王 瑾，鞏萌萌，李運(yùn)澤，王 浚

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研究發(fā)展中心，北京 100076；3.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

基于機(jī)械泵控制的毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)仿真分析

王 瑾1，鞏萌萌2，李運(yùn)澤3，王 浚3

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研究發(fā)展中心，北京 100076；3.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

文章分析用于空間環(huán)境下的毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)原理，通過節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法建立該熱控系統(tǒng)4節(jié)點(diǎn)熱網(wǎng)絡(luò)模型；運(yùn)用數(shù)值仿真方法，以機(jī)械泵為控制對象，對該系統(tǒng)分別采用PID控制和模糊增量控制方案的熱控效果進(jìn)行對比。結(jié)果表明，模糊增量控制與PID控制相比，超調(diào)量較小且達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)間短，具有良好的控制魯棒性。

噴霧冷卻回路；熱控系統(tǒng)；模糊增量；機(jī)械泵；節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法

0　引言

空間電子設(shè)備正朝著微型化和高度集成化的方向快速發(fā)展，使得航天器電子設(shè)備的熱流密度及散熱量急劇攀升［1-3］。噴霧冷卻作為一種高效熱控技術(shù)，以其覆蓋面積大、冷卻液體流量小、換熱均勻等優(yōu)勢，在空間高功率電子設(shè)備散熱領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景，并已經(jīng)在冶金、機(jī)械加工、能源、醫(yī)學(xué)、化工等領(lǐng)域得到應(yīng)用［4］。

國內(nèi)外專家學(xué)者對噴霧冷卻系統(tǒng)在地面環(huán)境下的換熱機(jī)理、影響因素以及臨界熱流密度（CHF）等方面進(jìn)行了大量的研究發(fā)現(xiàn)：在地面環(huán)境下噴霧冷卻系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)高效換熱，以水為工質(zhì)時(shí)的熱流密度可高達(dá) 1000 W/cm2。對地面應(yīng)用系統(tǒng)通過搭載飛行進(jìn)行微重力試驗(yàn)的結(jié)果顯示：在微重力環(huán)境下，浮力以及重力作用減弱，使噴霧壁面液膜變厚以及氣泡分離速度降低，導(dǎo)致噴霧冷卻系統(tǒng)的換熱效率降低［5-10］。毛細(xì)多孔芯由固體骨架和孔隙組成，是一種由各種微觀結(jié)構(gòu)的固體顆粒連通組成的多孔結(jié)構(gòu)，具有毛細(xì)多孔芯滲透作用、液體浸潤作用以及比表面大等特點(diǎn)，能夠適用于空間各種變重力環(huán)境，如微重力環(huán)境、月球以及火星重力環(huán)境等［11-13］。2006年美國 NASA Glenn 研究中心的Hasan等提出了將毛細(xì)多孔芯應(yīng)用于空間站的空氣除濕器中，利用其氣液分離作用實(shí)現(xiàn)空氣的除濕，并借助其毛細(xì)作用實(shí)現(xiàn)液體的傳輸［12-13］。Silk等通過試驗(yàn)證明：以多孔結(jié)構(gòu)作為噴霧壁面時(shí)，噴霧冷卻系統(tǒng)的CHF高達(dá)140 W/cm2，相比于平板結(jié)構(gòu)高出75%左右［6，10］。

針對應(yīng)用于復(fù)雜空間環(huán)境及不同工作模式下的航天器的高熱流密度散熱問題，本文對毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路（CSSCL）熱控系統(tǒng)原理進(jìn)行分析，基于節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法建立該熱控系統(tǒng)包括封裝加熱面、噴霧裝置、毛細(xì)多孔芯換熱器以及空間輻射器的4節(jié)點(diǎn)熱網(wǎng)絡(luò)模型和溫度動(dòng)態(tài)數(shù)學(xué)模型；并設(shè)計(jì)以機(jī)械泵為控制對象的PID控制和模糊增量控制方案；最后面向?qū)嶋H應(yīng)用，運(yùn)用數(shù)值仿真方法對該熱控系統(tǒng)的主動(dòng)控制策略之控制效果進(jìn)行驗(yàn)證對比分析。

1　系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性建模

1.1熱控系統(tǒng)原理

毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)如圖1所示，由熱量收集、熱量傳遞和熱量排散3部分組成。

