蘭江 朱磊

（1.中國航空綜合技術(shù)研究所 北京 100000；2.北京航空航天大學(xué) 北京 100028）

隨著航空技術(shù)的發(fā)展，飛行器的巡航高度和速度不斷提升，例如，美國的X-37B空天飛機(jī)的運(yùn)行高度為177～805km［1］，速度最高可達(dá)25 倍音速［2］。在此飛行高度和速度下，廣泛應(yīng)用于飛機(jī)的空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)、蒸氣循環(huán)制冷系統(tǒng)等熱管理方式已經(jīng)不再適用?？諝庋h(huán)制冷系統(tǒng)需要不斷從外界引氣，然而，在極端高空高速條件下，大氣極為稀薄，周圍空氣也因受劇烈壓縮出現(xiàn)高溫；蒸氣循環(huán)制冷系統(tǒng)雖然不受高度、速度限制，但是結(jié)構(gòu)復(fù)雜、制冷部件較多、整體質(zhì)量較大，更適用于大型旅客機(jī)。而液氮噴霧作為一種新型制冷技術(shù)，經(jīng)實(shí)驗(yàn)證明，對(duì)高熱流密度具有降溫速度快、表面溫度均勻性好等優(yōu)點(diǎn)［3-4］，在高熱流密度電子設(shè)備散熱領(lǐng)域具有良好的應(yīng)用前景。數(shù)值模擬可對(duì)液氮噴霧在開放式通道內(nèi)的冷卻性能進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè)［5］，也是研究機(jī)載條件下噴霧冷卻特性的有效手段［6］，因此，液氮噴霧可作為冷卻飛行器電子設(shè)備艙的一種可行方案，并可通過數(shù)值模擬分析其制冷效果及影響要素。

1 電子設(shè)備艙液氮噴霧制冷方案

制冷方案采用單噴嘴液氮噴霧結(jié)合風(fēng)扇驅(qū)動(dòng)的方式，換熱通道和風(fēng)扇縱向布置于設(shè)備上方空間的中心區(qū)域，噴嘴布置在風(fēng)扇后端的換熱通道中，如圖1所示。風(fēng)扇直徑為200mm，換熱通道長(zhǎng)度為800mm、截面尺寸為200mm×200mm，簡(jiǎn)化后的電子設(shè)備艙尺寸見圖2。

圖1 制冷方案布局

圖2 電子設(shè)備艙尺寸

電子設(shè)備艙內(nèi)的熱量主要為設(shè)備工作產(chǎn)生的熱量，還有外部熱防護(hù)轉(zhuǎn)移或阻隔后的殘余熱量，據(jù)估算，前者最大發(fā)熱功率約為5kW，二者比值約為1∶5。上述方案的制冷原理為：噴霧中的液滴迅速蒸發(fā)，換熱通道出口處的氣流被冷卻到較低的溫度，在連續(xù)氣流的作用下，3 組設(shè)備及電子設(shè)備艙壁面處于對(duì)流換熱的狀態(tài)，經(jīng)過換熱后的氣體，一部分從艙體出口流出，另一部分被風(fēng)扇吸入換熱通道進(jìn)行制冷，這一過程不斷循環(huán)，最終熱量被帶出艙體并且使設(shè)備溫度保持在設(shè)計(jì)工況溫度范圍內(nèi)（參考GJB/Z 457-2006［7］，本文取小于333K）。

2 數(shù)學(xué)模型與邊界條件

2.1 數(shù)學(xué)模型

使用Fluent軟件中基于歐拉—拉格朗日法的離散相模型（Discrete Phase Model，以下簡(jiǎn)稱為DPM模型），模擬研究液氮噴霧蒸發(fā)過程及飛行器電子設(shè)備艙噴霧制冷過程。DPM 模型要給出液氮噴霧液滴在不同時(shí)間點(diǎn)上的位置、速度、溫度、直徑、質(zhì)量等參數(shù)，控制方程包括以下幾個(gè)［8］。

