飛行器簡(jiǎn)化模型熱管理系統(tǒng)的非穩(wěn)態(tài)仿真

唐 玫，胡婭萍，王 強(qiáng)，吉洪湖

(南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 210016)

飛行器簡(jiǎn)化模型熱管理系統(tǒng)的非穩(wěn)態(tài)仿真

唐 玫，胡婭萍，王 強(qiáng)，吉洪湖

(南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 210016)

針對(duì)某簡(jiǎn)化的飛行器模型提出了一種以燃油、隔熱氈和蒸發(fā)冷卻液同時(shí)作為機(jī)體熱沉的機(jī)載綜合熱管理方案，建立了包括結(jié)構(gòu)熱防護(hù)、設(shè)備艙、燃油和液體蒸發(fā)制冷系統(tǒng)的熱管理系統(tǒng)。在此基礎(chǔ)上采用一維熱流體仿真軟件Flowmaster構(gòu)建了該系統(tǒng)的仿真網(wǎng)絡(luò)模型，并進(jìn)行了飛行器熱管理非穩(wěn)態(tài)仿真。仿真結(jié)果表明：該熱管理方案可以有效地實(shí)現(xiàn)飛行器超音速飛行時(shí)的溫度控制；在典型仿真條件下，設(shè)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(dá)到約65℃，此時(shí)燃油耗盡；隔熱氈溫度在前50 s內(nèi)快速上升，之后基本穩(wěn)定不變，內(nèi)外表面溫差大于140℃。

熱管理；結(jié)構(gòu)熱防護(hù)；液體蒸發(fā)制冷；非穩(wěn)態(tài)仿真

超音速飛行器由于自身性能的不斷提升而面臨越來(lái)越多的超音速巡航任務(wù)。一方面將使其遭遇嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱，導(dǎo)致飛行器表面及系統(tǒng)部件暴露在高溫下；另一方面，性能的提升也帶來(lái)飛行器機(jī)載設(shè)備數(shù)量和功率的增加，導(dǎo)致機(jī)體內(nèi)部環(huán)境持續(xù)升溫。顯然，過高的機(jī)體及設(shè)備溫度不利于設(shè)備的安全使用和維護(hù)，因此超音速飛行器對(duì)制冷量和制冷方式的要求日益提升[1]。傳統(tǒng)的沖壓空氣制冷系統(tǒng)由于制冷量不足、代償損失較大等原因使其應(yīng)用越來(lái)越受到限制。與之相比，機(jī)載燃油由于具有熱容大、溫度穩(wěn)定和不影響飛行器隱身效果等優(yōu)勢(shì)，被越來(lái)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(tǒng)應(yīng)運(yùn)而生[2-4]。

Petley等[5]在20世紀(jì)90年代首次提出將循環(huán)燃油作為熱沉對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)及飛行器的各個(gè)子系統(tǒng)進(jìn)行冷卻降溫的熱能管理方案。徐志英等[6]建立了一個(gè)簡(jiǎn)單的燃油系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)熱平衡數(shù)學(xué)模型，并采用C#語(yǔ)言自主開發(fā)了軟件對(duì)燃油系統(tǒng)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)仿真，得到系統(tǒng)重要節(jié)點(diǎn)的溫度分布。常士楠等[7]利用Matlab軟件搭建了飛機(jī)燃油系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)仿真模型，并對(duì)其進(jìn)行了傳熱特性計(jì)算。郝毓雅等[8]應(yīng)用傳熱學(xué)原理分析了不同飛行工況下飛行器燃油系統(tǒng)的溫度變化特征。張興娟等[9]將飛機(jī)燃油箱熱源進(jìn)一步細(xì)分，建立了燃油箱傳熱數(shù)學(xué)模型，并對(duì)該燃油系統(tǒng)進(jìn)行了瞬態(tài)仿真，分析了燃油溫度隨時(shí)間變化的特性。蘭江等[10]在改進(jìn)油箱模型的基礎(chǔ)上，采用熱流體軟件Flowmaster開發(fā)了一個(gè)新的油箱模型，實(shí)現(xiàn)了燃油箱傳熱特性的非穩(wěn)態(tài)仿真。

