呂建偉,劉 欣,蔡巧言
(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院,北京,100076)
21 世紀(jì)以來,隨著航天領(lǐng)域的快速發(fā)展,高速飛行器技術(shù)越來越受到世界各國(guó)關(guān)注[1]。
高速飛行器往往具有外部氣動(dòng)熱環(huán)境復(fù)雜、艙內(nèi)冷結(jié)構(gòu)壁溫較高、外部有防熱結(jié)構(gòu)散熱途徑有限、艙內(nèi)設(shè)備布局緊湊且熱耗集中、以及艙內(nèi)設(shè)備一體化設(shè)計(jì)導(dǎo)致集成度高、熱慣性小等特點(diǎn),從而導(dǎo)致其瞬態(tài)傳熱特性十分突出[2]。為了滿足工程上對(duì)提高熱分析結(jié)果精度的迫切需求,必須開展高速飛行器瞬態(tài)熱分析及修正方法研究,解決瞬態(tài)計(jì)算影響下的熱分析結(jié)果偏差問題,從而完善熱控關(guān)鍵技術(shù)體系。
國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)航天器穩(wěn)態(tài)熱分析模型修正方法進(jìn)行了詳盡的研究[3~6],基本思路是首先建立試驗(yàn)狀態(tài)下的熱數(shù)學(xué)模型,然后在熱平衡試驗(yàn)過程中,模擬修正與熱試驗(yàn)并行進(jìn)行。但是從相關(guān)的國(guó)內(nèi)外研究綜述來看[7],目前的瞬態(tài)熱分析以及修正主要集中在理論方法研究。而在工程應(yīng)用中,若針對(duì)整個(gè)飛行器模型修正,則需開展相關(guān)大型試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證,因此,難以滿足工程研制過程中的進(jìn)度、經(jīng)費(fèi)預(yù)算等實(shí)際要求。
鑒于基于隨機(jī)近似方法的模型修正方法,已被證明是目前航天器熱分析模型修正的最佳途徑[8]。因此,本文結(jié)合高速飛行器熱控系統(tǒng)研制過程的實(shí)際,提出首先開展敏感度分析辨識(shí)出關(guān)鍵設(shè)備及熱分析參數(shù),然后針對(duì)該設(shè)備開展局部的單機(jī)熱試驗(yàn),修正重要的關(guān)鍵熱分析參數(shù),從而實(shí)現(xiàn)不斷逼近真實(shí)結(jié)果,該方法既提高了熱分析的效率,又符合工程實(shí)際。
熱分析模型修正問題是已知問題結(jié)果,反向求解問題中輸入?yún)?shù)的過程。
作為熱分析計(jì)算時(shí)重要的輸入?yún)?shù),在實(shí)際情況下,高速飛行器內(nèi)、外熱源復(fù)雜且均隨時(shí)間變化,見圖1。瞬態(tài)模型的熱分析溫度中的溫升、溫降速率與熱容有較大關(guān)系,瞬態(tài)修正時(shí)要加入對(duì)熱容的修正。
圖1 高速飛行器內(nèi)外熱傳輸示意 Fig.1 Heat Transfer Inside and Outside Hypersonic Vehicle
鑒于在實(shí)際工程項(xiàng)目的方案論證階段,如果開展整器的熱試驗(yàn)進(jìn)行修正,時(shí)間和經(jīng)費(fèi)的消耗相對(duì)較大,因此首先必須借鑒類似的飛行器建模熱分析方法,開展關(guān)鍵影響因素的分析;然后通過設(shè)計(jì)、實(shí)施單機(jī)熱試驗(yàn),修正重要的關(guān)鍵單機(jī)及整器關(guān)鍵熱參數(shù);最后,將修正的參數(shù)帶入整器,從而提高整器的熱分析模型修正的精度。具體的熱分析工作流程如圖2 所示。
在熱分析流程中,高速飛行器熱分析的輸入條件包括:飛行器的任務(wù)和特點(diǎn),飛行器發(fā)射前環(huán)境溫度,飛行器的工作模式,飛行器結(jié)構(gòu)外形及總體布局,飛行器內(nèi)部?jī)x器設(shè)備的各種安裝方式,熱物性參數(shù)及功耗,飛行器的各種材料及表面涂層特性等方面。
圖2 熱分析流程 Fig.2 Thermal Analysis Process
考慮高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)飛行,需要綜合考慮艙內(nèi)輻射、傳導(dǎo)、對(duì)流等因素的影響。通常,熱網(wǎng)絡(luò)模型可以簡(jiǎn)單的描述為[9]
式中Ti,Tj分別為節(jié)點(diǎn)i 和節(jié)點(diǎn)j 的溫度;t 為時(shí)間;ci為節(jié)點(diǎn)i 的熱容;Eij為熱輻射的網(wǎng)絡(luò)系數(shù);Dij為熱傳導(dǎo)網(wǎng)絡(luò)系數(shù);qin為內(nèi)熱源;qout為外熱源。
