李言青,宣益民

南京航空航天大學 能源與動力學院,南京 210016

直升機具有機動靈活、快速機動的優(yōu)點,在戰(zhàn)爭中得到越來越廣泛的應用。在未來軍事作戰(zhàn)中要求直升機具有巡航速度更快、續(xù)航能力更強、可靠性更高等性能,這就要求直升機在攜帶有限燃料的前提下,提高整機能量利用率,實現(xiàn)能量的綜合高效利用。同時,未來直升機將裝備大功率發(fā)動機和電子設備,這加劇了直升機系統(tǒng)和整機的熱管理問題。而紅外抑制和復合材料的機身設計,使得機身重量和散熱能力受到了極大的限制。因此,面對未來直升機的熱管理和紅外抑制需求,從整機層面統(tǒng)籌管理整機熱量,合理匹配熱沉梯級利用方法,在提高能量利用率的同時,保障各子系統(tǒng)安全工作,并降低整機紅外輻射特性是未來直升機技術的發(fā)展方向。

子系統(tǒng)的熱管理問題已被廣泛地研究并應用于不同類型的飛行器中。Balland等[1]研究了高速運輸機的熱管理循環(huán),基于燃油預熱和電能與機械能的相互轉化關系設計了熱/能量管理系統(tǒng),通過評估得到了在給定飛行任務下的可行設計方案。Doman[2-3]提出了一種典型噴氣式飛機的燃油熱管理系統(tǒng),該系統(tǒng)主要用于確定最佳的巡航條件,推導了以燃料作為熱沉時,飛機性能參數(shù)和大氣環(huán)境參數(shù)等因素對燃油溫度的影響。Haselbach等[4]描述了未來大型民用飛機的發(fā)動機系統(tǒng)、集成方法和潛在的好處。Seki等[5]提出了一種基于空氣/燃油和蒸發(fā)循環(huán)相結合的綜合熱管理系統(tǒng),該研究的目的是有效地減少未來多電飛機的沖壓阻力和燃料消耗。Esser等[6]介紹了未來高超聲飛行器中4種熱管理方法(2種被動方法和2種主動方法),通過模擬仿真和測試,驗證了這4種熱管理方法的可行性。Zilio等[7]通過對被動冷卻技術和主動冷卻技術的適當結合,提出了一種應用于直升機的航空電子設備熱管理方案,開發(fā)了原理樣機,通過試驗測試了不同熱載荷下的系統(tǒng)性能。NASA格倫研究中心[8]為商用飛機設計了一套熱管理系統(tǒng),在飛機內部布置熱傳輸管路網絡,通過聲波管提取發(fā)動機廢熱,通過熱泵、熱管和燃油系統(tǒng)提取電子設備廢熱,將這些低品位熱轉化為高品位熱之后,通過管路網絡將熱量傳遞到全機身,經回收利用之后,回到發(fā)動機燃燒室,用以增加發(fā)動機功率。真正的廢熱最后由排氣系統(tǒng)排出,既解決了整機的熱管理問題,又提高了發(fā)動機功率,降低了燃油消耗率。歐洲TOICA項目[9]打算從根本上改進飛機器的設計方法,研究內容包括發(fā)展協(xié)同仿真能力；提高數(shù)據(jù)的生成、管理和成熟度；提出新的熱管理方法；評估和驗證已有的開發(fā)能力和技術通用性等方面。

另一方面,隨著紅外探測技術的發(fā)展,直升機受到紅外武器打擊的威脅。目前,直升機主要采用排氣紅外抑制器和紅外抑制涂層2種手段來降低直升機的紅外輻射。YAH-64“阿帕奇”直升機上的“黑洞”紅外抑制器是一種低成本、沒有任何移動部件的系統(tǒng)[10],它通過混合管將新鮮的冷空氣和發(fā)動機熱排氣混合,大大降低了排氣系統(tǒng)的紅外輻射信號。A129“貓鼬”直升機也采用了類似的紅外抑制器[11]。“海豚”直升機上的波瓣紅外抑制器由于其優(yōu)越的引射能力和混合效率被人們廣泛地研究[12-17],探討了波瓣的渦旋結構和混合機理。RAH-66“科曼奇”直升機是把紅外隱身、雷達隱身與氣動布局三者統(tǒng)籌考慮的直升機[18-19],其紅外抑制器位于尾梁中,采用獨特的長條形排氣口設計,有足夠的長度使發(fā)動機的排氣和外界冷卻空氣充分摻混。在直升機表面涂覆紅外隱身涂層能夠有效降低其紅外輻射,從而增強直升機的隱蔽性,其具有工藝簡單、不改變目標外形等優(yōu)點。隨著技術的成熟和發(fā)展,紅外隱身涂層的研究主要集中在如何降低涂層發(fā)射率、如何實現(xiàn)涂層高溫穩(wěn)定性、涂層自適應紅外隱身技術以及涂層多波段兼容隱身設計等方面。

綜上所述,雖然人們在直升機子系統(tǒng)的熱管理(如電子設備冷卻系統(tǒng)設計[7]、環(huán)控系統(tǒng)設計分析[20]以及紅外抑制設計[17-18])和整機紅外輻射特性的研究都已經取得了進展。但不管是固定翼飛機還是直升機,在這兩個方面的研究仍是獨立分析和獨立優(yōu)化,沒有考慮耦合的影響。當處理系統(tǒng)熱問題時,人們主要關注子系統(tǒng)的熱傳遞問題,即熱量的產生、提取、傳輸及耗散等過程。當設計紅外抑制措施時,主要為對紅外涂層和排氣紅外抑制器的設計研究。從直升機整機的角度出發(fā),其紅外輻射特性不僅受到紅外涂層和紅外抑制器設計的影響,還受到飛機內部各系統(tǒng)部件的散熱量和機身表面的散熱口布置的影響,這些影響因素相互影響和制約,必須統(tǒng)籌考慮和分析。

