Page 56 - 《真空与低温》2026年第1期

彭子昂等：无人机机载液氢储罐热力耦合分析与轻量化改进 53

（a）机载液氢储罐 （b）支撑结构

图 1 无人机机载液氢储罐与支撑结构
Fig. 1 Diagrams of tank and supports structures for UAV

表 1 液氢储罐技术参数 i 层和第 i+1 层辐射屏间的辐射传热量 q r,i，固体间
Tab. 1 Geometric properties of liquid hydrogen tank 隔物导热量 q s,i和残余气体导热量 q g,i分别由式（1）
组件 主体材料 设计压力/MPa 筒体尺寸/mm 壁厚/mm （3）（5）计算：
( 4 4 )
内容器 钛合金 0.6 DN254×L550 2.00 σ T i+1 −T i
q r,i = （1）
外容器 钛合金 −0.1 DN333×L600 1.50 1 1
+ −1
支撑棒 玻璃钢 Φ6×L36 ε i+1 ε i
进液管 钛合金 Φ6×1 200 1.00 ε i = 0.0051T 0.248 （2）
i
排气管 钛合金 Φ6×1 200 1.00 C 2 fk
q s,i = (T i+1 −T i ) （3）
测压管 钛合金 Φ6×1 200 1.00 D i

k = 0.017+7×10 (800−T m,i )+0.0228lnT m,i （4）
−6
该低温罐的主体材料为钛合金，密度为 4.51 g/
√
3
cm ，规定塑性屈服强度 R p0. 为 2 320 MPa，考虑液氢 γ +1 R
q r,i = pα(T i+1 −T i ) = C 1 pα(T i+1 −T i )
储罐极端载荷，取安全系数 S=3.5，得到材料的许用 γ −1 8πMT m,i
（5）
应力 [ σ]=91.43 MPa。满载工况下的液氢质量为
式中： ε i为第 i 层辐射屏的发射率；T i 为第 i 层辐射
[14]
2.2 kg，采用等效密度法 ，将该质量换算后加入到
屏的温度；T m， 为第 i 层和第 i+1 层辐射屏的平均
i
3
内容器结构，由此得到的内罐密度为 6.28 g/cm 。
温度；D i 为两层辐射屏之间的实际间距；k 为涤纶
考虑到支撑结构需要有良好的低温力学性能和较
网间隔物固体骨架的热导率；f 为间隔物的相对密
低的导热系数，选择环氧玻璃钢 [15] 制作支撑棒，具
度；C 2 为与间隔物材料种类有关的经验常数； γ为
体材料性能如表 2 所列。
残余气体的比热容比；p 为层间残余气体压力； α为
表 2 容器及支承材料物性参数 [3] 综合热适应系数；M 为残余气体的摩尔质量；C 1 为
Tab. 2 Physical properties of liquid hydrogen tank and 与气体种类有关的系数。
supports structures 将每一项热流密度换算成表观热导率并求和，
密度/ 导热系数/ 线膨胀 抗压强 可以得到第 i 层与第 i+1 层辐射屏之间的当量传热
材料 泊松比
（kg/m ） （W/m·K） 系数/K −1 度/MPa 系数 K i 与传热热阻 R i ，进而得到温度分布：
3
2
钛合金 4 510 0.311 15.240 0 6.01×10 −6 440 σ(T i+1 +T i )(T 2 +T ) C 2 fk
K i =K r,i +K g,i +K s,i = i+1 i +C 1 pα+
玻璃钢垂向 0.212 0.319 7 3.85×10 −5 424 1 1 D i
+ −1
玻璃钢经向 2 000 0.326 0.156 8 1.66×10 −5 312 ε i+1 ε i
（6）
玻璃钢纬向 0.479 0.156 8 1.66×10 −5 220
R i = 1 （7）
储罐的真空夹层中填充有 41 层、28 mm 厚的 K i
i−1
∑
多层绝热材料，通过逐层传热（LBL）模型 [16-17] 计算 R k
其热流密度。在 LBL 模型中，传热被划分为三种 T i = T h − k=1 (T h −T c ) （8）
N
∑
互不影响的机制：相邻辐射屏间的辐射传热、辐射
R k
屏间的残余气体导热以及间隔物的固体导热。第 k=1