全電高速無人直升機電池風冷散熱能力研究

摘 要：全電高速無人直升機存在電池功率大、內部空間小等特點，對內部電池的散熱能力提出了更高的要求。為研究全電高速無人直升機內部電池模組的散熱性能，本文首先利用計算流體力學（CFD）計算不同通風口布置形式下全電高速無人直升機各通風口的流動特性、進氣量和阻力；隨后基于外流場的計算結果，計算全電高速無人直升機機艙內各電池模組在直升機前飛和懸停狀態下的表面散熱能力和艙內流場，并分析表面散熱能力隨進氣口格柵下偏角度的變化。計算結果表明，在艙內氣流速度和湍流度的共同作用下，直升機艙內上、下層設備艙內電池模組在前飛和懸停狀態下呈現不同的變化規律；最后基于各電池模組表面散熱能力隨進氣口格柵下偏角度的變化規律，得出下層通風口進氣格柵下偏80°，上層通風口進氣格柵下偏20°時，艙內電池模組散熱能力最強，為全電高速無人直升機風冷散熱方案提供參考依據。

關鍵詞：全電高速； 無人直升機； 計算流體力學； 電池； 表面散熱能力

中圖分類號：V211.52 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.04.011

全電高速無人直升機自然進風散熱性能優劣將直接影響艙內電池組的溫度場分布，進而影響直升機性能甚至安全；并且高速直升機內部布置緊湊，對散熱性能提出了更為嚴苛的要求。因此，研究高效的直升機艙內電池散熱方式成為全電高速無人直升機工程化的迫切需求。

目前國內外已經對動力電池組的風冷散熱問題進行了多方面的研究，主要側重于風掠過電池的順序、方向和強度及電芯的排列方式，但對考慮多種直升機飛行狀態和整機風道設計的電池散熱研究較少。Kang等[1]對處于強制風冷狀態下的電池排列方式分別為“4×4”和“2×8”的電池組的散熱情況進行了研究，Fan Yuqian等[2]對電池單體分別處于對齊、交錯和交叉排列的電池組進行了散熱情況對比。徐曉明等[3]研究了進風口布置對電池散熱的影響，研究結果表明，電池組發熱量、車外環境溫度及進風溫度對動力艙內的溫度影響較大，進風口數目及動力艙進風速度對其影響較小。王天波等[4]利用正交試驗的方法研究了進風口相關參數對電池散熱的影響，結果表明在進出口面積不變情況下，采用側向通風散熱方式，且進出口形狀為圓形時，散熱效果最佳，進出口位置間距過小，反而會使散熱效率降低。

本文針對懸停和前飛狀態下直升機艙內電池組散熱問題建立數值模擬分析方法，對不同進氣口位置、進氣格柵角度進行參數影響分析，提出了考慮不同飛行狀態的整機風道設計方案。

1 計算模型及方法

1.1 計算模型

高速無人直升機模型以及直升機內電池布置情況如圖1所示，艙內電池包采用分體設計，在前機身上、下兩層設備艙中共布置了三個電池模組，其中下層設備艙布置電池模組1和電池模組2共98個電芯，上層設備艙布置電池模組3共20個電芯，電池的密度為1943kg/m3，比熱容為1154J/（kg？K），電池導熱系數采用各項異性，大面方向為20.436W/（m？K），厚度方向為0.9596W/（m？K）。電池表面與空氣接觸的部分采用自然空氣對流方式散熱，忽略輻射換熱。通風口6附近布置了兩個流量為0.51kg/s的風扇，風扇的通風方向為水平方向向外。

本文采用的仿真模型主要分為兩大類，第一類為直升機置于無限大流場空間內，計算域如圖2所示。模擬直升機在130km/h、300km/h前飛和懸停、溫度為293.15K的大氣空間內的流場情況。

第二大類為以無限大流場內仿真為基礎，通過對直升機內流場進行仿真模擬，探究優化電池表面散熱能力的方法。電池表面溫度設置為323.15K，不同通風口的流量根據無限大空間內的仿真結果進行設置。

1.2 數值方法驗證

本文采用非結構化網格對流場進行仿真，在幾何外形曲率變化較大和流場變化劇烈的區域進行了網格加密，同時對電池附近網格進行了進一步的加密，基于網格無關性驗證（見圖3）選擇網格數量為1100萬。

將數值計算的結果與參考文獻[5]中的試驗結果進行對比，試驗電池及布置方式如圖4所示。試驗中共20個測溫點，分別位于10塊電池的上、下兩端。

圖5給出了不同湍流模型氣熱耦合計算結果。相比之下，運用耦合計算的各種湍流模型均具有更好的預測準確性，其中RNGk-ε模型與試驗結果吻合性最好。而且對局部高產熱量的電極的簡化并未對仿真結果產生顯著影響，可以認為這種簡化方式在工程研究中是可靠的，后文將采用RNGk-ε進行仿真模擬。

