基于數值仿真的航空布撒器控制艙風冷設計

林雪平，徐智強，王瑞宇

(中國兵器工業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域外投放，并攜帶多種子彈藥的高精度模塊化航空制導攻擊武器，主要用于攻擊機場跑道、技術兵器陣地、電力設施、集群武器人員等各類目標。該武器配有獨立制導系統，由制導部件、電控單元、熱電池等設備組成。在掛飛、投放過程中，熱電池工作，發熱功率較大導致周圍熱流密度提高，整流罩內溫度快速升高，若不加以控制，當溫度達到或超過電控單元等設備許用工作溫度時，會極大影響制導系統的正常運轉。因此，應制定針對熱電池組件的降溫設計策略。

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

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

本研究中運用基于RANS方程的數值方法對布撒器頭部外流場與整流罩內部溫度場進行聯合仿真，針對控制艙電器元件結構與布置特點制定若干整流罩風冷開孔方案，對各方案在兩典型計算條件下的風冷效果進行定常仿真分析，并進行方案優選，對優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

使用多面體非結構化網格進行有限體積空間離散[12]。多面體網格可以為復雜表面的網格生成問題提供平穩求解，其構建過程高效，比四面體網格需要更少的表面準備；此外，對于給定的開始表面，多面體網格包含的網格單元數比四面體網格少大約5倍，允許使用具有共形網格交界面的多區域網格，很大程度上節省了網格數量[13-16]。采用二階迎風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方程組得到流場數值解[17]。圖1為 網格示意圖。

圖1 網格示意圖Fig.1 Grid diagram

2.4 計算假設

以某廠家熱電池產品參數為依據，其工作標定發熱功率為500 W，因此將熱電池視為表面發熱功率恒定的熱源。

布撒器頭罩材料為玻璃鋼材質，絕熱性能良好，導熱率極低，可將頭罩內部空間視為相對封閉的系統，其與外界的熱交換主要依靠風冷孔的對流換熱，艙內部件的熱輻射與熱傳導對于控制艙內的溫度分布影響很小，且本文中重點模擬氣流對控制艙內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、頭罩內表面、元器件表面均設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

對整流罩內制導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 內部零件模型示意圖Fig.3 Simplified model of internal parts

3.2 開孔方案設計

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 測溫點設計

根據控制艙元器件布置特點，分別在熱電池前側、下側、左右兩側以及整流罩內中心位置設置測溫點。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 結果與分析

4.1 計算結果

對4種開孔方案在H=6 km、Ma=0.7、α=0，H=0 km、Ma=0.8、α=0條件下進行穩態計算。兩條件分別代表了布撒器飛行過程中最小動壓、最低環境溫度，以及最大動壓、最高環境溫度兩極限狀態。溫度計算結果如表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 結果分析

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

四方案中，僅方案三為無戰斗部艙開孔方案。可以看到，整流罩內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 ℃。可見，整流罩后部開孔對散熱效果影響較大，是有效保證內部高溫空氣出流通暢、提升散熱質量的重要因素。

方案二相較于其他方案在整流罩頭部開孔減少三處(上側一處，兩側各一處)，保留戰斗部艙開孔，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，整流罩內溫整體高于環境溫度；在H=0 km、Ma=0.8時，各測溫點溫度均略高于方案一、四。可以看出，頭罩開孔減少對于風冷效果存在一定影響，尤其在高空掛飛狀態下，所測得最高溫度高于環境度52.85 ℃。

方案四與方案一相比，減小了戰斗部艙開孔尺寸，另在整流罩與戰斗部艙連接處增加承力結構簡化模型，從而對氣流產生了遮擋。可以看到，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小；在H=6 km、Ma=0.7時，兩方案計算結果有一定差別，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。可見，減小戰斗部艙開孔尺寸與增添遮擋結構共同作用影響了整流罩內流場分布狀態，繼而對高空條件下的風冷效果產生了影響。

4.3 彈體外氣動特性影響分析

由于整流罩與戰斗部艙開孔，導致頭部外流場發生一定改變，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，計算結果如表3所示。表4為對應工況下全彈風洞實驗結果。其中，CA、CN、CD、CL、Mzg分別代表軸向力系數、法向力系數、阻力系數、升力系數、俯仰力矩系數。

表3 頭部氣動特性參數計算結果Table 3 Calculation results of aerodynamic characteristics of head

表4 風洞實驗結果Table 4 Results of wind tunnel test

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

綜上，基于降溫效果以及氣動特性影響的考慮，最優方案為四。

4.4 風冷效率分析

由于定常仿真僅求解流場達到穩定狀態時的結果，無法對風冷過程進行模擬，為了驗證風冷方案的降溫效率，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lVmin表示體網格最小單元尺寸，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)。由計算結果來看，兩工況下的熱電池表面平均溫度在通風2.5s以后基本達到穩定，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 結論

運用數值方法對布撒器頭部外流場與整流罩內流場、溫度場進行聯合模擬，制定若干熱電池風冷開孔方案，結論如下：

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

2) 飛行高度、環境溫度對熱電池降溫效果具有影響；低空條件下，整流罩內部溫度分布更加均勻；保證戰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冷降溫效率，在通風2.5 s左右，熱電池表面溫度即已達到穩定，表明風冷方案降溫效果優良。