機載液冷源系統熱特性仿真實驗研究

董章志，李小剛，陸繼翔

（1.空軍工程大學 航空工程學院，西安710051）

（2.西北工業大學 機電學院，西安710072）

0 引言

機載液冷源系統是一種借助冷卻液的循環流動，通過低溫液體與熱負載的對流換熱，以實現電子設備降溫及溫度控制的機載冷卻設備。在散熱密度較大的情況下，以往采用傳統的對流散熱或是強迫風冷存在散熱效率低、溫度控制精準度不夠的情況［1］，而采用機載液冷源給雷達冷卻，以液冷替代風冷，可以實現高效、可靠的散熱調節。

對于液冷源系統的研究，Y.J.Kim等［2-3］借助CFD仿真分析了電力變壓器散熱器內部的油液流場及溫度場，評估了散熱風扇擺放位置對散熱性能的影響；R.L.Amalfi等［4］使用LTCM內部開發的兩相流模擬代碼建立了氣液兩相液冷系統的仿真模型，但未考慮管道、散熱器等與環境的熱交換；張承武［5］對某型電子設備液冷源進行了仿真與試驗，通過集中參數法結合分布參數法建立各部件的簡化模型，仿真部分參數精確度有所欠缺；朱恩慶［6］設計了一種使用結合單片機及集成數字IC的采集控制系統的液冷源控制系統，具有成本低、控制精度高的特點；李運祥等［7］利用Matlab/Simu?link仿真分析了不同參數階躍對機載蒸發循環制冷系統性能的影響規律；金敏［8］借助EASY5軟件搭建了殲擊機蒸發制冷系統的動態數學模型，分析得到了系統的動態性能；曹克強等［9-10］以AMESim為平臺搭建了機載液冷源系統模型，側重點在于對仿真平臺的介紹，僅考慮了泵、散熱器、熱源與環境的換熱。上述研究所建立的模型均為液冷系統的典型建模，但大部分未考慮部件與環境間的熱交換或是換熱模型不夠全面。

在前人研究的基礎上，本文綜合考慮冷卻液、設備、外部環境三者之間的傳熱關系以及系統部件工作的內部產熱，提供一種基于傳熱學原理的計算模型；對系統熱負載較大的部件建模，利用AMESim軟件進行全系統的熱特性校核計算；并通過軟件狀態機模塊仿真實現對儲液箱、散熱器的溫度反饋控制。

1 系統熱特性數學模型建立

1.1 模型簡化

考慮對液冷源系統熱特性影響較大的主要因素及功能部件，對系統進行簡化，簡化后的系統原理圖如圖1所示。

圖1 系統模型簡圖Fig.1 System model diagram

整個液冷源系統以65號冷卻液（60%乙二醇）作為作為熱傳導介質，選用CLB-7型液冷泵輸出儲液箱中的冷卻液，冷卻液經板翅式散熱器強迫風冷散熱后，輸送至冷板給機載電子設備降溫，最后回流至儲液箱。軸流風機安裝在散熱器冷邊出氣口，用于對散熱器強迫風冷。

系統工作過程中冷板最大流量為12 L/min，機載設備的生熱功率（冷板生熱功率）為2 000 W。液冷源系統包括的熱載荷主要元件有儲液箱、齒輪泵、散熱器、電加熱器、冷板和管路，下面分別建立各元件的熱特性模型，部分傳熱學公式參見文獻［11］。

