高熱流散熱泵驅兩相流體回路設計及飛行驗證

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計部，北京100094;2.空間熱控技術北京市重點實驗室，北京100094)

高熱流散熱泵驅兩相流體回路設計及飛行驗證

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計部，北京100094;2.空間熱控技術北京市重點實驗室，北京100094)

針對激光、雷達等載荷空間應用中存在的超過100 W/cm2高熱流密度散熱問題，采用泵驅兩相流體回路結合金剛石微槽道的方法實現了271 W/cm2熱流密度的散熱。對系統設計及關鍵部件設計進行了研究，整個系統經過地面和在軌飛行驗證，運行平穩。利用儲液器控溫的方式，實現了系統溫度的準確控制。測試結果表明，地面和在軌飛行期間的換熱及流阻相當，驗證了重力無關設計的正確性。

微槽道;兩相流體回路;流動沸騰

0 引 言

隨著技術的發展，雖然電子設備在材料和性能方面不斷改進，但是對大功率、高通量的電子設備的散熱、溫度控制還是變得越來越困難［1－3］。在宇航領域，隨著電子設備的功耗增長，散熱技術由被動熱控技術發展至風冷直至單相液冷，目前宇航領域對于大功率設備散熱最有效的手段仍是單相流體回路技術［4－6］，以及以環路熱管為代表的熱管技術。如向艷超等［7］采用重力輔助兩相流體回路解決CE－3月夜問題。近年來，以空間用激光載荷、相控陣雷達為代表的大功率設備的熱流密度已經達到或超過了100 W/cm2，采用傳統的單相流體換熱的方式解決其散熱問題難度很大［8］。這些需求促使研究者發展高性能的兩相換熱方式［9］。熱流密度超過100 W/cm2時，基于相變的流動沸騰換熱(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滿足實際的工程應用［10］。表1［11］給出了幾種散熱方式的比較，可以看出在系統體積和溫度均勻性上微槽道流動換熱具有優勢，而從換熱的性能來看射流和噴霧冷卻具有優勢。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，系統體積較大，這給空間應用帶來了困難，隨著微加工技術的發展，結構緊湊、輕便、溫度均勻性好的微槽道散熱方式，在未來宇航領域高熱流密度散熱領域應用前景廣闊［12］。

微槽道內流動沸騰是在 1981年第一次被Tuckerman和Pease［13］驗證的。在接下來的三十多年，微通道流動換熱得到了廣泛關注。大量的研究集中在［13－22］以下四個方面:1)微小流動通道里的流動沸騰換熱特性和傳熱機理;2)微槽道內流態的差異以及絕熱和非絕熱流動的特性研究;3)數值模擬以及對流動換熱系數的研究;4)氣泡生長的模擬，不穩定性的克服以及流動的強化。這些研究為微通道流動沸騰傳熱特性的理解提供了指導。

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

Konishi等［23］綜述了微重力流動沸騰換熱的研究，著重從理論上對微重力流動沸騰的特殊性進行分析，包括加熱方向不同對臨界熱流密度的影響，池沸騰和流動沸騰在微重力下的差異以及與重力無關的設計方法，并采用落塔、拋物飛機等開展了少量試驗，但由于試驗條件限制以及試驗時間很短(一般只有幾秒)，并未真正實現穩定的微重力條件下的流動沸騰換熱，其結果能否用于空間兩相散熱系統還存在疑問。

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

微槽道作為流動沸騰換熱熱沉，需要與泵驅兩相流體回路相結合，即作為泵驅兩相流體回路系統的蒸發器?？臻g用泵驅兩相流體回路的研究開始于20世紀80年代，主要經歷了以下幾個階段［24－25］:

1)20世紀80年代，Oren、Stalmach、Haslett開始開展泵驅兩相回路基礎理論研究。

2)1994年重新設計前，國際空間站美國部分、俄羅斯部分采用泵驅兩相回路，后由于熱源數量減少，改為泵驅單相流體回路。

3)1997年 STS－85任務搭載的 NASDA和TOSHIBA研制的TPFLEX為泵驅兩相流體回路的首次搭載。

4)2011年發射的AMS02泵驅兩相流體回路系統，為泵驅兩相流體回路系統的首次在軌應用。

在此之后，空間用泵驅兩相流體回路也被用于解決大型天線以及深空探測任務的飛行器的熱控制［26－28］。

上述空間應用中泵驅兩相流體回路主要解決熱量遠距離傳輸和溫度均勻性問題，超過100 W/cm2空間極高熱流散熱問題的研究還未看到報道。

綜上所述，現有的用于空間極高熱流散熱的微槽道流動沸騰換熱的研究，特別是重力無關設計方法和機理還缺乏穩定的空間飛行驗證，而目前用于航天器熱控的泵驅兩相流體回路系統還未達到極高熱流的范疇，因此為解決熱流密度超過100 W/cm2的空間載荷的散熱問題，需要將二者結合起來，開展進一步研究工作。

