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摘要:以某型飛機(jī)的綜合熱能管理系統(tǒng)為對(duì)象開(kāi)展了研究。該系統(tǒng)以燃油作為主要熱沉，使用熱防護(hù)結(jié)構(gòu)和液體蒸發(fā)器作為輔助熱沉，對(duì)整機(jī)的熱量進(jìn)行綜合調(diào)控及管理。建立了綜合熱能管理系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型，在Flowmaster軟件中搭建了系統(tǒng)的仿真模型進(jìn)行計(jì)算。研究結(jié)果表明，提出的系統(tǒng)能滿(mǎn)足飛機(jī)整體的熱設(shè)計(jì)需求，為飛機(jī)綜合熱能管理系統(tǒng)及各子系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供參考。

關(guān)鍵詞:飛機(jī);綜合熱能管理系統(tǒng);建模;仿真計(jì)算

0引言

隨著飛行器性能的提高，機(jī)載電子設(shè)備數(shù)量和功率不斷增加，飛機(jī)的各個(gè)子系統(tǒng)所需求的冷量大幅提升。與此同時(shí)，飛行器內(nèi)部存在大量的廢熱無(wú)法得到利用，各子系統(tǒng)間的熱量無(wú)法進(jìn)行綜合利用。飛行器散熱需求的提升和飛機(jī)整體熱量使用存在大量的重復(fù)和浪費(fèi)現(xiàn)象，共同引出了飛機(jī)的熱量管理問(wèn)題［1］。綜合熱能管理系統(tǒng)技術(shù)是對(duì)飛行器的熱量進(jìn)行整機(jī)尺度上的分配和利用，相較于傳統(tǒng)的飛行器環(huán)控系統(tǒng)，能夠?qū)崿F(xiàn)熱量的合理分配，吸收飛行器需要冷卻部件的熱量同時(shí)對(duì)燃油進(jìn)行預(yù)熱，在不引入附加質(zhì)量的基礎(chǔ)上能較大提升飛機(jī)的散熱能力，因此具有較大的研究空間和應(yīng)用前景。20世紀(jì)90年代以來(lái)，諸多學(xué)者對(duì)綜合熱能管理系統(tǒng)的各個(gè)方面進(jìn)行了研究，PETLEYDH等［2］提出以燃油循環(huán)作為主循環(huán)的飛行器熱能管理系統(tǒng)，建立綜合熱能管理系統(tǒng)的基本框架;袁美名等［3］參考了F－22戰(zhàn)機(jī)的綜合熱能管理系統(tǒng)，分別建立了各子系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，并在Mat-lab/Simulink上搭建了系統(tǒng)的模塊進(jìn)行仿真計(jì)算。目前綜合熱能管理系統(tǒng)方面的研究多集中在子系統(tǒng)的研究方面，整體方面的研究較少。本文以某型飛機(jī)的綜合熱能管理系統(tǒng)為對(duì)象進(jìn)行研究，旨在為飛機(jī)的綜合熱能管理系統(tǒng)及子系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供參考。

