本发明涉及无人机和热控技术领域，具体涉及一种太阳能无人机机翼一体化热控设计方法。
背景技术：
用于情报获取的太阳能飞机具有探测能力强、持续态势感知及良好的机动性等优势，目前各技术先进国家都已逐步开展了太阳能飞机技术的研究。
太阳能飞机是指所有能源都来自于太阳能转化的电动飞行器。具有飞行时间长、能源获取范围广、经济实用性强、零排放零污染的特点。在传统能源逐渐枯竭、环境污染日趋严重的今天，太阳能飞机也因这些优良特点，越来越受到世界各国科研人员的关注。太阳能飞机的飞行高度较高，使其顺利避开了复杂多变的低空环境条件，提高飞行稳定性。同时在这一区间几乎没有遮挡太阳能飞机采集太阳能的障碍物，也有利于延长太阳能飞机的续航时间。因为太阳能飞机飞行高度高、续航时间长的特点，所以太阳能飞机还具有代替卫星成为高空通讯基站的潜质。
针对同样工作在临近空间环境的平流层飞艇，国外已有大量的热设计研究，国内也有较多的研究文献可供借鉴，但针对太阳能飞机的热控研究尚未见报道。因为平台的差异性和一体化的特有属性，太阳能飞机的热控研究又不能完全沿袭平流层飞艇的研究成果，只能借鉴部分研究思路和方法，另辟蹊径探索出适用于太阳能飞机的一体化结构热设计技术。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种适用于太阳能无人机机翼的一体化热控设计方法，以提高飞机结构件的复用率，以有效降低热控系统重量，并达到热控指标。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：
一种太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，包括：
在太阳能无人机机翼下部的前梁、后梁之间沿机翼航向布设热扩展层，热扩展层设置在机翼中发热元件的下部，位于机翼下蒙皮的上方，延展向延伸至与所述发热元件所处区域的肋板相接，使得热扩展层与前梁、后梁、相邻的肋板共同构成加强的盒型结构；减小与所述热扩展层相连接的肋板、前梁、后梁的厚度，并减小设置热扩展层处的蒙皮厚度。
进一步地，所述与热扩展层相连接的肋板、前梁、后梁的厚度，比其余部分的肋板、前梁、后梁的厚度至少减小10％，设置热扩展层处的蒙皮厚比周围蒙皮厚度至少减小20％。
进一步地，所述热扩展层采用铝、薄铜板、钛合金材质制作。
进一步地，所述太阳能无人机机翼一体化热控设计方法还包括：
在机翼上部靠近前缘位置的蒙皮上开设带格栅的进风口，在机翼内部发热元件上部设置肋片，肋片上方设置盖板，肋片两端通过封条进行限流；所述肋片为波浪形结构，其上开设有导流槽，并在肋片表面开设扰流孔；将热扩展层作为发热元件的底板，这样通过盖板、底板以及封条形成了一个气流通道，而肋片和散热元件处于该气流通道内；在机翼下部靠近后缘的位置的蒙皮上开设有出风口。
进一步地，外界气流经进风口进入到机翼内部后，流经发热元件的同时，从所述肋片两端封条之间进入到肋片上的导流槽中，并最终从出风口流出，对发热元件、肋片同时进行散热。
进一步地，在进风口、出风口与肋片端部之间均加工气流的导流道，直接将气流引导至肋片和发热元件处，以提高换热效果。
进一步地，所述太阳能无人机机翼一体化热控设计方法还包括：
在机翼内部中设计液冷散热系统，其中液冷散热系统包括散热器、储液罐、微泵以及换热器，储液罐中存储有冷却液，散热元件位于换热器中，在微泵的作用下，冷却液流经换热器，对发热元件进行换热后，通过散热器散热之后流回到储液罐中形成换热循环，其电力来自于机翼上的太阳能电池板。
进一步地，所述散热器内的流道为s型，设计方法为：
首先根据机翼内部发热器件的分布，设计出相应的s型流道拓扑结构，并对机翼内部最高温度以及压降进行理论校核；建立不同截面宽度的s型流道的三维模型并进行仿真分析，根据机翼尺寸大小和发热元件的温度变化选取截面宽度进行仿真分析，根据仿真分析结果选取散热效果最好的截面宽度；