2 計算結果與分析

2.1 通風口位置分析

直升機通風口位置決定了入口流量和阻力，通過對不同組合通風口位置的入口流量、阻力進行分析，找到最優散熱能力的通風口位置組合。本文共計算了4種通風口蓋的布置形式，見表1，各通風口的位置如圖1所示。

圖6給出了懸停狀態下不同口蓋狀態的入口（通風口2）的流量。圖7給出了不同前飛速度下不同口蓋狀態的入口（通風口1）流量。在不同的口蓋狀態下，入口流量無明顯變化。

懸停時，氣流由通風口2進入直升機內部，增加通風口3、4后，均為氣流出口，并未使直升機進氣流量增加，如圖8（a）所示。前飛時，氣流由通風口1進入直升機內部，增加通風口3、4后，均為氣流出口，同樣未使直升機進氣流量增加，如圖8（b）、圖8（c）所示。

圖9給出了各口蓋狀態下，前飛時壓力損失系數。在口蓋狀態1，壓力損失最小，即前飛時的阻力最小。隨著機身前部口蓋數量的增加，氣流在流過直升機后的壓力損失也隨之增加，阻力增大。

由于增大通風口數量對直升機艙內的氣流流量影響較小，但會增大直升機前飛阻力，因此選取口蓋狀態1作為通風口位置方案，后續研究均以此為基礎。

2.2 懸停狀態格柵下偏角度對換熱性能影響

在工程應用中，可通過改變通風口格柵的安裝角度來改變通風口入射氣流的角度，本部分研究直升機在懸停狀態下，氣流下偏角度對艙內電池表面換熱能力的影響。

圖10給出了懸停狀態下機艙內各電池表面換熱系數隨下偏角的變化。受電池周圍流體的速度和湍流度的影響，位于不同設備艙內的電池表面散熱系數有較大差異，對上下層設備艙的散熱情況分別進行分析。

在下層設備艙中，電池模組1和電池模組2表面換熱系數遠小于前飛狀態，且呈現出隨下偏角度的增加而逐漸增大的趨勢。主要是因為直升機艙內湍流度隨著下偏角變化，導致電池表面散熱能力變化。隨著氣流下偏角度的增加，機艙下層的流體湍流度上升，由湍流度產生的換熱效應逐漸提高，使電池模組1和電池模組2的換熱系數隨氣流下偏角度的增加而增加。

流速對散熱能力影響較小，原因是懸停狀態下僅有下洗流，下層設備艙氣流流速低（見圖11）。

在上層設備艙中，對于電池模組3，其表面散熱系數隨下偏角的增加而減小。由圖11可知，在氣流下偏角較小時，上層設備艙內的流速較大，隨著氣流下偏角的增大，艙內流速逐漸減小，使得電池模組3的表面換熱系數逐漸減小。

2.3 前飛狀態格柵下偏角度對換熱性能影響

本部分研究直升機在300km/h前飛狀態下，格柵下偏角度對艙內電池表面換熱能力的影響。格柵下偏角度以x軸正方向為0°，格柵向z軸負方向偏轉角為下偏角α，如圖12所示。圖13給出了艙內各電池的表面換熱系數隨氣流下偏角α的變化，故對上下層設備艙的散熱情況分別進行分析。

在下層設備艙中，由圖13可知，電池模組1和電池模組2的表面換熱系數隨下偏角α的增加，整體呈現中間低、兩邊高的趨勢，表面換熱系數在下偏角約為40°時達到最低。主要是因為直升機艙內氣流流速和湍流度隨著下偏角變化，導致電池表面散熱能力變化。

在流速方面，圖14給出了前飛狀態下不同下偏角內部 y/b=0.2平面上的速度分布。當下偏角度為0°時，氣流在流到直升機艙內電池模組附近時依然保持了較高的速度，隨著下偏角度的增加，電池模組附近的流速逐漸減小，使電池模組表面的對流換熱能力減小。

在湍流度方面，圖15給出了高速無人直升機橫向截面x/c=0.4處湍動能分布，隨著下偏角度的增大，艙內氣流由通風口1進入艙內后，受到艙內的框梁和設備的阻礙，各部分流體產生劇烈的摻混過程，下偏角度越大，摻混過程越激烈，艙內的湍流度越大，高湍流度的流體對流換熱強度也要更強，使位于下層設備艙的電池模組1和電池模組2的換熱能力隨下偏角度的增大而上升。

綜合考慮流速和湍流度兩方面因素，隨氣流下偏角度的增大，電池模組附近流速減小，湍流度上升，導致電池模組1和電池模組2的表面換熱系數整體呈現中間低、兩邊高的趨勢。

在上層設備艙中，由圖13可知，電池模組3的表面換熱系數在下偏角為0°時最小，隨著下偏角的增加，電池模組3的表面換熱系數逐漸增大，到下偏角大于20°時，電池模組3的表面換熱系數隨下偏角的增加無明顯變化。

