电弧风洞真空氩气起弧技术研究

2014-03-29陈德江李泽禹

实验流体力学 2014年2期

朱超, 姚峰, 陈德江, 周玮, 李泽禹

(中国空气动力研究与发展中心超高速所, 四川绵阳 621000)

0 引言

电弧风洞具有高焓、高热流、长时间、高空层流模拟能力，是进行高超声速飞行器热防护与热结构试验考核的重要地面试验设备之一[1-2]。主要由电弧加热器、喷管、试验段、扩压器、冷却器、真空系统、控制系统和水、气、电附属系统等组成。风洞运行时高压气流经电弧加热器加热，通过喷管膨胀加速，形成高温射流，对安装在喷管出口的试件进行烧蚀试验，试验后的气流进入扩压器减速，通过冷却器冷却至常温后进入真空容器。

电弧加热器是电弧风洞的关键设备之一，它的起动状况关系到整个风洞的起动成败，是风洞正常运行的前提[3-4]。良好的起动方式对风洞安全运行和试验效率的提升至关重要。

目前，国内电弧风洞一般采用金属丝大电流熔融引弧的方法起动电弧加热器，但在使用过程中也暴露了一系列无法克服的问题。如：(1) 准备时间长，每完成一次试验必须放掉试验段真空，安装金属丝完毕后重新抽真空；(2) 可靠性差，气流量稍大，就会造成金属丝虚接、吹断；(3) 熔渣影响设备安全，未完全熔融的金属丝落在电极之间，降低绝缘，导致局部放电，烧损设备；(4) 熔化后的金属丝粉末堵塞测压管道，影响参数测试。

在国外，NASA Ames研究中心的Aerodynamic Heating Facility[5]和意大利SCIROCCO 70MW等离子风洞[6]在20世纪90年代已实现了自动化程度较高的真空氩气起弧技术起动风洞。该起动方式在真空度达到试验要求时通入适量氩气，触发高压直流电源即可起动，可靠性好、自动化程度高，等待时间短，试验效率高。

尽管在欧美国家该技术已经相对成熟，但是由于技术保护等原因，目前国内还未见该技术的应用报道。因此，为了提高设备起动的可靠性、稳定性和自动化程度，需要开展真空氩气起弧技术研究。下文分析该技术的技术难点，对比研究起弧间距、进气方式和控制时序对风洞起动特性的影响，成功实现工程应用。

1 真空氩气起弧技术

真空氩气起弧技术基于Paschen定律，即击穿电压与电极间距和起弧压力的乘积成正比。图1为日本ISAS中心电弧加热设备测试的氩气击穿电压U与起弧压力P0的关系[7]，电极间距4mm，起弧压力10kPa时，击穿电压为780V；起弧压力为102kPa时，击穿电压为3000V。

图1 击穿电压与起弧压力关系

片式电弧加热器的基本结构如图2所示，由阳极、压缩通道、阴极和喷管组成。加热器运行时，电弧以相对固定的长度维持在阴阳极之间，加热工作气体。根据图1数据推算，如果加热器阴阳电极间距达数米时，至少需要上百万伏电压才能直接起动。这样的要求在实际应用中是无法满足的，因此必须研究适合实际应用条件的电弧起动方法。

图2 片式电弧加热器

Paschen定律表明，相同起弧压力，电极间距越小，击穿电压越低。为了使数米长的电弧加热器起动，采用一级触发、逐级拉弧的起动方式，首先以最佳的间距将气体击穿并建立稳定的一级电弧，然后通过拉弧电路开关的顺序分段使电弧逐级击穿腔内工作气体，最终在阴阳极之间建立起稳定的电弧，实现设备的起动。该起动方式不需要配置单独的起弧电源，直接利用电弧加热器高压直流电源提供的直流高压将气体击穿，建立电弧，起动加热器。

2 试验设备与方法

试验设备采用中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的电弧风洞。电弧电流I采用磁调制式直流比较仪测量，电弧电压U采用高精度电阻分压器测量。

为方便试验对比，每次试验时真空度为100Pa，通入氩气后，加热器腔内压力为20kPa，开车电流设定为2500A。通过调节阴极和电极I之间压缩片的安装数目，实现起弧间距的调整；通过进气管道阀门的开关，实现进气方式的改变；通过修改电气控制系统的参数，实现起动时序的调整。

3 结果和讨论

3.1电极间距对风洞安全起动的影响

试验对比分析了4种起弧间距对电弧风洞起动特性的影响。图3为起弧间距d为3、25、160和200mm时的电流电压曲线。结果表明，d为3、25和160mm时，可以利用真空氩气起弧技术获得稳定的电弧电流和电压；电极间距d为200mm，只有空载电压，无电流。

图3(a)为起动电极间距d=3mm时电流电压随时间的变化关系。试验开始，电流从零逐渐增大，0.15s出现1200A的电流平台，0.2s电流继续增大，0.3s达到设定值2500A并维持恒定。触发后0.3s内，平均电流为1150A，最高电流为2500A。电压随氩气的击穿、气流量的变化先后出现500V、2200V、4000V、1500V共四个台阶。

(a) d=3mm

(b) d=25mm

(d) d=200mm

图3(b)为电极间距d=25mm时电流电压曲线，电流在0.1s出现500A电流平台，随后继续增加到850A，0.35s达到设定值2500A。触发后0.3s内，平均电流为485A，最高电流为850A。电压先后出现2000V、5000V、10000V共三个台阶。

图3(c)为电极间距d=160mm时电流电压曲线，电流在0.15s增加到1250A，随后降低到1000A并维持，0.5s继续增大, 0.6s达到设定值2500A。触发后0.3s内，平均电流为600A，最高电流为1250A。电压先后出现11000V、4000V、2000V共三个台阶。

