某航空相机载荷舱热分析与热设计

航天返回与遥感第35卷第3期76SPACECRAFT RECOVERY REMoTE sensing2014年6月某航空相机载荷舱热分析与热设计李春林王贵全赵振明(北京空间机电研究所,北京100094)摘要航空相杋的热控设计需要解决流动与传热的耦合问题。文章提岀某航空相杋载荷舱在复杂飞行环境中上升、巡航、下降全过程的热分析及热设计方法:确定载荷舱热分析数据流,采用专业热分析软件、流体计算软件计算辐射外热流、气动外热流,以及等效对流换热系数沿壁面分布情况及与马赫欻的变化关系。将热环境赋予载荷舱热分析模型,通过热分析软件与自开发程序迭代对载荷舱两饣极端工况进行了仿真分析。结果表明,据此设计的光学窗口内表面温度高于露点温度10℃以上,得到的载荷舱热分析结果满足热控指标要求,热设计方案合理可行。关键词载荷舱热分析热设计航空相机中图分类号:V2456文献标志码:A文章编号:1009-8518(2014)03-0076-08DOl:10.3969/issn.10098518.2014.03.010Thermal Analysis and Design of an Aerial Camera PodLI Chunlin WANG Guiquan ZHAO Zhenming(Beijing Institute of Space Mechanics Electricity, Beijing 100094, China)Abstract Flow simulation and thermal analysis should be integrated in aerial camera thermal design. Inthis paper, thermal analysis and thermal design method are given for an aerial camera pod in complex environ-ment of its ascending, cruising and descending processes. Firstly, the thermal environment of aerial camera podis analysed based on the data flow, including radiation heat flux calculated by software RadcAD, aerodynamicheat flux, and effective convection heat transfer coefficients vs Mach numbers(Ma) along the exterior surfacecalculated by software FLUENT. Subsequently, thermal environment is put into the entire pod model, with twoextreme conditions simulated through self-developed code coupled with SINDA/F software. Finally, based onthe analysis above, the temperature of the interior optical widow is 10 C higher than the dew point temperatureof the humid air. In addition, the thermal analysis results of entire aerial camera pod can satisfy the requirement,and the thermal design method is feasible and reasonableKey words aircraft pod; thermal analysis; thermal design; aerial camera0引言目前,航空相机一般常用于大型侦察机、无人机的航拍任务,未来也将在临近空间飞行器上发挥巨大的应用价值。作为航空相机、电子设备与外界环境的边界与屏障,载荷舱直接接触复杂大气环境对航空相机的成像品质和寿命起着决定性的作用23目前的研究主要集中于工作在平流层内的浮空器及对流层内的航空器载荷舱的热分析,如:文献[4建立了平流层飞艇的热分析模型,侧重于浮空器蒙皮光学特性的设计;文献[5]建立了热平衡模型,对比了采用热空收稿日期:2014-01-22第3期李春林等:某航空相杋载荷舱热分析与热设计文献[6,]建立了机载电子舱的空气环控系统及光学窗口下降过程结露瞬态模型;文献[8,9对飞行速度Ma=07、外部空气环境温度56℃的航空相机主光学系统进行了热设计。然而,对工作在对流层,载荷舱外壁面对流换热、摩擦引起的气动加热分布不均,以及载荷舱光学窗口防结露等引入的热控问题,目前的研究较为匮乏。