飞艇载荷舱中电子设备冷却的热设计研究

施 红,裴后举,高志刚,钱晓辉

(1.江苏科技大学 能源与动力工程学院,镇江 212003) (2.南京航空航天大学 航空宇航学院,南京210016)

随着航空航天技术的快速发展和信息化作战概念的不断演化,平流层飞艇的战略价值吸引了越来越多国家的重视．与其他航空航天器相比,平流层飞艇具有耗资小、定点停留时间长、响应快、覆盖区域大等优点[1-4]．近年来,由于平流层飞艇在通讯、监视、防御等领域有着独特的优势,其在军事和民用方面发展较为快速．目前已有的文献主要致力于平流层飞艇飞行轨迹、热力学、能源平衡等问题的研究[5-9]．然而,载荷舱及其设备的热控问题作为平流层飞艇设计的一个关键问题由于保密等原因现有的报道较少．文献[10]中以某型号高空定点飞艇平台为背景,对飞艇平台设备舱温控系统进行了分析论证,最后提出了详细的设计方案．文献[11]中对平流层飞艇设备舱进行了保温设计,并进行飞艇飞行试验,验证设备舱的被动温控效果．文献[12]中提出了以被动热控为主,主动热控为辅的载荷舱热控系统设计思路,给出了隔热、等温化、加热和液体循环回路等热控手段的具体设计方法．上述研究多集中于对平流层飞艇的概念设计亦或是保温层的设计,对具体的舱室温度控制计算涉及较少．平流层飞艇的工作高度一般为20 km,其环境温度最低可达-56.5℃,由于载荷舱并非密闭结构，因此若不采取适当的措施,舱内的设备包括电子设备、通讯设备等均无法正常工作．其次,在飞艇升空或者下降过程中若遇到临近地面的高温度环境,若没有相应的制冷措施也会影响设备的使用性能．此外,飞艇在接近20 km处,由于大气的密度相对较低,传统的空冷系统会面临质量流量较低而带来的制冷量不足的问题．综上所述,平流层飞艇载荷舱中的电子设备需要局部的热控制,将温度控制在合理的范围,一般取10～35℃,否则将无法正常工作．鉴于上述原因,文中对平流层飞艇载荷舱中的电子设备进行局部热设计方案研究,并根据计算结果进行方案的优化,使得平流层飞艇电子设备舱的温度在0～20 km均能控制在一个合适的范围,该技术为平流层飞艇的整体热控提供技术参考．

1 基于冷板的电子设备热设计方案

平流层飞艇任务舱电子设备热控系统的主要功能是:在飞艇的工作过程中,电子设备的温度在总体指标要求的范围内．而电子设备能否可靠工作，能否持久耐用很大程度上取决于电子仪器和器件能否有效散热[13].考虑到平流层飞艇对电功率消耗及系统质量有严格的限制,传统的蒸发制冷循环优势并不明显,因此应充分利用周围环境的冷量对电子设备及载荷舱进行热设计．基于上述要求，文中给出了图1所示的基于冷板制冷及开放式送风的平流层飞艇载荷舱及电子设备的冷却方案．

如图1,周围环境中的空气通过风机送入舱内,送入的空气分为两个支路,一路用以冷板冷却电子设备,另一路通过笛形管对舱内进行送风．舱内设有一风扇用于控制舱内温度的均匀性．由于飞艇在上升过程中舱内外的压差是恒定的,因此舱内有一个泄压阀将舱内多余的空气排向舱外．同时,由于飞艇在20 km定点巡航时周围环境温度较低,长时间的定点巡航可能会导致舱内温度低于电子设备正常工作的温度范围,因此在舱底部装有辐射电加热膜．

图1 飞艇载荷舱的温控示意Fig.1 Thermal control system for the equipment cabin in the stratospheric airship

2 电子设备冷却方案性能计算

2.1 冷板的换热计算方法

(1) 计算温度的变化量Δt:

(1)

式中:φ为冷板的散热功率；qm为冷板中空气的质量流量；cp为空气的定压比热．

(2) 计算冷板的换热系数h:

h=JGcpPr-2/3

(2)

式中:J为摩擦系数；G为单位面积的质量流量；Pr为空气的普朗数．

(3) 计算定性温度tf:

tf=0.25(ts+t1+t2)

(3)

式中:ts为冷板的温度,t1和t2分别为冷板的进、出口温度．

(4) 雷诺数Re:

(4)

式中:de为当量直径;μ为动力粘度．

(5) 计算传热单元数NTU:

