電子吊艙內(nèi)部設(shè)備散熱研究

呂日毅，尹大偉，錢仁軍，李 超，許瑩琪

(92728部隊(duì)，上海 200436)

0 引言

目前,電子吊艙已廣泛應(yīng)用于各類機(jī)載平臺(tái),吊艙內(nèi)部電子設(shè)備也越來越集成化,其工作期間產(chǎn)生的熱載荷易對吊艙設(shè)備的可靠性產(chǎn)生顯著影響[1]。因此,為保證吊艙內(nèi)部設(shè)備的工作環(huán)境,吊艙須裝備獨(dú)立的環(huán)控系統(tǒng)解決散熱問題[2]。

制冷方案是環(huán)控系統(tǒng)的核心,目前主要的制冷方案包括沖壓空氣通風(fēng)冷卻、逆升壓空氣循環(huán)制冷和蒸發(fā)循環(huán)制冷等[3]。其中,沖壓空氣通風(fēng)冷卻直接采用飛機(jī)飛行時(shí)的沖壓空氣來冷卻電子設(shè)備[4],應(yīng)用廣泛,結(jié)構(gòu)簡單,具有簡潔、經(jīng)濟(jì)、可靠等優(yōu)點(diǎn)。逆升壓式空氣循環(huán)制冷在英國TIALD吊艙環(huán)控系統(tǒng)有較為成熟的應(yīng)用[5];余建祖等[6]提出了一種帶回冷器的逆升壓式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng),增大了環(huán)控系統(tǒng)的制冷量;肖曉勁等[7]提出了以電機(jī)為輔助動(dòng)力源驅(qū)動(dòng)的逆升壓式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng),解決了小流量下制冷能力弱的問題;繩春晨等[8]和羅高喬等[9]對逆升壓式吊艙渦輪冷卻器變工況特性開展了研究,獲得動(dòng)力輪進(jìn)口壓力變化對環(huán)控系統(tǒng)性能的影響規(guī)律。蒸汽循環(huán)冷卻以美國LANTIRN吊艙環(huán)控系統(tǒng)為代表[10],國內(nèi)起步稍晚,王瑩琳[11]為光電吊艙的蒸汽循環(huán)冷卻環(huán)控系統(tǒng)主要附件進(jìn)行了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與性能計(jì)算,并利用地面試驗(yàn)設(shè)備對系統(tǒng)的工作情況以及制冷量進(jìn)行了測試。除上述方案外,噴射制冷、半導(dǎo)體熱電制冷片等新型制冷方案也在不斷涌現(xiàn)[12]。

在熱設(shè)計(jì)方面,劉健等[13]介紹了一種穩(wěn)定飛行狀態(tài)下吊艙內(nèi)外溫差及穩(wěn)定工作區(qū)間的計(jì)算方法,并針對光電吊艙環(huán)控系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)工作性能開展了仿真計(jì)算分析,驗(yàn)證了方法的有效性。于昊鉦等[14]分析了機(jī)載吊艙內(nèi)部散熱影響因素,提出了一種新型的散熱結(jié)構(gòu),并基于ANSYS Icepak軟件進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。

現(xiàn)有的研究多集中于吊艙環(huán)控系統(tǒng)制冷方式的原理性能、改進(jìn)優(yōu)化或者吊艙內(nèi)部的熱設(shè)計(jì)等,較少有將吊艙制冷方式和內(nèi)部設(shè)備實(shí)際熱載荷相結(jié)合開展散熱效果分析。

文中采用沖壓空氣通風(fēng)冷卻方式,通過簡化電子吊艙和內(nèi)部通風(fēng)道模型,針對整艙在不同飛行狀態(tài)下的內(nèi)、外流場進(jìn)行氣動(dòng)特性仿真分析,得到整個(gè)吊艙內(nèi)、外流場的氣動(dòng)數(shù)據(jù),為后續(xù)吊艙內(nèi)部電子設(shè)備與冷卻氣流的熱量交換計(jì)算提供流場數(shù)據(jù)。電子吊艙內(nèi)部設(shè)備為芯片板元件,基于傳導(dǎo)熱力學(xué)求得整個(gè)金屬元件的熱流密度場,進(jìn)而得到整個(gè)板翅式熱交換器的熱流密度分布,并結(jié)合已有流場數(shù)據(jù),得到金屬元件和翅片被氣流帶走的熱量,實(shí)現(xiàn)對吊艙內(nèi)部散熱特性的計(jì)算分析,為機(jī)載設(shè)備的熱設(shè)計(jì)提供參考。

