飛行器簡化模型熱管理系統的非穩態仿真

唐 玫，胡婭萍，王 強，吉洪湖

(南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016)

飛行器簡化模型熱管理系統的非穩態仿真

唐 玫，胡婭萍，王 強，吉洪湖

(南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016)

針對某簡化的飛行器模型提出了一種以燃油、隔熱氈和蒸發冷卻液同時作為機體熱沉的機載綜合熱管理方案，建立了包括結構熱防護、設備艙、燃油和液體蒸發制冷系統的熱管理系統。在此基礎上采用一維熱流體仿真軟件Flowmaster構建了該系統的仿真網絡模型，并進行了飛行器熱管理非穩態仿真。仿真結果表明：該熱管理方案可以有效地實現飛行器超音速飛行時的溫度控制；在典型仿真條件下，設備艙氣溫首先迅速上升，然后分別被控制在約70℃和100℃；燃油溫度在前280 s上升逐漸加快，然后緩慢上升，最終達到約65℃，此時燃油耗盡；隔熱氈溫度在前50 s內快速上升，之后基本穩定不變，內外表面溫差大于140℃。

熱管理；結構熱防護；液體蒸發制冷；非穩態仿真

超音速飛行器由于自身性能的不斷提升而面臨越來越多的超音速巡航任務。一方面將使其遭遇嚴重的氣動加熱，導致飛行器表面及系統部件暴露在高溫下；另一方面，性能的提升也帶來飛行器機載設備數量和功率的增加，導致機體內部環境持續升溫。顯然，過高的機體及設備溫度不利于設備的安全使用和維護，因此超音速飛行器對制冷量和制冷方式的要求日益提升[1]。傳統的沖壓空氣制冷系統由于制冷量不足、代償損失較大等原因使其應用越來越受到限制。與之相比，機載燃油由于具有熱容大、溫度穩定和不影響飛行器隱身效果等優勢，被越來越廣泛地用作飛行器的熱沉。因此，以燃油作為熱沉的綜合熱管理系統應運而生[2-4]。

Petley等[5]在20世紀90年代首次提出將循環燃油作為熱沉對發動機及飛行器的各個子系統進行冷卻降溫的熱能管理方案。徐志英等[6]建立了一個簡單的燃油系統穩態熱平衡數學模型，并采用C#語言自主開發了軟件對燃油系統進行穩態仿真，得到系統重要節點的溫度分布。常士楠等[7]利用Matlab軟件搭建了飛機燃油系統穩態仿真模型，并對其進行了傳熱特性計算。郝毓雅等[8]應用傳熱學原理分析了不同飛行工況下飛行器燃油系統的溫度變化特征。張興娟等[9]將飛機燃油箱熱源進一步細分，建立了燃油箱傳熱數學模型，并對該燃油系統進行了瞬態仿真，分析了燃油溫度隨時間變化的特性。蘭江等[10]在改進油箱模型的基礎上，采用熱流體軟件Flowmaster開發了一個新的油箱模型，實現了燃油箱傳熱特性的非穩態仿真。

目前有關飛行器熱管理的研究大多僅針對燃油系統，公開的文獻資料中針對各子系統聯合工作的綜合熱管理研究較少。整機的綜合熱管理在飛行器初步方案設計階段至關重要。已有的熱管理研究在進行數值模擬時大多采用Matlab/Simulink等軟件，對于每種方案都需匹配其對應的仿真模型和計算方法，缺乏通用性。另外，僅利用燃油作為系統熱沉，缺乏其他冷卻方式，不僅會使飛行器起飛質量增加、代償損失加大，而且系統安全性難以保障。王佩廣等[11]針對飛行過程中氣動熱比較嚴重的飛行器提出了以“液氫燃料作為主熱沉結合相變蓄熱材料作為輔助熱沉”的熱管理方案。在該方案下，相變蓄熱材料的使用可以彌補飛行器燃油大量消耗后(如飛行器加速爬升)燃油熱沉的不足。

