航天返回與遙感第35卷第3期76SPACECRAFT RECOVERY REMoTE sensing2014年6月某航空相機(jī)載荷艙熱分析與熱設(shè)計李春林王貴全趙振明(北京空間機(jī)電研究所,北京100094)摘要航空相杋的熱控設(shè)計需要解決流動與傳熱的耦合問題。文章提岀某航空相杋載荷艙在復(fù)雜飛行環(huán)境中上升、巡航、下降全過程的熱分析及熱設(shè)計方法:確定載荷艙熱分析數(shù)據(jù)流,采用專業(yè)熱分析軟件、流體計算軟件計算輻射外熱流、氣動外熱流,以及等效對流換熱系數(shù)沿壁面分布情況及與馬赫欻的變化關(guān)系。將熱環(huán)境賦予載荷艙熱分析模型,通過熱分析軟件與自開發(fā)程序迭代對載荷艙兩饣極端工況進(jìn)行了仿真分析。結(jié)果表明,據(jù)此設(shè)計的光學(xué)窗口內(nèi)表面溫度高于露點(diǎn)溫度10℃以上,得到的載荷艙熱分析結(jié)果滿足熱控指標(biāo)要求,熱設(shè)計方案合理可行。關(guān)鍵詞載荷艙熱分析熱設(shè)計航空相機(jī)中圖分類號:V2456文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A文章編號:1009-8518(2014)03-0076-08DOl:10.3969/issn.10098518.2014.03.010Thermal Analysis and Design of an Aerial Camera PodLI Chunlin WANG Guiquan ZHAO Zhenming(Beijing Institute of Space Mechanics Electricity, Beijing 100094, China)Abstract Flow simulation and thermal analysis should be integrated in aerial camera thermal design. Inthis paper, thermal analysis and thermal design method are given for an aerial camera pod in complex environ-ment of its ascending, cruising and descending processes. Firstly, the thermal environment of aerial camera podis analysed based on the data flow, including radiation heat flux calculated by software RadcAD, aerodynamicheat flux, and effective convection heat transfer coefficients vs Mach numbers(Ma) along the exterior surfacecalculated by software FLUENT. Subsequently, thermal environment is put into the entire pod model, with twoextreme conditions simulated through self-developed code coupled with SINDA/F software. Finally, based onthe analysis above, the temperature of the interior optical widow is 10 C higher than the dew point temperatureof the humid air. In addition, the thermal analysis results of entire aerial camera pod can satisfy the requirement,and the thermal design method is feasible and reasonableKey words aircraft pod; thermal analysis; thermal design; aerial camera0引言目前,航空相機(jī)一般常用于大型偵察機(jī)、無人機(jī)的航拍任務(wù),未來也將在臨近空間飛行器上發(fā)揮巨大的應(yīng)用價值。作為航空相機(jī)、電子設(shè)備與外界環(huán)境的邊界與屏障,載荷艙直接接觸復(fù)雜大氣環(huán)境對航空相機(jī)的成像品質(zhì)和壽命起著決定性的作用23目前的研究主要集中于工作在平流層內(nèi)的浮空器及對流層內(nèi)的航空器載荷艙的熱分析,如:文獻(xiàn)[4建立了平流層飛艇的熱分析模型,側(cè)重于浮空器蒙皮光學(xué)特性的設(shè)計;文獻(xiàn)[5]建立了熱平衡模型,對比了采用熱空收稿日期:2014-01-22第3期李春林等:某航空相杋載荷艙熱分析與熱設(shè)計文獻(xiàn)[6,]建立了機(jī)載電子艙的空氣環(huán)控系統(tǒng)及光學(xué)窗口下降過程結(jié)露瞬態(tài)模型;文獻(xiàn)[8,9對飛行速度Ma=07、外部空氣環(huán)境溫度56℃的航空相機(jī)主光學(xué)系統(tǒng)進(jìn)行了熱設(shè)計。然而,對工作在對流層,載荷艙外壁面對流換熱、摩擦引起的氣動加熱分布不均,以及載荷艙光學(xué)窗口防結(jié)露等引入的熱控問題,目前的研究較為匱乏。本文首先建立載荷艙熱分析數(shù)據(jù)流,針對某航空相杋載荷艙構(gòu)建熱力掌模型,從輻射換熱環(huán)境、對流換熱環(huán)境、摩擦氣動熱環(huán)境、光學(xué)窗口防結(jié)露等幾個方面進(jìn)行分析,并完成了載荷艙的熱控方案設(shè)計。