王　瑜，蔣彥龍，周年勇

（南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，江蘇 南京 210016）

機載噴霧冷卻換熱特性關(guān)鍵影響因素實驗研究

王瑜，蔣彥龍，周年勇

（南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，江蘇 南京 210016）

為詳細(xì)研究噴霧冷卻系統(tǒng)在大熱沉表面積和無沸騰區(qū)下的換熱特性，并為噴霧冷卻系統(tǒng)的機載應(yīng)用提供技術(shù)基礎(chǔ)，搭建以水為冷卻介質(zhì)的開放式噴霧冷卻實驗臺。基于實驗數(shù)據(jù)從特征參數(shù)和無量綱數(shù)兩方面研究加熱功率、噴霧入口壓力對換熱性能的影響；并根據(jù)飛行工況考查重力角度的影響。得到實驗結(jié)果：在加熱功率500～1400W及入口壓力0.45～0.85MPa的條件下，熱沉表面溫度均能控制在80℃以下。加熱功率一定時，系統(tǒng)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)隨入口壓力的增加而增加，且增加速率隨著功率的增加而增加；熱沉表面溫度隨入口壓力增加而減小，且減小速率隨著功率增加而增加；表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)隨Re和We的增加而增加，增加速率隨功率增加主要是由于蒸發(fā)強度的增加。此外，與重力方向夾角為30°或120°時，噴霧冷卻性能最好。結(jié)果表明各工況下噴霧冷卻換熱效果良好，表面參數(shù)均處于合理范圍，為該技術(shù)在機載領(lǐng)域的應(yīng)用提供技術(shù)參考。

噴霧冷卻；機載；傳熱系數(shù)；表面溫度；無量綱數(shù)；重力夾角

0　引　言

隨著航空技術(shù)的進步，激光武器等定向能武器將成為未來戰(zhàn)斗機的標(biāo)配。隨之而來的問題是，在高功率下定向能武器在工作中產(chǎn)生的大量無用熱會降低激光光束的質(zhì)量輸出功率，由此帶來設(shè)備發(fā)熱功率不斷升高，熱流密度可達數(shù)百甚至數(shù)千瓦每平方厘米，這種情況下會損毀激光介質(zhì)，因此發(fā)熱問題成為制約定向能武器大規(guī)模應(yīng)用的瓶頸，如何高效、可靠地解決高熱流密度的快速散熱問題對定向能武器的發(fā)展具有重要意義。噴霧冷卻技術(shù)目前主要應(yīng)用于機械加工、能源化工等領(lǐng)域［1-3］，因其傳熱溫差小、傳熱系數(shù)大、溫度均勻性好等優(yōu)點，在激光器散熱領(lǐng)域得到了越來越多的關(guān)注［4-7］。

由于必須保證隱身性能和機動性能，機載噴霧冷卻系統(tǒng)對熱沉表面溫度要求較為嚴(yán)格，一般必須控制在80℃以下。因此若機載噴霧冷卻系統(tǒng)考慮進行沸騰換熱，介質(zhì)沸點必須在此溫度以下，若使用沸點較低的制冷劑作為介質(zhì)，則對飛機結(jié)構(gòu)和機動性能不利。無沸騰區(qū)換熱雖然最大熱流密度低于沸騰區(qū)換熱，但冷卻更加均勻，完全可以滿足機載噴霧冷卻系統(tǒng)的需要。同時，無沸騰區(qū)換熱作為噴霧冷卻的重要組成部分，Chen等［8］研究認(rèn)為無沸騰換熱帶走的熱流占據(jù)整個噴霧冷卻熱流的35%～55%。

此外由于機身空間限制，機載噴霧冷卻系統(tǒng)攜帶的冷卻介質(zhì)有限，為盡可能提高冷卻系統(tǒng)使用時間，需深入研究入口流量對換熱特性的影響，得出合適的噴霧入口壓力，避免噴霧介質(zhì)的浪費。