目前有關(guān)飛行器熱管理的研究大多僅針對(duì)燃油系統(tǒng)，公開的文獻(xiàn)資料中針對(duì)各子系統(tǒng)聯(lián)合工作的綜合熱管理研究較少。整機(jī)的綜合熱管理在飛行器初步方案設(shè)計(jì)階段至關(guān)重要。已有的熱管理研究在進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)大多采用Matlab/Simulink等軟件，對(duì)于每種方案都需匹配其對(duì)應(yīng)的仿真模型和計(jì)算方法，缺乏通用性。另外，僅利用燃油作為系統(tǒng)熱沉，缺乏其他冷卻方式，不僅會(huì)使飛行器起飛質(zhì)量增加、代償損失加大，而且系統(tǒng)安全性難以保障。王佩廣等[11]針對(duì)飛行過程中氣動(dòng)熱比較嚴(yán)重的飛行器提出了以“液氫燃料作為主熱沉結(jié)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(bǔ)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(xiàn)有熱管理研究的不足，本文針對(duì)考慮氣動(dòng)加熱因素影響的超音速飛行器的簡(jiǎn)化模型，提出了一種以燃油、隔熱氈和蒸發(fā)冷卻液作為機(jī)體熱沉的機(jī)載綜合熱管理系統(tǒng)方案?；贔lowmaster軟件平臺(tái)，構(gòu)建了綜合考慮飛行器結(jié)構(gòu)熱防護(hù)、設(shè)備艙、燃油、液體蒸發(fā)制冷系統(tǒng)的通用仿真網(wǎng)絡(luò)模型，然后利用該網(wǎng)絡(luò)模型對(duì)典型飛行狀態(tài)下超音速飛行器的熱管理系統(tǒng)進(jìn)行非穩(wěn)態(tài)仿真，獲得各個(gè)部件的溫度隨時(shí)間變化的情況，有效地驗(yàn)證了該熱管理方案和網(wǎng)絡(luò)模型耦合計(jì)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(jiǎn)化物理模型如圖1所示。機(jī)身簡(jiǎn)化為長(zhǎng)8.18 m、直徑0.44 m的半圓柱體，兩端封閉。

機(jī)體下部設(shè)為厚度1 mm的鋁合金平板，平板之上機(jī)體內(nèi)部自前向后分別設(shè)置3個(gè)設(shè)備艙和1個(gè)燃油箱，燃油箱與設(shè)備艙2、3部分重合。平板之下為進(jìn)氣道內(nèi)壁。機(jī)體上部表面和平板上、下各覆蓋一層隔熱氈。

機(jī)體熱源分為外部熱源和內(nèi)部熱源：外部熱源為超音速氣流對(duì)機(jī)體上部隔熱氈和進(jìn)氣道內(nèi)壁產(chǎn)生的氣動(dòng)加熱；內(nèi)部熱源分布在設(shè)備艙1～3中的機(jī)載設(shè)備中。

圖1 簡(jiǎn)化的飛行器物理模型

2 熱管理系統(tǒng)及其仿真網(wǎng)絡(luò)模型

2.1 熱管理系統(tǒng)

針對(duì)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(fā)冷卻液作為機(jī)體熱沉的機(jī)載綜合熱管理系統(tǒng)方案，如圖2所示(箭頭方向表示可能發(fā)生的所有能量傳遞過程)。超音速氣流對(duì)機(jī)體上部隔熱氈和進(jìn)氣道內(nèi)壁隔熱氈產(chǎn)生氣動(dòng)加熱，其中一部分熱量被隔熱氈吸收，剩余熱量進(jìn)入機(jī)體內(nèi)部，連同設(shè)備艙內(nèi)機(jī)載設(shè)備產(chǎn)生的熱量被艙內(nèi)空氣和燃油吸收。當(dāng)設(shè)備艙由于吸熱使溫度升高到最高允許值時(shí)，燃油開始流經(jīng)設(shè)備艙與油箱間的管道，以對(duì)流傳熱的方式吸收設(shè)備艙內(nèi)的熱量，實(shí)現(xiàn)對(duì)設(shè)備艙的溫控。當(dāng)燃油溫度升高到某設(shè)定值時(shí)，液體蒸發(fā)器1開始工作，其內(nèi)部的蒸發(fā)冷卻液吸收燃油箱和機(jī)艙的熱量并蒸發(fā)，對(duì)燃油和設(shè)備艙進(jìn)行冷卻。若燃油溫度再次升高到另一設(shè)定值時(shí)，液體蒸發(fā)器2中的蒸發(fā)冷卻液同時(shí)作用于燃油，將燃油溫度最終控制在允許范圍內(nèi)。由此，燃油、隔熱氈和蒸發(fā)冷卻液協(xié)同作用，實(shí)現(xiàn)全機(jī)各系統(tǒng)部件的溫度控制。

