某航空相機載荷艙熱分析與熱設計

航天返回與遙感第35卷第3期76SPACECRAFT RECOVERY REMoTE sensing2014年6月某航空相機載荷艙熱分析與熱設計李春林王貴全趙振明(北京空間機電研究所,北京100094)摘要航空相杋的熱控設計需要解決流動(dòng)與傳熱的耦合問(wèn)題。文章提岀某航空相杋載荷艙在復雜飛行環(huán)境中上升、巡航、下降全過(guò)程的熱分析及熱設計方法:確定載荷艙熱分析數據流,采用專(zhuān)業(yè)熱分析軟件、流體計算軟件計算輻射外熱流、氣動(dòng)外熱流,以及等效對流換熱系數沿壁面分布情況及與馬赫欻的變化關(guān)系。將熱環(huán)境賦予載荷艙熱分析模型,通過(guò)熱分析軟件與自開(kāi)發(fā)程序迭代對載荷艙兩饣極端工況進(jìn)行了仿真分析。結果表明,據此設計的光學(xué)窗口內表面溫度高于露點(diǎn)溫度10℃以上,得到的載荷艙熱分析結果滿(mǎn)足熱控指標要求,熱設計方案合理可行。關(guān)鍵詞載荷艙熱分析熱設計航空相機中圖分類(lèi)號:V2456文獻標志碼:A文章編號:1009-8518(2014)03-0076-08DOl:10.3969/issn.10098518.2014.03.010Thermal Analysis and Design of an Aerial Camera PodLI Chunlin WANG Guiquan ZHAO Zhenming(Beijing Institute of Space Mechanics Electricity, Beijing 100094, China)Abstract Flow simulation and thermal analysis should be integrated in aerial camera thermal design. Inthis paper, thermal analysis and thermal design method are given for an aerial camera pod in complex environ-ment of its ascending, cruising and descending processes. Firstly, the thermal environment of aerial camera podis analysed based on the data flow, including radiation heat flux calculated by software RadcAD, aerodynamicheat flux, and effective convection heat transfer coefficients vs Mach numbers(Ma) along the exterior surfacecalculated by software FLUENT. Subsequently, thermal environment is put into the entire pod model, with twoextreme conditions simulated through self-developed code coupled with SINDA/F software. Finally, based onthe analysis above, the temperature of the interior optical widow is 10 C higher than the dew point temperatureof the humid air. In addition, the thermal analysis results of entire aerial camera pod can satisfy the requirement,and the thermal design method is feasible and reasonableKey words aircraft pod; thermal analysis; thermal design; aerial camera0引言目前,航空相機一般常用于大型偵察機、無(wú)人機的航拍任務(wù),未來(lái)也將在臨近空間飛行器上發(fā)揮巨大的應用價(jià)值。作為航空相機、電子設備與外界環(huán)境的邊界與屏障,載荷艙直接接觸復雜大氣環(huán)境對航空相機的成像品質(zhì)和壽命起著(zhù)決定性的作用23目前的研究主要集中于工作在平流層內的浮空器及對流層內的航空器載荷艙的熱分析,如:文獻[4建立了平流層飛艇的熱分析模型,側重于浮空器蒙皮光學(xué)特性的設計;文獻[5]建立了熱平衡模型,對比了采用熱空收稿日期:2014-01-22第3期李春林等:某航空相杋載荷艙熱分析與熱設計文獻[6,]建立了機載電子艙的空氣環(huán)控系統及光學(xué)窗口下降過(guò)程結露瞬態(tài)模型;文獻[8,9對飛行速度Ma=07、外部空氣環(huán)境溫度56℃的航空相機主光學(xué)系統進(jìn)行了熱設計。然而,對工作在對流層,載荷艙外壁面對流換熱、摩擦引起的氣動(dòng)加熱分布不均,以及載荷艙光學(xué)窗口防結露等引入的熱控問(wèn)題,目前的研究較為匱乏。本文首先建立載荷艙熱分析數據流,針對某航空相杋載荷艙構建熱力掌模型,從輻射換熱環(huán)境、對流換熱環(huán)境、摩擦氣動(dòng)熱環(huán)境、光學(xué)窗口防結露等幾個(gè)方面進(jìn)行分析,并完成了載荷艙的熱控方案設計。