于新剛，徐 侃，苗建印，王德偉，趙 欣，范含林，菅魯京，張紅星

(1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京100094;2.空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100094)

高熱流散熱泵驅(qū)兩相流體回路設(shè)計(jì)及飛行驗(yàn)證

于新剛1，2，徐 侃1，2，苗建印1，2，王德偉1，2，趙 欣1，2，范含林1，菅魯京1，2，張紅星1，2

(1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京100094;2.空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100094)

針對(duì)激光、雷達(dá)等載荷空間應(yīng)用中存在的超過(guò)100 W/cm2高熱流密度散熱問(wèn)題，采用泵驅(qū)兩相流體回路結(jié)合金剛石微槽道的方法實(shí)現(xiàn)了271 W/cm2熱流密度的散熱。對(duì)系統(tǒng)設(shè)計(jì)及關(guān)鍵部件設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究，整個(gè)系統(tǒng)經(jīng)過(guò)地面和在軌飛行驗(yàn)證，運(yùn)行平穩(wěn)。利用儲(chǔ)液器控溫的方式，實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)溫度的準(zhǔn)確控制。測(cè)試結(jié)果表明，地面和在軌飛行期間的換熱及流阻相當(dāng)，驗(yàn)證了重力無(wú)關(guān)設(shè)計(jì)的正確性。

微槽道;兩相流體回路;流動(dòng)沸騰

0 引 言

隨著技術(shù)的發(fā)展，雖然電子設(shè)備在材料和性能方面不斷改進(jìn)，但是對(duì)大功率、高通量的電子設(shè)備的散熱、溫度控制還是變得越來(lái)越困難［1－3］。在宇航領(lǐng)域，隨著電子設(shè)備的功耗增長(zhǎng)，散熱技術(shù)由被動(dòng)熱控技術(shù)發(fā)展至風(fēng)冷直至單相液冷，目前宇航領(lǐng)域?qū)τ诖蠊β试O(shè)備散熱最有效的手段仍是單相流體回路技術(shù)［4－6］，以及以環(huán)路熱管為代表的熱管技術(shù)。如向艷超等［7］采用重力輔助兩相流體回路解決CE－3月夜問(wèn)題。近年來(lái)，以空間用激光載荷、相控陣?yán)走_(dá)為代表的大功率設(shè)備的熱流密度已經(jīng)達(dá)到或超過(guò)了100 W/cm2，采用傳統(tǒng)的單相流體換熱的方式解決其散熱問(wèn)題難度很大［8］。這些需求促使研究者發(fā)展高性能的兩相換熱方式［9］。熱流密度超過(guò)100 W/cm2時(shí)，基于相變的流動(dòng)沸騰換熱(微槽道)、兩相噴霧冷卻、兩相射流冷是常用的幾種散熱方式，這三種換熱方式在換熱熱流密度和換熱溫差上同時(shí)滿足實(shí)際的工程應(yīng)用［10］。表1［11］給出了幾種散熱方式的比較，可以看出在系統(tǒng)體積和溫度均勻性上微槽道流動(dòng)換熱具有優(yōu)勢(shì)，而從換熱的性能來(lái)看射流和噴霧冷卻具有優(yōu)勢(shì)。在換熱能力均滿足需求的情況下，采用噴霧冷卻和射流冷卻，系統(tǒng)體積較大，這給空間應(yīng)用帶來(lái)了困難，隨著微加工技術(shù)的發(fā)展，結(jié)構(gòu)緊湊、輕便、溫度均勻性好的微槽道散熱方式，在未來(lái)宇航領(lǐng)域高熱流密度散熱領(lǐng)域應(yīng)用前景廣闊［12］。

微槽道內(nèi)流動(dòng)沸騰是在 1981年第一次被Tuckerman和Pease［13］驗(yàn)證的。在接下來(lái)的三十多年，微通道流動(dòng)換熱得到了廣泛關(guān)注。大量的研究集中在［13－22］以下四個(gè)方面:1)微小流動(dòng)通道里的流動(dòng)沸騰換熱特性和傳熱機(jī)理;2)微槽道內(nèi)流態(tài)的差異以及絕熱和非絕熱流動(dòng)的特性研究;3)數(shù)值模擬以及對(duì)流動(dòng)換熱系數(shù)的研究;4)氣泡生長(zhǎng)的模擬，不穩(wěn)定性的克服以及流動(dòng)的強(qiáng)化。這些研究為微通道流動(dòng)沸騰傳熱特性的理解提供了指導(dǎo)。

