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1、单位代码：10006学号：12051010分 类 号：v231.1毕业设计(论文)高空长航时无人机电机热控设计与分析学院名称航 空 科 学 与 工 程 学 院专业名称飞 行 器 环 境 与 生 命 保 障 工 程学生姓名韩 雄 飞指导教师申 晓 斌2016 年 6 月北京航空航天大学本科生毕业设本科生毕业设计计（论文（论文）任务书任务书、毕业设计（论文）题目：高空长航时无人机电机热控设计与分析、毕业设计（论文）使用的原始资料（数据）及设计技术要求：电机在 30km 高空工作飞机巡航速度 80m/s电机功率 1.25kw，效率 85%要求热控方法使电机温度在工作范围内，尽量低、毕业设计（论文）工
2、作内容：高空长航时无人机在军事与民用领域都有很大的优势，但其飞行环境恶劣（空气密度低，对流换热性能差），且电机的发热量大，需要进行热控设计与分析，本课题对其热控技术开展研究：1、对电机工作的高空（30km）环境进行资料收集与分析，明确设计状态；2、对电机的工作发热状态与常用的热控方法进行调研与分析，结合高空环境，分析本课题电机的热控需求与可用的热控手段；3、分析高空对流散热与辐射散热的工程计算方法，比较两种方法散热的量；4、设计电机的热控方案，确定翅片尺寸等参数，并计算分析其有效性，直到满足技术要求，完成论文的研究分析工作。、主要参考资料：1、余建组，电子设备热设计及分析技术，高等工程出版社2
3、、杨世铭、陶文铨，传热学，高等教育出版社3、余建组，换热器原理与设计，北京航空航天大学出版社4、李延伟，高空无人机载光学遥感器热控技术研究，中国科学院大学5、李小建，临近空间浮空器热-结构耦合数值模拟研究，南京航空航天大学_6、樊越，航空相机光机热分析与热控技术研究，中国科学院大学航空科学与工程 学院（系）飞行器环境与生命保障工程 专业类120519班学生韩雄飞毕业设计（论文）时间：年月日至年月日答辩时间：年月日成绩：指导教师：兼职教师或答疑教师（并指出所负责部分）：系（教研室）主任（签字）：本人声明本人声明我声明，本论文及其研究工作是由本人在导师指导下独立完成的，在完成论文时所利用的一切资料
4、均已在参考文献中列出。作者：韩雄飞签字：时间：2016 年 6 月北京航空航天大学毕业设计(论文)第 I 页高空长航时无人机电机热控设计与分析学生：韩雄飞指导老师：申晓斌摘要高空长航时无人机是指飞行高度在 7000m 以上，续航时间在 24 小时以上能昼夜进行空中侦查的无人驾驶飞机，因其具有长时间持续侦察监视并截获和收集目标区域的完整情报、观察地面目标分辨率高、成本低、安全性好、灵活性强等特点而在军用民用领域有很大的优势，但是因为高空长航时无人机工作高度过高，所处高空环境大气稀薄，空气密度低，导致电机无法及时散热，所以有必要对高空长航时无人机的电机进行热控设计与分析。在论文中，首先研究了高度变
5、化对高空大气参数的影响，其次计算了在没有采取热控措施的电机在 30km 高空的对流换热量和辐射换热量，并通过比较证实对流换热量仍然是电机换热的主导因素，之后通过对肋片换热器的设计计算，决定采用 40 片宽 2mm高 22mm，长 200mm 的等截面矩形肋片进行散热，并通过 CFD 仿真计算证实设计出的散热器可以满足电机的散热要求。关键词：高空长航时无人机，高空环境,电机，肋片散热器北京航空航天大学毕业设计(论文)第 II 页Thermal design and analysis of the high altitude long-endurance UAVAuthor:Han xiong-f
6、eiTutor:Shen xiao-binAbstractThe high altitude long-endurance UAV refers to the UAV that is able to fly above theheight of 7000m and can fly continuously for at least 24 hours which enables all day airreconnaissance,because it has the characteristics of continued air reconnaissance andsurveillance,i
