林雪平，徐智強，王瑞宇

(中國兵器工業(yè)集團航空彈藥研究院有限公司， 哈爾濱 150030)

1 引言

航空布撒武器是一種可在敵防空火力區(qū)域外投放，并攜帶多種子彈藥的高精度模塊化航空制導(dǎo)攻擊武器，主要用于攻擊機場跑道、技術(shù)兵器陣地、電力設(shè)施、集群武器人員等各類目標(biāo)。該武器配有獨立制導(dǎo)系統(tǒng)，由制導(dǎo)部件、電控單元、熱電池等設(shè)備組成。在掛飛、投放過程中，熱電池工作，發(fā)熱功率較大導(dǎo)致周圍熱流密度提高，整流罩內(nèi)溫度快速升高，若不加以控制，當(dāng)溫度達到或超過電控單元等設(shè)備許用工作溫度時，會極大影響制導(dǎo)系統(tǒng)的正常運轉(zhuǎn)。因此，應(yīng)制定針對熱電池組件的降溫設(shè)計策略。

風(fēng)冷屬于主動散熱的一種，其主要依靠空氣的對流換熱實現(xiàn)降溫。對流換熱是指當(dāng)流動流體與靜止固壁接觸時，因溫度不同，它們之間發(fā)生的熱傳遞過程。風(fēng)冷已在飛機、無人機、機載武器等裝備的冷卻或散熱設(shè)計中得到廣泛應(yīng)用。石嵩對開孔風(fēng)冷方式在直升機發(fā)動機艙冷卻系統(tǒng)中的應(yīng)用進行了研究，并對冷卻孔方案進行了優(yōu)化分析[1]。王鵬采用風(fēng)冷散熱方式對無人機機載雷達設(shè)備進行了冷卻設(shè)計[2]。

近年來隨著計算機性能的不斷提高，CFD方法在空氣動力學(xué)與換熱問題中得到廣泛應(yīng)用[3-5]，逯振坤采用數(shù)值仿真方法對電動飛機發(fā)動機艙的風(fēng)冷開孔方案進行了設(shè)計與優(yōu)化[6]；張新強利用CFD方法研究了熱電池組散熱性能隨風(fēng)孔位置、風(fēng)孔大小、進口空氣溫度等相關(guān)因素的變化規(guī)律[7]。任童運用數(shù)值方法分析了不同進氣方式對機載電子設(shè)備氣冷冷板的性能影響[8]。

本研究中運用基于RANS方程的數(shù)值方法對布撒器頭部外流場與整流罩內(nèi)部溫度場進行聯(lián)合仿真，針對控制艙電器元件結(jié)構(gòu)與布置特點制定若干整流罩風(fēng)冷開孔方案，對各方案在兩典型計算條件下的風(fēng)冷效果進行定常仿真分析，并進行方案優(yōu)選，對優(yōu)選方案進行非定常計算及布撒器頭部氣動特性影響分析。

2 數(shù)值仿真方法

2.1 控制方程

流場計算采用有限體積法求解時均N-S方程：

(1)

式中：Q、Fc、Fv分別為守恒變量、對流通量以及黏性通量，具體表達式可參見文獻[9-10]。

2.2 湍流模型

采用k-ε湍流模型封閉RANS方程，k-ε湍流模型中，k為湍動能，ε為湍動能耗散率，采用偏微分方程處理其輸運方程，輸運方程:

(2)

(3)

具體表達式可參見文獻[9,11]。

2.3 離散方法

使用多面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進行有限體積空間離散[12]。多面體網(wǎng)格可以為復(fù)雜表面的網(wǎng)格生成問題提供平穩(wěn)求解，其構(gòu)建過程高效，比四面體網(wǎng)格需要更少的表面準(zhǔn)備；此外，對于給定的開始表面，多面體網(wǎng)格包含的網(wǎng)格單元數(shù)比四面體網(wǎng)格少大約5倍，允許使用具有共形網(wǎng)格交界面的多區(qū)域網(wǎng)格，很大程度上節(jié)省了網(wǎng)格數(shù)量[13-16]。采用二階迎風(fēng)格式對控制方程對流項進行離散。運用密度基耦合隱式時間步進法求解代數(shù)方程組得到流場數(shù)值解[17]。圖1為 網(wǎng)格示意圖。

圖1 網(wǎng)格示意圖Fig.1 Grid diagram

2.4 計算假設(shè)