在某飛行器熱分析過程中,為確保熱分析結(jié)果有效、可靠,同時(shí),縮短研制周期并降低成本,采用局部試驗(yàn)修正+整體仿真的熱分析方案。
修正設(shè)備及參數(shù)的選?。褐笇?duì)整器熱分析而言,選取對(duì)熱分析結(jié)果影響較大的“敏感”設(shè)備;指對(duì)待修正設(shè)備而言,選取對(duì)熱分析結(jié)果影響較大的“敏感”參數(shù)。
本文修正設(shè)備的選取主要考慮:a)首次在整器應(yīng)用的新研設(shè)備;b)在整器中超溫風(fēng)險(xiǎn)較大的設(shè)備。
在具體修正過程中設(shè)定兩個(gè)前提:a)所修正的參數(shù)不考慮產(chǎn)品受使用壽命影響的變化;b)所修正的參數(shù)不考慮產(chǎn)品受使用環(huán)境(如大氣壓變化等)影響產(chǎn)生的變化。其次,針對(duì)設(shè)備的待修正熱參數(shù)按照敏感度大小選取。
這里用統(tǒng)計(jì)學(xué)中的相關(guān)系數(shù)定義誤差敏感度,評(píng)價(jià)輸入傳熱參數(shù)對(duì)輸出溫度誤差的影響。具體定義如式(3)所示,其物理意義是當(dāng)自變量從小到大順序變化時(shí),對(duì)因變量相對(duì)順序的變化進(jìn)行統(tǒng)計(jì)。
式中rs為斯皮爾曼等級(jí)相關(guān)系數(shù);n 為抽樣次數(shù);O(Xi)為對(duì)n 次抽樣參數(shù)值進(jìn)行升序排列時(shí),第i 次抽樣的誤差值排列序號(hào);O(OBJi)為對(duì)n 次抽樣溫度進(jìn)行升序排列時(shí),對(duì)應(yīng)第i 次抽樣得到的計(jì)算溫度誤差排列序號(hào)。以敏感度取值0.15 為劃分邊界,大于此值,傳熱參數(shù)與計(jì)算溫度誤差相關(guān)強(qiáng);反之,相關(guān)較弱。
根據(jù)上述原則,以采編、慣性測(cè)量組合、發(fā)射機(jī)、中心程序器、舵機(jī)控制器、主發(fā)伺服控制器等為待修正的單機(jī),修正的參數(shù)包括:安裝接觸熱阻、紅外發(fā)射率以及熱容參數(shù)。其中,慣性測(cè)量組合、舵機(jī)控制器是超溫風(fēng)險(xiǎn)較大設(shè)備,進(jìn)行多參數(shù)修正。其它設(shè)備根據(jù)敏感性選擇修正參數(shù),如圖3 所示,縱軸為設(shè)備待修正熱參數(shù)敏感度,橫軸為待修正設(shè)備及參數(shù)。
圖3 設(shè)備的敏感度分析 Fig.3 Device Sensitivity Analysis
根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)修正選取參數(shù)的取值范圍和理論值以及分布情況如表1 所示。仿真計(jì)算所用的參數(shù)均按表中的理論值給定,參數(shù)取值范圍根據(jù)實(shí)際經(jīng)驗(yàn)在理論值附近取一個(gè)合理誤差。根據(jù)文獻(xiàn)[10]可知,安裝接觸熱阻、紅外發(fā)射率以及熱容等參數(shù)均服從均勻分布。
各設(shè)備修正參數(shù)的選取及分布如表1 所示。表1中理論值是指通常情況下航天器熱分析計(jì)算時(shí)所取的計(jì)算經(jīng)驗(yàn)參數(shù)值;真實(shí)值是本文為了衡量修正結(jié)果進(jìn)行人為設(shè)計(jì)的一組值,因?yàn)閷?shí)際情況下,真實(shí)值無法獲得,只能得知其在某一區(qū)間內(nèi),而在工程實(shí)際應(yīng)用中,可以采用單機(jī)試驗(yàn)值進(jìn)行代替。有部分參數(shù)在理論值附近,但有若干參數(shù)值與理論值誤差較大,旨在評(píng)價(jià)該修正方法的有效性。
表1 設(shè)備修正參數(shù)選取及分布 Tab.l Equipment Correction Parameters Selection and Distribution
續(xù)表1
確定修正參數(shù)及其分布后需要對(duì)其在對(duì)應(yīng)的區(qū)間內(nèi)抽樣,抽樣方法選取拉丁超立方抽樣,抽樣次數(shù)為100 次,待修正參數(shù)的抽樣區(qū)間頻數(shù)統(tǒng)計(jì)和區(qū)間累計(jì)概率如圖4 所示。
圖4 參數(shù)取值范圍 Fig.4 Parameter Range