7、ntercepting and collecting the intelligence of the target area,high resolutionobserving ground target,low cost,good safety,strong flexibility make great advantages highaltitude long-endurance UAV in military and civilian fields,but because of the high altitudelong endurance UAVs work at high altitud
8、e where the air is thin and the air density is low,which leads to the motor can not be timely cooling,therefore,the precise thermal designbecome the key point to ensure the motor working regularly.In this paper,Firstly,we study the effect of height variation on high altitude atmosphericparameters.Se
9、condly,calculate the motors convection heat transfer flux and radiation heattransfer flux without tanking any thermal control methods,and through the comparisonbetween convection heat transfer flux and radiation heat transfer flux we confirm that theconvection heat transfer is still a leading factor
10、 in the motors heat transfer flux,the next stepis the calculation of the fin radiator design,we decided to adopt 40 pieces of constant sectionrectangular fin with the size of 2mm wide,22mm high,and 200mm long to solve the heatdissipation problem of the motor and Finally the CFD simulation calculatio
11、n proved that thedesign of the radiator can meet the cooling requirements of the motor.Key words:High altitude long-endurance UAV，High altitude atmosphere，Motor，Finradiator北京航空航天大学毕业设计(论文)第 III 页目录1 绪论.11.1 课题背景.11.2 热控技术简介及国内外发展现状.31.3 电机散热方法及国内外研究现状.31.4 论文构成以及研究内容.52 电机数学模型的建立.62.1 电机高空大气参数.62.2
12、电机模型的确立.72.3 电机对流散热量与辐射散热量的计算与分析.82.4 用 Fluent 计算并验证对流换热计算公式.103 电机肋片散热器设计与仿真验证.153.1 肋片散热器的设计.153.1.1 等截面矩形肋的热学分析.153.1.2 肋片材料的选取.163.1.3 肋片散热器的设计计算.173.2 肋片散热器的散热能力的仿真验证.193.2.1 Fluent 网格模型的建立.193.2.2 Fluent 仿真计算及验证.22结论.29致谢.31参考文献.33附录.34北京航空航天大学毕业设计(论文)第 1 页1绪论1.1 课题背景无人机是无人驾驶飞机的简称，指的是利用无线电遥控设备
