn)定溫度范圍，以滿足技術(shù)指標(biāo)要求。

4 結(jié)論

（1）液冷源系統(tǒng)溫度在開機大約420～480 s達(dá)到穩(wěn)定。地面狀態(tài)下，冷板溫度滿足設(shè)計要求，冷板入口溫度小于30℃。飛行狀態(tài)下，存在穩(wěn)定溫度偏高情況，可打開沖壓空氣口引入外部空氣降低系統(tǒng)溫度。

（2）儲液箱安裝電加熱器以及打開沖擊空氣口可以較好地解決飛行中系統(tǒng)的超溫問題，使冷板保持在5～30℃甚至更小的范圍內(nèi)。若引入外部空氣的流量、溫度可以得到較好地調(diào)節(jié)，可以更精確地控制冷板的穩(wěn)定溫度。