目前對于冷卻介質(zhì)流量對噴霧冷卻的影響，國內(nèi)外研究學(xué)者已進行了部分研究［9-11］。周致富［12］、陶毓伽等［13］對噴霧冷卻影響因素做了大量理論和實驗研究，但主要針對沸騰換熱。劉炅輝等［14］主要針對R22相變換熱研究了噴霧壓力對噴霧冷卻性能影響。Rvbicki等［15］對不同流量下單相區(qū)和兩相區(qū)的換熱進行研究，發(fā)現(xiàn)噴霧流量對單相區(qū)和兩相區(qū)的換熱均能產(chǎn)生很大影響，熱流密度隨流量升高而升高。Estes［16］通過實驗得出噴霧流量對單相區(qū)和核態(tài)沸騰之間的過渡區(qū)影響不大，這是因為流量的增大會阻礙表面成核。上述實驗對無沸騰換熱研究不多，且實驗條件局限于熱流密度較小、噴霧流量較小或熱沉表面面積較小，沒有考慮飛行工況，適用于機載的大面積高熱流密度的研究數(shù)據(jù)較少。

本文在研究無沸騰區(qū)噴霧冷卻換熱機制的基礎(chǔ)上，結(jié)合機載激光武器冷卻的需求，搭建了具有大熱沉表面積的開放式水冷噴霧冷卻系統(tǒng)實驗臺，研究了H2O作為工質(zhì)在噴霧冷卻中的性能，考察了加熱功率和噴射壓力對熱沉表面換熱性能的影響。同時，考慮到機載使用環(huán)境，研究了重力夾角對噴霧冷卻性能的影響。

1　實驗臺搭建

1.1開放式噴霧冷卻實驗臺

在選擇噴霧冷卻介質(zhì)時，考慮到相較于氟利昂等冷卻介質(zhì)，水具有比熱大、無毒無害無腐蝕、成本低廉來源廣、操作壓力低等優(yōu)點，是開展噴霧冷卻特性研究實驗的理想選擇。

實驗臺組成如圖1所示。噴霧室為密閉腔體，其內(nèi)部如圖2所示，其中加熱塊材料為紫銅，熱沉表面直徑28mm，大于現(xiàn)有任何實驗臺。

圖1　實驗臺原理圖

圖2　噴霧室內(nèi)部圖

噴嘴選擇SPRAY公司的1/8GG-SS1型噴嘴，該型噴嘴為壓力霧化噴嘴，性能穩(wěn)定，性能參數(shù)如表1所示。實驗中噴嘴入口溫度為20℃。

表1　噴嘴性能參數(shù)

1.2測控系統(tǒng)

在加熱塊頸部布置4個溫度測點，測點之間距離為10mm，分別距離熱沉表面為15，25，35，45mm。溫度測點布置如圖3所示。

圖3　溫度測點布置（單位：mm）

1.3實驗原理

以高壓氮氣瓶中的氮氣為動力，水箱中的水經(jīng)過濾器和流量計后流入噴嘴，通過流量調(diào)節(jié)閥調(diào)節(jié)進入噴嘴前的液體壓力。使用6個500W的加熱棒為加熱塊提供熱量，功率調(diào)節(jié)系統(tǒng)可調(diào)節(jié)加熱量變化范圍。實驗中一個壓力點上溫度數(shù)值波動范圍在0.5℃以內(nèi)，并持續(xù)5min以上時數(shù)據(jù)視為有效，一個壓力下測點溫度達到穩(wěn)態(tài)后記錄數(shù)據(jù)，調(diào)至下一壓力繼續(xù)實驗。

2　數(shù)據(jù)處理與誤差分析

2.1數(shù)據(jù)處理

如圖3所示，實驗中熱量僅沿y方向傳導(dǎo)，根據(jù)傅里葉定律熱流密度可以表示為y方向溫度梯度的函數(shù)：

式（3）所示，其中T（0）同樣由T4～T1擬合得出：

無沸騰區(qū)的噴霧冷卻性能受雷諾數(shù)Re、普朗特數(shù)Pr、韋伯?dāng)?shù)We等無量綱數(shù)的影響；其中We是噴霧冷卻換熱研究中的一個重要參數(shù)，在噴嘴特性研究中，被用于液滴破碎的判據(jù)；在發(fā)熱壁面的換熱特性研究中，韋伯?dāng)?shù)還是衡量液滴碰撞壁面后反彈或者附著的依據(jù)。各無量綱參數(shù)的表達式為