1 吊艙模型

文中電子吊艙采用沖壓空氣通風(fēng)冷卻方式,其內(nèi)部設(shè)備及冷卻系統(tǒng)如圖1所示,通風(fēng)道簡化模型如圖2所示。

圖1 電子吊艙內(nèi)部設(shè)備及冷卻系統(tǒng)模型圖Fig.1 Model diagram of internal equipment and cooling system in electronic pod

圖2 通風(fēng)道簡化模型圖Fig.2 Simplified model diagram of ventilation duct

2 計(jì)算狀態(tài)選取

當(dāng)飛機(jī)處于低速狀態(tài),通過進(jìn)氣口進(jìn)入吊艙冷卻道的氣體流量相對較小,不利于內(nèi)部設(shè)備散熱;當(dāng)飛機(jī)處于高速狀態(tài),由于氣體速度較大,產(chǎn)生較大的氣動(dòng)熱,使得吊艙內(nèi)的冷卻氣體溫度越高,同樣不利于內(nèi)部設(shè)備散熱。因此,結(jié)合飛機(jī)的飛行包線,分別選取高空和低空不同高度下飛機(jī)的低速和高速等典型飛行狀態(tài),具體飛行參數(shù)如下:

1)高度為9 000 m,飛行速度為330 km/h;

2)高度為100 m,飛行速度為280 km/h;

3)高度為9 000 m,飛行速度為870 km/h;

4)高度為100 m,飛行速度為760 km/h。

3 氣動(dòng)特性分析

3.1 模型簡化與網(wǎng)格劃分

在飛行狀態(tài)時(shí),要同時(shí)考慮整個(gè)吊艙的內(nèi)、外場流動(dòng)特性,此時(shí)需要對整個(gè)吊艙進(jìn)行建模和網(wǎng)格劃分,吊艙模型簡化如圖3所示。

圖3 飛行狀態(tài)吊艙簡化模型圖Fig.3 Simplified model diagram of pod in flight

針對簡化模型,結(jié)合計(jì)算狀態(tài)參數(shù),進(jìn)行網(wǎng)格劃分,網(wǎng)格數(shù)量為350萬。整個(gè)網(wǎng)格分為內(nèi)場和外場兩個(gè)部分,保持整體成為一個(gè)連通域,氣流分別通過整艙外部和內(nèi)部通道。具體網(wǎng)格如圖4所示。

圖4 整艙外場和內(nèi)場網(wǎng)格圖Fig.4 Grid diagram of external and internal fields of pod

3.2 氣動(dòng)特性計(jì)算

根據(jù)不同狀態(tài)下飛機(jī)的高度值,得到高空狀態(tài)下大氣密度為0.467 1 kg/m3、溫度為-43.45 ℃、壓強(qiáng)為30 801 Pa,低空狀態(tài)下大氣密度為1.225 kg/m3、溫度為15 ℃、壓強(qiáng)為101 325 Pa。結(jié)合不同狀態(tài)下飛機(jī)的速度值,分別計(jì)算對應(yīng)狀態(tài)下吊艙外部和內(nèi)部通道的氣動(dòng)特性,計(jì)算結(jié)果如圖5和圖6所示。

圖5 高空不同狀態(tài)下吊艙截面壓強(qiáng)和速度矢量分布Fig.5 Pressure and velocity vector distribution of pod cross-section in different states at high altitude

圖6 低空不同狀態(tài)下吊艙截面壓強(qiáng)和速度矢量分布Fig.6 Pressure and velocity vector distribution of pod cross-section in different states at low altitude

圖5和圖6反映了不同狀態(tài)下吊艙內(nèi)外部截面壓強(qiáng)和速度分布,為后續(xù)內(nèi)部通道的散熱分析提供流場數(shù)據(jù)。

