王 瑜，牛 潛，康 娜，蔣彥龍，鮑 俊

(1.南京工業(yè)大學(xué)城市建設(shè)學(xué)院，南京 210009；2.南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院，南京 210016)

隨著機(jī)載電子設(shè)備的復(fù)雜化、集成化，電子設(shè)備的發(fā)熱量呈指數(shù)級(jí)增長(zhǎng)，而溫度對(duì)電子設(shè)備正常運(yùn)行的影響是毋庸置疑的，面臨著高熱流密度的挑戰(zhàn)，傳統(tǒng)的電子設(shè)備冷卻方法已難以滿足機(jī)載電子設(shè)備散熱需求。

而在高空機(jī)載環(huán)境中，面對(duì)低壓力、低空氣密度和飛機(jī)加速、失重、傾斜[1]等特殊條件，電子設(shè)備如何高效且穩(wěn)定地發(fā)揮作用，更是近年來(lái)學(xué)科領(lǐng)域的一大研究熱點(diǎn)。現(xiàn)討論近年來(lái)幾種較為熱門(mén)的機(jī)載電子設(shè)備冷卻方法，通過(guò)對(duì)比分析探討各自的傳熱性能與高空環(huán)境適應(yīng)性；同時(shí)對(duì)復(fù)合冷卻技術(shù)及其應(yīng)用可行性進(jìn)行展望。

1 高空環(huán)境散熱特征

1.1 機(jī)載電子設(shè)備散熱量

機(jī)載電子設(shè)備散熱所需制冷量已高達(dá)50 kW，占機(jī)載溫控系統(tǒng)總制冷量的比例超過(guò)85%[2]。電子設(shè)備的正常運(yùn)行對(duì)自身溫度和環(huán)境溫度的要求都比較高。有研究表明，在70～80 ℃范圍中，溫度每升高10 ℃，電子設(shè)備的可靠性就會(huì)降低50%[3]。數(shù)據(jù)顯示，與散熱有關(guān)的集成電路故障占所有集成電路故障的50%以上[4]。在工作環(huán)境溫度很高時(shí)，電子器件的失效率與溫度呈指數(shù)關(guān)系增長(zhǎng)[5]，Murshed 等[6]2017年預(yù)測(cè)，到2020年高性能電子芯片最大熱流密度會(huì)達(dá)到190 W/cm2，事實(shí)上，早在2007年就有研究表明許多電子設(shè)備都已經(jīng)面臨著要在約300 W/cm2熱流密度的條件下保持溫度低于85 ℃的挑戰(zhàn)[7]，在某些高功率芯片中，單位體積散熱量熱流密度可達(dá)500 W/cm2以上[8]。功耗造成電子芯片發(fā)熱溫升[9-10]，會(huì)對(duì)設(shè)備中元器件造成影響，最終導(dǎo)致電子設(shè)備失效。因此，在對(duì)機(jī)載電子設(shè)備的熱設(shè)計(jì)中，不僅需要控制溫度，還需要有足夠的冷卻能力[11]。

1.2 低壓對(duì)換熱的影響

低壓是高空環(huán)境對(duì)冷卻性能的一個(gè)明顯的制約條件。早在20世紀(jì)60年代就有學(xué)者研究了低氣壓條件下的熱適應(yīng)系數(shù)[12]，劉葉第等[13]研究了高海拔低氣壓下板式電加熱器的換熱性能，低氣壓會(huì)導(dǎo)致空氣密度降低，根據(jù)傳熱學(xué)理論，這將會(huì)造成對(duì)流換熱系數(shù)h降低，進(jìn)一步導(dǎo)致加熱器的性能降低。付仕明等[14]分析了載人航天器艙內(nèi)氣壓下降對(duì)空氣強(qiáng)制對(duì)流換熱能力的影響，及氣壓對(duì)空氣流動(dòng)參數(shù)和物性參數(shù)的影響，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)關(guān)聯(lián)式和數(shù)值分析進(jìn)行了驗(yàn)證，指出艙內(nèi)氣壓的下降導(dǎo)致空氣強(qiáng)制對(duì)流的換熱能力下降，當(dāng)氣壓低于3.04×104Pa后，通過(guò)空氣強(qiáng)制對(duì)流帶來(lái)的散熱量已經(jīng)十分有限。劉欣等[15]也得出了類似的結(jié)論，并通過(guò)了實(shí)驗(yàn)的驗(yàn)證。由以上研究可知，低壓對(duì)換熱的影響主要體現(xiàn)在低空氣密度導(dǎo)致的低對(duì)流換熱系數(shù)上。徐世杰[16]搭建了低壓艙內(nèi)研究設(shè)備傳熱特性的試驗(yàn)臺(tái)，經(jīng)研究表明，低壓工況下，對(duì)比自然對(duì)流，強(qiáng)制對(duì)流能彌補(bǔ)低壓帶來(lái)的散熱弱化，增強(qiáng)器件的散熱能力。

由以上內(nèi)容可知，低壓對(duì)換熱的影響主要體現(xiàn)在對(duì)空氣密度的影響上，進(jìn)而影響對(duì)流換熱系數(shù)導(dǎo)致?lián)Q熱性能降低。

