臨近空間熱環(huán)境分析及低速飛行器的熱設計方法

第31卷第5期字航學(xué)報Vol 31 No 52010年5月Journal of AstronauticsMay 2010臨近空間熱環(huán)境分析及低速飛行器的熱設計方法馬偉,宣益民,韓玉閣(南京理工大學(xué)熱能工程教研室,南京21004)要:對臨近空間飛行器所處空間獨特的熱環(huán)境及其熱控過(guò)程的特殊性進(jìn)行分析討論。針對臨近空間飛行器熱設計過(guò)程的關(guān)鍵環(huán)節、有效載荷的散熱方式和散熱效果,進(jìn)行實(shí)例分析及計算比較結合飛行器內部有效載荷和能源系統的功耗情況與熱控要求,提出一套飛行器的熱設計流程,建立相應的臨近空間飛行器熱設計模型本文旨在建立臨近空間飛行器的熱設計方法,提升臨近空間飛行器的熱管理水平。關(guān)鍵詞:臨近空間;飛行器;熱環(huán)境;熱設計中圖分類(lèi)號:V231.1文獻標識碼:A文章編號:10001328(2010)05-1272-06DoI:10.3873/j.sn.1000-1328.2010.05.0030引言已經(jīng)作了一些的仿真計算2·和試驗研究,建立了氣囊蒙皮的熱力學(xué)模型,對飛行器在上升過(guò)程中隨著(zhù)科學(xué)技術(shù)的迅猛發(fā)展和未來(lái)信息化作戰概氣囊蒙皮的熱應力進(jìn)行了仿真分析。但是,總體上念的不斷演化,“臨近空間”(20~100km高度的高講,對處于臨近空間飛行器的熱管理與設計的研究空)這一人類(lèi)過(guò)去較少涉足的空域,其戰略?xún)r(jià)值逐漸仍顯不足,尤其對于飛行器艙內有效載荷的熱管理受到關(guān)注,同時(shí),臨近空間飛行器憑借其綜合能力較方法與系統熱設計方法的研究顯得相對較少,目前強、費用相對較低等優(yōu)點(diǎn),成為各國爭相研發(fā)的熱國內外尚無(wú)公開(kāi)的文獻報道。本文在對臨近空間熱點(diǎn)。近年來(lái),國內外對臨近空間20~30km高度范環(huán)境特性分析的基礎上,提出臨近空間飛行器的熱圍內的飛行器開(kāi)展了廣泛的研究。隨著(zhù)臨近空設計流程,建立臨近空間飛行器的熱設計模型,最后間飛行器應用技術(shù)的發(fā)展,大功耗的電子設備、通訊就飛行器熱控過(guò)程中的關(guān)鍵問(wèn)題作理論分析及實(shí)例設備等有效載荷在飛行器上的應用日趨廣泛,為了計算,并建立臨近空間飛行器的熱設計方法。保障設備的正常工作,必須做好相應的熱控措施。然而,由于臨近空間獨特的氣溫、氣壓等環(huán)境1熱設計依據素,使得臨近空間飛行器的熱控措施既不同于通1.1特殊的空間熱環(huán)境特性常的航空飛行器,也不同于大氣層外衛星等航天器。在20km以下的近地空間,氣溫和氣壓隨海拔高臨近空間飛行器艙內設備的散熱問(wèn)題是在這個(gè)空域度的增加逐漸降低,而在臨近空間范圍內,高濃度約的飛行器系統設計的一個(gè)重要問(wèn)題,關(guān)系到大功率臭氧吸收大量的空間紫外線(xiàn)使氣溫隨海拔高度的電子設備和高功率密度有效載荷在臨近空間飛行器升而迅速增加,每千米高度約能升溫2℃,而氣壓亦陡上的應用與可靠運行,也在很大程度上影響著(zhù)臨近海拔高度的增加逐漸降低。如圖1所示,在20km高空間飛行器技術(shù)的發(fā)展。度處,氣溫-57℃,大氣壓力約500Pa,而在50km高臨近空間飛行器的熱設計工作包括飛行器氣囊度處℃.大氣壓力降至80Pa蒙皮的熱分析部分和艙內有效載荷的熱控管理部中國煤化工整個(gè)大氣層內大分。對于飛行器氣囊蒙皮的熱力學(xué)分析,研究人員氣重CNMHG波吸收強的物質(zhì)收稿日期:20009-2;修回日期:2009-10-23第5期馬偉等:臨近空間熱環(huán)境分析及低速飛行器的熱設計方法12734015不可達200W以上。顯然,臨近空間飛行器所處空間獨特的熱環(huán)境與自身工作狀態(tài)使其熱控過(guò)程具有與衛星或地面設備明顯不同的“特殊性”,必須研究適用于臨近空間飛行器的熱管理與設計方法1.2臨近空間飛行器熱源的分類(lèi)臨近空間飛行器的熱源來(lái)源于空間外熱流飛行器殼體的加熱和飛行器自身的設備耗熱。