張素明

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

高空長航時飛行器以長航時無人機、高空飛艇為典型代表，在搜救、偵查、打擊等任務中具有傳統(tǒng)有人駕駛飛機無可比擬的優(yōu)勢。目前，無人機的動力裝置主要有活塞發(fā)動機、渦噴發(fā)動機、渦扇發(fā)動機、渦槳發(fā)動機、渦軸發(fā)動機、沖壓發(fā)動機等。

隨著用戶對飛行器飛行高度、速度和留空時間提出了新的要求，飛行器為了滿足用戶的極端使用需求，采用火箭動力或者組合動力的長航時飛行器應運而生并逐步走向?qū)嶋H工程應用。

火箭動力或者組合動力系統(tǒng)采用的推進劑通常為常溫燃料，燃料冰點相對較高。當飛行器在高空大氣環(huán)境中長時間以亞音速或亞跨音速飛行時，受到外部低溫大氣環(huán)境的影響，飛行器內(nèi)部貯箱、管路、閥門等儀器設備的溫度將會逐漸降低，尤其是飛行器動力系統(tǒng)燃料貯箱內(nèi)的燃料，溫度過低會導致燃料結冰無法使用，很可能造成飛行器爆炸等；燃料溫度不均勻則會對動力系統(tǒng)性能造成較大影響，甚至會造成動力系統(tǒng)失效。因此，迫切需對飛行器燃料進行溫控控制，以確保飛行器動力系統(tǒng)可以長時間正常工作。

中高空是一種典型的低溫、低氣壓、低空氣密度、強太陽輻射環(huán)境，嚴重影響了推進劑的使用環(huán)境。與此同時，長航時飛行器對上機設備的重量要輕，壽命要長，運行和維護成本要低，否則直接影響飛行器總體性能指標。

由于飛行器執(zhí)行的任務剖面極具靈活性，而任務剖面直接影響飛行器所處的氣溫、氣壓、太陽輻射等環(huán)境參數(shù)，進而導致飛行器內(nèi)外部溫度環(huán)境很難仿真和試驗模擬，這對溫度環(huán)境控制設計提出了嚴峻的挑戰(zhàn)。

本文通過熱仿真試驗、地面溫控試驗，以及飛行試驗3種方法相結合，逐步對溫度環(huán)境進行修正，實現(xiàn)對熱控功能進行優(yōu)化和改進設計。在嚴苛的系統(tǒng)功率限制條件下，實現(xiàn)了飛行器燃料溫度的有效控制，確保了動力系統(tǒng)長時間可靠運行。同時，該系統(tǒng)方案工程可實現(xiàn)性強，功率小、重量輕，系統(tǒng)總重量不到5 kg，與傳統(tǒng)設計方法相比減輕10 kg以上。

1 溫度環(huán)境分析

精準的熱分析是溫控系統(tǒng)設計的前提，否則會造成熱控能力不足，影響飛行器功能，或者造成熱控能力浪費，造成體積、重量、功率、經(jīng)費的浪費，影響飛行器性能。

飛行器所處外部環(huán)境為中高空大氣層，飛行器執(zhí)行任務過程中，飛行高度和飛行速度與實際飛行剖面控制相關，外界溫度和大氣環(huán)境變化大。

同時，飛行器內(nèi)部設備多，結構復雜，設備所處的熱環(huán)境受多方因素影響，包括：

1)儀器內(nèi)部發(fā)熱；

2)內(nèi)部稀薄空氣與外部空氣熱傳導；

3)通過飛行器口蓋與外界空氣熱對流；

4)飛行器高速飛行氣動加熱傳導；

5)太陽輻射使飛行器表面加熱等。

同時，飛行器內(nèi)部各安裝結構也對熱傳導造成影響，局部發(fā)熱和傳熱的因素眾多，單純的熱仿真分析技術難以模擬真實氣動加熱和換熱系數(shù)。地面熱試驗難以模擬飛行器巡航飛行過程的氣動加熱和稀薄空氣熱對流環(huán)境，以及飛行器內(nèi)部各設備的發(fā)熱和吸熱過程，因此很難通過單一手段對其進行優(yōu)化設計和驗證。

通過查詢GJB1172.12-91《軍用設備氣候極值空中氣溫》，評估飛行器飛行高度的外空氣溫度范圍為-30～-71 ℃，考慮到飛行器的飛行速度，首先計算氣動加熱對飛行器表面溫度的影響。