熱量收集由霧化噴嘴和毛細(xì)多孔芯組成的噴霧裝置完成，封裝加熱面與毛細(xì)多孔芯緊密貼附。

熱量傳遞環(huán)節(jié)主要包括節(jié)流閥、機(jī)械泵和流體管路等，負(fù)責(zé)將熱量帶到熱量排散環(huán)節(jié)。節(jié)流閥和機(jī)械泵等組件均位于液體總管路上，是系統(tǒng)中的可控執(zhí)行部件，能夠?qū)崿F(xiàn)回路系統(tǒng)的工質(zhì)流量調(diào)節(jié)；流體管路分為蒸汽管路、液體管路和液體總管路等，其中液體管路是多孔毛細(xì)管，內(nèi)部填充有毛細(xì)多孔芯。

熱量排散由多孔換熱器和空間輻射器組成的儲(chǔ)液裝置完成，空間輻射器貼附于多孔換熱器外表面，多孔換熱器內(nèi)部填充毛細(xì)多孔芯。

圖1　毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)Fig.1　The thermal control system using capillary separate spray cooling loop

該熱控系統(tǒng)的工作原理如下：系統(tǒng)工作時(shí)液體工質(zhì)通過機(jī)械泵加壓后送入噴霧裝置內(nèi)部的霧化噴嘴，霧化成微細(xì)液滴沖擊毛細(xì)多孔芯表面；噴射到表面的微細(xì)液滴在多孔芯的毛細(xì)作用下被捕捉并附著在多孔芯表面形成一層液膜，一部分蒸發(fā)為蒸汽，并由于毛細(xì)多孔芯的親水憎汽機(jī)理而停留在噴霧腔內(nèi)；一部分未蒸發(fā)的液體工質(zhì)在毛細(xì)作用和正壓力作用下，進(jìn)入毛細(xì)多孔芯內(nèi)部，并形成特殊的液體通道。蒸汽在噴霧腔內(nèi)蒸汽相變驅(qū)動(dòng)熱的作用下經(jīng)過蒸汽管路進(jìn)入多孔換熱器，液體工質(zhì)經(jīng)過液體管路進(jìn)入多孔換熱器。兩部分工質(zhì)在多孔換熱器內(nèi)混合換熱放出熱量，最終熱量通過空間輻射器的外表面輻射排散到空間環(huán)境中，而冷卻液體則在機(jī)械泵的作用下進(jìn)入液體總管路，重新進(jìn)入噴霧裝置，實(shí)現(xiàn)整個(gè)循環(huán)。

1.2熱控系統(tǒng)動(dòng)態(tài)仿真建模

1.2.1建模假設(shè)

采用節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法［14-15］對毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)進(jìn)行建模，選取封裝加熱面、噴霧裝置、多孔換熱器和空間輻射器作為熱網(wǎng)絡(luò)節(jié)點(diǎn)，如圖2所示。其中Che、Csp、Cph和Cra分別為封裝加熱面、噴霧裝置、多孔換熱器和空間輻射器的節(jié)點(diǎn)熱容。為了簡化問題，突出研究重點(diǎn)，做出如下假設(shè)：

1）毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)為一個(gè)系統(tǒng)，包括封裝加熱面以及空間輻射器，除空間輻射器與外部空間環(huán)境有熱量交換外，忽略系統(tǒng)與外界的其他熱交換；

2）噴霧腔內(nèi)蒸汽混合充分，壓力和溫度均勻分布；

3）噴霧腔出口蒸汽、儲(chǔ)液器出口液體均處于飽和狀態(tài)；

4）噴霧腔和儲(chǔ)液器內(nèi)部毛細(xì)芯各向同性，內(nèi)部流體不可壓縮，且毛細(xì)芯內(nèi)部的流體與其固體骨架滿足局部熱平衡假設(shè)；

5）霧化噴嘴的噴霧范圍完全覆蓋封裝加熱面。

圖2　毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)熱網(wǎng)絡(luò)模型Fig.2　The network model of thermal control system using capillary separate spray cooling loop

1.2.2熱控系統(tǒng)模型

根據(jù)能量守恒方程及熱力學(xué)第一定律，以節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法對封裝加熱面集總單元進(jìn)行建模，得出以封裝加熱面平均溫度The為受控對象的動(dòng)態(tài)特性熱平衡方程為