因此,為了應對未來直升機面臨的熱管理和紅外抑制問題,需要從整機層面探究熱管理和紅外輻射特性耦合機制,對熱/質實現(xiàn)優(yōu)化分配和動態(tài)管理,同時發(fā)展熱量高效轉換與利用技術,以實現(xiàn)能量利用效率的提高,并優(yōu)化整機紅外輻射性能的目的。本文從直升機整機系統(tǒng)的結構特點、系統(tǒng)工作原理和能量平衡關系出發(fā),基于熱/質流產生、收集傳輸、儲存利用和傳熱關系,建立了以系統(tǒng)部件為內部邊界條件、外環(huán)境為外部邊界條件的整機耦合傳熱模型,通過數(shù)值仿真得到系統(tǒng)工作狀態(tài)、整機溫度和紅外輻射特性,并以此提出了3個熱優(yōu)化方向,為直升機整機熱管理和紅外抑制提供方法支撐。

1 直升機能量平衡關系

直升機整機溫度和紅外輻射特性分布受到內部因素和外部因素的共同影響,能量平衡關系如圖1所示。在直升機外部,旋翼產生的下洗流場、前飛流場和飛行環(huán)境共同影響了整機周圍的對流換熱,環(huán)境冷空氣與發(fā)動機熱排氣摻混,降低了熱排氣溫度。同時,熱排氣受到外流場的影響,沖擊后機身、尾槳涵道和垂直尾翼使其表面溫度升高。另外,機身表面還受到太陽、天空和地面輻射以及環(huán)境溫度、濕度等外部環(huán)境因素的影響。而在直升機內部,各子系統(tǒng)及其部件之間存在能量耦合關系,且部件作為內熱源,其產生的熱量通過固體結構的熱傳導、艙內空氣的熱對流和壁面間熱輻射的形式影響直升機整機內部的溫度分布。因此,在進行直升機整機熱管理和紅外抑制設計研究時,必須綜合考慮內外影響因素的耦合作用,通過對整機熱量合理調控與管理,既提高整機能量利用率,又降低機身表面溫度,優(yōu)化紅外輻射性能。

圖1 直升機能量平衡關系Fig.1 Energy balance of helicopter

根據(jù)直升機系統(tǒng)特點、能量需求和散熱需求,要在整機層面建立直升機熱管理和紅外抑制的耦合分析方法仍需考慮以下困難和挑戰(zhàn)：① 直升機各子系統(tǒng)相對獨立且尚未提出整機熱管理的概念；② 對整機子系統(tǒng)的集成熱管理需要重新考慮能量利用策略、部件互聯(lián)和性能的可靠性；③ 發(fā)動機和電子設備功率的提高需要設計更高冷卻效率的冷卻系統(tǒng)；④ 發(fā)動機性能的提升使得其散熱量和排氣溫度升高,從而導致整機紅外輻射強度增大；⑤ 熱管理方法與紅外抑制設計相互影響且制約,因此需要統(tǒng)籌建模、分析和優(yōu)化；⑥ 在直升機整機層面的系統(tǒng)綜合一體化改造需建立完善的能效評估體系。

2 整機熱模型

本文所采用的物理模型如圖2所示,結構包括駕駛艙、電子設備艙、油箱、發(fā)動機艙和主減速器艙等結構。2個發(fā)動機位于機身兩側發(fā)動機艙內；駕駛艙設有座椅、駕駛控制電子設備；電子設備艙設有電子設備箱；油箱位于駕駛艙下側。模型主要參數(shù)為：起飛總重量4 000 kg,機身長11.6 m,機身寬2.0 m,機身高3.6 m。主旋翼采用4片槳葉,直徑為6.0 m,轉速為350 r/min。

圖2 典型直升機結構Fig.2 Typical helicopter structure

本文所建立的直升機熱管理和紅外輻射特性耦合仿真和優(yōu)化方法如圖3所示,首先基于能量流動和功能的耦合關系,建立部件級、子系統(tǒng)級和整機級的能量耦合計算模型,描述部件及子系統(tǒng)的共同工作關系和部件散熱情況；然后建立以系統(tǒng)部件為內部邊界條件、外環(huán)境為外部邊界條件的直升機整機耦合傳熱計算模型,探究直升機的流場、溫度場和紅外輻射特性分布；最后根據(jù)仿真結果提出優(yōu)化方向,如系統(tǒng)布局和能量利用策略、紅外抑制器、隔熱和低紅外發(fā)射率涂層等多方面的改進優(yōu)化方法。通過這種方法耦合建模、分析和優(yōu)化,實現(xiàn)整機的熱量統(tǒng)籌管理。

2.1 子系統(tǒng)能量耦合計算模型

直升機艙內各個部件的散熱情況影響了直升機內部空間的溫度分布。要計算各部件的散熱情況,首先要建立各部件的能量耦合關系。根據(jù)直升機內部各部件結構特點、工作原理和部件間的能量平衡關系,可建立如圖4所示的直升機子系統(tǒng)能量耦合關系示意圖[21],包括旋翼子系統(tǒng)、發(fā)動機子系統(tǒng)、燃料子系統(tǒng)、滑油子系統(tǒng)和環(huán)境控制子系統(tǒng)。其中,電子冷卻子系統(tǒng)和液壓子系統(tǒng)簡化為燃油子系統(tǒng)中的熱載荷。

圖3 熱管理和紅外輻射特性耦合仿真和優(yōu)化方法Fig.3 Coupling simulation and optimization method of thermal management and infrared radiation characteristics

圖4 直升機子系統(tǒng)能量耦合關系[21]Fig.4 Energy coupling relationship of helicopter subsystems[21]