鑒于現有熱管理研究的不足，本文針對考慮氣動加熱因素影響的超音速飛行器的簡化模型，提出了一種以燃油、隔熱氈和蒸發冷卻液作為機體熱沉的機載綜合熱管理系統方案?；贔lowmaster軟件平臺，構建了綜合考慮飛行器結構熱防護、設備艙、燃油、液體蒸發制冷系統的通用仿真網絡模型，然后利用該網絡模型對典型飛行狀態下超音速飛行器的熱管理系統進行非穩態仿真，獲得各個部件的溫度隨時間變化的情況，有效地驗證了該熱管理方案和網絡模型耦合計算方法的可行性。

1 飛行器的物理模型

本文研究的超音速飛行器簡化物理模型如圖1所示。機身簡化為長8.18 m、直徑0.44 m的半圓柱體，兩端封閉。

機體下部設為厚度1 mm的鋁合金平板，平板之上機體內部自前向后分別設置3個設備艙和1個燃油箱，燃油箱與設備艙2、3部分重合。平板之下為進氣道內壁。機體上部表面和平板上、下各覆蓋一層隔熱氈。

機體熱源分為外部熱源和內部熱源：外部熱源為超音速氣流對機體上部隔熱氈和進氣道內壁產生的氣動加熱；內部熱源分布在設備艙1～3中的機載設備中。

圖1 簡化的飛行器物理模型

2 熱管理系統及其仿真網絡模型

2.1 熱管理系統

針對圖1所示的飛行器物理模型，提出一種以燃油、隔熱氈和蒸發冷卻液作為機體熱沉的機載綜合熱管理系統方案，如圖2所示(箭頭方向表示可能發生的所有能量傳遞過程)。超音速氣流對機體上部隔熱氈和進氣道內壁隔熱氈產生氣動加熱，其中一部分熱量被隔熱氈吸收，剩余熱量進入機體內部，連同設備艙內機載設備產生的熱量被艙內空氣和燃油吸收。當設備艙由于吸熱使溫度升高到最高允許值時，燃油開始流經設備艙與油箱間的管道，以對流傳熱的方式吸收設備艙內的熱量，實現對設備艙的溫控。當燃油溫度升高到某設定值時，液體蒸發器1開始工作，其內部的蒸發冷卻液吸收燃油箱和機艙的熱量并蒸發，對燃油和設備艙進行冷卻。若燃油溫度再次升高到另一設定值時，液體蒸發器2中的蒸發冷卻液同時作用于燃油，將燃油溫度最終控制在允許范圍內。由此，燃油、隔熱氈和蒸發冷卻液協同作用，實現全機各系統部件的溫度控制。

根據上述熱管理方案，可將飛行器整機熱管理系統劃分為如下4個子系統：

1) 結構熱防護系統，由分布在機體上部及鋁合金平板上、下兩側的隔熱氈1～8構成。

2) 設備艙系統，由3個設備艙及其內部的機載設備構成。

3) 燃油循環冷卻系統，由燃油箱及燃油循環流動管道構成。

4) 液體蒸發制冷系統，由分布在設備艙2、3中的兩套液體蒸發器構成。

圖2 飛行器熱管理系統示意圖

2.2 簡化及假設

飛行器在超音速巡航過程中的流動、傳熱過程十分復雜，為便于工程上的計算分析和設計，本文做出如下假設及簡化：

1) 隔熱氈內的導熱簡化為沿厚度方向(即圖2中y方向)的一維導熱。

2) 燃油以恒定的質量流率消耗，并且在任意時刻其溫度分布均勻，僅隨時間變化。

3) 忽略各設備艙內空氣的流動，氣溫在任意時刻分布均勻，僅隨時間變化。

4) 燃油作為熱沉，吸收隔熱氈和機載設備傳遞給設備艙的全部熱量。

5) 設備艙內空氣與隔熱氈1、2、5和7內表面間的自然對流換熱系數相同。

6) 當兩套液體蒸發器工作時，冷卻液以恒定的質量流率蒸發。

7) 不計鋁合金平板的厚度，其上下表面坐標相同；不計鋁合金平板的熱阻，其上部隔熱氈的外表面溫度與下部隔熱氈的內表面溫度相同。

2.3 仿真計算網絡模型

本文采用Flowmaster軟件平臺構建飛行器熱管理的仿真網絡模型。Flowmaster軟件以其豐富的元件模型、靈活的建模方式和出眾的計算能力廣泛應用于飛機燃油系統、液壓系統和防冰系統[13-16]等研究領域。根據上述系統原理，構建的飛行器熱管理仿真網絡模型包括結構熱防護、設備艙、燃油和液體蒸發制冷系統，如圖3所示(由于篇幅有限，僅放大部分重要元件圖形，基本元件圖形進行了縮小處理)。