1.3 微重力對(duì)換熱的影響

飛機(jī)的加速俯沖失重造成的環(huán)境類似于微重力，微重力的環(huán)境與近地面重力環(huán)境下的換熱特性有很大的不同。王晶等[17]利用數(shù)值模擬軟件對(duì)比分析了航天器密封艙內(nèi)有無(wú)重力時(shí)的對(duì)流換熱特性，結(jié)果表明重力對(duì)空氣溫度及分布的影響不大，影響較大的是壁面換熱量?？諝馀c壁面溫差越大，通風(fēng)流量越小，重力的影響就越大。王許穩(wěn)[18]指出微重力影響了蒸汽凝結(jié)特性，表面張力取代了地面上重力和表面張力的主導(dǎo)地位，增大了傳質(zhì)阻力和冷凝熱量的傳遞熱阻，阻礙了冷凝的發(fā)生。程文龍等[19]用模型模擬微重力條件的噴霧冷卻，得出在單相區(qū)重力條件影響較小，由于微重力條件下氣泡難以脫離等因素，微重力對(duì)換熱的影響主要是在兩相區(qū)，微重力下兩相區(qū)換熱能力明顯低于常重力條件，且溫度不均勻性增大。趙宇新[20]著重分析了在噴霧冷卻中重力對(duì)兩相區(qū)換熱性能的影響，發(fā)現(xiàn)其主要影響的是氣泡傳熱過(guò)程。

微重力對(duì)換熱的影響主要體現(xiàn)在微重力影響表面張力，主要影響區(qū)域?yàn)閮上鄥^(qū)，對(duì)液膜特性要求較高的冷卻手段受微重力的影響最大。

2 現(xiàn)有冷卻方法

2.1 風(fēng)冷方式

風(fēng)冷是最經(jīng)典的冷卻方式，也是飛機(jī)上使用最多的一種電子設(shè)備冷卻方式。傳統(tǒng)風(fēng)冷多采用自然對(duì)流或強(qiáng)迫對(duì)流的方式。強(qiáng)迫風(fēng)冷的傳熱性能是自然對(duì)流的 6～13 倍，但需要增加泵或風(fēng)機(jī)，成本增加，噪聲變大，運(yùn)行可靠性低[21]。而在高空機(jī)載領(lǐng)域，強(qiáng)制風(fēng)冷常采用飛行器表面開(kāi)口引流或進(jìn)氣道分流，該方式無(wú)需風(fēng)扇設(shè)備，對(duì)飛行器的體積、重量和系統(tǒng)的復(fù)雜程度沒(méi)有影響，很好地解決了上述問(wèn)題，目前被廣泛使用[22]。與其他冷卻手段相比，風(fēng)冷技術(shù)可靠性高、系統(tǒng)簡(jiǎn)單、成本低廉[23]。但強(qiáng)制風(fēng)冷技術(shù)的最大熱流密度只能達(dá)到50 W/cm2，很難滿足大多數(shù)高熱流密度機(jī)載電子設(shè)備部的散熱需求。

而在高空環(huán)境中，仍有一些特殊條件需要解決，如隨著飛艇的高度上升，周圍大氣密度會(huì)不斷下降。例如，近空高超音速飛行器通常在其高度為20 100 km的空域中運(yùn)行[24]，此飛行高度下的大氣非常稀薄，所引入的空氣量受到嚴(yán)重限制，進(jìn)而空氣的質(zhì)量流量會(huì)降低，導(dǎo)致風(fēng)冷系統(tǒng)的制冷量不足等，有學(xué)者提出一種基于開(kāi)放式二氧化碳制冷和冷板相結(jié)合的平流層飛艇載荷艙電子設(shè)備冷卻方案，此方案能很好地解決高空機(jī)載環(huán)境中單純采用冷板散熱所面臨的制冷量不足的問(wèn)題[25]。另一方面，由于高馬赫數(shù)引起的氣動(dòng)加熱，引入的空氣溫度相當(dāng)高，因此，以引入的空氣作為風(fēng)冷主要來(lái)源的散熱器，不適宜用于近空飛行器的熱控系統(tǒng)。

2.2 液冷方式

隨著電子設(shè)備元器件更加的精密化、復(fù)雜化，其熱流密度也在不斷地增大，傳統(tǒng)風(fēng)冷技術(shù)已很難滿足大部分元器件的散熱需求，蒸汽循環(huán)制冷技術(shù)雖然系統(tǒng)設(shè)計(jì)較為復(fù)雜，制冷劑容易泄露且可靠性不如風(fēng)冷技術(shù)，但其更高的散熱效益，可達(dá)到3～70 kW的制冷能力范圍[26]，相對(duì)于風(fēng)冷技術(shù)還是能展現(xiàn)出很大的優(yōu)勢(shì)。且機(jī)載蒸汽循環(huán)冷卻技術(shù)發(fā)展迅速，早先掣肘機(jī)載應(yīng)用的一些技術(shù)問(wèn)題也基本得到解決。蒸汽循環(huán)制冷技術(shù)的優(yōu)勢(shì)主要體現(xiàn)在其制冷量大、性能系數(shù)高、不需要發(fā)動(dòng)機(jī)引氣、控制精度高、適應(yīng)性強(qiáng)大等方面，且不同于空氣循環(huán)，蒸汽循環(huán)是閉式系統(tǒng)，基本不與外界大氣接觸，飛行高度與飛行速度對(duì)系統(tǒng)的影響很小[27]。

