机载喷雾冷却换热特性关键影响因素实验研究

王　瑜，蒋彦龙，周年勇

（南京航空航天大学航空宇航学院，江苏 南京 210016）

机载喷雾冷却换热特性关键影响因素实验研究

王瑜，蒋彦龙，周年勇

（南京航空航天大学航空宇航学院，江苏 南京 210016）

为详细研究喷雾冷却系统在大热沉表面积和无沸腾区下的换热特性，并为喷雾冷却系统的机载应用提供技术基础，搭建以水为冷却介质的开放式喷雾冷却实验台。基于实验数据从特征参数和无量纲数两方面研究加热功率、喷雾入口压力对换热性能的影响；并根据飞行工况考查重力角度的影响。得到实验结果：在加热功率500～1400W及入口压力0.45～0.85MPa的条件下，热沉表面温度均能控制在80℃以下。加热功率一定时，系统表面传热系数随入口压力的增加而增加，且增加速率随着功率的增加而增加；热沉表面温度随入口压力增加而减小，且减小速率随着功率增加而增加；表面传热系数随Re和We的增加而增加，增加速率随功率增加主要是由于蒸发强度的增加。此外，与重力方向夹角为30°或120°时，喷雾冷却性能最好。结果表明各工况下喷雾冷却换热效果良好，表面参数均处于合理范围，为该技术在机载领域的应用提供技术参考。

喷雾冷却；机载；传热系数；表面温度；无量纲数；重力夹角

0　引　言

随着航空技术的进步，激光武器等定向能武器将成为未来战斗机的标配。随之而来的问题是，在高功率下定向能武器在工作中产生的大量无用热会降低激光光束的质量输出功率，由此带来设备发热功率不断升高，热流密度可达数百甚至数千瓦每平方厘米，这种情况下会损毁激光介质，因此发热问题成为制约定向能武器大规模应用的瓶颈，如何高效、可靠地解决高热流密度的快速散热问题对定向能武器的发展具有重要意义。喷雾冷却技术目前主要应用于机械加工、能源化工等领域［1-3］，因其传热温差小、传热系数大、温度均匀性好等优点，在激光器散热领域得到了越来越多的关注［4-7］。

由于必须保证隐身性能和机动性能，机载喷雾冷却系统对热沉表面温度要求较为严格，一般必须控制在80℃以下。因此若机载喷雾冷却系统考虑进行沸腾换热，介质沸点必须在此温度以下，若使用沸点较低的制冷剂作为介质，则对飞机结构和机动性能不利。无沸腾区换热虽然最大热流密度低于沸腾区换热，但冷却更加均匀，完全可以满足机载喷雾冷却系统的需要。同时，无沸腾区换热作为喷雾冷却的重要组成部分，Chen等［8］研究认为无沸腾换热带走的热流占据整个喷雾冷却热流的35%～55%。

此外由于机身空间限制，机载喷雾冷却系统携带的冷却介质有限，为尽可能提高冷却系统使用时间，需深入研究入口流量对换热特性的影响，得出合适的喷雾入口压力，避免喷雾介质的浪费。

目前对于冷却介质流量对喷雾冷却的影响，国内外研究学者已进行了部分研究［9-11］。周致富［12］、陶毓伽等［13］对喷雾冷却影响因素做了大量理论和实验研究，但主要针对沸腾换热。刘炅辉等［14］主要针对R22相变换热研究了喷雾压力对喷雾冷却性能影响。Rvbicki等［15］对不同流量下单相区和两相区的换热进行研究，发现喷雾流量对单相区和两相区的换热均能产生很大影响，热流密度随流量升高而升高。Estes［16］通过实验得出喷雾流量对单相区和核态沸腾之间的过渡区影响不大，这是因为流量的增大会阻碍表面成核。上述实验对无沸腾换热研究不多，且实验条件局限于热流密度较小、喷雾流量较小或热沉表面面积较小，没有考虑飞行工况，适用于机载的大面积高热流密度的研究数据较少。

本文在研究无沸腾区喷雾冷却换热机制的基础上，结合机载激光武器冷却的需求，搭建了具有大热沉表面积的开放式水冷喷雾冷却系统实验台，研究了H2O作为工质在喷雾冷却中的性能，考察了加热功率和喷射压力对热沉表面换热性能的影响。同时，考虑到机载使用环境，研究了重力夹角对喷雾冷却性能的影响。

