高速飛行器綜合熱管理方案快速仿真平臺(tái)

劉開(kāi)磊，王純，魏太水，李蘭蘭

(航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)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(lái)各航空大國(guó)追逐的新熱點(diǎn)[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(jì)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(jī)具有短時(shí)超聲速飛行能力，飛行器氣動(dòng)加熱問(wèn)題并不明顯，因此目前飛行器的熱管理控制方案主要針對(duì)機(jī)載設(shè)備發(fā)熱和發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)加熱問(wèn)題愈發(fā)嚴(yán)重、機(jī)體表面大部分區(qū)域溫度可達(dá)200 ℃以上[5]，同時(shí)隨著機(jī)載設(shè)備數(shù)量與電子設(shè)備應(yīng)用的增加，機(jī)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(jì)的綜合熱管理方案。而如何對(duì)綜合熱管理方案進(jìn)行全面和快速的仿真計(jì)算與評(píng)估也成為技術(shù)人員面臨的新挑戰(zhàn)。

在飛行器設(shè)計(jì)過(guò)程中，各種仿真方法與試驗(yàn)手段具有各自的優(yōu)缺點(diǎn)和適用階段，傳統(tǒng)三維數(shù)值仿真方法具有較高的計(jì)算精度，但時(shí)效性較差的弊端難以滿足飛行器初步方案設(shè)計(jì)階段快速迭代的需求。國(guó)外針對(duì)飛行器的艙內(nèi)熱環(huán)境仿真與熱管理控制方案評(píng)估，通常采用三維數(shù)值仿真方法，通過(guò)復(fù)雜的仿真模型建立、網(wǎng)格劃分和數(shù)值計(jì)算等步驟，可對(duì)某個(gè)艙段或子系統(tǒng)進(jìn)行精確計(jì)算、動(dòng)態(tài)仿真與效果評(píng)估。針對(duì)高速飛行器熱管理的仿真研究主要是氣動(dòng)熱環(huán)境或某些部件、子系統(tǒng)的仿真計(jì)算，20世紀(jì)90年代初期美國(guó)J.A.Gasner等[7]、M.R.Glickstein等[8]便開(kāi)始對(duì)高速飛行器的熱管理系統(tǒng)進(jìn)行仿真與優(yōu)化研究。國(guó)內(nèi)，陳悅[9]對(duì)氣動(dòng)熱影響下的油箱流動(dòng)換熱進(jìn)行了計(jì)算分析；陳劉忠[10]對(duì)燃油換熱熱管理系統(tǒng)進(jìn)行了不同方法的對(duì)比仿真。常見(jiàn)的仿真方法主要集中在三維仿真和數(shù)值計(jì)算，單次仿真計(jì)算時(shí)間往往以月計(jì)，若要對(duì)整個(gè)綜合熱管理系統(tǒng)或全機(jī)所有艙段熱控效果進(jìn)行仿真評(píng)估，所耗費(fèi)時(shí)間成倍數(shù)增加。該類方法適合在方案細(xì)化設(shè)計(jì)階段對(duì)特定艙段或子系統(tǒng)開(kāi)展詳細(xì)仿真和驗(yàn)證，但在飛行器初步方案設(shè)計(jì)階段，需要在短時(shí)間內(nèi)對(duì)全機(jī)結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)方案進(jìn)行多輪迭代設(shè)計(jì)與快速可行性評(píng)估。如何對(duì)綜合管理系統(tǒng)方案進(jìn)行快速仿真和有效評(píng)估，從而加快整個(gè)飛行器方案迭代速度，成為飛行器設(shè)計(jì)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(jì)和一維簡(jiǎn)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(tái)。

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(jī)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(jī)載設(shè)備的正常工作，也是熱管理系統(tǒng)最主要的控制對(duì)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(wú)人機(jī)為例，通常分為電子設(shè)備艙、機(jī)電設(shè)備艙、起落架艙和發(fā)動(dòng)機(jī)艙等。其中電子設(shè)備艙用于布置各類機(jī)載計(jì)算機(jī)等重要電子設(shè)備，對(duì)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(duì)快速仿真平臺(tái)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(guó)F-22飛機(jī)熱管理方案，以燃油作為主要熱沉，通過(guò)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(duì)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(bǔ)充熱沉冷卻[12-14]。F-22飛機(jī)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(jiǎn)化模型