其次，选用截面宽度为仿真分析最优解、不同浓度乙二醇水溶液作为冷却液，再次对s型流道进行仿真分析，分析不同质量浓度的冷却液对散热结果的影响，选取散热效果最好的冷却液浓度；
最后，采用截面宽度、溶液浓度为最优解的s型流道冷板进行仿真分析，看仿真结果是否满足元件散热要求，如不满足考虑采用加微通道的s型流道，即在s型流道内部加装刀片式的导流槽以在其内部形成微流道。
进一步地，所述散热器内的流道为z型，设计方法为：
首先根据机翼内部发热器件分布，设计出相应的阶梯入口z型流道、阶梯出入口z型流道两种拓扑结构，z型流道中并行设计多条散热流道；结合机翼尺寸大小和发热元件的温度变化，通过仿真分析选取最适合的z型流道方案；确定流道方案以后，建立不同截面宽度的冷板三维模型并进行仿真分析，根据仿真分析结果选取散热效果最好的截面宽度；
其次，选用截面宽度为仿真分析最优解、不同浓度乙二醇水溶液作为冷却液，再次对z型流道冷板进行仿真分析，分析不同质量浓度的冷却液对散热结果的影响，选取散热效果最好的冷却液浓度；
最后，采用截面宽度、溶液浓度为最优解的z型流道冷板进行仿真分析，看仿真结果是否满足元件散热要求，如不满足考虑采用加微通道的z型流道。
与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：
本发明中通过冷板、风冷、液冷等三种散热方式的结构设计，使机翼内部的发热元件所产生的热辐射能快速扩展到更大面积的辐射器，通过热辐射将热量传递到内部和外界环境，以免局部温度过高；机翼内部环境的热量主要由热扩展层的辐射和对流带来，经机翼内部的热传导，流动到机翼蒙皮，进而通过对流和辐射，流动到环境大气中；本方案中散热结构采用一体化设计，使得整体结构重量略有下降，同时有效提升了散热性能。
附图说明
图1为一体化散热原理图；
图2为太阳能无人机机翼的剖切面示意图；
图3的(a)和(b)分别为机翼内的肋板以及热扩展层的布设位置示意图；
图4为热扩展层和肋片、肋板的布设位置关系示意图；
图5为的(a)、(b)和(c)分别为沿弦向、俯视方向、展向展示机翼上进风口、出风口与内部结构的关系示意图；
图6的(a)和(b)分别为液冷散热系统的布设位置、结构示意图；
图7的(a)和(b)分别为阶梯入口型z型流道、阶梯出入口型z型流道的示意图。
具体实施方式
太阳能飞机工作在平流层，大气环境温度约为-60℃～-50℃。敷设于机翼上表面的太阳能电池板处温度可达+60℃，对于一体化在机翼内部的天线电子元件器而言，其工作环境温度处于-60℃～+60℃。此外，机翼内部形成封闭空腔，对外无空气等介质交换。
因为重量限制，电子器件逐步向高集成化及小型化发展，由此带来了大功率产热在局部区域过度集中的问题，如在3cm2范围内集中2w的产热。这样大的热流密度在以往的设计中很少出现。大热流密度的产热、散热问题给轻质一体化热设计带来了首个困难。此外，距离地面30km的平流层空气稀薄，供对流散热的空气流量少，以致对流散热条件差。如在30m/s风速条件下，对流散热能力仅约3w/(m2·k)，这给太阳能飞机轻质一体化热设计带来了另一个困难。
本发明提出的太阳能飞机探测系统一体化热控设计方法在太阳能飞机结构设计和探测系统布局设计过程中，充分考虑探测系统的工作环境及电子元器件的产热与散热平衡，最大效率地利用传导、对流和辐射3种热控途径，同时最大限度地提高飞机结构件的复用率，即结构件同时作为飞机结构件、雷达结构件和散热系统结构件，以有效降低热控系统重量，并达到热控指标。
原理：
针对太阳能飞机热设计中的大热流密度及对流散热条件恶劣的问题，可采用将发热电子器件依附在热扩展层/辐射器上的方案。散热方案如图1所示，将机翼内部、机翼蒙皮作为辐射器，发热电子器件的产热由热扩展层快速扩展到更大面积的辐射器，通过热辐射将热量传递到内部和外界环境，以免局部温度过高。机翼内部环境的热量主要由热扩展层的辐射和对流带来，经机翼内部的热传导，流动到机翼蒙皮，进而通过对流和辐射，流动到环境大气中。
