1 引言
航空布撒武器是一种可在敌防空火力区域外投放，并携带多种子弹药的高精度模块化航空制导攻击武器，主要用于攻击机场跑道、技术兵器阵地、电力设施、集群武器人员等各类目标。该武器配有独立制导系统，由制导部件、电控单元、热电池等设备组成。在挂飞、投放过程中，热电池工作，发热功率较大导致周围热流密度提高，整流罩内温度快速升高，若不加以控制，当温度达到或超过电控单元等设备许用工作温度时，会极大影响制导系统的正常运转。因此，应制定针对热电池组件的降温设计策略。
风冷属于主动散热的一种，其主要依靠空气的对流换热实现降温。对流换热是指当流动流体与静止固壁接触时，因温度不同，它们之间发生的热传递过程。风冷已在飞机、无人机、机载武器等装备的冷却或散热设计中得到广泛应用。石嵩对开孔风冷方式在直升机发动机舱冷却系统中的应用进行了研究，并对冷却孔方案进行了优化分析[1]。王鹏采用风冷散热方式对无人机机载雷达设备进行了冷却设计[2]。
近年来随着计算机性能的不断提高，CFD方法在空气动力学与换热问题中得到广泛应用[3-5]，逯振坤采用数值仿真方法对电动飞机发动机舱的风冷开孔方案进行了设计与优化[6]；张新强利用CFD方法研究了热电池组散热性能随风孔位置、风孔大小、进口空气温度等相关因素的变化规律[7]。任童运用数值方法分析了不同进气方式对机载电子设备气冷冷板的性能影响[8]。
本研究中运用基于RANS方程的数值方法对布撒器头部外流场与整流罩内部温度场进行联合仿真，针对控制舱电器元件结构与布置特点制定若干整流罩风冷开孔方案，对各方案在两典型计算条件下的风冷效果进行定常仿真分析，并进行方案优选，对优选方案进行非定常计算及布撒器头部气动特性影响分析。
2 数值仿真方法
2.1 控制方程
流场计算采用有限体积法求解时均N-S方程：
(1)
式中：Q、Fc、Fv分别为守恒变量、对流通量以及黏性通量，具体表达式可参见文献[9-10]。
2.2 湍流模型
采用k-ε湍流模型封闭RANS方程，k-ε湍流模型中，k为湍动能，ε为湍动能耗散率，采用偏微分方程处理其输运方程，输运方程:
(2)
(3)
具体表达式可参见文献[9,11]。
2.3 离散方法
使用多面体非结构化网格进行有限体积空间离散[12]。多面体网格可以为复杂表面的网格生成问题提供平稳求解，其构建过程高效，比四面体网格需要更少的表面准备；此外，对于给定的开始表面，多面体网格包含的网格单元数比四面体网格少大约5倍，允许使用具有共形网格交界面的多区域网格，很大程度上节省了网格数量[13-16]。采用二阶迎风格式对控制方程对流项进行离散。运用密度基耦合隐式时间步进法求解代数方程组得到流场数值解[17]。图1为 网格示意图。
图1 网格示意图
Fig.1 Grid diagram
2.4 计算假设
以某厂家热电池产品参数为依据，其工作标定发热功率为500 W，因此将热电池视为表面发热功率恒定的热源。
布撒器头罩材料为玻璃钢材质，绝热性能良好，导热率极低，可将头罩内部空间视为相对封闭的系统，其与外界的热交换主要依靠风冷孔的对流换热，舱内部件的热辐射与热传导对于控制舱内的温度分布影响很小，且本文中重点模拟气流对控制舱内电器元件附近空气的降温效果。因此，计算过程中不考虑热辐射，并将弹体外表面、头罩内表面、元器件表面均设置为无滑移绝热固面。
3 计算条件
3.1 模型概况
考虑布撒器弹身后部舱段对其头部外流场影响很小，因此仅取整流罩、战斗部舱作为头部研究对象，后舱段做收缩处理，模型如图2所示。热电池发热功率为500 W，热电池外表面面积0.1 m2，以此定义热电池表面散热密度Heat Flux=5 000 W/m2。假定整流罩内元器件(除热电池)工作许用温度范围：-30 ℃～50 ℃。
图2 布撒器模型示意图
Fig.2 Head shape of airborne dispenser
对整流罩内制导控制舱元器件外形进行简化，保留其主尺寸及外形特征，简化模型如图3所示。
图3 内部零件模型示意图
