謝明君，王 建

（中國電子科技集團公司第五十四研究所，河北石家莊050081）

引 言

機載吊艙根據(jù)平臺特點和載荷設(shè)備熱特性常采用的散熱方式有自通風(fēng)式散熱[1]、沖壓空氣直接冷卻[2]、逆升壓式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)[3–4]和蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)[5]。

各軍事強國高度重視軍用無人機的投入及頂層規(guī)劃[6]。我國以彩虹、翼龍為代表的小型無人機因其成本低、技術(shù)成熟可靠，在偵查、測繪、電子戰(zhàn)等領(lǐng)域有廣闊的市場前景。這些小型無人機的飛行速度一般為180 ～400 km/h，飛行高度上限一般為8 ～12 km，沖壓空氣壓頭較低，溫度也較低，一般采用沖壓空氣直接冷卻的制冷方式。依據(jù)載荷冷卻介質(zhì)的不同，冷卻可進(jìn)一步劃分為供風(fēng)冷卻和供液冷卻。沖壓空氣供液冷卻具有散熱效率高、可控性強、擴展性好、載荷排布靈活的優(yōu)點，可以滿足載荷設(shè)備日益增長的集成度和高熱流密度散熱需求，成為當(dāng)前研究的熱點。

文獻(xiàn)[7]對電子吊艙熱設(shè)計及環(huán)控系統(tǒng)的研制進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[8]提出了一種機載緊湊式液冷單元。文獻(xiàn)[9–10]對直升機載電子吊艙環(huán)控供液系統(tǒng)及TTC雙渦輪并行制冷吊艙環(huán)控系統(tǒng)的性能進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[11]對逆升壓式環(huán)控系統(tǒng)進(jìn)行了試驗研究。環(huán)控系統(tǒng)的研究多集中在高馬赫數(shù)條件下逆升壓空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)的方向上，以優(yōu)化系統(tǒng)指標(biāo)、提高性能為目標(biāo)，在地面時環(huán)控系統(tǒng)不具備制冷能力，需要外接冷卻設(shè)備。本文介紹了一種環(huán)控供液系統(tǒng)，依據(jù)系統(tǒng)最小化的設(shè)計原則，提出了一種空液換熱子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)。該結(jié)構(gòu)提升了環(huán)控系統(tǒng)在無人機飛行包線中條件惡劣的范圍內(nèi)的制冷性能，具有結(jié)構(gòu)緊湊、重量輕、耗電量低的特點，在高空和地面均具備冷卻能力，可在中低速小型無人機平臺上推廣應(yīng)用。

1 工作原理及系統(tǒng)組成

環(huán)控供液系統(tǒng)的核心作用是供液和熱交換。工作原理為：供液泵將膨脹水箱中的高溫冷卻液吸出并加壓送入空液換熱器，與低溫沖壓空氣完成熱交換后溫度降低，將低溫冷卻液送至載荷設(shè)備冷板進(jìn)行設(shè)備冷卻，保證載荷設(shè)備的工作溫度滿足使用要求，熱交換后冷卻液溫度升高，經(jīng)過濾器回到膨脹水箱。當(dāng)無人機高速飛行時，引氣風(fēng)道捕捉到一定壓頭的低溫沖壓空氣進(jìn)入空液換熱器，與冷卻液進(jìn)行熱交換后從排氣風(fēng)道排出到大氣中。環(huán)控系統(tǒng)工作原理如圖1所示，依據(jù)功能的不同環(huán)控系統(tǒng)可劃分為空液換熱子系統(tǒng)、供液子系統(tǒng)和電控子系統(tǒng)3部分。

圖1 環(huán)控系統(tǒng)工作原理

2 環(huán)控系統(tǒng)的研制

環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計與載機的飛行包線密切相關(guān)。飛行包線是以飛行速度、高度和過載等作為界限的封閉幾何圖形，其作用是表示飛機的飛行范圍和飛行限制條件。

某環(huán)控系統(tǒng)要求制冷量不小于1.5 kW，供液溫度不大于50°C，供液流量不小于6 L/min，冷卻介質(zhì)為65號冷卻液。載機平臺飛行包線如圖2所示，左邊表示最小速度限制，右邊表示最大速度限制，上面表示飛行高度限制。