1載荷艙熱分析數(shù)據(jù)流圖1為航空相機(jī)整體熱分析數(shù)據(jù)流,其中載荷艙熱分析數(shù)據(jù)流包括如下4部分:1)通過飛行的熱環(huán)境參數(shù)由 RadcAD軟件計算載荷艙的輻射熱環(huán)境,包括太陽直射、地球反照、地球一大氣系統(tǒng)紅外輻射機(jī)腹的輻射換熱;2)通過飛行參數(shù)、幾何結(jié)構(gòu)由 FLUENT(UDF)軟件計算載荷艙外壁面對流換熱系數(shù)及氣動熱;3)通過經(jīng)驗公式及高空探測數(shù)據(jù),分析計算光學(xué)窗口結(jié)露點(diǎn);4)根據(jù)以上熱環(huán)境分析結(jié)果進(jìn)行初步熱控設(shè)計,再由 SINDA/ FLUINT軟件進(jìn)行詳細(xì)熱分析,反復(fù)迭代形成最終的熱控方案匚飛行的熱環(huán)境分析飛行的流場分析圖表面發(fā)射率及吸「物性參數(shù)荷艙外形結(jié)構(gòu)執(zhí)RadCADICEM+FLUENT(UDF球一大氣系統(tǒng)紅外輻射!傳導(dǎo):內(nèi)熱源,流換熱及摩進(jìn)氣口:駐滿反上以氣動力機(jī)腹的輻射換熱冰熱載察窗結(jié)露算經(jīng)驗計算相機(jī)王體析SINDA/FLUINT型(含熱環(huán)控技術(shù)要求照典型飛行狀況及像特點(diǎn)選擇極端工況載荷艙整體外合理布置控溫理布置風(fēng)扇總壓點(diǎn),加熱功率」位置,管路出流執(zhí)航空相機(jī)整體熱設(shè)計,選擇合適的熱控產(chǎn)品,結(jié)果用于指導(dǎo)熱平衡試驗隨定熱平衡試驗方案,進(jìn)行熱試驗,得到試驗結(jié)果否表示主分析流程修正熱分析模型表示需輸入的關(guān)鍵參數(shù)熱設(shè)計完園【嘉示航荷沐構(gòu)線化社之響流圖1航空相機(jī)熱分析數(shù)據(jù)流Fig 1 Thermal analysis data flow of aerial caTHCN MHE航天返回與遙感2014年第35卷2載荷艙熱環(huán)境分析航空相機(jī)通過載荷艙裝配于載機(jī)上,根據(jù)具體任務(wù)要求的不同,所處熱環(huán)境不盡相同。但是描述航空相機(jī)載荷艙熱傳遞的基本原理是一致的,主要傳熱方式為對流換熱與輻射換熱。下文所述的航空相機(jī)載機(jī)飛行環(huán)境如下:典型飛行高度為12km,巡航時與空氣的相對速度為167m/s,載機(jī)爬升、下降時垂直于地面速度大小為3m/s,載機(jī)由地面起飛,爬升至12km高度,巡航10800s后下降返回地面。2.1載荷艙熱力學(xué)模型載荷艙的熱平衡關(guān)系如圖2所示,以方程形式表示為Osun +Reflect +De-air +2-(2rad +2+cond(1)式中ρ為載荷艙密度;c為載荷艙等效熱容;T為載荷艙溫度;t為時間;Ωω為太陽直接熱輻射;ρ灬ns為地球反射太陽熱輻射;￠εar為地球—大氣系統(tǒng)熱輻射;ρ為艙內(nèi)熱載荷的散熱量;Qad為載荷艙與環(huán)境背景的輻射換熱;Ωαo和ρε分別為載荷艙與周圍環(huán)境的對流換熱及氣動熱;Ωεo為載荷艙與載機(jī)的熱傳導(dǎo)。由式(1)可以看出,載荷艙溫度波動受到以下參數(shù)的影響:Qum,Qne,￠Emr,ρ,Qnad,Qom,ρ灬r, Condo其中載荷艙無內(nèi)熱源⑨=0,而Ωm因載荷艙懸掛方式不同,計算方法亦不同,且載荷艙與載機(jī)之間隔熱安裝,因此本文暫不考慮。太陽飛行速度O大氣地球圖2載荷艙熱平衡示意Fig. 2 The thermal environment for aerial camera pod2.2輻射換熱環(huán)境航空相機(jī)載荷艙的熱輻射環(huán)境主要來自太陽輻射、地面(包括云層)的熱輻射和反射。對于以往大部分的航空相機(jī)來講,載荷艙懸掛于航空器的腹部或底部,因受航空器的遮擋,所以在通常條件下,避開了熱流密度最大的太陽直接輻射中大部分的能量,故相機(jī)接受的輻射外熱流主要由地球一大氣系統(tǒng)的反射和地球—大氣系統(tǒng)輻射兩部分構(gòu)成。而近年來發(fā)展的無人機(jī)載荷艙,通常安裝在無人機(jī)的頭部附近導(dǎo)致太陽熱輻射會直接作用到載荷艙上,此時載荷艙接受的輻射外熱流除以上兩部分外還包括太陽熱輻射。表1為低溫、高溫工況時,所取各輻射外熱流匯總10l本文所涉及的計算參數(shù)均選取北緯45°的標(biāo)準(zhǔn)天氣象參數(shù)。中國煤化工CNMHG第3期李春林等:某航空相杋載荷艙熱分析與熱設(shè)計表1輻射外熱流Tab. 1 External radiation heat fluxes飛行時間太陽輻照(W/m2地球反照率地球紅外/W/m2)大氣等效溫度/K12月至1月低高下午六點(diǎn)0.08189.36月至7月中午12點(diǎn)l0820.33261.22302、3對流換熱環(huán)境對流換熱gωm包括溫差引起的對流換熱及摩擦引起的氣動加熱,飛行器在高速飛行過程中Gr/Re2<<1,自然對流可忽略。2.3.1外流場計算外流場計算時,將三維模型簡化為二維軸對稱計算模型,流場計算使用 FLUENT(UDF)完成,并做如下假設(shè):1)視空氣繞載荷艙的流動為二維、定常、可壓、粘性流動;2)邊界條件選用壓力遠(yuǎn)場和無滑移壁面邊界祭件;3)湍流模型采用一方程模型 Spalart- Allnaras;4)載荷艙壁面與流場采用流固耦合邊界條件部分流場計算結(jié)果如圖3所示,氣流在艙頭部形成駐點(diǎn),頭部與中間段過渡區(qū)氣流膨脹,在載荷艙尾部形成尾渦。式(2)中壁面歸一化量綱邊界層厚度y分布如圖4所示,其值依賴于網(wǎng)格的密度和流動的雷諾數(shù),并且僅在邊界層內(nèi)部有意義。本文中25