由圖4 可知,不同的抽樣區(qū)間下抽樣頻率相當(dāng),均在14 次左右,而且累計(jì)概率接近于1,說明參數(shù)抽樣分布符合均勻分布概率模型,并且抽樣次數(shù)充足。圖4 中的累計(jì)概率說明抽樣參數(shù)服從均勻分布,與實(shí)際情況相符。
目標(biāo)函數(shù)是仿真計(jì)算溫度與試驗(yàn)溫度誤差最小的一種表示,衡量了抽樣參數(shù)計(jì)算溫度與試驗(yàn)溫度的“接近程度”。
在該熱分析模型中,計(jì)算公式基于均方根誤差公式,目標(biāo)函數(shù)表達(dá)式為
式中 j 為部件數(shù)目;i 表示離散時(shí)間點(diǎn)數(shù)目;Tji為第j個(gè)部件第i 個(gè)離散點(diǎn)的計(jì)算溫度;Teji為第j 個(gè)部件第i個(gè)離散點(diǎn)的試驗(yàn)溫度。
為了衡量修正結(jié)果,此處試驗(yàn)是指虛擬試驗(yàn),即以真實(shí)值作為輸入進(jìn)行仿真計(jì)算的試驗(yàn)。在工程應(yīng)用中,采用單機(jī)試驗(yàn)值進(jìn)行代替,具體熱試驗(yàn)方法如圖5 所示。
安裝板以及外殼的邊界條件可結(jié)合試驗(yàn)實(shí)際情況、按照飛行器任務(wù)某個(gè)階段的設(shè)備艙瞬態(tài)溫度條件進(jìn)行給定。待修正設(shè)備的幾何尺寸按照設(shè)備的真實(shí)參數(shù)給出。
圖5 設(shè)備熱試驗(yàn)示意 Fig.5 Device Thermal Test Schematic
由仿真結(jié)果可知,修正模型后與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好,溫升曲線基本一致,結(jié)束時(shí)刻各設(shè)備試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果對(duì)比參見表2 所示。
表2 仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比 Tab.2 Comparison of Simulation Results and Test Results
圖6 為以設(shè)備慣組為例的仿真溫度與試驗(yàn)狀態(tài)下數(shù)據(jù)對(duì)比。由圖6 可見,修正后設(shè)備的溫度誤差均在2 ℃以內(nèi)。
圖6 設(shè)備(以慣組為例)仿真與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比 Fig.6 Comparison of Simulation Results and Test Results (Inertial Integrated Navigation System as an Example)
針對(duì)較大敏感度設(shè)備及其熱參數(shù)進(jìn)行單獨(dú)修正是整體修正方法的第1 步,下面根據(jù)前面設(shè)備的修正,進(jìn)行飛行器的整體修正。
按照飛行器發(fā)射場(chǎng)初始溫度20 ℃,飛行前準(zhǔn)備 6 h,飛行時(shí)間1300 s,飛行后設(shè)備艙溫度邊界按熱防護(hù)層內(nèi)冷結(jié)構(gòu)表面溫度考慮。將6 臺(tái)設(shè)備的修正后參數(shù)帶入到飛行器整器熱分析模型中進(jìn)行計(jì)算。為了驗(yàn)證整體修正方法的誤差,將設(shè)備的真實(shí)值進(jìn)行仿真,進(jìn)行結(jié)果對(duì)比。表3 為修正前后溫度與虛擬試驗(yàn)平均誤差。圖7 為修正后艙內(nèi)設(shè)備溫度云圖。
表3 修正前后溫度與虛擬試驗(yàn)平均誤差 Tab.3 Erro Comparion between Temperature and Virtual Test Data before and after Correction
圖7 修正后艙內(nèi)設(shè)備溫度云圖 Fig.7 Temperature Distribution of Revised Results
整體修正后,輸出溫度的誤差情況有了顯著的下降,雖然比設(shè)備單獨(dú)修正時(shí)的誤差略大,但是仍可以控制在3 ℃以內(nèi),可以滿足研制要求。
通過本文研究,可以得到以下結(jié)論:
a)本文提出的瞬態(tài)熱分析模型修正方法,從流程上可降低試驗(yàn)修正參數(shù)的難度,節(jié)約了計(jì)算和試驗(yàn)的工作量,為相關(guān)工程應(yīng)用中的熱分析工作提供參考。
b)經(jīng)對(duì)比分析,局部試驗(yàn)修正后參數(shù),仿真結(jié)果誤差最大不到2 ℃,代入后整器熱分析模型中,仿真結(jié)果的最大誤差可控制在3 ℃以內(nèi),滿足工程應(yīng)用的要求。