根據(jù)上述熱管理方案，可將飛行器整機(jī)熱管理系統(tǒng)劃分為如下4個(gè)子系統(tǒng)：

1) 結(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)，由分布在機(jī)體上部及鋁合金平板上、下兩側(cè)的隔熱氈1～8構(gòu)成。

2) 設(shè)備艙系統(tǒng)，由3個(gè)設(shè)備艙及其內(nèi)部的機(jī)載設(shè)備構(gòu)成。

3) 燃油循環(huán)冷卻系統(tǒng)，由燃油箱及燃油循環(huán)流動(dòng)管道構(gòu)成。

4) 液體蒸發(fā)制冷系統(tǒng)，由分布在設(shè)備艙2、3中的兩套液體蒸發(fā)器構(gòu)成。

圖2 飛行器熱管理系統(tǒng)示意圖

2.2 簡(jiǎn)化及假設(shè)

飛行器在超音速巡航過程中的流動(dòng)、傳熱過程十分復(fù)雜，為便于工程上的計(jì)算分析和設(shè)計(jì)，本文做出如下假設(shè)及簡(jiǎn)化：

1) 隔熱氈內(nèi)的導(dǎo)熱簡(jiǎn)化為沿厚度方向(即圖2中y方向)的一維導(dǎo)熱。

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

3) 忽略各設(shè)備艙內(nèi)空氣的流動(dòng)，氣溫在任意時(shí)刻分布均勻，僅隨時(shí)間變化。

4) 燃油作為熱沉，吸收隔熱氈和機(jī)載設(shè)備傳遞給設(shè)備艙的全部熱量。

5) 設(shè)備艙內(nèi)空氣與隔熱氈1、2、5和7內(nèi)表面間的自然對(duì)流換熱系數(shù)相同。

6) 當(dāng)兩套液體蒸發(fā)器工作時(shí)，冷卻液以恒定的質(zhì)量流率蒸發(fā)。

7) 不計(jì)鋁合金平板的厚度，其上下表面坐標(biāo)相同；不計(jì)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(nèi)表面溫度相同。

2.3 仿真計(jì)算網(wǎng)絡(luò)模型

本文采用Flowmaster軟件平臺(tái)構(gòu)建飛行器熱管理的仿真網(wǎng)絡(luò)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(jì)算能力廣泛應(yīng)用于飛機(jī)燃油系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)和防冰系統(tǒng)[13-16]等研究領(lǐng)域。根據(jù)上述系統(tǒng)原理，構(gòu)建的飛行器熱管理仿真網(wǎng)絡(luò)模型包括結(jié)構(gòu)熱防護(hù)、設(shè)備艙、燃油和液體蒸發(fā)制冷系統(tǒng)，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(jìn)行了縮小處理)。

圖3 飛行器熱管理仿真網(wǎng)絡(luò)模型

2.3.1 氣動(dòng)加熱邊界條件系統(tǒng)

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

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

機(jī)體下部進(jìn)氣道內(nèi)壁設(shè)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(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)

如圖2所示，此系統(tǒng)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(yǔ)言的自開發(fā)程序，分別為隔熱氈1～8設(shè)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(dòng)，并在信號(hào)控制元件Controller Template中嵌入自開發(fā)程序，設(shè)置隔熱氈外表面氣動(dòng)加熱的恢復(fù)溫度和平均對(duì)流傳熱系數(shù)，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(nèi)表面自然對(duì)流傳熱邊界條件的設(shè)置也采用類似的方法。

2.3.3 設(shè)備艙系統(tǒng)

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

2.3.4 燃油循環(huán)冷卻系統(tǒng)

采用Reservoir元件模擬燃油箱。由于燃油質(zhì)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(fā)腳本程序，設(shè)置燃油的質(zhì)量流率，模擬燃油流往發(fā)動(dòng)機(jī)的過程。燃油箱中各熱源或熱沉的模擬方法與設(shè)備艙系統(tǒng)中相同。

2.3.5 液體蒸發(fā)制冷系統(tǒng)

采用Flowmaster中兩臂容器元件Reservoir模擬液體蒸發(fā)器。其中閥門以Valve元件模擬，控制液體蒸發(fā)器開始工作的時(shí)間。蒸發(fā)冷卻液的質(zhì)量消耗速率采用Flow元件結(jié)合自開發(fā)的腳本程序?qū)崿F(xiàn)。

