胡家渝

(中國電子科技集團(tuán)第十研究所，成都 610036)

在航空電子設(shè)備中，由于COTS(components off the shelves)器件的大量使用，為保證系統(tǒng)可靠性，需要對這些器件進(jìn)行良好的冷卻處理。文獻(xiàn)［1］指出，航電設(shè)備熱管理的目的是將工業(yè)級元件的殼溫度控制在85℃以下。對于使用的散熱方式，文獻(xiàn)［1］認(rèn)為模塊熱流密度在500 W/m2以下時宜采用自然對流方式，在4 000 W/m2以上時宜采用其他散熱方式，如液冷、熱管等，而在這之間的區(qū)域宜采用強迫風(fēng)冷方式。在飛機上采用強迫風(fēng)冷時主要的供風(fēng)方式為風(fēng)扇和環(huán)控(ECS)。一般使用的強迫風(fēng)冷配置方式有3種形式:直接風(fēng)冷、穿通風(fēng)冷和傳導(dǎo)風(fēng)冷。

由于直接風(fēng)冷需要開通風(fēng)孔，存在潛在的電磁兼容問題，且使用ECS的引氣可能會存在灰塵、粒子、水氣、油滴等污染因素，而穿通風(fēng)冷的結(jié)構(gòu)復(fù)雜，因此實際多采用傳導(dǎo)式機架風(fēng)冷模式［2］。

1 問題的提出

某型號飛機需要采用綜合化航空電子設(shè)備，設(shè)備集成度高，同時有很高的電磁兼容和環(huán)境適應(yīng)性要求，如其工作環(huán)境溫度為－55～+70℃。載機對航電設(shè)備的質(zhì)量、體積有極為嚴(yán)格的要求，同時由于機上環(huán)控系統(tǒng)供風(fēng)量十分有限，供風(fēng)壓力低，且隨飛行高度增加變化范圍較大，因此某綜合化航電系統(tǒng)采用了機架傳導(dǎo)風(fēng)冷的冷卻方式，通過ECS對其進(jìn)行送風(fēng)冷卻，供風(fēng)模式如圖1所示?？紤]到機上供風(fēng)小壓頭底，無法采用阻力大的普通釬焊翅片作為冷板內(nèi)部的擴展表面，因此采用直接銑加工的方式，在冷板中銑出叉排通道作為傳熱擴展表面，如圖2所示。如何計算風(fēng)冷冷板的傳熱性能，并找出影響此類擴展表面?zhèn)鳠峒白枇π阅艿闹饕蛩爻蔀樵O(shè)計關(guān)心的主要問題。目前就已有文獻(xiàn)來看，采用j、f因子進(jìn)行計算是比較可靠和普遍的做法。以文獻(xiàn)［4］為代表的試驗只對用于緊湊型熱交換器的翅片有相應(yīng)的j、f數(shù)據(jù)，對采用銑制擴展表面的j、f因子還未見報道。本文通過CFD仿真計算并結(jié)合正交實驗方法對一定范圍內(nèi)叉排通道進(jìn)行了流動和傳熱性能計算，通過實驗對計算結(jié)果進(jìn)行了驗證。在輸入流量范圍內(nèi)分析了影響j、f因子的結(jié)構(gòu)參數(shù)，最后總結(jié)了對應(yīng)j、f因子關(guān)聯(lián)式，為工程項目的開展提供了計算依據(jù)。

圖1 常用的傳導(dǎo)式機架風(fēng)冷

圖2 風(fēng)冷機架空氣流向及冷板內(nèi)部情況

2 數(shù)值計算方法及驗證

2.1 數(shù)學(xué)模型

在CFD的使用方面，所研究的對象無法使用經(jīng)典的周期邊界條件來表述物理對象的流動和傳熱狀態(tài)，其原因主要有以下3點:

1)實際工程中使用的肋片進(jìn)出口距離過短，基本上不可能存在處處充分發(fā)展的流態(tài);

2)實驗研究是基于定熱流密度的前提，在這個前提下傳熱不可能呈現(xiàn)出周期發(fā)展的趨勢;

