劉開磊，王純，魏太水，李蘭蘭

(航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所 十部， 成都 610073)

0 引 言

隨著快速抵達(dá)民用航空技術(shù)和軍事發(fā)展的迫切需求，高速飛行器技術(shù)成為近年來各航空大國追逐的新熱點[1-2]。該類飛行器面臨嚴(yán)酷的內(nèi)、外部熱環(huán)境，熱管理方案的設(shè)計和仿真成為技術(shù)人員面臨的新難題。傳統(tǒng)民用飛行器和軍用飛行器飛行速度基本在亞聲速速域，少部分戰(zhàn)斗機具有短時超聲速飛行能力，飛行器氣動加熱問題并不明顯，因此目前飛行器的熱管理控制方案主要針對機載設(shè)備發(fā)熱和發(fā)動機散熱等[3-4]。隨著飛行馬赫數(shù)的增加，特別是飛行馬赫數(shù)大于3以后，氣動加熱問題愈發(fā)嚴(yán)重、機體表面大部分區(qū)域溫度可達(dá)200 ℃以上[5]，同時隨著機載設(shè)備數(shù)量與電子設(shè)備應(yīng)用的增加，機載設(shè)備發(fā)熱功率可達(dá)數(shù)十千瓦以上，設(shè)備熱載荷不斷加大[6]，需要采取熱防護(hù)系統(tǒng)和熱管理系統(tǒng)聯(lián)合設(shè)計的綜合熱管理方案。而如何對綜合熱管理方案進(jìn)行全面和快速的仿真計算與評估也成為技術(shù)人員面臨的新挑戰(zhàn)。

在飛行器設(shè)計過程中，各種仿真方法與試驗手段具有各自的優(yōu)缺點和適用階段，傳統(tǒng)三維數(shù)值仿真方法具有較高的計算精度，但時效性較差的弊端難以滿足飛行器初步方案設(shè)計階段快速迭代的需求。國外針對飛行器的艙內(nèi)熱環(huán)境仿真與熱管理控制方案評估，通常采用三維數(shù)值仿真方法，通過復(fù)雜的仿真模型建立、網(wǎng)格劃分和數(shù)值計算等步驟，可對某個艙段或子系統(tǒng)進(jìn)行精確計算、動態(tài)仿真與效果評估。針對高速飛行器熱管理的仿真研究主要是氣動熱環(huán)境或某些部件、子系統(tǒng)的仿真計算，20世紀(jì)90年代初期美國J.A.Gasner等[7]、M.R.Glickstein等[8]便開始對高速飛行器的熱管理系統(tǒng)進(jìn)行仿真與優(yōu)化研究。國內(nèi)，陳悅[9]對氣動熱影響下的油箱流動換熱進(jìn)行了計算分析；陳劉忠[10]對燃油換熱熱管理系統(tǒng)進(jìn)行了不同方法的對比仿真。常見的仿真方法主要集中在三維仿真和數(shù)值計算，單次仿真計算時間往往以月計，若要對整個綜合熱管理系統(tǒng)或全機所有艙段熱控效果進(jìn)行仿真評估，所耗費時間成倍數(shù)增加。該類方法適合在方案細(xì)化設(shè)計階段對特定艙段或子系統(tǒng)開展詳細(xì)仿真和驗證，但在飛行器初步方案設(shè)計階段，需要在短時間內(nèi)對全機結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)方案進(jìn)行多輪迭代設(shè)計與快速可行性評估。如何對綜合管理系統(tǒng)方案進(jìn)行快速仿真和有效評估，從而加快整個飛行器方案迭代速度，成為飛行器設(shè)計專業(yè)所面臨的新挑戰(zhàn)。

本文以熱平衡原理和一維傳熱模型為理論基礎(chǔ)，采用模塊化設(shè)計和一維簡化方法，將飛行器熱源、熱環(huán)境因素和熱控功能組件進(jìn)行模塊化封裝，基于Flowmaster軟件搭建高速飛行器電子設(shè)備艙綜合熱管理方案的快速仿真平臺。