本文結合金剛石微槽道散熱技術及泵驅兩相流體回路，解決空間極高熱流密度問題，并對重力無關設計方法進行驗證。

1 兩相流體回路試驗系統

1.1 系統流程

整個泵驅兩相流體回路流程如圖1所示，由蒸發器、預熱器、回熱器、機械泵、儲液器、冷凝器、壓力傳感器和傳輸管路構成氨工質閉合回路。蒸發器內處于氣液兩相狀態的工質，從高熱流密度加熱器處吸收熱量后產生沸騰，干度增大，接著流經回熱器把熱量傳給從泵出來的過冷液，干度降低，再通過相變裝置把熱量排散給相變材料，干度進一步降低，達到過冷狀態。從相變裝置流出的過冷液再順序通過泵、回熱器，經過預熱器加熱至兩相狀態后回流到蒸發器中。工質在蒸發器和相變裝置間的循環流動由泵提供的動力來維持。由于整個系統沒有外部的散熱熱沉，因此采用相變材料作為散熱熱沉。參加飛行試驗的泵驅兩相流體回路系統如圖2所示。

1.2 工質

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

1.3 微槽道蒸發器

蒸發器和微槽道的結構如圖3所示，蒸發器由帶有微槽結構的金剛石薄片焊接在金屬本體上組成，微槽的設計寬度為0.2 mm，深度為1 mm。采用的金剛石的導熱系數約為1500 W/m℃，為了減小系統阻力，對微槽道表面進行了處理，處理前后對比如圖4所示。采用金剛石主要是減小蒸發器自身的導熱熱阻，圖5給出了蒸發器上表面施加500 W的熱量，維持下表面溫度為20℃的計算結果，材料為金剛石時，溫差只有7℃。

1.4 循環泵

兩相循環泵是泵驅兩相流體回路的核心，機械泵應用在兩相熱控系統中，與常用的單相泵類產品不同，具有以下特殊性:1)在工質飽和蒸汽壓下工作，耐壓能力強;2)入口工質過冷度較小時，需要具有一定驅動兩相工質的能力;3)泵流量很小，揚程較大。基于上述需求，設計一種軸流式螺紋驅動泵作為流體回路的驅動源。

1.5 高熱流加熱器

模擬超過100 W/cm2的熱源是開展試驗研究的一個關鍵環節。設計中采用了變截面的方式來放大熱流密度，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路規格相同的4路加熱片，最大功率可達500 W，通過包覆的氣凝膠來隔熱和保溫，加熱器與蒸發器的耦合面的大小為1 cm2，最大可模擬500 W/cm2的熱耗。

1.6 系統控制

整個泵驅兩相流體回路的溫度控制通過儲液器來實現，儲液器內的工質為氣液共存的狀態，通過改變儲液器的溫度，改變系統的壓力，進而控制蒸發和冷凝的溫度，實現對系統的溫度控制。

2 地面測試結果及分析

系統不加熱負荷的情況下運轉，測量了不同轉速條件下，系統的流量數據，作為確定泵工作參數的依據。根據循環泵的測試結果，選擇5000 r/min作為飛行試驗時泵的工作轉速。

表2 系統流量測試結果Table 2 Flow rate of fluid loop

在泵轉速5000 r/min的情況下，地面對系統的運行進行了測試，高熱流密度加熱器分別開1路、2路、3路，測試結果如表3所示，系統工作穩定、正常。從測試結果可以看出:

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

2)系統的流阻主要存在于蒸發器兩端，約為60 kPa，而且這一流阻對系統熱流密度(加熱量)不敏感，當加熱量從100.7 W～271.1 W變化時，流阻相當。

3)蒸發器的沸騰換熱系數在7.8～9.1 W/ cm2℃之間。

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

圖7給出了地面測試時儲液器溫度、蒸發器出入口溫度、泵入口壓力隨時間的變化。從圖7可以看出，在高熱流密度加熱器打開后在蒸發器出口出現一個約4℃的溫度過沖，分析是由于加熱的熱流密度很高，在形成穩定流動沸騰換熱前溫度出現過沖，進入兩相狀態后溫度下降，在后續加熱功率增加時未出現類似的溫度過沖現象。

