虞慶慶，洪長滿

(南京電子技術(shù)研究所， 江蘇 南京 210039)

某型無人機雷達整機熱設(shè)計*

虞慶慶，洪長滿

(南京電子技術(shù)研究所， 江蘇 南京 210039)

為了保證雷達整機在無人機艙內(nèi)惡劣的溫度條件下能正常工作，這里采用在前機身側(cè)部開設(shè)“貓耳洞”進行引風(fēng)的方案。文中分別從雷達裝機及熱耗條件、整機級/單元級布局設(shè)計、各種飛行剖面下的整機熱分析、對應(yīng)的流場仿真等幾個方面進行具體分析和計算。實物試飛驗證證明，該雷達總體熱設(shè)計方案完全能滿足實際裝機工作要求。該種散熱方法對類似設(shè)備的整體熱設(shè)計有一定的參考價值。

雷達；熱設(shè)計；引風(fēng)孔；流場仿真

引 言

無人機因其相對于傳統(tǒng)載機平臺無法比擬的優(yōu)勢，已逐漸成為雷達系統(tǒng)的裝備平臺。而要開發(fā)適用于該平臺的雷達系統(tǒng)，雷達整機的輕小型化尤為重要。然而，隨之而來的是“熱設(shè)計”問題，即高功率、大熱耗的雷達設(shè)備如何在相對有限的艙內(nèi)空間及惡劣的環(huán)控條件下進行有效散熱，進而設(shè)計出適合該電子設(shè)備正常工作需求的冷卻系統(tǒng)，以便滿足其可靠性要求。

熱設(shè)計為雷達整個結(jié)構(gòu)設(shè)計過程中的重要環(huán)節(jié)，目前廣泛使用的冷卻方式有自然冷卻、強迫冷卻、液體冷卻及其它冷卻方式。最終的熱設(shè)計方案應(yīng)綜合考慮各方面因素，使其既能滿足熱設(shè)計要求，又能達到電性能指標(biāo)，且代價最小，結(jié)構(gòu)緊湊簡單，工作可靠[1]。

1 熱設(shè)計流程

機載雷達整機熱設(shè)計的常規(guī)流程可簡化歸納為圖1所示的框圖流程，本文將基于此思路進行逐條論述。

圖1 機載雷達熱設(shè)計流程框圖

2 雷達裝機及熱耗條件

該雷達裝備于某型中程高速無人機，載機速度為600～900 km/h，要求雷達系統(tǒng)在近10 000～12 000 m高度能正常工作，且不低于2 h。

雷達整機分為3個外場可更換單元，布置于載機設(shè)備艙內(nèi)。雷達艙又分為機頭罩(Ⅰ框之前部分)和單元設(shè)備艙(Ⅰ框與Ⅱ框之間部分)。天饋伺單元直接與載機Ⅰ框剛性安裝并置于機頭罩內(nèi)，另2個單元安裝于后部單元艙內(nèi)。具體裝機如圖2所示。

圖2 雷達設(shè)備在無人機內(nèi)安裝示意圖

該雷達整機總熱耗基本全由單元1和單元2提供，雷達正常工作的實際環(huán)境溫度最高應(yīng)≤85 ℃(由所有元器件正常工作分析得到的最高溫度包絡(luò)決定)，即單元艙內(nèi)最高溫度不得超過85 ℃。

3 布局及設(shè)計

3.1 整機級布局設(shè)計

由于該無人機無任何環(huán)控設(shè)施，根據(jù)雷達單元級評估，部分器件將超出最高工作溫度，無法滿足整機工作要求。因此，綜合考慮載機、雷達等因素，協(xié)調(diào)后在雷達設(shè)備艙即Ⅰ框后端附近單側(cè)(順航向左下側(cè))開設(shè)Φ30 mm半圓“貓耳洞”(見圖3)以導(dǎo)入外界空氣進行艙內(nèi)環(huán)境調(diào)節(jié)(空氣從載機后艙遠端區(qū)域排出)，并在進口后端設(shè)置一個高約20 mm，并與進風(fēng)口端面成近45°向上的金屬導(dǎo)流片以起到導(dǎo)向、擾流作用。