運(yùn)動(dòng)方程：

傳熱方程：

蒸發(fā)傳質(zhì)方程：

對(duì)流沸騰傳質(zhì)方程：

2.2 網(wǎng)格劃分

采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，為提高邊界層參數(shù)精確度，對(duì)各界面之間的流體區(qū)域網(wǎng)格進(jìn)行適當(dāng)加密，而設(shè)備本身作為固體，其計(jì)算量與收斂性都比較優(yōu)秀，網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)可適當(dāng)減少，如圖3所示。為兼顧求解結(jié)果的精確度和求解速度，通過計(jì)算某一典型工況得到的結(jié)果，檢驗(yàn)不同單元數(shù)下的網(wǎng)格，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)目增加到一定程度后，繼續(xù)細(xì)化加密的操作對(duì)結(jié)果的影響會(huì)變得極小，最終劃分的網(wǎng)格單元數(shù)為48 213 228。

圖3 電子設(shè)備艙內(nèi)部及截面網(wǎng)格結(jié)構(gòu)

2.3 邊界條件及求解設(shè)置

2.3.1 壁面邊界條件

艙內(nèi)一共有3 種壁面邊界條件，載體分別是艙體的前后截面、側(cè)面、換熱通道壁面。動(dòng)量設(shè)置上，3 種壁面均采用無滑移、固定、固體壁面。前后截面可視為絕熱壁面，采用絕熱邊界條件，不考慮輻射影響，DPM壁面條件設(shè)置為捕捉（trap）；側(cè)面殘余氣動(dòng)熱輸入簡(jiǎn)化為垂直于壁面的熱流密度，艙壁發(fā)熱功率設(shè)計(jì)值為1kW，經(jīng)過計(jì)算等效于160W/m2，不考慮輻射，DPM 條件采用捕捉類型；換熱通道壁面熱條件設(shè)置為流固熱耦合（coupled），換熱通道的出口面設(shè)置為內(nèi)部面（interior），DPM條件設(shè)置為逃逸（escape）。

2.3.2 風(fēng)扇邊界條件

風(fēng)扇風(fēng)量為14.4m3/min，可通過Fluent自帶的風(fēng)扇模型（fan）設(shè)置風(fēng)扇的軸流方向及風(fēng)扇壓頭（pressure jump），在計(jì)算收斂后的求解結(jié)果中，使用風(fēng)扇面平均流速與換熱通道截面積相乘得到。

2.3.3 艙體出口邊界條件

艙體出口邊界設(shè)置為壓力出口（pressure-outlet），DPM壁面條件設(shè)置為逃逸（escape）。

2.3.4 設(shè)備邊界條件

3 組固體設(shè)備區(qū)域分別設(shè)置能量源項(xiàng)（Energy Sources），根據(jù)發(fā)熱量的配比，每組設(shè)備的發(fā)熱功率為1.67kW。設(shè)備表面設(shè)置壁面邊界條件，動(dòng)量上為無滑移固定壁面，能量上采用流固熱耦合（coupled）類型，DPM壁面條件設(shè)置為捕捉（trap）。

2.3.5 DPM射流源邊界條件

噴嘴位置處于換熱通道距風(fēng)扇200mm處，采用實(shí)心錐模型（solid-cone），每一步離散相計(jì)算輸入200 束粒子源（Paticle Streams），液滴材料采用液氮，液滴直徑分布規(guī)律采用統(tǒng)一分布（uniform）。液滴參數(shù)設(shè)置中，液滴直徑為200μm，初始溫度77K，噴霧錐角30°，噴嘴直徑1.4mm。

2.3.6 材料屬性

連續(xù)相采用氮?dú)夂脱鯕獾幕旌蠚怏w模型，密度采用不可壓理想氣體，比熱容和熱導(dǎo)率按照Fluent 內(nèi)置的mixing-law 設(shè)置，黏性按照傳熱學(xué)模擬中常用的sutherland law 模擬其隨溫度的變化規(guī)律；離散相液滴材料定義為液氮，其密度和比熱容設(shè)置為常數(shù)，蒸發(fā)潛熱設(shè)置為隨環(huán)境溫度變換，沸點(diǎn)設(shè)置為隨環(huán)境壓力變化；固體區(qū)域材料屬性根據(jù)鋁合金和PCB 電路板二者的大致質(zhì)量配比進(jìn)行估算，導(dǎo)熱系數(shù)近似取80W/（m·K），比熱容近似取250J/（kg·K）。