飛行器的空間外熱流主要來(lái)自太陽(yáng)短波輻射(太陽(yáng)直接照射01000020000300004000050000和地球反照太陽(yáng)輻射)及地球長(cháng)波熱輻射。因為臨圖1氣溫、氣壓隨海拔高度分布近空間上方空氣的高透明度,可以忽略天空散射輻Fig. I Temperater and pre射,取太陽(yáng)輻射強度約1300W/m2,地球表面平均長(cháng)波熱輻射約220W/m2。顯著(zhù)減少,較近地面的紅外大氣傳輸而言,臨近空間飛行器自身的設備耗熱來(lái)源于飛行器搭載的動(dòng)以上部分的大氣對長(cháng)波的輻射熱阻顯著(zhù)減小,可以力裝置、通訊設備、電子設備、供電設備和儲能系統認為臨近空間上方大氣是熱輻射的“透明體”,散熱等相關(guān)設備。從目前的器件工藝水平及設備的工作表面與深空背景的“輻射換熱”作用明顯,所以衛星環(huán)境來(lái)看,動(dòng)力裝置在低氣壓環(huán)境中的電-功轉換的散熱最終都是通過(guò)向太空環(huán)境的熱輻射而實(shí)現效率較低,因而發(fā)熱量較大,約占整套動(dòng)力裝置輸入的。與太空環(huán)境相比,臨近空間飛行器的輻射散熱功率的20%~60%,供電設備及儲能系統的發(fā)熱量能力有所降低,但臨近空間存在的稀薄氣體有利于次之,約占供電-儲能系統總功率的5%~20%,電對流換熱,如在臨近空間層底部約20km高度處,大子設備和通訊設備的發(fā)熱量相對低些。氣溫度約-57℃,相對于飛行器內部發(fā)熱部件表面的溫差較大(約80℃),飛行器表面與周?chē)h(huán)境間有2熱設計方法較大的換熱溫差,對流換熱也應是臨近空間飛行器熱控制的一種方式;與地球表面大氣相比臨近空t2.1飛行器熱設計流程根據臨近空間飛行器所處的熱環(huán)境,結合其熱大氣壓力較低,飛行器表面的對流換熱系數又大大控指標要求,可以建立一套飛行器的熱設計方法,其降低。此外,臨近空間飛行器內部有效載荷的功耗流程如圖2所示。和發(fā)熱量一般都比衛星的較大,單個(gè)設備的發(fā)熱量熱源分析制訂熱控指標提出熱設計初優(yōu)化備通訊/儲能設備步方案設備人設備建立臨近空間飛行器熱力學(xué)模型校核/流分析熱特性分析標準大氣模型圖2飛行器的熱設計流程圖Fig 2 Flow chart of thermal design中國煤化工飛行器的熱設計流程可分為分析模塊、指標模CNMH日部分、空間熱流塊模型部分、方案設計模塊四個(gè)部分,各部分的內的分析部分和臨近空間環(huán)境熱特性的分析部分。上容如下所述:文已經(jīng)對臨近空間飛行器熱源的種類(lèi)進(jìn)行了分類(lèi)說(shuō)1274宇航學(xué)報第31卷明,對于飛行器空間熱流的分析將在下文建立的臨性、自身熱源分布的多樣性以及熱控指標的獨特性近空間飛行器熱力學(xué)模型中作詳細分析,對于臨近使得常規的熱設計方法不再適用。在臨近空間中輻空間環(huán)境熱特性部分,下文將引用實(shí)例作詳細分析。射與對流換熱能力的強弱對比直接決定著(zhù)飛行器熱指標模塊:評價(jià)系統熱設計工作的指標包括根設計的主要方向和熱控途徑。因此,對臨近空間飛行據飛行器工作需要所制訂的“熱控指標”及用于方案器的輻射和對流換熱能力的分析顯得尤為重要。評估所制訂的“評估指標”。1)輻射換熱特性。臨近空間的輻射換熱環(huán)境模型部分:包括對飛行器熱源分析和空間熱流不同于大氣層外衛星等飛行器的輻射換熱環(huán)境,其分析所建立的飛行器的熱力學(xué)模型,以及用于臨近輻射環(huán)境的特殊性在文獻[8]中有詳細分析說(shuō)明,限空間環(huán)境散熱特性分析所選用的標準大氣模型。于篇幅,本文不累述。方案設計模塊:包括熱設計初步方案的提出、方(2)對流換熱特性。臨近空間空氣稀薄,使得案優(yōu)化、方案校核、方案評審、方案修改、方案的最終環(huán)境空間的對流換熱特性發(fā)生變化,主要表現在低生成。壓氣體導熱系數的變化及氣體粘度的變化對對流換以上建立了一套完整的臨近空間飛行器的熱設熱特性的影響。