CN109918765B - 一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法 - Google Patents

一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法 Download PDF

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CN109918765B CN201910159395.2A CN201910159395A CN109918765B CN 109918765 B CN109918765 B CN 109918765B CN 201910159395 A CN201910159395 A CN 201910159395A CN 109918765 B CN109918765 B CN 109918765B
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Abstract

本发明提供了一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，涉及一种考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合的计算方法，解决舱内热环境耦合分析精细程度低的问题。该方法首先分析舱内关注部件温度的影响因素及影响比重，确定舱内热环境耦合计算需要考虑的换热机制；再考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合，开展舱内热环境耦合计算，最后判断辐射、对流换热、热传导、设备自身发热对关注部件升温的贡献，分析舱内关注部件的温升机理，该方法主要用于高速飞行器舱内热环境耦合精细分析。

Description

一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法
技术领域
本发明涉及高超声速飞行舱内热环境技术领域，尤其涉及一种高速飞行器舱内考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合的精细计算方法。
背景技术
随着高速飞行器飞行马赫数越来越高，飞行时间越来越长，飞行器表面的热环境更加严酷，舱内设备及供电电池的工作时间也增加，在此情况下，舱内设备需要承受多重热源，包括飞行器表面气动加热、电池/发动机喷管等高温热源对各设备的辐射热、自身发热等，在这种复杂的高温环境下，舱内设备的热量积累现象非常严重，很多部件的温度都卡在许用边界上，极有可能超过安全使用温度，飞行器存在风险。因此舱内复杂环境下怕热部件的温度成为系统方案闭合的关键，迫切需要建立一种舱内热环境耦合精细分析方法。
目前高速飞行器舱内电缆、设备等排布十分紧凑，部分间隙仅有几毫米，剩余空间很小，在飞行低气压环境下舱内空气基本无对流，此时影响舱内热环境的主要因素是高温热源(比如外部气动加热、发动机内流道加热、电池等)的辐射加热、自身发热、三维传热。针对此情况，常规分析舱内热环境通常采用辐射加热、三维传热解耦的计算方法，即先建立不同壁温下的辐射热流数据库，再把该辐射热流作为三维传热分析的边界条件，开展三维传热计算，采用该方法能够实现对舱内热环境的快速评估，但评估精度与预先建立的辐射热流数据库密切相关，且无法获得比较精细的温度场/辐射热流/对流热流/导热热流分布情况，不能满足目前舱内热环境精细分析的要求。
基于以上情况，针对高速飞行器的需求，迫切需要发展一种精细的舱内热环境耦合计算方法。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，能够考虑多重热源、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合，解决舱内热环境耦合分析精细程度低的问题。
本发明解决上述问题采用的技术方案如下：
一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，包括以下步骤：
S101、确定影响舱内环境的多重热源及获取热源的高温环境数据；
S102、确定需要关注的部件及部件的耐温极限；
S103、初步计算关注部件温度影响因素的贡献；
计算辐射、热传导、对流换热、自身发热四类影响因素对关注部件温度的贡献；
S104、生成舱内热环境耦合分析网格，该网格包含结构传热网格和舱内空气网格；
S105、根据步骤S103计算的关注部件温度影响因素的贡献，将占总热流的比重大于5％的影响因素以及飞行器外表面气动加热的热环境作为边界条件，加载到仿真系统中，并利用舱内热环境耦合分析网格开展舱内热环境耦合换热计算，得到部件的温度分布；