本文首先建立载荷舱热分析数据流,针对某航空相杋载荷舱构建热力掌模型,从辐射换热环境、对流换热环境、摩擦气动热环境、光学窗口防结露等几个方面进行分析,并完成了载荷舱的热控方案设计。1载荷舱热分析数据流图1为航空相机整体热分析数据流,其中载荷舱热分析数据流包括如下4部分:1)通过飞行的热环境参数由 RadcAD软件计算载荷舱的辐射热环境,包括太阳直射、地球反照、地球一大气系统红外辐射机腹的辐射换热;2)通过飞行参数、几何结构由 FLUENT(UDF)软件计算载荷舱外壁面对流换热系数及气动热;3)通过经验公式及高空探测数据,分析计算光学窗口结露点;4)根据以上热环境分析结果进行初步热控设计,再由 SINDA/ FLUINT软件进行详细热分析,反复迭代形成最终的热控方案匚飞行的热环境分析飞行的流场分析图表面发射率及吸「物性参数荷舱外形结构执RadCADICEM+FLUENT(UDF球一大气系统红外辐射!传导:内热源,流换热及摩进气口:驻满反上以气动力机腹的辐射换热冰热载察窗结露算经验计算相机王体析SINDA/FLUINT型(含热环控技术要求照典型飞行状况及像特点选择极端工况载荷舱整体外合理布置控温理布置风扇总压点,加热功率」位置,管路出流执航空相机整体热设计,选择合适的热控产品,结果用于指导热平衡试验随定热平衡试验方案,进行热试验,得到试验结果否表示主分析流程修正热分析模型表示需输入的关键参数热设计完园【嘉示航荷沐构线化社之响流图1航空相机热分析数据流Fig 1 Thermal analysis data flow of aerial caTHCN MHE航天返回与遥感2014年第35卷2载荷舱热环境分析航空相机通过载荷舱装配于载机上,根据具体任务要求的不同,所处热环境不尽相同。但是描述航空相机载荷舱热传递的基本原理是一致的,主要传热方式为对流换热与辐射换热。下文所述的航空相机载机飞行环境如下:典型飞行高度为12km,巡航时与空气的相对速度为167m/s,载机爬升、下降时垂直于地面速度大小为3m/s,载机由地面起飞,爬升至12km高度,巡航10800s后下降返回地面。2.1载荷舱热力学模型载荷舱的热平衡关系如图2所示,以方程形式表示为Osun +Reflect +De-air +2-(2rad +2+cond(1)式中ρ为载荷舱密度;c为载荷舱等效热容;T为载荷舱温度;t为时间;Ωω为太阳直接热辐射;ρ灬ns为地球反射太阳热辐射;￠εar为地球—大气系统热辐射;ρ为舱内热载荷的散热量;Qad为载荷舱与环境背景的辐射换热;Ωαo和ρε分别为载荷舱与周围环境的对流换热及气动热;Ωεo为载荷舱与载机的热传导。由式(1)可以看出,载荷舱温度波动受到以下参数的影响:Qum,Qne,￠Emr,ρ,Qnad,Qom,ρ灬r, Condo其中载荷舱无内热源⑨=0,而Ωm因载荷舱悬挂方式不同,计算方法亦不同,且载荷舱与载机之间隔热安装,因此本文暂不考虑。太阳飞行速度O大气地球图2载荷舱热平衡示意Fig. 2 The thermal environment for aerial camera pod2.2辐射换热环境航空相机载荷舱的热辐射环境主要来自太阳辐射、地面(包括云层)的热辐射和反射。对于以往大部分的航空相机来讲,载荷舱悬挂于航空器的腹部或底部,因受航空器的遮挡,所以在通常条件下,避开了热流密度最大的太阳直接辐射中大部分的能量,故相机接受的辐射外热流主要由地球一大气系统的反射和地球—大气系统辐射两部分构成。而近年来发展的无人机载荷舱,通常安装在无人机的头部附近导致太阳热辐射会直接作用到载荷舱上,此时载荷舱接受的辐射外热流除以上两部分外还包括太阳热辐射。表1为低温、高温工况时,所取各辐射外热流汇总10l本文所涉及的计算参数均选取北纬45°的标准天气象参数。中国煤化工CNMHG第3期李春林等:某航空相杋载荷舱热分析与热设计表1辐射外热流Tab. 1 External radiation heat fluxes飞行时间太阳辐照(W/m2地球反照率地球红外/W/m2)大气等效温度/K12月至1月低高下午六点0.08189.36月至7月中午12点l0820.33261.22302、3对流换热环境对流换热gωm包括温差引起的对流换热及摩擦引起的气动加热,飞行器在高速飞行过程中Gr/Re2<<1,自然对流可忽略。2.3.1外流场计算外流场计算时,将三维模型简化为二维轴对称计算模型,流场计算使用 FLUENT(UDF)完成,并做如下假设:1)视空气绕载荷舱的流动为二维、定常、可压、粘性流动;2)边界条件选用压力远场和无滑移壁面边界祭件;3)湍流模型采用一方程模型 Spalart- Allnaras;4)载荷舱壁面与流场采用流固耦合边界条件部分流场计算结果如图3所示,气流在舱头部形成驻点,头部与中间段过渡区气流膨胀,在载荷舱尾部形成尾涡。式(2)中壁面归一化量纲边界层厚度y分布如图4所示,其值依赖于网格的密度和流动的雷诺数,并且仅在边界层内部有意义。本文中25