喷雾冷却技术在航天领域应用

刘 然，张 磊，张 显

（北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

0 引言

随着空间技术的不断发展，航天器紧凑化、小型化的设计理念使得众多的电子元件集成在更小的区域内，从而热流密度急剧增加，再加上航天器处于高真空、微重力、高辐照的恶劣环境中，使得航天器的散热成为航天器设计中首当其冲要解决的难题。

喷雾冷却技术是一种相变冷却技术，利用雾化微滴喷射到换热表面上，通过介质的相变蒸发带走热量。其特点是传热系数大、温度均匀性好、过热度低、临界热流密度高、循环流量小，是最具有竞争力的高热流密度热控技术。目前NASA已将闭式喷雾冷却技术列为未来热控系统的研究重点之一，美国海军和能源部近10年设立了专项经费用于喷雾冷却技术的研究，并成功实现热流密度近1 000 W/cm2的散热目标[1-2]。近年来，ACT公司等成功实现了重力条件下喷雾冷却技术的产品化[3]。国内也开展了喷雾冷却技术的研究，并取得了一定的成果。

1 在航天器热控系统中应用

为将喷雾冷却技术应用于航天器热控系统上，应展开微重力条件下的相关研究。美国开展了大量的试验研究，主要利用飞机抛物线飞行或者自由落体来模拟微重力环境研究喷雾冷却的换热效果。NASA与美国空军通过提供历史飞行数据、落塔、减重力飞行试验及实验室平台等多种手段，联合美国知名大学对微重力下的喷雾冷却换热效果进行了大量研究，取得很多成果[5-10]。在NASA的CEV（Crew Exploration Vehicle）项目中，航天器热控系统的散热方式采用热沉工质升华带走热量的蒸发冷却方式，喷雾冷却可以在相对低的工质流量下实现高散热，其中应用于天地往返卫星闪蒸器（Flash Evaporator System，FES）的开式的喷雾冷却已经得到了试验验证[11-13]。

利用水作为闪蒸器工质带走航天器上多余的热量，蒸发的水气则直接排放向太空，这类闪蒸器被称为紧凑式闪蒸器。NASA研制的喷雾闪蒸器是一个圆柱形的换热器，换热器表面布满翅片用于强化喷雾冷却时的换热，图1显示了液体流过闪蒸器时的仿真计算模型。为模拟太空中真空环境下喷雾冷却效果，NASA在真空度为0.13 Pa的真空设备中对单喷嘴进行了试验[13]，图2为在真空环境中对单喷嘴喷雾性能的试验照片，试验证明，带有开式喷雾冷却的紧凑式闪蒸器系统比目前的热沉升华系统更加的轻巧紧凑，更适用于未来航天器的需求。NASA同时对用于未来航天器的热控的闭式喷雾冷却系统开展了大量研究。

图1 液体流过闪蒸器时的仿真计算模型图Fig.1 Simulation calculation model for liquid flowing through flash evaporator

图2 在10-1Pa真空环境下单喷嘴喷雾性能试验图Fig.2 Single nozzle spray performance test under10-1Pa vacuum environment

国内外对闭式喷雾冷却技术也进行了大量的地面试验研究，常见的闭式循环系统流程如图3所示。系统包含微型泵、喷嘴、喷淋室、冷凝器、加热器等设备，微型泵为系统提供驱动动力，液体从泵口出来，经过加热器调节温度后进入喷淋室，液体通过喷嘴雾化喷射在热源上，气化带走热量，重新回到冷凝器冷却为液态，完成一个循环。

图3 喷雾冷却闭式循环原理图Fig.3 Spray cooling closed loop system

NASA的格伦研究中心采用KC-135微重力试验台对喷雾冷却进行了飞行试验，研究了在微重力条件下的运行能力、传热性能和特性，使用的流体工质为FC-72[14]。中国空间技术研究院也研制了喷雾冷却系统原理样机[15]，极限热流密度超过300 W/cm2。闭式喷雾冷却系统目前还处于试验研究过程中，还未获得应用。