Fig.3 Simplified model of internal parts
3.2 开孔方案设计
针对热电池、元器件安装位置及整流罩头部外形特点，制定若干整流罩开孔(见图4)，取整流罩顶点为坐标原点。开孔情况及方案如表1所示。
图4 开孔位置示意图
Fig.4 Position of hole
表1 开孔情况
Table 1 Plans of air hole
开孔编号直径ϕ/mm方案一方案二方案三方案四1 202 203A、3B204A、4B 205A、5B206A、6B 407A、7B30
3.3 测温点设计
根据控制舱元器件布置特点，分别在热电池前侧、下侧、左右两侧以及整流罩内中心位置设置测温点。测温点位置如图5所示。
图5 测温点位置示意图
Fig.5 Temperature measuring points
4 结果与分析
4.1 计算结果
对4种开孔方案在H=6 km、Ma=0.7、α=0，H=0 km、Ma=0.8、α=0条件下进行稳态计算。两条件分别代表了布撒器飞行过程中最小动压、最低环境温度，以及最大动压、最高环境温度两极限状态。温度计算结果如表2所示。并以方案4为例分别给出了测温点所在截面温度云图(见图6)，以及开孔处速度矢量图(见图7)。
表2 测温点温度计算结果
Table 2 Temperature of measuring points
方案MaαH/km环境温度T/℃头罩内测温点T/℃测温点(1)T/℃测温点(2)T/℃测温点(3)T/℃一二三四0.706-24-7.1516.85-1.158.85-2414.8524.8514.8528.85-244.8531.856.858.85-24-21.15-21.1516.858.85一二三四0.8001515.8519.8515.8516.851518.8524.8521.8529.851544.8555.8543.8548.851516.8517.8525.8520.85
图6 方案四温度云图
Fig.6 Temperature nephogram of plan four
图7 方案四速度矢量图
Fig.7 Velocity vector diagram of plan four
4.2 结果分析
根据计算结果，可以发现，由于环境温度的影响，H=0 km、Ma=0.8条件下各方案整流罩内温度均高于各自在H=6 km、Ma=0.7条件下的计算结果；开孔1、2附近出现明显高温出流；由于电池附近元器件对气流的阻碍，整流罩内温度在热电池附近区域较高，而在整流罩中前部温度明显降低，更接近于环境温度。
四方案中，仅方案三为无战斗部舱开孔方案。可以看到，整流罩内温度明显高于其他三方案，尤其在H=0 km、Ma=0.8条件下，测温点1处的温度达到55.85 ℃，已超出元器件拟定工作温度上限，分别高于方案一36 ℃、方案二31 ℃、方案四38 ℃。可见，整流罩后部开孔对散热效果影响较大，是有效保证内部高温空气出流通畅、提升散热质量的重要因素。
方案二相较于其他方案在整流罩头部开孔减少三处(上侧一处，两侧各一处)，保留战斗部舱开孔，可以看到在H=6 km、Ma=0.7条件下，降温效果不及方案一、方案四，整流罩内温整体高于环境温度；在H=0 km、Ma=0.8时，各测温点温度均略高于方案一、四。可以看出，头罩开孔减少对于风冷效果存在一定影响，尤其在高空挂飞状态下，所测得最高温度高于环境度52.85 ℃。
方案四与方案一相比，减小了战斗部舱开孔尺寸，另在整流罩与战斗部舱连接处增加承力结构简化模型，从而对气流产生了遮挡。可以看到，H=0 km、Ma=0.8条件下测温点2处温度高于方案一10 ℃，而其他各点温度差别较小；在H=6 km、Ma=0.7时，两方案计算结果有一定差别，方案四在测温点1、2处的温度高于方案一，但均处于可接受范围内。可见，减小战斗部舱开孔尺寸与增添遮挡结构共同作用影响了整流罩内流场分布状态，继而对高空条件下的风冷效果产生了影响。
