機載液氫儲罐對靜態日蒸發率、結構強度、儲氫質量密度等要求較高。針對特殊的絕熱要求和工作環境，對無人機機載液氫儲罐絕熱結構進行創新設計。選取高真空多層絕熱的絕熱方式；首次提出一種組合式點接觸絕熱支撐結構，與普通支撐結構從理論計算和仿真兩方面對比說明新型結構的優異性能；采用增加氣液盤管長度的方法，增加結構熱阻。分別建立機載液氫儲罐的一維和三維整體傳熱模型，并對模型進行理論計算和仿真。研究和分析結果表明： 通過組合式點接觸絕熱支撐結構的熱流量比一般支撐結構減少90%以上；具有高真空多層絕熱、組合式點接觸支撐結構和氣液加長盤管的設計方案的漏熱量比目前同規格普通低溫液氫容器的漏熱量低24.6% ～35.2%。

　　近年來，無人機在軍事領域的作用突顯，其中高空長航時無人機以其優異的續航能力尤為受到重視。目前，以普通石化燃料為動力的高空長航時無人機的最長續航時間為“全球鷹”創造的41 h。液氫是一種具有極高燃燒熱值的高含能體燃料，288 K 時的高燃燒熱為1. 43 × 105 kJ /kg，是普通石化燃料的3 倍，在燃燒特性上，液氫相比于其它燃料有更好的高空燃燒特性，所以為盡可能延長飛機滯空時間，以液氫代替普通石化燃料是目前行之有效的方法之一。美國在2010 年和2011 年分別試飛液氫燃料動力無人機“全球觀察者”和“幻影眼”，兩者的續航時間分為4 天和7 天，比以普通燃料為動力的高空長航時無人機的續航時間大為提高。

　　液氫具有低密度、低沸點、強擴散的性質，這為液氫長時間的存儲帶來困難，也是限制液氫大規模使用的關鍵問題之一。目前，無人機機載液氫儲罐僅美國少數幾個機構在研究，資料鮮有，國內的研究仍處于空白階段。文章通過對機載液氫儲罐性能要求的研究和分析，如文獻，創新性的提出組合式點接觸絕熱支撐結構，比普通吊桿支撐的漏熱減少90%以上；通過增加儲罐氣液管路長度，從而增加結構導熱熱阻，成功地解決常規低溫儲罐頸部漏熱量大的難題。

　　1、整體方案設計與絕熱結構設計

　　1.1、整體方案設計

　　在熱傳導方式上，熱量主要通過傳導、對流和輻射三種方式進入低溫容器，通過每種傳熱方式進入容器的熱量因容器絕熱結構的不同而不同，且三種熱傳導方式在對進入容器內部的總熱量上也相互影響。

　　在整體結構方案上，基于該設備的絕熱性能要求和特殊的工作環境，設計出一種球形夾層式方案，結構上主要包括：材料為304不銹鋼的內外膽、多層纏繞的絕熱層GS-80、真空層、組合式點接觸絕熱支撐、氣液盤管等。在后面的計算和仿真中，取內膽內半徑為r1，外膽外半徑r3，初始充氫率(也稱充滿率) 為95%，整體結構示意圖如圖1 所示。

圖1 整體結構示意圖

　　1.2、絕熱結構的設計

　　絕熱結構的設計主要是針對特定的絕熱要求和工作環境選取合適的絕熱方式，設計高性能的絕熱支撐結構以及適合氣液進出的連接裝置，其中后兩點是結構設計的重點。

　　(1) 絕熱方式是影響結構漏熱量的一個重要因素。目前絕熱性能最好的是高真空多層絕熱，它是由多層具有高反射能力的輻射屏與具有低熱導率間隔物層交替構成的，文獻中給出了幾種不同絕熱材料組成情況下的高真空多層絕熱的表現導熱系數。參照文獻中的數據并結合實際需要，在理論計算和仿真計算中選擇一種較為成熟的GS-80高真空多層絕熱，其表現導熱系數為Ke1 = 2.48 × 10^-5 W/( m·K) 。

　　(2) 在低溫儲罐的總漏熱量中，通過連接結構、支撐結構等熱橋的熱流比例可以高達30% ～50%，甚至更大，因此，減少通過熱橋的熱流量是進一步提高低溫容器絕熱性能的又一個重要途徑。目前，已有的地面低溫容器往往使用直接導熱的方式進行連接，這樣使通過熱橋的熱流量大大增加，且結構占用空間較大，不宜在無人機上使用。為解決支撐結構漏熱量大的難題，首次設計出以點接觸導熱代替直接導熱的組合式點接觸絕熱支撐結構，其結構實物圖如圖2 所示。

圖2 組合式點接觸絕熱支撐實物圖

　　這種結構利用氧化鋯陶瓷良好的力學性能和低導熱率性質，使支撐結構中的直接接觸變為點接觸，極大減少了通過支撐結構的熱流量。“平板-球”型接觸的接觸熱阻可以用以下公式進行估計

　　式中Rk為接觸熱阻；a 為接觸面半徑；λ 為氧化鋯熱導率；μ 為泊松比；p1為接觸壓力；E 為彈性模量。球直徑d = 0.008 m，角標1、2 分別指球與平面。根據1.1 中容器的尺寸與充氫率，在儲罐不同狀態下，假設只有8 個支撐結構中的4 個受拉或壓，經計算每個接觸點的力F = 52.4 N，將數值代入以上公式得出每個支撐結構的總熱阻Rk總= 85317 K/W。在邊界溫度分別為20 和293 K 時，因傳導產生的熱流量為3.2 × 10^-3 W，因此輻射( 表面鍍金或銀ε= 0.02) 產生的熱流為

　　單個結構的總漏熱為9.02 × 10^-3 W，在仿真中將所有漏熱以熱傳導等效，等效熱阻R4 = 29933 K/W。

　　如果使用吊桿或拉桿式支撐時，在外徑為5mm、內徑4 mm 時，吊桿或拉桿的長度為1 m 時，該方式下結構的漏熱是點接觸組合支撐的12倍，即新型支撐的漏熱僅為普通結構的7% ～8%，且在質量和空間占用上同樣具有較大優勢，這也符合無人機對結構緊湊的要求。

　　(3) 管路通過熱傳導的方式由外部環境進入內部是結構頸部漏熱的主要原因，所以，降低低溫儲罐通過氣液進出管路的漏熱是設計時的重要環節之一。為增加在液體流動方向上的熱阻，采用增加輸液管路長度的方法，選用不銹鋼材料，內半徑4 mm，外半徑5 mm，包括充液和調節內部壓力兩種管路，具體布置如圖1。兩管路長度均為3 m，截面積為2.2×10 ^-5 m²，那么總熱阻為

　　4、結論

　　本文通過對機載液氫儲罐在絕熱支撐機構的創新設計以及對絕熱類型的合理選擇，并對建立的一維理論模型和三維有限元模型進行計算和分析得出以下結論：

　　(1) 同等條件下，組合式點接觸絕熱支撐結構的漏熱量僅為普通吊桿結構漏熱的7% ～8%，且在質量、空間等方面，相對其它結構更具有優勢；

　　(2) 以組合式點接觸絕熱支撐結構、GS -80高真空多層絕熱以及氣液盤管制作的高真空多層絕熱結構的理論計算和仿真計算漏熱量分別比國家標準中同規格固定式真空多層液氫容器的漏熱量低35.2%和24.6%；

　　(3) 氣液盤管的使用可以有效降低通過輸液連接結構的熱流量。