式中：Qhe為封裝加熱面的熱功率；Ahe為封裝加熱面的面積；Tsp為噴霧裝置集總單元的平均溫度；R′hp為封裝加熱面與噴霧裝置之間的熱阻，包括封裝加熱面導(dǎo)熱熱阻、毛細(xì)多孔芯導(dǎo)熱熱阻及噴霧對流換熱熱阻，它可以表示為

式（2）中：δhe和δsp，p分別為封裝加熱面以及毛細(xì)多孔芯的厚度；λhe和λsp，m分別為封裝加熱面以及毛細(xì)多孔芯的平均導(dǎo)熱系數(shù)；hsp為噴霧冷卻對流換熱系數(shù)。

由于噴霧冷卻兩相流換熱模型是一個(gè)非常復(fù)雜的換熱過程，所以噴霧熱流密度一般是通過實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合得到，本文采用 Mudarwar［7］選用的以 PF-5052為工質(zhì)的標(biāo)準(zhǔn)向上噴嘴和選用水為工質(zhì)的有傾角的噴嘴所獲實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)總結(jié)得出關(guān)于噴霧冷卻換熱熱流密度的實(shí)驗(yàn)關(guān)聯(lián)式，為

式中：q為噴霧冷卻熱流密度；V為噴霧體積流量；Tsp，i為噴霧裝置進(jìn)口流體溫度；ρl和ρv分別為噴霧液體和蒸汽的密度；hfg為噴霧蒸汽汽化潛熱；cpl、σl和μl分別為噴霧液體的定壓比熱容、表面張力和液體黏性系數(shù)；d32為沙特直徑（SMD直徑），可以表示為

式中：ΔP為噴霧壓降；d0為噴嘴直徑。

根據(jù)伯努利方程可知，噴霧流量與壓降的關(guān)系為

式中：Cq為噴霧流量系數(shù)；m為噴霧質(zhì)量流量，m=VAsp，其中Asp為噴嘴出口截面積。

噴霧冷卻對流換熱系數(shù)hsp為

式中 a為噴霧換熱多孔壁面修正系數(shù)，參考 Silk等［10］通過多孔壁面以及平板表面的噴霧冷卻實(shí)驗(yàn)所得出的結(jié)論，假設(shè)該修正系數(shù)為1.55。

考慮到噴霧裝置溫度均勻一致，且周圍外殼與外界絕熱，將噴霧裝置外殼以及毛細(xì)多孔芯當(dāng)作一個(gè)集總單元，則噴霧裝置集總單元的動(dòng)態(tài)特性方程為

式中：mv、ml和m分別為噴霧流體蒸汽、液體以及總流體質(zhì)量流量，滿足

hv、hl和h′l分別為噴霧流體蒸汽、液體以及總液體的焓值，可以表示為

其中：Tsp，sat為噴霧腔內(nèi)飽和蒸汽溫度；Tph，o為多孔換熱器流體出口溫度。

由于多孔換熱器在初始階段內(nèi)部充滿液體，且根據(jù)毛細(xì)多孔芯的多孔性能以及滿足局部熱平衡假設(shè)，將多孔換熱器和其內(nèi)部液體看作一個(gè)集總單元，則多孔換熱器集總單元的動(dòng)態(tài)特性方程為

式中：R′pa為多孔換熱器集總單元與空間輻射器之間的熱阻；Aph為多孔換熱器與空間輻射器的接觸面積；Tph為多孔換熱器集總單元的溫度。

空間輻射器為平板式結(jié)構(gòu)，并且所選用空間輻射器的導(dǎo)熱系數(shù)較大，假設(shè)其內(nèi)部溫度均勻一致，將空間輻射器看作一個(gè)集總單元，其溫度變化的動(dòng)態(tài)特性方程為

以低地球軌道航天器為例，其在空間中受到太陽直接輻射、地球反照和地球紅外輻射等多種因素影響，因而航天器接受到的空間外熱流可以表示為

式中：Qr，1、Qr，2和Qr，3分別為單位時(shí)間內(nèi)投射到輻射器外表面的太陽輻射熱量、地球反照熱量和地球紅外輻射熱量。

而空間輻射器在接受空間外熱流的同時(shí)，由于空間深冷低溫環(huán)境，會(huì)向空間環(huán)境輻射散熱，輻射散熱量為

式中：Ara為輻射器的輻射面積；ε和σ分別為輻射器外表面的當(dāng)量發(fā)射率和斯忒藩-玻耳茲曼常量。

綜上可知，依據(jù)節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法所建立的熱控系統(tǒng)是一個(gè)四階非線性系統(tǒng)，可表示為