為了連接上述各系統(tǒng)以進(jìn)行耦合傳熱仿真，本文還在Flowmaster中基于C#語(yǔ)言自主開發(fā)了大量的關(guān)聯(lián)腳本程序，并將這些程序嵌入到系統(tǒng)控制元件中，使得各系統(tǒng)根據(jù)圖2所示的傳熱關(guān)系構(gòu)成一個(gè)封閉的整機(jī)熱管理系統(tǒng)仿真網(wǎng)絡(luò)模型。

3 超音速飛行狀態(tài)下的非穩(wěn)態(tài)仿真與結(jié)果分析

采用本文建立的飛行器熱管理仿真網(wǎng)絡(luò)模型，對(duì)典型飛行狀態(tài)下超音速飛行器的熱管理系統(tǒng)進(jìn)行非穩(wěn)態(tài)仿真。

3.1 仿真條件

飛行器具有多種實(shí)際飛行工況，包括靜止、地面滑行、起飛爬升、穩(wěn)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(wěn)定平飛的狀態(tài)，仿真條件參數(shù)如表1所示。

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

3.2 時(shí)間步長(zhǎng)無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

為了確定非穩(wěn)態(tài)仿真的時(shí)間步長(zhǎng)，本文首先進(jìn)行時(shí)間步長(zhǎng)無(wú)關(guān)性驗(yàn)證，驗(yàn)證飛行350 s時(shí)刻的燃油溫度。分別設(shè)置時(shí)間步長(zhǎng)Δt為0.125、0.25、0.5、1、2、3和5 s，對(duì)熱管理系統(tǒng)進(jìn)行非穩(wěn)態(tài)仿真。圖4給出了不同時(shí)間步長(zhǎng)的燃油溫度。可以看出：在Δt小于0.5 s時(shí)，仿真結(jié)果趨于穩(wěn)定，不受時(shí)間步長(zhǎng)的影響，因此本文以0.5 s作為非穩(wěn)態(tài)仿真時(shí)間步長(zhǎng)。

圖4 不同時(shí)間步長(zhǎng)下的燃油溫度

3.3 仿真結(jié)果及分析

圖5給出了機(jī)體上部隔熱氈1和4外壁面的氣動(dòng)加熱熱流密度隨時(shí)間變化的曲線。由圖可見：在前60 s內(nèi)，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(shí)間的變化趨勢(shì)類似；在最初的0～1 s，因外壁溫度相比于氣流恢復(fù)溫度非常低，氣動(dòng)加熱在該飛行時(shí)間內(nèi)達(dá)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(fù)溫度的差值陡降，因此氣動(dòng)加熱熱流也急劇減??；約60 s后氣動(dòng)加熱熱流密度逐漸平穩(wěn)，此時(shí)隔熱氈內(nèi)的導(dǎo)熱也逐漸達(dá)到了動(dòng)態(tài)平衡；此后，隔熱氈1外表面氣動(dòng)熱熱流密度保持為約0.45 kW/m2，隔熱氈4外表面氣動(dòng)熱熱流密度保持為約0.33 kW/m2。

圖5 機(jī)體上部氣動(dòng)加熱熱流密度隨時(shí)間變化曲線

圖6給出了設(shè)備艙1上部隔熱氈1的溫度隨時(shí)間變化的三維示意圖。沿厚度方向，在隔熱氈1內(nèi)部劃分10個(gè)節(jié)點(diǎn)，連同內(nèi)、外表面2個(gè)節(jié)點(diǎn)將隔熱氈劃分為11段，節(jié)點(diǎn)1表示外表面，節(jié)點(diǎn)12表示內(nèi)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(shí)刻隔熱氈1外表面溫度與恢復(fù)溫度相差很大，從而高速氣流對(duì)隔熱氈1外表面產(chǎn)生的氣動(dòng)加熱量非常大，使得其溫度急劇上升。當(dāng)溫度接近氣流恢復(fù)溫度時(shí)，氣流氣動(dòng)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(wěn)定。沿厚度方向，從外向內(nèi)溫度逐漸降低。隨著仿真時(shí)間增加，約50 s后隔熱氈1內(nèi)部溫度接近于穩(wěn)態(tài)，外表面溫度比內(nèi)表面溫度高約140℃，表明隔熱氈具有較好的熱防護(hù)能力。