S106、利用仿真系统同时获得关注部件表面的温度分布、以及辐射热流、对流热流、导热热流、自身发热热流分布，计算辐射热流、热传导热流、对流热流、自身发热热流占总热流的比重，判断辐射、热传导、对流换热、自身发热对设备温升的贡献，确定舱内关注部件的温升机理。
进一步的，所述步骤S1中多重热源包括飞行器表面气动加热、发动机工作内流加热、舱内设备自身发热、电池加热；所述热源的高温环境数据包括冷壁热流/恢复焓、温度、自身发热功率。
进一步的，所述步骤S3中辐射热流、热传导热流、对流换热热流、自身发热热流计算方法如下：
辐射热流计算公式：
Qradiation＝εsσb(T1 4-T2 4)
其中，εs为系统发射率，σb为黑体辐射常数，T1为热源温度，T2为部件的耐温极限。
热传导热流计算公式：
Figure BDA0001984088160000031
其中，λ为热导率，δ为空气间隙，T1为热源温度，T2为部件的耐温极限。
对流热流计算公式：
Figure BDA0001984088160000032
其中，λe为等效热导率，δ为空气间隙，T1为热源温度，T2为部件的耐温极限。
自身发热热流计算公式：
Figure BDA0001984088160000033
其中，Pinner为自身发热功率，A为发热部位的表面积。
进一步的，所述步骤S4中相邻的空气网格和结构传热网格之间尺寸差为1.5～3倍。
进一步的，所述步骤S5中辐射、热传导、对流换热、自身发热的边界条件计算方法如下：
考虑各壁面间的角系数，利用辐射模型获得各壁面的总辐射传热量：
Figure BDA0001984088160000041
式中Xi,j代表角系数，Ji代表各壁面的有效辐射，Ai代表各壁面的面积，i、j代表不同壁面；
利用有限差分法或有限元法计算热传导；
考虑浮升力的影响计算不同温度壁面间的对流换热Qconnection，自然对流的边界层方程为
Figure BDA0001984088160000042
式中(ρ∞-ρ)g代表浮升力；
舱内发热设备上自身发热热流为
Figure BDA0001984088160000043
本发明提供的一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，考虑多重热源、舱内辐射、对流、自身发热、三维传热现象相互耦合，能够精细获取舱内温度场、辐射热流、对流热流、导热热流分布情况，实现复杂舱内热环境精细分析，具有很好的科学意义与工程应用前景。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法流程示意图。
图2为本发明实施例中获得的舵机的温度分布、辐射热流、导热热流分布图，其中(a)舵机表面温度分布(单位：℃)
(b)舵机表面辐射热流分布(单位：w/m2)
(c)舵机表面导热热流分布(单位：w/m2)
图3为本发明实施例中辐射热流、热传导热流占总热流的比重分布图，其中
(a)舵机表面辐射热流占总热流比重分布
(b)舵机表面导热热流占总热流比重分布。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
本发明提供的一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，该方法能够考虑多重热源、舱内辐射、对流、自身发热、三维传热现象相互耦合，具体的如图1所示，该方法包括以下步骤：
S101、确定影响舱内环境的多重热源及获取热源的高温环境数据；
上述多重热源是指飞行器表面气动加热、发动机工作内流加热、舱内设备自身发热、电池加热等，高温环境数据是指冷壁热流/恢复焓、温度、自身发热功率等。
S102、确定需要关注的部件及部件的耐温极限；
S103、初步计算关注部件温度影响因素的贡献
根据热源温度、热源与关注部件的空气间隙、自身发热功率等参数，根据简单模型理论公式，初步计算辐射、热传导、对流换热、自身发热四类影响因素对关注部件温度的贡献。
其中辐射热流采用以下公式估算：
Qradiation＝εsσb(T1 4-T2 4)
其中，εs为系统发射率，σb为黑体辐射常数，T1为热源温度，T2为部件的耐温极限。
热传导热流采用以下公式估算：
Figure BDA0001984088160000061
其中，λ为热导率，δ为空气间隙，T1为热源温度，T2为部件的耐温极限。
对流热流采用以下公式估算：
Figure BDA0001984088160000062
其中，λe为等效热导率，δ为空气间隙，T1为热源温度，T2为部件的耐温极限。
自身发热热流采用以下公式估算：
Figure BDA0001984088160000063
其中，Pinner为自身发热功率，A为发热部位的表面积。
引起设备温升的总热流记为Qtotal＝∑(Qradiation,Qconduction,Qconvection,Qinnerheat)，通过分析辐射热流、热传导热流、对流热流、自身发热热流占总热流的比重