1　实验台搭建

1.1开放式喷雾冷却实验台

在选择喷雾冷却介质时，考虑到相较于氟利昂等冷却介质，水具有比热大、无毒无害无腐蚀、成本低廉来源广、操作压力低等优点，是开展喷雾冷却特性研究实验的理想选择。

实验台组成如图1所示。喷雾室为密闭腔体，其内部如图2所示，其中加热块材料为紫铜，热沉表面直径28mm，大于现有任何实验台。

图1　实验台原理图

图2　喷雾室内部图

喷嘴选择SPRAY公司的1/8GG-SS1型喷嘴，该型喷嘴为压力雾化喷嘴，性能稳定，性能参数如表1所示。实验中喷嘴入口温度为20℃。

表1　喷嘴性能参数

1.2测控系统

在加热块颈部布置4个温度测点，测点之间距离为10mm，分别距离热沉表面为15，25，35，45mm。温度测点布置如图3所示。

图3　温度测点布置（单位：mm）

1.3实验原理

以高压氮气瓶中的氮气为动力，水箱中的水经过滤器和流量计后流入喷嘴，通过流量调节阀调节进入喷嘴前的液体压力。使用6个500W的加热棒为加热块提供热量，功率调节系统可调节加热量变化范围。实验中一个压力点上温度数值波动范围在0.5℃以内，并持续5min以上时数据视为有效，一个压力下测点温度达到稳态后记录数据，调至下一压力继续实验。

2　数据处理与误差分析

2.1数据处理

如图3所示，实验中热量仅沿y方向传导，根据傅里叶定律热流密度可以表示为y方向温度梯度的函数：

式（3）所示，其中T（0）同样由T4～T1拟合得出：

无沸腾区的喷雾冷却性能受雷诺数Re、普朗特数Pr、韦伯数We等无量纲数的影响；其中We是喷雾冷却换热研究中的一个重要参数，在喷嘴特性研究中，被用于液滴破碎的判据；在发热壁面的换热特性研究中，韦伯数还是衡量液滴碰撞壁面后反弹或者附着的依据。各无量纲参数的表达式为

式中：Gm=G/A——喷雾工质的质量流量通量，kg/（s·m2），

G为工质的质量流量，A为热沉表面积；

μ——喷雾工质动力粘度，Pa·s；

λ——喷雾工质导热系数，W/（cm·K）；

cp——喷雾工质比热容，kJ/（kg·K）；

ρ——喷雾工质密度，kg/m3；

σ——喷雾工质表面张力，N/m；

u0——液滴碰撞至热沉表面的速度，m/s；

d32——液滴的邵特平均直径，m；

Tw——热沉表面温度，℃；

Tin——喷雾工质进液温度，℃；

Tsat——喷雾工质的饱和温度，℃。

2.2误差分析

加热块测温所用K型铠装热电偶，其准确度为1级，最大不确定度为±0.8℃；拟合4个热电偶温度分布斜率的最大不确定度为±0.01；热电偶的位置由加工工艺决定，不确定度为±0.1 mm；喷嘴入口处水温由PT100铂电阻测得，准确度为A级，其不确定度为±0.15℃。

因此，热流密度、表面温度和传热系数的最大不确定度［17］为

计算得到实验中热流密度、热沉表面温度和综合传热系数的不确定度分别为±4.7%、±2.8%、±5.6%。

3　实验结果与分析

3.1换热特性参数的变化趋势

根据最佳热流密度准则［18］控制喷雾高度H为18mm，控制加热功率500，800，1100，1400W，变量改为调节喷雾压力依次为0.45，0.55，0.65，0.75，0.85MPa。记录测点温度时长数据，拟合稳态工况下的测点温度得到热沉表面热流密度q、热沉表面温度Tw、传热系数h，归纳曲线。

图4　不同进液压力下热沉表面热流密度的变化曲线

由图4可知，各加热功率下热流密度基本保持不变，说明每个功率下喷雾冷却系统在强制对流和液膜蒸发为主的无沸腾区均已达到最大换热量，且与加热功率接近。在达到临界热流密度前，热流密度随加热功率的增大而增大。此外，沸腾换热可以提高喷雾冷却的性能，提高喷雾冷却的临界热流密度，但是考虑本实验为机载激光武器冷却提供理论支撑，热沉表面温度不宜高于80℃，对于常压实验，对于水的沸腾换热不做过多研究。