圖3 “貓耳洞”開設(shè)外形示意圖

3.2 單元級布局設(shè)計

2個獨立單元均設(shè)計為自帶風(fēng)機，以強化單元內(nèi)外熱交換，且兼顧 “貓兒洞”開設(shè)位置，將單元內(nèi)熱耗大的器件(如單元1內(nèi)的高功率單管器件，單元2內(nèi)的電源模塊)在各自機箱內(nèi)靠近“貓耳洞”一側(cè)進行貼邊布置，通過單元側(cè)壁冷板及散熱口，直接利用引入的外界空氣進行散熱。

另外，由于沖壓空氣直接進入設(shè)備艙，在高空低速時(尤其是在雷達非工作狀態(tài)下)出現(xiàn)的設(shè)備低溫“冷透”及由此產(chǎn)生的凝露問題應(yīng)在單元設(shè)計時加以預(yù)防[2]。比如，將單元部分器件、模塊設(shè)計為密閉結(jié)構(gòu)以與外部環(huán)境隔離，同時可降低鹽霧、霉菌對設(shè)備帶來的影響[3]。

4 整機熱分析

以下按GJB/Z27最惡劣極限溫度條件(對應(yīng)地面溫度為55 ℃的溫度極限包絡(luò)，出現(xiàn)的概率為1%)進行分析評估，載機速度為600 km/h及900 km/h，載機高度為8 000 m、10 000 m和12 000 m。

載機高速飛行，由“貓耳洞”引入的沖壓空氣(此流量暫不考慮內(nèi)外壓差引起的流量減小)會使空氣溫度升高，溫升的計算公式如下[4]：

Δt=0.2Ma2Ta

(1)

式中，Δt為溫升值，℃；Ma為馬赫數(shù)；Ta為環(huán)境空氣絕對溫度，K。

而強迫空氣冷卻流量的計算公式為

Q=860P/Cp(Tout-Tin)

(2)

式中，Q為空氣流量，kg/h；P為總熱耗(雷達整機計算熱耗值)，kW；Cp為空氣比熱963J/(kg·℃)； (Tout-Tin為沖壓空氣的溫升，而Tout在此為85 ℃(即雷達正常工作的艙內(nèi)允許最高溫度)。

計算得到不同飛行剖面時，在載機開設(shè)“貓耳洞”條件下雷達整機的散熱能力。不同飛行條件下對應(yīng)的環(huán)境值見表1。

表1 各種飛行條件下的環(huán)境值(極限條件)

進而得到相應(yīng)環(huán)境條件下整機散熱的流量需求，見表2。

表2 相應(yīng)環(huán)境條件下的空氣流量(極限條件)

從表2可看出，在最惡劣的高溫極限條件下，要使雷達整機正常工作，通過“貓耳洞”引入的沖壓空氣流量遠大于最小理論需求量，即理論流量為需求流量的3～4倍。同樣可計算得到標(biāo)準(zhǔn)常規(guī)條件下(對應(yīng)地面溫度約為15 ℃) 理論流量為需求流量的4～6倍。因此，該方案理論上完全能滿足整機系統(tǒng)的散熱要求。

5 整機流場分析

5.1 分析條件的確定

為了定性和定量地評估該“貓耳洞”對雷達整機的散熱作用，對雷達整機(主要為單元設(shè)備艙內(nèi)2個熱耗單元)進行了流場仿真分析。

根據(jù)GJB/Z27，從“貓耳洞”充入的高速空氣除了引起氣體溫升外，還能使壓力有所增加，即經(jīng)過有效的絕熱壓縮后，壓力增量計算公式為[4]

Δp=pa(1+0.2Ma2)3.5-pa

(3)

式中，pa為環(huán)境空氣的絕對壓力，Pa；Ma為馬赫數(shù)。

在實際應(yīng)用中，GJB/Z27規(guī)定可恢復(fù)的沖壓空氣壓力增量取上式計算值的50%～75%(這里取70%)，得到的結(jié)果見表3。

表3 各種飛行條件下的壓力增量

故下述流場仿真的載機飛行剖面條件為巡航速度600 km/h(167 m/s)、飛行高度10 000 m；環(huán)境壓力(艙外)約26 kPa，艙內(nèi)壓力約29.4 kPa(較環(huán)境壓力提高近13%)；在載機“貓耳洞”進口后部設(shè)置相關(guān)導(dǎo)流片結(jié)構(gòu)。