圖6 設(shè)備艙1上部隔熱氈1溫度隨時(shí)間變化情況

圖7為燃油箱上部隔熱氈4的溫度隨時(shí)間變化的三維示意圖。其節(jié)點(diǎn)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(nèi)溫度逐漸降低。內(nèi)表面溫度隨時(shí)間變化的曲線與其他節(jié)點(diǎn)有所不同，這是因?yàn)槭艿搅巳加蜏囟鹊挠绊憽?/p>

圖7 燃油箱上部隔熱氈4溫度隨時(shí)間變化情況

圖8為3個(gè)設(shè)備艙內(nèi)溫度隨時(shí)間變化的曲線，圖9為燃油溫度隨時(shí)間變化的曲線，圖10為兩套液體蒸發(fā)器中的蒸發(fā)冷卻液質(zhì)量隨時(shí)間變化的曲線。設(shè)備艙由于吸收了來(lái)自隔熱氈內(nèi)表面?zhèn)鬟f的熱量而從5℃迅速升溫，同時(shí)燃油溫度從-30℃平緩上升。在飛行時(shí)刻約為5 s時(shí)，由于設(shè)備發(fā)熱量大且體積小，設(shè)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(shè)備艙3的熱量，使得設(shè)備艙3溫度保持不變。在飛行時(shí)刻約為15 s和30 s時(shí)，設(shè)備艙1和設(shè)備艙2的溫度先后上升到最高允許值70℃，燃油同時(shí)開始吸收設(shè)備艙1和設(shè)備艙2的熱量，使得其溫度持續(xù)保持在70℃。與此同時(shí)，燃油還吸收來(lái)自隔熱氈和設(shè)備艙的熱量，而且其質(zhì)量不斷減少，因而溫度上升速率增大。在飛行時(shí)刻約為280 s時(shí)，燃油溫度達(dá)到設(shè)定值45℃，液體蒸發(fā)器1閥門由程序控制開啟，用蒸發(fā)冷卻液吸收燃油熱量，蒸發(fā)冷卻液對(duì)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(shí)刻約為350 s時(shí)，燃油溫度上升到設(shè)定值50℃，此時(shí)液體蒸發(fā)器2閥門由程序控制開啟，與液體蒸發(fā)器1共同工作冷卻燃油。燃油由于即將耗盡，同時(shí)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(shí)其溫度達(dá)到約65 ℃。由于燃油溫度始終未超過3個(gè)設(shè)備艙的溫度，因此蒸發(fā)冷卻液未作用于設(shè)備艙。由圖10中的蒸發(fā)冷卻液使用情況可以看出：液體蒸發(fā)器1中的蒸發(fā)冷卻液消耗了約2.5 kg，液體蒸發(fā)器2中的蒸發(fā)冷卻液消耗了約0.3 kg。

圖8 各設(shè)備艙溫度隨時(shí)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(shí)間變化的曲線

4 結(jié)論

針對(duì)某超音速飛行器提出了一種以燃油作為機(jī)體熱沉、同時(shí)使用隔熱氈和蒸發(fā)冷卻液協(xié)同作用的機(jī)載綜合熱管理系統(tǒng)方案，并建立了該熱管理系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型。然后基于軟件Flowmaster構(gòu)建了該系統(tǒng)的仿真網(wǎng)絡(luò)模型，并進(jìn)行了非穩(wěn)態(tài)仿真，得到如下主要結(jié)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(fā)器，并配合厚度為5 mm的隔熱氈協(xié)同工作，可以有效地實(shí)現(xiàn)飛行器各部位的溫度控制。

2) 設(shè)備艙1～3的氣溫分別在最初的15、30和5 s內(nèi)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(jī)體上部的隔熱氈溫度隨飛行時(shí)間的增加先迅速上升后保持穩(wěn)定，其外表面溫度比內(nèi)表面溫度高約140℃和250℃，表明其產(chǎn)生了有效的熱防護(hù)作用。

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

可將對(duì)冷卻方案的定量計(jì)算作為下一步研究的方向，并針對(duì)其帶來(lái)的質(zhì)量代價(jià)，選擇合適的優(yōu)化方法進(jìn)行進(jìn)一步研究。

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(責(zé)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(jiǎn)介：唐玫(1992—)，女，陜西咸陽(yáng)人，碩士研究生，主要從事飛行器綜合熱管理系統(tǒng)仿真計(jì)算及其優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，E-mail:may_0315@126.com。

唐玫，胡婭萍，王強(qiáng)，等.飛行器簡(jiǎn)化模型熱管理系統(tǒng)的非穩(wěn)態(tài)仿真[J].重慶理工大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué))，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