1載荷艙熱分析數據流圖1為航空相機整體熱分析數據流,其中載荷艙熱分析數據流包括如下4部分:1)通過(guò)飛行的熱環(huán)境參數由 RadcAD軟件計算載荷艙的輻射熱環(huán)境,包括太陽(yáng)直射、地球反照、地球一大氣系統紅外輻射機腹的輻射換熱;2)通過(guò)飛行參數、幾何結構由 FLUENT(UDF)軟件計算載荷艙外壁面對流換熱系數及氣動(dòng)熱;3)通過(guò)經(jīng)驗公式及高空探測數據,分析計算光學(xué)窗口結露點(diǎn);4)根據以上熱環(huán)境分析結果進(jìn)行初步熱控設計,再由 SINDA/ FLUINT軟件進(jìn)行詳細熱分析,反復迭代形成最終的熱控方案匚飛行的熱環(huán)境分析飛行的流場(chǎng)分析圖表面發(fā)射率及吸「物性參數荷艙外形結構執RadCADICEM+FLUENT(UDF球一大氣系統紅外輻射!傳導:內熱源,流換熱及摩進(jìn)氣口:駐滿(mǎn)反上以氣動(dòng)力機腹的輻射換熱冰熱載察窗結露算經(jīng)驗計算相機王體析SINDA/FLUINT型(含熱環(huán)控技術(shù)要求照典型飛行狀況及像特點(diǎn)選擇極端工況載荷艙整體外合理布置控溫理布置風(fēng)扇總壓點(diǎn),加熱功率」位置,管路出流執航空相機整體熱設計,選擇合適的熱控產(chǎn)品,結果用于指導熱平衡試驗隨定熱平衡試驗方案,進(jìn)行熱試驗,得到試驗結果否表示主分析流程修正熱分析模型表示需輸入的關(guān)鍵參數熱設計完園【嘉示航荷沐構線(xiàn)化社之響流圖1航空相機熱分析數據流Fig 1 Thermal analysis data flow of aerial caTHCN MHE航天返回與遙感2014年第35卷2載荷艙熱環(huán)境分析航空相機通過(guò)載荷艙裝配于載機上,根據具體任務(wù)要求的不同,所處熱環(huán)境不盡相同。但是描述航空相機載荷艙熱傳遞的基本原理是一致的,主要傳熱方式為對流換熱與輻射換熱。下文所述的航空相機載機飛行環(huán)境如下:典型飛行高度為12km,巡航時(shí)與空氣的相對速度為167m/s,載機爬升、下降時(shí)垂直于地面速度大小為3m/s,載機由地面起飛,爬升至12km高度,巡航10800s后下降返回地面。2.1載荷艙熱力學(xué)模型載荷艙的熱平衡關(guān)系如圖2所示,以方程形式表示為Osun +Reflect +De-air +2-(2rad +2+cond(1)式中ρ為載荷艙密度;c為載荷艙等效熱容;T為載荷艙溫度;t為時(shí)間;Ωω為太陽(yáng)直接熱輻射;ρ灬ns為地球反射太陽(yáng)熱輻射;￠εar為地球—大氣系統熱輻射;ρ為艙內熱載荷的散熱量;Qad為載荷艙與環(huán)境背景的輻射換熱;Ωαo和ρε分別為載荷艙與周?chē)h(huán)境的對流換熱及氣動(dòng)熱;Ωεo為載荷艙與載機的熱傳導。由式(1)可以看出,載荷艙溫度波動(dòng)受到以下參數的影響:Qum,Qne,￠Emr,ρ,Qnad,Qom,ρ灬r, Condo其中載荷艙無(wú)內熱源⑨=0,而Ωm因載荷艙懸掛方式不同,計算方法亦不同,且載荷艙與載機之間隔熱安裝,因此本文暫不考慮。太陽(yáng)飛行速度O大氣地球圖2載荷艙熱平衡示意Fig. 2 The thermal environment for aerial camera pod2.2輻射換熱環(huán)境航空相機載荷艙的熱輻射環(huán)境主要來(lái)自太陽(yáng)輻射、地面(包括云層)的熱輻射和反射。對于以往大部分的航空相機來(lái)講,載荷艙懸掛于航空器的腹部或底部,因受航空器的遮擋,所以在通常條件下,避開(kāi)了熱流密度最大的太陽(yáng)直接輻射中大部分的能量,故相機接受的輻射外熱流主要由地球一大氣系統的反射和地球—大氣系統輻射兩部分構成。而近年來(lái)發(fā)展的無(wú)人機載荷艙,通常安裝在無(wú)人機的頭部附近導致太陽(yáng)熱輻射會(huì )直接作用到載荷艙上,此時(shí)載荷艙接受的輻射外熱流除以上兩部分外還包括太陽(yáng)熱輻射。表1為低溫、高溫工況時(shí),所取各輻射外熱流匯總10l本文所涉及的計算參數均選取北緯45°的標準天氣象參數。中國煤化工CNMHG第3期李春林等:某航空相杋載荷艙熱分析與熱設計表1輻射外熱流Tab. 1 External radiation heat fluxes飛行時(shí)間太陽(yáng)輻照(W/m2地球反照率地球紅外/W/m2)大氣等效溫度/K12月至1月低高下午六點(diǎn)0.08189.36月至7月中午12點(diǎn)l0820.33261.22302、3對流換熱環(huán)境對流換熱gωm包括溫差引起的對流換熱及摩擦引起的氣動(dòng)加熱,飛行器在高速飛行過(guò)程中Gr/Re2<<1,自然對流可忽略。2.3.1外流場(chǎng)計算外流場(chǎng)計算時(shí),將三維模型簡(jiǎn)化為二維軸對稱(chēng)計算模型,流場(chǎng)計算使用 FLUENT(UDF)完成,并做如下假設:1)視空氣繞載荷艙的流動(dòng)為二維、定常、可壓、粘性流動(dòng);2)邊界條件選用壓力遠場(chǎng)和無(wú)滑移壁面邊界祭件;3)湍流模型采用一方程模型 Spalart- Allnaras;4)載荷艙壁面與流場(chǎng)采用流固耦合邊界條件部分流場(chǎng)計算結果如圖3所示,氣流在艙頭部形成駐點(diǎn),頭部與中間段過(guò)渡區氣流膨脹,在載荷艙尾部形成尾渦。式(2)中壁面歸一化量綱邊界層厚度y分布如圖4所示,其值依賴(lài)于網(wǎng)格的密度和流動(dòng)的雷諾數,并且僅在邊界層內部有意義。本文中25