計流程,下文將首先建立飛行器的熱力學(xué)模型,并就①低壓氣體導熱系數的變化。經(jīng)典的氣體動(dòng)力臨近空間復雜的環(huán)境熱交換特性展開(kāi)具體的分析。論認為在氣體壓力不太低時(shí),氣體的導熱系數與壓強22飛行器換熱模型無(wú)關(guān),受當時(shí)實(shí)驗條件的限制,未能對低壓情況下根據具體任務(wù)要求的不同,臨近空間飛行器的氣體導熱系數隨壓強的變化給出明確的關(guān)系。隨著(zhù)結構、載荷和推進(jìn)系統等可能不盡相同。從整個(gè)飛實(shí)驗技術(shù)的發(fā)展,近年來(lái)的一些實(shí)驗數據表明:低行器系統的熱分析角度看,描述臨近空間飛行器熱氣壓情況下,氣體導熱系數的變化在氣壓值較低時(shí)顯傳遞的基本原理是一致的。不失一般性,本文以圖得尤為明顯。若臨近空間某一點(diǎn)氣體的導熱系數為3所示的結構建立臨近空間飛行器的熱模型。飛行A1,且A1=λ(P,T);在一個(gè)標準大氣壓Po,溫度為器溫度波動(dòng)受到以下參數的影響:太陽(yáng)直接熱輻射7時(shí)氣體的導熱系數為A0,A。=(P,T)。則在同Q。,地球反射太陽(yáng)熱輻射Qkc,地球-大氣系統溫度下高空氣體和地面氣體導熱系數的比值λ/λ熱輻射QE2,艙內熱載荷的散熱量Q,飛行器表面與氣壓的變化關(guān)系如圖4所示。與環(huán)境背景的輻射換熱Q。及飛行器表面與周?chē)h(huán)境的對流換熱Q。高度:20kcm高度:0km氣壓:5.5kPa比例:1高度:30km氣壓:1.2kPa比例:0.66高度:裝0地氣長(cháng)波輻射&地球反射太陽(yáng)輻射氣壓/如Pa圖3飛行器熱平衡示意圖圖4氣體導熱系數的變化特性Fig 3 Heat balance of space vehicleFig 4 Thermal conductivitiy of air with altitude當臨近空飛行器達到熱平衡狀態(tài)時(shí),其能量進(jìn)中國煤化工產(chǎn)度以下的空間范出平衡如公式(1)所示。圍內的導熱系數受壓Q-+Q(1)CNMH強變度以上的空間,氣23臨近空間環(huán)境熱交換待性體的導熱系數隨氣壓的降低而迅速下降。如圖所臨近空間飛行器由于其所處空間熱環(huán)境的復雜示,在20km高度處,氣壓為55kPa,其導熱系數是第5期馬偉等:臨近空間熱環(huán)境分析及低速飛行器的熱設計方法1275地面的90%在30km高度處,氣壓為12kPa,其導下文將首先分析上述散熱表面在20km高度處的熱系數約為地面的66%,在50km高度處,氣壓為散熱情況給出一般性的經(jīng)驗計算公式,并分析比較不0.08kPa,其導熱系數僅為地面的11%同的表面結構參數及環(huán)境來(lái)流風(fēng)速條件下散熱表面的②低壓氣體運動(dòng)粘度的變化。低氣壓下氣體輻射、對流散熱特性。具體計算分析過(guò)程如下:運動(dòng)粘度的變化直接影響著(zhù)流動(dòng)區域內雷諾數的大小,即影響著(zhù)運動(dòng)流體的流動(dòng)形式,進(jìn)而影響著(zhù)對流換熱公式的選取。記氣體的粘度為t,從統計熱力學(xué)的角度來(lái)看,有如下關(guān)系:f(T,p)(2)金屬教熱板氣體的粘度大小與氣溫成正比,與氣體密度成反比,在20km~50km的高度范圍內隨著(zhù)海拔圖6散熱表面結構示意圖高度的增加,氣溫逐漸上升,空氣的密度逐漸減小,Fig 6 Structure of cooling surface如圖5所示,在20km以下的近地空間,空氣的粘度散熱表面在達到熱平衡時(shí)散熱量q可以表示為:隨海拔高度的上升增幅較小,而在20km以上的空間范圍內,空氣的運動(dòng)粘度隨著(zhù)海拔高度的升高迅q=E(T,-T)+h(T-T)(3)公式(3)右邊第一項為散熱面的輻射散熱量,第速變大。二項為對流散熱量,當來(lái)流風(fēng)速垂直吹向對流散熱臨近空間1600表面時(shí),若風(fēng)速為5m/s時(shí),翅片高度1cm時(shí),掠過(guò)氣粗:-3t散熱面的雷諾數Re為:Re5(m/s)·0.01(m)氣溫:-7℃277.8