發(fā)動機子系統(tǒng)是直升機能量最大來源,軸功由自由渦輪輸出經傳動系統(tǒng)傳向主旋翼子系統(tǒng)、尾槳等各類附件。在穩(wěn)態(tài)工況下,各部件滿足質量平衡、能量平衡和功率平衡關系,發(fā)動機的共同工作特性可根據(jù)以下方程迭代計算[21]：

(1)

在動態(tài)工況下,上述穩(wěn)態(tài)共同工作特性不再滿足,此時發(fā)動機的動態(tài)共同工作特性滿足容積動力學和轉子動力學方程[22]：

(2)

旋翼子系統(tǒng)的需求功率Pr根據(jù)飛行高度、馬赫數(shù)和飛行環(huán)境確定,則發(fā)動機軸輸出功Pe與旋翼需求功率Pr的關系為[23]

Pr=ζ·Pe

(3)

式中：ζ為機械傳遞效率。

(4)

式中：θ為空氣利用系數(shù)；Qcabin為駕駛艙或者電子設備艙的熱載荷；cba為引氣比熱容；Tcabin為駕駛艙或者電子設備艙的控制溫度；Tin為進口溫度。

(5)

子系統(tǒng)及其各部件的詳細熱力學數(shù)學模型見文獻[21]。通過對子系統(tǒng)能量耦合性能的仿真可獲得直升機各部件的工作參數(shù)和散熱情況。

2.2 流場和溫度場耦合傳熱模型

直升機整機流場、溫度場和紅外輻射特性受到飛行環(huán)境、飛行馬赫數(shù)、旋翼流場、排氣流場、太陽輻射和機身內部部件的散熱情況等因素的綜合影響。因此,流場和溫度場計算涉及到的計算區(qū)域包括直升機內部和外部空間,控制方程包括連續(xù)性方程、動量守恒方程、能量守恒方程、組分輸運方程以及輻射傳輸方程。連續(xù)性方程應用于整個計算流體中,適用于可壓和不可壓流體：

(6)

式中：ρ為密度；v為速度矢量；Sm為質量源項。慣性坐標系下的動量方程為

(7)

式中：p為靜壓；τ為應力張量；ρg是重力產生的體積力；F為附加體積力或其他自定義源項。計算域中的能量守恒方程為

(8)

式中：E為總能；keff為流體的有效導熱系數(shù)；T為溫度；hj和Jj分別為組分j的焓和擴散通量；τeff為有效應力張量；Sh為能量源項。輻射熱流是作為能量方程中的一個能量源項考慮,因此,在計算區(qū)域內需要考慮輻射傳輸方程,即

(9)

式中：I(r,s)為輻射強度；r為位置矢量；s為方向矢量；s為沿程長度；α為吸收系數(shù)；σs為散射系數(shù)；n為折射系數(shù)；σ為Stefan-Boltzmann常數(shù)；s′為散射方向向量；Φ為散射相函數(shù)；Ω′為立體角。

發(fā)動機高溫排氣中含有的二氧化碳、水蒸氣等氣體也會參與輻射傳輸,且與環(huán)境冷空氣進行摻混,所以在整個計算域內需要考慮氣體組分輸運方程：

(10)

式中：Yj為組分的當?shù)刭|量濃度。

固體壁面的對流換熱系數(shù)可計算如下：

(11)

通過運用數(shù)值方法求解式(6)～式(10),即可獲得直升機整機溫度分布。求解思路又可分為整體耦合求解法和區(qū)域分解求解法。整體耦合求解法是對直升機所有求解區(qū)域進行流場和溫度場的耦合求解,流固界面轉化為求解區(qū)域內部,不再需要設置界面的邊界條件,簡化了數(shù)值計算問題的處理,這里不再贅述；區(qū)域分解求解法是將直升機所有區(qū)域劃分為幾個子區(qū)域,分別建立各子區(qū)域的數(shù)值計算模型,再考慮各區(qū)域之間的相互影響,必須給出不同區(qū)域界面處的邊界條件,再建立整體的數(shù)值計算模型,如下所述：

2.2.1 直升機內部傳熱數(shù)值計算模型

對于區(qū)域分解的數(shù)值計算方法,在直升機艙內部流體域中,可運用集總參數(shù)法描述艙內空氣溫度的變化,則能量平衡方程式(8)可寫為[25]

(12)

當環(huán)控系統(tǒng)關閉時,艙內流動狀況為大空間內的自然對流條件下的換熱,則艙內表面的換熱系數(shù)hc可以計算如下[26]：

(13)

式中：Nuc為艙內努塞爾數(shù)；Gr為格拉曉夫數(shù)；Pr為氣體普朗特數(shù)；kc為艙內氣體導熱系數(shù)；l為特征尺寸；系數(shù)C和指數(shù)b與物體幾何形狀及GrPr數(shù)值的大小等因素有關。艙內定性溫度Tm采用邊界層的算數(shù)平均數(shù)計算,即

(14)

式中：Tw為艙內壁面表面的溫度；T∞為未受壁面影響流體的溫度。

當環(huán)控系統(tǒng)開啟時,艙內流動狀況為強迫流動條件下的對流換熱,則艙內表面的換熱系數(shù)hc根據(jù)以下公式計算[24]：

hc=11.34+5.84vc

(15)

式中：vc為艙內氣流速度。

艙內熱載荷包括各種部件的散熱和乘員生理散熱等,其中,發(fā)動機是艙內的最大熱源,對整機溫度分布有很大影響。根據(jù)子系統(tǒng)能量耦合模型可獲得發(fā)動機主流氣體沿發(fā)動機軸向的溫度分布Tg(x),則沿發(fā)動機軸向的機匣表面溫度分布根據(jù)以下公式計算：

(16)

