CN107466196A - 一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统 - Google Patents
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Abstract
一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，属于机载高热流密度设备冷却领域。本发明主要为了解决机载电子设备表面的高热流密度持续散热问题。主要包括：水箱(1)、水泵(2)、流量调节阀(3)、截止阀(4)、流量计(5)、喷嘴(6)、待冷却表面(7)、喷雾室(8)、压力表(9)、发动机尾气引气口(10)、引射器喷嘴段(11)、引射器混合段(12)、排气口(13)、热管换热箱(14)、外界环境端口(15)、热管(16)。本发明使用发动机尾气作为引射气源，在喷雾室内创造负压环境，利用水的汽化潜热对高温电子设备表面进行喷雾冷却，并引入热管冷却与待冷却表面换热后的水蒸气，所述的闭式喷雾冷却系统运行安全稳定节能，满足机载复杂环境下的冷却需求。
Description
技术领域
本发明涉及一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，属于机载高热流密度设备冷却领域。
背景技术
随着飞行器机动性能、隐身性能、防御性能要求的不断提高，机载电子元器件向高功率化、高度集成与微型化方面发展迅速。新一代军用电子设备的热流密度高达107W/cm2，最高端的处理器热输出量超过250W/cm2。如果不采取有效措施降低电子设备表面温度，轻则大大降低其工作效率，重则烧毁电子器件，影响飞行安全。因此，如何高效安全地解决机载设备的快速散热问题具有重要的研究意义。常规的风冷和水冷方式换热能力已达到极限，无法满足日益提高的电子设备的散热需求。
喷雾冷却是将冷却介质通过雾化分解为无数的离散型小液滴，喷淋到加热表面上通过单相换热和两相换热带走热量的一种新型冷却方式，其优点在于：较小的表面温差；没有沸腾滞后性；良好的换热性能；可实现均匀的冷却壁面温度；工质需求量小。喷雾冷却技术在机载设备冷却领域具有很强的应用前景。由于机载空间有限，喷雾冷却技术若要应用在机载领域，必须提升单位体积冷却介质的换热量。
已有部分专利提出了喷雾冷却在机载领域的应用方法，如专利ZL201510072716.7提出了一种基于空气膨胀制冷的机载发热元件的冷却系统，主要特点是使用涡轮作为制冷器件和动力源，该方案投入使用时必须首先使用涡轮蓄冷方可进行喷雾冷却，蓄冷时间长，无法随时投入使用；结构复杂且设备空间大，在军用飞机上安装困难。专利ZL201510074027.X提出了一种基于蒸发制冷的机载发热元件的冷却系统及方法，主要特点为使用蒸发制冷循环为系统提供间接冷源，加入蒸发制冷循环后体积和能耗均非常大，且此发明并未给蒸发制冷循环配备冷源，若投入实际使用体积会更大，无法适用机载空间的要求。
喷雾冷却的冷却介质质量流量可按公式(1)计算
式中，Q为表面发热量(即需带走热量)，kW；m为制冷剂质量流量，kg/s；cp为制冷剂定压比热，kJ/(kg·k)；hfg为制冷剂汽化潜热，kJ/kg；η为喷雾冷却效率；tw为热沉表面温度，℃；tin为喷嘴后的饱和制冷剂温度，℃。
相对于制冷剂类冷却介质，水的汽化潜热更大，约为2300kJ/kg，而制冷剂中最大的NH3汽化潜热为1371kJ/kg。水的比热容4.2kJ/(kg·k)，氨的比热容为2.16kJ/(kg·k)。在相同表面加热量下若能利用水的汽化潜热则机载系统冷却介质的用量最小，可大大减轻飞机的起飞负荷。然而，水的沸点较高(常压下100℃)，而电子设备的普遍冷却要求为低于80℃，此时若能降低喷雾腔内环境压力，则水的沸点随之降低并与表面的冷却温度要求相匹配，汽化潜热即可利用，可大大提高系统经济性和持续性。本专利使用闭式系统，且使用外界高空冷源冷却喷雾冷却换热完成后的水，使得水可循环使用，减轻了系统负重。