以某廠家熱電池產(chǎn)品參數(shù)為依據(jù)，其工作標(biāo)定發(fā)熱功率為500 W，因此將熱電池視為表面發(fā)熱功率恒定的熱源。

布撒器頭罩材料為玻璃鋼材質(zhì)，絕熱性能良好，導(dǎo)熱率極低，可將頭罩內(nèi)部空間視為相對封閉的系統(tǒng)，其與外界的熱交換主要依靠風(fēng)冷孔的對流換熱，艙內(nèi)部件的熱輻射與熱傳導(dǎo)對于控制艙內(nèi)的溫度分布影響很小，且本文中重點模擬氣流對控制艙內(nèi)電器元件附近空氣的降溫效果。因此，計算過程中不考慮熱輻射，并將彈體外表面、頭罩內(nèi)表面、元器件表面均設(shè)置為無滑移絕熱固面。

3 計算條件

3.1 模型概況

考慮布撒器彈身后部艙段對其頭部外流場影響很小，因此僅取整流罩、戰(zhàn)斗部艙作為頭部研究對象，后艙段做收縮處理，模型如圖2所示。熱電池發(fā)熱功率為500 W，熱電池外表面面積0.1 m2，以此定義熱電池表面散熱密度Heat Flux=5 000 W/m2。假定整流罩內(nèi)元器件(除熱電池)工作許用溫度范圍：-30 ℃～50 ℃。

圖2 布撒器模型示意圖Fig.2 Head shape of airborne dispenser

對整流罩內(nèi)制導(dǎo)控制艙元器件外形進行簡化，保留其主尺寸及外形特征，簡化模型如圖3所示。

圖3 內(nèi)部零件模型示意圖Fig.3 Simplified model of internal parts

3.2 開孔方案設(shè)計

針對熱電池、元器件安裝位置及整流罩頭部外形特點，制定若干整流罩開孔(見圖4)，取整流罩頂點為坐標(biāo)原點。開孔情況及方案如表1所示。

圖4 開孔位置示意圖Fig.4 Position of hole

表1 開孔情況Table 1 Plans of air hole

3.3 測溫點設(shè)計

根據(jù)控制艙元器件布置特點，分別在熱電池前側(cè)、下側(cè)、左右兩側(cè)以及整流罩內(nèi)中心位置設(shè)置測溫點。測溫點位置如圖5所示。

圖5 測溫點位置示意圖Fig.5 Temperature measuring points

4 結(jié)果與分析

4.1 計算結(jié)果

對4種開孔方案在H=6 km、Ma=0.7、α=0，H=0 km、Ma=0.8、α=0條件下進行穩(wěn)態(tài)計算。兩條件分別代表了布撒器飛行過程中最小動壓、最低環(huán)境溫度，以及最大動壓、最高環(huán)境溫度兩極限狀態(tài)。溫度計算結(jié)果如表2所示。并以方案4為例分別給出了測溫點所在截面溫度云圖(見圖6)，以及開孔處速度矢量圖(見圖7)。

表2 測溫點溫度計算結(jié)果Table 2 Temperature of measuring points

圖6 方案四溫度云圖Fig.6 Temperature nephogram of plan four

圖7 方案四速度矢量圖Fig.7 Velocity vector diagram of plan four

4.2 結(jié)果分析

根據(jù)計算結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)，由于環(huán)境溫度的影響，H=0 km、Ma=0.8條件下各方案整流罩內(nèi)溫度均高于各自在H=6 km、Ma=0.7條件下的計算結(jié)果；開孔1、2附近出現(xiàn)明顯高溫出流；由于電池附近元器件對氣流的阻礙，整流罩內(nèi)溫度在熱電池附近區(qū)域較高，而在整流罩中前部溫度明顯降低，更接近于環(huán)境溫度。

四方案中，僅方案三為無戰(zhàn)斗部艙開孔方案?？梢钥吹?，整流罩內(nèi)溫度明顯高于其他三方案，尤其在H=0 km、Ma=0.8條件下，測溫點1處的溫度達到55.85 ℃，已超出元器件擬定工作溫度上限，分別高于方案一36 ℃、方案二31 ℃、方案四38 ℃?？梢?，整流罩后部開孔對散熱效果影響較大，是有效保證內(nèi)部高溫空氣出流通暢、提升散熱質(zhì)量的重要因素。

方案二相較于其他方案在整流罩頭部開孔減少三處(上側(cè)一處，兩側(cè)各一處)，保留戰(zhàn)斗部艙開孔，可以看到在H=6 km、Ma=0.7條件下，降溫效果不及方案一、方案四，整流罩內(nèi)溫整體高于環(huán)境溫度；在H=0 km、Ma=0.8時，各測溫點溫度均略高于方案一、四?？梢钥闯觯^罩開孔減少對于風(fēng)冷效果存在一定影響，尤其在高空掛飛狀態(tài)下，所測得最高溫度高于環(huán)境度52.85 ℃。