1 高速飛行器綜合熱管理方案快速建模

設(shè)備艙是飛行器機載設(shè)備的主要艙段，艙內(nèi)溫度需要滿足一定的要求才能保證機載設(shè)備的正常工作，也是熱管理系統(tǒng)最主要的控制對象。根據(jù)所布置設(shè)備和環(huán)境適應(yīng)性要求的不同，以無人機為例，通常分為電子設(shè)備艙、機電設(shè)備艙、起落架艙和發(fā)動機艙等。其中電子設(shè)備艙用于布置各類機載計算機等重要電子設(shè)備，對工作環(huán)境，特別是溫度要求往往最為嚴(yán)苛，本文即以電子設(shè)備艙為例對快速仿真平臺的搭建進(jìn)行介紹。

高速飛行器電子設(shè)備艙的環(huán)境溫度控制需要采用綜合熱管理方案[11]，即綜合采用結(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)和艙內(nèi)熱管理控制系統(tǒng)的方案。其中艙內(nèi)熱管理控制系統(tǒng)類似美國F-22飛機熱管理方案，以燃油作為主要熱沉，通過高/低溫液體循環(huán)冷卻系統(tǒng)將電子設(shè)備的熱量傳遞給燃油，對電子設(shè)備進(jìn)行冷卻，并根據(jù)飛行剖面和燃油剩余熱沉情況綜合利用沖壓空氣冷卻和補充熱沉冷卻[12-14]。F-22飛機熱管理系統(tǒng)方案原理圖如圖1所示[8]。

1.1 設(shè)備艙熱管理方案物理簡化模型

為便于方法研究，構(gòu)建的電子設(shè)備艙簡化物理模型如圖2所示，其中包含3個電子設(shè)備和1個環(huán)控設(shè)備，艙段外部由金屬蒙皮和隔熱材料組成封閉結(jié)構(gòu)。

在方案設(shè)計階段對熱源和傳熱進(jìn)行估算時，無需進(jìn)行精確計算，飛行器設(shè)備艙外部蒙皮結(jié)構(gòu)和進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)沿蒙皮法向的傳熱為絕對主量，因此可將蒙皮的傳熱進(jìn)行一維傳熱近似。將圖2進(jìn)一步簡化為一維傳熱與熱平衡模型，如圖3所示。

圖3 一維傳熱與熱平衡模型

1.2 設(shè)備艙熱管理方案熱平衡模型

根據(jù)熱力學(xué)第一定律，艙內(nèi)空氣熱容的增加為艙內(nèi)機載設(shè)備、環(huán)控設(shè)備、艙外氣動熱傳熱、進(jìn)氣道氣動熱傳熱等的綜合結(jié)果，建立設(shè)備艙熱平衡方程如下：

(1)

式中：Cair、mair、Tair分別為艙內(nèi)空氣比熱容、質(zhì)量、溫度；Peq為艙內(nèi)機載設(shè)備發(fā)熱功率總和；Pec為艙內(nèi)環(huán)控設(shè)備制冷功率總和；Qsh為結(jié)構(gòu)蒙皮傳熱(即艙外氣動熱流經(jīng)機體結(jié)構(gòu)蒙皮、隔熱材料后傳導(dǎo)到艙內(nèi)的加熱量)；Qaih為進(jìn)氣道傳熱(即進(jìn)氣道氣動熱經(jīng)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)、隔熱材料后傳導(dǎo)到艙內(nèi)的熱量)。

將氣動熱引起的機體結(jié)構(gòu)傳熱Qsh視為多層平面壁傳熱模型[15]，建立第一類邊界條件下的蒙皮與隔熱材料導(dǎo)熱方程及初始、邊界條件：

(2)

利用定解條件，可解出一維雙層平面壁熱傳遞模型下，氣動熱傳導(dǎo)到艙內(nèi)的結(jié)構(gòu)蒙皮傳熱為

(3)

式中：Asa為艙段機體結(jié)構(gòu)表面積；Tss為機體結(jié)構(gòu)外層蒙皮溫度，可通過查詢相關(guān)飛行器資料或飛行試驗參數(shù)或其他熱力學(xué)工程算法得到；dss、dsTPS分別為機體結(jié)構(gòu)蒙皮、蒙皮隔熱材料厚度；kss、ksTPS分別為機體結(jié)構(gòu)蒙皮、蒙皮隔熱材料導(dǎo)熱系數(shù)。