上述的微槽道內(nèi)流動(dòng)沸騰換熱的研究集中在地面重力條件下，對(duì)于微重力條件下由于氣泡生長(zhǎng)、分布與地面不同所引起的微通道內(nèi)流動(dòng)沸騰換熱的差異研究還比較少。

Konishi等［23］綜述了微重力流動(dòng)沸騰換熱的研究，著重從理論上對(duì)微重力流動(dòng)沸騰的特殊性進(jìn)行分析，包括加熱方向不同對(duì)臨界熱流密度的影響，池沸騰和流動(dòng)沸騰在微重力下的差異以及與重力無(wú)關(guān)的設(shè)計(jì)方法，并采用落塔、拋物飛機(jī)等開展了少量試驗(yàn)，但由于試驗(yàn)條件限制以及試驗(yàn)時(shí)間很短(一般只有幾秒)，并未真正實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的微重力條件下的流動(dòng)沸騰換熱，其結(jié)果能否用于空間兩相散熱系統(tǒng)還存在疑問(wèn)。

表1 不同散熱方式的比較Table 1 Comparison of different cooling scheme

微槽道作為流動(dòng)沸騰換熱熱沉，需要與泵驅(qū)兩相流體回路相結(jié)合，即作為泵驅(qū)兩相流體回路系統(tǒng)的蒸發(fā)器?？臻g用泵驅(qū)兩相流體回路的研究開始于20世紀(jì)80年代，主要經(jīng)歷了以下幾個(gè)階段［24－25］:

1)20世紀(jì)80年代，Oren、Stalmach、Haslett開始開展泵驅(qū)兩相回路基礎(chǔ)理論研究。

2)1994年重新設(shè)計(jì)前，國(guó)際空間站美國(guó)部分、俄羅斯部分采用泵驅(qū)兩相回路，后由于熱源數(shù)量減少，改為泵驅(qū)單相流體回路。

3)1997年 STS－85任務(wù)搭載的 NASDA和TOSHIBA研制的TPFLEX為泵驅(qū)兩相流體回路的首次搭載。

4)2011年發(fā)射的AMS02泵驅(qū)兩相流體回路系統(tǒng)，為泵驅(qū)兩相流體回路系統(tǒng)的首次在軌應(yīng)用。

在此之后，空間用泵驅(qū)兩相流體回路也被用于解決大型天線以及深空探測(cè)任務(wù)的飛行器的熱控制［26－28］。

上述空間應(yīng)用中泵驅(qū)兩相流體回路主要解決熱量遠(yuǎn)距離傳輸和溫度均勻性問(wèn)題，超過(guò)100 W/cm2空間極高熱流散熱問(wèn)題的研究還未看到報(bào)道。

綜上所述，現(xiàn)有的用于空間極高熱流散熱的微槽道流動(dòng)沸騰換熱的研究，特別是重力無(wú)關(guān)設(shè)計(jì)方法和機(jī)理還缺乏穩(wěn)定的空間飛行驗(yàn)證，而目前用于航天器熱控的泵驅(qū)兩相流體回路系統(tǒng)還未達(dá)到極高熱流的范疇，因此為解決熱流密度超過(guò)100 W/cm2的空間載荷的散熱問(wèn)題，需要將二者結(jié)合起來(lái)，開展進(jìn)一步研究工作。

本文結(jié)合金剛石微槽道散熱技術(shù)及泵驅(qū)兩相流體回路，解決空間極高熱流密度問(wèn)題，并對(duì)重力無(wú)關(guān)設(shè)計(jì)方法進(jìn)行驗(yàn)證。