圖3 飛行器熱管理仿真網絡模型

2.3.1 氣動加熱邊界條件系統

由于超音速飛行器外部隔熱氈的厚度與機艙的半徑相比非常小，因此為簡化計算，本文采用外掠平壁的高速氣流對流傳熱準則式[12]確定機體上部氣動加熱邊界條件。分別求得機體上部外壁面的平均對流傳熱系數和恢復溫度，為隔熱氈1和4確定氣動加熱邊界條件。

為了在Flowmaster中實現此邊界條件，采用流動源元件(Source：Flow)模擬機體上部的超音速氣流，設置氣流的物性參數；采用熱橋元件(Thermal Bridge)模擬超音速氣流與機體外壁面即隔熱氈外表面間的對流換熱過程，設置氣流與隔熱氈的接觸面積及對流換熱系數等；再將流動源元件與熱橋元件的端口相連，構建符合機體上部氣動加熱邊界條件的系統。

機體下部進氣道內壁設置為恒定的壁溫條件，采用溫度源元件(Source：Temperature)模擬此邊界。

2.3.2 結構熱防護系統

如圖2所示，此系統主體部分即為圖中8塊隔熱氈。

采用Flowmaster中固體元件Solid Bar模擬隔熱氈。本文采用基于C#語言的自開發程序，分別為隔熱氈1～8設置初始和邊界溫度條件。采用傳熱元件Thermal Bridge模擬隔熱氈1、4外表面高速氣流的流動，并在信號控制元件Controller Template中嵌入自開發程序，設置隔熱氈外表面氣動加熱的恢復溫度和平均對流傳熱系數，以此作為隔熱氈外表面的傳熱邊界條件。隔熱氈1、2、4、5和7內表面自然對流傳熱邊界條件的設置也采用類似的方法。

2.3.3 設備艙系統

采用Flowmaster中三臂容器元件Reservoir模擬設備艙。由于設備艙內空氣靜止，故封閉容器的全部端口。采用信號控制元件Controller Template，并在其中嵌入自開發腳本程序，設置設備艙與外界交換的各項熱源或熱沉。將Controller Template元件與Reservoir元件的傳熱端連接，模擬各設備艙的傳熱過程。

2.3.4 燃油循環冷卻系統

采用Reservoir元件模擬燃油箱。由于燃油質量勻速消耗，因此采用Flow元件連接油箱f的右端口，嵌入自開發腳本程序，設置燃油的質量流率，模擬燃油流往發動機的過程。燃油箱中各熱源或熱沉的模擬方法與設備艙系統中相同。

2.3.5 液體蒸發制冷系統

采用Flowmaster中兩臂容器元件Reservoir模擬液體蒸發器。其中閥門以Valve元件模擬，控制液體蒸發器開始工作的時間。蒸發冷卻液的質量消耗速率采用Flow元件結合自開發的腳本程序實現。

為了連接上述各系統以進行耦合傳熱仿真，本文還在Flowmaster中基于C#語言自主開發了大量的關聯腳本程序，并將這些程序嵌入到系統控制元件中，使得各系統根據圖2所示的傳熱關系構成一個封閉的整機熱管理系統仿真網絡模型。

3 超音速飛行狀態下的非穩態仿真與結果分析

采用本文建立的飛行器熱管理仿真網絡模型，對典型飛行狀態下超音速飛行器的熱管理系統進行非穩態仿真。

3.1 仿真條件

飛行器具有多種實際飛行工況，包括靜止、地面滑行、起飛爬升、穩定平飛、加速飛行和下滑著陸等[8]。本研究飛行器處于高空穩定平飛的狀態，仿真條件參數如表1所示。

熱管理要求：燃油溫度不超過150℃；設備艙1和設備艙2氣溫不超過70℃；設備艙3氣溫不超過100℃。

3.2 時間步長無關性驗證

為了確定非穩態仿真的時間步長，本文首先進行時間步長無關性驗證，驗證飛行350 s時刻的燃油溫度。分別設置時間步長Δt為0.125、0.25、0.5、1、2、3和5 s，對熱管理系統進行非穩態仿真。圖4給出了不同時間步長的燃油溫度。可以看出：在Δt小于0.5 s時，仿真結果趨于穩定，不受時間步長的影響，因此本文以0.5 s作為非穩態仿真時間步長。