式中：a為熱擴散系數(shù)；r為機匣半徑；r1和r2分別為機匣內、外半徑；h1和h2分為機匣內外側的對流換熱系數(shù)；kw為機匣材料導熱系數(shù)；Tw1和Tw2分別為機匣內壁面和外壁面的溫度；qg,rad為高溫氣體對機匣內側的輻射換熱量；qc,rad為機匣外側與艙內其他壁面的輻射換熱量。直升機艙內第i個表面的凈輻射熱流qi可以表示為

qi=Ji-Gi=εiEbi-αiGi

(17)

式中：Ji和Gi分別為第i個表面的有效輻射和入射輻射；εi為表面發(fā)射率；Ebi為第i個表面的黑體輻射；αi為表面吸收率。有效輻射Ji可以表示為[27]

(18)

式中：Ti為表面溫度；ρi為表面反射率。

假設艙內無二氧化碳和水蒸氣等參與性介質,則入射輻射可以用以下公式計算：

(19)

式中：Fi-j為面元i對面元j的輻射角系數(shù),可通過蒙特卡洛法來計算。

2.2.2 蒙皮簡化處理

直升機蒙皮將內外區(qū)域的傳熱關系耦合起來,蒙皮主要采用復合蜂窩材料,結構和傳熱原理如圖5所示,當蜂窩板受到熱載荷作用時,其內部存在3種傳熱方式,即蜂窩芯固體和氣體的導熱換熱、蜂窩芯內表面間的輻射換熱以及蜂窩芯內氣體的對流換熱。

為了簡化計算,本文將蜂窩蒙皮簡化為具有一定厚度的固體壁面。因此,在蒙皮中,連續(xù)性方程和動量守恒方程式(8)不再求解,且認為熱量只在厚度方向上傳遞,則能量方程退化為熱傳導方程,即

(20)

式中：ρequ、cequ和kequ分別為蒙皮等效密度、等效比熱容和等效導熱系數(shù)；hc和ho分別為蒙皮內側和外側的對流換熱系數(shù)；Tc,w和To,w分別為艙蒙皮內側和外側的壁面溫度；Te為蒙皮外側附面層溫度；qc,rad為蒙皮內側壁面與艙內其他壁面之間的輻射換熱量,可根據(jù)式(17)～式(19)計算；qo,rad為蒙皮外側壁面與環(huán)境、機身其他壁面和熱排氣之間的輻射換熱量。

1-下面板;2-蜂窩芯;3-上面板圖5 蒙皮結構示意圖Fig.5 Schematic diagram of skin structure

蒙皮等效密度、等效比熱容和等效導熱系數(shù)可分別根據(jù)以下公式計算[28-29]：

(21)

(22)

(23)

式中：ρs和ρg分別為蜂窩芯內部的固體和氣體的密度；As和Ag分別為蜂窩芯橫截面中固體和氣體所占的面積；cs和cg分別為固體和氣體的比熱；ks和kg分別為固體和氣體的導熱系數(shù)；krad為蜂窩芯內部輻射導熱系數(shù),可根據(jù)以下公式計算[28-29]：

(24)

式中：ξ為蜂窩芯的高徑比；ε為蜂窩單元內表面發(fā)射率；L為蜂窩芯高度；T1、T2分別為蜂窩板上下表面的溫度。

蒙皮外側壁面輻射換熱中的環(huán)境入射輻射包括太陽輻射、地面輻射、天空背景輻射等[25,30],則qo,rad可根據(jù)以下方程計算：

qo,rad=εiEbi-αi(Gg+Gs)i-

(25)

式中：Gs和Gg分別為機身其他壁面和熱排氣的入射輻射；αi,s為i表面的太陽吸收率；A′i為考慮遮擋后i表面被太陽照射到的部分在垂直于太陽入射光線的平面上的投影面積；Ai為i表面的實際換熱面積；qD為太陽直射輻射；qd為太陽散射輻射；qR為地面對太陽的反射輻射；qsky為天空輻射；qgr為地面輻射。太陽直射輻射根據(jù)以下公式計算：

qD=rsIscPma

(26)

式中：rs為日地間距引起的修正值；Isc為太陽常數(shù)；P為大氣透明度；ma為大氣質量。水平面和傾斜面的太陽散射輻射qd分別用以下公式計算:

(27)

(28)

式中：C1和C2為經驗系數(shù),其值取決于大氣透明情況；hs為太陽高度角；βs為斜面傾角。直升機接收地面對太陽的反射輻射qR根據(jù)以下公式計算：

(29)

式中：ρgr為地面反射率。

對于晴朗天空,傾斜表面上的天空輻射qsky和地面輻射qgr可分別用以下公式計算：

(30)

(31)

式中：εsky為大氣等效發(fā)射率；Ta為空氣溫度；εgr為地表表面發(fā)射率；Tgr為地面溫度。

艙外蒙皮還會受到其他壁面和高溫排氣的熱輻射,假設熱排氣無散射,則輻射傳輸方程式(9)可以簡化為

(32)

將該方程在傳輸方向上進行離散,即將光線傳遞的行程l分為n層,設第m層的厚度為Δlm,則其他壁面和高溫排氣的入射輻射Gg+Gs可以用以下方程計算[31]：

Ebg(T1)[1-τ(1)]+

(33)

式中：Ebg為氣體黑體輻射；Fi-j為面元i對面元j的輻射角系數(shù)；Tm為第m層氣體溫度；τ(m)為第m層氣體的透射率,可用以下公式計算[31]：

τ(m)=exp[-Δlmα(m)]

(34)

式中：α(m)表示第m層氣體的吸收系數(shù),與氣體的溫度、壓力和組分濃度等參數(shù)有關。若光線從機身固體壁面射出時,E(0)為對應固體壁面的有效輻射；當光線從天空或地面射出時,E(0)=0。