1.2 齒輪泵的熱特性模型

齒輪泵用于為系統提供冷卻流量，齒輪泵的額定功率為150 W，在工作過程中全部損失為熱能，泵殼體同空氣進行輻射換熱和對流換熱。齒輪泵的傳熱原理如圖2所示。

圖2 齒輪泵的傳熱原理Fig.2 Gear pump heat transfer principle

泵外殼與冷卻液對流換熱的努塞爾數為

外殼與外界自然對流換熱的努塞爾數為

式中：Pr為普朗特數；Re為雷諾數；Ra為瑞麗數。外殼與外部環境的輻射換熱表達式為

式中：σ為輻射換熱系數；ε為殼體材料黑度；T為殼體溫度；Tenv為外部溫度。

1.3 板翅式散熱器的熱特性模型

冷卻液流動的雷諾數可表示為

式中：d0為散熱器內部管路當量直徑；Q0為冷卻液流量；A0為管路截面積；v0為冷卻液運動黏度。

液體和管壁對流換熱的斯坦頓數表達式為

空氣流動的雷諾數可表示為

式中：Qa為冷邊（空氣）流量；da為冷邊當量直徑；va為冷邊的運動黏度；Aa為冷邊的流通面積。

冷邊空氣與熱邊翅片對流換熱的努塞爾數可表示為

總換熱系數kA表達式為

式中：A0為熱邊（冷卻液）換熱面積；α1為熱邊換熱系數；Aα為冷邊換熱面積；α2為冷邊換熱系數。

傳熱單元數表達式為

換熱器效率的表達式為

換熱器換熱量表達式為

1.4 冷板的熱特性模型

冷卻液流經冷板時，會對冷板進行降溫，冷板

的換熱功率為2 000 W，這里將冷板簡化一個簡單的換熱元件，即冷板交換的熱量全部用于冷卻液的溫升。則冷板的數學模型可表示為

式中：Ti為冷卻液進口溫度；To為冷卻液出口溫度；W為換熱功率；q1為冷卻液流量；ρ1為冷卻液密度；Cp為冷卻液比熱。

1.5 儲液箱的熱特性模型

儲液箱用于儲存冷卻液。其熱特性主要表現在冷卻液與儲液箱的對流換熱以及儲液箱與外部環境的對流環境和輻射換熱。

儲液箱與內部冷卻液強迫對流換熱的努塞爾數表達式為

儲液箱與外部空氣自然對流換熱的努塞爾數表達式為

式中：Gr為格拉曉夫數。

儲液箱與環境的輻射換熱量表達式為

1.6 管路的熱特性模型

管路的熱特性主要體現在管內冷卻液同管壁的對流換熱以及管壁同環境的對流換熱和輻射換熱。同時冷卻液在管內流動會產生一定的壓力損失。

管壁與內部冷卻液強迫對流換熱的努塞爾數表達式為

管壁與外部空氣自然對流換熱的努塞爾數表達式為

管壁與環境的輻射換熱量表達式為

2 系統不同溫度環境下的熱特性仿真

2.1 建立模型

采用AMESim軟件［12］已有的內置元件搭建了機載液冷源系統各部件的仿真模型，元件涉及Thermal庫、Thermal Hydraulic庫、HEAT庫、Pneumatic庫，主要包括儲液箱、飛機倒飛防溢裝置、液冷泵、管路油濾、散熱器、軸流風機、冷板、安全活門等系統部件［13］，系統仿真模型如圖3所示。

系統參數依據實際設計的機載液冷源系統參數確定，其換熱過程主要包括儲液箱、齒輪泵、散熱器翅片、冷板、管路與冷卻液以及環境空氣或對流空氣的對流換熱。

圖3 液冷源系統AMEsim仿真模型Fig.3 AMEsim simulation model of liquid cooling system

2.2 參數設置

仿真過程中系統不存在泄露情況，管路雜質含量符合實際規定，其較大熱載荷部件的主要工作參數如下［14］：

（1）儲液箱：額定工作壓力0.3 MPa，體積4 L，截面積175 mm×175 mm，液面初始高度100 mm，高度范圍80～170 mm。

（2）增壓泵：選用CLB-7型液冷泵，額定工作壓力0.6 MPa，額定流量12 L/min，額定功率150 W。

（3）冷卻液管路：內徑12 mm，壁厚1 mm。

（4）軸流風機：轉速7 000 r/min，功率67 W，對流空氣流量710 m3，功率67 W，葉輪直徑171.5 mm。風機從環控系統引氣，必要時可帶開沖壓空氣口共同進氣。

（5）散熱器：選用SRQ-7G板翅式散熱器，采用通道數為3、散熱器管路數為7-8-7的結構，結構如圖4～圖5所示。冷卻液總換熱面積1.5 m2，內部管路直徑9.074 mm，管路容積3.6 L，對流空氣接觸面積4.7 m2。

圖4 散熱器外部結構Fig.4 Radiator external structure

圖5 散熱器內部結構Fig.5 Radiator internal structure

該系統的主要性能指標包括，冷板前最大流量12 L/min，冷板溫度保持在5～25℃。本文主要研究各部件的熱特性，保持冷板溫度在5～25℃。

2.3 傳熱仿真框架

液冷源系統部件傳熱仿真框架如圖6所示，主要包括：材料物理特性計算、環境溫度預計、系統簡化、部件熱計算、仿真實現。

圖6 部件傳熱仿真框架Fig.6 Component heat transfer simulation framework

2.4 典型工況下的仿真結果與分析

依據技術標準［15］，以某型飛機機載雷達為例，分析液冷源系統給機頭雷達降溫時，系統溫度在-40、-20、5、10、20和40℃工況下的系統熱特性。

2.4.1 地面狀態

地面狀態下液冷源系統與機載雷達同時啟動，此時系統與雷達均開始生熱。選取飛機地面維護時環境空氣溫度5、10℃作為系統工況，系統初始溫度與環境溫度相同。系統溫度變化情況如圖7～圖8所示。

圖7 5℃下系統溫度變化Fig.7 System temperature change at 5℃

圖8 10℃下系統溫度變化Fig.8 System temperature change at 10℃

從圖7～圖8可以看出：系統開始工作經過大約450 s達到穩定狀態，儲液箱、散熱器、冷板的穩定溫度情況如表1所示。考慮到冷卻液流入散熱器前存在齒輪泵的機械生熱及管路損失，散熱器進口溫度最高，大于儲液箱出口溫度，冷板溫度與散熱器出口相近。

