2018, Vol. 50
引用本文 |
伴随着航空航天技术的飞速发展，能在临近空间持续飞行于某些区域并执行完成特定任务的临近空间飞行器已经成为世界强国近几年的研究热点。临近空间飞行器具有传统航空与航天飞行器无可比拟的优势，在对未来空间通信、特定区域的侦查与监视、局势通信中继、导航与定位、环境监测、反卫星与反弹道导弹、实施地面打击与防御，以及进行全球兵力投送等军事任务的各种信息支援平台、攻击武器和战略投送平台等军事应用前景与民用、商用价值有着无比深远的战略意义[1-2]。
临近空间一般指的是海平面以上20~100 km高度处的区域，介于航空与航天领域之间的位置。由于临近空间独特的气压、气温等大气环境[3]，使得应用于临近空间飞行器的热控措施既不同于飞机等航空器，也不同于卫星、火箭等大气层外的航天器。基于临近空间飞行器电子设备的应用需求，以及对电子设备的高集成度、高功率密度、小体积的要求，临近空间飞行器舱内设备的散热问题成为了这个空域的飞行器系统热设计的一个关键性难题，关系到飞行器的应用与高效、稳定的工作，也很大程度上影响着临近空间领域科学技术的前进与发展。
近年来，国内外很多学者都对临近空间飞行器大功率电子设备的热设计进行了研究探索[4-10]。王丽[6]针对应用于临近空间飞行器的大功率电子设备进行了热设计，设计使用了一套热管辐射器，并在其外部喷涂热控涂层以提高辐射散热，在此基础上采用Icepak软件进行了热仿真。Icepak热分析软件得出最高温度满足基座最高温度不超过+75 ℃的指标要求，该设计对临近空间环境的各类大功率密度电子设备的热设计具有一定的指导作用。马伟等[7]分析了临近空间飞行器的外热流特点，结合载荷舱内能源与电子设备的功耗情况及热控要求，对比分析了舱内辐射与对流两种散热措施的效果。结果显示，在临近空间的特殊环境条件下，强制对流的散热效果要明显大于辐射换热。结果还表明，在相同的热载荷条件下，对流散热的系统设备重量更小，且对流散热系统受空间环境的周期性变化影响较小，系统较为稳定。
本文针对临近空间飞行器舱内高集成度、大热流密度的控制器单元设备所处于的环境以及其散热条件进行了分析，并根据其特殊性进行热系统的结构设计，采用FLUENT软件对不同结构的散热能力进行模拟仿真，对结果分析得出了最优的设计结构。
1 热环境特性分析临近空间区域大致包括大气层中的平流层、中间层以及部分电离层区域。而临近空间飞行器大多飞行在平流层区域，平流层区域距地面高度为12~50 km，地面带来的环境特性影响较弱，大气中几乎没有水汽凝结以及雨、雾、雪、冰雹等气象变化，杂质很少，只有微弱的上下对流。中间层距离地面高度50~80 km，这一层中的温度处于先上升后下降的趋势，具有非常明显的上下对流。电离层距离地面高度为60~100 km，这一层的特点是带有高密度的带电粒子，大部分的气体由于高温而发生电离。临近空间所包含的3类大气层中，平流层更适合作为临近空间飞行器执行任务的环境。本文针对飞行于20 km平流层的飞行器控制器进行热设计与热分析。
1.1 平流层热环境特性在北半球中纬度地区，距离地面20 km高度处的平流层大气压力Pair约为5.5 kPa，温度Tair约为217 K(-56 ℃)，大气密度ρair为8.8×10-2 kg/m3，大气密度不到海平面的1/10，气流以水平运动为主，垂直方向的气流很弱，风速长年维持在3~20 m/s，风速随纬度和季节时间而变化。其他参数采用式(1-4)计算。
大气导热系数λair为
| $ {\lambda _{{\rm{air}}}} = 0.024{\rm{ }}1{(\frac{{{T_{{\rm{air}}}}}}{{273.15}})^{0.9}} $ | (1) |
大气普朗特数Prair为
| $ P{r_{{\rm{air}}}} = 0.804 - 3.25 \times {10^{ - 4}}{T_{{\rm{air}}}} $ | (2) |
大气动力黏度μair为
| $ {\mu _{{\rm{air}}}} = 1.458 \times {10^{ - 6}}\frac{{T_{{\rm{air}}}^{1.5}}}{{{T_{{\rm{air}}}} + 110.4}} $ | (3) |
重力加速度g20为
