这些坑勿踩！我的弹载设备“热考核试验”与仿真对照

1年前浏览1988

导读：大家好，我是仿真秀专栏作者青梅煮酒，自7月2日首次在仿真秀平台直播《航天产品中的随机振动分析与案例实操》已过去4个多月。此外，我也好久没更新原创文章了，实在太忙了！最近我做了一次热考核试验，以前从没有做过。以往都是高低温试验、老练试验等等。这次热考核试验是我干型号以来第一次接触，确实踩了很多坑，总结了一些经验，在这里跟大家分享一下。

先前我在仿真秀也发布系列的有限元分析文章，欢迎大家收藏和分享。

有限元仿真分析误差来源之网格划分
有限元仿真分析误差来源之边界条件，约束和point mass
有限元仿真分析误差来源之材料参数设置，小心为妙！
有限元仿真分析误差来源之边界条件设置-动载荷
有限元仿真分析误差来源之固有频率
有限元专场 | 有限元仿真分析误差来源之剪力自锁+沙漏效应

一、什么是热考核试验

热考核试验是针对弹载设备，考核弹上设备是否能适应弹上热环境的试验。这样说感觉太笼统，不好理解。具体的说，就是做一个工装用来模拟弹舱，将设备装进工装里，模拟弹上的安装条件，通过石英灯或者其他方式，对这个模拟弹舱的工装进行加温，模拟工装的温度同弹舱的温度相同，于此同时，设备按正常的工作剖面进行工作。

图片来自网络

有些同学可能会问，通过高低温试验能否覆盖这种热考核试验呢？细想下，确实很难，首先高低温试验基本实在常压下进行，设备可以通过对流进行热交换，而真实的弹上热环境是在低气压下，此时对流已经基本不起作用了。其次，高低温试验受限于温箱的能力，很难将温度加热到弹上真实的温度，一般来说，弹舱内壁温度有的高达300度。最后高低温试验也无法模拟弹上的安装条件，这样弹舱对设备热传导影响也无法评估。

因此热考核试验对于考核弹上设备热环境适应性是十分必要的。

二、热考核试验问题

1、控温问题

对于金属部件，控温不存在问题，通过仿真也可以看出，即使是10mm厚的铝板，瞬态传热过程中内外壁的温差也很小。但是对于非金属部件就会存在控温问题，图中顶部是一个非金属隔热部件，在这次试验中就对这个部件的控温调整就做了将近1周。有同学就问了，为什么要用非金属呢？用金属，只要保证试验温度和真实弹壁温度一致不就行了。这是一个好问题，在实际飞行中，弹载设备的传热以辐射为主，辐射热流除了和温度有关，还与发射率有关。其实采用同发射率的耐高温漆，或者通过等热热流进行折算也应该可以。折算公式如下。

也就是

但是总体就是觉得应该用实际弹上材料，才能保证发射率一致。

于是呢，总体就给了一块这种材料的样品，结果他没有保护好，样品裂了，总体又出了个馊主意把这个四分五裂的样品粘在结构板上，试验就变成了如下形式。

这样就给控温带来了巨大的问题，本来这个样品的传热系数就小，现在变成分层式的，由于接触热阻的存在，使得整个热阻变得更大，导致热响应滞后。

于是，我们改变策略，不直接控制内壁温度，而是通过控制外壁温度使得内壁温度为目标温度曲线。这就需要仿真或者解析计算的方式来找出这条曲线。

2、仿真分析

其实仿真模型很简单，就是两块板如下图所示。

当上下面板均为金属铝，且接触热阻为0时，计算结果如下

可以看出上下面板的温差极小，再看温升曲线图

最高温度温升曲线和最低温度的温升曲线基本重合，证明采用金属材料，内外壁的温度响应是一致的，控温是没有问题的。

当变成非金属时，看看仿真分析结果。

温差为3度，再看下再看温升曲线图

可以看出虽然有温差，但最高最低温度的跟随趋势是一致的。可是现实是残酷的，真实的试验数据并不是这样的，内外壁温度相差将近60度。是什么原因导致这样的结果呢？首先材料参数不会错，这个都是厂家做过试验的，其次温度曲线不会有问题，那么最后的可能就是在接触热阻了。事实上也确实是接触热阻的问题。

粘接这两个面板的胶无法耐受这么高的温度，在两个面板之间形成了空鼓，最后拆卸工装的时候，确实证实了这个情况。在低气压条件下这种空鼓传热，就会从热传导退化成热辐射，传热效率就会大大降低，在这种条件下就我们用workbench进行仿真。

对单板施加辐射条件，如图所示。

可以看到在图中框中需要添的发射率emissivity，但是大家想一想，这个发射率添什么呢？

这里是两个面板，两个面板的发射率都是0.8，那添0.8对吗？显然是不对的，在这里了实际是灰体表面平行板辐射模型，应该计算等效的发射率。平行板等效发射率计算公式如下所示。

这样当面板的发射率均为0.8时，计算出的等效发射率为0.66.

同样在面板的另一面也施加相关的辐射条件，计算结果如下所示。

我们可以用专业一点的热辐射仿真工具来验证下这个结论。西门子的NX软件，可不只是设计建模软件，它集成的一个模块叫space system thermal，它的求解内核可是大名鼎鼎的TMG，这个是卫星热设计工程师经常用到的仿真软件，在sinda出现之前，它几乎是工程师的唯一选择。卫星最主要的散热途径就是热辐射，因此space system thermal的热辐射仿真还是比较专业的。

建立模型中间用实体单元，上下面板采用壳单元，在实体单元的上下面再分别建立壳单元，使壳单元的法线相对，如下所示。