Figure BDA0001984088160000071
判断不同换热机制即辐射、热传导、对流换热、自身发热对设备温升的贡献。
S104、生成舱内热环境耦合分析网格，该网格包含结构传热网格和舱内空气网格，相邻的空气网格和结构传热网格之间尺寸差为1.5～3倍；
S105、根据步骤S103计算的关注部件温度影响因素的贡献，将占总热流的比重大于5％的影响因素以及飞行器外表面气动加热的热环境作为边界条件，加载到仿真系统中，并利用舱内热环境耦合分析网格开展舱内热环境耦合换热计算，得到部件的温度分布。
(1)若辐射热流、热传导热流、对流热流、自身发热热流占总热流的比重均大于5％，认为辐射、热传导、对流换热、自身发热均不能忽略，将下述边界条件均加载到仿真系统中：
a在飞行器外表面加载气动加热的热环境Qaero-heating，
b在舱内发热设备上加载自身发热热流
Figure BDA0001984088160000072
c考虑各壁面间的角系数，利用辐射模型获得各壁面的总辐射传热量。
Figure BDA0001984088160000073
式中Xi,j代表角系数，Ji代表各壁面的有效辐射，Ai代表各壁面的面积，i、j代表不同壁面。
d考虑浮升力的影响计算不同温度壁面间的对流换热Qconnection，自然对流的边界层方程为
Figure BDA0001984088160000081
式中(ρ∞-ρ)g代表浮升力。
e利用有限差分法或有限元法计算热传导。有限差分法和有限元法为常用方法，在工程书中可以查到。
在仿真系统里加载上述边界条件后，通过仿真系统直接获得关注部件的温度分布。
基于上述计算可获得在气动加热、自身发热、高温壁面间辐射换热、对流换热、三维传热的综合作用下，舱内各部件的温度，提取关注部件的最高温度，根据部件的耐温极限，判断舱内部件在高温环境下是否满足温度要求，若计算的关注部件的最高温度小于耐温极限，则关注部件在高温环境下满足温度要求，反之，不满足。
(2)若关注部件温度影响因素的热流占总热流的比重不大于5％，则该影响因素可忽略，则在边界条件里去掉该边界条件，计算气动加热和其他影响因素综合作用下，舱内各部件的温度，获取关注部件的最高温度，根据部件的耐温极限，判断舱内部件在高温环境下是否满足温度要求。
比如：
若自身发热热流占总热流的比重均小于等于5％，认为自身发热的影响可忽略，则在仿真系统里加载边界条件a、c、d、e，获得部件温度分布；若对流热流占总热流的比重小于等于5％，认为舱内对流换热的影响可忽略，则加载边界条件a、b、d、e；若辐射热流占总热流的比重均小于等于5％，认为舱内壁面间辐射换热的影响可忽略，则加载边界条件a、b、c、e。
S106、利用仿真系统同时获得关注部件表面的温度分布、辐射热流/对流热流/导热热流/自身发热热流分布，引起设备温升的总热流记为Qtotal＝∑(Qradiation,Qconduction,Qconvection,Qinnerheat)，计算辐射热流、热传导热流、对流热流、自身发热热流占总热流的比重
Figure BDA0001984088160000091
判断不同换热机制(辐射、热传导、对流换热、自身发热)对设备温升的贡献，确定舱内关注部件的温升机理。
为了便于读者理解上述技术方案，本发明实施例提供上述一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法的应用实例，具体的，通过以下步骤实现：
步骤一：分析舱内关注部件温度的影响因素及影响比重，确定舱内热环境耦合分析需要考虑哪种换热机制。
步骤1.1确定影响舱内环境多重热源及获取热源的高温环境数据。
本实施例中，多重热源包括飞行器表面气动加热、尾喷管加热、舵机自身发热、电池发热，热源的高温环境数据包括冷壁热流/恢复焓、温度、发热功率。
其中飞行器表面气动加热数据为飞行条件冷壁热流/恢复焓的数据库；
尾喷管加热数据为温度，约400～600℃；
舵机发热数据为舵机发热功率，约5W；
电池发热数据为温度，约40～500℃。
步骤1.2确定需要关注的部件及部件的耐温极限。
本实施例中，关注部件主要有舱体、舵机，耐温极限分别为250℃、120℃。
步骤1.3初步计算关注部件温度影响因素的贡献
分析影响关注部件(舱体、舵机)温度的热源，依据热源温度、热源与关注部件的空气间隙即热量传递的距离、自身发热功率等参数，根据理论公式，初步计算辐射、热传导、对流换热、自身发热四类影响因素对关注部件温度的贡献。
根据舱内布局判断，影响舱体温度的热源主要有尾喷管、电池，影响舵机温度的热源主要有尾喷管、电池。影响关注部件的每一个热源需单独计算。
以下计算的温度单位为国际单位K。
针对舱体，尾喷管对舱体的辐射热流为
Qradiation＝εsσb(T1 4-T2 4)＝0.1905×(5.67e-8)×(8734-5234)＝5468.4w/m2