雖然一些研究表明飛行高度與飛行速度對(duì)蒸汽循環(huán)制冷系統(tǒng)的影響很小，但飛行器的各種機(jī)動(dòng)動(dòng)作會(huì)給系統(tǒng)帶來(lái)不同的運(yùn)動(dòng)載荷，會(huì)使系統(tǒng)管道中的兩相流流動(dòng)規(guī)律、傳熱特性以及傳質(zhì)性能受到不同程度的影響。此外，在微重力和超重力的環(huán)境下，兩相流的特性也都與地面有明顯不同。馬啟成[28]搭建地面旋轉(zhuǎn)實(shí)驗(yàn)臺(tái)模擬飛行過(guò)載，得到了水平管道中蒸汽凝結(jié)的初步特性。由于高空是微重力環(huán)境，微重力環(huán)境下的相變也成為領(lǐng)域內(nèi)的研究熱點(diǎn)，不少中外學(xué)者都對(duì)微重力環(huán)境才的凝結(jié)換熱特性展開(kāi)了深入的研究，王維城等[29]建立了數(shù)理模型，通過(guò)改變重力加速度g進(jìn)行了仿真模擬，研究了微重力環(huán)境下的管內(nèi)凝結(jié)換熱特性，提出了一種研究微重力凝結(jié)換熱特性的方法；Liu等[30]提出了一種在微重力環(huán)境下研究管內(nèi)冷凝熱傳遞的方法，建立模型計(jì)算重力加速度g從0～9.8 m/s2所對(duì)應(yīng)的傳熱系數(shù)，得出在微重力下凝結(jié)過(guò)程的連續(xù)進(jìn)行是因?yàn)檎羝羟辛τ行У匾苿?dòng)了凝結(jié)液膜；Chen等[31]分析總結(jié)了微重力、剪切應(yīng)力、表面張力、毛細(xì)力和離心力對(duì)冷凝現(xiàn)象的影響，指出在微重力機(jī)載環(huán)境冷凝過(guò)程中的重力可以有效地被旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)產(chǎn)生的離心力所代替。

2.3 熱管冷卻

熱管是近年來(lái)興起的一種新型機(jī)載電子設(shè)備熱量導(dǎo)出方法，其原理如圖1[32]所示。

圖1 熱管工作原理示意圖[32]Fig.1 Schematicdiagram of heat pipe operating principle[32]

熱管的傳熱效率高，有研究表明，在40～160 W的發(fā)熱流量范圍內(nèi)熱管換熱器都有良好的散熱性能[33]，最高熱流密度可達(dá)200 W/cm2[34]，有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、造價(jià)低廉、傳熱過(guò)程迅速，無(wú)需其他額外動(dòng)力、利用毛細(xì)結(jié)構(gòu)的特性克服太空中微重力的限制、蒸汽與液體通道可分離等優(yōu)點(diǎn)[35]，因此被廣泛認(rèn)為是一項(xiàng)很有前景的高空機(jī)載電子設(shè)備冷卻技術(shù)。

然而在高空機(jī)載環(huán)境中，仍有一些需要克服的關(guān)鍵問(wèn)題，如飛機(jī)的變速、旋轉(zhuǎn)過(guò)程帶來(lái)的加速度和飛機(jī)變換姿勢(shì)時(shí)熱管的傾斜角度，都對(duì)熱管散熱有一定的影響[32]。趙曉軍[36]利用Fluent軟件定量研究了飛機(jī)加速度帶來(lái)的動(dòng)載對(duì)熱管傳熱性能的影響，得出動(dòng)載會(huì)造成熱管壁面溫差增大進(jìn)而導(dǎo)致傳熱性能降低的結(jié)論；王晨等[37]研究了傾斜角度對(duì)平板熱管換熱性能的影響，得出由于重力阻礙工質(zhì)回流，熱管傾斜角度越大，其熱阻越大的結(jié)論。程偉良等[38]對(duì)熱管傳熱性能的優(yōu)化和綜合設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究。分析了管道內(nèi)的散熱片，管殼直徑和工作流體填充率這三個(gè)影響傳熱性能的因素。韓曉星等[39]設(shè)計(jì)了一種比單芯片散熱能力更好的多芯片平板熱管換熱器，可將散熱器的散熱能力提高至500 W。

2.4 微通道冷卻

微通道冷卻即微型槽道液體冷卻，微通道冷卻技術(shù)最早于1981年由Tuckerman等[40]發(fā)現(xiàn)并提出，其結(jié)構(gòu)形式如圖2所示。

圖2 微通道結(jié)構(gòu)示意圖[35]Fig.2 Schematic diagram of microchannel structure[35]

研究表明，在微通道內(nèi)，冷卻介質(zhì)會(huì)吸熱迅速發(fā)展到核態(tài)沸騰階段，此階段液體處于極度不平衡狀態(tài)，具有很強(qiáng)的散熱能力，可承受很高的熱流密度，在300 kW/m2的熱流密度下可維持電子設(shè)備溫度在32 ℃[41]，微通道正常運(yùn)行時(shí)最大熱流密度可達(dá)103W/cm2[42]。