圖2 某載機平臺飛行包線

在一定的飛行條件下，沖壓空氣可用流量是有限制的，其動力源是吊艙隨載機飛行通過引氣風(fēng)道所捕捉到的沖壓空氣壓頭。沖壓空氣溫升由式（1）給出：

式中：?Tr為沖壓空氣溫升，K；M 為馬赫數(shù)[12]；Tamb為環(huán)境溫度，K。

沖壓空氣總壓由式（2）給出：

式中：?Pr為沖壓空氣壓力升高量，Pa；Pamb為環(huán)境大氣壓力，Pa。

環(huán)控系統(tǒng)布局如圖3所示。

圖3 某環(huán)控系統(tǒng)三維模型圖

2.1 空液換熱子系統(tǒng)

空液換熱子系統(tǒng)包含引氣風(fēng)道、空液換熱器和排氣風(fēng)道。假定冷卻液的熱量全部被沖壓空氣帶走，根據(jù)能量守恒定律，有：

式中：q 為空氣流量，kg/s；Cp,G為空氣定壓比熱容，J/（kg·K）；TG,in和TG,out分別為空氣進(jìn)口和出口平均溫度；mL為液體流量，kg/s；Cp,L為液體定壓比熱容，J/（kg·K）；TL,in和TL,out分別為液體進(jìn)口和出口平均溫度。

為了解決上述問題，以圖2中C 點為設(shè)計點，對換熱器進(jìn)行設(shè)計?？找簱Q熱子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖4所示，供液溫度滿足要求時，電控活門關(guān)閉，沖壓空氣經(jīng)過單向閥排出艙外；當(dāng)供液溫度不滿足要求時，電控活門開啟，啟動增壓風(fēng)扇并調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速，沖壓空氣一部分經(jīng)單向閥排出艙外，一部分經(jīng)增壓風(fēng)扇排入艙內(nèi)。

圖4 空液換熱子系統(tǒng)三維模型圖

空液換熱器采用板翅式結(jié)構(gòu)。板翅式換熱器最早于20世紀(jì)30年代由英國馬爾斯頓艾克歇爾瑟公司應(yīng)用于航空發(fā)動機。文獻(xiàn)[14]采用區(qū)域離散方法通過迭代對板翅式換熱器換熱特性進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[15]采用有限元分析方法對順逆流板翅式換熱器的換熱特性進(jìn)行了分析。文獻(xiàn)[16]參考兩股流換熱器設(shè)計計算方法構(gòu)建了三股流換熱器6個無量綱參數(shù)，并以此建立了換熱器通用數(shù)學(xué)模型。本文采用效率–傳熱單元數(shù)法計算換熱量并確定初步結(jié)構(gòu)[17–18]。空液換熱器采用逆叉流結(jié)構(gòu)和鋸齒形翅片，芯體尺寸為284 mm×268 mm×128 mm，空氣腔為單流程，液體腔為兩流程[19]，液側(cè)換熱系數(shù)大，翅片高度為1.3 mm；空氣側(cè)要滿足低流阻、大換熱面積要求，設(shè)計翅片高度為11 mm。增壓風(fēng)扇選用Ebmpapst 6314/2 TDHHP，最大風(fēng)壓為810 Pa，最大流量為410 m3/h。

采用6SigmaET 13對（3 000 m，175 km/h）空液換熱器在A點進(jìn)行性能仿真，結(jié)果如圖5所示。通過液體進(jìn)出口溫差計算的換熱量約為1.6 kW。

圖5 空液換熱器仿真結(jié)果

引氣風(fēng)道、三通風(fēng)道、單向閥門主體部分等采用玻璃纖維復(fù)合材料，子系統(tǒng)重量相對常規(guī)設(shè)計方法降低了16.7%。

2.2 供液子系統(tǒng)

供液子系統(tǒng)主要由供液泵、膨脹罐、過濾器、空液換熱器及若干管路組成。為了滿足無人機飛行姿態(tài)對液路密封性能的要求，采用閉式系統(tǒng)，注液壓力為（50±10）kPa。

供液泵采用離心泵，具有結(jié)構(gòu)簡單、運行可靠、抗污染能力強、最高壓力可控的優(yōu)點。供液泵為冷卻液循環(huán)提供所需動力，供液壓力需要克服系統(tǒng)阻力，即在供液流量為6 L/min時，供液泵增壓值≥系統(tǒng)流阻損失。系統(tǒng)流阻損失包含冷卻液流經(jīng)的各部件內(nèi)部流道和管路的沿程阻力損失和局部阻力損失。