圖4 不同時間步長下的燃油溫度

3.3 仿真結果及分析

圖5給出了機體上部隔熱氈1和4外壁面的氣動加熱熱流密度隨時間變化的曲線。由圖可見：在前60 s內，隔熱氈1外壁面的熱流密度比隔熱氈4的熱流密度明顯要大，尤其在前10 s，兩者差別很大，但隨時間的變化趨勢類似；在最初的0～1 s，因外壁溫度相比于氣流恢復溫度非常低，氣動加熱在該飛行時間內達到最大，隔熱氈1外壁面熱流密度約為6.5 kW/m2，隔熱氈4外壁面約為3.0 kW/m2；1 s后隔熱氈1、4外壁面迅速升溫，與氣流恢復溫度的差值陡降，因此氣動加熱熱流也急劇減??；約60 s后氣動加熱熱流密度逐漸平穩，此時隔熱氈內的導熱也逐漸達到了動態平衡；此后，隔熱氈1外表面氣動熱熱流密度保持為約0.45 kW/m2，隔熱氈4外表面氣動熱熱流密度保持為約0.33 kW/m2。

圖5 機體上部氣動加熱熱流密度隨時間變化曲線

圖6給出了設備艙1上部隔熱氈1的溫度隨時間變化的三維示意圖。沿厚度方向，在隔熱氈1內部劃分10個節點，連同內、外表面2個節點將隔熱氈劃分為11段，節點1表示外表面，節點12表示內表面。飛行開始后，隔熱氈1外表面溫度由0℃迅速上升至近325℃，約50 s后，其溫度保持325 ℃基本不變。這是由于初始時刻隔熱氈1外表面溫度與恢復溫度相差很大，從而高速氣流對隔熱氈1外表面產生的氣動加熱量非常大，使得其溫度急劇上升。當溫度接近氣流恢復溫度時，氣流氣動加熱量逐漸減小并趨于0，因而隔熱氈1外表面溫度趨于穩定。沿厚度方向，從外向內溫度逐漸降低。隨著仿真時間增加，約50 s后隔熱氈1內部溫度接近于穩態，外表面溫度比內表面溫度高約140℃，表明隔熱氈具有較好的熱防護能力。

圖6 設備艙1上部隔熱氈1溫度隨時間變化情況

圖7為燃油箱上部隔熱氈4的溫度隨時間變化的三維示意圖。其節點劃分方式與隔熱氈1相同。飛行約50 s后，外表面溫度保持基本不變，沿厚度方向，從外向內溫度逐漸降低。內表面溫度隨時間變化的曲線與其他節點有所不同，這是因為受到了燃油溫度的影響。

圖7 燃油箱上部隔熱氈4溫度隨時間變化情況

圖8為3個設備艙內溫度隨時間變化的曲線，圖9為燃油溫度隨時間變化的曲線，圖10為兩套液體蒸發器中的蒸發冷卻液質量隨時間變化的曲線。設備艙由于吸收了來自隔熱氈內表面傳遞的熱量而從5℃迅速升溫，同時燃油溫度從-30℃平緩上升。在飛行時刻約為5 s時，由于設備發熱量大且體積小，設備艙3溫度最先上升到最高允許值100℃，燃油作為熱沉開始吸收設備艙3的熱量，使得設備艙3溫度保持不變。在飛行時刻約為15 s和30 s時，設備艙1和設備艙2的溫度先后上升到最高允許值70℃，燃油同時開始吸收設備艙1和設備艙2的熱量，使得其溫度持續保持在70℃。與此同時，燃油還吸收來自隔熱氈和設備艙的熱量，而且其質量不斷減少，因而溫度上升速率增大。在飛行時刻約為280 s時，燃油溫度達到設定值45℃，液體蒸發器1閥門由程序控制開啟，用蒸發冷卻液吸收燃油熱量，蒸發冷卻液對燃油的作用使得燃油溫度先在45℃左右小幅震蕩，然后緩慢上升。在飛行時刻約為350 s時，燃油溫度上升到設定值50℃，此時液體蒸發器2閥門由程序控制開啟，與液體蒸發器1共同工作冷卻燃油。燃油由于即將耗盡，同時不斷吸收熱量，其溫度在平緩上升10 s后迅速升高。最終，燃油耗盡時其溫度達到約65 ℃。由于燃油溫度始終未超過3個設備艙的溫度，因此蒸發冷卻液未作用于設備艙。由圖10中的蒸發冷卻液使用情況可以看出：液體蒸發器1中的蒸發冷卻液消耗了約2.5 kg，液體蒸發器2中的蒸發冷卻液消耗了約0.3 kg。