(5)

式中:η0为肋片的总换热效率；A为冷板的总面积．

(6)

(7)

(8)

式中:Af为肋片面积；l为肋片的高度；k为冷板中肋片的导热系数；δf为肋片厚度．

(6) 计算冷板的表面温度：

(9)

2.2 近空间的环境参数

(1) 海平面的空气物性参数:

p0=101 325 Pa

T0=288.15 K

ρ0=1.225 kg/m3

(2) 对流层的空气物性参数：

Tao=T0-α·z

(10)

(11)

(12)

式中：z为飞艇的飞行高度；α为温度随高度变化的比例系数；R为空气常数．

(3) 平对流的空气参数：

Tao=216.65 K

(14)

(15)

(16)

(4) 加速度：

g=g0-3×10-6z

(17)

式中：g0为海平面的加速度,9.806 65 m/s2．

(5) 定压比热：

cp=1 006.87-0.087 22×T+0.000 123 6×T2

(18)

式中，T是以摄氏度作为量纲的．

(6) 动力粘度：

(19)

(20)

对空气而言,M的值为28.9644；σ的值为3.617；T以摄氏度作为量纲,T*=T/97；Ω为碰撞积分，是关于T*的函数，由式(20)计算可得.

(7) 导热系数：

(21)

式中：λ0的值为 0.024 W/m·K,n的值为0.81.

2.3 冷板计算流程

图2为冷板计算流程.

图2 冷板计算流程Fig.2 Calculation flow chart for the thermal performance of the cold plate

值得说明的是,冷板的性能计算可以分为两种:一种是定风机流量,定风机流量的以升空的最高点为最恶劣的设计点;第二种是采用的变频风机计算思路,即风机根据外界空气参数的变化实时的调整转速来满足恒定的风机表面温度的要求．

2.4 计算结果

地面的环境温度取30℃,电子设备的散热功率为220W;冷板高H为0.012 5 m,冷板深度D为0.19 m,冷板宽度b为0.278 m；冷板肋片选用的结构参数为:平直行肋片,肋高为9.5 mm, 肋厚为0.6 mm, 单位宽度通道截面积A2为8.37×10-3m2/m,单位面积通道截面积A1为11.10 m2/m2,当量直径de为3.02 mm．

2.4.1 定风量情况下的冷板全高度性能

图3、4分别为飞艇在地面温度为25℃和40℃下起飞的冷板温度ts随高度z变化的曲线．

图3 地面温度为25℃时冷板温度随高度变化的曲线Fig.3 Variation of the temperature of the clod plate with the altitude for the ground temperature at 25℃

由图3可知,冷板的表面温度先下降后上升．产生该变化规律的主要原因是,随着飞艇的上升,外界环境温度降低,在定风机流量的情况下冷板的温度逐渐下降．尽管在该过程中环境的密度也在降低,而温度的降低对冷板的影响程度相对于密度的降低对冷板的影响程度要大,因此冷板总的温度下降．然而在P点以后外界的环境温度不变,而环境的密度进一步的降低,因此导致冷板的散热能力变差,最后冷板的温度随着高度升高逐渐上升．

图4 地面温度为40℃时冷板温度随高度变化的曲线Fig.4 Variation of the temperature of the clod plate with the altitude for the ground temperature at 40℃

由图4可知,在地面温度为40℃时冷板在飞艇上升过程中的温度变化规律跟地面温度为25℃时候的变化曲线一致．然而由于起飞时外界的环境温度较高,在2 000 m以下的高度内,冷板的温度大于设计温度40℃,冷板在该环境温度下的性能不满足设计要求．因此,对于该电子设备的冷却,必须在设计时候考虑冗余设计,并联一个制冷方案以满足其散热需求．

同时,由图3、4可知,升空过程中冷板的温度降低至-10℃左右,显然这是不符合设计要求的,因此定流量的方案在实际的飞艇飞行过程中并不合理．因此文中推荐采用变风量的冷板冷却方案．

2.4.2 变风量情况下的冷板全高度性能

图5为风机风速vf随飞行高度的变化曲线.由图可知,当地面环境温度为30摄氏度时,为了保证电子设备的温度维持在40摄氏度则风机的风速随着高度的增加先减少后增加．并且在0～4 000 m及13 000～20 000 m的过程中变化幅度较大．