2 在大功率激光器冷却系统中应用

近十几年来，大功率激光器发展迅速，大功率激光器可应用于火星人造卫星、地球科学、水星探测等项目上[16]。在高功率情况下，激光器中仅有部分能量转换为激光输出，绝大部分能量转换成废热，引发温度和应力分布改变，严重的热效应会降低激光光束质量和输出功率，甚至会损毁激光介质。为了保证激光器持续稳定运转，避免产生热透镜、应力、双折射等不良效应，必须解决激光器散热问题[17]。

2003年Universal Energy Syst公司在美国空军实验室的资助下研究了高功率半导体激光器阵列的喷雾冷却技术[18]，如图4所示。该设备具有8个喷嘴阵列，采用闭式系统，喷嘴距离热表面8.8 mm，喷射室尺寸为28.5 mm（长）×17.0 mm（宽）×8.8 mm（高），工作介质包括FC-87、FC-72、甲醇以及水，循环系统的动力由一个微型泵提供。过冷液体通过喷嘴喷射在热表面上，大部分液滴在热表面生成了薄的液膜，小部分的液滴蒸发带走了热量。蒸气和液体一起离开喷射室，通过两相流通道进入到冷凝器重新变成液体，参与下一循环。

图4 激光器喷雾冷却样机图Fig.4 Prototype of laser spray cooling

3 在高超声速飞行器热防护中应用

超高温区的热防护问题是高超声速飞行器的关键问题。NASA LaRC提出了液体喷射主动冷却热防护系统设计方案，如图5所示[19]。液体喷射冷却热防护系统采用夹层结构，蒙皮材料直接受热，采用波纹板作为夹层结构的芯子，并固定到受热蒙皮一侧。在波纹板的内部安装管冷却剂流通管道，上面开孔，冷却剂由孔喷射到芯子材料上，受热变成气态，气体由波纹板侧壁上的通路排到相邻波纹内部，由收集管路排出。在工作过程中，喷雾冷却的壁面的温度与冷却剂蒸发温度相同。对于大面积冷却，系统的冷却能力是57 kW/m2；对于5 cm2的小面积，系统的冷却能力可以达到230 kW/m2，内部结构的温度可以保持在330 K。

在国内，刘双[20]针对高超声速飞行器头锥、翼前缘部位，提出将喷雾冷却应用于金属热防护系统的新方法，设计并制造了采用喷雾冷却的金属热防护系统样件，搭建了氧乙炔实验平台，对喷雾冷却热防护系统样件进行了实验测试，测试结果表明，该喷雾冷却可以耗散800～1 000 kW/m2的热量。

图5 液体喷雾冷却热防护系统图Fig.5 Liquid spray cooling thermal protection system

4 航天器环境模拟设备中的应用

在空间深冷环境模拟设备中，液氮主要采用液氮盘管加换热器的结构用来冷却热沉。当卫星外部的环境温度随时间有明显变化时，就要作动态轨道热环境模拟。此时，为改变热沉温度就需要有可调温度的气氮系统。带液氮喷射室的热沉调温系统就是采用喷雾冷却技术，如图6所示。

液氮喷射室利用液氮喷嘴将液氮雾化成细小液滴，与循环氮气接触换热，将氮气降温，通过调节氮气和液氮的供给压力可改变液氮流量，实现出口氮气温度的动态精确调节，使热沉进口温度控制在±1℃。液氮雾化后，液体的总表面积因连续液体破碎成大量离散液滴而明显增大，与环境接触面积显著提高，传热传质效率因此大幅提升，从而减少液氮的消耗量。

图6 带液氮喷射室的热沉调温系统图Fig.6 Thermal shroud temperature control system with liquid nitrogen spray chamber