13、和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，虽然本世纪初就出现了应用于飞行器上的自动驾驶仪，但并没有催生无人机的发展，直到上世纪 60 年代无人机的价值逐渐被人们发现，并飞速发展，上世纪 80 年代，无人机开始在战争中崭露头角，现在无人机已经成为现代战争的宠儿，各国也充分意识到了无人机的价值，竞相把各种高新技术应用到无人机上，发展前景广阔。无人机的分类多种多样，常用的分类如下：无人机按飞行平台构型分类，可分为固定翼无人机、旋翼无人机、无人飞艇、伞翼无人机等。无人机按用途分类，可分为军用无人机和民用无人机。无人机按起飞重量分类，可分为小型无人机、中型无人机和大型无人机，无人机按航程分类，可分为超近程无
14、人机、近程无人机、短程无人机、中程无人机和远程无人机。本次毕业设计的对象是高空长航时无人机，下面解释一下什么叫高空无人机：无人机按飞行高度分类，可以分为超低空无人机、低空无人机、中空无人机、高空无人机和超高空无人机。超低空无人机是指飞行高度小于 100m 的无人机，低空无人机是指飞行高度大于 100m 小于 1000m 的无人机，中空无人机是指飞行高度大于 1000 小于 7000m的无人机，高空无人机是指飞行高度大于 7000m 小于 15000m 的无人机，超高空无人机是指飞行高度大于 15000m 的无人机。长航时无人机是指续航时间至少在 24 小时以上，能昼夜持续空中监视的无人驾驶飞机
15、，把以上两个概念合并高空长航时无人机是指飞行高度 7000m，续航时间至少 24小时的无人机，高空长航时无人机除了可以执行侦察监视任务，也可执行空中预警、通信中继、电子干扰、拦截战区弹道导弹等任务，高空长航时无人机因具有长时间持续侦察监视并截获和收集目标区域的完整情报、观察地面目标分辨率高、成本低、安全性好、灵活性强等特点而在军用民用领域有很大的优势。相比之前温室的老式无人机普遍飞行高度低，飞行时长短，侦查范围小，无法连续地获取信息，且易于被人发现和击落等弱点，高空长航时无人机就可以长时间飞行在敌方火力打击范围外，不易被击落，且活动北京航空航天大学毕业设计(论文)第 2 页半径半径不会受到限制
16、，能连续地传递侦查信息，能更好地适应现代和未来战争的需求，高空长航时化是无人机未来必然的发展方式。高空长航时无人机是目前各国研究的热点，不少国家已经高空长航时无人机列为作战体系的一部分，高空长航时无人机也被看做是太空侦察卫星与有人驾驶战略侦察飞机的重要补充和增强手段，包括美国，以色列，英国，法国，德国和日本等国家都研制并开发了高空长航时无人机，其中以美国和以色列最为先进，美国研发了的全球鹰高空长航时无人机，实用升限高，续航时间长，侦查范围广，雷达分辨率高，易于躲避导弹打击，在海湾战争、科索沃战争、阿富汗战争和伊拉克战争中表现出色，展现出了优秀的性能，显示了高空长航时无人机的优越性，暗黑高空长航
17、时无人机，隐身能力强，能更好的从事战略侦查任务，此外美国还运用太阳能作为动力能源研制“太阳神”、“西风”高空长航时无人机，在高空长航时无人机研制技术上处于领先地位；以色列在中东战争的贝卡谷地之战中就运用无人机完成了对敌军的战术侦查，以色列研制出的高空长航时无人机有搜索者，苍鹭，赫尔姆斯 1500 等型号，性能优越技术领先。我国也研制出了翔龙，彩虹系列等高空长航时无人机，并能自助研制高空长航时无人机的发动机，我国的高空长航时无人机研制水平处于世界领先水平，但仍需借鉴外国的先进经验，学习外国的先进技术。高空长航时无人机电机的工作高度为 30km 高空，处于平流层(11km-50km)，平流层相对于
18、地面，温度低，气压低，空气密度低，并不利于电机的散热，本次设计实验要求是电机表面温度不允许超过 70，虽然电机表面和外部高空大气能形成比较高的温度差，但是由于 30km 高空处的空气密度极低，导致雷诺数 Re 数较低，导致努赛尔数 Nu不高，从而导致对流换热系数 h 处于较低水平，对流换热量反而低于海拔 0km 时的换热量，电机表面的换热量无法完成电机散热的任务，电机无法排除多余的热量会产生十分严重的后果，电机的温度会升高，会引起电机过热，会破坏了电机内部耐热性能较差的绝缘材料，是绝缘材料的电性能、机械性能发生改变，电机过热后会大大影响电机的寿命，让电机的早燃和爆燃的倾向增大，是电机无法处于正
19、常的工作状态，情况极其严重时会导致电机被烧毁，无人机电机是无人机的心脏，为无人机提供飞行动力，一旦在高空工作时，无法及时排热，电机温度过高，会产生灾难性的后果，所以必须采取额外的热控方法，将无法带走的电机热量带走，使电机表面温度维持在规定的最高温度以下。北京航空航天大学毕业设计(论文)第 3 页1.2 热控技术简介及国内外发展现状现今绝大多数的热控方法都可以根据其根据是否耗能,分为主动热控和被动热控两种方法，被动热控指的是采用热控涂层、多层隔热薄膜、热管、相变材料和导热填料等热学材料对于热量经行疏导或者隔离，通过增强或削弱热量的传导对流和辐射换热来对热流量的传递进行控制，热量疏导措施有在表面涂