在散热方式选择中应当考虑结构尺寸、系统复杂度、冷却设备重量、冷却设备维护要求以及可维修性、热阻、可靠性、经济性、冷却剂、热效能、效率、耐环境严酷度(包括振动冲击、各方向振动、温度冲击、腐蚀等等)、功耗及对设备电性能的影响等因素。
液冷冷却效率较高，但系统复杂度高，可以作为高热元件冷却系统的采用的形式，而常规风冷系统复杂度低，结构较液冷冷却相比简单，易于实现，但风冷系统需要较大体积进行散热，不能对高热流密度环境进行散热，如自然风冷的热流密度为0.05w/cm2，而强迫风冷可以提高一个数量级，但对于10w/cm2的散热不能适用，此外，风冷易受外界环境的影响。
对于电子设备空间体积足够，能够允许气体自由流动且单个热源发热密度不高的情况下，风冷具有明显的优势；当单个热源发热密度较高或者多个发热源高密度组装在一块电路板上，且发热模块的散热空间有限制较大、器件分布不适于空气的自由流动时，这种情况下优选液冷的冷却方式。例如有源相控阵天线t/r组件高功率发热器件分布密集，宜选用液冷方式。
本发明的技术方案如下：
第一部分：
对热量分布比较均匀的小功率器件，可以考虑将热扩展层、辐射器结构功能一体化设计，即作为热扩展层和散热辐射器，也是天线系统必须的结构件，不额外增加系统重量。可以考虑将机翼的肋板和前后梁作为热扩展层，将机翼蒙皮作为辐射层。机翼肋板、梁和蒙皮，一旦作为热扩展层/辐射器，就需要具有良好的热传导特性，或至少在发热电子器件位置的局部具有良好的热传导特性。炭基导热材料为目前较好的热扩展材料。从仿真结果可看出，对相同的产热源，以导热系数最高的材料作为热扩展层，其温度控制效果也最好。
基于上述考虑，本发明在机翼部分的一体化设计方案如下：
在太阳能无人机机翼下部的前梁、后梁之间沿机翼航向布设热扩展层，热扩展层设置在机翼中发热元件的下部，位于机翼下蒙皮的上方，延展向延伸至与所述发热元件所处区域的肋板相接；由此使得热扩展层与前梁、后梁、相邻的肋板共同构成加强的盒型结构，由此使得与其相连接的肋板、前梁、后梁的厚度可以相应减小，比其余部分的肋板、前梁、后梁的厚度至少减小10％
所述发热元件一般为机翼中的天线、雷达等；所述热扩展层的上表面为锯齿状表面，可以起到局部加强结构强度的作用，可承载蒙皮上一定张力，因此设置热扩展层部位的蒙皮的厚度较其余部位的蒙皮厚度底，一般可以比周围蒙皮厚度低至少20％。
采用上述一体化散热结构设计，虽然设置了热扩展层，但由于前梁、后梁、肋板、蒙皮结构重量在一定程度上可以减小，由此使得整体结构重量略有下降，同时有效提升了散热性能。
所述热扩展层要求具有良好的热传导性，同时需要具备一定的结构强度，例如可以采用铝、薄铜板、钛合金等材质制作。
第二部分：
在机翼上部靠近前缘位置的蒙皮上开设带格栅的进风口，在机翼内部发热元件上部设置肋片，肋片上方设置盖板，肋片两端通过封条进行限流；所述肋片为波浪形结构，其上开设有导流槽，并在肋片表面开设扰流孔；将热扩展层作为发热元件的底板，这样通过盖板、底板以及封条形成了一个气流通道，而肋片和散热元件处于该气流通道内；在机翼下部靠近后缘的位置的蒙皮上开设有出风口。
外界气流经进风口进入到机翼内部后，流经发热元件的同时，从所述肋片两端封条之间进入到肋片上的导流槽中，并最终从出风口流出，对发热元件、肋片同时进行散热。
可选地，在一种可能的实现方式中，在进风口、出风口与肋片端部之间均可以加工气流的导流道，直接将气流引导至肋片和发热元件处，以提高换热效果。
本方案中的波浪形肋片，在气流流经肋片表面的导流槽和扰流孔时，产生的混合紊流可有效提高换了系数，增强换热性能；肋片上的导流槽形成冷却工质的二次流动来增强换热性能，肋片将层流边界层进行了有效叠加，提高了换热能力。
