某載人航天器密封隔艙內(nèi)CMG 散熱設(shè)計(jì)與分析

車邦祥， 李振宇， 韓海鷹， 李 剛， 楊 敏， 鄭紅陽(yáng)

（1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部， 北京 100094； 2.空間熱控技術(shù)北京重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 北京 100094；3.北京控制工程研究所， 北京 100094）

1 引言

單框架控制力矩陀螺（Control Moment Gyroscope，CMG）是航天器姿態(tài)控制的重要部件，工作時(shí)內(nèi)部轉(zhuǎn)子高速轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生大量熱量，需及時(shí)散熱，使轉(zhuǎn)子保持在一定溫度范圍內(nèi)。 一旦溫度高出正常范圍，將嚴(yán)重影響CMG 的正常工作［1］，進(jìn)而影響航天器的姿態(tài)控制，因此航天器CMG 的散熱分析與設(shè)計(jì)至關(guān)重要。

CMG 工作時(shí)，內(nèi)部轉(zhuǎn)子高速轉(zhuǎn)動(dòng)，熱量主要為軸承熱耗，大多數(shù)航天器上CMG 布置在非密封艙內(nèi)，通過(guò)在轉(zhuǎn)子表面噴涂高發(fā)射率涂層材料，將熱量輻射至宇宙低溫環(huán)境。 某載人航天器為便于在軌維修，將CMG 設(shè)置在密封隔艙內(nèi)，由于航天員需要進(jìn)入密封隔艙內(nèi)檢修，因此隔艙內(nèi)空氣溫度不能過(guò)低，CMG 難以通過(guò)輻射直接散熱。 并且CMG 轉(zhuǎn)子為旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，無(wú)法采用熱管等方式將熱量遠(yuǎn)距離傳導(dǎo)至航天器散熱面。 在此情況下，利用密封艙內(nèi)空氣與CMG 對(duì)流換熱，將空氣熱量散出成為散熱方案的最佳選擇。

密封隔艙內(nèi)空間狹小，結(jié)構(gòu)布局緊湊，且在微重力環(huán)境下，空氣無(wú)法自然對(duì)流，這些因素直接影響到通風(fēng)散熱的設(shè)計(jì)。 目前針對(duì)密閉隔艙內(nèi)CMG 散熱的研究文獻(xiàn)較少，但研究人員針對(duì)航天器密閉艙體的通風(fēng)設(shè)計(jì)和設(shè)備的通風(fēng)冷卻等研究較多，可以借鑒其設(shè)計(jì)和分析方法。 劉亮堂等［2］利用空氣射流散熱特性對(duì)星載電子器件進(jìn)行了仿真分析，研究噴嘴出口直徑、噴嘴出口至換熱面距離、射流傾斜角以及噴嘴出口風(fēng)速等參數(shù)對(duì)散熱性能的影響。 姜軍等［3］和韓海鷹等［4］研究了通風(fēng)系統(tǒng)參數(shù)和送風(fēng)形式對(duì)艙內(nèi)有人活動(dòng)區(qū)氣流分布的影響，提出將艙內(nèi)名義平均速度作為衡量艙內(nèi)氣流分布的特征參數(shù)，該參數(shù)可綜合反映供風(fēng)流量、散流器截面積和有人活動(dòng)區(qū)水平截面積的影響。 研究同時(shí)表明，合理的梯形送風(fēng)管道和孔板進(jìn)風(fēng)支管2 種方案下艙內(nèi)速度分布類似。

船舶隔艙內(nèi)的散熱與航天器隔艙有相似之處，劉亞琴等［5］改進(jìn)了局部射流送風(fēng)，影響了船舶機(jī)艙通風(fēng)系統(tǒng)，采用海水冷卻，結(jié)合外界新風(fēng)的方法設(shè)計(jì)了船舶機(jī)艙通風(fēng)系統(tǒng)。 結(jié)果表明，利用射流通風(fēng)冷卻裝置進(jìn)行局部射流送風(fēng)，能夠減少艙室風(fēng)管布置，改善艙室氣流組織，降低局部高溫。