20、上发射率比较高的材料，增强表面的辐射换热；应用热管等材料，将热量从高温处导出；或在两个物体的表面之间加入导热填料，减小导热热阻，增强导热，热量隔离措施有在换热表面包裹多层隔热材料；在两物体表面之间加入隔热材料，形成隔热层，降低导热热阻。被动热控有技术比较简单，不需要消耗能源，运行比较稳定等优点，但被动热控所使用的材料的物理性质也会随着时间的推移而导致热学性能的下降，对于工作所处的温度场和热控对象的要求比较高，无法适应温度场和精度的剧烈变化。主动热控的热控措施主要包括加热和制冷两种方式。航空航天领域常用的电加热设备是电加热器。常用的制冷设备是辐射制冷器，也可以用像液态氮和液态氦这类密度大,质量大
21、的致冷剂进行制冷，应用制冷剂制冷可以减小存储容器的体积。主动热控措施一般适用于温度时间波动较大、需要保持局部恒定的温度和内外温差不大的热控对象。主动热控拥有可以根据热控对象热流量自动调节,适应性强等优点，但是也有热控系统设计复杂、系统总质量较重、消耗较多的能源，由于主动热控设计会消耗能源，会导致热控对象的可靠性降低，所以现在绝大多数的热控系统都是以被动热控为主，以主动热控为辅的原则进行设计的，只有在热流量过大或者工作环境过为苛刻才会使用一定主动热控来进行热控设计。国内外学者对于热控技术的都有过深入的研究，国外的 AAhmad 等人，通过 TEC热电制冷器，对易发热的 CCD 相机元件进行冷却，
22、取得了良好的效果，国内的迟献臣采用了通风冷却和间接式液体相变冷却的方式对于机载电子设备进行热控设计，并在8.5km 以上的高空环境能够有良好的散热效果；张捷等人通过有限元软件对 CCD 元件的肋片相变散热器进行了优化设计，优化后的高空遥感器，温度降低，温升变慢，工作时间变长，刘欣，杨春信等人通过数值模拟的方法对高空热管辐射器的肋片参数进行了优化设计的研究，并将其应用于浮空器设备舱的热控设计。1.3 电机散热方法及国内外研究现状虽然空气、水、油、空气等冷却介质都可以直接或间接地带走电机所产生的热量，北京航空航天大学毕业设计(论文)第 4 页但是由于中小型电机散热并不是很大一般都利用空气作为冷却介
23、质来对电机进行通风冷却的。按其不同的冷却方式可以分为自然冷却、自通风冷却、强迫通风冷却以及管道通风冷却等数种方式。（1）自然冷却：自然冷却是指电机不加装任何专门的冷却装置仅依靠表面的辐射和空气自然流动，降低电机温度，达到冷却降温的目的，由于散热量不高，这种方法仅适用于几百瓦及其以下的小型电机。（2）自通风冷却：自通风冷却是指电机通过本身所驱动的风扇供给冷却空气，以空气作为冷却介质来对发热部件的表面和内部进行冷却，冷却能力稍高于自然冷却。（3）强迫通风冷却：强迫通风冷却是指电机通过独立驱动的风扇或者鼓风机供给空气来对于发热的电机表面及部件进行冷却的冷却方法。其特点是可根据负载大小调节风扇或者鼓风
24、机的转速，以控制供给电机的风量，从而减少低负载时的通风损耗。（4）管道通风冷却：管道通风冷却所产生的冷却空气可以通过通风管道引入和排除。当室内空气比较混浊，并且出现棉毛，尘埃及其他粉末时，管道通风冷却的优势就显现出来了，这种冷却方式能引入结净的空气作为冷却介质，来冷却电机。无论是大型电机，还是小型电机，不论是用空气冷却电机，还是用水冷却电机，由于轮毂电机很难进行水冷，韩国汽车技术研究所的 S.C.KIM 等人，运用空气冷却的方法对汽车轮毂电机进行冷却，并在轮毂电机外表面开槽增加对流换热表面积，增强电机对流换热，并发现当开槽方向与空气流动方向一致是，散热效果最佳。国内学者也对电机的散热问题进行了
25、深入而细致的研究，中国科学院的王海涛，叶宏对月球探测器微型电机的热控设计问题进行了分析，并根据一些微型电机的几何参数，提出了用伞状冷却控制系统进行电机的热控的方案；苏州三星电子公司的刘行安等人通过风扇转动，带动空气从洗衣机电机内部带走热量并流出，并进一步将风扇的叶形改为圆弧形，将风扇内外径比降至 0.3，增加散热孔这三种方法，增加了通风量，提升了电扇的散热能力；同济大学的江从喜等人通过在电机外表面温度侧面外壳加装 50 片安装方向与电机中心线方向一致的翅片实现了较好的散热效果，并进一步对翅片的布置方式经行了研究，并通过 CFD 仿真实验得出，当翅片的安装方向与电机轴中心线成30夹角时，能提升翅