该方案中，肋片是决定冷板散热性能的关键因素，通常肋片的材料选择导热性能较好的铝或铜，而肋片的结构也可以根据散热要求而具有不同形式，常见的肋片结构包括平直形肋片、波形锯齿形肋片和多孔形肋片等，对不同结构形式的肋片，均具有不同方式增强换热能力。
第三部分：
机翼内部天线的热设计已经是其整体设计中的一个重要内容。由于天线阵面上分布着成千上万个排列紧凑的发热元件，因此造成的散热空间小、天线阵面热流密度大，若元器件产生的热量不能及时散出，就会造成热量的积聚，导致天线阵面温度持续升高，引起组件性能下降甚至失效，从而造成天线电性能恶化。
当第一部分、第二部分的设计仍不能满足散热需求时，可进一步进行以下方案的设计：
在机翼内部中设计液冷散热系统，其中液冷散热系统包括散热器、储液罐、微泵以及换热器，储液罐中存储有冷却液，散热元件位于换热器中，在微泵的作用下，冷却液流经换热器，对发热元件进行换热后，通过散热器散热之后流回到储液罐中形成换热循环。其电力来自于机翼上的太阳能电池板。
本方案中的散热器内的流道可以设计成s型或z型，具体说明如下：
s型流道的设计方法为：首先根据机翼内部发热器件的分布，设计出相应的s型流道拓扑结构，并对机翼内部最高温度以及压降进行理论校核；建立不同截面宽度的s型流道的三维模型并进行仿真分析，根据机翼尺寸大小和发热元件的温度变化选取截面宽度进行仿真分析，一般选取3mm、5mm、10mm进行试算，根据仿真分析结果选取散热效果最好的截面宽度；其次，选用截面宽度为仿真分析最优解、不同浓度乙二醇水溶液作为冷却液，再次对s型流道进行仿真分析，分析不同质量浓度的冷却液对散热结果的影响，选取散热效果最好的冷却液浓度，一般质量浓度为60％-70％时冷板散热效果最好；最后，采用截面宽度、溶液浓度为最优解的s型流道冷板进行仿真分析，看仿真结果是否满足元件散热要求，如不满足考虑采用加微通道的s型流道，即在s型流道内部加装刀片式的导流槽以在其内部形成微流道。
z型流道的设计方法为：首先根据机翼内部发热器件分布，设计出相应的阶梯入口z型流道(相邻散热流道的入口不在同一平面)、阶梯出入口z型流道两种拓扑结构，其中z型流道中并行设计多条散热流道；结合机翼尺寸大小和发热元件的温度变化，通过仿真分析选取最适合的z型流道方案。确定流道方案以后，建立不同截面宽度的冷板三维模型并进行仿真分析，一般选取3mm、5mm、10mm进行试算，根据仿真分析结果选取散热效果最好的截面宽度；其次，选用截面宽度为仿真分析最优解、不同浓度乙二醇水溶液作为冷却液，再次对z型流道冷板进行仿真分析，分析不同质量浓度的冷却液对散热结果的影响，选取散热效果最好的冷却液浓度，一般质量浓度为50％-60％时冷板散热效果最好；最后，采用截面宽度、溶液浓度为最优解的z型流道冷板进行仿真分析，看仿真结果是否满足元件散热要求，如不满足考虑采用加微通道的z型流道。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。
1.一种太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，其特征在于，包括：
在太阳能无人机机翼下部的前梁、后梁之间沿机翼航向布设热扩展层，热扩展层设置在机翼中发热元件的下部，位于机翼下蒙皮的上方，延展向延伸至与所述发热元件所处区域的肋板相接，使得热扩展层与前梁、后梁、相邻的肋板共同构成加强的盒型结构；减小与所述热扩展层相连接的肋板、前梁、后梁的厚度，并减小设置热扩展层处的蒙皮厚度。
2.根据权利要求1所述的太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，其特征在于，所述热扩展层相连接的肋板、前梁、后梁的厚度比其余部分的肋板、前梁、后梁的厚度至少减小10％，设置热扩展层处的蒙皮厚比周围蒙皮厚度至少减小20％。