本文針對(duì)某型航天器密閉隔艙內(nèi)CMG 散熱問(wèn)題，設(shè)計(jì)了射流式強(qiáng)迫對(duì)流散熱系統(tǒng)，開(kāi)展了散熱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)、仿真和試驗(yàn)分析工作。 通過(guò)仿真獲得CMG 轉(zhuǎn)子表面氣流和密封隔艙內(nèi)流場(chǎng)分布特性以及CMG 轉(zhuǎn)子散熱特性。

2 通風(fēng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 密閉隔艙結(jié)構(gòu)

密封隔艙結(jié)構(gòu)如圖1 所示，隔艙外部有6 個(gè)面鋁合金儀器板。 隔艙外為艙內(nèi)空氣，通常有人情況下，艙內(nèi)空氣溫度保持穩(wěn)定，可以認(rèn)為隔艙外壁面為定溫度邊界。 隔艙內(nèi)布置2 個(gè)CMG，CMG下部有機(jī)座，機(jī)座固定于隔艙底部的柵格上，柵格為CMG 和其他設(shè)備提供安裝平面。 隔艙壁面上還安裝有其他設(shè)備。

圖1 簡(jiǎn)化后CMG 隔艙結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Simplified physical model of sealed CMG cabin

CMG 由內(nèi)部高速轉(zhuǎn)子、框架組件以及機(jī)座組件等組成，CMG 熱耗主要集中于高速轉(zhuǎn)子兩端軸承和框架兩端軸承處。 機(jī)座組件和框架組件材料為鋁合金，高速轉(zhuǎn)子和框架組件材料均為不銹鋼，因此CMG 轉(zhuǎn)子和框架自身導(dǎo)熱性良好，可以將軸承處的熱耗分布至框架表面，同時(shí)對(duì)框架表面發(fā)黑處理，提高輻射散熱性能。 每個(gè)CMG 本體的熱耗為68 W，計(jì)算時(shí)認(rèn)為熱耗均加載于高速轉(zhuǎn)子兩端軸承和框架兩端軸承處。

2.2 系統(tǒng)設(shè)計(jì)

針對(duì)密閉隔艙內(nèi)設(shè)備布局緊湊，CMG 框架為運(yùn)動(dòng)部件的特點(diǎn)，本文設(shè)計(jì)了射流式強(qiáng)迫對(duì)流散熱系統(tǒng)，如圖2 所示。 循環(huán)風(fēng)機(jī)位于隔艙設(shè)備安裝面，風(fēng)機(jī)入口設(shè)置氣液換熱器，氣液換熱器液側(cè)與外部管路連通。 隔艙內(nèi)空氣經(jīng)氣液換熱器吸入，與液側(cè)換熱冷卻后進(jìn)入風(fēng)道，風(fēng)道出風(fēng)口布置在CMG 框架組件底部，固定于柵格中。 風(fēng)管上沿程開(kāi)有直徑為10 mm、間距為25 mm 的雙排小孔。 小孔處形成射流式強(qiáng)迫對(duì)流，氣流將CMG 熱量帶走，循環(huán)至氣液換熱器入口。 氣液換熱器液側(cè)與整艙的熱控流體回路連通，熱控流體回路保證了液側(cè)穩(wěn)定的流量和入口溫度，為氣側(cè)空氣提供冷卻。 艙內(nèi)的流體回路將熱量通過(guò)液液換熱器，傳輸至艙外流體回路，最終通過(guò)輻射器排散至外太空中。

圖2 射流式強(qiáng)迫對(duì)流散熱系統(tǒng)Fig.2 Forced convection cooling system

3 仿真分析模型

CMG 在軌工作期間其框架轉(zhuǎn)動(dòng)速度較慢，直接模擬轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中的散熱比較困難，計(jì)算量也會(huì)非常龐大。 本文將CMG 框架角度固定，選取對(duì)散熱最不利的情況進(jìn)行計(jì)算，取框架中軸面垂直于出風(fēng)面的情況，此時(shí)框架背風(fēng)面一側(cè)散熱最差，以此分析散熱效果。