4 熱計(jì)算分析

4.1 模型分析

吊艙內(nèi)部散熱設(shè)備為19塊芯片安裝板,單個(gè)芯片安裝板的物理模型如圖7所示。各個(gè)芯片安裝板厚度不同,但是形狀相似。熱源位于芯片中心部位,即圖中深綠色部位。空氣自進(jìn)氣口進(jìn)入后分上下流道,經(jīng)通風(fēng)道為芯片散熱,空氣流速方向與芯片安裝板垂直。空氣通道內(nèi)有翅片,通過翅片加強(qiáng)換熱。

圖7 芯片安裝板模型Fig.7 Chip mounting plate model

由于芯片安裝板的物理模型非常規(guī)則,因此使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格來劃分計(jì)算區(qū)域,如圖8所示。

圖8 芯片安裝板網(wǎng)格圖Fig.8 Grid diagram of chip mounting plate

4.2 邊界條件設(shè)置

固定安裝板的兩條卡槽與冷空氣接觸面給定對流換熱邊界條件。其余外界面設(shè)置為絕熱邊界,以此保證計(jì)算條件最嚴(yán)苛,即所有的發(fā)熱功率只能由冷空氣通過翅片帶走。

4.3 對流熱系數(shù)折算

板翅式熱交換器對流換熱系數(shù)h計(jì)算經(jīng)驗(yàn)公式為:

(1)

式中:λ為導(dǎo)熱系數(shù);D為當(dāng)量直徑;Re為雷諾數(shù)。

將流場計(jì)算結(jié)果代入式(1),計(jì)算得到對流換熱系數(shù)如表1所示。

表1 不同狀態(tài)下平均對流換熱系數(shù)Table 1 Average convective heat transfer coefficient h under different states W/(m2·K)

表中的對流換熱系數(shù)是翅片表面的對流換熱系數(shù),由于在建模過程中并沒有畫出翅片的形狀,只是簡化為翅根表面,因此需要將翅片表面的對流換熱系數(shù)折算成等價(jià)的翅根表面對流換熱系數(shù)。設(shè)置翅片總表面積為A0,翅根總面積為Af,兩面積之比:β=A0/Af,結(jié)合平均翅片效率η,實(shí)際換熱系數(shù)為:h′=βηh。

4.4 結(jié)果分析

根據(jù)吊艙內(nèi)部電子設(shè)備工作工況,設(shè)定各芯片板產(chǎn)生的熱量,將前述流場數(shù)據(jù)導(dǎo)入熱力學(xué)計(jì)算模型,計(jì)算各狀態(tài)下芯片安裝板的溫度場,以圖7中的芯片安裝板為例,其溫度場計(jì)算結(jié)果如圖9所示。

圖9 不同狀態(tài)下芯片安裝板的溫度分布Fig.9 Temperature distribution of chip mounting plate under different states

根據(jù)不同狀態(tài)下19塊芯片板的溫度分布結(jié)果,梳理出各個(gè)芯片板的最高溫度,結(jié)果如表2所示。

表2 不同狀態(tài)下各個(gè)芯片板的最高溫度Table 2 Highest temperature of chip mounting plates under different states K

從表2中可以看出,不同狀態(tài)下通風(fēng)道內(nèi)各芯片板之間的溫差不大,總體平穩(wěn)。不同速度下,吊艙高空飛行均較低空飛行散熱效果更好;不同高度下,吊艙低速飛行相比高速飛行散熱效果更好。不同狀態(tài)下吊艙內(nèi)部芯片板溫度最高為321 K,未超過設(shè)備運(yùn)行的上限值,滿足吊艙散熱要求。

5 結(jié)論

文中將電子吊艙的氣動(dòng)特性分析及熱計(jì)算分析有效結(jié)合,研究了在飛機(jī)包線范圍內(nèi)采用沖壓空氣通風(fēng)冷卻方式吊艙內(nèi)部電子設(shè)備散熱特性,得出結(jié)論如下:

1)吊艙通風(fēng)道內(nèi)各芯片板之間的溫差不大,總體平穩(wěn)。

2)吊艙高空飛行較低空飛行散熱效果更好,低速飛行相比高速飛行散熱效果更好。

3)吊艙內(nèi)部設(shè)備在低空高速狀態(tài)下溫度最高為321 K,未超過上限值,滿足內(nèi)部電子設(shè)備散熱要求。