3.根据权利要求1所述的太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，其特征在于，所述热扩展层采用铝、薄铜板、钛合金材质制作。
4.根据权利要求1所述的太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，其特征在于，所述太阳能无人机机翼一体化热控设计方法还包括：
在机翼上部靠近前缘位置的蒙皮上开设带格栅的进风口，在机翼内部发热元件上部设置肋片，肋片上方设置盖板，肋片两端通过封条进行限流；所述肋片为波浪形结构，其上开设有导流槽，并在肋片表面开设扰流孔；将热扩展层作为发热元件的底板，这样通过盖板、底板以及封条形成了一个气流通道，而肋片和散热元件处于该气流通道内；在机翼下部靠近后缘的位置的蒙皮上开设有出风口。
5.根据权利要求4所述的太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，其特征在于，外界气流经进风口进入到机翼内部后，流经发热元件的同时，从所述肋片两端封条之间进入到肋片上的导流槽中，并最终从出风口流出，对发热元件、肋片同时进行散热。
6.根据权利要求4所述的太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，其特征在于，在进风口、出风口与肋片端部之间均加工气流的导流道，直接将气流引导至肋片和发热元件处，以提高换热效果。
7.根据权利要求1所述的太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，其特征在于，所述太阳能无人机机翼一体化热控设计方法还包括：
在机翼内部中设计液冷散热系统，其中液冷散热系统包括散热器、储液罐、微泵以及换热器，储液罐中存储有冷却液，散热元件位于换热器中，在微泵的作用下，冷却液流经换热器，对发热元件进行换热后，通过散热器散热之后流回到储液罐中形成换热循环，其电力来自于机翼上的太阳能电池板。
8.根据权利要求7所述的太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，其特征在于，所述散热器内的流道为s型，设计方法为：
首先根据机翼内部发热器件的分布，设计出相应的s型流道拓扑结构，并对机翼内部最高温度以及压降进行理论校核；建立不同截面宽度的s型流道的三维模型并进行仿真分析，根据机翼尺寸大小和发热元件的温度变化选取截面宽度进行仿真分析，根据仿真分析结果选取散热效果最好的截面宽度；
其次，选用截面宽度为仿真分析最优解、不同浓度乙二醇水溶液作为冷却液，再次对s型流道进行仿真分析，分析不同质量浓度的冷却液对散热结果的影响，选取散热效果最好的冷却液浓度；
最后，采用截面宽度、溶液浓度为最优解的s型流道冷板进行仿真分析，看仿真结果是否满足元件散热要求，如不满足考虑采用加微通道的s型流道，即在s型流道内部加装刀片式的导流槽以在其内部形成微流道。
9.根据权利要求7所述的太阳能无人机机翼一体化热控设计方法，其特征在于，所述散热器内的流道为z型，设计方法为：
首先根据机翼内部发热器件分布，设计出相应的阶梯入口z型流道、阶梯出入口z型流道两种拓扑结构，z型流道中并行设计多条散热流道；结合机翼尺寸大小和发热元件的温度变化，通过仿真分析选取最适合的z型流道方案；确定流道方案以后，建立不同截面宽度的冷板三维模型并进行仿真分析，根据仿真分析结果选取散热效果最好的截面宽度；
其次，选用截面宽度为仿真分析最优解、不同浓度乙二醇水溶液作为冷却液，再次对z型流道冷板进行仿真分析，分析不同质量浓度的冷却液对散热结果的影响，选取散热效果最好的冷却液浓度；
最后，采用截面宽度、溶液浓度为最优解的z型流道冷板进行仿真分析，看仿真结果是否满足元件散热要求，如不满足考虑采用加微通道的z型流道。
技术总结