2.2.3 直升機外部傳熱數(shù)值計算模型

在直升機外部,飛行環(huán)境、旋翼氣流、排氣氣流和機身形狀等因素都會對直升機外部的氣流速度、溫度和排氣組分分布產生影響,從而影響直升機的紅外輻射特性。因此,需要耦合求解方程式(6)～式(10)來計算艙外空氣流場、溫度場和氣體組分分布。其中,飛行環(huán)境溫度Th和壓力Ph根據(jù)以下公式確定：

Ph=

(35)

式中：H為飛行高度。

前飛速度V0根據(jù)以下公式計算：

(36)

式中：Ma為飛行馬赫數(shù)。

旋翼槳盤處的誘導速度分布v1(r)可根據(jù)旋翼子系統(tǒng)模型計算,則旋翼槳盤處的速度V1分布為誘導速度v1(r)和前飛速度V0的矢量和[23]：

V1=V0+v1(r)

(37)

發(fā)動機排氣口的溫度、質量流量和壓力根據(jù)發(fā)動機模型計算。排氣口的氣體組分根據(jù)發(fā)動機空氣和燃油的流量,并按照化學平衡方程式確定(燃油化學式以C12H23為例)[32]：

C12H23(l)+17.75·αaO2+17.75×3.76·αaN2→

12CO2+11.5H2O+17.75×3.76·αaN2+

17.75·(αa-1)O2

(38)

式中：αa為余氣系數(shù)(過量空氣系數(shù))。

艙外空氣的流動一般按照平板強迫對流的情況處理,則蒙皮外表面的換熱系數(shù)ho可根據(jù)以下方程確定[24]：

(39)

式中：Re為氣體雷諾數(shù);ko為艙外氣體導熱系數(shù)。艙外定性溫度計算中,艙外溫度一般取為附面層的溫度Te,即

(40)

式中：re為恢復系數(shù)。

2.3 紅外輻射通量計算模型

對于直升機任一單元表面上的總輻射通量Etotal包括自身輻射通量Eλ1-λ2和反射輻射通量ER兩部分：

Etotal=Eλ1-λ2+ER

(41)

其中,自身紅外輻射通量可以由普朗特公式[26]出發(fā),通過對其在紅外波段范圍的積分得到,即

(42)

式中：λ1和λ2分別為給定的紅外波段范圍的上下限；ελ為單元表面的光譜發(fā)射率；B1為第一輻射常數(shù)；B2為第二輻射常數(shù)。反射輻射通量可以用以下公式計算：

(43)

式中：ρλ為單元表面對第j個背景的光譜反射率；Hλ為第j個背景(如太陽、天空、地面等)的光譜輻射能量,分別可根據(jù)式(26)～式(31)計算。

3 計算結果與討論

直升機典型飛行剖面如圖6所示,該飛行剖面包含了水平加速、勻速上升、水平勻速、水平減速、勻速下降等典型飛行過程,總歷時1 200 s(20 min)。圖7所示為部分部件能量耦合模型仿真計算結果。從圖中可見,燃燒室出口溫度和排氣溫度的變化主要受馬赫數(shù)影響,且由于發(fā)動機容積慣性和轉子慣性的影響,溫度變化存在一定的響應時間。滑油的回油溫度和燃油的進油溫度隨飛行的時間變化逐漸上升。飛行任務結束時,滑油的回油溫度上升至382 K,燃油進油溫度上升至358 K。燃油和滑油的溫度變化主要受到飛行狀態(tài)、燃油和滑油循環(huán)中各個熱源部件的發(fā)熱量以及散熱器布局的影響。

圖6 典型直升機飛行剖面Fig.6 Typical flight profile of helicopter

圖7 能量耦合模型計算結果Fig.7 Computational results of energy coupling model

直升機流場和溫度場計算的網格如圖8所示。計算域包括直升機內部和外部2個計算域,面網格采用三角形網格,體網格采用非結構化四面體網格。在計算得到直升機各個子系統(tǒng)的工作參數(shù)和散熱量之后,將旋翼下洗速度分布、發(fā)動機機匣溫度分布、外環(huán)境溫度和壓力、機身內部熱源散熱量和太陽輻射強度以邊界條件的形式賦到流場和溫度場耦合計算模型中。圖9所示為網格無關性驗證,共生成了網格數(shù)量為222萬和445萬兩套網格,網格質量均大于0.2,仿真時間間隔采用0.5 s和1 s,監(jiān)控點為發(fā)動機排氣口中心處的氣體溫度。從計算結果可知,采用222萬網格、0.5 s時間間隔的算例和445萬網格、0.5 s時間間隔的算例的計算結果已基本吻合,因此為了節(jié)約計算資源,本文采用222萬網格、0.5 s時間間隔的算例。

仿真計算工況如圖6所示,圖10所示為直升機在120 s時刻的整機溫度分布,此時排氣溫度約為895 K。從圖中可以看出,在前飛狀態(tài)中,整機溫度最高的區(qū)域為排氣管周圍區(qū)域。同時發(fā)動機整流罩受到發(fā)動機散熱和熱排氣的影響,溫度較高。同時,發(fā)動機熱排氣在前飛流場和旋翼流場的共同作用下沖擊垂直尾翼,使得垂直尾翼溫度升高。

圖8 計算域和網格細節(jié)Fig.8 Computational domains and mesh details

圖9 網格無關性驗證Fig.9 Mesh independence verification

直升機3～5 μm波段和8～14 μm波段的固體壁面紅外輻射通量分布如圖11和圖12所示。從圖中可知,在3～5 μm波段中,紅外輻射通量最大的區(qū)域為發(fā)動機系統(tǒng)影響區(qū)域,可以清楚地看到排氣管和發(fā)動機機匣壁面的紅外輻射通量。在8～14 μm波段,發(fā)動機系統(tǒng)影響區(qū)域的機身蒙皮和垂直尾翼的紅外輻射通量明顯增大。