飛行器高速飛行時會產(chǎn)生很高的恢復溫度，氣動加熱的恢復溫度一般按照式(1)確定：

teff=(tamb+273)[1+0.18M2]-273

(1)

式中,teff為氣動加熱后的恢復溫度，tamb為外界環(huán)境空氣溫度；M指飛行器飛行馬赫數(shù)。

以極限低溫-71 ℃為計算邊界，假設以0.65～1馬赫為速度邊界，計算得到恢復溫度曲線如圖1所示，其溫度下邊界為-55 ℃(0.65馬赫時刻)。

圖1 恢復溫度與飛行速度曲線

分析可見，以-55 ℃為飛行器艙壁溫度下限，開展對于飛行器艙內(nèi)設備熱分析是合理的；同時，由圖1可以看出，隨著飛行器速度的升高，飛行器表面恢復溫度逐步升高，以0.65～1馬赫為速度邊界，本文以-30～-55 ℃為飛行器動力艙內(nèi)壁表面空氣溫度范圍開展系統(tǒng)設計。

2 系統(tǒng)架構設計

2.1 總體方案設計

以飛機、巡航導彈為代表的大氣層內(nèi)飛行器的溫控傳統(tǒng)上采用兩種方案解決，一種是直接引用發(fā)動機產(chǎn)生的熱氣或者載機產(chǎn)生的適宜的環(huán)控氣體，對被控對象進行溫度調(diào)節(jié)；另一種是裝備獨立的制冷/制熱系統(tǒng)，消耗電能來實現(xiàn)被控對象的溫度控制。第一種方案需要飛行器上設計專用的環(huán)控管道等結構，結構復雜度高，增加的系統(tǒng)重量大；第二種方案通常耗電量巨大，對飛行器的供電或能源系統(tǒng)要求高。

而衛(wèi)星熱控系統(tǒng)一般設計專門的熱控系統(tǒng)，由被動元件和加熱器,恒溫箱及熱管組成。被動元件有多層隔熱層,熱控涂層和恒溫絕熱層。熱管作用是對有關部件進行熱補償。對于飛行任務復雜,衛(wèi)星體內(nèi)部或外部熱流變化大或溫控要求很高的衛(wèi)星,必須在被動溫控的基礎上,附加一些有效的主動溫控方法,如百葉窗,電加熱器,相變材料及對流控制系統(tǒng)等。

為了滿足飛行器在低溫、低氣壓、低空氣密度條件下的使用需求，同時對溫控相關設備的重量輕，壽命長，運行和維護成本要低，不影響飛行器總體性能?？紤]到飛行器長期處在低溫環(huán)境中，溫控系統(tǒng)采用在飛行器上裝備獨立的制熱系統(tǒng)，不裝備制冷相關設備，以減小設備規(guī)模，提高系統(tǒng)可靠性。

為了降低功率消耗，對溫控對象采取隔熱保溫措施，降低燃料通過貯箱和外界環(huán)境的熱交換效率，以提高熱控效果。

2.2 溫控功率需求分析與優(yōu)化

飛行器機體通常采用金屬材料外殼，外殼為非密封結構。加注燃料的貯箱為橢球形金屬薄壁結構，通過結構安裝支架安裝在飛行器柱形金屬外殼結構內(nèi)部。

通過理論分析計算初步得到飛行階段飛行器內(nèi)壁表面空氣溫度條件為：-30～-55 ℃。燃料貯箱對溫控的主要需求如下：

1)貯箱外部空氣溫度最低為-55 ℃；

2)由于飛行器總功率限制，可分配到貯箱的加熱或制冷功率不能超過50 W；

3)溫控系統(tǒng)設計需將貯箱內(nèi)燃料溫度控制范圍為：-10～30 ℃；

4)飛行器反復起降使用，需滿足多次使用的溫度、濕度和力學條件需要；

5)盡可能減小體積和重量，增強可靠性。

理論分析飛行器飛行過程中殼體內(nèi)空氣溫度條件為-30～-55 ℃，需采取加熱和隔熱措施，才能將貯箱內(nèi)燃料溫度保持在合適范圍內(nèi)。以-55 ℃為極限邊界條件對燃料貯箱在此低溫環(huán)境下的溫度變化進行了計算，結果如下：