2　熱控系統(tǒng)控制策略

熱控系統(tǒng)作為航天器重要分系統(tǒng)之一，在航天器整個(gè)任務(wù)周期中，擔(dān)負(fù)著為航天器內(nèi)部所有機(jī)電設(shè)備、有效載荷等空間任務(wù)單元提供安全可靠的溫度環(huán)境的重要任務(wù)。隨著未來航天器可能面臨的變軌、快速機(jī)動(dòng)等復(fù)雜空間任務(wù)，航天器在入軌后可能受到復(fù)雜空間環(huán)境以及不同在軌工作模式等諸多不確定因素影響，這就要求航天器熱控系統(tǒng)能夠根據(jù)當(dāng)前的工作要求自主調(diào)整［16-18］。下文提出基于機(jī)械泵控制的噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)控制方案，以封裝加熱面溫度為受控對象，機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓為控制變量，分別通過PID和模糊增量控制實(shí)現(xiàn)封裝加熱面的主動(dòng)精密控溫。

2.1PID控制方案

毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)PID控制流程如圖3所示。通過對比將實(shí)際溫度測量值與設(shè)定值間的誤差信號輸入PID控制器中，由PID控制器輸出新的控制信號，調(diào)節(jié)機(jī)械泵的驅(qū)動(dòng)電壓，控制噴霧裝置的進(jìn)口流量和壓力，以實(shí)現(xiàn)封裝加熱面溫度的調(diào)節(jié)，再將調(diào)節(jié)后的溫度值與設(shè)定值進(jìn)行對比，重復(fù)以上過程，直至消除誤差。具體的計(jì)算控制律見式（17），選取采樣周期為1 s，采取衰減曲線法實(shí)現(xiàn)參數(shù)整定。

圖3　毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)PID控制流程Fig.3　PID control strategy of the CSSCL thermal control system

PID控制器根據(jù)輸入值Tref與實(shí)際測量值The構(gòu)成的控制偏差為

由表1可知，藥后15 d，1%甲基二磺隆·雙氟磺草胺可分散油懸浮劑各劑量處理對雀麥的防效均在90%以上，并且隨著施藥量的增加而提高。單劑30 g/L甲基二磺隆可分散油懸浮劑對雀麥的防效為92.6%，對播娘蒿、薺菜的防效也高于80%；單劑50 g/L雙氟磺草胺懸浮劑對播娘蒿、薺菜的防效均在90%以上，但由于對雀麥無效，所以總體防效較差。

機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓PID控制的控制律為

式中：Kp、Ki和Kd分別為PID控制器的比例系數(shù)、積分系數(shù)和微分系數(shù)；Ts為采樣時(shí)間；k、k-1、k-2分別為當(dāng)前時(shí)刻、前一個(gè)時(shí)刻、前兩個(gè)時(shí)刻；u（k）為輸出的控制變量。

2.2模糊增量控制方案

傳統(tǒng)的以誤差和誤差變化量為輸入的模糊控制器是一個(gè)PD型的模糊控制器，缺少積分環(huán)節(jié)，存在穩(wěn)態(tài)控制殘差。而模糊增量控制是一種改良的模糊控制模式：誤差信號（給定值—反饋值）的一路經(jīng)量化后直接輸入模糊控制器；另一路求增量后再量化，而后輸入模糊控制器，經(jīng)過一系列的模糊化、模糊推理和解模糊，模糊控制單元輸出控制變量的增量，然后通過延遲環(huán)節(jié)，將控制增量輸出與上一時(shí)刻控制量輸出相加，得到最終的控制變量。模糊增量控制不但可以消除控制殘差，而且可以大幅提高控制算法的可靠性和魯棒性。

毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)的模糊增量控制原理如圖4所示。模糊增量控制策略的實(shí)質(zhì)是根據(jù)溫度實(shí)測值與控溫目標(biāo)給定值之間的誤差，通過模糊增量控制算法調(diào)節(jié)機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓，間接調(diào)節(jié)噴霧流量和壓力，將加熱面溫度控制在安全工作范圍之內(nèi)，從而抑制外熱流及內(nèi)部各種熱功耗變化對系統(tǒng)溫度穩(wěn)定帶來的不利影響。

圖4　熱控系統(tǒng)模糊增量控制策略原理Fig.4　Fuzzy incremental control strategy of the CSSCL thermal control system