3.1 網(wǎng)格劃分

采用有限單元法進(jìn)行流動(dòng)和傳熱仿真計(jì)算，空氣和設(shè)備均采用四面體或六面體網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格劃分如圖3 所示，網(wǎng)格密度隨曲率增大而相應(yīng)加密。 通風(fēng)管路結(jié)構(gòu)和網(wǎng)格如圖4 所示，在風(fēng)管出風(fēng)口處，進(jìn)行了局部網(wǎng)格加密處理，射流出風(fēng)口處局部網(wǎng)格如圖5 所示。

圖3 CMG 隔艙內(nèi)設(shè)備網(wǎng)格劃分Fig.3 Mesh model of devices in sealed CMG cabin

圖4 風(fēng)管噴口處結(jié)構(gòu)和網(wǎng)格劃分Fig.4 Structure and mesh model of air jet nozzle

圖5 風(fēng)管噴口處網(wǎng)格局部放大圖Fig.5 Magnification mesh model of air jet nozzle

3.2 計(jì)算參數(shù)設(shè)置

求解軟件為Siemens NX 11.0，求解器為Simcenter 熱／流，穩(wěn)態(tài)計(jì)算，湍流模型采用混合長(zhǎng)度模型（Mixed Length Model）。 NX 采用有限單元法計(jì)算流場(chǎng)，對(duì)于流場(chǎng)網(wǎng)格精度和邊界層網(wǎng)格質(zhì)量等要求都不十分嚴(yán)格，對(duì)于工程操作便利。 NX中對(duì)大多數(shù)工程問(wèn)題的流場(chǎng)計(jì)算推薦混合長(zhǎng)度模型，混合長(zhǎng)度模型也稱代數(shù)模型或零方程模型，在許多應(yīng)用中都得到了較好結(jié)果。 雖然對(duì)于某些問(wèn)題，其精確度比兩方程模型低，但混合長(zhǎng)度模型比兩方程模型功能更強(qiáng)，計(jì)算強(qiáng)度更低。 混合長(zhǎng)度模型對(duì)于薄形剪切流（如噴射、混合層、尾流和邊界層）可提供精確的預(yù)測(cè)［6］。

設(shè)定環(huán)境壓力為94 kPa，失重狀態(tài)下。 風(fēng)機(jī)出口界面設(shè)置為“流邊界條件－風(fēng)機(jī)”，額定風(fēng)量設(shè)置為2.0 m3／min，且為恒定空氣體積流量。 設(shè)置風(fēng)機(jī)出口處空氣，即經(jīng)過(guò)氣液換熱器冷卻后的空氣溫度為30 ℃，此為系統(tǒng)設(shè)計(jì)階段允許的空氣溫度上限值。

計(jì)算考慮隔艙內(nèi)設(shè)備之間的輻射傳熱，以及設(shè)備與隔艙壁面的輻射傳熱。 隔艙的設(shè)備安裝面為定溫邊界30 ℃，表面吸收和發(fā)射率為0.85。這一側(cè)發(fā)熱設(shè)備有2 個(gè)，熱耗均為20 W。 該電子單機(jī)設(shè)備熱耗不大，因此設(shè)備與安裝面采用干接觸的安裝方式，未安裝導(dǎo)熱墊或涂覆導(dǎo)熱脂，設(shè)置設(shè)備與安裝面之間導(dǎo)熱為200 W／（m2·K）。