电池对舱体的辐射热流为
Qradiation＝εsσb(T1 4-T2 4)＝0.1905×(5.67e-8)×(7734-5234)＝3050.1w/m2
热源对舱体的总辐射热流为
Qtotal-radiation＝5468.4+3051.1＝8518.5w/m2
尾喷管对舱体的热传导热流为
Figure BDA0001984088160000101
电池对舱体的热传导热流为
Figure BDA0001984088160000102
热源对舱体的总热传导热流为
Qtotal-conduction＝339.5+3727.48＝4067w/m2
尾喷管对舱体的对流换热热流为
Figure BDA0001984088160000103
电池对舱体的热流换热热流为
Figure BDA0001984088160000111
热源对舱体的总对流热流为
Qtotal-convection＝135.8+134.7＝270.5w/m2
舱体无自身发热，自身发热热流为0。
引起部件温升的总热流为
Qtotal＝∑(Qradiation,Qconduction,Qconvection,Qinnerheat)＝8518.5+4067+270.5+0＝12856w/m2
辐射热流、热传导热流、对流热流、自身发热热流占总热流的比重为66.3％,31.6％,2.1％,0。
对流热流、自身发热热流占总热流的比重小于5％，判断对舱体温升有主要贡献的是辐射加热和热传导。
针对舵机，尾喷管对舵机的辐射热流为
Qradiation＝εsσb(T1 4-T2 4)＝0.1905×(5.67e-8)×(8734-3934)＝6019.4w/m2
电池对舵机的辐射热流为
Qradiation＝εsσb(T1 4-T2 4)＝0.1905×(5.67e-8)×(7734-3934)＝3601.0w/m2
热源对舵机的总辐射热流为
Qtotal-radiation＝6019.4+3601.0＝9620.4w/m2
尾喷管对舵机的热传导热流为
Figure BDA0001984088160000112
电池对舵机的热传导热流为
Figure BDA0001984088160000113
热源对舵机的总热传导热流为
Qtotal-conduction＝2284.1+1677.4＝3961.5w/m2
尾喷管对舵机的对流换热热流为
Figure BDA0001984088160000121
电池对舵机的热流换热热流为
Figure BDA0001984088160000122
热源对舵机的总对流热流为
Qtotal-convection＝264.5+203.1＝467.6w/m2
舵机自身发热热流为
Figure BDA0001984088160000123
引起部件温升的总热流为
Qtotal＝∑(Qradiation,Qconduction,Qconvection,Qinnerheat)＝9620.4+3961.5+467.6+172.6＝14222.1w/m2辐射热流、热传导热流、对流热流、自身发热热流占总热流的比重为67.6％,27.9％,3.3％,1.2％。
对流热流、自身发热热流占总热流的比重小于5％，判断对舵机温升有主要贡献的是辐射加热和热传导。
步骤二：考虑多重热源、舱内辐射、对流换热、三维传热现象相互耦合，开展舱内热环境耦合分析。
步骤2.1生成一种舱内热环境耦合分析网格。
该网格包含结构传热网格和舱内空气网格，相邻的空气网格和结构传热网格之间尺寸差为2.1倍。网格要求正交性好，过渡好。
步骤2.2开展一种舱内热环境耦合传热计算。
步骤2.2.1边界条件加载。
气动加热表面加载气动加热数据，利用Fluent软件提供的用户自定义接口，专门编写程序将气动加热数据按照坐标加载在壁面相应的节点上。
喷管表面加载喷管温度数据，利用Fluent软件提供的用户自定义接口，专门编写程序将喷管温度数据按照坐标加载在壁面相应的节点上。
电池表面加载电池温度数据，利用Fluent软件提供的用户自定义接口，专门编写程序将电池温度数据按照坐标加载在壁面相应的节点上。
舱体、气瓶表面设置壁面发射率。
利用Fluent软件的DO辐射模型，设置空气参与辐射，固体不参与辐射。
步骤2.2.2设置求解方程
本实施例中，舱内热环境需要考虑辐射换热和热传导，仿真系统需要求解相应的辐射方程和能量方程。
步骤2.2.3开展计算
设置合适的时间步长和时间步，利用舱内热环境耦合分析网格开展考虑多重热源、舱内辐射、三维传热现象相互耦合的舱内热环境计算。计算时，气动加热壁面上的每个节点在每个时间步都实时提取各自的温度，再从气动热环境数据库里提取相应的气动加热热流，加载在该节点上；喷管壁面上的每个节点在每个时间步都从喷管温度数据库中提取相应的温度，加载在该节点上；电池壁面上的每个节点在每个时间步都从电池温度数据库中提取相应的温度，加载在该节点上。