| $ {g_{20}} = \frac{{GM}}{{{{\left( {R + H} \right)}^2}}} $ | (4) |
式中：G为引力场数，取值6.67×10-11N·m/kg；R为地球半径，取值6 371 km；M为地球质量，取值5.965×1024kg；H为飞行器飞行高度，取值20 km。
表 1所示为在北半球中纬度地区，距离地面20 km的平流层区域的大气参数。
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表 1 20 km高度处大气参数 Table 1 Atmospheric parameters at the height of 20 km |
平流层飞行器外热流的空间外热流主要需要承受太阳短波辐射以及地球-大气系统的长波辐射，因为平流层上方的大气稀薄，空气透明度高，因此可以忽略天空散射辐射，其中在该区域太阳辐射强度约为1 300 W/m2，而地球表面平均长波热辐射约为220 W/m2。
1.2 平流层散热特性分析平流层上方大气稀薄，占整个大气层内的大气比重约为5%，而吸收长波能力较强的物质如二氧化碳、水蒸气等相对较少。考虑到热控外波段的辐射，平流层上方的部分对长波的辐射热阻明显减少，因此，热源及其散热系统与深空背景的辐射换热作用显著。
在平流层底部，虽然大气含量较低，但是大气的温度较低，相对于电子设备的工作温度而言，具有较大的温差，热源与环境之间存在较大的换热温差，所以，对流换热能力也大大加强。
对流换热系数采用Farley(2005)推导得到的表达式, 即
| $ {f_{\rm{c}}} = \frac{{{\lambda _{{\rm{air}}}}N{u_{{\rm{air}}}}}}{D} $ | (5) |
式中：D为特征长度；Nuair为怒塞尔数，计算公式为
| $ N{u_{{\rm{air}}}} = 2 + 0.45{\left( {P{r_{{\rm{air}}}}G{r_{{\rm{air}}}}} \right)^{0.25}} $ | (6) |
式中：Grair为格拉晓夫数，由式(7)计算得出。
| $ G{r_{{\rm{air}}}} = \frac{{\rho _{{\rm{air}}}^2g\left| {T - {T_{{\rm{air}}}}} \right|{D^3}}}{{{T_{{\rm{air}}}}\mu _{{\rm{air}}}^2}} $ | (7) |
应用于某临近空间飞行器的控制单元如图 1所示，该控制单元主要的发热元件由5部分组成，如图 1中1#~5#序号所示。针对控制器实物对模型进行了简化与三维建模，三维模型如图 2所示。
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图 1 控制单元结构示意图 Figure 1 Schematic diagram of control unit |
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图 2 控制单元三维建模示意图 Figure 2 3D schematic diagram of control unit |
该控制单元安装于飞行器舱内，控制器在293.15~318.15 K(+20~+45 ℃)之间可以高效、稳定的工作，其基座的可靠工作最高温度不超过348.15 K(+75 ℃)。由于发热元件集成度高，功率大，连续工作时间长，其中最大发热功率达到10.7 W/cm2。热分析显示，在不采取热控措施的情况下，控制单元会迅速升温，超过设备允许的最大工作温度，因此而出现故障，不能保障飞行器安全飞行，必须采取热控措施。
2.2 热控策略与热系统设计基于临近空间飞行器控制单元的发热模式与临近空间特殊的热环境，在满足设备安全、有效的工作要求前提下，力求简单、可靠，尽可能采取成熟的热控措施以及实施工艺，以保证热控系统的可靠性[11]。热控策略如下：
(1) 20 km高度处平流层区域大气稀薄，气压较低，设备不同部件之间主要靠热传导，设备到外部空间环境主要靠辐射散热；其次，外部空间温度较低与设备工作温度存在较大温差，因此，对流换热也将对控制单元的散热起到决定性的作用。