圖16給出了不同氣流下偏角度下上層設備艙內的流線。在氣流下偏角為0°時，氣流由電池模組上方流過，電池模組3表面無氣流流過，故表面換熱系數較小。當氣流下偏角增大后，下偏氣流可以流經電池模組3表面，使得下偏角大于20°時，表面換熱系數較大。

2.4 格柵角度設計

在工程應用中，可根據電池表面散熱系數隨下偏氣流角度的變化關系來確定最優的進氣格柵角度，使得各電池模組的散熱能力最優。綜合考慮在前飛狀態和懸停狀態均達到較高的散熱效果，可得出通風口1下偏80°，通風口2下偏20°為最優的通風口布置形式，優化后的結果如圖17、圖18所示。

3 結論

本文利用計算流體力學（CFD）方法分析了全電高速無人直升機的內外流場，并計算了艙內電池模組在直升機前飛和懸停狀態下的表面散熱能力，分析了表面散熱能力隨進氣格柵下偏角度的變化，得出以下結論：

（1） 機身前部通風口數量對直升機艙內的氣流流量影響較小，但直升機前飛阻力隨通風口數量的增加而增大。

（2） 在下層設備艙中，受艙內氣流速度和湍流度的共同作用，懸停狀態下電池表面散熱系數隨進氣格柵下偏角度的增加而增加；前飛狀態下電池模組的表面散熱系數呈現先減小后增加的變化規律。

（3） 在上層設備艙中，在艙內氣流速度的作用下，懸停狀態下表面散熱系數隨格柵下偏角度的增加而減小；前飛狀態下，格柵下偏角20°以下時隨氣流下偏角度的增加而增加，格柵下偏角大于20°后表面散熱系數隨氣流下偏角度的增加無明顯變化。

（4） 基于以上變化規律，選定在機身前部布置兩個通風口的口蓋布置方案（口蓋狀態1），同時為優化散熱能力，下層設備艙通風口格柵下偏80°，上層設備艙通風口下偏20°。

參考文獻

[1]Kang D，Lee P Y，Yoo K， et al. Internal thermal network model-based inner temperature distribution of high-power lithium-ion battery packs with different shapes for thermal management[J]. Journal of Energy Storage，2020，27（2）：101017.

[2]Fan Yuqian， Bao Yun， Ling Chen， et al. Experimental study on the thermal management performance of air cylindrical lithiumion batteries[J]. Applied Thermal Engineering， 2019， 3（157）： 96-109.

[3]徐曉明，趙又群.微型純電動汽車動力艙風冷散熱研究[J].航空動力學報，2012，27（7）：1532-1536. Xu Xiaoming， Zhao Youqun. Research on wind cooling disperse heat of micro electric vehicle power cabin[J]. Journal of Aerospace Power， 2012， 27（7）：1532-1536. （in Chinese）

[4]王天波，陳茜，張蘭春，等.電動汽車鋰離子電池風冷散熱結構優化設計[J].電源技術，2020，44（3）：371-376. Wang Tianbo， Chen Xi， Zhang Lanchun， et al. Optimization design of air cooling heat dissipation structure for electric vehicle lithium ion battery[J]. Chinese Journal of Power Sources， 2020， 44（3）：371-376. （in Chinese）

[5]謝金紅.電動汽車鋰離子電池組風冷散熱結構優化研究[D].廣州： 華南理工大學，2018. Xie Jinhong. Optimization of heat dissipation structure for lithium ion battery pack in electric vehicles[D]. Guangzhou： South China University of Technology， 2018. （in Chinese）

Research on Air-cooling Effectiveness for the Battery of Electric High-speed Unmanned Helicopter

Zhou Qichen， Li Chunhua， Zhang Wei， Zhao Yue， Hou Rui

China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333001， China

Abstract： Electric unmanned helicopter need better heat dissipation on account of high battery power and small internal space. The objective of this paper is to optimize heat dissipation performance. CFD was used to calculate the air intake and flow characteristics of various air inlet in the infinite flow field. Based on the above results， the surface heat dissipation performance and the cabin flow field in forward flight and hovering were calculated， and the variation of surface heat dissipation performance with the deflection angle of air inlet flow was analyzed. Under the combined action of the cabin airflow velocity and turbulence， the heat dissipation performance of the battery pack in upper and lower equipment compartment presents different rules. Based on the calculation， the surface heat dissipation performance is the strongest when the deflection angle of upper air inlet flow is 20°and the deflection angle of lower air inlet flow is 80°.

Key Words： electric high-speed； unmanned helicopter； CFD； battery； heat dissipation performance