1 兩相流體回路試驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 系統(tǒng)流程

整個(gè)泵驅(qū)兩相流體回路流程如圖1所示，由蒸發(fā)器、預(yù)熱器、回?zé)崞?、機(jī)械泵、儲(chǔ)液器、冷凝器、壓力傳感器和傳輸管路構(gòu)成氨工質(zhì)閉合回路。蒸發(fā)器內(nèi)處于氣液兩相狀態(tài)的工質(zhì)，從高熱流密度加熱器處吸收熱量后產(chǎn)生沸騰，干度增大，接著流經(jīng)回?zé)崞靼褵崃總鹘o從泵出來(lái)的過(guò)冷液，干度降低，再通過(guò)相變裝置把熱量排散給相變材料，干度進(jìn)一步降低，達(dá)到過(guò)冷狀態(tài)。從相變裝置流出的過(guò)冷液再順序通過(guò)泵、回?zé)崞?，?jīng)過(guò)預(yù)熱器加熱至兩相狀態(tài)后回流到蒸發(fā)器中。工質(zhì)在蒸發(fā)器和相變裝置間的循環(huán)流動(dòng)由泵提供的動(dòng)力來(lái)維持。由于整個(gè)系統(tǒng)沒(méi)有外部的散熱熱沉，因此采用相變材料作為散熱熱沉。參加飛行試驗(yàn)的泵驅(qū)兩相流體回路系統(tǒng)如圖2所示。

1.2 工質(zhì)

在目前的設(shè)計(jì)中采用無(wú)水氨作為回路的循環(huán)工質(zhì)。在常用的循環(huán)工質(zhì)中氨的潛熱僅次于水(常壓下分別為1368和2257 kJ/kg。此外氨的三相點(diǎn)為－77℃、臨界溫度為132℃，可以滿足空間應(yīng)用的需求，也是目前宇航用熱管和環(huán)路熱管的常用工質(zhì)。

1.3 微槽道蒸發(fā)器

蒸發(fā)器和微槽道的結(jié)構(gòu)如圖3所示，蒸發(fā)器由帶有微槽結(jié)構(gòu)的金剛石薄片焊接在金屬本體上組成，微槽的設(shè)計(jì)寬度為0.2 mm，深度為1 mm。采用的金剛石的導(dǎo)熱系數(shù)約為1500 W/m℃，為了減小系統(tǒng)阻力，對(duì)微槽道表面進(jìn)行了處理，處理前后對(duì)比如圖4所示。采用金剛石主要是減小蒸發(fā)器自身的導(dǎo)熱熱阻，圖5給出了蒸發(fā)器上表面施加500 W的熱量，維持下表面溫度為20℃的計(jì)算結(jié)果，材料為金剛石時(shí)，溫差只有7℃。

1.4 循環(huán)泵

兩相循環(huán)泵是泵驅(qū)兩相流體回路的核心，機(jī)械泵應(yīng)用在兩相熱控系統(tǒng)中，與常用的單相泵類產(chǎn)品不同，具有以下特殊性:1)在工質(zhì)飽和蒸汽壓下工作，耐壓能力強(qiáng);2)入口工質(zhì)過(guò)冷度較小時(shí)，需要具有一定驅(qū)動(dòng)兩相工質(zhì)的能力;3)泵流量很小，揚(yáng)程較大?；谏鲜鲂枨?，設(shè)計(jì)一種軸流式螺紋驅(qū)動(dòng)泵作為流體回路的驅(qū)動(dòng)源。

1.5 高熱流加熱器

模擬超過(guò)100 W/cm2的熱源是開展試驗(yàn)研究的一個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié)。設(shè)計(jì)中采用了變截面的方式來(lái)放大熱流密度，高熱流密度加熱器的外形尺寸如圖6所示，本體材料為紫銅，其頂面上焊接了4路規(guī)格相同的4路加熱片，最大功率可達(dá)500 W，通過(guò)包覆的氣凝膠來(lái)隔熱和保溫，加熱器與蒸發(fā)器的耦合面的大小為1 cm2，最大可模擬500 W/cm2的熱耗。

1.6 系統(tǒng)控制

整個(gè)泵驅(qū)兩相流體回路的溫度控制通過(guò)儲(chǔ)液器來(lái)實(shí)現(xiàn)，儲(chǔ)液器內(nèi)的工質(zhì)為氣液共存的狀態(tài)，通過(guò)改變儲(chǔ)液器的溫度，改變系統(tǒng)的壓力，進(jìn)而控制蒸發(fā)和冷凝的溫度，實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)的溫度控制。