美国PDM公司生产的真空热试验设备[21]配置有气氮调温热沉，可以使热沉温度在117～394 K范围内可调，升降温速率可以达到1.1 K/min，系统可承受50 kW的热负荷。气氮调温热沉外流程采取单向密闭循环，氮气由两个气化器提供，每个气化器可连续8 h产生1 870 m3/h的氮气。氮气经6个高密度气化单元调节后输入热沉中，通过控制气化单元的输出量来控制氮气流量和温度。

土耳其于2013年建设一台具有气氮调温系统的空间环境模拟设备[22]，气氮调温单元采用了液氮喷淋器。液氮从贮槽流出经过气化器之后气化为氮气，氮气经过涡轮压缩机、回热换热器，进入液氮喷淋室，与液氮充分混合，通过调节喷淋器后的加热器功率，氮气获得-165～+110°C的温度，进入热沉。

北京卫星环境工程研究所于2016年研制了采用液氮喷雾冷却方式的气氮调温系统，该系统热沉表面控温范围：-170.0～+150.0℃，升降温速率达到3.5℃/min，热沉均匀性优于±3.0℃。

6 结论与建议

美国从上世纪70年代开始开展对喷雾冷却的研究，已经取得了很大的成果，在理论分析与实验研究方面，都居于领先水平。在航天领域，NASA已经成功将开式喷雾冷却系统应用于航天器上，而闭式系统的样机也经过了微重力实验平台的验证。我国对喷雾冷却的研究还处于实验室阶段，对于应用于航天领域，需要更多的努力。

（1）驶入开展喷雾冷却机理及其数值仿真方法的研究。喷雾冷却的换热过程是一个非常复杂的物理过程，并且众多因素相互影响，对机理研究带来很多困难。目前喷雾冷却的结论多来自与实验研究和经验公式，现有的数值模拟方法是在简化机理的基础上形成的，更多的只考虑喷雾冷却过程中的某一部分机理。

我国应继续开展相关研究，在试验研究基础上，更要深入分析和研究其机理，建立完善的模型，开展数值仿真研究。加强理论分析和实验验证相结合，完善喷雾冷却的换热机理的研究，为实现工程应用做好技术储备。

（2）结合工程需要，开展提高喷雾冷却换热能力的研究。为提高喷雾冷却的换热效果，除了开展理论研究外，也要结合实际的工程需要，有针对性的，从多个方面综合开展各种提高喷雾冷却换热能力的研究。需要根据不同的工况与被冷却物体的特性，合理匹配喷雾工质，选择合适的喷嘴结构，合理安排喷嘴数量和空间布局，配合工程需要，选择喷雾高度、喷雾倾角、雾化角度、喷淋室压力，获得最优组合。开展提高换热能力相关的工艺研究，如微表面处理工艺、纳米流体等，只有相关工艺水平的提高，才能获得更好的喷雾冷却效果。

（3）重点开展微重力/变重力条件下喷雾冷却的研究。喷雾冷却在航天领域的应用，必须开展微重力/变重力对换热效果的影响研究。微重力条件下的喷雾冷却曲线和常重力下的喷雾冷却曲线有着明显的区别，会使得喷雾冷却的效果变差。研究如何提高微重力/变重力下喷雾冷却的换热效果，为未来的工程应用提供技术储备。

（4）开展地面模拟微重力试验技术。地面模拟实验则是一种通过地面实验结果反映空间真实情况的手段。研究地面模拟微重力/变重力的试验技术，不但可以降低研究的成本，更有益于多方面开展关于微重力/变重力下喷雾冷却机理的研究。

（5）着眼于系统设计，合理设计系统布局，实现闭式循环系统的工程应用。为获得更加稳定且精确的冷却效果，喷雾冷却闭式循环系统是最佳的选择。由于目前对于闭式系统的研究仅限于实验室，并且研究的重点都放在了机理研究上。若想实现在航天器上的推广应用，系统的体积、质量、布局以及可靠性都是需要考虑的因素，研究系统优化方案，配合使用条件布局，提高其运行可靠性。实现喷雾冷却闭式循环系统的工程化，还需要很长的路要走。