由图5可知，在加热功率一定的情况下，随着喷嘴入口压力的增大，表面传热系数也增大。这是由于喷嘴入口压力的增加，使得喷雾流量变大，雾化效果变好，从而增加了液体冲击与液膜扰动的强度，增强了换热效果。

图5　不同进液压力下热沉表面传热系数的变化曲线

由图6可知，在相同加热功率下随着入口压力的增大，热沉表面温度逐渐减小。当加热功率为1400W时，水在光滑热沉表面上的最大传热系数为4.63W/（cm2·K），最高热流密度为213.6W/cm2。对比500，800，1 100，1 400 W不同功率下h、q、Tw曲线可知，高功率下的传热系数增加速率与表面温度值下降速率明显高于低功率条件下。

图6　不同进液压力下热沉表面温度的变化曲线

3.2无量纲数的变化趋势

喷嘴进液压力的改变使得喷雾流量、液滴直径及液滴速度都发生相应的变化。当喷雾进液压力增加时，喷雾流量增大，液滴粒径减小，液滴速度增加，则雷诺数Re、韦伯数We都随着压力的增大而增大。图7为加热功率为500W，进液温度为8.5℃下的Re与We的变化曲线。

由图7可知，在定加热功率下，随着入口压力的增加，Re和We均增大，这也是系统传热系数随入口压力增大而增大的原因。

相同加热功率下，喷雾冷却的表面传热系数主要受Re与We的影响。随着加热功率的变化，换热系数的增加趋势变大，这主要是由于蒸发强度ε的影响。不同加热功率下，蒸发强度ε随喷雾压力的变化曲线如图8所示。

从图可知，随着加热功率的增加，蒸发强度增加。因此在高功率下热沉表面温度较高，使得蒸发强度变大，蒸发能力变强，从而使得此时的换热系数变化曲线比低功率下更为陡峭。

综上对于光滑热沉表面，喷雾冷却的换热性能主要受Re、We与ε的影响，且喷雾冷却能力都随各自参数的增大而增强。在机载喷雾冷却系统实际应用中，当发热功率较低时，可以适当降低喷雾压力，提升热沉表面蒸发强度，从而提升冷却系统运行的安全性及经济性。另外由于本次实验喷嘴进液温度变化较小，工质物性参数几乎没有发生改变，使得普朗特数对冷却性能的影响不明显。

图7　不同进液压力下Re与We的变化曲线

图8　不同进液压力下蒸发强度ε的变化曲线

3.3重力角度的影响

飞机常见的飞行姿态有平飞、斜飞、侧飞和倒飞4种，不同的飞行姿态使得舱内设备与重力形成不同的夹角。定义喷雾腔法线与重力角度为θ（如图9所示），研究θ在0°，30°，60°，90°，120°，150°，180°下，恒定喷雾压力0.45MPa，进液温度17.5℃，对喷雾冷却性能的影响。

由图10～图12可知，当加热功率不变时，随着与重力夹角从0°增加至90°，传热系数呈现先增大再减小的趋势；重力夹角由90°增加至180°时，呈现同样的趋势；在30°和120°时，传热系数最大，加热功率1400 W时分别为3.95W/（cm2·K）和4 W/（cm2· K）。与之相对的是，热沉表面温度趋势为先减小再增大，在30°和120°处出现最小的壁面温度，加热功率1400W时分别为73.6℃和73.5℃。热流密度则基本保持不变，这说明重力角度对换热量基本无影响。无论喷嘴方向朝上或者朝下，液膜均能很快形成，但一定的倾斜角度能够对液膜的流动产生促进作用，增加了传热系数；当倾斜角度超过某一定值，则液膜受重力影响，流动过快，无法充分换热，导致了传热系数的降低和表面温度的升高；当重力夹角到180°时，冷却性能达到最低点，这是由于在重力作用下，喷射的液滴经过壁面反弹后再次被后续喷雾液体卷入热沉表面进行二次换热，这样不仅使得后续部分液滴自身温度提高，还使得部分液滴速度降低，从而大大降低了喷雾冷却的换热能力。

图9　重力夹角示意图

图10　不同重力夹角下传热系数的变化曲线

图11　不同重力夹角下热流密度的变化曲线

图12　不同重力夹角下热沉表面温度的变化曲线

4　结束语

本文建立了以水为冷却介质的开放式喷雾冷却实验系统，调节加热功率500～1 400 W，入口压力0.45～0.85MPa，研究了系统换热性能的变化及加热功率和入口压力对其的影响，得出结论如下：