2 地面測(cè)試結(jié)果及分析

系統(tǒng)不加熱負(fù)荷的情況下運(yùn)轉(zhuǎn)，測(cè)量了不同轉(zhuǎn)速條件下，系統(tǒng)的流量數(shù)據(jù)，作為確定泵工作參數(shù)的依據(jù)。根據(jù)循環(huán)泵的測(cè)試結(jié)果，選擇5000 r/min作為飛行試驗(yàn)時(shí)泵的工作轉(zhuǎn)速。

表2 系統(tǒng)流量測(cè)試結(jié)果Table 2 Flow rate of fluid loop

在泵轉(zhuǎn)速5000 r/min的情況下，地面對(duì)系統(tǒng)的運(yùn)行進(jìn)行了測(cè)試，高熱流密度加熱器分別開1路、2路、3路，測(cè)試結(jié)果如表3所示，系統(tǒng)工作穩(wěn)定、正常。從測(cè)試結(jié)果可以看出:

1)利用儲(chǔ)液器控溫精度較高，儲(chǔ)液器與蒸發(fā)器出口溫度差異小于0.2℃，系統(tǒng)處于良好的兩相工作狀態(tài)。

2)系統(tǒng)的流阻主要存在于蒸發(fā)器兩端，約為60 kPa，而且這一流阻對(duì)系統(tǒng)熱流密度(加熱量)不敏感，當(dāng)加熱量從100.7 W～271.1 W變化時(shí)，流阻相當(dāng)。

3)蒸發(fā)器的沸騰換熱系數(shù)在7.8～9.1 W/ cm2℃之間。

4)相變裝置與工質(zhì)之間換熱良好，相變裝置出口工質(zhì)的溫度與相變裝置側(cè)壁的溫差小于2℃。

圖7給出了地面測(cè)試時(shí)儲(chǔ)液器溫度、蒸發(fā)器出入口溫度、泵入口壓力隨時(shí)間的變化。從圖7可以看出，在高熱流密度加熱器打開后在蒸發(fā)器出口出現(xiàn)一個(gè)約4℃的溫度過(guò)沖，分析是由于加熱的熱流密度很高，在形成穩(wěn)定流動(dòng)沸騰換熱前溫度出現(xiàn)過(guò)沖，進(jìn)入兩相狀態(tài)后溫度下降，在后續(xù)加熱功率增加時(shí)未出現(xiàn)類似的溫度過(guò)沖現(xiàn)象。

工作過(guò)程中系統(tǒng)的壓力保持穩(wěn)定，未出現(xiàn)大的壓力波動(dòng)，只是隨著儲(chǔ)液器的溫度波動(dòng)而小幅波動(dòng)。由于泵驅(qū)兩相流體回路中循環(huán)泵的能力較強(qiáng)，因此小的壓力波動(dòng)未對(duì)系統(tǒng)的工作產(chǎn)生不良影響。

儲(chǔ)液器溫度不斷上升是由于儲(chǔ)液器控溫的方式采用隨動(dòng)控溫的方式，其控溫的目標(biāo)是冷凝器出口溫度加上一個(gè)增量，由于隨著試驗(yàn)進(jìn)行相變裝置溫度不斷上升所以儲(chǔ)液器溫度不斷上升，當(dāng)相變裝置溫度趨于穩(wěn)定時(shí)儲(chǔ)液器溫度也趨于穩(wěn)定。

3 在軌飛行結(jié)果及其與地面試驗(yàn)結(jié)果比對(duì)

2016年6月26日，高熱流散熱泵驅(qū)兩相流體回路搭載多功能飛船縮比返回艙進(jìn)行了在軌飛行。飛行試驗(yàn)在10∶41開始，13∶41結(jié)束，共持續(xù)了3個(gè)小時(shí)，熱源的最高熱流密度為271 W/cm2。