隔艙其他5 個(gè)面設(shè)置為26 ℃定溫邊界，表面吸收和發(fā)射率均為0.7。 設(shè)備表面均噴涂黑漆，表面發(fā)射率為0.85。

對(duì)于每個(gè)節(jié)點(diǎn)的輻射換熱，首先通過(guò)蒙特卡洛法計(jì)算每個(gè)節(jié)點(diǎn)間的角系數(shù)，隨后在傳熱計(jì)算中，計(jì)算每個(gè)節(jié)點(diǎn)與其他節(jié)點(diǎn)的輻射換熱量。 對(duì)每個(gè)節(jié)點(diǎn)，其熱平衡關(guān)系為：輻射換熱＋對(duì)流換熱＋導(dǎo)熱換熱＋內(nèi)能變化＝0。 計(jì)算時(shí)，軟件計(jì)算出流場(chǎng)分布，進(jìn)而得到對(duì)流換熱量，同時(shí)計(jì)算輻射換熱量以及節(jié)點(diǎn)與周圍節(jié)點(diǎn)的導(dǎo)熱等，當(dāng)每個(gè)節(jié)點(diǎn)平衡時(shí)，計(jì)算收斂。 計(jì)算為穩(wěn)態(tài)，收斂時(shí)節(jié)點(diǎn)溫度殘差小于 0.001 ℃， 其他參數(shù)殘差小于0.0002。

4 流場(chǎng)仿真計(jì)算

4.1 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性分析

空氣射流式強(qiáng)迫對(duì)流是散熱的基礎(chǔ)，本文先進(jìn)行空氣流場(chǎng)的分析，首先進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性分析。通過(guò)調(diào)整四面體網(wǎng)格大小，對(duì)整體流場(chǎng)網(wǎng)格進(jìn)行了同步加密或稀疏化處理。 選取2 個(gè)參數(shù)來(lái)評(píng)價(jià)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性：①風(fēng)管的總壓降（風(fēng)機(jī)出口至風(fēng)管最末端出風(fēng)口壓降）；②右側(cè)CMG 轉(zhuǎn)子上軸承端面的氣流平均速度。 所得結(jié)果如圖6 所示。

圖6 流場(chǎng)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性分析結(jié)果Fig.6 Mesh independent study of fluid mesh model

由流場(chǎng)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性分析可得，當(dāng)網(wǎng)格量逐步增加時(shí)，風(fēng)管的總壓降和CMG 轉(zhuǎn)子上氣流平均速度均逐漸減小，當(dāng)網(wǎng)格量超過(guò)182 655（Total nodes）時(shí)，計(jì)算結(jié)果均已沒(méi)有很大變化，計(jì)算精度已滿足分析要求，因此對(duì)于流場(chǎng)的計(jì)算選用網(wǎng)格量為182 655。

4.2 流場(chǎng)結(jié)果分析

如圖7 所示，風(fēng)機(jī)出口處送風(fēng)通過(guò)風(fēng)管，經(jīng)由風(fēng)管上分布的射流口形成射流。 這里將風(fēng)管分為A、B、C 段，3 段各處的局部射流場(chǎng)如圖8 所示，A、B、C 段處射流平均速度分別約為7.5 m／s、7.0 m／s 和6.5 m／s，射流出口角度與風(fēng)管中軸線夾角分別約為40°、60°和85°。

圖7 流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果Fig.7 Air velocity distribution in cabin

圖8 風(fēng)管噴口處局部流場(chǎng)Fig.8 Local flow velocity distribution at air jet nozzle

射流達(dá)到主流區(qū)后，迅速衰減。 如圖9 所示，左側(cè)和右側(cè)CMG 轉(zhuǎn)子下端軸承面上氣流平均速度分別為0.286 m／s 和0.122 m／s，CMG 框架表面的平均氣流速度可達(dá)到0.1 m／s。

圖9 CMG 轉(zhuǎn)子軸承面上速度分布Fig.9 Air velocity distribution on the CMG rotor surface

4.3 風(fēng)機(jī)流量與管路壓降分析

風(fēng)機(jī)工況調(diào)整時(shí)，流量變化引起管路壓降變化，這一規(guī)律對(duì)工程應(yīng)用有參考價(jià)值，本文計(jì)算了風(fēng)機(jī)流量為1.0 m3／min、2.0 m3／min、3.0 m3／min和4.0 m3／min 時(shí)的管路壓降。 如圖10 所示，管路壓降ΔP指從風(fēng)機(jī)出口至風(fēng)管末端處的流體總壓減小值，即流體因壁面摩擦和湍流內(nèi)耗散引起的能量損失。 風(fēng)機(jī)流量為額定2.0 m3／min 時(shí)，風(fēng)管總壓降約為44 Pa。