為便于方法研究，構(gòu)建的電子設(shè)備艙簡(jiǎn)化物理模型如圖2所示，其中包含3個(gè)電子設(shè)備和1個(gè)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(jì)階段對(duì)熱源和傳熱進(jìn)行估算時(shí)，無(wú)需進(jìn)行精確計(jì)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(duì)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(jiǎn)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(jī)載設(shè)備、環(huán)控設(shè)備、艙外氣動(dòng)熱傳熱、進(jìn)氣道氣動(dòng)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(jī)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(dòng)熱流經(jīng)機(jī)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(dòng)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(dòng)熱引起的機(jī)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(dòng)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(jī)體結(jié)構(gòu)表面積；Tss為機(jī)體結(jié)構(gòu)外層蒙皮溫度，可通過(guò)查詢相關(guān)飛行器資料或飛行試驗(yàn)參數(shù)或其他熱力學(xué)工程算法得到；dss、dsTPS分別為機(jī)體結(jié)構(gòu)蒙皮、蒙皮隔熱材料厚度；kss、ksTPS分別為機(jī)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(guò)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(shí)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(duì)于設(shè)備艙內(nèi)的電子或機(jī)械設(shè)備，每個(gè)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(jī)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(gè)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(duì)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(shí)間變量的函數(shù)，可通過(guò)實(shí)驗(yàn)或查詢?cè)O(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(guò)數(shù)值計(jì)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(guò)程，通過(guò)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(píng)估環(huán)控方案是否滿足設(shè)計(jì)要求。

2 基于Flowmaster的綜合熱管理方案快速仿真平臺(tái)

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(tái)[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(tái)。

仿真平臺(tái)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(dòng)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(jī)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(bǔ)充熱沉等模塊。參照?qǐng)D2和圖3所示簡(jiǎn)化傳熱模型，建立全機(jī)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(jī)綜合熱管理方案快速仿真平臺(tái)如圖4所示，耗時(shí)2 h。

在構(gòu)建仿真平臺(tái)時(shí)，采取了模塊化的設(shè)計(jì)思路，即將氣動(dòng)加熱、進(jìn)氣道散熱、艙間傳熱、補(bǔ)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(jì)與參數(shù)設(shè)置，通過(guò)相同功能模塊的復(fù)制粘貼實(shí)現(xiàn)仿真模型的快速搭建。艙間傳熱和水蒸發(fā)補(bǔ)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(tái)

圖5 設(shè)備艙艙間傳熱模塊封裝

圖6 補(bǔ)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(guò)程

較為復(fù)雜，且低速飛行時(shí)氣動(dòng)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(duì)熱環(huán)境最為嚴(yán)峻的高速巡航階段進(jìn)行仿真計(jì)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(guó)D-21高速無(wú)人飛行器[19]的典型飛行剖面作為仿真條件。

表1 仿真計(jì)算條件

3.2 計(jì)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(tái)，對(duì)高速飛行器進(jìn)行了1 000 s飛行的仿真計(jì)算，軟件運(yùn)行時(shí)間約5 min，計(jì)算結(jié)果如圖7～圖10所示。

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

圖8 氣動(dòng)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(dòng)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(shí)現(xiàn)艙溫有效控制。在氣動(dòng)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(jī)載設(shè)備穩(wěn)定運(yùn)行。

(3) 通過(guò)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(shí)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(dòng)機(jī)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(guò)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(jià)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(tái)，在數(shù)小時(shí)內(nèi)即可完成綜合熱管理方案的模型搭建、仿真計(jì)算和方案可行性評(píng)估。

(2) 該平臺(tái)應(yīng)用于高速飛行器初步方案設(shè)計(jì)階段，可對(duì)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(jì)方案。

(3) 需要說(shuō)明的是，本文的快速仿真平臺(tái)采用了一維傳熱簡(jiǎn)化，目的是快速獲得評(píng)估結(jié)果，進(jìn)一步的驗(yàn)證仍需通過(guò)高精度三維仿真或地面試驗(yàn)進(jìn)行。下一步，可通過(guò)在部分模塊中調(diào)用已有的高精度計(jì)算數(shù)據(jù)或?qū)嶒?yàn)數(shù)據(jù)，以提高平臺(tái)仿真精度。