26、片的对流换热系数，能够更好的帮助电机散热。深圳繁星科技有限狗屎的王永涛等人应用风机空冷的方法对自动炒菜机的电机温升进行控制，最终通过工程计算的方式采取两个散热风扇并联的方法优化电机的散热结构，将电机温升控制在北京航空航天大学毕业设计(论文)第 5 页21以下，并应用 Icepak 软件对新散热结构的散热能力进行了验证，才庆龙等人通过铸铁机壳上加装散热片的方法将电机表面的温升控制在 10k 左右，并应用 ANSYS 对散热片内的热流量分布情况进行了分析。吴琳等人通过对于异步电机的风冷系统和水冷系统进行了计算和比较，最终选择水冷系统代替空气冷却系统。傅彩明通过循环风冷散热器对电动机进行散热，并通过
27、 Ansys/Flotran 对于设计的风冷散热器进行热学仿真。1.4 论文构成以及研究内容本次电机热控设计的主要研究内容如下：（一）、明确电机的工作环境，查找高空大气的温度、压强、密度、动力粘度、导热系数的计算公式，研究并分析以上五种物理量随高度变化的影响。（二）、明确电机模型，确定电机模型，确定电机的尺寸，外部边界条件，电机摆放位置，计算出电机热流量，确定电机表面发射率，明确电机状态。（三）、明确电机散热的主导因素，先根据内容一得到的大气参数，依照经验公式得到对流换热系数 h，明确对流换热的有效面积和温差，得到电机的对流换热量，再通过计算公式得到电机的辐射换热量，比较二者的大小，明确那种换
28、热才是本次电机散热设计中的主导因素，并应用 Fluent 对对流换热系数公式进行验证。（四）、根据内容三的结果进行肋片散热器设计，首先设计好肋片的尺寸，并把设计好的肋片和电机经行装配设计。（五）、将内容四的装配设计导入 Fluent 中进行仿真验证，检验其是否符合设计要求。北京航空航天大学毕业设计(论文)第 6 页2电机数学模型的建立2.1 电机高空大气参数从 0km 到 11km 时的大气温度公式为HTT0(2.1)从 0km 到 11km 时大气压强公式为)/(0)44331/1(RgHPP(2.2)从 0km 到 11km 时大气密度公式为)/(0)44331/1(RgH(2.3)从 1
29、1km 到 20km 时大气温度公式为KT65.216；从 11km 到 20km 时大气压强公式为)634011000exp(8.22631HP(2.4)从 11km 到 20km 时密度公式为)634011000exp(0.3639H(2.5)从 20km 到 32km 时温度公式为1000/)20000(216.65HT(2.6)从 20km 到 32km 时压强公式为1632.34)65.216/(86.5474TP(2.7)从 20km 到 32km 时密度公式为1632.34)65.216/(0.088035T(2.8)从 0km 到 32km 导热系数计算公式823.041045
30、6.2T(2.9)从 0km 到 32km 动力粘度计算公式STT230(2.10)我们之所以先行计算 0,3,20,30km 的空气参数，就是要取一些特殊点，来观察一下，北京航空航天大学毕业设计(论文)第 7 页温度，压强，密度，导热系数，动力粘度，随高度的变化情况，并与 0km 海平面的参数进行比对，我们设定 0km 处的温度 T0为 288.15K，压强 P0为 101.325kpa，密度0为1.225kg/m3,g=9.8m/s2，=0.0065 C/m，R=287J/(kgK)，并通过式（2.9）和（2.10）计算得出导热系数和动力粘度。3,20,30km 通过其所处的高度区间从（2
31、.1）到（2.8）中选择选择相应的温度压强密度公式进行计算，导热系数和动力粘度的计算公式应用（2.9）和（2.10）分别进行计算。表表 2.1 3,20,30km 高空参数汇总表高空参数汇总表高度/km温度/K压强/pa密度/(kgm3)导热系数/（W/（mk）动力粘度/(10-5kg/（ms）)该高度大气压强与 0km大气压强之比该 高 度 大气 密 度 与0km大气密度之比3268.65701210.90930.02451.6930.6920.742320216.655474.90.088040.02051.4220.07260.054630226.651171.90.018010.021