(2) 用高传热特性的部件，把控制元件上小面积、高热控率密度的热源转换到表面积角大的区域，发热较为集中的部分加装翅片以加强局部散热。
(3) 散热部件表面涂用热控涂层，采用高辐射发射率的涂层，以提高向环境的散热效率。
针对该控制器的发热性能以及所处临近空间特殊环境背景，主要采用冷板散热的方式对控制器进行热系统设计，如图 3所示为3种热设计方案。图 3(a)方案进行了冷板散热系统的设计；图 3(b)在图 3(a)的基础上，在冷板边缘处增加了面积，增大了辐射散热和自然对流换热的表面积；图 3(c)在图 3(b)的基础上，针对发热元件的位置加装了翅片，进一步提高了辐射散热和自然对流换热的表面积，以增强散热能力。在冷板外表面喷涂高发射率的无光漆，以利于辐射散热。发热元件与冷板之间的接触面涂有导热硅脂，以减小接触面的接触热阻。
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图 3 控制器冷板热系统设计模型图 Figure 3 Thermal design model diagram of cold plate of control unit |
2.3 仿真前处理技术
仿真前处理主要为有限元网格的划分。网格生成是计算流体力学数值计算中的重要一环。工程计算多采用成熟的程序或者商业软件作为求解器。本项目采用目前比较成熟的网格生成软件ANSYS ICEM CFD，该软件因其友好的操作界面、丰富的几何接口、完善的几何功能、灵活的拓扑创建、先进的O型网格技术、丰富的求解器接口等优势，越来越被业内人士所认可。ANSYS ICEM CFD作为一款强大的前处理软件，不仅可以为世界上几乎所有主流CFD软件(如FLUENT)提供高质量的网格，还可用于完成多种CAE软件的前处理工作。
根据本项目所针对的对象模型，采用结构化网格和非结构化网格混合应用的方式，对模型进行了网格的划分。底板和发热元件为较为规则的模型，使用结构化网格对其进行划分，可以提高计算精度与速度；冷板处集合模型不规则，使用非结构化网格进行划分，减小工作量，方便划分。以方案3(图 3(c))为例，图 4为划分生成的网格。
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图 4 网格划分结果示意图 Figure 4 Diagram of mesh generation |
3 仿真校验
根据建立的临近空间飞行器控制器以及热管理模型系统，对滞空于北半球中纬度地区上方20 km高空处的飞行器舱内环境条件下的系统进行热仿真分析。为了在设计阶段就获得热设计效果的评估，用商业软件ANSYS FLUENT对该设备热设计模型进行仿真分析。参数设定中设定一种新流体，其密度为0.088×103 kg/m3，它的热容和热传导率相当于空气的1/14[6]，并设定环境温度、压力、换热系数以及各部分组件的材料物性参数、热源发热功率等边界条件，初始温度均设为273.15 K(0 ℃)。仿真工况分为有无热控涂层情况，对3种设计的冷板热控能力进行校验分析。
表 2所示为控制单元的工作工况，根据控制器的工作模式，其总发热量为16 W，但在不同的时间范围内，编号1#~5#的发热单元会有不同的发热量，在仿真阶段，每个模式取600 s作为一个周期，具体如表 2所示。
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表 2 控制单元工作工况 Table 2 Working condition of control unit |
图 5对比了图 3中3种不同冷板在相同发热规律下的发热元件的温度变化曲线。0~600 s发热元件1#(6 W)和2#(10 W)，a，b冷板呈现出上升趋势，a冷板的斜率明显大于b冷板，因为b冷板的散热面积大于a冷板，换热面积的加大，加快了散热速度，减小了发热元件的温度，而在b冷板基础上加装了翅片的c冷板的发热元件温度呈现出先升高后降低的趋势，500 s左右之后趋于稳定，整体温度较b冷板更低；600~1 200 s发热元件3#(6 W)和4#(10 W)工作，3块冷板对应发热元件最高温度走势基本相同，都是先降低后升高后趋于平稳，降低趋势是因为所测温度为发热元件的最高温度，前600 s发热元件2#停止工作会降低温度，而4#开始工作会升温，当两个温度相同时，4#继续升温，此时测点会成为发热元件4#，温度逐渐升高直至稳定；1 200~1 800 s，发热元件5#以大功率16 W单独工作。由图 5曲线可以看出，3块冷板对应的发热元件最高温度呈现相同的走势，100 s内快速升温至稳态温度，最终温度为334.27，306.18和290.15 K。可以看出整体温度范围最低的是c冷板，其次是b冷板，温度最高的是a冷板，对应发热元件的最大温度。由以上结果可见相对于a冷板，b冷板加大散热面积，有效提高了散热效率，在b冷板基础上加装散热翅片的c冷板，更是加大了控制器系统的散热能力。