模糊增量控制器選用封裝加熱面溫度The作為參考值，機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓u作為控制輸出值。Kc、Ke和Ku為模糊增量控制器的控制參數(shù)（見表1）。e、Δe和u的論域均為｛-6， -4， -2， 0， 2， 4， 6｝，分別對應(yīng)語言值NB（負(fù)大）、NM（負(fù)中）、NS（負(fù)?。O（零）、PS（正?。?、PM（正中）和PB（正大）。e和 u的模糊子集的隸屬函數(shù)選用高斯函數(shù)，Δe的模糊子集的隸屬函數(shù)選取三角型函數(shù)，見圖5。

表1　模糊增量控制器參數(shù)Table 1　Parameters of the fuzzy incremental controller

圖5　模糊集的隸屬函數(shù)Fig.5　Membership functions of the fuzzy sets

輸入模糊化后，確定模糊集合的運(yùn)算采用min計(jì)算模糊規(guī)則的激發(fā)強(qiáng)度，可以表示為

模糊規(guī)則由一系列“If-Then”型的模糊條件句構(gòu)成，是由模糊語言變量E，EC和U 表示的一系列控制規(guī)則，全部規(guī)則見表2。模糊規(guī)則設(shè)計(jì)的基本原則是使得系統(tǒng)輸出響應(yīng)的動(dòng)態(tài)特性和靜態(tài)特性達(dá)到最佳，即在誤差大或者較大時(shí)，控制輸出以盡快消除偏差為主要目標(biāo)；當(dāng)偏差較小時(shí)，控制輸出以防止超調(diào)和系統(tǒng)穩(wěn)定為目標(biāo)。模糊規(guī)則的觀察輸出曲面見圖6。

表2　模糊控制規(guī)則Table 2　The rules of fuzzy incremental control

圖6　模糊規(guī)則的觀察輸出曲面Fig.6　Surface map of the fuzzy incremental control rules

根據(jù)經(jīng)驗(yàn)分析，對于毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)的模糊控制規(guī)則遵循以下原則：

1）當(dāng)誤差變化量較小時(shí)，若溫度誤差為正，則降低機(jī)械泵的驅(qū)動(dòng)電壓，即控制輸出的增量為負(fù)；若溫度誤差為負(fù)，則提高機(jī)械泵的驅(qū)動(dòng)電壓，即控制輸出的增量為正。

2）無論誤差變化量為正還是為負(fù)，大的溫度誤差變化需要大的機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓輸出，小的驅(qū)動(dòng)電壓輸出適合于小的誤差變化。

3）當(dāng)誤差增量為正時(shí)，誤差變化量的增大將加強(qiáng)機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓輸出減小的趨勢；而當(dāng)誤差增量為負(fù)時(shí)，誤差變化量的增大意味著有緩和機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓輸出增大的趨勢。

4）誤差變化量的減小，在誤差增量為正時(shí)有緩和機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓輸出的趨勢，在誤差增量為負(fù)時(shí)有加強(qiáng)機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓輸出增大的趨勢。

采用Mamdani算法求得模糊控制的輸出模糊子集，以重心法進(jìn)行解模糊化，得到控制器輸出為

式中：ur，j（i）是模糊輸出值；μj（i）是模糊輸出值的隸屬度。

最后，將解模糊后輸出的控制變量增量量化后與上一時(shí)刻的控制變量值 u（k-1）相加得到當(dāng)前的控制變量u（k）

3　數(shù)值計(jì)算及仿真驗(yàn)證

3.1仿真對象參數(shù)設(shè)置

假設(shè)航天器內(nèi)部儀器在初始工作狀態(tài)下處于穩(wěn)定狀態(tài)，其中系統(tǒng)工質(zhì)為去離子水，電子設(shè)備熱功耗為 200 W，空間外熱流為 100 W，空間輻射器MEMS百葉窗開度為0.9，機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓為4 V。初始狀態(tài)下系統(tǒng)各個(gè)子模型溫度節(jié)點(diǎn)信息參見表3。

表3　子模型初始節(jié)點(diǎn)參數(shù)Table 3　The initial parameters of nodes for submodels

3.2電子設(shè)備熱功耗發(fā)生+25%階躍擾動(dòng)