1綜合熱能管理系統(tǒng)介紹

某型飛機(jī)的簡(jiǎn)化物理模型如圖1所示。機(jī)身狹長(zhǎng)呈圓柱狀，從前向后分別是飛機(jī)的設(shè)備艙系統(tǒng)和燃油箱系統(tǒng)，底部為飛行器的進(jìn)氣道。設(shè)備艙及燃油箱頂部及底部設(shè)有熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，機(jī)電設(shè)備設(shè)于設(shè)備艙內(nèi)。速氣流對(duì)機(jī)體上部所受的氣動(dòng)加熱和輻射熱以及機(jī)體下部受進(jìn)氣道影響產(chǎn)生的氣動(dòng)熱;內(nèi)部熱源主要為機(jī)載設(shè)備散熱，根據(jù)機(jī)艙所載設(shè)備不同分別給定。綜合熱能管理系統(tǒng)圖如圖2所示。其基本的思想是:系統(tǒng)以機(jī)身外部的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)作為第一層熱沉，吸收來(lái)自外部的氣動(dòng)熱及輻射熱等，機(jī)體內(nèi)部的熱量管理以燃油作為主要熱沉，液體蒸發(fā)冷卻系統(tǒng)作為輔助熱沉，從而實(shí)現(xiàn)整機(jī)熱量的綜合控制。機(jī)體內(nèi)部的熱控方面，以燃油循環(huán)作為主要循環(huán)，設(shè)備艙的溫度由燃油循環(huán)冷卻系統(tǒng)控制，當(dāng)設(shè)備艙的溫度超過(guò)限制值時(shí)，開(kāi)啟燃油循環(huán)冷卻系統(tǒng)的閥門(mén)，對(duì)設(shè)備艙進(jìn)行散熱。燃油循環(huán)系統(tǒng)同時(shí)會(huì)吸收滑油、液壓油等子系統(tǒng)的散熱，最終流向發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行燃燒，多余燃油則經(jīng)沖壓空氣和液體蒸發(fā)器冷卻后流回燃油箱。

2系統(tǒng)建模

飛行器在超音速巡航過(guò)程中的傳熱過(guò)程十分復(fù)雜，本文著重考慮系統(tǒng)尺度上的仿真計(jì)算，建立以下簡(jiǎn)化模型。

2．1外部熱源。機(jī)體外部所受的熱源主要是氣動(dòng)熱和輻射熱兩部分。對(duì)于機(jī)體外部的氣動(dòng)熱，根據(jù)傳熱學(xué)以及氣動(dòng)加熱的相關(guān)理論，可以采用氣動(dòng)熱的工程算法進(jìn)行計(jì)算［4］。進(jìn)氣道部分所受氣動(dòng)加熱，以恒壁溫作為邊界條件進(jìn)行計(jì)算。太陽(yáng)輻射的熱流密度在一年間波動(dòng)不大，可以視為常量［5］。

2．2熱防護(hù)結(jié)構(gòu)。熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的傳熱形式類(lèi)似一維無(wú)限大平板的導(dǎo)熱問(wèn)題，結(jié)合機(jī)體外部熱源的邊界條件，采用一階差分方法，即可對(duì)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的導(dǎo)熱問(wèn)題進(jìn)行求解。

2．3設(shè)備艙。為簡(jiǎn)化計(jì)算，文中忽略設(shè)備艙內(nèi)的空氣流動(dòng)影響。根據(jù)閉口系能量方程，可以得出艙內(nèi)的熱平衡方程為:式中:mc、cc、Tc分別為設(shè)備艙內(nèi)空氣的質(zhì)量、比熱、溫度;δQtop，c、δQbot，c分別為設(shè)備艙上部、下部熱防護(hù)結(jié)構(gòu)傳遞的熱量;δQe為設(shè)備艙內(nèi)的設(shè)備發(fā)熱量;δQep，c為液體蒸發(fā)器吸收的設(shè)備艙熱量;δQc為燃油吸收的設(shè)備艙熱量。

2．4燃油箱。根據(jù)開(kāi)口系能量方程，可以得到燃油箱的熱平衡方程式中:mf、cf、Tf分別為燃油箱內(nèi)燃油的質(zhì)量、比熱、溫度;δQin、δQout分別為某時(shí)刻流入、流出燃油攜帶的熱量;δQtop，f、δQbot，f分別為燃油箱上部、下部熱防護(hù)結(jié)構(gòu)傳遞的熱量;δQc為燃油吸收的設(shè)備艙熱量;δQep，f為液體蒸發(fā)器吸收的燃油熱量。

2．5液體蒸發(fā)器。液體蒸發(fā)器中冷卻液的能量平衡方程為式中:Qep為液體蒸發(fā)器的冷卻功率;m·ep為冷卻液的質(zhì)量流率;γ為其汽化潛熱。