工作過程中系統的壓力保持穩定，未出現大的壓力波動，只是隨著儲液器的溫度波動而小幅波動。由于泵驅兩相流體回路中循環泵的能力較強，因此小的壓力波動未對系統的工作產生不良影響。

儲液器溫度不斷上升是由于儲液器控溫的方式采用隨動控溫的方式，其控溫的目標是冷凝器出口溫度加上一個增量，由于隨著試驗進行相變裝置溫度不斷上升所以儲液器溫度不斷上升，當相變裝置溫度趨于穩定時儲液器溫度也趨于穩定。

3 在軌飛行結果及其與地面試驗結果比對

2016年6月26日，高熱流散熱泵驅兩相流體回路搭載多功能飛船縮比返回艙進行了在軌飛行。飛行試驗在10∶41開始，13∶41結束，共持續了3個小時，熱源的最高熱流密度為271 W/cm2。

圖8給出了飛行期間關鍵點的溫度、壓力變化。從飛行試驗數據來看，在軌飛行期間溫度和壓力的變化情況與地面試驗類似，通過儲液器控制了蒸發器溫度，系統工作狀態良好。試驗的整體溫度較地面測試低，這主要是由于入軌后，系統的初始溫度較低的緣故。飛行試驗中由于相變材料初始溫度較低(約11℃)，而且試驗開展的時間有限，因此相變材料未達到相變點即結束了試驗，圖8中溫度未趨于穩定值。

從試驗過程來看，在高熱流密度加熱器開始加熱后出現了一個1.5℃的溫度過沖，這一過沖較地面試驗時的4℃有所減小，這是由于在高熱流施加的瞬間，蒸發器(見圖9)內還未建立穩定的流動沸騰換熱，因此加熱面溫度瞬間升高，地面試驗時由于氣泡浮力作用難以脫離加熱面，建立穩定流動沸騰換熱時間相對較長，而在軌情況下由于氣泡迅速脫離縮短了建立穩定的流動沸騰換熱的時間，使得加熱面溫度在這一過程中升高較少。

在軌飛行過程中，根據高熱流密度加熱器與工質的溫差推算得到了流動沸騰換熱系數與地面測試結果相當，差別在10%以內，這是由于設計時進行了重力無關設計，根據文獻［23］，流速大于1.5 m/s時，流動沸騰換熱受重力影響較小，系統設計時通過流量和槽道尺寸的設計使得槽道內的流速達到2.5 m/s，因此進入了重力無關區域。此外由于進行了重力無關設計在軌飛行期間和地面測試期間系統的流阻相當，均為60 kPa左右。這一結果對于微槽道散熱技術在宇航領域的應用具有顯著的意義。兩相系統應用于空間微重力或其他特殊重力條件下一個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，難以在地面進行充分的驗證，因此兩相系統在宇航領域的應用一直比較慎重，需要預留大量的設計余量，或者通過非常復雜的地面試驗方法進行驗證，顯著的制約了其應用，通過此次在軌試驗和地面數據的對比充分驗證了采用合理的重力無關設計，地面試驗可以對在軌工況的流動和換熱特性進行充分的驗證，減少飛行試驗的不確定性。

高熱流密度蒸發器上采用氣凝膠覆蓋的方式進行隔熱，飛行過程中氣凝膠兩側的溫差約為100℃，地面測試時氣凝膠兩側的溫差約為97℃，當量的導熱系數約在10－3W/m℃量級，在軌期間由于氣凝膠中的氣體排出其隔熱效果進一步改善，變化量約為3%，差異不大。

表3 工作性能測試結果Table 3 Performance of fluid loop in terrestrial test

4 結 論

本文利用金剛石微槽道結合泵驅兩相流體回路實現了271 W/cm2熱流密度的散熱，流動沸騰換熱系數達到7.8～9.1 W/cm2℃。在軌和地面數據比對驗證了控制流速的重力無關設計方法的有效性，為后續空間應用奠定了基礎。

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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，FAN 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

國家自然科學基金(51406009)