图5 风机风速随着飞行高度的变化Fig.5 Variation of the blower velocity with the altitude

跟定风量系统一样,若飞艇起飞时的地面环境温度较高尤其是高于40℃时,由于舱内设备使用环境的限制,则飞艇起飞阶段基于冷板冷却的电子设备散热系统将无法起到冷却的效果．同时,高空时由于外界环境的密度较低,为了满足空冷系统的设计要求则风机的风速较大,然而风机的引气不仅要满足冷板的需求同时要满足舱内制冷的需求,因此在高空时可能会引起支路进气流量不足的问题．综上所述,从设计可靠性的角度来说,尽可能的设计一套完善的制冷系统以满足飞艇在全高度的工作要求．因此，文中提出了两种优化设计方案．

3 优化的电子设备制冷设计方案

3.1 基于二氧化碳开放式制冷的冷却方案

图6为电子设备冷却系统,当飞艇从环境温度较高的低空向上运动时,基于二氧化碳制冷的第一温度控制子系统开启,高压气罐中的冷气输送至冷板,冷却与之联接或靠近的设备;同时,冷气输送至换热器,风扇将换热器附近的空气吹至机舱的其他部分,形成气流循环;

图6 基于二氧化碳开放式制冷的电子设备冷却方案Fig.6 Adding cooling method for the electronic equipment using a carbon dioxide refrigeration system

当飞艇升至一定高度,舱外的温度低于舱内设备的最高许可温度时,停止第一温度控制子系统．基于周围空气直接送风的第二温度控制子系统开启,将机舱外的冷空气运送至机舱内和冷板中．当飞艇上升至高空风机流量不够时,可以开启第一温度控制子系统,此时跟第二温度控制子系统共同工作．当飞艇滞空过程中舱内的温度低于舱内设备的最低许可温度时,开启电加热丝加热,同时开启舱内风扇,在机舱内形成气流循环．

同样的,当飞艇下降时,首先开启第二温度控制子系统进行冷却,当其不能满足要求时,开启第一温度控制子系统．

值得说明的是:基于二氧化碳的开放式制冷系统是不可逆系统,在电能受限的制冷领域使用较多[14-17],在飞艇的设备舱及其电子设备的制冷中,其作为一个备用及补充方案的设计．在设计之初应根据飞艇的滞空时间、滞空高度、飞艇的起飞环境等来正确的计算所需求的二氧化碳量．

3.2 二氧化碳质量计算

对于开放式二氧化碳制冷系统,可采用式(22)对所需CO2的质量进行估算：

(22)

式中：m为所需CO2质量；q为电子设备的功率；hex为CO2排气焓值；uinit为初始条件下CO2的内能；Δt为飞艇上升过程持续时间．

假设所研究的飞艇上升过程:

(1) 设备的功率为1 000 W,飞艇的上升时间为3 700 s[18].

(2) 假设初始存储状态参数为：P1=6.5 MPa,T1=298.1 K．此时利用REFPROP软件计算可得uinit=264.79 kJ/kg.

(3) 飞艇在上升过程中设备舱的压力与外界平衡,其压力状态一直在变,设计时采用保守算法,假设设备全部采用CO2进行制冷，并取最小排气压力状态参数:P2=5 472 Pa,T2=303.15 K．此时利用REFPROP软件计算可得hex=510.96 kJ/kg．

根据以上条件及公式计算可得m=15 kg．出于安全因素的考虑,CO2在灌装是不能灌满的,必须留有一定的余量．通常,温带地区不能超过钢瓶体积75%,热带地区不能超过66.7%．文中选择充气系数α=0.6 kg/L,则钢瓶体积V=m/α=7.05 L．考虑到常用钢瓶的体积规格以及使用过程中的损失,选择体积为20 L的钢瓶,充气系数为0.6 kg/L,净重12 kg．因此CO2气瓶的总质量为27 kg．

4 结论

(1) 在定风量条件下,冷板的表面温度先下降后上升,最低温度可达到-10℃．

(2) 提出了变风量冷板换热系统,该系统在面对外界大气参数变化较大的情况下更具有合理性．然而,跟定风量系统一样,若飞艇起飞时的地面环境温度较高尤其是高于40℃时,由于舱内设备使用环境的限制,则飞艇起飞阶段基于冷板冷却的电子设备散热系统将无法起到冷却的效果．

(3) 为满足空冷系统低空及高空制冷量不足的情况,提出了基于二氧化碳开放式制冷的优化的设计方案,并对其进行了计算．在文中给定的计算条件下,可选择体积为20 L的钢瓶,充气系数为0.6 kg/L,CO2气瓶的总质量为27 kg．