圖10 風(fēng)機(jī)流量與風(fēng)管總壓降關(guān)系Fig.10 Relationship between air flux and pressure drop in wind tube

5 流動(dòng)和熱耦合模擬

在流動(dòng)－傳熱耦合計(jì)算中，氣流與固體壁面的對(duì)流換熱系數(shù)根據(jù)表面氣流速度自適應(yīng)調(diào)整。在CMG 框架表面，對(duì)流換熱系數(shù)平均約為32 W／（m2·K），計(jì)算為穩(wěn)態(tài)，收斂時(shí)節(jié)點(diǎn)溫度殘差小于0.001 ℃，其他參數(shù)殘差小于0.0002。

流動(dòng)－傳熱耦合計(jì)算得到溫度場(chǎng)如圖11 所示。 CMG 轉(zhuǎn)子最高溫度為38.3 ℃，最低為34.2 ℃，滿足工作溫度要求（≤45 ℃）。 流體溫度分布如圖12 所示，流場(chǎng)整體溫度分布較為均勻，空氣溫度最高處位于CMG 框架表面。

圖12 隔艙內(nèi)流體溫度分布Fig.12 Temperature distribution of air in cabin

6 試驗(yàn)對(duì)比

該型航天器在空間環(huán)境模擬器中開(kāi)展了真空熱平衡試驗(yàn)，模擬在軌期間高溫工況下的設(shè)備散熱情況，以驗(yàn)證熱控設(shè)計(jì)方案的正確性。

試驗(yàn)期間，高溫工況下，氣液換熱器出口空氣溫度為25.6 ℃，隔艙的儀器板溫度為25 ℃。 試驗(yàn)時(shí)的CMG 溫度測(cè)點(diǎn)位于框架軸承端，溫度測(cè)得為27.3～28.2 ℃。

對(duì)照試驗(yàn)工況，仿真結(jié)果如圖13、圖14 所示。 轉(zhuǎn)子最高溫度為35.6 ℃，框架軸承端溫度為27.9 ℃，與試驗(yàn)結(jié)果基本一致。

圖13 試驗(yàn)工況下設(shè)備溫度仿真結(jié)果Fig.13 Simulation result of device temperature

圖14 試驗(yàn)工況下空氣溫度仿真結(jié)果Fig.14 Simulation result of air temperature in cabin

7 結(jié)論

本文針對(duì)某航天器密封隔艙內(nèi)CMG 的散熱問(wèn)題，設(shè)計(jì)了射流式強(qiáng)迫對(duì)流散熱系統(tǒng)，建立了隔艙內(nèi)空氣流動(dòng)與設(shè)備散熱仿真模型，氣流經(jīng)風(fēng)管上射流口，形成射流式強(qiáng)迫對(duì)流，可為CMG 轉(zhuǎn)子散熱。 得到以下結(jié)論：

1）通過(guò)仿真獲得了沿風(fēng)管的射流分布特性，射流速度可達(dá)6.5 m／s。

2）通過(guò)流動(dòng)、傳導(dǎo)和輻射耦合計(jì)算，得到了CMG 轉(zhuǎn)子散熱特性，CMG 轉(zhuǎn)子最高溫度為38.3 ℃，滿足工作溫度要求。

3）仿真結(jié)果與該型航天器真空熱平衡試驗(yàn)所獲得溫度分布數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果表明，CMG框架軸承溫度基本一致，驗(yàn)證了射流通風(fēng)散熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性和仿真模型的準(zhǔn)確性。

本文采用的通風(fēng)散熱設(shè)計(jì)以及仿真分析方法可為同類型密封隔艙內(nèi)設(shè)備散熱提供參考。