膨脹水箱的功能為儲存冷卻液、定壓膨脹、對冷卻液因溫度變化而產(chǎn)生的體積變化進(jìn)行補償以及維持液冷泵入口壓力穩(wěn)定。膨脹箱內(nèi)的容積一般為整個循環(huán)系統(tǒng)總?cè)莘e的4%～8%。

膨脹水箱采用活塞結(jié)構(gòu)形式，其工作原理是依靠活塞隔離液體腔和氣體腔，通過氣體的壓縮與膨脹彈簧彈力實現(xiàn)體積補償與自增壓，內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖6所示。溫度升高時，冷卻液膨脹，壓縮活塞組件，進(jìn)行體積補償；當(dāng)溫度降低時，冷卻液收縮，活塞組件在自身彈性作用下開始膨脹，系統(tǒng)內(nèi)部始終保持不會出現(xiàn)空腔。

圖6 膨脹水箱結(jié)構(gòu)示意圖

過濾器的作用是過濾冷卻液中的雜質(zhì)，防止環(huán)控系統(tǒng)及載荷冷板內(nèi)流道堵塞。采用過濾精度為40 μm的過濾器，與壓差信號器共同集成在儲液罐上，當(dāng)過濾器堵塞達(dá)到一定程度時，兩端壓差增大，提示清洗或更換。

液冷管路采用特氟龍軟管，內(nèi)層是PTFE軟管，外層是304不銹鋼編織層。根據(jù)管內(nèi)流速不大于3 m/s的原則，設(shè)計管路內(nèi)徑為（6.8 ± 0.3）mm，外徑為（9.6±0.5）mm，最小彎曲半徑為19 mm。

2.3 電控子系統(tǒng)

電控子系統(tǒng)主要由控制器和電纜組件組成?？刂破魍ㄟ^電纜組件與機上電源、機上計算機、溫度傳感器、壓力傳感器、壓差傳感器、液位傳感器、液冷泵、電控活門和增壓風(fēng)扇相連?？刂破饔布糠钟煽刂瓢搴碗娫礊V波板組成，包含CPU電路、電源轉(zhuǎn)換電路、電源濾波電路、28 V電壓過欠壓檢測電路、RS422通信電路、溫度檢測電路、液位檢測電路、開關(guān)量采集電路、電流檢測電路、壓力采集電路、驅(qū)動電路和信息存儲電路。軟件包含8個基本功能部件：系統(tǒng)初始化、上電自檢、數(shù)據(jù)采集、周期巡檢、故障處理、負(fù)載驅(qū)動、機上計算機通信和數(shù)據(jù)存儲。電控子系統(tǒng)主要功能如圖7所示。

圖7 電控子系統(tǒng)主要功能

3 試驗驗證

采用氣源模擬沖壓空氣，在低氣壓溫度試驗箱中進(jìn)行溫度–高度試驗。采用某微波功率負(fù)載電阻器和高精度直流電源作為模擬熱源，令液體入口溫度為54.5°C，調(diào)節(jié)加熱功率，增壓風(fēng)扇全速運轉(zhuǎn)，不同工況下環(huán)控系統(tǒng)的測試結(jié)果見表1。

表1 環(huán)控系統(tǒng)測試結(jié)果

4 結(jié)束語

本文提出了一種環(huán)控系統(tǒng)，能夠滿足典型小型無人機飛行工況要求，具備以下特點：

1）環(huán)控系統(tǒng)充分利用飛行動力資源，降低了系統(tǒng)能耗及重量，具有良好的適裝性和擴展性。

2）以高空高速點為設(shè)計點，提出了一種空液換熱子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，對沖壓空氣壓頭不足的區(qū)域進(jìn)行壓力補償，使環(huán)控系統(tǒng)具備地面冷卻能力，提高了環(huán)控系統(tǒng)的經(jīng)濟性。

3）在小型無人機飛行包線范圍內(nèi)，環(huán)控系統(tǒng)制冷量隨高度增加而增大，隨飛行速度增加而增大。

經(jīng)過環(huán)境模擬試驗，本環(huán)控系統(tǒng)各項指標(biāo)滿足設(shè)計要求。本文介紹的設(shè)計方法也可應(yīng)用于其他機載環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計中。