无人机机载液氢储罐绝热结构设计与仿真

来源:真空技术网(www.chvacuum.com)北京航空航天大学航空科学与工程学院 作者:徐伟强

  机载液氢储罐对静态日蒸发率、结构强度、储氢质量密度等要求较高。针对特殊的绝热要求和工作环境,对无人机机载液氢储罐绝热结构进行创新设计。选取高真空多层绝热的绝热方式;首次提出一种组合式点接触绝热支撑结构,与普通支撑结构从理论计算和仿真两方面对比说明新型结构的优异性能;采用增加气液盘管长度的方法,增加结构热阻。分别建立机载液氢储罐的一维和三维整体传热模型,并对模型进行理论计算和仿真。研究和分析结果表明: 通过组合式点接触绝热支撑结构的热流量比一般支撑结构减少90%以上;具有高真空多层绝热、组合式点接触支撑结构和气液加长盘管的设计方案的漏热量比目前同规格普通低温液氢容器的漏热量低24.6% ~35.2%。

  近年来,无人机在军事领域的作用突显,其中高空长航时无人机以其优异的续航能力尤为受到重视。目前,以普通石化燃料为动力的高空长航时无人机的最长续航时间为“全球鹰”创造的41 h。液氢是一种具有极高燃烧热值的高含能体燃料,288 K 时的高燃烧热为1. 43 × 105 kJ /kg,是普通石化燃料的3 倍,在燃烧特性上,液氢相比于其它燃料有更好的高空燃烧特性,所以为尽可能延长飞机滞空时间,以液氢代替普通石化燃料是目前行之有效的方法之一。美国在2010 年和2011 年分别试飞液氢燃料动力无人机“全球观察者”和“幻影眼”,两者的续航时间分为4 天和7 天,比以普通燃料为动力的高空长航时无人机的续航时间大为提高。

  液氢具有低密度、低沸点、强扩散的性质,这为液氢长时间的存储带来困难,也是限制液氢大规模使用的关键问题之一。目前,无人机机载液氢储罐仅美国少数几个机构在研究,资料鲜有,国内的研究仍处于空白阶段。文章通过对机载液氢储罐性能要求的研究和分析,如文献,创新性的提出组合式点接触绝热支撑结构,比普通吊杆支撑的漏热减少90%以上;通过增加储罐气液管路长度,从而增加结构导热热阻,成功地解决常规低温储罐颈部漏热量大的难题。

  1、整体方案设计与绝热结构设计

  1.1、整体方案设计

  在热传导方式上,热量主要通过传导、对流和辐射三种方式进入低温容器,通过每种传热方式进入容器的热量因容器绝热结构的不同而不同,且三种热传导方式在对进入容器内部的总热量上也相互影响。

  在整体结构方案上,基于该设备的绝热性能要求和特殊的工作环境,设计出一种球形夹层式方案,结构上主要包括:材料为304不锈钢的内外胆、多层缠绕的绝热层GS-80、真空层、组合式点接触绝热支撑、气液盘管等。在后面的计算和仿真中,取内胆内半径为r1,外胆外半径r3,初始充氢率(也称充满率) 为95%,整体结构示意图如图1 所示。

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图1 整体结构示意图

  1.2、绝热结构的设计

  绝热结构的设计主要是针对特定的绝热要求和工作环境选取合适的绝热方式,设计高性能的绝热支撑结构以及适合气液进出的连接装置,其中后两点是结构设计的重点。

  (1) 绝热方式是影响结构漏热量的一个重要因素。目前绝热性能最好的是高真空多层绝热,它是由多层具有高反射能力的辐射屏与具有低热导率间隔物层交替构成的,文献中给出了几种不同绝热材料组成情况下的高真空多层绝热的表现导热系数。参照文献中的数据并结合实际需要,在理论计算和仿真计算中选择一种较为成熟的GS-80高真空多层绝热,其表现导热系数为Ke1 = 2.48 × 10-5 W/( m·K) 。

  (2) 在低温储罐的总漏热量中,通过连接结构、支撑结构等热桥的热流比例可以高达30% ~50%,甚至更大,因此,减少通过热桥的热流量是进一步提高低温容器绝热性能的又一个重要途径。目前,已有的地面低温容器往往使用直接导热的方式进行连接,这样使通过热桥的热流量大大增加,且结构占用空间较大,不宜在无人机上使用。为解决支撑结构漏热量大的难题,首次设计出以点接触导热代替直接导热的组合式点接触绝热支撑结构,其结构实物图如图2 所示。

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图2 组合式点接触绝热支撑实物图

  这种结构利用氧化锆陶瓷良好的力学性能和低导热率性质,使支撑结构中的直接接触变为点接触,极大减少了通过支撑结构的热流量。“平板-球”型接触的接触热阻可以用以下公式进行估计

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  式中Rk为接触热阻;a 为接触面半径;λ 为氧化锆热导率;μ 为泊松比;p1为接触压力;E 为弹性模量。球直径d = 0.008 m,角标1、2 分别指球与平面。根据1.1 中容器的尺寸与充氢率,在储罐不同状态下,假设只有8 个支撑结构中的4 个受拉或压,经计算每个接触点的力F = 52.4 N,将数值代入以上公式得出每个支撑结构的总热阻Rk总= 85317 K/W。在边界温度分别为20 和293 K 时,因传导产生的热流量为3.2 × 10-3 W,因此辐射( 表面镀金或银ε= 0.02) 产生的热流为

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  单个结构的总漏热为9.02 × 10-3 W,在仿真中将所有漏热以热传导等效,等效热阻R4 = 29933 K/W。

  如果使用吊杆或拉杆式支撑时,在外径为5mm、内径4 mm 时,吊杆或拉杆的长度为1 m 时,该方式下结构的漏热是点接触组合支撑的12倍,即新型支撑的漏热仅为普通结构的7% ~8%,且在质量和空间占用上同样具有较大优势,这也符合无人机对结构紧凑的要求。

  (3) 管路通过热传导的方式由外部环境进入内部是结构颈部漏热的主要原因,所以,降低低温储罐通过气液进出管路的漏热是设计时的重要环节之一。为增加在液体流动方向上的热阻,采用增加输液管路长度的方法,选用不锈钢材料,内半径4 mm,外半径5 mm,包括充液和调节内部压力两种管路,具体布置如图1。两管路长度均为3 m,截面积为2.2×10 -5 m2,那么总热阻为

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  4、结论

  本文通过对机载液氢储罐在绝热支撑机构的创新设计以及对绝热类型的合理选择,并对建立的一维理论模型和三维有限元模型进行计算和分析得出以下结论:

  (1) 同等条件下,组合式点接触绝热支撑结构的漏热量仅为普通吊杆结构漏热的7% ~8%,且在质量、空间等方面,相对其它结构更具有优势;

  (2) 以组合式点接触绝热支撑结构、GS -80高真空多层绝热以及气液盘管制作的高真空多层绝热结构的理论计算和仿真计算漏热量分别比国家标准中同规格固定式真空多层液氢容器的漏热量低35.2%和24.6%;

  (3) 气液盘管的使用可以有效降低通过输液连接结构的热流量。

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