圖8給出了飛行期間關(guān)鍵點(diǎn)的溫度、壓力變化。從飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)來(lái)看，在軌飛行期間溫度和壓力的變化情況與地面試驗(yàn)類似，通過(guò)儲(chǔ)液器控制了蒸發(fā)器溫度，系統(tǒng)工作狀態(tài)良好。試驗(yàn)的整體溫度較地面測(cè)試低，這主要是由于入軌后，系統(tǒng)的初始溫度較低的緣故。飛行試驗(yàn)中由于相變材料初始溫度較低(約11℃)，而且試驗(yàn)開展的時(shí)間有限，因此相變材料未達(dá)到相變點(diǎn)即結(jié)束了試驗(yàn)，圖8中溫度未趨于穩(wěn)定值。

從試驗(yàn)過(guò)程來(lái)看，在高熱流密度加熱器開始加熱后出現(xiàn)了一個(gè)1.5℃的溫度過(guò)沖，這一過(guò)沖較地面試驗(yàn)時(shí)的4℃有所減小，這是由于在高熱流施加的瞬間，蒸發(fā)器(見圖9)內(nèi)還未建立穩(wěn)定的流動(dòng)沸騰換熱，因此加熱面溫度瞬間升高，地面試驗(yàn)時(shí)由于氣泡浮力作用難以脫離加熱面，建立穩(wěn)定流動(dòng)沸騰換熱時(shí)間相對(duì)較長(zhǎng)，而在軌情況下由于氣泡迅速脫離縮短了建立穩(wěn)定的流動(dòng)沸騰換熱的時(shí)間，使得加熱面溫度在這一過(guò)程中升高較少。

在軌飛行過(guò)程中，根據(jù)高熱流密度加熱器與工質(zhì)的溫差推算得到了流動(dòng)沸騰換熱系數(shù)與地面測(cè)試結(jié)果相當(dāng)，差別在10%以內(nèi)，這是由于設(shè)計(jì)時(shí)進(jìn)行了重力無(wú)關(guān)設(shè)計(jì)，根據(jù)文獻(xiàn)［23］，流速大于1.5 m/s時(shí)，流動(dòng)沸騰換熱受重力影響較小，系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)通過(guò)流量和槽道尺寸的設(shè)計(jì)使得槽道內(nèi)的流速達(dá)到2.5 m/s，因此進(jìn)入了重力無(wú)關(guān)區(qū)域。此外由于進(jìn)行了重力無(wú)關(guān)設(shè)計(jì)在軌飛行期間和地面測(cè)試期間系統(tǒng)的流阻相當(dāng)，均為60 kPa左右。這一結(jié)果對(duì)于微槽道散熱技術(shù)在宇航領(lǐng)域的應(yīng)用具有顯著的意義。兩相系統(tǒng)應(yīng)用于空間微重力或其他特殊重力條件下一個(gè)主要的障礙就是由于氣泡的浮升力的影響，其在地面和空間行為差異很大，難以在地面進(jìn)行充分的驗(yàn)證，因此兩相系統(tǒng)在宇航領(lǐng)域的應(yīng)用一直比較慎重，需要預(yù)留大量的設(shè)計(jì)余量，或者通過(guò)非常復(fù)雜的地面試驗(yàn)方法進(jìn)行驗(yàn)證，顯著的制約了其應(yīng)用，通過(guò)此次在軌試驗(yàn)和地面數(shù)據(jù)的對(duì)比充分驗(yàn)證了采用合理的重力無(wú)關(guān)設(shè)計(jì)，地面試驗(yàn)可以對(duì)在軌工況的流動(dòng)和換熱特性進(jìn)行充分的驗(yàn)證，減少飛行試驗(yàn)的不確定性。

高熱流密度蒸發(fā)器上采用氣凝膠覆蓋的方式進(jìn)行隔熱，飛行過(guò)程中氣凝膠兩側(cè)的溫差約為100℃，地面測(cè)試時(shí)氣凝膠兩側(cè)的溫差約為97℃，當(dāng)量的導(dǎo)熱系數(shù)約在10－3W/m℃量級(jí)，在軌期間由于氣凝膠中的氣體排出其隔熱效果進(jìn)一步改善，變化量約為3%，差異不大。