1）该开放式系统具有较好的换热能力，加热功率1400W、入口压力0.85MPa时热沉表面温度可控制在80℃以内。

2）加热功率一定时，系统表面传热系数随入口压力的增加而增加，且增加速率随着功率的增加而增加；与之相反的是热沉表面温度，随入口压力增加而减小，且减小速率随着功率增加而增加。

3）表面传热系数增加主要是由于Re和We的增加，增加速率随功率增加主要是由于蒸发强度的增加。

4）在飞机飞行过程中，任何角度几乎不会对喷雾冷却的换热量产生影响，热量均能够被成功带走，但若需要追求更低的热沉表面温度，则需要控制飞行姿态与重力方向夹角在30°或120°左右的适当范围。

因此在机载喷雾冷却系统的实际应用中，需根据不同加热功率和对表面温度及传热能力的不同要求，合理选择喷雾入口压力和飞行方向与重力的夹角，从而提升冷却系统运行的安全性及经济性。后续研究中也将以此结果为基础，在实验中改变表面参数与液滴参数，添加更多典型工况，拟合出表面传热系数与无量纲数的关系式。

［1］何曙，吴玉庭，姜曙，等.喷嘴对涡流管能量分离效应的影响［J］.化工学报，2005，56（11）：2073-2076.

［2］潘朝群，邓先和，张亚君.多级雾化超重力旋转床中气液间的传热［J］.化工学报，2005，56（3）：430-434.

［3］CHOW L C，SEHEMBEY M S，PAIS M R.High heat flux spray cooling［J］.Annul Rev Heat Transfer，1997（8）：291-318.

［4］司春强，邵双全，田长青，等.高功率固体激光器喷雾冷却技术［J］.强激光与粒子束，2010，22（12）：2789-2794.

［5］邵杰，李小莉，冯宇彤，等.激光二极管端面抽运Nd YVO4板条激光器及其热效应［J］.光学学报，2008，28（3）：497-501.

［6］史彭，李金平，李隆，等.抽运光分布对Nd YAG微片激光器热效应的影响［J］.中国激光，2008，35（5）：643-646.

［7］田长青，徐洪波，曹宏章，等.高功率固体激光器冷却技术［J］.中国激光，2009，36（7）：1686-1692.

［8］CHEN R H，CHOW L C，NAVEDO J E.Effects of spray characteristics on critical heat flux in sub-cooled water spray cooling［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer，2002，45（3）：4033-4043.

［9］CHEN R H，CHOW L C，NAVEDO J E.Optimal spray characteristics in water spray cooling［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer，2004，47（5）：5095-5099.

［10］HEIEH S S，FAN T C.Spray cooling characteristics of water and R-134a［J］.Internal Journal of Heat and Mass Transfer，2004，47（9）：5703-5712.

［11］王亚青，刘明侯，刘东，等.大功率激光器喷雾冷却中无沸腾区换热性能实验研究［J］.中国激光，2009，36（8）：1973-1978.

［12］周致富，辛慧，陈斌，等.激光手术喷雾冷却中单个液滴蒸发特性［J］.中国激光，2008，35（6）：952-956.

［13］陶毓伽，淮秀兰，李志刚，等.大功率固体激光器冷却技术进展［J］.光学学报，2007，28（2）：11-12.

［14］刘炅辉，孙皖，刘秀芳，等.喷雾腔压力及喷嘴孔径对相变喷雾冷却性能的影响［J］.强激光与粒子束，2013，25（10）：2546-2550.

［15］RVBICKI J R，MUDAWAR I.Single-phase and twophasecoolingcharacteristicsofupwardfacingand downward facing sprays［J］.International Journal of Heat and Mass Transfer，2006（49）：5-16.

［16］ESTES K A，MUDAWAR I.Correlation of sauter mean diameterandcritical heat fluxforspraycoolingof small surfaces［J］.Int J Heat Mass Transfer，1995，38（16）：2985-2996.

［17］KLINE S J，MCCLINTOCK F A.Describing uncertainties in single sample experiments［J］.Mechanical Engineering，1953，75（1）：3-7.

［18］MUDAWAR I，ESTES K A.Optimization and predicting CHF in spray cooling of a square surface［J］.J Heat Transfer，1996，118（3）：672-680.

（编辑：李刚）

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，江苏泰州市人，博士研究生，主要从事高效换热技术研究。