32、31.4760.0150.0181由上述公式推导出来的大气参数随着高度的变化规律是：在 30km 高度范围内大气密度和大气压强随高度的增加而降低。大气温度 T，大气导热系数，大气动力粘度在 0 到 11km 的高度范围内随高度的降低而降低，在 11km 到 20km 的高度范围内稳定在一个值上，在 20km 到 30km 的告诉范围内随高度的升高而升高。2.2 电机模型的确立电机功率 1.25kW，效率 85%电机发热功率WkWPP5.1871875.0%)851(25.1)1(0电机形状如下图 2.1 所示北京航空航天大学毕业设计(论文)第 8 页图 2.1 电机模型示意图电机尺寸：长 20
33、0mm，宽 40mm，高 40mm电机表面温度要求不高于 70电机表面发射率为 0.8电机热流量分布均匀2.3 电机对流散热量与辐射散热量的计算与分析图 2.2 电机散热示意图在对电机进行热学分析之前，首先要明确的就是电机的边界条件，本次实验电机在3 万米高空工作，通过之前的计算我们已经获得了 30km 高空大气的温度（T）、压强（P）、密度（）、导热系数（）、动力粘度（）。获取电机所处的大气环境的物理参数后我们就要分析电机所处的工作环境了，电机前方安装有螺旋桨和热帽，整个电机机构被外壳的遮蔽和保护，所以不用考虑地面和太阳对电机散热过程的影响，也不用考虑地面红外辐射、经地面和云层反射的太阳辐射
34、、大气辐射、太阳直射辐射等辐射换热量对于电机换热计算的影响，对于要散走的电机热量，就只有电机自身的产热 187.5W，不用北京航空航天大学毕业设计(论文)第 9 页考虑其他影响因素，本次设计题目中电机的散热方式有两种，一种是对流散热，另一种则是辐射散热，如图 2.2 所示注意，在本节中，我们要比较电机对流换热量与辐射换热量的大小，在地面（0 海拔高度）我们对于电机与大气之间的辐射换热忽略不计，因为对流换热量的数量级要远大于辐射换热量的数量级，对流换热在电机的换热中处于绝对主导地位，然而将电机的工作条件设定在 30km 高空时，由于空气中的密度（）急剧下降，导致雷诺数 Re 急剧下滑，对流换热系
35、数 h 急剧下滑，对流换热量急剧减小，然而辐射换热量是一个仅和温度有关的量，辐射换热量与温度的四次方之差成正比，随这温差的增大而急剧增大，对流换热量的下降与辐射换热量的增加，对流换热量有可能小于辐射换热量，所以我们就要比较电机对流换热量与辐射换热量的大小关系，确定换热过程中的主导因素。（一）电机对流换热量的计算与分析对流换热是指不同温度的流动的流体与固体表面相接触时，所发生的热量转换的过程。对流换热的影响因素多种多样，例如流体流动的原因，流体的相变，流体的流动状态，流体的物理性质，散热壁面的几何因素，正是这些因素让对流换热的分析变得比较复杂，下面我们就要分析本次电机的对流换热。流体流动按照产生
36、流动原因分类，可以将流体流动分为强制对流和自然对流，自然对流是指不通过外力（泵、风机等）仅通过流体冷热部分的密度的不同引起流体的流动，强制对流是指通过外力引起流体的流动。本次设计的流体流动情况属于强制流动。流体流动按照流动性质经行分类，可以将流体流动分为层流和湍流两种类型，层流指的是流体流动速度比较低的情况，这种情况下，相邻的流体流动层之间的分子相互扩散，无流体质点的不规则掺混，流动比较有规则，而湍流指的是流体流动速度比较大的情况，有流体质点的不规则掺混的流动。一般情况下我们通过雷诺数的大小来判断流体的流动属于层流还是湍流。其计算公式为vluLRe（2.11）电机表面与外部大气的对流换热模型，
37、可以归类为流体纵掠平板模型，这种模型，以雷诺数 Re=5105为分类边界，雷诺数 Re5105流体的流动被认为是湍流。强制流动的无量纲计算形式都是nmCNuPrRe。普朗特数计算公式：t41025.3804.0Pr（2.12）就流体纵掠平板模型而言，若流体流动属于层流其无量纲计算公式为3/12/1PrRe664.0Nu（2.13）若流体流动属于层流其无量纲计算公式为3/15/4PrRe0296.0Nu（2.14）无论是哪种流体流动形式，对流换热量的计算公式总是一样的，即牛顿冷却公式thA，h 值得是对流换热系数，A 指的是对流换热表面积，t指的是壁面温度与流体温度的差值。对流换热系数 h 是一