表1为采用不同电极间距时风洞起动特性对比结果，表明电极间距为3mm时，击穿电压最低，起动时间最短，平均电流和最大起动电流最高；电极间距为25mm时，击穿电压2000V，平均电流和最大起动电流最低；电极间距为160mm时，击穿电压11000V，起动时间最长，起动平均电流较低。

电极的烧损率正比于电流的二次方，电流越大，电极烧损越严重、寿命越短[8]。电极间距为25mm和160mm时，起动电流低、电极烧损小，但后者起动时间长且击穿电压高达11000V，对供电系统冲击大，不利于设备安全。起动间距为25mm时效果最好，运行40余次，风洞均能安全、可靠、稳定起动。

表1 不同电极间距的起动特性

3.2进气方式对风洞起动的影响

电弧加热器的进气管多达数百根，进气分配方式多种多样。采用何种方式进气直接影响设备运行的便捷性和安全性。可用进气方式有：(1) 全部进气管道通氩气，电弧稳定后，氩气逐渐切换成高压空气；(2) 部分管道通入氩气，电弧稳定后，再把氩气切换成空气；(3) 起动时电极尾部进气管通入氩气，其余全部通入空气，起动完毕后，关闭氩气。

经过多次试验对比分析了以下两种进气方式：(1) 阴极和电极I之间通氩气，其余通空气，起动完毕后，氩气切换成空气；(2) 阴极尾部通氩气，其余通空气，起动完毕后，关闭氩气。两种方式均可起动电弧风洞，但方式1需配置高压空气与氩气转换装置和相应控制系统，增加了使用和维护成本，而方式2只需增加一根氩气进气管即可实现，操作方便、维护简单。

3.3控制时序对风洞起动的影响

电弧风洞正常起动与否，控制时序也是至关重要的[9]。氩气、辅气和主气的通断时机和持续时间，开关的延迟和动作时机等均会影响到风洞的正常起动。图4 为试验过程中采用的最佳起弧时序。供气系统工作时序为：(1) 在点火触发前1s打开氩气阀和辅气阀门，氩气和辅气持续时间分别为3s和4s；(2) 点火触发后1.2s，电弧从阴极拉至阳极处，此时通入主气；(3) 主气在点火结束5s后关闭；(4) 点火触发时，电压加载到阴极和开关1，一级电弧建立；(5) 0.3s后开关1断开，电压加载在阴极与开关2，正极弧根前移，电弧加长；(6) 0.1s后开关2断开，电压加载在阴极与开关3，正极弧根继续前移，电弧继续加长；(7) 0.1s后开关3断开，电压加载在阴极和阳极之间，正极弧根到达阳极，整根电弧建立，电弧加热器起动完毕。气、电参数继续保持稳定，风洞试验段流场建立，则电弧风洞成功起动。

图4 电弧加热器起动时序图

4 结论

通过对起弧间距、进气方式和控制时序等关键因素的分析和试验研究，成功利用真空氩气起弧技术起动了电弧风洞，并获得了最佳起动参数。该起动技术具有安全、可靠、稳定、高效、便捷等优点，且对设备冲击小、损耗低，目前已广泛应用于中国空气动力研究与发展中心(CARDC)同类风洞的起动。主要结论如下：

(1) 利用真空氩气起弧技术，采用一级触发、逐级拉弧的起动方式，实现了配置数米长电弧加热器的电弧风洞安全、可靠、稳定起动；

(2) 起弧间距、进气方式和控制时序显著影响风洞的起动特性，起弧间距25mm时，起动电流最低，电极烧损最小；阴极尾部通氩气，节省了氩气和空气的切换装置，操作维护更加简单方便；最佳的控制时序，也确保了起动稳定可靠。

参考文献:

[1]Smith D M, Felderman E J. Aerothermal testing of space and missile materials development center arc jet facilities[C]. 25thAIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, San Francisco, June 5-8, 2006.

[2]袁军娅, 蔡国飙, 杨红亮, 等. 高焓非平衡气动热环境的试验模拟及影响[J]. 实验流体力学, 2012, 26(6): 35-39.

Yuan Junya, Cai Guobiao, Yang Hongliang, et al. Test simulation of heat environment in high enthalpy nonequililbrium flow and effects[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(6): 35-39.

[3]Bruce W E, Horn D D, Felderman E J, et al. Arc heater development at AEDC[C]. 18thAIAA Aerospace Ground Testing Conference, Colorado Springs, June 20-23, 1994.

[4]Horn D D, Bruce W E, Felderman E J. Results and prediction for the new H3 arc heater at AEDC[C]. 27thAIAA Plasmadynamics and Lasers Conference, New Orleans, June 17-20, 1996.

[5]Balter-Peterson A, Nichols F, Mifsud B, et al. Arc jet testing in NASA Ames research center thermophysics facilities[C]. 4thAIAA International Aerospace Planes Conference, Orlando, December 1-4, 1992.

[6]Lu F K, Marren D E. Advanced hypersonic test facilities[M]. Institute of Aeronautics and Astronautics-Inc, Reston VA American, 2002.

[7]Hinada M, Inatani Y, Yamada T, et al. An arc-heated high enthalpy test facility for thermal protection studies[R]. Report No. 664, March 1996.

[8]Smith R K, Wagner D A, Cunningham J. Experiments with a dual electrode plasma arc facility at the Deutsche Forschungsanstalt fuer Luft-und-Raumfahrt E. V. (DLR)[C]. 19th Advanced Measurement and Ground Testing Technology Conference, New Orleans, LA June 17-20, 1996.

[9]Mitusa M, Oda T, Tagshira S, et al. On the characteristics of plasma arc heater for a high enthalpy wind tunnel[C]. 32ndAIAA Thermophysics Conference, Atlanta, June 23-25, 1997.

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