发明内容
本发明的目的是提供一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，从而充分利用水的汽化潜热，提升喷雾冷却效率。
该系统主要由水箱(1)、水泵(2)、流量调节阀(3)、截止阀(4)、流量计(5)、喷嘴(6)、待冷却表面(7)、喷雾室(8)、压力表(9)、发动机尾气引气口(10)、引射器喷嘴段(11)、引射器混合段(12)、排气口(13)、热管换热箱(14)、外界环境端口(15)组成。
其中喷雾室(8)具有两个入口和两个出口，第一入口为冷却介质入口，第一出口为冷却介质出口；第二入口为引射气流入口，第二出口为引射气流出口。
热管换热箱(14)具有一个入口、一个出口和一个端口，入口为冷却介质入口，第一出口为冷却介质出口，第一端口为外界环境空气接触端口。
水箱(1)的出口与水泵(2)的入口相连，水泵(2)的出口与流量调节阀(3)的入口相连，流量调节阀(3)的出口与截止阀(4)的入口相连，截止阀(4)的出口与流量计(5)的入口相连，流量计(5)的出口经喷雾室(8)的第一入口与喷嘴(6)的入口相连，喷嘴(6)的出口位于待冷却表面(7)的上方。
喷雾室(8)的第一出口与热管换热箱(14)的第一入口相连，热管换热箱(14)的第一出口与水箱(1)的入口相连。热管换热箱(14)的第一端口与外界环境端口(15)相连。
发动机尾气引气口(10)的出口与引射器喷嘴段(11)的入口相连，引射器喷嘴段(11)的出口与喷雾室(8)的第二入口相连，喷雾室(8)的第二出口与引射器混合段(12)的入口相连，引射器混合段(12)的出口与排气口(13)相连。
一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，运行时包括以下过程：
喷雾冷却过程：水箱(1)中储存定量的水，系统运行时，开启水泵(2)和截止阀(4)，通过流量调节阀(3)调节水流量，通过流量计(5)读取水流量。水经水泵(2)、截止阀(4)、流量调节阀(3)和流量计(5)后流入喷嘴(6)，在喷嘴(6)中雾化后喷射至待冷却表面(7)，降低待冷却表面(7)的温度。换热完成后的水蒸气经喷雾室(8)的第一出口流入热管换热箱(14)，在热管换热箱(14)中换热变为常温水，常温水流入水箱(1)完成循环。
引射降压过程：发动机尾气引气口(10)从飞机发动机引入部分高压尾气，高压尾气经引射器喷嘴段(11)喷射进入喷雾室(8)的第二入口，高压尾气带走喷雾室(8)内的气体，造成喷雾室(8)内环境压力下降，从而喷雾室(8)内水的沸点下降；尾气和喷雾室(8)内气体组成的混合气体由喷雾室(8)的第二出口进入引射器混合段(12)，在引射器混合段(12)内充分混合降压后经排气口(13)排出飞机外。
热管换热过程：喷雾冷却换热完成后的水蒸气经喷雾室(8)的第一出口流入热管换热箱(14)，热管换热箱(14)中的热管(16)的蒸发段与水蒸气换热，吸收水蒸气内热量，将其变为常温液体水；热管(16)的冷凝段与外界环境端口(15)中的高空外界冷空气换热，将热量导出热管(16)。
所述喷嘴(6)和待冷却表面(7)均封闭安装在喷雾室(8)中。
所述压力表(9)安装在喷雾室(8)上部，直接测量喷雾室(8)内环境压力变化。
所述热管换热箱(14)内并列放置多根热管(16)，热管(16)可为重力式热管或槽道热管，热管(16)中介质可为相变材料或制冷剂，热管(16)的数量根据待冷却表面(7)的实际散热量确定。