航天器上的電子設(shè)備所排散的熱量會(huì)隨任務(wù)變化而發(fā)生變化。為了滿足飛行任務(wù)的需求或應(yīng)對突發(fā)的狀況，電子設(shè)備的發(fā)熱功率往往會(huì)突然增加，即在某一時(shí)間點(diǎn)發(fā)生階躍。

圖7為電子設(shè)備熱功耗發(fā)生+25%階躍擾動(dòng)時(shí)，毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)以機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓為控制對象時(shí)的 PID控制以及模糊增量控制策略下的系統(tǒng)參數(shù)動(dòng)態(tài)響應(yīng)圖。從曲線可以看出，在開環(huán)狀態(tài)下，電子設(shè)備初始熱負(fù)荷為200 W，封裝加熱面溫度在371.83 K達(dá)到平衡。在500 s時(shí)電子設(shè)備熱負(fù)荷發(fā)生+25%階躍擾動(dòng)，由200 W上升至250 W，在模糊增量控制器作用下：封裝加熱面溫度立即上升至374.25 K，而后有小幅度降低，最終在973 s時(shí)穩(wěn)定至目標(biāo)值371.83 K；噴霧裝置溫度首先發(fā)生小幅度上升，而后逐漸下降，在 946 s時(shí)達(dá)到穩(wěn)定；多孔換熱器以及空間輻射器的平均溫度均平穩(wěn)上升，并且分別在1031 s和1105 s時(shí)穩(wěn)定在282.89 K和271.88 K。與PID控制相比，模糊增量控制下的封裝加熱面溫度達(dá)到穩(wěn)態(tài)的時(shí)間較短，并且超調(diào)量較小，趨穩(wěn)時(shí)間和超調(diào)量分別為PID控制的62.7%和55.6%；多孔換熱器以及空間輻射器的平均溫度達(dá)到穩(wěn)態(tài)的時(shí)間相對較短，分別為PID控制的 63.4%和63.7%，并且沒有超調(diào)。PID控制以及模糊增量控制對比數(shù)據(jù)見表4和表5。

圖7　電子設(shè)備熱功耗發(fā)生+25%階躍擾動(dòng)時(shí)系統(tǒng)參數(shù)響應(yīng)Fig.7　Response of system parameters to a +25% step disturbance of internal electronic power

表4　PID控制及模糊增量控制下各節(jié)點(diǎn)參數(shù)超調(diào)量對比Table 4　Overshoot values of system parameters under PID and fuzzy control

表5　PID控制及模糊增量控制下各節(jié)點(diǎn)參數(shù)趨穩(wěn)時(shí)間Table 5　The stabilization time of system parameters under PID and fuzzy control

3.3加熱面設(shè)定溫度周期性階躍擾動(dòng)

在空間環(huán)境下，航天器將根據(jù)內(nèi)部不同的工作特性選擇不同的設(shè)定溫度，需要判定熱控系統(tǒng)的控制策略在設(shè)定溫度變化下的控溫效果。假設(shè)加熱面設(shè)定溫度發(fā)生周期性階躍擾動(dòng)，階躍周期為500 s，外熱流不發(fā)生變化，設(shè)定溫度（Tref）變化的趨勢如圖8所示。

圖8　加熱面設(shè)定溫度階躍擾動(dòng)曲線Fig.8　The step disturbance curve of set temperature of heater

仿真分析機(jī)械泵控溫的模糊增量控制對于溫度變化的跟隨響應(yīng)特性，并與開環(huán)以及PID控制下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性進(jìn)行對比，見圖9。從曲線可以看出：在開環(huán)狀態(tài)下，封裝加熱面和噴霧裝置溫度均上升大約10 ℃左右，然后逐漸達(dá)到穩(wěn)定；與PID控制相比，模糊增量控制下的溫度響應(yīng)曲線能夠更快速地達(dá)到穩(wěn)態(tài)，響應(yīng)時(shí)間短，具有良好的控制魯棒性能。

圖9　加熱面設(shè)定溫度周期性階躍擾動(dòng)時(shí)系統(tǒng)參數(shù)溫度響應(yīng)Fig.9　Temperature responses of system under heater setting periodical step disturbance of set temperature of heater

3.4空間外熱流按正弦規(guī)律周期性擾動(dòng)

航天器在軌工作時(shí)，其接受的外熱流隨著航天器的運(yùn)行周期呈周期性變化，為了更真實(shí)地反映在軌飛行的航天器外熱流周期性變動(dòng)對于熱控系統(tǒng)的影響，以及模糊增量控制下的系統(tǒng)控溫效果，設(shè)定外熱流密度Qw存在按正弦規(guī)律變化的周期性擾動(dòng)，