1)燃料貯箱不采取隔熱與加熱措施時在-55 ℃環(huán)境中較長時間(≥1 h)后殼體與燃料的溫度分布不均，靠近燃料出口位置和赤道位置溫度較低，約為-40 ℃；隨著時間的推移，燃料溫度逐步趨近-55 ℃。

2)燃料貯箱表面包覆5 mm厚隔熱材料，按相同初始條件進行仿真，得出1 h后靠近燃料出口位置和赤道位置溫度較低，約為-33 ℃；且同樣隨著時間的推移，燃料溫度逐步趨近-55 ℃。

可見，如無主動加熱控制時，即便包覆隔熱材料也無法滿足燃料貯箱的溫度需求，因此必須采取主動加熱和被動隔熱雙重措施來保證燃料溫度。

2.3 加熱組件產(chǎn)品選擇

加熱組件通常由電熱材料、電絕緣材料和引線三部分構成。目前工程上使用最多的電加熱組件有薄膜型、套管型和噴涂型3種。

薄膜型電加器由兩層或多層絕緣薄膜、中間夾以電熱材料組成，電熱材料常用銅合金，薄膜多使用聚酰亞胺。其突出特點是厚度小、質(zhì)量輕，可以按要求制作成片狀或帶狀，工藝性好。一般采用膠粘的方式固定在被加熱物體的表面，施工方便，易于工程實現(xiàn)。

從飛行器在大氣層內(nèi)飛行所經(jīng)歷的濕熱環(huán)境，以及工藝可實施性等方面考慮，對貯箱選用薄膜型電加熱器進行加熱。

2.4 隔熱組件產(chǎn)品選擇

由于加熱功率受限，為了提高熱利用效率，燃料貯箱加熱部位考慮采用隔熱材料進行包覆。通常使用的隔熱材料主要為多層隔熱材料，多層隔熱材料一般由低發(fā)射率的反射屏和低熱導率的間隔物交替疊合而成。

反射屏一般為有機薄膜(聚酯膜、聚酰亞胺膜)鍍鋁(單面或雙面)，其中聚酯薄膜應用最多，使用溫度范圍可達-190～120 ℃，強度與聚酰亞胺薄膜相當?shù)杀靖?。間隔層一般是網(wǎng)狀織物(尼龍絲、滌綸絲或玻璃纖維編織物)、疏松狀的纖維材料(玻璃纖維、石英纖維、合成纖維等)、泡沫塑料等，其中網(wǎng)狀織物尺寸穩(wěn)定性好、質(zhì)量輕，應用最為廣泛。

雙面鍍鋁聚酯薄膜與尼龍編織物構成的多層隔熱組件，該產(chǎn)品在衛(wèi)星上廣泛使用，質(zhì)量穩(wěn)定，當量導熱率小于0.05 W/(m·K)，產(chǎn)品厚度可以根據(jù)需要定制。

因此，燃料貯箱外部擬用此類隔熱組件進行包覆，材料厚度可根據(jù)仿真計算結果來選擇。

2.5 溫度控制電路設計

溫度控制電路設計時采用主動熱控方式，即周期采集各測點溫度，根據(jù)溫度情況對貯箱進行加熱控制，控制電路主要由溫控器、電加熱器、溫度傳感器、電纜網(wǎng)等設備組成。系統(tǒng)組成與接口關系見圖2。

圖2 熱控電路原理圖

溫控器通過溫度傳感器獲得溫度信號，與設定值進行電壓比較、判斷后，控制電加熱器的工作。由電加熱器提供熱量。溫控器由測量電路、加熱器控制電路、電壓比較器，以及遙測電路組成。

當環(huán)境溫度較低時，比較器輸入低于設定的控溫閾值下限，比較器輸出高電平，控制其后的驅(qū)動電路中的電子開關(三極管或MOS管)導通，加熱回路閉合，加熱器開始加熱，環(huán)境溫度上升。當環(huán)境溫度較高時，比較器輸入高于設定的控溫閾值上限，使比較器輸出低電平，控制其后的驅(qū)動電路中的電子開關(三極管或MOS管)截止，加熱回路斷開，加熱器停止加熱，環(huán)境溫度下降，達到控溫效果。

為了降低溫控設備的體積和重量，滿足飛行器長期使用的特點，以及力學和溫度環(huán)境需求，不同于一般電子設備采用的28 V供電模式，本溫控電路設計時采用100 V直流供電，有效降低電纜上的工作電流，進而降低電纜線徑，降低電纜網(wǎng)重量。