微通道冷卻技術(shù)具備結(jié)構(gòu)緊湊、體積微小、傳熱性能高等優(yōu)點(diǎn)，應(yīng)用于高空機(jī)載環(huán)境是有一定優(yōu)勢(shì)的，目前可知在航空航天領(lǐng)域已經(jīng)有應(yīng)用方面，如應(yīng)用于燃燒室[43-44]、預(yù)冷器[45]及渦輪葉片[46]等，但由于微通道冷卻技術(shù)制造工藝復(fù)雜、加工成本較高、對(duì)流體潔凈度要求較高[22]，而且在微小化尺度通道中的兩相流與常規(guī)通道中有差別，會(huì)有沿通道方向的較大的壓降以及兩相摩擦[47]，表面張力與慣性力的影響已經(jīng)超過(guò)重力的影響[48]，再者，在高飛行馬赫數(shù)的環(huán)境下，微通道內(nèi)冷卻工質(zhì)高溫、高壓、微尺度流動(dòng)傳熱的研究還處于初步探索階段[49]，因此目前此項(xiàng)技術(shù)還尚未能在高空機(jī)載電子設(shè)備冷卻中廣泛應(yīng)用。但已有學(xué)者研究了微通道沸騰期間的兩相壓降波動(dòng)[50]，通過(guò)優(yōu)化微通道的結(jié)構(gòu)類型來(lái)彌補(bǔ)過(guò)小尺寸產(chǎn)生的過(guò)大壓降和溫度分布不均勻的問(wèn)題[51]，研究涉及了波浪形、雙層[52]、肋槽道、T型[53]等不同的微通道結(jié)構(gòu)[54]，從而對(duì)流動(dòng)特性和熱特性進(jìn)行優(yōu)化。

2.5 噴霧冷卻

在Visaria等[55]提出的三項(xiàng)最活躍的兩相冷卻方案中，噴霧冷卻被高度推薦為最有前途的冷卻方法[56]。噴霧冷卻可分為開(kāi)式和閉式，高空機(jī)載電子設(shè)備主要應(yīng)用的是閉式噴霧冷卻技術(shù)，閉式噴霧冷卻系統(tǒng)主要由噴霧室、噴嘴、泵和冷凝器組成，其結(jié)構(gòu)形式如圖3[55]所示。

圖3 噴霧冷卻系統(tǒng)示意圖[55]Fig.3 Schematicdiagram of spray cooling system[55]

噴霧冷卻技術(shù)利用相變換熱原理，具有換熱能力強(qiáng)、冷卻液流量小、均溫性好、過(guò)熱度小、臨界熱流密度高(高達(dá)103W/cm2)等優(yōu)點(diǎn)，是高熱流密度冷卻領(lǐng)域和機(jī)載電子設(shè)備冷卻領(lǐng)域中最具有競(jìng)爭(zhēng)力的技術(shù)之一，目前閉式噴霧冷卻技術(shù)已被美國(guó)國(guó)家航空航天局(National Aeronatics and Space Administration,NASA)列為未來(lái)機(jī)載熱控系統(tǒng)的研究重點(diǎn)之一[57]。噴霧冷卻多用于數(shù)據(jù)機(jī)房散熱[58]，在某些特定環(huán)境下采用液氮噴霧冷卻，能夠瞬時(shí)提供更大冷量[59]。魯森等[60]采用單噴嘴噴霧冷卻的換熱方式來(lái)研究旋轉(zhuǎn)圓筒的換熱特性；劉紹彥等[61]對(duì)噴霧冷卻軸線處的霧化特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究與數(shù)值分析，研究結(jié)論都對(duì)噴霧傳熱的強(qiáng)化提供了參考。

然而目前應(yīng)用于高空機(jī)載環(huán)境的噴霧冷卻技術(shù)并不十分成熟，原因在于機(jī)載環(huán)境不同于地面環(huán)境，如在飛機(jī)加速、俯沖等失重條件下，會(huì)產(chǎn)生類似太空中的微重力環(huán)境。Golliher等[62]利用NASA的下降塔來(lái)構(gòu)造微重力環(huán)境，搭建了一個(gè)20 in×4 in×5 in(1 in=2.54 cm)、內(nèi)部噴嘴口徑為0.02 in、噴霧錐角不超過(guò)55°、包含直徑3 in圓形撞擊面的矩形實(shí)驗(yàn)腔進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。結(jié)果表明，此環(huán)境下蒸汽和液膜很難分離回收，流體的分散效率低，導(dǎo)致表面張力形成大氣泡，明顯降低了傳熱性能，如圖4[62]所示；重力場(chǎng)的變化帶來(lái)了噴霧冷卻系統(tǒng)傳熱和流體流動(dòng)的一系列變化等，基于此影響條件，國(guó)內(nèi)外展開(kāi)了一系列微重力條件下噴霧冷卻性能的研究并取得了一定的進(jìn)展[63-66]，主要為利用數(shù)值模擬和模型實(shí)驗(yàn)等手段，內(nèi)容主要集中在高熱流密度航天器電子設(shè)備的噴霧冷卻在低重力加速度條件下的溫度分布、液膜特性、蒸發(fā)特性等方面。

圖4 重力和微重力場(chǎng)下的噴霧冷卻[62]Fig.4 Spray cooling under nomal gravity and microgravity[62]

高空環(huán)境的低壓力也會(huì)影響噴霧冷卻的換熱性能。低壓導(dǎo)致冷卻劑的飽和溫度下降，噴嘴入口處的冷卻劑溫度已經(jīng)高于由環(huán)境壓力確定的飽和溫度，一旦霧化的冷卻劑離開(kāi)噴嘴，冷卻劑的狀態(tài)是過(guò)熱，會(huì)發(fā)生閃蒸或沸騰。一般來(lái)說(shuō)，低環(huán)境壓力由于減弱對(duì)流而減少了設(shè)備和周圍環(huán)境之間的熱傳遞，但是閃蒸效應(yīng)由于潛熱的快速利用而促進(jìn)了熱傳遞的增強(qiáng)。