2．6子系統(tǒng)散熱基于簡(jiǎn)化考慮，文中所提及的滑油、液壓油等子系統(tǒng)均以熱載荷的方式進(jìn)行計(jì)算。

3仿真及分析

本文采用Flowmaster軟件搭建了綜合熱能管理系統(tǒng)的仿真所需的模型。基于Flowmaster軟件多樣化的元件，并結(jié)合大量的自定義腳本程序，即可在軟件中搭建完整的系統(tǒng)進(jìn)行計(jì)算。

3．1仿真條件。飛行器飛行時(shí)具有多種工況，本文以飛行器典型的起飛至巡航的工況進(jìn)行計(jì)算，其飛行高度穩(wěn)定為7000m，飛行馬赫數(shù)在初始階段時(shí)由t=0s時(shí)的Ma=0．7迅速提升，當(dāng)t=67s時(shí)，飛行速度達(dá)到最大，此時(shí)Ma=3．5，其后保持巡航狀態(tài)飛行時(shí)長(zhǎng)為3600s。系統(tǒng)的熱設(shè)計(jì)需求為:流向發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油溫度≤150℃;設(shè)備艙的溫度≤100℃。

3．2仿真結(jié)果。圖3為設(shè)備艙上部熱防護(hù)結(jié)構(gòu)各節(jié)點(diǎn)處溫度變化的示意圖。熱防護(hù)結(jié)構(gòu)外部節(jié)點(diǎn)溫度為526℃，內(nèi)部節(jié)點(diǎn)溫度為256℃，差距為270℃，熱防護(hù)結(jié)構(gòu)能夠有效隔絕外部氣動(dòng)熱及輻射熱。圖4所示為設(shè)備艙1、設(shè)備艙2、設(shè)備艙3溫度隨時(shí)間的變化情況。從圖4中可以看出，其溫度在整個(gè)飛行時(shí)長(zhǎng)內(nèi)均保持在100℃以?xún)?nèi)，綜合熱能管理系統(tǒng)能夠?qū)⒃O(shè)備艙的工作溫度保持在合適的范圍內(nèi)。圖5為燃油循環(huán)系統(tǒng)中各節(jié)點(diǎn)處的溫度。從圖5中可以看出，在綜合熱能管理框架下，燃油箱出口的燃油首先吸收滑油的散熱，再進(jìn)一步吸收來(lái)自液壓油的熱量，最后部分流向發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒，部分則經(jīng)沖壓空氣和液體蒸發(fā)器冷卻后流回燃油箱。因高馬赫數(shù)飛行時(shí)沖壓空氣的冷卻能力不足，因此沖壓空氣冷卻的效用不明顯。液體蒸發(fā)器2則僅在初始階段和當(dāng)回流燃油溫度超過(guò)120℃時(shí)啟用，因此在初始階段和回流燃油超溫時(shí)的冷卻效用較為明顯。在綜合熱能管理的框架下，燃油充分發(fā)揮其作為冷源的效用，預(yù)熱燃油，并流往發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行燃燒，充分地發(fā)揮了燃油作為冷源的作用，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)內(nèi)部能量的互補(bǔ)，且在液體蒸發(fā)系統(tǒng)的作用下，流向發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油溫度并沒(méi)有超過(guò)150℃，滿(mǎn)足了發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的工作溫度需求。

4結(jié)語(yǔ)

本文針對(duì)某型飛機(jī)的綜合熱能管理系統(tǒng)開(kāi)展了研究。針對(duì)該系統(tǒng)，建立了仿真計(jì)算所需的模型并進(jìn)行了計(jì)算分析。研究結(jié)果表明，以燃油作為主要熱沉，熱防護(hù)結(jié)構(gòu)和液體蒸發(fā)器作為輔助熱沉的綜合熱能管理方案能夠滿(mǎn)足整機(jī)各系統(tǒng)的工作需求。熱防護(hù)結(jié)構(gòu)能隔絕來(lái)自外部的大量熱源，燃油循環(huán)流動(dòng)提供了大量的冷源，液體蒸發(fā)器可作為燃油冷源不足時(shí)的補(bǔ)充冷源。在各系統(tǒng)共同作用下，飛行器內(nèi)部的能量得到了綜合利用。

作者:陸賓賓 吉洪湖 唐玫 單位:南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院