所述引射器喷嘴段(11)具有喷射高压尾气的功能，所述引射器混合段(12)具有混合喷雾室内抽出的气体与引射尾气并降压的功能，混合后的气体由排气口(13)排出飞机外。
附图说明
附图1为本发明的原理图。
附图1中的标号名称：1.水箱、2.水泵、3.流量调节阀、4.截止阀、5.流量计、6.喷嘴、7.待冷却表面、8.喷雾室、9.压力表、10.发动机尾气引气口、11.引射器喷嘴段、12.引射器混合段、13.排气口、14.热管换热箱、15.外界环境端口、16.热管。
附图2为热管换热箱(14)的俯视图。
附图2中的标号名称：14.热管换热箱、16.热管。
具体实施方式
如图1所示，一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统主要包括水箱1、水泵2、流量调节阀3、截止阀4、流量计5、喷嘴6、待冷却表面7、喷雾室8、压力表9、发动机尾气引气口10、引射器喷嘴段11、引射器混合段12、排气口13、热管换热箱14、外界环境端口15、热管16。
飞机起飞前，根据飞机续航时间和设备需冷却时间得出喷雾冷却系统运行时间，根据运行时间在水箱1中充足定量的水。此时流量调节阀3，、截止阀4均处于关闭状态。
飞机起飞后，当需要对电子设备或其他表面进行冷却时，开启截止阀4，通过流量调节阀3调节水流量，通过流量计5读取水流量。水经水泵2、流量调节阀3、截止阀4和流量计5后流入喷嘴6，在喷嘴6中雾化成为液滴后喷射至待冷却表面7，以喷雾冷却的形式降低待冷却表面7的温度。此时由于引射器喷嘴段11和引射器混合段12的作用，待冷却表面7的水容易达到沸点，换热方式为沸腾换热。换热完成后液态水转换为水蒸气，水蒸气经喷雾室7的第一出口流入热管换热箱14，在热管换热箱14中换热降温成为液态水。热管换热箱14中回收的热量经其中的热管16排除飞机外。
在喷雾冷却的同时，发动机尾气引气口10从飞机发动机引入部分高压尾气，高压尾气经引射器喷嘴段11喷射进入喷雾室8的第二入口，高速高压的尾气通过卷吸作用带走喷雾室8内的气体，造成喷雾室8内环境压力下降，达到负压状态，从而喷雾室8内水的沸点下降，喷嘴6喷射的液滴在待冷却表面7上更容易出现沸腾换热的现象；尾气和喷雾室8内气体组成的混合气体由喷雾室8的第二出口进入引射器混合段12，在引射器混合段12内充分混合降压后经排气口13排出飞机外。
热管换热箱14与外界环境端口15相连，其中的热管16的冷凝段与外界环境端口15中的高空外界冷空气换热，将热量导出热管16。热管16的蒸发段与喷雾冷却换热完成后的水蒸气换热，吸收水蒸气内热量，将其变为常温液体水。热管16通过内部介质由蒸发段向冷凝段的液态变气态相变流动将水中的热量导出飞机外，换热完成后热管16的内部介质通过热管16的毛细力作用返回蒸发段，准备进行下一次换热。
该使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，使用水作为冷却介质，原料简单无污染；使用发动机尾气作为气源通过引射作用形成喷雾室内负压，从而有效降低水的沸点，提升了喷雾冷却的换热效率；使用高空外界环境作为冷源，保证了水的循环利用。
Claims (6)
1.一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，其特征在于：
由水箱(1)、水泵(2)、流量调节阀(3)、截止阀(4)、流量计(5)、喷嘴(6)、待冷却表面(7)、喷雾室(8)、压力表(9)、发动机尾气引气口(10)、引射器喷嘴段(11)、引射器混合段(12)、排气口(13)、热管换热箱(14)、外界环境端口(15)组成。
其中喷雾室(8)具有两个入口和两个出口，第一入口为冷却介质入口，第一出口为冷却介质出口；第二入口为引射气流入口，第二出口为引射气流出口。