表1 穩定溫度Table 1 Stabilized temperature

由于各部件工作生熱，在系統工作0.44、0.87 s時，散熱器進口、出口出現溫度短暫升高現象，隨后散熱器冷卻效果大于冷卻液升溫效果，出現溫度下降的趨勢；冷板持續給系統中冷卻液傳遞熱量，散熱器持續工作給冷卻液散熱，最終系統溫度緩慢升高至平衡狀態。

2.4.2 飛行狀態

選取飛機飛行高度10 000 m、空氣溫度-40℃作為工況一，選取飛行高度5 000 m、空氣溫度-20℃作為工況二。環控系統送風溫度為10℃。

飛行狀態下液冷源系統與機載雷達同時啟動，此時系統與雷達均開始生熱，系統初始溫度與兩種工況外界空氣溫度相同，溫度變化情況如圖9～圖10所示。

圖9 -40℃下系統溫度變化Fig.9 System temperature change at-40℃

圖10 -20℃下系統溫度變化Fig.10 System temperature change at-20℃

從圖9～圖10可以看出：系統開始工作經過大約420 s達到穩定狀態，穩定溫度如表2所示。冷板進口溫度偏高，需進行調整改進。

表2 飛行狀態下穩定溫度Table 2 Stable temperature in flight

飛行狀態下雷達已經工作一段時間，以系統溫度20℃、系統散熱不及時40℃作為仿真條件進行仿真，溫度變化情況如圖11～圖12所示。

圖11 20℃下系統溫度變化Fig.11 System temperature change at 20℃

圖12 40℃下系統溫度變化Fig.12 System temperature change at 40℃

從圖11～圖12可以看出：飛行狀態下液冷源系統穩定溫度普遍偏高，系統主要部件的穩定溫度如表2所示。

綜上，地面狀態下液冷源系統工作正常，溫度不超過30℃。飛行狀態下系統基本能滿足冷板進口溫度5～30℃的技術指標要求，但仍存在溫度偏高甚至超過溫度指標的情況。可通過打開沖壓空氣口引入外界空氣或在油箱處安裝電加熱器的方法調節溫度范圍，AMESim中通過溫控狀態機來實現。

3 基于溫控狀態機的系統優化

3.1 溫控狀態機

通過AMESim中的狀態機模塊的編程（示例如圖13所示），實現實際情況下溫度反饋控制的仿真模擬［16］。冷板溫度偏低情況下，通過傳感器測量冷板溫度，低于5℃時，對儲液箱加熱，即在儲液箱內安裝電加熱器；儲液箱溫度大于40℃時，關閉電加熱器。在系統溫度20、40℃工況下，系統穩定后冷板溫度偏高，當溫度大于5℃時，增大散熱器風機轉速并打開沖壓空氣口，以實現散熱效果的優化。

圖13 溫度偏低下的狀態機1Fig.13 State machine with low temperature 1

將狀態機打包，作為仿真模塊加入模型中。冷板溫度偏高或偏低狀態機會根據冷板、儲液箱的實時溫度情況，切換加熱器以及空氣口流量的檔位，優化后的系統仿真模型如圖14所示。

圖14 引入狀態機的系統仿真模型Fig.14 System simulation model with state machine

3.2 優化后仿真計算

已知某型飛機環控系統的空氣入口溫度、流量，對應高度下沖壓空氣口溫度、流量，得到混合后空氣溫度T′H的計算表達式（19），進而得到飛行狀態下5 000 m及10 000 m工況時，混合空氣的狀態屬性，如表3所示。

式中：TH為環控系統的空氣入口溫度；TC為沖壓空氣口的空氣入口溫度；T′H為混合后空氣溫度。

-40、-20、20和40℃四種不同工況下，系統的溫度變化情況如圖15所示。

表3 飛行狀態下的冷邊氣體屬性［17］Table 3 Cold side gas properties in flight［17］

圖15 系統溫度變化情況Fig.15 System temperature changes

從圖15可以看出：四種工況下冷板穩定溫度分別為9.78、6.36、14.73、10.80℃，很好地滿足了系統冷板進口溫度5～30℃的技術指標要求，通過散熱器的沖壓空氣孔引入外部空氣或儲液箱的加熱這兩種方式，可以降低、提高系統的溫度以限制系統穩定溫度范圍，以滿足技術指標要求。

4 結論

（1）液冷源系統溫度在開機大約420～480 s達到穩定。地面狀態下，冷板溫度滿足設計要求，冷板入口溫度小于30℃。飛行狀態下，存在穩定溫度偏高情況，可打開沖壓空氣口引入外部空氣降低系統溫度。

（2）儲液箱安裝電加熱器以及打開沖擊空氣口可以較好地解決飛行中系統的超溫問題，使冷板保持在5～30℃甚至更小的范圍內。若引入外部空氣的流量、溫度可以得到較好地調節，可以更精確地控制冷板的穩定溫度。