圖10 直升機整機溫度分布Fig.10 Temperature distribution of helicopter

圖12 8～14 μm波段紅外輻射通量Fig.12 Infrared radiation flux in 8-14 μm band

4 熱管理優(yōu)化分析

基于以上計算結果,本文提出了在熱管理和紅外抑制的優(yōu)化過程中以空間層面、時間層面和熱回收利用為出發(fā)點的3個優(yōu)化方向。在空間層面,分析了部件層面的換熱器設計和子系統(tǒng)層面系統(tǒng)布局的優(yōu)化設計方法。在時間層面,分析了影響發(fā)動機和換熱器時間常數(shù)的因素。在熱回收利用方面,提出了熱回收利用的熱管理方案,分析該改進方案對發(fā)動機性能和紅外輻射特性的優(yōu)化效果。

4.1 空間層面

直升機各個系統(tǒng)的空間結構呈現(xiàn)3個層次結構,即整機層、子系統(tǒng)層和部件層。熱源也呈現(xiàn)空間分布的不均勻性和隨時間變化的特點。因此,要實現(xiàn)整機層面的熱利用最優(yōu),就需要在這3個層次上逐步優(yōu)化。下文以部件層的換熱器和整機層的系統(tǒng)布局為例分析空間層面的熱優(yōu)化。

4.1.1 換熱器優(yōu)化

隨著直升機性能需求的不斷提高,整機不同部位的熱載荷增加,這就需要設計不同形式的換熱器以適應不同的散熱需求,如高效電子設備換熱器和機身蒙皮換熱器等。

傳統(tǒng)電子設備的冷卻方法是空氣主動冷卻,該方法簡單可靠,但已快到冷卻極限,不能滿足高熱流密度的換熱要求。液體冷卻的換熱系數(shù)及比熱容比空氣大得多,具有更高的冷卻效率,同時采用泵驅動式的閉式循環(huán)系統(tǒng)的工作能力也更穩(wěn)定可靠。圖13所示為電子設備液體冷卻系統(tǒng)及其冷板結構的安裝示意圖。

由于圓角S型流道具有壓力損失小、冷卻效果好、流量分配均勻等優(yōu)點,本文設計了如圖14所示的4種改型S型流道結構。

計算工況和邊界條件為：電子模塊元器件的尺寸和功率見表1所示,冷板的厚度為5 mm,進口冷卻液的流速為0.5 m/s,溫度為300 K,系統(tǒng)的環(huán)境設為空氣,空氣自然對流的換熱系數(shù)設為8 W/(m2·K),環(huán)境溫度設為300 K。

圖13 電子設備液體冷卻系統(tǒng)Fig.13 Liquid cooling system for electronic equipment

圖14 4種S型流道冷板結構Fig.14 Four S-type cold plate structures

表1 電子元器件尺寸和功率Table 1 Size and power of electronic components

仿真結果如圖15和表2所示,在入口流量相同的情況下,流道數(shù)量增加導致單通道內流速降低,但流道數(shù)目的增加使得換熱更加充分,所以結構a、b、c的冷卻效果相差不大。隨著流道數(shù)目的增加,沿程的壓力損失降低,在加工工藝和強度允許的前提下,可適當增加流道數(shù)目,如結構c。沿著流動方向,液體溫度逐漸上升,上游芯片溫度明顯低于下游芯片溫度,均溫性不夠好,故可考慮在上下冷卻液接口均設置流體進出口。在流道中增加強化換熱翅片的設計結構d的壓力損失更小,冷卻效果更優(yōu)。

圖15 溫度分布Fig.15 Temperature distribution

表2 冷板溫度計算結果Table 2 Computational results of cold plate temperature

直升機飛行速度低,艙外空氣可作為熱沉使用,如圖16所示為一種蒙皮冷卻液-空氣換熱器,該換熱器將冷卻通道安裝在直升機蒙皮內部,管道中流體的熱量通過管壁釋放到蒙皮上再擴散到外部冷卻氣流中。這種散熱器可布置的面積大,不僅將直升機內部的熱量擴散到外部環(huán)境中,同時換熱器翅片產生旋渦使直升機后體邊界層的內外氣流摻混,增加了邊界層內氣流的能量,增強了抵抗逆壓梯度、延緩分離的能力,因此該換熱器設計還達到了減阻的目的。

圖16 直升機蒙皮換熱器Fig.16 Helicopter skin heat exchanger

4.1.2 系統(tǒng)布局優(yōu)化

典型直升機子系統(tǒng)布局如圖17所示,各個系統(tǒng)分散,只有在燃滑油換熱器處有熱量交換,燃油系統(tǒng)無回油。各個子系統(tǒng)的熱量不易統(tǒng)一管理,且燃油流量小,不能作為冷卻流體。因此,為了將各子系統(tǒng)集成和對熱量的統(tǒng)一管理,采用如圖18所示的子系統(tǒng)設計,以燃油和沖壓空氣為熱沉。將電子設備冷卻子系統(tǒng)、滑油子系統(tǒng)、液壓子系統(tǒng)、環(huán)控子系統(tǒng)和燃油子系統(tǒng)集成起來。

圖17 典型直升機子系統(tǒng)布局Fig.17 Typical layout of helicopter subsystem

圖18 直升機子系統(tǒng)集成熱管理Fig.18 Integrated thermal management of helicopter subsystems

針對子系統(tǒng)的集成回路設計,本文設計了以下4種回路布局方案：

1) 簡單串聯(lián)帶回路的布局方案

這種布局方案增加了進油路上的燃油流量,依次帶走電子設備冷卻回路、環(huán)控系統(tǒng)、滑油回路和液壓回路的熱量,如圖19所示,一部分燃油進入發(fā)動機,其余的燃油經回油路返回油箱。