此外，電加熱器控制電路中的電子開關選用光-MOS繼電器，相比電磁繼電器，該繼電器重量輕、無開關次數(shù)限制，同時具有輸入輸出光伏隔離、開關速度快、使用壽命長、環(huán)境適應性強、高可靠等特點。

3 系統(tǒng)仿真與試驗驗證

3.1 溫控效果仿真分析

為驗證溫控系統(tǒng)設計效果，對系統(tǒng)設計方案進行仿真分析和驗證。仿真計算中以飛行器金屬殼體為定溫邊界，殼體溫度與環(huán)境溫度相同，貯箱表面為自然對流換熱邊界，自然對流換熱系數(shù)大約取為3 W/m2，貯箱黑度取為0.3，殼體黑度取為0.8。

隔熱材料為多層隔熱組件，初溫與貯箱相同，表面吸收率為0.12，發(fā)射率為0.05，當量導熱系數(shù)為2×10-2W/(m·K)。

燃料貯箱表面按照50 W熱流，電加熱帶加熱施加位置針對熱仿真溫度較低區(qū)域進行布置，即布置在靠近燃料出口和貯箱赤道位置。按照不包覆隔熱材料、包覆3 mm厚隔熱材料，以及包覆5 mm厚隔熱材料進行仿真計算，結果如下：

1)在貯箱不包覆隔熱材料情況下，由于燃料貯箱熱容較大，在距離電加熱帶較遠的位置，由于加熱效果不明顯，燃料溫度偏低，最低到-22 ℃，不滿足使用需求。

2)在貯箱包覆3 mm厚隔熱材料情況下，計算結果發(fā)現(xiàn)，燃料整體溫度基本都在0 ℃左右，赤道局部區(qū)域燃料溫度最低，到-12 ℃。可見，采取主動加熱并包覆隔熱材料的措施效果明顯。

3)在貯箱包覆5 mm厚隔熱材料情況下，計算結果發(fā)現(xiàn)，燃料溫度基本都在0 ℃左右，赤道局部區(qū)域燃料溫度最低，到-8 ℃。增強包覆隔熱材料到5 mm厚度對加熱效果有一定的增強。但是，隨著隔熱材料厚度的增加，對工程施工造成一定不利的影響。

3.2 地面試驗修正

3.2.1 地面試驗狀態(tài)

地面試驗采用低溫環(huán)境試驗箱來模擬飛行器外界環(huán)境變化，但無法模擬飛行器表面氣動加熱過程和稀薄空氣熱對流過程。為了較為真實模擬飛行器狀態(tài)，試驗過程中飛行器試驗件I象限向下，按照水平飛行的姿態(tài)，放在低溫箱內(nèi)的托架上，試驗件安裝狀態(tài)見圖3所示。

圖3 地面模擬試驗狀態(tài)示意圖

試驗過程中，-55 ℃冷氣由低溫箱前端上部進風口吹入，模擬飛行器內(nèi)表面空氣溫度環(huán)境。

在貯箱上共兩個溫度控制點編號分別為T1和T2，并在飛行器內(nèi)部I～IV象限分別布置溫度監(jiān)測測點。

3.2.2 殼體內(nèi)溫度梯度差異

在溫度環(huán)境試驗箱降低溫度到-55 ℃保持一段時間后，通過溫度監(jiān)測測點發(fā)現(xiàn)殼體內(nèi)垂直方向上的溫度梯度明顯，I、III象限的溫差最大為14～16 ℃；而水平方向上的溫度梯度不明顯。分析原因為殼體內(nèi)部相對真實環(huán)境，空氣流動性差，造成較大溫度梯度。

圖4 殼體內(nèi)垂直和水平溫度梯度(地面試驗1)

燃料貯箱在溫箱-55 ℃環(huán)境下保持一段時間后，貯箱上兩個測點溫度分別為23.3 ℃(T1)和3.7 ℃(T2)。溫度差異明顯，但都高于燃料的正常工作溫度，系統(tǒng)工作正常。

圖5 貯箱溫控點溫度(地面試驗1)

通過試驗發(fā)現(xiàn)，低溫箱內(nèi)溫度降至-55 ℃并保持一段時間的過程中，殼體內(nèi)空氣最低溫度在-30～-50 ℃之間，且分布不均。殼體內(nèi)空氣各處溫度測點總體上看，有加熱組件的結構附近，及上部III象限附近溫度較高，而下部I象限附近溫度較低。