表3 工作性能測(cè)試結(jié)果Table 3 Performance of fluid loop in terrestrial test

4 結(jié) 論

本文利用金剛石微槽道結(jié)合泵驅(qū)兩相流體回路實(shí)現(xiàn)了271 W/cm2熱流密度的散熱，流動(dòng)沸騰換熱系數(shù)達(dá)到7.8～9.1 W/cm2℃。在軌和地面數(shù)據(jù)比對(duì)驗(yàn)證了控制流速的重力無(wú)關(guān)設(shè)計(jì)方法的有效性，為后續(xù)空間應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

［1］ Price D C.A review of selected thermal management solutions for military electronic systems［J］.IEEE Trans.Compon.Packag.Tech.，2003，26(1):26－39.

［2］ Krishnan S，Garimella S V，Chrysler G，et al.Towards a thermal Moore's law［J］.IEEE Trans.Adv.Packag.，2007，30(3):462－474.

［3］ Mudawar I. Two-phase microchannelheat sinks: theory，applications，and limitations［J］. ASME J. Electron.Packaging，2011，133(4):041002.

［4］ 張立，姜軍，趙啓偉.單相流體回路在衛(wèi)星熱控制中的應(yīng)用研究［J］.中國(guó)空間科學(xué)技術(shù)，2008，28(3):65－71.［Zhang Li，Jiang Jun，Zhao Qi-wei.Application of single-phase fluid loop system on thermal control of satellite［J］.Chinese Space Science and Technology，2008，28(3):65－71.］

［5］ 范宇峰，黃家榮.熱控流體回路補(bǔ)償器的熱計(jì)算方法［J］.宇航學(xué)報(bào)，2008，29(3):826－830.［Fan Yu-feng，Huang Jiarong，Thermal calculation method for the accumulator of the liquid fluid loop in thermal control system［J］.Journal of Astronautics，2008，29(3):826－830.］

［6］ 吳自帥，黃臻成，莫冬傳，等.多艙耦合流體系統(tǒng)在功耗調(diào)配模式下的模擬分析［J］.宇航學(xué)報(bào)，2012，33(12):1860－1865.［Wu Zi-shuai，Huang Zhen-cheng，Mo Dong-chuan，et al.Simulation analysis for a multi-compartment thermal coupled system under power Allocation condition［J］.Journal of Astronautics，2012，33(12):1860－1865.］

［7］ 向艷超，陳建新，張冰強(qiáng)，等.嫦娥三號(hào)“玉兔"巡視器熱控制［J］.宇航學(xué)報(bào)，2015，36(10):1203－1209.［Xiang Yanchao，Chen Jian-xin，Zhang Bing-qiang，et al.Thermal control for Jade Rabbit Rover of Chang’E－3［J］.Journal of Astronautics，2015，36(10):1203－1209.］

［8］ Anderson T M，Mudawar I.Microelectronic cooling by enhanced pool boiling of a dielectric fluorocarbon liquid［J］.ASME J.Heat Transfer，1989，111(3):752－759.

［9］ Estes K A，Mudawar I.Comparison of two-phase electronic cooling using free jets and sprays［J］.Journal of Electronic Packaging，1995，117(6):323－332.

［10］ Mudawar I.Recent advances in high-flux，two-phase thermal management［J］.Journal of Thermal Science and Engineering Applications，2013，5(2):021012.

［11］ Kandlikar S G.History，advances，and challenges in liquid flow and flow boiling heat transfer in microchannels:a critical review［J］.Journal of Heat Transfer，2012，134(3):034001.

［12］ 邵保平.星載微型電子系統(tǒng)微尺度傳熱與散熱方法研究［D］.哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2007.［Shao Bao-ping.Study on micro-scale heat transfer and dissipation method for space bome micro-electronics system［D］.Harbin;Harbin Institute of Technology，2007.］

［13］ Tuckerman D B，Pease R F W.High-performance heat sinking for VLSI［J］.Electron Device Letters，IEEE，1981，2(5):126－129.

［14］ Park J E，Thome J R.Critical heat flux in multi-microchannel copper elements with low pressure refrigerants［J］.Int.J.Heat Mass Transfer，2010，53(1):110－122.