此外，飛機(jī)運(yùn)行時(shí)的振動(dòng)和加速度會(huì)對(duì)噴霧系統(tǒng)施加復(fù)雜的慣性力，影響液滴流動(dòng)和液膜形成[67]，對(duì)冷卻產(chǎn)生一定的影響。飛機(jī)的飛行方向會(huì)改變液滴噴射的方向，而眾多研究表明，噴霧的方向?qū)ζ淅鋮s性能有較大影響，尤其是水平、傾斜方向，冷卻性能與豎直方向相差很大[68-70]。

機(jī)載實(shí)驗(yàn)成本高，對(duì)微重力場(chǎng)等機(jī)載環(huán)境的模擬也很復(fù)雜，上述問(wèn)題都制約了噴霧冷卻技術(shù)在機(jī)載環(huán)境中的實(shí)際應(yīng)用[71]。

雖然噴霧冷卻技術(shù)在高空機(jī)載環(huán)境的應(yīng)用還處于初步階段，但不可否認(rèn)噴霧冷卻是極有前途的一項(xiàng)高空機(jī)載冷卻技術(shù)，這需要今后進(jìn)行更加深入而廣泛的研究。

2.6 熱電制冷

熱電制冷是一種利用半導(dǎo)體的帕爾貼效應(yīng)制冷的技術(shù)，其基本結(jié)構(gòu)形式如圖5[72]所示。

熱電制冷具有體積小、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、制冷迅速、可靠性高、無(wú)噪聲、抗震性能優(yōu)良等優(yōu)勢(shì)，而且熱電制冷不需要制冷劑，不需要擔(dān)心制冷劑泄漏的問(wèn)題[73]，在藥品儲(chǔ)藏運(yùn)輸[74]、醫(yī)療精密器械和微電子散熱等特殊場(chǎng)合發(fā)揮著無(wú)法替代的作用[75]。

然而熱電制冷效率不高，只有蒸汽壓縮制冷的十分之一[76]，目前商用的半導(dǎo)體制冷器熱流密度僅為5～10 W/cm2[77]，而且有加工工藝復(fù)雜、價(jià)格昂貴、經(jīng)濟(jì)性差等限制因素[78]，而制冷效率主要受半導(dǎo)體材料的熱電性能、制冷器的工作狀態(tài)(如加工工藝、電源電壓、工作電流等[79])和系統(tǒng)的散熱條件幾方面因素的影響[80]。由于熱電制冷原理的限制，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)必須緊湊，這就降低了使用的靈活性。

熱電制冷不需要制冷劑的獨(dú)特性，帶來(lái)了其受高空環(huán)境制約度小的優(yōu)勢(shì)。阻礙熱電制冷在機(jī)載領(lǐng)域進(jìn)一步發(fā)展的關(guān)鍵因素一是高空環(huán)境電力來(lái)源，二是熱電材料[81]。隨著熱電制冷技術(shù)的不斷發(fā)展，利用發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的余熱或飛行器表面的氣動(dòng)熱[22]作為動(dòng)力進(jìn)行發(fā)電不失為一種可實(shí)施的方案。

P、N為由P型材料和N型材料組成的半導(dǎo)體P-N結(jié)構(gòu)圖5 熱電制冷原理[72]Fig.5 Principles of thermoelectric cooling[72]

此外，熱電制冷中有效的熱端散熱方式也是影響其制冷效率的重要因素之一[82]，王羽白等[83]搭建實(shí)驗(yàn)臺(tái)模擬了機(jī)載環(huán)境下的熱電制冷，其熱端散熱采用機(jī)外沖壓空氣進(jìn)行直接風(fēng)冷，這種方式在高空低溫條件下會(huì)使熱電制冷效率更高，反而在低空溫度較高時(shí)制冷效率會(huì)大幅降低。此外有將熱電制冷與熱管散熱、翅片散熱、相變虹吸管散熱等技術(shù)進(jìn)行復(fù)合從而對(duì)半導(dǎo)體熱端進(jìn)行散熱的手段[82]。

3 冷卻方式對(duì)比

3.1 性能對(duì)比

上述6種冷卻方式的對(duì)比如表1所示。

(1)風(fēng)冷技術(shù)雖制造工藝簡(jiǎn)單可靠性高，但其制冷效率一般，無(wú)法滿足機(jī)載電子設(shè)備中某些高熱流密度區(qū)域的散熱要求。

(2)液冷技術(shù)制冷能力比風(fēng)冷好一點(diǎn)，但是仍然不能很好地解決熱流密度聚集的問(wèn)題。

(3)熱管技術(shù)成本低廉、系統(tǒng)簡(jiǎn)單、制冷能力能滿足大部分機(jī)載電子設(shè)備的散熱需求，且不需要其他任何額外動(dòng)力，是一項(xiàng)經(jīng)濟(jì)高效的新興冷卻技術(shù)。

(4)微通道冷卻技術(shù)制冷能力高，但其制造工藝復(fù)雜，成本偏高，由于微通道尺寸太小，很容易出現(xiàn)制冷劑堵塞通道的情況，對(duì)制冷劑的潔凈度要求很高。

(5)噴霧冷卻技術(shù)作為一項(xiàng)新興冷卻技術(shù)，具有很優(yōu)良的冷卻性能，均溫性好，工質(zhì)需求量小，相對(duì)于微通道冷卻可靠性高，缺點(diǎn)在于系統(tǒng)較為復(fù)雜。