2) 換熱器并聯(lián)的布局方案

對于換熱器數(shù)目較多的系統(tǒng),使用串聯(lián)式布局會大大增加沿程阻力,為了使系統(tǒng)維持在額定流量下需要選擇較大功率的泵,這將增加系統(tǒng)的熱載荷,增加燃油溫度,降低換熱器的換熱性能。因此,將滑油回路換熱器和液壓回路換熱器并聯(lián)設置,如圖20所示,2個支路的燃油流量根據(jù)熱載荷的比例進行分配。

3) 分主輔換熱器的布局方案

直升機飛行速度低,可利用沖壓空氣來輔助冷卻。同時,冷卻回油燃油后的沖壓空氣溫度不高,可在冷卻回油燃油之后對發(fā)動機引氣作初步冷卻。在滑油回路和液壓油回路設置主輔換熱器,在主換熱器換熱不足的情況下,可開啟輔助換熱器做進一步換熱,如圖21所示。

4) 輔助換熱器冷側為沖壓空氣的布局方案

當燃油循環(huán)流量較小或輔助換熱器換熱效率較低的情況下,為了提高換熱效率,可將輔助換熱器設計為以沖壓空氣為冷側流體的布局方案,如圖22所示。

為了比較上述不同回路布局方案的換熱性能,取一般巡航狀態(tài),飛行高度1 km,馬赫數(shù)0.25作為系統(tǒng)設計點,各回路的熱載荷和循環(huán)流量如表3和表4所示。

圖19 換熱器串聯(lián)的布局方案1Fig.19 Series layout 1 of heat exchangers

圖21 分主輔換熱器的布局方案3Fig.21 Layout 3 with main and auxiliary heat exchangers

圖22 輔助換熱器冷側為沖壓空氣的布局方案4Fig.22 Layout 4 of auxiliary heat exchangers with ram air on cold side

不同布局穩(wěn)態(tài)仿真結果如表5所示,沿進油方向,燃油溫度逐漸上升,使得布置在流路下游的換熱器換熱效率降低。布局2方案的整體溫升和布局1一致。因此,當在進油路上換熱部件較少時可采用布局1的設計。但當換熱部件較多時,為避免壓頭損失,采用并聯(lián)式的布局2較合適。采用布局3的設計降低了發(fā)動機引氣進入環(huán)控次級換熱器的溫度,使該換熱器燃油出口溫度降低約4.7 K,提高了滑油換熱器和液壓油換熱器的換熱效率?；秃鸵簤河统隹跍囟确謩e降低了11.8 K和10.9 K,換熱量增加,提高了燃油進油溫度。當輔助換熱器換熱效率較低時,可通過沖壓空氣輔助冷卻,如布局4。

表3 各回路熱載荷Table 3 Thermal load of each circuit

表4 各回路循環(huán)油量Table 4 Mass flow rate of each circuit

表5 監(jiān)控點計算溫度Table 5 Computational temperature of monitoring points

4.2 時間層面

空間層面的穩(wěn)態(tài)仿真并不能反應實際飛行狀態(tài)變化過程中的時間響應。直升機飛行工況的改變是通過控制燃油進油油量以改變發(fā)動機輸出功率來實現(xiàn)的,而發(fā)動機的工況變化導致引氣參數(shù)和發(fā)動機散熱量等各種參數(shù)的變化,這些參數(shù)都會影響環(huán)控子系統(tǒng)、燃油子系統(tǒng)等其他系統(tǒng)中部件的工作狀態(tài)和散熱量。飛行工況變化也影響了換熱器中沖壓空氣的參數(shù)。因此,各系統(tǒng)間的耦合導致整個系統(tǒng)的時間響應問題非常復雜。整個系統(tǒng)中存在以下3種類型的時間響應[33]：

1) 控制體內與流體的可壓縮性相關的慣性

(44)

2)熱部件的熱慣性

(45)

式中：cv和cp分別為控制體內氣體定容比熱容和定壓比熱容。

3)機械轉動部件的轉動慣性

(46)

式中：J為轉動慣量；ω為轉動角速度；Psurplus為剩余功率。

對于發(fā)動機來說,各部件容積小,容積慣性和熱慣性相對于轉動慣性而言,其趨于平衡的速度更快,因此,轉軸是發(fā)動機動態(tài)模型中的最大慣性環(huán)節(jié)。圖23所示為直升機加速過程仿真結果。仿真時間為200 s,飛行馬赫數(shù)在100 s時從0.2加速到0.25。從仿真結果可見,轉動慣量越大,發(fā)動機工作參數(shù)達到穩(wěn)定的時間越久。當轉動慣量為J時,工作參數(shù)再次達到穩(wěn)定所需的時間約為25 s；當轉動慣量為2J時,工作參數(shù)再次達到穩(wěn)定所需的時間約為50 s。

另外,系統(tǒng)中有大量的換熱器設備,對系統(tǒng)的動態(tài)換熱特性有較大的影響。換熱器時間常數(shù)的影響因素很多,包括進口流量、進口溫度、傳熱系數(shù)、擾動類型、換熱器整體材料、尺寸結構以及流動布置等因素。氣/氣換熱器的主要蓄熱環(huán)節(jié)為金屬壁面的蓄熱,時間常數(shù)可以表示為金屬壁面的熱慣性時間常數(shù)。而在氣/液換熱器和液/液換熱器中,冷側工質的比熱容大,其蓄熱能力不能忽略。本文以燃油/滑油換熱器為例,仿真計算了不同因素對換熱器動態(tài)換熱特性的影響,如圖24～圖26所示。從圖中可知,換熱器質量越輕,通道高度尺寸越小,壁厚越小,則時間常數(shù)越小。

圖23 轉動慣量對發(fā)動機時間響應的影響Fig.23 Effect of moment of inertia on engine time response

圖24 材料屬性對換熱器出口溫度的影響Fig.24 Effect of material properties on outlet temperature of heat exchanger