3 模擬結(jié)果與分析

3.1 環(huán)境壓力的影響

通過改變環(huán)境壓力，模擬飛行器在不同高度下的工作狀態(tài)，分析環(huán)境壓力對(duì)液氮噴霧制冷效果的影響。圖4是在液氮流量為0.01544kg/s 的情況下，環(huán)境壓力分別取50kPa、25kPa和10kPa，求解得到的設(shè)備表面溫度云圖。在高于25kPa 的環(huán)境壓力下，設(shè)備表面溫度分布規(guī)律基本一致，最高和最低溫度之差均在30K 左右；而在低于25kPa的環(huán)境壓力下，同一設(shè)備表面與不同設(shè)備之間都有很大的溫差，原因是稀薄氣體換熱能力較弱，其較低的導(dǎo)熱系數(shù)也使得熱阻極大，導(dǎo)致設(shè)備溫度在維持較高水平的同時(shí)其分布也極不均勻。

圖4 不同環(huán)境壓力下設(shè)備表面溫度云圖

選取設(shè)備的最低溫度、最高溫度、平均溫度及艙體出口平均溫度，評(píng)估不同環(huán)境壓力下的制冷效果，如圖5所示。設(shè)備溫度呈現(xiàn)出隨壓力升高而降低的趨勢(shì)，艙體出口平均溫度變化不大。整體上，在給定的液氮流量條件下，高于25kPa的環(huán)境壓力滿足制冷需求，而其他環(huán)境壓力下的制冷效果均不理想，說明低壓下需要調(diào)整液氮流量等其他變量以增強(qiáng)制冷效果。

圖5 設(shè)備溫度與環(huán)境壓力關(guān)系

3.2 液氮流量的影響

液氮流量的變化直接影響艙內(nèi)熱平衡，是控制設(shè)備溫度的主要參數(shù)。理論上，只要制冷工質(zhì)充足，任何環(huán)境壓力下都能達(dá)到預(yù)期制冷效果。而實(shí)際中，需要找到液氮流量與設(shè)備溫度之間的平衡點(diǎn)，在滿足制冷需求的前提下，盡量減少液氮的消耗。選取設(shè)備的最低溫度、最高溫度、平均溫度及艙體出口平均溫度，評(píng)估不同液氮流量下的制冷效果。

圖6、圖7和圖8分別為100kPa、50kPa 和5kPa 環(huán)境壓力下設(shè)備溫度隨液氮流量變化的曲線。在不同環(huán)境壓力下，設(shè)備溫度和艙體出口平均溫度都隨液氮流量的增加而顯著下降。3 組環(huán)境壓力中，設(shè)備最高溫度小于333K 即滿足制冷要求，對(duì)應(yīng)的流量分別為0.0143kg/s、0.015kg/s、0.0173kg/s。環(huán)境壓力為5kPa時(shí)，艙內(nèi)制冷劑需求量最大，此時(shí)的液氮流量為0.0173kg/s，經(jīng)保守估計(jì)，若總發(fā)熱功率為6kW，制冷系統(tǒng)每半小時(shí)最多消耗31.14kg液氮。

圖6 100kPa環(huán)境壓力下設(shè)備溫度與液氮流量關(guān)系

圖7 50kPa環(huán)境壓力下設(shè)備溫度與液氮流量關(guān)系

圖8 5kPa環(huán)境壓力下設(shè)備溫度與液氮流量關(guān)系

4 結(jié)語

通過CFD 數(shù)值模擬，對(duì)飛行器電子設(shè)備艙液氮噴霧制冷方案進(jìn)行了影響因素分析。結(jié)果表明：飛行高度對(duì)制冷效果有較大影響，相同的液氮流量在高空條件下的制冷效果較差；在不同飛行高度下，液氮流量對(duì)制冷效果起到關(guān)鍵作用，通過調(diào)節(jié)液氮流量，能夠滿足不同制冷需求，因此，制冷方案具有廣泛適用性和一定可行性。數(shù)值模擬結(jié)果對(duì)飛行器電子設(shè)備艙的制冷系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供了一定的理論指導(dǎo)，后續(xù)可搭建包括電子設(shè)備艙、電子設(shè)備、換熱通道、風(fēng)機(jī)及噴霧系統(tǒng)的試驗(yàn)臺(tái)，開展進(jìn)一步研究與驗(yàn)證。