4.3 弹体外气动特性影响分析
由于整流罩与战斗部舱开孔，导致头部外流场发生一定改变，从而影响布撒器头部乃至全弹气动特性[18]。为探究其影响，选取H=3 km、Ma=0.7、α=2条件，对四开孔方案以及无开孔原始头部模型进行计算，计算结果如表3所示。表4为对应工况下全弹风洞实验结果。其中，CA、CN、CD、CL、Mzg分别代表轴向力系数、法向力系数、阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数。
表3 头部气动特性参数计算结果
Table 3 Calculation results of aerodynamic characteristics of head
方案CAΔCA/CA风洞CNΔCN/CN风洞CDΔCD/CD风洞CLΔCL/CL风洞MzgΔMzg/Mzg全弹风洞无开孔0.102 5-0.049 9-0.104 2-0.046 3-0.037-10.110 55.44%0.050 70.05%0.112 23.90%0.046 80.03%0.0324.69%20.103 50.68%0.050 80.05%0.105 20.49%0.047 10.05%0.0360.94%30.104 91.63%0.05060.04%0.106 61.17%0.046 90.04%0.0351.88%40.103 80.88%0.05070.05%0.105 50.63%0.047 00.04%0.0351.88%
表4 风洞实验结果
Table 4 Results of wind tunnel test
CA全弹风洞CN全弹风洞CD全弹风洞CL全弹风洞Mzg全弹风洞0.147 121.660 400.204 971.654 25-0.106 65
由计算结果可见，整流罩以及战斗部舱开孔对头部区域法向力系数与升力系数影响较小，影响所占全弹比重不足0.04%；轴向力系数与阻力系数方面，除方案一外，其他各方案影响基本在1%以内；俯仰力矩方面，除方案一外，各方案影响均在1%～2%。通过结果对比发现，方案一中战斗部舱较大的开孔尺寸是导致该方案轴向力、阻力以及压心纵向位置等参数变化较大的主要因素[19]。因此，在方案选取过程中，应尽量避免战斗部舱的大开孔设计。
综上，基于降温效果以及气动特性影响的考虑，最优方案为四。
4.4 风冷效率分析
由于定常仿真仅求解流场达到稳定状态时的结果，无法对风冷过程进行模拟，为了验证风冷方案的降温效率，选取方案四，在两典型工况下进行非定常计算。取时间步长t0=lVmin/ufar=5×10-6s，其中lVmin表示体网格最小单元尺寸，ufar表示远场来流速度。检测热电池表面平均温度以观察降温速率(见图8)。由计算结果来看，两工况下的热电池表面平均温度在通风2.5 s以后基本达到稳定，没有明显变化，可见降温效率良好。
图8 热电池表面平均温度曲线
Fig.8 Time history curve of average surface temperature of hot cell
5 结论
运用数值方法对布撒器头部外流场与整流罩内流场、温度场进行联合模拟，制定若干热电池风冷开孔方案，结论如下：
1) 该数值方法较好地模拟了风冷方案对热电池附近空气的降温作用，直观体现了整流罩内部温度场，可为布撒器等航空制导弹药的风冷设计提供参考。
2) 飞行高度、环境温度对热电池降温效果具有影响；低空条件下，整流罩内部温度分布更加均匀；保证战斗部舱开孔出流顺畅，可有效提高降温效果；整流罩开孔面积对高空条件下的降温效果影响较大，低空条件下影响相对较小。
3) 战斗部舱开孔尺寸对于头部气动特性的影响敏感。
4) 通过非定常计算验证了风冷降温效率，在通风2.5 s左右，热电池表面温度即已达到稳定，表明风冷方案降温效果优良。
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