(6)熱電制冷是一種不需要制冷劑的環(huán)保新興冷卻技術(shù)，但由于其制冷能力一般，系統(tǒng)復(fù)雜，目前并未能在高空機(jī)載電子設(shè)備冷卻領(lǐng)域廣泛應(yīng)用。

3.2 高空環(huán)境適應(yīng)性

從高空環(huán)境適應(yīng)性角度看，高空環(huán)境對(duì)換熱影響最少的冷卻方式是傳統(tǒng)風(fēng)冷技術(shù)、熱電制冷技術(shù)和熱管冷卻技術(shù)。風(fēng)冷技術(shù)的高空環(huán)境影響主要體現(xiàn)在低空氣密度導(dǎo)致空氣質(zhì)量流量降低，進(jìn)而降低了制冷量。熱電制冷技術(shù)由于其全部動(dòng)力來(lái)源只有電能，不存在冷卻介質(zhì)的循環(huán)，幾乎不存在高空環(huán)境影響換熱的情況，只要考慮到機(jī)載電力來(lái)源即可。阻礙熱電制冷技術(shù)應(yīng)用的兩個(gè)條件，電力來(lái)源和熱電材料，都與高空環(huán)境關(guān)系不大，只需利用一些技術(shù)解決即可?？梢哉f(shuō)，在高空環(huán)境適應(yīng)性方面，熱電制冷具有不可超越的優(yōu)勢(shì)。由于高空是微重力環(huán)境，熱管冷卻中飛行器傾斜帶來(lái)的重力與工質(zhì)回流方向不一致的影響可以忽略不計(jì)，王晨等[37]設(shè)計(jì)了一種深微槽道熱管，在各個(gè)方向和反重力條件下都能正常工作。若傳統(tǒng)熱管技術(shù)無(wú)法滿足電子設(shè)備的冷卻要求，還可以采用環(huán)路熱管方式，這種方法傳熱性好、不受安裝角度和傳輸距離的限制、受重力影響小[84]，是優(yōu)化的熱管技術(shù)。

表1 各種冷卻方式的對(duì)比Table 1 Comparison of various cooling methods

其他幾種冷卻技術(shù)受高空環(huán)境的限制都比較多，若想利用其高制冷能力，就必須采取手段解決其高空環(huán)境的影響因素。每種技術(shù)的影響因素都不相同，解決方法的難易程度也不同，在實(shí)際的應(yīng)用中應(yīng)該綜合衡量其換熱性能和解決高空環(huán)境影響的難易程度，進(jìn)而選出最優(yōu)機(jī)載電子設(shè)備冷卻方案。

4 多種散熱方式復(fù)合

如今在高熱流密度冷卻領(lǐng)域，單一的冷卻方式已經(jīng)難以滿足很多場(chǎng)合的要求，逐漸興起的是更為靈活高效的兩種或多種不同技術(shù)的復(fù)合方式，如射流與微通道的復(fù)合、微通道與噴霧的復(fù)合、微通道與熱管的復(fù)合等。下面簡(jiǎn)要介紹幾種常見(jiàn)的復(fù)合冷卻方式并對(duì)比分析其各項(xiàng)性能。

4.1 射流和微通道復(fù)合

2.4節(jié)中提及微通道有溫度分布不均和沿流動(dòng)方向壓降較大等不足，一種射流和微通道的復(fù)合方式，可以利用射流高速?zèng)_擊加熱表面帶來(lái)的極強(qiáng)的換熱效應(yīng)來(lái)彌補(bǔ)微通道冷卻的不足，而單孔射流的缺點(diǎn)是只有在駐點(diǎn)區(qū)才有很高的換熱系數(shù)，可以利用微通道的多孔排布創(chuàng)造出更多駐點(diǎn)區(qū)[85]，兩種技術(shù)互相配合，取長(zhǎng)補(bǔ)短，可以達(dá)到更高的換熱性能。其基本結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 射流和微通道復(fù)合示意圖[85]Fig.6 Schematic diagram of composite structure of jet and microchannel[85]

有學(xué)者對(duì)射流與微通道的組合冷卻方式進(jìn)行了一系列的研究，如用數(shù)值模擬分析了動(dòng)態(tài)變化下一些因素對(duì)多沖擊射流的微小通道的傳熱性能和溫度波動(dòng)特征的影響[86]，在傳熱表面引入凹痕可以有效提升帶有射流的微通道換熱器的傳熱性能[87]，以及分析熱沉中對(duì)槽道的優(yōu)化設(shè)計(jì)[88-89]。Kim等[90]利用數(shù)值分析研究了微通道和微噴射沖擊復(fù)合冷卻的幾何參數(shù)、運(yùn)行參數(shù)和冷卻性能，使用5個(gè)直徑0.19 mm的射流入口時(shí)，底面?zhèn)鳠嵯禂?shù)可達(dá)11 152 W/(m2·K)。Sung等[91]研究了這種復(fù)合冷卻方式的過(guò)冷和沸騰和臨界熱通量特性，構(gòu)建測(cè)試模型，最高熱流密度達(dá)到了1 127 W/cm2，是近大氣壓條件下電介質(zhì)制冷劑能達(dá)到的最高值。然而將這兩種技術(shù)直接進(jìn)行復(fù)合總有一些限制，如射流的流體會(huì)在微通道內(nèi)積聚阻塞，影響換熱，基于此Loganathan等[92]設(shè)計(jì)了另外一種具有主次通道的結(jié)構(gòu)，有效地解決了這個(gè)問(wèn)題。由此可見(jiàn)，這種射流和微通道的復(fù)合方式具有極高的換熱性能，若能有效加以利用，必定能成為一項(xiàng)很有前景的冷卻技術(shù)。

