楊　祺，張文瑞，于錕錕

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州　730000）

基于FLUENT的紅外窗口主動冷卻裝置數(shù)值模擬分析

楊祺，張文瑞，于錕錕

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州730000）

處于氣動加熱環(huán)境下的紅外窗口，由于強熱流影響會導致窗口材料外形和光學性質(zhì)發(fā)生變化，嚴重影響光學窗口的正常工作。以紅外成像在高超聲速飛行器上的應用為需求背景，針對氣動加熱條件下紅外窗口的傳熱特性，建立紅外窗口三維非穩(wěn)態(tài)傳熱計算模型，利用FLUENT軟件對紅外窗口采用主動冷卻與被動熱防護效果進行了數(shù)值模擬，驗證了主動冷卻技術在紅外窗口溫度控制的可行性，并對所需的冷量進行了計算，給出了典型狀態(tài)下的計算結果。

熱防護；氣動加熱；紅外窗口；數(shù)值模擬

0　引言

紅外窗口是紅外自動尋的導彈等高超聲速飛行器的重要部件，飛行期間要經(jīng)受較嚴重的氣動加熱［1］。在飛行高度為10 km，飛行速度4馬赫的情況下，彈體頭部駐點的溫度將達到930 K左右。氣動加熱產(chǎn)生的高溫和窗口附近復雜的大氣環(huán)境會對紅外成像導引頭的末制導系統(tǒng)產(chǎn)生嚴重的熱干擾［2］，造成導引頭成像模糊、抖動，甚至會導致目標信號被紅外窗口的熱輻射所淹沒，為保證光學窗口正常工作并提高其工作能力，需采用一種能實現(xiàn)光學窗口冷卻的高效穩(wěn)定的冷卻技術。

熱防護系統(tǒng)（TPS）［3］是保證高超聲速飛行器安全、快捷飛行的關鍵技術之一。熱防護系統(tǒng)一般位于飛行器外部，是保護內(nèi)部結構或者其它子系統(tǒng)溫度在使用的溫度范圍，同時承載一定力學載荷的結構系統(tǒng)。熱防護系統(tǒng)的功能主要是保護飛行器內(nèi)部結構和有效載荷的溫度不要超過設計使用溫度。

高超聲速飛行器的熱防護系統(tǒng)主要分為主動熱防護系統(tǒng)、半主動熱防護系統(tǒng)以及被動熱防護系統(tǒng)三大類。在被動熱防護方案中，熱量由飛行器表面輻射出去或被吸收，不需要工作流體（工質(zhì)）來排除。半主動熱防護系統(tǒng)介于被動和主動冷卻方案之間，大部分的熱量靠工作流體或空氣流帶走。主動冷卻熱防護系統(tǒng)采用特殊防熱結構和材料，利用冷卻工質(zhì)（固態(tài)、液態(tài)、氣態(tài)）阻止或帶走氣動熱，盡可能降低氣動加熱對飛行器的影響，保護內(nèi)部結構和其他系統(tǒng)的溫度不超過設定溫度。

1　主動冷卻與被動熱防護技術原理

1.1工作原理

主動冷卻與被動熱防護技術原理如圖1所示，使用隔熱結構阻隔來自于外部高速氣流的熱量，在隔熱結構升溫過程中，熱防護系統(tǒng)采用相變制冷原理，使存貯在飛行器中的制冷工質(zhì)經(jīng)換熱器相變后作用于被冷卻窗口，冷卻紅外窗口及附近結構。

圖1　熱防護系統(tǒng)原理圖

1.2相變制冷原理［4-5］

利用制冷劑本身的飽和蒸氣壓作為系統(tǒng)工作動力，不需要配置額外的壓力源。經(jīng)過節(jié)流組件節(jié)流后的制冷劑進入窗口周圍換熱器，在換熱器中相變蒸發(fā)吸熱，產(chǎn)生冷量實現(xiàn)紅外窗口降溫控溫。原理圖如圖2所示。

圖2　開式節(jié)流制冷原理圖

2　光學窗口傳熱模型的建立

2.1計算模型

針對紅外窗口在某典型飛行器彈道條件下，氣動加熱時的受熱情況，對采取基于相變制冷的主動冷卻及被動隔熱防護措施時所需的冷量進行了計算。采用CFD/NHT商用軟件ANSYS13.0-FLUENT進行計算。非穩(wěn)態(tài)項采用二階隱式格式，時間步長為0.1 s，每時間步長迭代次數(shù)為20次。計算使用的三維物理模型如圖3所示。

圖3　計算模型結構剖面圖

控制方程為：

其中：keff為有效導熱率（k+keff，kf為湍流引致的導熱率，由模型中使用的湍流模型確定）；為組分j的擴散通量。式（1）右邊的前三項分別表示由于熱傳導、組分擴散、粘性耗散而引起的能量轉(zhuǎn)移。Sh包含化學反應放（吸）熱以及任何其他的由用戶定義的體積熱源式（2）：

其中：顯焓h的定義（對理想氣體）為式（3）：

對不可壓流體：

式（2）、（3）中Yj為組分 j的質(zhì)量分數(shù)：

其中：Tref為298.15 K。

2.2網(wǎng)格劃分

采用gambit軟件對網(wǎng)格進行了劃分。為了生成高質(zhì)量計算網(wǎng)格，模型網(wǎng)格生成采用分塊結構化網(wǎng)格生成技術，為了準確計算溫度場，在計算域中的網(wǎng)格進行了局部加密，以滿足其要求。網(wǎng)格數(shù)約為500 W，通過與多種網(wǎng)格數(shù)的計算結果對比，已驗證計算結果是網(wǎng)格無關解。