38、个和多种物理参数都有关系的物理量，它和流体的温度，压强，密度，动力粘度，导热系数都有着密切的关系，就本次纵掠平板模型，对流换热系数计算公式为：Nulh（2.15）由式（2.11）求出雷诺数5531051932510476.1102008001801.0Revl流体处于层流状态，努赛尔数计算公式为 Nu=0.664Re1/2Pr1/3由式（2.12）求出普朗特数73.065.2261025.3804.01025.3804.0Pr44t由式（2.13）求出努赛尔数5.8373.019523664.0PrRe664.03/12/13/12/1Nu由式（2.15）求出对流换热系数）（）（K/W9.85
39、.83m2.0Km/W1013.222-mNuLh对流换热量北京航空航天大学毕业设计(论文)第 11 页WtthAf14.33)65.226343(04.02.049.8)(（二）电机辐射换热量的计算与分析电机的辐射换热指的是电机外表面与大气的辐射，由于电机和外部大气已经形成了一个近似于封闭系统的封闭腔，所以二者之间的辐射换热可以看成是一个漫灰表面积远大于另漫灰一个表面积的封闭腔辐射换热模型，其计算公式为)(44saattA（2.16）公式中的sT 为天空有效温度。天空有效温度是根据斯蒂芬-玻尔兹曼定律由绝对黑体的辐射通量定义的。天空有效温度是一个与大气水蒸汽含量、日照百分率、空气温度以 及
40、地 面 温 度 等 因 素 有 关 联 的 函 数。天 空 有 效 温 度 的 计 算 公 式 为amb25.0st)1(e058.039.0(tCna，为地表的长波辐射率，ae指的是空气中水 蒸 气 分 压 力，ambt电 机 所 处 的 环 境 温 度，晴 空 时 可 用 Brunt 方 程 式 估 算amb0.25aste208.051.0t）（本次设计中，电机工作在 30km 高空，属于平流层，平流层空气中水蒸气含量极少，可以忽略不计，设定水蒸气分压力为 0，经过简化天空有效温度的计算公式为fstt25.051.0(2.17)由式（2.17）计算出天空有效温度Kttfs191.5451
41、.025.0由式（2.16）计算出电机辐射换热量WttAsaa19.95191.54-343105.670.040.0420.0440.20.8)(44-844）（）（经过计算电机的辐射换热量虽然因温度差的增加而增加，但是数量值仍然小于电机的对流换热量，对流换热仍是换热的主导方式，由于电机与大气的对流换热与辐射换热远远无法满足电机的散热要求，所以我们要在电机表面上面加装肋片，增加换热表面积，增加对流换热量，同时也能增强辐射换热，保证电机表面的热学平衡，降低电机表面温度。北京航空航天大学毕业设计(论文)第 12 页2.4 用 Fluent 计算并验证对流换热计算公式为了验证之前公式中对流换热系数
42、公式计算的正确性，下一步要运用 CFD 软件，通过，计算机仿真模拟的方法对对流换热系数公式进行验证，我们此处对 NACA0012机翼，进行仿真模拟，之所以采用 NACA0012 机翼而不是采用设计用的电机原因如下：（1）、空气流动到电机前端会产生分离，对仿真结果产生影响，从而有可能无法达到验证的效果；（2）电机前应装配有螺旋桨与热帽，若忽略电机前配件对流体的影响，流体的流动轨迹与机翼外缘比较相似；（3）本试验为验证试验，只需验证对流换热系数的数量级即可，并不需要得到完全一致的结果；本次仿真设计的思路是：导入网格模型，先设置边界条件，设置压力远场条件为30000 米高空的大气物性参数（温度、压强
43、、密度、导热系数、动力粘度）和空气流速，在机翼上下表面设置为电机表面温度（343K），再设置好求解方法和求解因子，初始化之后，进行迭代计算，计算机翼上下表面的对流换热系数，和应用工程计算得出来的对流换热系数进行比较，如果两个对流换热系数在同一数量级里，则可认为对流换热系数的工程计算方法可用，否则对流换热系数的工程计算方法不可用。在 Fluent Help 中就可以找到 NACA0012 机翼的 mesh 文件，NACA0012 的远场计算域为远前方为 20 倍弦长即 20m，远后方为 25 倍弦长即 25m，上下各为 30 倍弦长即各30m 读入网格并且检查网格：将 NACA0012 的 me
44、sh 文件导入 Fluent，并对导入网格进行检查，并没有发现负网格、左手网格等问题，表明网格正确，可以运用此网格进行下一阶段的操作，网格如图 2.3 所示图 2.3 导入 Fluent 的网格求解器设置：求解器类型选择基于压力的求解器，速度方程类型选择绝对速度，本次仿真计算的流体属于定常流动，求解器时间常数设置为 Steady，由于气体流动不用考北京航空航天大学毕业设计(论文)第 13 页虑重力的影响，所以不勾选 Gravity 选项。选择模型：本次仿真设计的流体有且仅有一个那就是流动的空气，所以不必开启多相设置（Multiphase）；本次仿真有温度交换问题所以要激活能量方程，由于本次仿真