4.2 噴霧和微通道復(fù)合

噴霧冷卻具有較高的換熱能力，將微通道技術(shù)與噴霧冷卻復(fù)合可以對(duì)傳熱性能進(jìn)一步強(qiáng)化。其基本結(jié)構(gòu)如圖7[93]所示。

圖7 噴霧和微通道復(fù)合示意圖[93]Fig.7 Schematic diagram of composite structure of spraying and microchannel[93]

這種復(fù)合冷卻的原理是改變換熱表面，加強(qiáng)了噴霧冷卻液膜表面的核態(tài)沸騰[93]。劉妮等[94]搭建了以蒸餾水為工質(zhì)的密閉噴霧冷卻系統(tǒng)，得出噴霧冷卻在微通道結(jié)構(gòu)表面上的換熱性能比在光滑表面上的更好的結(jié)論。黃龍等[95]搭建了以蒸餾水為工質(zhì)的開(kāi)式噴霧冷卻系統(tǒng)，研究了微結(jié)構(gòu)換熱表面幾何特性對(duì)系統(tǒng)換熱性能的影響，得出了槽道幾何尺寸對(duì)復(fù)合冷卻換熱性能有關(guān)的無(wú)量綱準(zhǔn)則方程。Bostanci等[96]開(kāi)發(fā)測(cè)試了一種應(yīng)用于汽車逆變器模塊熱管理的噴霧冷卻系統(tǒng)，換熱表面具有微尺度結(jié)構(gòu)，熱流密度可達(dá)400 W/cm2，換熱系數(shù)達(dá)光滑表面的兩倍之多?？梢?jiàn)，噴霧與微通道復(fù)合的冷卻方式比單一的噴霧冷卻有更高的換熱能力。

4.3 熱管和微通道復(fù)合

熱管冷卻是一種利用毛細(xì)力為動(dòng)力的冷卻方式，也可以利用與微通道復(fù)合的方式進(jìn)行換熱的強(qiáng)化，如圖8所示為一種微通道與毛細(xì)槽道組合的裝置[97]，利用微通道內(nèi)單相對(duì)流與毛細(xì)槽道內(nèi)液體相變進(jìn)行換熱，導(dǎo)熱材料內(nèi)部設(shè)置微通道，外部設(shè)置毛細(xì)槽道，這種裝置有散熱面積小，熱流密度高，散熱總能力大的優(yōu)點(diǎn)。

圖8 熱管和微通道復(fù)合結(jié)構(gòu)示意圖[97]Fig.8 Schematic diagram of composite structure of heat pipe and microchannel[97]

這種方案存在的缺點(diǎn)在于：①在環(huán)路熱管毛細(xì)芯蒸發(fā)器應(yīng)用中可能出現(xiàn)局部熱斑導(dǎo)致溫度不均，劉志春等[98]建立數(shù)學(xué)模型，得出采用導(dǎo)熱系數(shù)較小的毛細(xì)材料，減小液體進(jìn)口處材料的導(dǎo)熱系數(shù)可以弱化局部熱斑的影響，進(jìn)一步提升啟動(dòng)性能的結(jié)論；②在毛細(xì)環(huán)路系統(tǒng)中容易出現(xiàn)毛細(xì)抽吸力不足導(dǎo)致熱傳輸距離有限，江馳等[99]采用泵輔助毛細(xì)相變回路，結(jié)果表明系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定，有效提升了熱傳輸距離。

丁乙苧[100]利用軟件建立模型進(jìn)行了毛細(xì)芯微槽道的模擬研究，分析了不同槽道尺寸和供液流量對(duì)傳熱的影響，在最佳性能槽道結(jié)構(gòu)下繼續(xù)分析熱流密度對(duì)換熱的影響，最終優(yōu)化了換熱器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，提高了換熱器的流動(dòng)特性、換熱特性。

4.4 復(fù)合散熱系統(tǒng)對(duì)比及應(yīng)用前景

由以上內(nèi)容可以看出，這幾種復(fù)合散熱方式都能大幅提升換熱能力，且每種方式都有自己特有的優(yōu)勢(shì)，具體對(duì)比如表2所示。

由以上內(nèi)容可以看出，這幾種復(fù)合散熱方式都能大幅提升換熱能力，且每種方式都有自己特有的優(yōu)勢(shì)。從高空環(huán)境適應(yīng)性來(lái)看，微通道與射流復(fù)合、微通道與熱管復(fù)合都對(duì)單一技術(shù)的高空環(huán)境適應(yīng)性沒(méi)有明顯的提升，而微通道與噴霧復(fù)合則可以改變噴霧冷卻換熱表面，改善微重力對(duì)噴霧液膜的影響，對(duì)于電子設(shè)備冷卻降溫的單一需求，換熱表面溫度穩(wěn)定性有所降低對(duì)整體冷卻過(guò)程并無(wú)明顯影響，因此微通道與噴霧冷卻的復(fù)合是幾種復(fù)合冷卻方式中最有前景的一種。

由前面幾節(jié)的內(nèi)容可以發(fā)現(xiàn)，多種方式復(fù)合的冷卻技術(shù)，大多數(shù)都是和微通道冷卻進(jìn)行復(fù)合。微通道技術(shù)增大了換熱面積和擾流程度，在增強(qiáng)換熱方面具有很大的優(yōu)勢(shì)，再加上微通道結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，很容易和其他冷卻技術(shù)的結(jié)構(gòu)組合在一起，因此微通道是復(fù)合冷卻中應(yīng)用率較高的一項(xiàng)技術(shù)。

