結構熱試驗中飛行器進氣道加熱方法研究

蘇力德

摘? 要：高超聲速飛行器進氣道內部形狀復雜且空間有限，在部分空間傳統石英燈輻射加熱方式無法實施，因此考慮采用高溫熱氣流加熱方式進行加熱。文章以某型高超聲速飛行器結構熱試驗中進氣道內部加熱控制方法為例，闡述了高溫熱氣流加熱方式的原理及實施方法。

關鍵詞：進氣道加熱;高溫熱氣流;進氣道擴張段;空氣加熱器

中圖分類號：V216.4? ? ? ? ?文獻標志碼：A? ? ? ? ?文章編號：2095-2945（2019）06-0121-03

1 概述

高超聲速飛行器的進氣道內部形狀較為復雜，分為進氣道等直段、進氣道擴張段等等。進氣道擴張段前端由于空間限制，無法安裝石英燈加熱器，處于石英燈加熱器的冷區，因此要達到結構熱試驗要求的目標溫度需要考慮別的加熱方法。

2 進氣道加熱方法

在某型高超聲速飛行器結構熱試驗當中，進氣道擴張段由于尺寸限制，僅能沿斜面方向布置1排220mm長燈管，進氣道內部石英燈加熱器設計形式如圖1所示。在前兩次調試試驗中，進氣道擴張段前端由于位于石英燈加熱器的冷區，溫度較低，無法達到試驗要求的目標溫度。為滿足試驗要求，將空氣加熱器氣流管道縮短，使用高溫熱氣流對原有冷區位置進行加溫，故在進氣道擴張段采用的是石英燈與高溫熱氣流混合加熱的方式。

發動機艙內壁面由于氣流加熱管道通過，空間比較狹小，需將石英燈加熱器的導流條固定在氣流管道外壁，同時為保證與氣流管道絕緣，設計環形絕緣瓷套將導流條固定在氣流管道上;絕緣瓷套與氣流管道間需布置一層柔性隔熱材料，防止氣流管道與絕緣瓷套的熱不匹配將絕緣瓷套漲壞。因為石英燈加熱器的導流條為黃銅材質，黃銅為銅鋅合金，根據配比的不同，熔點在900至1000℃之間，在進氣道擴張段的前端和后端之間也需要布置隔熱材料，以防高溫熱氣流將石英燈加熱器的導流條烤化，進而使試驗中石英燈加熱器的加熱功能失效，改進后的進氣道內部加熱形式如圖2所示。

空氣加熱器通過對常溫空氣進行逐級加熱進而產生熱試驗所需的高溫熱氣流，在某型全尺寸高超聲速飛行器結構熱試驗當中采用的空氣加熱器設計參數如下：

流量：1.5kg/s，溫度：常溫～800℃，比熱：0.24kcal/kg·℃，工作壓力：0.8MPa，設計壓力：1.0MPa，使用電壓：AC 340V。

計算該空氣加熱器加熱功率如下：

P=■×1.25（散熱系數）=■×1.25=1500kW

式中P為加熱功率（kW），C為介質比熱（kcal/kg·℃），m為介質重量（kg），△t為升溫（℃），h為加熱時間（h）。

根據公式計算得到滿足空氣升溫所需的功率為1500kW。因此本次結構熱試驗所需的功率控制單元（可控硅）可提供的功率必須在1500kW以上才可以滿足試驗需求。同理采用上述計算公式可以算出不同熱試驗所需的不同功率，進而確定對應的功率控制單元（可控硅）的選擇。

空氣加熱器分為三段對常溫空氣進行逐級加熱，由下到上分別為預熱段（常溫～550℃）、升溫段（500～700℃）、恒溫段（650～800℃）。在每一級加熱器內部分別設有一個溫度傳感器，測溫元件為K型熱電偶，將此熱電偶溫度信號變送至試驗控制系統，溫度調節通過試驗控制系統完成，從而實現對空氣加熱器的控制?？諝饧訜崞鞴ぷ魇疽鈭D如圖3所示。

圖3 空氣加熱器工作示意圖

在空氣加熱器出口和試驗件之間設置氣流旁路，試驗開始前，開啟功率控制單元（可控硅）對空氣加熱器進行開環控制，提前對管道和氣流進行預加熱，在預熱階段關閉主通道上設置的閘閥，將雙向閥開口朝向旁路出口，使預熱階段的高溫氣流由旁路排出。待空氣加熱器氣流出口溫度升至高于試驗目標溫度時，開始進行正式試驗，將雙向閥開口朝向進氣道入口，打開閘閥，使高溫熱氣流引入試驗件進氣道進行加熱。高溫熱氣流加熱控制示意圖如圖4所示。高溫熱氣流加熱現場如圖5所示。

進氣道內部溫度在采用高溫熱氣流加熱一段時間后可能會超過給定目標溫度，為解決此問題在主通道設置一路由比例閥控制的常溫空氣。在試驗過程中，若進氣道內壁溫度超過給定目標溫度，通過增加常溫空氣的流量實現對進氣道內壁面溫度的控制，由控制系統控制比例閥的開度，通過常溫空氣的摻混量來調整高溫熱氣流的溫度以實現對進氣道內壁溫度的控制。在試驗控制程序中，添加一個比例閥控制通道，將通道屬性改為Calculated Output，在通道里編寫比例閥控制程序。比例閥控制程序如圖6所示，圖中C83表示比例閥的開度，C81 Output是進氣道等直段內壁溫度通道的輸出，變量X1=13V用于限伏。如果高溫熱氣流加熱的溫度（即在進氣道等直段內壁熱電偶測到的溫度）低于給定目標值，則C81 Output為正值，相差越大C81 Output絕對值越大，此時比例閥開度應為零，因此程序中要帶有負號，C83值為負號則比例閥徹底關閉;相應的若高溫熱氣流加熱的溫度高于給定目標值，C81 Output為負值，相差越大C81 Output絕對值越大，此時應根據測到的溫度給予比例閥相應的開度，若超溫多則開度大，超溫少則開度小，程序中要帶有負號，C83值為正號則比例閥給予相應的開度;通過對比例閥的控制，以此來達到控制進氣道內部溫度的效果。

3 結果分析

本次試驗提出的進氣道目標溫度為596℃，進氣道（即下例中所示的40#溫區）溫度控點布置在等直段熱氣流入口處內壁面，由于熱氣流加熱慣性較大、預熱時間較長，在試驗正式開始前，空氣加熱器就開始預熱，在空氣加熱器熱氣流出口溫度達到750℃時，開始正式試驗。

為觀察整個溫度的熱均勻性，40#溫區在進氣道等直段布置了2個溫度控點40-1#、40-2#，采用極值控制方法選取其中實時溫度高的點作為反饋。由于高溫熱氣流加熱特性，試驗件升溫速率未達到任務書中要求，在第119s時40-1#和40-2#控溫點溫度分別達到165.9℃和186.9℃，該溫區在第700s時滯后達到任務書要求的目標溫度，基本滿足了某型高超聲速飛行器結構熱試驗中提出的對進氣道的考核要求。進氣道溫區溫度時間曲線如圖7所示。

參考文獻：

[1]×××熱防護試驗報告[R].

[2]MTS FlexTest200控制系統操作手冊[Z].

[3]張鈺，張伯良.結構熱試驗技術[M].北京：宇航出版社，1993.