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图 5 控制元件最大温度与时间关系曲线 Figure 5 Relation curves between time and maximum temperature of control units |
图 6对比了图 3中3种不同冷板在相同发热规律下的冷板的最高和最低温度变化曲线。0~600 s发热元件1#(6 W)和2#(10 W)，a，b冷板的最高温度呈现出上升趋势，a冷板的斜率明显大于b冷板，因为b冷板的散热面积大于a冷板，换热面积的加大加快了散热速度，减小了发热元件的温度，而在b冷板基础上加装了翅片的c冷板的发热元件温度呈现出先升高后降低的趋势，400 s左右之后趋于稳定，整体温度较b冷板更低；a，b冷板的最低温度则呈现出先降低后升高的趋势，b冷板的下降曲率大于a冷板，而上升曲率明显小于a冷板，b冷板温度也更早趋于稳定，c冷板则呈现出温度下降的趋势，在400 s左右之后趋于稳定，稳态温度明显低于初始温度(273.15 K)。600~1 200 s发热元件3#(6 W)和4#(10 W)工作，3块冷板对应发热元件最高温度走势基本相同，都是先降低后升高后趋于平稳，其规律与热源相似；而最低温度区域则呈现出先上升后降低的趋势，800 s后最低温度趋于稳定，稳态温度b冷板和c冷板都低于初始温度(273.15 K)。1 200~1 800 s，发热元件5#以大功率16 W单独工作。由图 6曲线可以看出，3块冷板对应的发热元件最高温度呈现相同的走势，100 s内快速升温至稳态温度，最终温度为334.06，305.98和290.08 K；而最低温度则是小幅降低至稳定，稳态温度分别为281.47，263.87和238.35 K。可以看出整体温度范围最低的是c冷板，其次是b冷板，温度最高的是a冷板，对应发热元件的最大温度。可见相对于a冷板，b冷板加大散热面积，有效提高了散热效率，在b冷板基础上加装散热翅片的c冷板，更是加大了控制器系统的散热能力。整体温度都高于环境温度216.15 K。图 7为3块冷板的温度分布云图。
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图 6 冷板最大温度与最小温度随时间变化曲线 Figure 6 Relation curves between time and maximum/minimum temperature of cold plate |
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图 7 冷板温度分布云图 Figure 7 Temperature distribution diagram of cold plate |
4 结束语
本文针对应用于临近空间飞行器的大功率密度控制器进行了热系统设计，并采用商业仿真软件ANSYS FLUENT进行了热仿真校验。按照本文的设计方法，基于设计温度指标不高于348.15 K，3块冷板均满足设计需求，均可保障设备不被高温损坏。为了保障控制器在293.15~318.15 K的高效、可靠的工作温度范围内，并且综合工程造价、加工难度以及飞行器需考虑的减重问题，冷板b为最优热设计选择。本文中给出的仿真实例说明了该方法的有效性，满足临近空间使用要求。试验验证表明，临近空间飞行器的大功率密度控制器热设计是合理的，满足其温度可靠性的工作要求，对临近空间环境的各类高功率密度电子设备的热设计有一定的指导和借鉴作用。
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