方案四與方案一相比，減小了戰(zhàn)斗部艙開孔尺寸，另在整流罩與戰(zhàn)斗部艙連接處增加承力結(jié)構(gòu)簡化模型，從而對氣流產(chǎn)生了遮擋?？梢钥吹?，H=0 km、Ma=0.8條件下測溫點2處溫度高于方案一10 ℃，而其他各點溫度差別較??；在H=6 km、Ma=0.7時，兩方案計算結(jié)果有一定差別，方案四在測溫點1、2處的溫度高于方案一，但均處于可接受范圍內(nèi)?？梢姡瑴p小戰(zhàn)斗部艙開孔尺寸與增添遮擋結(jié)構(gòu)共同作用影響了整流罩內(nèi)流場分布狀態(tài)，繼而對高空條件下的風(fēng)冷效果產(chǎn)生了影響。

4.3 彈體外氣動特性影響分析

由于整流罩與戰(zhàn)斗部艙開孔，導(dǎo)致頭部外流場發(fā)生一定改變，從而影響布撒器頭部乃至全彈氣動特性[18]。為探究其影響，選取H=3 km、Ma=0.7、α=2條件，對四開孔方案以及無開孔原始頭部模型進行計算，計算結(jié)果如表3所示。表4為對應(yīng)工況下全彈風(fēng)洞實驗結(jié)果。其中，CA、CN、CD、CL、Mzg分別代表軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)、阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)。

表3 頭部氣動特性參數(shù)計算結(jié)果Table 3 Calculation results of aerodynamic characteristics of head

表4 風(fēng)洞實驗結(jié)果Table 4 Results of wind tunnel test

由計算結(jié)果可見，整流罩以及戰(zhàn)斗部艙開孔對頭部區(qū)域法向力系數(shù)與升力系數(shù)影響較小，影響所占全彈比重不足0.04%；軸向力系數(shù)與阻力系數(shù)方面，除方案一外，其他各方案影響基本在1%以內(nèi)；俯仰力矩方面，除方案一外，各方案影響均在1%～2%。通過結(jié)果對比發(fā)現(xiàn)，方案一中戰(zhàn)斗部艙較大的開孔尺寸是導(dǎo)致該方案軸向力、阻力以及壓心縱向位置等參數(shù)變化較大的主要因素[19]。因此，在方案選取過程中，應(yīng)盡量避免戰(zhàn)斗部艙的大開孔設(shè)計。

綜上，基于降溫效果以及氣動特性影響的考慮，最優(yōu)方案為四。

4.4 風(fēng)冷效率分析

由于定常仿真僅求解流場達到穩(wěn)定狀態(tài)時的結(jié)果，無法對風(fēng)冷過程進行模擬，為了驗證風(fēng)冷方案的降溫效率，選取方案四，在兩典型工況下進行非定常計算。取時間步長t0=lVmin/ufar=5×10-6s，其中l(wèi)Vmin表示體網(wǎng)格最小單元尺寸，ufar表示遠場來流速度。檢測熱電池表面平均溫度以觀察降溫速率(見圖8)。由計算結(jié)果來看，兩工況下的熱電池表面平均溫度在通風(fēng)2.5s以后基本達到穩(wěn)定，沒有明顯變化，可見降溫效率良好。

圖8 熱電池表面平均溫度曲線Fig.8 Time history curve of average surface temperature of hot cell

5 結(jié)論

運用數(shù)值方法對布撒器頭部外流場與整流罩內(nèi)流場、溫度場進行聯(lián)合模擬，制定若干熱電池風(fēng)冷開孔方案，結(jié)論如下：

1) 該數(shù)值方法較好地模擬了風(fēng)冷方案對熱電池附近空氣的降溫作用，直觀體現(xiàn)了整流罩內(nèi)部溫度場，可為布撒器等航空制導(dǎo)彈藥的風(fēng)冷設(shè)計提供參考。

2) 飛行高度、環(huán)境溫度對熱電池降溫效果具有影響；低空條件下，整流罩內(nèi)部溫度分布更加均勻；保證戰(zhàn)斗部艙開孔出流順暢，可有效提高降溫效果；整流罩開孔面積對高空條件下的降溫效果影響較大，低空條件下影響相對較小。

3) 戰(zhàn)斗部艙開孔尺寸對于頭部氣動特性的影響敏感。

4) 通過非定常計算驗證了風(fēng)冷降溫效率，在通風(fēng)2.5 s左右，熱電池表面溫度即已達到穩(wěn)定，表明風(fēng)冷方案降溫效果優(yōu)良。