热管换热箱(14)具有一个入口、一个出口和一个端口，入口为冷却介质入口，第一出口为冷却介质出口，第一端口为外界环境空气接触端口。
水箱(1)的出口与水泵(2)的入口相连，水泵(2)的出口与流量调节阀(3)的入口相连，流量调节阀(3)的出口与截止阀(4)的入口相连，截止阀(4)的出口与流量计(5)的入口相连，流量计(5)的出口经喷雾室(8)的第一入口与喷嘴(6)的入口相连，喷嘴(6)的出口位于待冷却表面(7)的上方。
喷雾室(8)的第一出口与热管换热箱(14)的第一入口相连，热管换热箱(14)的第一出口与水箱(1)的入口相连。热管换热箱(14)的第一端口与外界环境端口(15)相连。
发动机尾气引气口(10)的出口与引射器喷嘴段(11)的入口相连，引射器喷嘴段(11)的出口与喷雾室(8)的第二入口相连，喷雾室(8)的第二出口与引射器混合段(12)的入口相连，引射器混合段(12)的出口与排气口(13)相连。
2.根据权利要求1所述的一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，其特征在于包括以下工作过程：
喷雾冷却过程：水箱(1)中储存定量的水，系统运行时，开启水泵(2)和截止阀(4)，通过流量调节阀(3)调节水流量，通过流量计(5)读取水流量。水经水泵(2)、流量调节阀(3)、截止阀(4)和流量计(5)后流入喷嘴(6)，在喷嘴(6)中雾化后喷射至待冷却表面(7)，降低待冷却表面(7)的温度。换热完成后的水蒸气经喷雾室(8)的第一出口流入热管换热箱(14)，在热管换热箱(14)中换热变为常温水，常温水流入水箱(1)完成循环。
引射降压过程：发动机尾气引气口(10)从飞机发动机引入部分高压尾气，高压尾气经引射器喷嘴段(11)喷射进入喷雾室(8)的第二入口，高压尾气带走喷雾室(8)内的气体，造成喷雾室(8)内压力下降，从而喷雾室(8)内水的沸点下降；尾气和喷雾室(8)内气体组成的混合气体由喷雾室(8)的第二出口进入引射器混合段(12)，在引射器混合段(12)内充分混合降压后经排气口(13)排出飞机外。
热管换热过程：喷雾冷却换热完成后的水蒸气经喷雾室(8)的第一出口流入热管换热箱(14)，热管换热箱(14)中的热管(16)的蒸发段与水蒸气换热，吸收水蒸气内热量，将其变为常温液体水；热管(16)的冷凝段与外界环境端口(15)中的高空外界冷空气换热，将热量导出热管(16)。
3.根据权利要求1所述的一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，其特征在于：所述喷嘴(6)和待冷却表面(7)均封闭安装在喷雾室(8)中。
4.根据权利要求1所述的一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，其特征在于：所述压力表(9)安装在喷雾室(8)上部，直接测量喷雾室(8)内压力变化。
5.根据权利要求1所述的一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，其特征在于：所述热管换热箱(14)内并列放置多根热管(16)，热管(16)的形式可为重力式热管或槽道热管，热管(16)中介质可为相变材料或制冷剂，热管(16)的数量根据待冷却表面(7)的实际散热量确定；按照本领域常识，热管(16)分为蒸发段、绝热段和冷凝段，其中蒸发段吸热，冷凝段放热。
6.根据权利要求1所述的一种使用引射器创造负压环境的机载喷雾冷却系统，其特征在于：所述引射器喷嘴段(11)具有喷射高压尾气的功能，所述引射器混合段(12)具有混合喷雾室内抽出的气体与引射尾气并降压的功能，混合后的气体由排气口(13)排出飞机外。
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