式中：Gm=G/A——噴霧工質(zhì)的質(zhì)量流量通量，kg/（s·m2），

G為工質(zhì)的質(zhì)量流量，A為熱沉表面積；

μ——噴霧工質(zhì)動力粘度，Pa·s；

λ——噴霧工質(zhì)導(dǎo)熱系數(shù)，W/（cm·K）；

cp——噴霧工質(zhì)比熱容，kJ/（kg·K）；

ρ——噴霧工質(zhì)密度，kg/m3；

σ——噴霧工質(zhì)表面張力，N/m；

u0——液滴碰撞至熱沉表面的速度，m/s；

d32——液滴的邵特平均直徑，m；

Tw——熱沉表面溫度，℃；

Tin——噴霧工質(zhì)進液溫度，℃；

Tsat——噴霧工質(zhì)的飽和溫度，℃。

2.2誤差分析

加熱塊測溫所用K型鎧裝熱電偶，其準(zhǔn)確度為1級，最大不確定度為±0.8℃；擬合4個熱電偶溫度分布斜率的最大不確定度為±0.01；熱電偶的位置由加工工藝決定，不確定度為±0.1 mm；噴嘴入口處水溫由PT100鉑電阻測得，準(zhǔn)確度為A級，其不確定度為±0.15℃。

因此，熱流密度、表面溫度和傳熱系數(shù)的最大不確定度［17］為

計算得到實驗中熱流密度、熱沉表面溫度和綜合傳熱系數(shù)的不確定度分別為±4.7%、±2.8%、±5.6%。

3　實驗結(jié)果與分析

3.1換熱特性參數(shù)的變化趨勢

根據(jù)最佳熱流密度準(zhǔn)則［18］控制噴霧高度H為18mm，控制加熱功率500，800，1100，1400W，變量改為調(diào)節(jié)噴霧壓力依次為0.45，0.55，0.65，0.75，0.85MPa。記錄測點溫度時長數(shù)據(jù)，擬合穩(wěn)態(tài)工況下的測點溫度得到熱沉表面熱流密度q、熱沉表面溫度Tw、傳熱系數(shù)h，歸納曲線。

圖4　不同進液壓力下熱沉表面熱流密度的變化曲線

由圖4可知，各加熱功率下熱流密度基本保持不變，說明每個功率下噴霧冷卻系統(tǒng)在強制對流和液膜蒸發(fā)為主的無沸騰區(qū)均已達到最大換熱量，且與加熱功率接近。在達到臨界熱流密度前，熱流密度隨加熱功率的增大而增大。此外，沸騰換熱可以提高噴霧冷卻的性能，提高噴霧冷卻的臨界熱流密度，但是考慮本實驗為機載激光武器冷卻提供理論支撐，熱沉表面溫度不宜高于80℃，對于常壓實驗，對于水的沸騰換熱不做過多研究。

由圖5可知，在加熱功率一定的情況下，隨著噴嘴入口壓力的增大，表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)也增大。這是由于噴嘴入口壓力的增加，使得噴霧流量變大，霧化效果變好，從而增加了液體沖擊與液膜擾動的強度，增強了換熱效果。

圖5　不同進液壓力下熱沉表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)的變化曲線

由圖6可知，在相同加熱功率下隨著入口壓力的增大，熱沉表面溫度逐漸減小。當(dāng)加熱功率為1400W時，水在光滑熱沉表面上的最大傳熱系數(shù)為4.63W/（cm2·K），最高熱流密度為213.6W/cm2。對比500，800，1 100，1 400 W不同功率下h、q、Tw曲線可知，高功率下的傳熱系數(shù)增加速率與表面溫度值下降速率明顯高于低功率條件下。