圖8 各設備艙溫度隨時間變化的曲線

Fig.8 Time variable temperature of the air in each equipment compartment

圖9 燃油溫度隨時間變化的曲線

4 結論

針對某超音速飛行器提出了一種以燃油作為機體熱沉、同時使用隔熱氈和蒸發冷卻液協同作用的機載綜合熱管理系統方案，并建立了該熱管理系統的數學模型。然后基于軟件Flowmaster構建了該系統的仿真網絡模型，并進行了非穩態仿真，得到如下主要結論：

1) 本文提出的熱管理方案是有效的。采用制冷功率分別為50 kW和60 kW的兩套液體蒸發器，并配合厚度為5 mm的隔熱氈協同工作，可以有效地實現飛行器各部位的溫度控制。

2) 設備艙1～3的氣溫分別在最初的15、30和5 s內迅速上升，然后在熱沉的作用下分別保持在70℃、70℃和100℃不變。

3) 機體上部的隔熱氈溫度隨飛行時間的增加先迅速上升后保持穩定，其外表面溫度比內表面溫度高約140℃和250℃，表明其產生了有效的熱防護作用。

4) 燃油作為主要熱沉，在飛行時間的前280 s內溫度升高逐漸加快，然后在液體蒸發器的作用下溫度緩慢上升，最后急劇上升到約65℃時燃油耗盡。

可將對冷卻方案的定量計算作為下一步研究的方向，并針對其帶來的質量代價，選擇合適的優化方法進行進一步研究。

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(責任編輯 劉 舸)

Unsteady Simulation of Thermal Management System of a Simplified Aircraft Model

TANG Mei, HU Ya-ping, WANG Qiang, JI Hong-hu

(College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

In view of aircraft, a kind of overall thermal management program with fuel, the insulation as well as the evaporative cooling liquid as heat sink was proposed. The thermal management system considering structured thermal protection, mechatronics, fuel and liquid evaporation refrigeration were built. Based on this, one dimensional thermal fluid simulation software Flowmaster was used to build the simulation network model. Then unsteady simulation of the thermal management system was subsequently performed. Results showed that the thermal management program proposed in this paper can effectively achieve the temperature control of supersonic aircraft. Under the conditions in this paper, air temperature of the three equipment compartments first increased rapidly, and then the temperature can be controlled within 70℃ and 100℃. Fuel temperature accelerate increased in first 280 s, and finally reach to 65℃ and the fuel went out. Temperature of insulation felt increased in first 50 s, and then remained stable, and the temperature difference of the inner and the outer surface was more than 140℃.

thermal management; structured thermal protection; the liquid evaporation refrigeration; unsteady simulation

2016-12-24 作者簡介：唐玫(1992—)，女，陜西咸陽人，碩士研究生，主要從事飛行器綜合熱管理系統仿真計算及其優化設計研究，E-mail:may_0315@126.com。

唐玫，胡婭萍，王強，等.飛行器簡化模型熱管理系統的非穩態仿真[J].重慶理工大學學報(自然科學)，2017(3):58-65.

format：TANG Mei, HU Ya-ping, WANG Qiang, et al.Unsteady Simulation of Thermal Management System of a Simplified Aircraft Model[J].Journal of Chongqing University of Technology(Natural Science)，2017(3):58-65.

10.3969/j.issn.1674-8425(z).2017.03.008

V222；TK124

A

1674-8425(2017)03-0058-08