3)通道段必須考慮傳熱的入口段效應(yīng)。

因此需采用其他對應(yīng)的簡化計算措施。采用取其中一組通道的計算方法進(jìn)行計算，兩個側(cè)面采用對稱邊界條件，并假設(shè)在垂直于流動方向上不存在動量和熱量交換。

在直角坐標(biāo)系中，以張量形式表示的控制微分方程表示如下［3］:連續(xù)方程

動量方程

能量方程

式(1)～(3)中 i，j，k=1，2，3。固體區(qū)域內(nèi)不存在動量的控制微分方程，能量微分方程(3)對固體區(qū)域仍然適用，只是固體區(qū)域內(nèi)能量方程中包含的速度項均為0。對于上述翅片內(nèi)導(dǎo)熱和空氣間相互耦合的傳熱問題，利用控制容積有限元法進(jìn)行整體耦合數(shù)值求解，并使用Fluent求解器求解。

2.2 邊界條件設(shè)定

如圖3所示，該模型建立了多個邊界條件。其中上下表面為周期性邊界條件，包括一個對稱氣體面及對稱固體面、一個進(jìn)口、一個出口、一個加熱面。第二類邊界條件即給出冷板底面熱流密度。具體邊界條件定義如下:

1)進(jìn)口空氣流速為均勻流速U，進(jìn)口溫度為Tin。本研究所使用模型的進(jìn)口溫度均由實驗實測溫度確定，之后進(jìn)行正交實驗時溫度均設(shè)定為300 K;

2)出口處設(shè)為壓力出口Pressure-out;

3)左右平面為對稱邊界條件(symmetry boundary conditions);

4)肋化表面通道內(nèi)為耦合傳熱面(conjugate heat transfer);

5)其余壁面若未加以說明均考慮為絕熱壁面。

圖3 求解域設(shè)定(略去上蓋板)

2.3 網(wǎng)格劃分

在網(wǎng)格劃分過程中使用了多重網(wǎng)格技術(shù)，采用Gambit進(jìn)行網(wǎng)格劃分，對通道上下壁面、肋片表面邊界層均采用六面體網(wǎng)格，并進(jìn)行了加密。其余流體采用5面體網(wǎng)格，固體采用六面體網(wǎng)格。求解所用網(wǎng)格如圖4所示。

圖4 求解所用網(wǎng)格

2.4 正交試驗設(shè)計

采用正交試驗設(shè)計對參與計算的模型參數(shù)進(jìn)行規(guī)劃以減少計算量，并擴大計算涵蓋的工況范圍。參與正交試驗設(shè)計的參數(shù)如圖5所示。同時參與設(shè)計的參數(shù)還有通道高度H。參與實驗的模型參數(shù)及參數(shù)水平如表1所示，CFD實驗正交表如表2所示。

圖5 參與正交實驗的各參數(shù)示意

表1 參與實驗的模型參數(shù)及參數(shù)水平

A、B、C、D、E、F 每1 列代表一個因素，各列中的數(shù)字1、2、3、4、5表示對應(yīng)各次實驗的水平，每1行表示一次實驗。不難看出，全部25次實驗中，每個因素的各個不同水平出現(xiàn)了相同的次數(shù)(5次)，且任意因素的各種不同水平的搭配均有出現(xiàn)。

通過正交實驗建立了25個不同結(jié)構(gòu)參數(shù)的模型，每個模型的平均網(wǎng)格數(shù)為60萬左右。對每個模型計算6種工況，即分別計算肋間Re數(shù)為600、700、800、900、1 000、1 100 的狀態(tài)，共需計算150個工況。

表2 6因素5水平CFD實驗正交表

2.5 數(shù)值計算結(jié)果驗證

為了驗證后續(xù)進(jìn)行的CFD計算的可靠性，需要對一個典型實例進(jìn)行實驗，以判斷在CFD建模和網(wǎng)格劃分、計算的正確性和合理性。實驗狀態(tài)如圖6、7所示。

圖6 用于驗證計算方法的實驗件實物(未裝上蓋板)

圖7 實驗件及其安裝在實驗風(fēng)洞后狀態(tài)(未添加隔熱措施狀態(tài))