圖25 流道高度對換熱器出口溫度的影響Fig.25 Effect of channel height on outlet temperature of heat exchanger

圖26 壁厚對換熱器出口溫度的影響Fig.26 Effect of wall thickness on outlet temperature of heat exchanger

4.3 熱回收利用方法

目前直升機上應用較多的增壓和防冰供氣源來自發(fā)動機壓氣機引氣。在飛行高度為1 km,馬赫數(shù)為0.2的工況下,不同引氣量對發(fā)動機的影響如表6所示。隨著對發(fā)動機引氣量的減少,發(fā)動機主流氣體溫度均明顯降低,因此,發(fā)動機的散熱量顯著降低。在發(fā)動機輸出軸功率不變的情況下,主流氣體流量隨著引氣量的減少而增大。圖27 說明了引氣量的減少可降低燃油消耗流量,當發(fā)動機引氣量為主流流量的4%時,燃油消耗流量比無引氣時增加了約4%(從0.043 kg/s增加到0.044 8 kg/s)；當發(fā)動機引氣量為主流流量的10%時,燃油消耗流量比無引氣時增加了約10%(從0.043 kg/s增加到0.047 5 kg/s)。由此可見,降低引氣量不僅可以降低發(fā)動機的散熱量,還能降低燃油消耗流量,從而降低排氣溫度和紅外輻射強度。

為了降低發(fā)動機熱影響區(qū)域的固體紅外輻射和熱排氣的氣體輻射,減少引氣量,并利用排氣中的可用熱量,本文設計了如圖28所示的熱回收利用熱管理方案,采用非發(fā)動機引氣的環(huán)控系統(tǒng)設計,并對尾氣熱、滑油熱和電子設備熱進行回收利用,模式包括制冷模式和制熱模式。在制冷模式中,環(huán)控系統(tǒng)冷媒在座艙的蒸發(fā)器中吸收空氣中的熱量,在電子設備換熱器中吸收電子設備液冷循環(huán)中的熱量,通過制冷循環(huán)在冷凝器中將熱量傳遞給外界環(huán)境。此時,熱回收利用循環(huán)不工作。在制熱模式中,熱回收利用循環(huán)開始工作,環(huán)控系統(tǒng)冷媒在蒸發(fā)器和熱回收換熱器中吸收環(huán)境、滑油和尾氣中的熱量,在電子設備換熱器中吸收電子設備液冷循環(huán)中的熱量,通過制冷循環(huán)在座艙冷凝器中將熱量傳遞給座艙空氣。熱回收循環(huán)包括滑油熱回收循環(huán)和尾氣熱回收循環(huán),由載冷劑將滑油和尾氣中的熱量輸運至熱回收換熱器和防冰部件。這種非發(fā)動機引氣的環(huán)控系統(tǒng)設計方案通過耦合多個換熱器,實現(xiàn)了環(huán)境控制系統(tǒng)、廢熱回收利用和防冰系統(tǒng)的一體化。

表6 不同引氣百分比對發(fā)動機的影響

圖27 不同引氣百分數(shù)對燃油消耗流量的影響Fig.27 Effect of different percentages of bleed air on fuel consumption mass flow rate

圖28 熱回收利用熱管理方案Fig.28 Thermal management scheme for heat recovery and utilization

為了進一步說明熱回收利用熱管理方案對直升機紅外輻射特性的影響,取原始方案與熱管理方案做比較。其中,原始方案引氣百分比為10%,熱管理方案無引氣,且假設通過熱管理方案從尾氣中提取50 kW的熱量用于進氣道防冰或座艙加溫。此時,原始方案排氣溫度為947 K,熱管理方案排氣溫度為812 K。圖29所示為發(fā)動機熱影響區(qū)域溫度分布,圖30和圖31所示分別為3～5 μm波段和8～14 μm波段機身固體壁面的紅外輻射通量分布。通過減少引氣和排氣熱回收利用的措施,使得燃油消耗流量降低,從圖中可知發(fā)動機機匣及其熱影響區(qū)域的溫度明顯降低,紅外輻射通量明顯降低。

5 結 論

1) 根據(jù)直升機系統(tǒng)特點、熱管理和紅外抑制的需求,分析了影響直升機溫度和紅外輻射特性的內部因素和外部因素,并提出了整機熱管理和紅外輻射特性耦合仿真和優(yōu)化思路以及需要考慮困難和挑戰(zhàn)。

2) 基于整機熱/質流和能量平衡關系,建立了以系統(tǒng)部件為內部邊界條件、外環(huán)境為外部邊界條件的直升機整機溫度和紅外輻射特性計算模型。

3) 直升機整機系統(tǒng)呈現(xiàn)3個層次結構,即整機層、子系統(tǒng)層和部件層,熱源也呈現(xiàn)空間分布的不均勻性和隨時間變化的特點。本文從空間層面、時間層面和熱回收利用方法3個方向出發(fā),以換熱器結構設計、系統(tǒng)布局設計、部件的時間響應和廢熱回收利用方案設計為例分析了整機熱管理和紅外抑制的優(yōu)化方向。

圖29 發(fā)動機熱影響區(qū)域的溫度分布Fig.29 Temperature distribution in engine affected region

圖30 3～5 μm波段紅外輻射通量Fig.30 Infrared radiation flux in 3-5 μm band

圖31 8～14 μm波段紅外輻射通量Fig.31 Infrared radiation flux in 8-14 μm band

4) 本研究是指導直升機整機系統(tǒng)設計、部件選型、熱防護和紅外抑制設計的第一步,可為直升機綜合熱管理和紅外抑制的設計提供依據(jù)。但整機能量利用策略、部件互聯(lián)的性能可靠性需要進一步試驗驗證。同時,在直升機整機層面的一體化系統(tǒng)改造需要建立更全面、更完善的能效評估方法。