地面試驗中由于殼體內(nèi)空氣處于相對封閉空間的自然對流狀態(tài)，空氣溫度分布受加熱源及重力影響，呈現(xiàn)明顯的不均勻。

而飛行器殼體為非密封結構，飛行器飛行過程中，由于殼體內(nèi)外壓差的存在導致了殼體內(nèi)空氣向殼體外流出，一方面殼體內(nèi)的對流更強烈，另一方面，殼體內(nèi)空氣密度更小，殼體內(nèi)空氣溫度分布也將更均勻，溫度梯度會明顯降低。

3.2.3 燃料貯箱安裝位置優(yōu)化

為進一步評估殼體內(nèi)溫度梯度分布，將金屬殼段旋轉調(diào)整90°放置，即為IV象限向下，繼續(xù)上述試驗。

圖6 殼體內(nèi)垂直和水平溫度梯度(地面試驗2)

通過地面溫度環(huán)境試驗發(fā)現(xiàn)，垂直方向上的溫度梯度不及上一工況明顯，II、IV象限的溫差最大為10 ℃。貯箱上兩個測點溫度分別為12 ℃(T1)和10 ℃(T2)即殼體內(nèi)溫度梯度變化減小，且貯箱上兩個溫度測點溫度差異較小。

因此，綜合考慮將貯箱安裝方向旋轉90°安裝將更有利于貯箱燃料的溫度控制，燃料的溫度分布更均勻，從而使得飛行器發(fā)動機性能更穩(wěn)定，更有利于飛行器正常工作。

3.3 飛行試驗驗證

按優(yōu)化有的設計狀態(tài)參加飛行器的飛行試驗，經(jīng)過多個飛行架次的飛行，實際測得燃料貯箱溫度變化如圖7所示，兩個溫度測點分別是24.3 ℃(T1)和21.7 ℃(T2)，二者溫度差異與優(yōu)化狀態(tài)后的地面試驗接近，證明優(yōu)化后的方案更加合理。

圖7 貯箱溫控點溫度(飛行試驗)

飛行器殼體表面空氣溫度最低約-33 ℃，飛行器殼體中心部位(靠近貯箱)內(nèi)空氣溫度變化如圖8所示，II象限和IV象限的溫度差異最大約4.5 ℃

綜合分析飛行試驗數(shù)據(jù)可知：真實環(huán)境中，艙內(nèi)空氣稀薄，垂直方向上殼體內(nèi)溫度梯度小于地面試驗結果，實際溫控效果要好于仿真試驗和地面試驗結果，系統(tǒng)設計方案可行。

4 結束語

本文針對高空長航時飛行器在低溫環(huán)境中對燃料貯箱進行溫度控制的功能需求，以及工程中對溫控功能的重量、體積、功率、可靠性，以及工程可實現(xiàn)性提出的要求，開展溫控系統(tǒng)設計和優(yōu)化。系統(tǒng)設計中對溫控模式的選擇、加熱組件、隔熱組件，以及加熱控制電路進行了設計，并通過理論仿真對溫控效果進行了分析。

通過地面試驗發(fā)現(xiàn)理論計算與地面試驗存在較大差異，尤其是飛行器殼體內(nèi)溫度分布在垂直方向上存在較大溫度梯度變化，為了優(yōu)化溫控效果，將燃料貯箱的安裝位置進行了優(yōu)化設計。

通過飛行試驗，發(fā)現(xiàn)實際飛行效果優(yōu)于地面環(huán)境試驗結果，進一步驗證了理論分析和地面試驗對溫控效果的預估。

在電路設計時，采用100 V高壓供電和C-MOS繼電器控制，有效減輕設備重量。在進行加熱組件、隔熱組件選擇時，通過系統(tǒng)仿真和工程模裝等手段，對系統(tǒng)進行優(yōu)化，做到功能、性能和工程可實現(xiàn)性最優(yōu)。

但是，本方案設計時并未充分考慮飛行器內(nèi)部設備發(fā)熱等因素，尤其是發(fā)動機工作階段的熱環(huán)境更加復雜多變，勢必對溫控效果造成影響。同時，在飛行試驗也發(fā)現(xiàn)飛行器長時間飛行過程中，太陽輻射會使得飛行器表面加熱效果較為可觀，從而影響到飛行器內(nèi)部溫度分布等。上述問題還需后續(xù)改進和優(yōu)化設計，已取得更好的溫控效果。