復(fù)合散熱方式具有很多優(yōu)點(diǎn)，但是兩種或兩種以上方式的復(fù)合，需要考慮的高空制約因素更多，目前復(fù)合散熱領(lǐng)域?qū)Ω呖盏蛪毫臀⒅亓Νh(huán)境下的冷卻還缺乏研究，若想很好地應(yīng)用復(fù)合冷卻技術(shù)，還需要對(duì)復(fù)合冷卻技術(shù)高空領(lǐng)域的應(yīng)用進(jìn)行更加深入的研究與探索。

5 結(jié)論

從高空機(jī)載環(huán)境特征、典型高效冷卻方式和復(fù)合冷卻技術(shù)出發(fā)，探討了現(xiàn)有冷卻技術(shù)在高空低壓和微重力環(huán)境的適應(yīng)性，獲得結(jié)論如下。

(1)從散熱量角度來(lái)看，微通道冷卻技術(shù)和噴霧冷卻有著巨大優(yōu)勢(shì)。然而微通道冷卻制造工藝復(fù)雜，通道尺寸微小，很容易發(fā)生堵塞，且對(duì)流體的潔凈度要求很高，需要經(jīng)常維護(hù)檢修，系統(tǒng)可靠性低。噴霧冷卻雖然散熱能力較微通道冷卻沒(méi)有很大的提升，但相較其他幾種方式已經(jīng)是一種高效的冷卻方式，且其散熱能力已經(jīng)足夠滿足大多數(shù)機(jī)載電子設(shè)備的冷卻要求。

(2)從高空環(huán)境制約度來(lái)看，最容易適應(yīng)高空環(huán)境的無(wú)疑是只需要電力驅(qū)動(dòng)不需制冷劑的熱電制冷，但熱電制冷在高熱流密度下的散熱效率低下，經(jīng)濟(jì)性差，只有在很低的熱流密度范圍內(nèi)，熱電制冷的散熱效率才能高于蒸氣壓縮制冷。其次是熱管冷卻，雖然飛行器的傾斜和動(dòng)載會(huì)對(duì)熱管內(nèi)工質(zhì)流動(dòng)產(chǎn)生一定影響，但由于熱管是一種密閉設(shè)備，高空環(huán)境的低壓低密度等并不會(huì)對(duì)其產(chǎn)生影響，總體來(lái)說(shuō)高空制約度還是很小的，且熱管散熱能力也比較可觀，因此熱管冷卻也是一種未來(lái)可以大力發(fā)展的冷卻方式。

表2 復(fù)合冷卻制冷技術(shù)優(yōu)缺點(diǎn)對(duì)比Table 2 Comparison of advantages and disadvantages of composite cooling technology

(3)根據(jù)上述分析討論，可知熱管冷卻和噴霧冷卻是目前最具有前景的高空機(jī)載電子設(shè)備冷卻技術(shù)，但這兩種技術(shù)都有一定的高空環(huán)境制約條件需要解決。噴霧冷卻的高空制約因素較多，但近年來(lái)已有越來(lái)越多針對(duì)此方面的研究，在未來(lái)，噴霧冷卻技術(shù)會(huì)在航空航天機(jī)載領(lǐng)域有更為全面廣泛的應(yīng)用。

(4)由于高空環(huán)境的低壓和微重力特點(diǎn)，這一領(lǐng)域內(nèi)的實(shí)驗(yàn)研究工況與地面普通工況有很大的不同，如何在研究性實(shí)驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)高空特殊工況是實(shí)驗(yàn)研究能否成功的關(guān)鍵。其中低壓可以通過(guò)搭建閉式實(shí)驗(yàn)臺(tái)來(lái)實(shí)現(xiàn)；然而微重力條件在一般實(shí)驗(yàn)中很難達(dá)到，需要借助航天級(jí)專業(yè)設(shè)備，這也是目前此領(lǐng)域最大的研究難點(diǎn)。未來(lái)的研究也將更集中于如何構(gòu)造地面微重力環(huán)境上。同時(shí)，此領(lǐng)域的研究重點(diǎn)在于提高冷卻方式在高空環(huán)境下的適應(yīng)性，確保高空環(huán)境不會(huì)影響正常換熱效果。在此基礎(chǔ)上，進(jìn)一步在模擬高空環(huán)境的實(shí)驗(yàn)條件下進(jìn)行不同傳熱方式的強(qiáng)化傳熱研究。

(5)復(fù)合冷卻技術(shù)可以彌補(bǔ)很多單一技術(shù)的短板，組合成更加高效靈活的冷卻方式，更能大大提高換熱能力。而目前對(duì)復(fù)合冷卻的研究多集中在常重力高熱流密度領(lǐng)域內(nèi)，高空環(huán)境領(lǐng)域內(nèi)的復(fù)合冷卻研究成果還較少。復(fù)合冷卻技術(shù)在機(jī)載設(shè)備冷卻方面具備非常好的應(yīng)用潛力，目前需要考慮的問(wèn)題是復(fù)合冷卻技術(shù)的控制變量較多，如何在提升換熱效果的同時(shí)確?？煽啃允呛罄m(xù)的研究重點(diǎn)。未來(lái)針對(duì)機(jī)載環(huán)境的復(fù)合冷卻技術(shù)還需進(jìn)行深入研究。