2.3邊界條件設定

建立三維數(shù)學模型，模擬紅外窗口氣動加熱條件下保證窗口溫度在一定范圍內(nèi)所需冷量。計算中選用SiO為窗口材料［6］，隔熱結構選用氣凝膠，加熱面采用某典型氣動加熱邊界條件，非加熱面采用對流冷卻邊界條件，艙內(nèi)流體溫度為333 K，對流換熱系數(shù)取為30 W/（m2·K），光學窗口初始溫度293 K，不考慮環(huán)境輻射影響，計算中用到的材料物性如表1所列。

表1　計算所需物性參數(shù)

3　計算結果及分析

3.1無冷卻條件下傳熱計算

在無冷卻條件下對紅外窗口1 000 s內(nèi)的傳熱進行了計算。無冷卻時，模型溫度分布云圖及紅外窗口溫度如圖4、圖5所示，從圖中可以看出，隨著時間的推移，窗口溫度迅速升高，在1 000 s后，窗口溫度達到430 K左右。由圖4可以看出，由于結構原因，窗口溫度分布不均勻。

圖4　無冷卻條件下窗口模型溫度分布云圖

圖5　無冷卻條件下紅外玻璃窗口溫度曲線圖

3.2冷量為250 W條件下的傳熱計算

通過主動冷卻方式對窗口施加250 W的冷量后，根據(jù)模型進行計算，得到非穩(wěn)態(tài)熱流傳導特性的結果，如圖6、圖7所示。

圖7　250 W冷量冷卻下紅外窗口溫度曲線圖

從圖7中可以看出，對冷卻結構施加250 W冷量后，在前200 s內(nèi)，窗口溫度上升平緩，甚至有下降趨勢，到200 s后，窗口溫度逐漸升高，1 000 s后，窗口平均溫度約為370 K，可見施加冷量后，窗口的溫度得到了明顯的控制。從圖6中可以看出，被冷卻后的窗口溫度分布均勻性得到了很大提升。

3.3冷量為500 W條件下的傳熱計算

圖8、圖9為對冷卻結構施加500 W冷量時，紅外窗口的溫度分布云圖及升溫曲線。從圖中可以看出，紅外窗口的溫度出現(xiàn)兩個拐點，在約220 s后溫度緩慢上升，最終1 000 s后紅外窗口的溫度被控制在335 K左右。窗口的溫度分布均勻性比250 W冷量時得到進一步改善。

圖8　500 W冷量冷卻下窗口模型溫度分布云圖

圖9　500 W冷量冷卻下紅外窗口溫度曲線圖

3.4熱模擬分析結果

在無冷卻、加冷量分別為250 W、500 W的條件下，1 000 s內(nèi)紅外窗口平均溫度曲線對比圖如10所示。

圖10　三種條件下1 000 s內(nèi)紅外窗口平均溫度對比圖

從圖10中可以看出，通過主動冷卻裝置給紅外窗口施加冷源后，窗口的溫度得到了有效的控制，相較于無冷源和250 W冷源的情況，在1 000 s內(nèi)，施加500 W冷源時窗口溫度上升趨勢較為平緩，窗口平均溫度滿足要求，窗口溫度均勻性好。

4　結論

通過主動冷卻與被動熱防護相結合，在1 000 s內(nèi)，對窗口區(qū)域施加500 W的冷量可將紅外窗口的溫度控制在要求的范圍內(nèi)。

［1］耿湘人，桂業(yè)偉，賀立新，等，紅外窗口不同冷卻方式下的結構傳熱和熱應力特性計算研究［J］.空氣動力學學報，2008.26（3）：329-333.

［2］范志剛，張亞萍，裴揚威.氣動熱環(huán)境下高速飛行器光學窗口光傳輸數(shù)值仿真研究［J］.紅外與毫米波學報，2007，26（5）：396-400.

［3］劉雙.高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)主動冷卻機制與效能評估［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學，2010.

［4］陳正剛，王小軍，朱恩寶，等.開放式制冷系統(tǒng)與應用前景分析［J］.真空與低溫，2011，17（z1）：622-625.

［5］唐小偉.開式節(jié)流制冷技術在局部環(huán)境溫度控制中的應用研究［J］.真空與低溫，2010，16（4）：223-226.

［6］李東輝，夏新林，艾青.氣動加熱下光學窗口傳熱特性的數(shù)值模擬［J］.宇航材料工藝，2012（2）：30-33.

NUMERICAL SIMULATION ON INITIATIVE COOLING OF OPTICAL WINDOWS BASED ON FLUENT

YANG Qi，ZHANG Wen-rui，YU Kun-kun
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Space Technology and Physics，LanZhou730000，China）

In the aero-dynamic environment，optical windows shape and optical property will be changed because of high heat flow，then the employment of the transmission of optical windows will be effected.According to the requirement of IR imaging technique applied in hypersonic aircraft，the heat transfer characteristic in optical windows under aerodynamic heating were studied and the three dimensions unsteady state heat conduction equations in unstructured were established.The effect of initiative cooling and passive heat insulation thermal protection technology were calculated with the engineering prediction software-Fluent.The feasibility of initiative cooling technology on temperature control of optical windows were validated.The capacity were caculate and some computer simulation results at classical state were presented.

thermal protection；aerodynamic heating；Optical Windows；Numerical Simulation

TB657

A

1006-7086（2015）02-0092-04

10.3969/j.issn.1006-7086.2015.02.007

2014-08-26

真空低溫技術與物理重點實驗室基金項目（9140C550211120C5501）

楊祺（1983-），女，甘肅省蘭州人，碩士，從事低溫制冷方面的研究。E-mail：qiqi94520@126.com。