舵机的温度分布、辐射热流、导热热流分布如图2所示。
步骤三：分析舱内关注部件温升机理。
利用上述计算的舵机表面最高温度<100℃，满足舵机耐温极限120℃的要求，判断舵机满足舱内高温环境的要求。
利用上述计算的舵机表面辐射热流、导热热流分布，引起舵机温升的总热流记为Qtotal＝∑(Qradiation,Qconduction)，分析辐射热流、热传导热流占总热流的比重
Figure BDA0001984088160000141
如图3所示。
对于辐射热流占比大的部位，后续降低舵机温度的重点考虑减小辐射换热，可通过减小发射率的措施实现。
对于热传导热流占比大的部位，后续降低舵机温度的重点考虑减小热传导，可通过增加热桥阻断的措施实现。
利用本发明高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，可以获得舱内部件的热环境参数，可根据计算结果分析舱内部件的温升机理，提出控制部件温升的主要措施，为优化舱内布局、改善藏匿热环境提出指导依据。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (4)

1.一种高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，其特征在于，包括以下步骤：
S101、确定影响舱内环境的多重热源及获取热源的高温环境数据；
S102、确定需要关注的部件及部件的耐温极限；
S103、初步计算关注部件温度影响因素的贡献；
计算辐射、热传导、对流换热、自身发热四类影响因素对关注部件温度的贡献；
S104、生成舱内热环境耦合分析网格，该网格包含结构传热网格和舱内空气网格；
S105、根据步骤S103计算的关注部件温度影响因素的贡献，将占总热流的比重大于5％的影响因素以及飞行器外表面气动加热的热环境作为边界条件，加载到仿真系统中，并利用舱内热环境耦合分析网格开展舱内热环境耦合换热计算，得到部件的温度分布；
所述辐射、热传导、对流换热、自身发热的边界条件计算方法如下：
考虑各壁面间的角系数，利用辐射模型获得各壁面的总辐射传热量：
Figure FDA0004112037490000011
式中Xi,j代表角系数，Ji代表各壁面的有效辐射，Ai代表各壁面的面积，i、j代表不同壁面；
利用有限差分法或有限元法计算热传导；
考虑浮升力的影响计算不同温度壁面间的对流换热Qconnection，自然对流的边界层方程为
Figure FDA0004112037490000021
式中(ρ∞-ρ)g代表浮升力；
其中，u、v分别为x、y方向的速度，μ＝ρv，ρ∞为无穷远处无自然对流的密度，ρ为当前位置的密度，g为重力加速度；
舱内发热设备上自身发热热流为
Figure FDA0004112037490000022
Pinner为自身发热功率，A为发热部位的表面积；
S106、利用仿真系统同时获得关注部件表面的温度分布、以及辐射热流、对流热流、导热热流、自身发热热流分布，计算辐射热流、热传导热流、对流热流、自身发热热流占总热流的比重，判断辐射、热传导、对流换热、自身发热对设备温升的贡献，确定舱内关注部件的温升机理。
2.如权利要求1所述的高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，其特征在于，所述多重热源包括飞行器表面气动加热、发动机工作内流加热、舱内设备自身发热、电池加热；所述热源的高温环境数据包括冷壁热流/恢复焓、温度、自身发热功率。
3.如权利要求1所述的高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，其特征在于，所述辐射热流、热传导热流、对流换热热流、自身发热热流计算方法如下：
辐射热流计算公式：
Qradiation＝εsσb(T1 4-T2 4)
其中，εs为系统发射率，σb为黑体辐射常数，T1为热源温度，T2为部件的耐温极限；
热传导热流计算公式：
Figure FDA0004112037490000031
其中，λ为热导率，δ为空气间隙，T1为热源温度，T2为部件的耐温极限；
对流热流计算公式：
Figure FDA0004112037490000032
其中，λe为等效热导率，δ为空气间隙，T1为热源温度，T2为部件的耐温极限；
自身发热热流计算公式：
Figure FDA0004112037490000033
其中，Pinner为自身发热功率，A为发热部位的表面积。
4.如权利要求1所述的高速飞行器舱内热环境耦合精细计算方法，其特征在于，相邻的所述空气网格和所述结构传热网格之间尺寸差为1.5～3倍。
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