式中：Qw，s為系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)時(shí)輻射器表面的外熱流；擾動(dòng)振幅 Ar=0.5Qw，s；T為航天器軌道周期；頻率ω=2π/T，φ=0。

圖10為空間外熱流發(fā)生周期性階躍擾動(dòng)時(shí)，毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)封裝加熱面和噴霧裝置的溫度動(dòng)態(tài)響應(yīng)，其中黑色曲線為系統(tǒng)開環(huán)時(shí)的動(dòng)態(tài)特性；紅色曲線為以機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓為控制對象的PID控制響應(yīng)；藍(lán)色曲線為模糊增量控制作用下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。從曲線可以看出：在開環(huán)狀態(tài)下，當(dāng)外熱流出現(xiàn)周期性擾動(dòng)時(shí)，封裝加熱面及噴霧裝置溫度均發(fā)生周期性的變化，且各個(gè)節(jié)點(diǎn)溫度變化曲線相似，其中封裝加熱面溫度以及噴霧裝置的最大溫升為3.8 ℃左右；在PID控制下，兩節(jié)點(diǎn)溫升在1.2 ℃左右，而在模糊增量控制下的節(jié)點(diǎn)溫升只有0.5 ℃左右，可見模糊增量控制對周期性外熱流變化的擾動(dòng)也有很好的控制效果，超調(diào)量小，趨穩(wěn)時(shí)間短。

圖10　外熱流周期性擾動(dòng)時(shí)系統(tǒng)參數(shù)溫度響應(yīng)Fig.10　Temperature responses of system under periodical disturbance of external heat flux

4　結(jié)束語

本文對毛細(xì)分離式噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)原理進(jìn)行了分析，采用節(jié)點(diǎn)熱網(wǎng)絡(luò)法建立該熱控系統(tǒng)4節(jié)點(diǎn)熱網(wǎng)絡(luò)模型，并對熱控系統(tǒng)的控制策略進(jìn)行仿真驗(yàn)證。仿真結(jié)果表明：與PID控制相比，模糊增量控制下的機(jī)械泵驅(qū)動(dòng)電壓調(diào)節(jié)變化更為平穩(wěn)，沒有超調(diào)且達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)間短，保證了系統(tǒng)的平穩(wěn)控制；并且在外熱流周期變化較大時(shí)，各個(gè)節(jié)點(diǎn)溫度在一個(gè)周期內(nèi)能夠很快達(dá)到并維持穩(wěn)態(tài)階段，具有良好的控制響應(yīng)速度、自適應(yīng)能力和魯棒性能。后續(xù)將通過搭建噴霧冷卻回路熱控系統(tǒng)試驗(yàn)系統(tǒng)以及控制系統(tǒng)，進(jìn)一步驗(yàn)證該方法的可行性。

（

）

［1］Ley W， Wittmann K， Hallmann W.Handbook of space technology［M］.American Institute of Aeronautics & Astronautics， 2009： 2-4

［2］譚維熾， 胡金剛.航天器系統(tǒng)工程［M］.北京： 中國科學(xué)技術(shù)出版社， 2009： 164-201

［3］Westheimer D T， Tuan G C.Active thermal control system considerations for the next generation of human rated space vehicles［C］//43rdAIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno， NV， 2005

［4］田春霞， 仇性啟， 崔運(yùn)靜.噴嘴霧化技術(shù)進(jìn)展［J］.工業(yè)加熱， 2005， 34（4）： 40-43 Tian Chunxia， Qiu Xingqi， Cui Yunjing.Development of technology on atomization［J］.Industrial Heating， 2005，34（4）： 40-43

［5］Fabbri M， Jiang S， Dhir V K.A comparative study of cooling of high power density electronics using sprays and microjets［J］.Transactions of the ASME， 2005， 127：38-48

［6］Silk E A， Kim J， Kiger K.Spray cooling of enhanced surfaces： impact of structured surface geometry and spray axis incliation［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer， 2006， 49（25/26）： 4910-4920

［7］Mudawar I， Estes K A.Optimization and predicting CHF in spray cooling of a square surface［J］.Journal of Heat Transfer， 1996， 118： 672-680

［8］Estes K A， Mudawar I.Correlation of sauter mean diameter and critical heat flux for spray cooling of small surfaces［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer， 1995， 38（16）： 2985-2996