圖6　不同進液壓力下熱沉表面溫度的變化曲線

3.2無量綱數(shù)的變化趨勢

噴嘴進液壓力的改變使得噴霧流量、液滴直徑及液滴速度都發(fā)生相應(yīng)的變化。當(dāng)噴霧進液壓力增加時，噴霧流量增大，液滴粒徑減小，液滴速度增加，則雷諾數(shù)Re、韋伯?dāng)?shù)We都隨著壓力的增大而增大。圖7為加熱功率為500W，進液溫度為8.5℃下的Re與We的變化曲線。

由圖7可知，在定加熱功率下，隨著入口壓力的增加，Re和We均增大，這也是系統(tǒng)傳熱系數(shù)隨入口壓力增大而增大的原因。

相同加熱功率下，噴霧冷卻的表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)主要受Re與We的影響。隨著加熱功率的變化，換熱系數(shù)的增加趨勢變大，這主要是由于蒸發(fā)強度ε的影響。不同加熱功率下，蒸發(fā)強度ε隨噴霧壓力的變化曲線如圖8所示。

從圖可知，隨著加熱功率的增加，蒸發(fā)強度增加。因此在高功率下熱沉表面溫度較高，使得蒸發(fā)強度變大，蒸發(fā)能力變強，從而使得此時的換熱系數(shù)變化曲線比低功率下更為陡峭。

綜上對于光滑熱沉表面，噴霧冷卻的換熱性能主要受Re、We與ε的影響，且噴霧冷卻能力都隨各自參數(shù)的增大而增強。在機載噴霧冷卻系統(tǒng)實際應(yīng)用中，當(dāng)發(fā)熱功率較低時，可以適當(dāng)降低噴霧壓力，提升熱沉表面蒸發(fā)強度，從而提升冷卻系統(tǒng)運行的安全性及經(jīng)濟性。另外由于本次實驗噴嘴進液溫度變化較小，工質(zhì)物性參數(shù)幾乎沒有發(fā)生改變，使得普朗特數(shù)對冷卻性能的影響不明顯。

圖7　不同進液壓力下Re與We的變化曲線

圖8　不同進液壓力下蒸發(fā)強度ε的變化曲線

3.3重力角度的影響

飛機常見的飛行姿態(tài)有平飛、斜飛、側(cè)飛和倒飛4種，不同的飛行姿態(tài)使得艙內(nèi)設(shè)備與重力形成不同的夾角。定義噴霧腔法線與重力角度為θ（如圖9所示），研究θ在0°，30°，60°，90°，120°，150°，180°下，恒定噴霧壓力0.45MPa，進液溫度17.5℃，對噴霧冷卻性能的影響。

由圖10～圖12可知，當(dāng)加熱功率不變時，隨著與重力夾角從0°增加至90°，傳熱系數(shù)呈現(xiàn)先增大再減小的趨勢；重力夾角由90°增加至180°時，呈現(xiàn)同樣的趨勢；在30°和120°時，傳熱系數(shù)最大，加熱功率1400 W時分別為3.95W/（cm2·K）和4 W/（cm2· K）。與之相對的是，熱沉表面溫度趨勢為先減小再增大，在30°和120°處出現(xiàn)最小的壁面溫度，加熱功率1400W時分別為73.6℃和73.5℃。熱流密度則基本保持不變，這說明重力角度對換熱量基本無影響。無論噴嘴方向朝上或者朝下，液膜均能很快形成，但一定的傾斜角度能夠?qū)σ耗さ牧鲃赢a(chǎn)生促進作用，增加了傳熱系數(shù)；當(dāng)傾斜角度超過某一定值，則液膜受重力影響，流動過快，無法充分換熱，導(dǎo)致了傳熱系數(shù)的降低和表面溫度的升高；當(dāng)重力夾角到180°時，冷卻性能達到最低點，這是由于在重力作用下，噴射的液滴經(jīng)過壁面反彈后再次被后續(xù)噴霧液體卷入熱沉表面進行二次換熱，這樣不僅使得后續(xù)部分液滴自身溫度提高，還使得部分液滴速度降低，從而大大降低了噴霧冷卻的換熱能力。