同樣，將進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)傳熱Qaih視為一維雙層平面壁熱傳遞模型，通過建立第一類邊界條件的熱力學(xué)數(shù)學(xué)模型，可得到進(jìn)氣道傳熱為

(4)

式中：Aai為艙段內(nèi)進(jìn)氣道表面積，由于進(jìn)氣道高速飛行時內(nèi)表面溫度較高(可達(dá)700 K以上)，將其內(nèi)表面視為能溫度已知的恒定溫度絕熱壁；Tais為進(jìn)氣道蒙皮內(nèi)表面溫度；dais、daiTPS分別為進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)、進(jìn)氣道隔熱材料厚度；kais、kaiTPS分別為進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)、進(jìn)氣道隔熱材料導(dǎo)熱系數(shù)。

對于設(shè)備艙內(nèi)的電子或機械設(shè)備，每個設(shè)備的發(fā)熱/散熱滿足集總參數(shù)傳熱原則，將某艙段內(nèi)機載設(shè)備總熱功率Peq近似為直接將熱量傳導(dǎo)給艙內(nèi)空氣。示例艙段內(nèi)的Peq表達(dá)式為三個設(shè)備的發(fā)熱功率之和：

Peq=Pe1+Pe2+Pe3

(5)

環(huán)控設(shè)備的作用是制冷，即帶走艙內(nèi)熱功率。若環(huán)控設(shè)備為液體循環(huán)冷卻制冷，可將管路與艙內(nèi)空氣的傳熱模型等效為單層或多層圓筒的管路一維傳熱模型；若環(huán)控設(shè)備為制冷板，可將制冷板與艙內(nèi)空氣的傳熱模型等效為多層平面壁的傳熱模型；若環(huán)控設(shè)備為已知制冷功率設(shè)備，可直接將設(shè)備制冷量傳導(dǎo)給空氣。本文中，環(huán)控設(shè)備對設(shè)備艙的制冷功率Pec，即為設(shè)備艙熱管理系統(tǒng)的制冷功率，如式(6)所示。

Pec=Pecr·kec(t)

(6)

式中：Pecr為環(huán)控設(shè)備制冷額定功率，是已知量；kec(t)為環(huán)控設(shè)備熱交換系數(shù)、設(shè)備效率系數(shù)、設(shè)備工況等綜合影響系數(shù)，其為時間變量的函數(shù)，可通過實驗或查詢設(shè)備參數(shù)獲得，此處作為已知量。

在合理設(shè)置邊間條件和初始條件情況下，通過數(shù)值計算或仿真可快速解出艙內(nèi)空氣平衡溫度和空氣溫度變化過程，通過判斷艙內(nèi)空氣溫度Tair是否在艙溫控制要求范圍以內(nèi)，從而快速評估環(huán)控方案是否滿足設(shè)計要求。

2 基于Flowmaster的綜合熱管理方案快速仿真平臺

基于以上傳熱模型與熱管理數(shù)學(xué)模型，以商用一維流體熱分析軟件Flowmaster為平臺[16]，構(gòu)建模塊化封裝的設(shè)備艙熱管理方案快速仿真平臺。

仿真平臺包括如下主要模塊：熱源模塊，涉及設(shè)備艙內(nèi)、艙外熱源，艙外熱源主要為氣動加熱模塊，艙內(nèi)熱源主要為設(shè)備散熱模塊；熱傳遞模塊，包括機體結(jié)構(gòu)、隔熱材料、進(jìn)氣道、艙間等傳熱模塊；熱控模塊，包括循環(huán)冷卻、燃油熱沉和補充熱沉等模塊。參照圖2和圖3所示簡化傳熱模型，建立全機綜合熱管理方案各模塊間控制邏輯與參數(shù)傳遞關(guān)系，構(gòu)建全機綜合熱管理方案快速仿真平臺如圖4所示，耗時2 h。

在構(gòu)建仿真平臺時，采取了模塊化的設(shè)計思路，即將氣動加熱、進(jìn)氣道散熱、艙間傳熱、補充熱沉、熱控等特定功能組件進(jìn)行模塊化封裝，可減少仿真模型間的數(shù)據(jù)傳遞設(shè)計與參數(shù)設(shè)置，通過相同功能模塊的復(fù)制粘貼實現(xiàn)仿真模型的快速搭建。艙間傳熱和水蒸發(fā)補充熱沉模塊封裝如圖5～圖6所示。