實驗利用臺灣瑞領(lǐng)公司的LW-9266-SR風(fēng)洞進(jìn)行。在進(jìn)行傳熱性能測試時，利用其提供的穩(wěn)定氣流進(jìn)行測試，在加熱板和進(jìn)出口布置了熱電偶用于測量對應(yīng)進(jìn)出口溫度、加熱板溫度等，并計算傳熱特性。在進(jìn)行阻力測試時，利用其自動SRC(即阻力特性曲線測定功能)對阻力特性進(jìn)行測試，用于計算不同流量下實驗件的阻力特性。測試的結(jié)果與之前CFD的計算結(jié)果比較如圖8所示。

結(jié)果表明:仿真計算的結(jié)果是可靠的，其誤差在10% ～15%。因此，可采用該數(shù)值模擬方式對不同結(jié)構(gòu)參數(shù)下的插排擴展表面進(jìn)行分析，從而獲得其對應(yīng)的j、f數(shù)值，并分析對其影響最大的結(jié)構(gòu)參數(shù)。

圖8 不同流量下實驗測量參數(shù)與仿真分析對應(yīng)結(jié)果的比較

3 數(shù)值模擬結(jié)果分析

進(jìn)行數(shù)值計算后生成了大量數(shù)據(jù)，為了識別出其中對結(jié)果最有影響的因數(shù)，采用正交實驗中的極差分析方法來識別這些特征參數(shù)。

由直方圖9可知:肋片厚度對阻力因子f影響最大，其次是通道高度，且這種影響在Re=600～1 100時變化極小。圖10是對j因子的分析結(jié)果。

由直方圖10可知:肋片間通道寬度對傳熱因子j影響最大，隨著Re數(shù)的增大，影響因素中第2位參數(shù)由通道高度變?yōu)橥ǖ乐欣咂拈L度。在較高Re時，肋片長度越長，j越大，換熱能力越強。

不同的結(jié)構(gòu)參數(shù)對傳熱特性的影響可通過流場的分析獲得驗證。例如，高度對傳熱特性的影響可從流場分析圖11得出。

圖9 不同Re數(shù)下(600，1 100)各因素對f的影響

圖10 不同Re數(shù)下(600，1 100)各因素對j的影響

圖11 不同Re數(shù)下(600，1 100)不同通道高度流場分布

計算表明結(jié)果:流動在肋高較小(通道高度)時在所計算Re數(shù)在600～1 100均未出現(xiàn)明顯的分離狀態(tài)，而在通道高度較高時出現(xiàn)。肋后氣流生成分離生成渦，這些渦流的生成可明顯提高換熱效率，前面極差分析的結(jié)果更進(jìn)一步印證了該結(jié)果。

為了總結(jié)規(guī)律，利用多元線性回歸方法得到關(guān)于 f、j的關(guān)系式。

根據(jù)量綱分析，f因子應(yīng)具有如下量綱關(guān)系

其中:Re為雷諾數(shù);h為通道高度(或肋高);L為冷板通道長度;其余參數(shù)如圖5所示。由于數(shù)值實驗均在常物性條件下求得，故不考慮Pr數(shù)的影響，等式左右均為量綱1量。將式(1)使用對數(shù)展開，即可對結(jié)果進(jìn)行多元線性擬合。擬合式可直接用于計算此類表面換熱系數(shù)及流動阻力特性。擬合出關(guān)于j，f的關(guān)系式為:

4 結(jié)束語

本文對一種用于航空電子設(shè)備冷卻的肋化通道的傳熱與流動特性進(jìn)行了數(shù)值模擬。通過正交實驗設(shè)計計算了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)的肋化通道的換熱及流動特性;對該計算方法進(jìn)行了實驗驗證，獲得了此類通道的j、f因子的關(guān)聯(lián)式;通過極差分析得出在所研究的Re范圍內(nèi)，肋片厚度對阻力因子f有最大影響;肋間通道寬度對j因子有最大影響，隨著Re數(shù)增大，對j因子有次要影響的因素由通道高度H變?yōu)槔唛L度L。

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