圖9　重力夾角示意圖

圖10　不同重力夾角下傳熱系數(shù)的變化曲線

圖11　不同重力夾角下熱流密度的變化曲線

圖12　不同重力夾角下熱沉表面溫度的變化曲線

4　結(jié)束語

本文建立了以水為冷卻介質(zhì)的開放式噴霧冷卻實驗系統(tǒng)，調(diào)節(jié)加熱功率500～1 400 W，入口壓力0.45～0.85MPa，研究了系統(tǒng)換熱性能的變化及加熱功率和入口壓力對其的影響，得出結(jié)論如下：

1）該開放式系統(tǒng)具有較好的換熱能力，加熱功率1400W、入口壓力0.85MPa時熱沉表面溫度可控制在80℃以內(nèi)。

2）加熱功率一定時，系統(tǒng)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)隨入口壓力的增加而增加，且增加速率隨著功率的增加而增加；與之相反的是熱沉表面溫度，隨入口壓力增加而減小，且減小速率隨著功率增加而增加。

3）表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)增加主要是由于Re和We的增加，增加速率隨功率增加主要是由于蒸發(fā)強度的增加。

4）在飛機飛行過程中，任何角度幾乎不會對噴霧冷卻的換熱量產(chǎn)生影響，熱量均能夠被成功帶走，但若需要追求更低的熱沉表面溫度，則需要控制飛行姿態(tài)與重力方向夾角在30°或120°左右的適當(dāng)范圍。

因此在機載噴霧冷卻系統(tǒng)的實際應(yīng)用中，需根據(jù)不同加熱功率和對表面溫度及傳熱能力的不同要求，合理選擇噴霧入口壓力和飛行方向與重力的夾角，從而提升冷卻系統(tǒng)運行的安全性及經(jīng)濟性。后續(xù)研究中也將以此結(jié)果為基礎(chǔ)，在實驗中改變表面參數(shù)與液滴參數(shù)，添加更多典型工況，擬合出表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)與無量綱數(shù)的關(guān)系式。

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（編輯：李剛）

Experimental investigation on the influence of key parameters to aircraft spray cooling system

WANG Yu，JIANG Yanlong，ZHOU Nianyong
（Department of Aerospace Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）

Anopen-loopspraycoolingplatformusingwaterascoolantwasdesignedand established to thoroughly study the heat transfer characteristics of spray cooling systems on large heating surface and in non-boiling areas and to provide a technical reference for applying the systems to the field of aircraft cooling.Based on experiment data，the effects of heating power andinletpressureonheattransferperformancewereanalyzedinrespecttocharacteristic parameters and dimensionless numbers.Meanwhile，the influence of gravity angle was examined accordingtotheaircraftoperatingcondition.Duringtheexperiment，theheatingsurface temperature could be maintained below 80℃ when the heating power was 500W-1400W and the inlet pressure 0.45MPa-0.85MPa.The results indicate that，if the heating power is constant，the heat transfer coefficient increases with the inlet pressure and the decrease rate varies with the heating power.On the other hand，the surface temperature decreases as the inlet pressure increases and the decrease rate varies with the heating power.The increase of the heat transfer coefficient is caused by the increase of Re and We and the increase rate is mainly influenced by evaporation intensity.Moreover，the best spray cooling performance is achieved when the gravity angle is 30°or 120°.The results show that the heat transfer performance is good and all the surface parameters are within a reasonable range，which can provide a technical reference for applying the spray cooling systems in the field of aircraft cooling.

spray cooling；airborne；heat transfer coefficient；surface temperature；dimensionless parameter；gravity angle

A

1674-5124（2016）05-0018-06

10.11857/j.issn.1674-5124.2016.05.004

2015-11-19；

2015-12-29

王瑜（1988-），男，江蘇泰州市人，博士研究生，主要從事高效換熱技術(shù)研究。