［9］Lin L C， Ponnappan R.Heat transfer characteristics of spray cooling in a closed loop［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer， 2003， 46： 3737-3746

［10］Silk E， Kim J， Kiger K.Investigation of enhanced surface spray cooling［C］//Proceeding Conference of International Mechanical Engineering Congress.Anaheim， 2004

［11］劉志春.新型平板式CPL的理論分析與實(shí)驗(yàn)研究［D］.武漢： 華中科技大學(xué)， 2006： 50-52

［12］Balasubramaniam R， Nayagam V， Hasan M M， et al.Analysis of heat and mass transfer during condensation over a porous substrate［J］.Analysis New York Academy of Sciences， 2006， 1077： 459-470

［13］Hasan M M， Khan V， Nayagam R.Conceptual design of a condensing heat exchanger for space systems using porous media［C］//International Conference for Environmental Systems.Rome， Italy， 2005

［14］Kaya T， Perez R， Gregori C， et al.Numerical simulation of transient operation of loop heat pipes［J］.Applied Thermal Engineering， 2008， 28（8/9）： 967-974

［15］Valeri V V， Roger R R.Mathematical model of a loop heat pipe with cylindrical evaporator and integrated reservoir［J］.Applied Thermal Engineering， 2008， 28（8/9）： 942-954

［16］寧獻(xiàn)文， 張加迅.基于泵變頻調(diào)速的航天器熱控制技術(shù)［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)， 2011， 31（2）： 47-52 Ning Xianwen， Zhang Jiaxun.Spacecraft thermal control technology based on variable frequency pump［J］.Chinese Space Science and Technology， 2011， 31（2）： 47-52

［17］黃家榮， 范宇峰， 禹頌耕， 等.神舟七號飛船單相熱控流體回路在軌性能評價(jià)［J］.航天器工程， 2009，18（4）： 37-43 Huang Jiarong， Fan Yufeng， Yu Songgeng， et al.On-orbit performance evaluation of single-phase fluid loop system for Shenzhou-7 spaceship［J］.Spacecraft Engineering， 2009， 18（4）： 37-43

［18］李運(yùn)澤， 魏傳鋒， 袁領(lǐng)雙， 等.應(yīng)用 PTC電加熱器的衛(wèi)星局部溫度控制系統(tǒng)仿真［J］.系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)， 2005，17（6）： 1494-1496 Li Yunze， Wei Chuanfeng， Yuan Lingshuang， et al.Simulation study of satellite partial temperature control system using PTC heater［J］.Journal of System Simulation， 2005， 17（6）： 1494-1496

（編輯：張艷艷）

Simulation analysis of thermal control system using capillary separate spray cooling loop based on mechanical pump

Wang Jin1， Gong Mengmeng2， Li Yunze3， Wang Jun3
（1.Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering， Beijing 100076， China；2.Research and Development Center， China Academy of Launch Vehicle Technology， Beijing 100076， China；3.School of Aeronautics Technology and Science， Beihang University， Beijing 100191， China）

To realize high heat flux dissipation for spacecrafts operating in the harsh space environment and in different working modes， a well-designed thermal control system using the capillary separate spray cooling loop （CSSCL）based on the PID and fuzzy incremental control strategy with a mechanical pump is presented.A 4-node thermal network mathematical representation is established by the node network method and is implemented by the numerical simulation method to analyze the temperature dynamic performance of the thermal control system.The result shows that the CSSCL thermal control system based on the fuzzy incremental control strategy with the pump can achieve a precise thermal control of the controlled object with a faster response and a smaller overshoot than the PID control， which can be used for the development of future spacecraft with the need of high heat flux dissipation of space electronics.

spray cooling loop； thermal control system； fuzzy increment； mechanical pump； node network method

V444.3+6

A

1673-1379（2015）06-0599-08

10.3969/j.issn.1673-1379.2015.06.006

王 瑾（1988—），女，博士學(xué)位，研究方向?yàn)楹教炱鳠峥刂萍盁峁芾?；E-mail： wj920buaa@163.com。指導(dǎo)教師：李運(yùn)澤（1972—），男，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向?yàn)楹教炱鳠峥刂?、熱管理，飛機(jī)機(jī)載能源與環(huán)境控制，飛行器環(huán)境模擬與試驗(yàn)等。

2015-04-14；

2015-11-15