45、计算的雷诺数小于5105，处于层流，不需要设置湍流模型，要设置层流流动，在 Viscous粘性方程中选择 Laminar 层流模型，由于本次仿真计算不涉及到热辐射方面的问题，所以不需要开启热辐射模型，由于本次仿真计算，没有涉及换热器的问题，所以不需要开启换热器模型，同理，也不用开启组分模型，离散相模型，凝固融化模型，声学模型，也都不用开启。物性参数设置：流体材料设置为空气（air），由于之后要对压力远场条件进行设置，所以要把密度项设置为理想气体，动力粘度项选取 Sutherland 方程，应用公式进行计算，比热容设置为 1002.93J/（kgK），导热系数设置为 0.0213W/（mK）；壁
46、面材料设置为铝。操作条件设置：将从压力选项中默认的 101325 帕斯卡更改为 0 帕斯卡。压力远场边界条件设置：对于理想气体而言，音速的计算公式为RTa，其中比热容比 k 取 1.4，通用气体常数 R 取 287J/（kgK），马赫数计算公式为27.0acMa将Mach number（马赫数）设置为 0.27，30km 高空大气压力为 1171.9 帕斯卡，由于操作条件选项中将压力选项设置为 0，所以此处要将表压（Gauge Pressure）设置为 1171.9帕斯卡，由于该机翼攻角为 0 度，所以X 方向分量设置为 1，Y 方向分量设置为 0，Thermal中 temperature 设
47、置远场温度 226.65K。壁面边界条件设置：此处所指壁面为机翼上表面和机翼下表面，由于本次电机仿真计算需要设置表面温度，计算表面传热系数，要解除机翼表面绝热壁的设定，机翼上下表面均在 thermal 的 Thermal Conditions 将固定热流量条件（Heat Flux）改为固定温度条件（Temperature），在 temperature 选项中设置壁面温度 343K，壁面厚度设置为 0，其余选项不变。求解器方法设置:在设置中选择 Coupled 算法，接下来，在梯度项选择 Green-GaussCell Based 格式，在压力项（Pressure）中选择 Standard 的格
48、式，在密度项（Density）中选择 Second Order Upwind 格式，在动量项（Momentum）中选择 Second Order Upwind格式，在能量项（Energy）中选择 Second Order Upwind 格式。求解控制参数设置：本步是对方程中的松弛因子进行设置，松弛因子的大小对收敛北京航空航天大学毕业设计(论文)第 14 页所需的步骤有一定影响，松弛因子越大，收敛越快，收敛所需步骤越少；松弛因子越小，收敛越慢，收敛所需步骤越多，本次仿真计算不易收敛，应将松弛因子往小了设置，科朗数（Flow Courant Number）设置为 200，动量项（Momentum）
49、松弛因子设置为 0.5，压力项（Pressure）松弛因子设为 0.5，密度项（Density）松弛因子设置为 0.5，能量项（Energy）松弛因子设置为 1，体积力（body force）设置为 1。计算初始化：选择 standard Initialization，在 Compute from 中选择压力远场，检查远场参数，准确无误后进行初始化。残差设置：将 plot 选项勾选上，其余保持默认设置。运行计算，这次迭代的步骤为 300 步，步长为 1。仿真计算结束后，保存 case 和 data，在 Display 选项卡中选择 plot，在 plot 选项卡中选择 XY plot。下方的图
50、 2.4 和图 2.5 分别显示的是机翼下表面和机翼上表面的对流换热系数变化曲线图，二者都是 XY plot 图，无论是机翼上表面还是机翼下表面的对流换热系数变化图，变化趋势是一样的，所以可以将两个图合并在一起进行分析，曲线的 X 坐标代表着机翼弦长，Y 轴代表着机翼上表面和下表面的对流换热系数，在机翼前缘处，即在 X=0.1左侧，此时空气的流动很不稳定，NACA0012 的机翼前缘的形状与平板差距较远，与单管较为接近，所以空气在机翼前半部分的流动我们可以近似地认为是流体横掠单管的流动，之所以会有对流换热系数的急剧下降，是因为层流边界层不断加厚导致的，在X=0.1m 之后的空气的流动就类似于纵