為便于結(jié)果評估，對雷達安裝后的整機(Ⅱ框之前部分)進行剖切，得到5個主要關(guān)鍵流場截面，具體如圖4所示。

圖4 整機流場分析剖切面示意圖

圖4中，截面1為“貓耳洞”進口處的平行于航向的垂直截面；截面2為(順航向看)單元左側(cè)壁平行于截面1的截面；截面3為(順航向看)單元右側(cè)壁平行于截面1的截面；截面4為單元1中部垂直于航向的截面；截面5為單元2中部垂直于航向的截面。

5.2 仿真分析結(jié)果

利用ANSYS CFX12.0軟件對整機裝機模型(適當(dāng)簡化)進行流場仿真分析后，得到圖4中各截面相應(yīng)的流場(流速分布)矢量圖和云圖，分別見圖5～圖9。其中，圖5～圖7對應(yīng)順航向左側(cè)視圖，圖8和圖9對應(yīng)逆航向軸向視圖。

圖5 截面1的流場矢量圖和云圖

圖6 截面2的流場矢量圖和云圖

圖7 截面3的流場矢量圖和云圖

圖8 截面4的流場矢量圖和云圖

圖9 截面5的流場矢量圖和云圖

從圖5可看出，由于艙內(nèi)空間突然增加，通過“貓耳洞”進入的空氣流速會由起初的170m/s降到約70 m/s，導(dǎo)流片能較好地把氣流導(dǎo)向單元的壁面區(qū)域；從圖6～圖9可看出，經(jīng)過單元側(cè)壁面的氣流主要在順航向左側(cè)面(即單元靠近熱源側(cè)壁面—截面2)，單元1側(cè)面附近的流速約為10 m/s，而單元2側(cè)面附近的流速大部分能達到40m/s，最大流速達到約60 m/s，而另一面(即單元非熱源面—截面3)流速較小。

由于外界條件的限制和不明確性，該流場分析沒有考慮由設(shè)備艙后部(Ⅱ框后部)其他機內(nèi)設(shè)備及載機結(jié)構(gòu)引起的背壓增加，而實際情況是，由于背壓的存在，沖入空氣的流量有所減小(視壓差大小而定)，但流場大致分布變化不會太大。背壓還會使內(nèi)部流場更均勻以利于雷達整機熱交換散熱。所以，雷達艙內(nèi)流場分布能較好地滿足實際需求。

6 結(jié)束語

經(jīng)過整機/單元級的布局設(shè)計、典型飛行剖面的整機熱分析和雷達設(shè)備艙內(nèi)的流場分析，最終證明對某無人機開設(shè)“貓耳洞”進行雷達整機散熱的方案中，引入的沖壓空氣完全能滿足雷達整機熱設(shè)計要求。另外，經(jīng)過實物裝機試飛驗證，雷達完全能夠正常工作。因此，該整機熱設(shè)計方案切實可行，可供類似裝機條件下電子設(shè)備的熱設(shè)計參考。

[1] 張潤逵, 戚仁欣, 張樹雄,等. 雷達結(jié)構(gòu)與工藝(上冊)[M]. 北京:電子工業(yè)出版社, 2007.

[2] 王健石, 朱東霞. 電子設(shè)備熱設(shè)計速查手冊[M]. 北京:電子工業(yè)出版社, 2008.

[3] 羅震. 某艦載相控陣雷達熱設(shè)計技術(shù)研究[J]. 電子機械工程, 2005,21(2):18-21.

[4] 國防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會. GJB/Z 27—1992電子設(shè)備可靠性熱設(shè)計手冊[S]. 北京： 國防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會軍標(biāo)出版發(fā)行部，1992.

虞慶慶(1981-)，男，工程師，主要從事機載雷達結(jié)構(gòu)總體設(shè)計工作。

Thermal Design of the Radar on an Unmanned Airplane

YU Qing-qing，HONG Chang-man

(NanjingResearchInstituteofElectronicsTechnology,Nanjing210039,China)

To ensure normal work of the radar installed in an unmanned aero cabin in the bad environment, an air intake is set on the front airframe. This paper analyses the fixing and cooling condition of this radar, the thermal design at the whole/unit level, the thermal analysis at several conditions of typical aero mission and the corresponding flow field simulation. The successful radar flight test has proved the feasibility of this method. This method can be used as a valuable reference for the thermal design of the similar radar or equipment.

radar; thermal design; air intake; flow field simulation

2012-08-22

TN959.73

A

1008-5300(2013)02-0027-04