［15］ Mudawar I. Two-phase microchannelheatsinks: theory，applications，and limitations［J］. JournalofElectronic Packaging，2011，133(4):041002.

［16］ Chen T L，Garimella S V.A study of critical heat flux during flow boiling in microchannel heat sinks［J］.Journal of Heat Transfer，2012，134(1):011504.

［17］ Kandlikar S G，Widger T T，Kalani A，et al.Enhanced flow boiling over open microchannels with uniform and tapered gap manifolds［J］.Journal of Heat Transfer，2013，135(6):061401.

［18］ Miner M J，Phelan P E，Odom B A，et al.Optimized expanding microchannel geometry for flow boiling［J］.Journal of Heat Transfer，2013，135(4):042901.

［19］ Kadam S T，Kumar R.Twenty first century cooling solution: microchannel heat sinks［J］.International Journal of Thermal Science，2014，85:73－92.

［20］ Adhama A M，GhazaliN M， Ahmad R. Thermaland hydrodynamic analysis of microchannel heatsinks:a review［J］.Renewable and Sustainable Energy Reviews，2013，21:614－622.

［21］ Prajapati Y K，Pathak M，Kaleem K M.A comparative study of flow boiling heat transfer in three different configurations of microchannels［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer，2015，85:711－722.

［22］ Emran M，Islam M A.Numerical investigation of flow dynamics and heat transfer characteristics in a micro-channel heat sink［J］.Procedia Engineering，2014，90:563－568.

［23］ Konishi C，Mudawar I.Review of flow boiling and critical heat flux in microgravity［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer，2015，80(4):469－493.

［24］ 孫西輝.機(jī)械泵驅(qū)CO2兩相流體回路穩(wěn)定性研究［D］.廣州:中山大學(xué)，2010.［Sun Xi-hui.Stabilities research of the mechanically pumped two-phase CO2loop［D］.Guangzhou:Sun Yat-sen University，2010.］

［25］ Delil A A M.Research issues on two-phase loops for space applications［R］.Holand:National Aerospace Laboratory，2000.

［26］ Armananzasi I S，Hugon J，Ravasso N，et al.Development of a two-phase mechanically pumped loop(2ΦMPL)for the thermal dissipation management of an active antenna:experimental onground results［C］.The 43rd International Conference on Environmental Systems，Val.，Co.，July 14－18，2013.

［27］ Sunada E，Benjaman F，Bhandari P，et al.A two-phase mechanically pumped fluid loop for thermal control of deep space science missions［C］.The 46th International Conference on Environmental Systems，Vienna，Austria，July 10－14，2016.

［28］ Elli M C，Kurwitz R C.Development of a pumped two-phase system for spacecraft thermal control［C］.The 46th International Conference on Environmental Systems，Vienna，Austria，July 10－14，2016.

通信地址:北京5142信箱364分箱(100094)

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(編輯:牛苗苗)

Design and On-Board Validation of Pumped Two-Phase Fluid Loop for High Heat Flux Removal

YU Xin-gang1，2，XU Kan1，2，MIAO Jian-yin1，2，WANG De-wei1，2，ZHAO Xin1，2，F(xiàn)AN Han-lin1，JIAN Lu-jing1，2，ZHANG Hong-xing1，2
(1.Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China; 2.Beijing Key Laboratory of Space Thermal Control Technology，Beijing 100094，China)

A cooling system consisting of a pumped two-phase fluid loop and a diamond micro-channel is illustrated to meet the requirement of heat removal for high power payload in space，such as laser and radar.Detailed design of this system with a cooling capability as high as 271 W/cm2is presented，which is verified by the on-board and terrestrial experiments.The system works very well with a two-phase accumulator to control the temperature of the micro-channel heat sinks.The similarity between the on-board and terrestrial results of the heat transfer and flow demonstrates the gravityindependent design which is critical for space applications.

Micro-channel;Two-phase fluid loop;Flow boiling

V416

A

1000-1328(2017)02-0192-06

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.02.011

于新剛(1981－)，男，博士，主要從事航天器熱控方面的研究。

2016-09-26;

2016-11-27

國(guó)家自然科學(xué)基金(51406009)