圖4 基于Flowmaster的高速飛行器電子設(shè)備艙綜合熱管理方案快速仿真平臺

圖5 設(shè)備艙艙間傳熱模塊封裝

圖6 補充熱沉模塊封裝

3 仿真算例

3.1 仿真條件設(shè)定

由于高速飛行器在起飛到巡航階段飛行過程

較為復(fù)雜，且低速飛行時氣動加熱效應(yīng)不明顯、設(shè)備散熱可用空氣作為熱沉。因此主要對熱環(huán)境最為嚴(yán)峻的高速巡航階段進(jìn)行仿真計算，仿真條件設(shè)置如表1所示，其中熱防護(hù)系統(tǒng)的隔熱材料為氣凝膠[17-18]，飛行條件以美國D-21高速無人飛行器[19]的典型飛行剖面作為仿真條件。

表1 仿真計算條件

3.2 計算結(jié)果與分析

利用構(gòu)建的電子設(shè)備艙綜合熱管理方案快速仿真平臺，對高速飛行器進(jìn)行了1 000 s飛行的仿真計算，軟件運行時間約5 min，計算結(jié)果如圖7～圖10所示。

圖7 氣動熱經(jīng)蒙皮隔熱材料傳導(dǎo)到設(shè)備艙熱功率

圖8 氣動熱經(jīng)進(jìn)氣道隔熱材料傳導(dǎo)到設(shè)備艙熱功率

圖9 設(shè)備艙艙溫變化

圖10 油箱燃油溫度變化

從圖7～圖10可以看出：

(1) 熱防護(hù)系統(tǒng)熱阻斷效果明顯。在氣凝膠熱阻斷作用下，氣動熱經(jīng)蒙皮和進(jìn)氣道隔熱材料傳導(dǎo)到設(shè)備艙內(nèi)的總熱功率僅約4 kW。

(2) 熱管理系統(tǒng)可實現(xiàn)艙溫有效控制。在氣動加熱與設(shè)備發(fā)熱影響下，設(shè)備艙內(nèi)部環(huán)境溫度在飛行初期逐漸升高到設(shè)備艙最高環(huán)境溫度限制(此處暫定為70 ℃)，在熱管理系統(tǒng)控制下始終保持溫度限制以下，可保證艙內(nèi)機載設(shè)備穩(wěn)定運行。

(3) 通過快速仿真表明該綜合熱管理方案有效可行，且有較大優(yōu)化空間。熱防護(hù)系統(tǒng)和熱管理系統(tǒng)綜合控制下，飛行器艙溫得到有效控制，但由圖10可知燃油作為熱管理系統(tǒng)散熱介質(zhì)和飛行器主要熱沉，燃油溫度在飛行時間內(nèi)僅由20 ℃增加到約28 ℃，燃油熱容還有較大余量(燃油溫度由發(fā)動機入口燃油溫度和燃油結(jié)焦溫度等決定，此處暫定為100 ℃)，可通過減少熱防護(hù)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)材料厚度和適當(dāng)降低熱管理系統(tǒng)能力等方式，充分利用燃油熱沉，降低綜合熱管理系統(tǒng)重量代價與系統(tǒng)復(fù)雜度，從而提高飛行器綜合性能。

4 結(jié) 論

(1) 本文研究的高速飛行器綜合熱管理方案快速仿真平臺，在數(shù)小時內(nèi)即可完成綜合熱管理方案的模型搭建、仿真計算和方案可行性評估。

(2) 該平臺應(yīng)用于高速飛行器初步方案設(shè)計階段，可對綜合熱管理系統(tǒng)方案進(jìn)行快速迭代，從而獲得更優(yōu)的飛行器總體設(shè)計方案。

(3) 需要說明的是，本文的快速仿真平臺采用了一維傳熱簡化，目的是快速獲得評估結(jié)果，進(jìn)一步的驗證仍需通過高精度三維仿真或地面試驗進(jìn)行。下一步，可通過在部分模塊中調(diào)用已有的高精度計算數(shù)據(jù)或?qū)嶒灁?shù)據(jù)，以提高平臺仿真精度。