结构热试验中飞行器进气道加热方法研究

苏力德

摘  要：高超声速飞行器进气道内部形状复杂且空间有限，在部分空间传统石英灯辐射加热方式无法实施，因此考虑采用高温热气流加热方式进行加热。文章以某型高超声速飞行器结构热试验中进气道内部加热控制方法为例，阐述了高温热气流加热方式的原理及实施方法。

关键词：进气道加热;高温热气流;进气道扩张段;空气加热器

中图分类号：V216.4         文献标志码：A         文章编号：2095-2945（2019）06-0121-03

1 概述

高超声速飞行器的进气道内部形状较为复杂，分为进气道等直段、进气道扩张段等等。进气道扩张段前端由于空间限制，无法安装石英灯加热器，处于石英灯加热器的冷区，因此要达到结构热试验要求的目标温度需要考虑别的加热方法。

2 进气道加热方法

在某型高超声速飞行器结构热试验当中，进气道扩张段由于尺寸限制，仅能沿斜面方向布置1排220mm长灯管，进气道内部石英灯加热器设计形式如图1所示。在前两次调试试验中，进气道扩张段前端由于位于石英灯加热器的冷区，温度较低，无法达到试验要求的目标温度。为满足试验要求，将空气加热器气流管道缩短，使用高温热气流对原有冷区位置进行加温，故在进气道扩张段采用的是石英灯与高温热气流混合加热的方式。

发动机舱内壁面由于气流加热管道通过，空间比较狭小，需将石英灯加热器的导流条固定在气流管道外壁，同时为保证与气流管道绝缘，设计环形绝缘瓷套将导流条固定在气流管道上;绝缘瓷套与气流管道间需布置一层柔性隔热材料，防止气流管道与绝缘瓷套的热不匹配将绝缘瓷套涨坏。因为石英灯加热器的导流条为黄铜材质，黄铜为铜锌合金，根据配比的不同，熔点在900至1000℃之间，在进气道扩张段的前端和后端之间也需要布置隔热材料，以防高温热气流将石英灯加热器的导流条烤化，进而使试验中石英灯加热器的加热功能失效，改进后的进气道内部加热形式如图2所示。

空气加热器通过对常温空气进行逐级加热进而产生热试验所需的高温热气流，在某型全尺寸高超声速飞行器结构热试验当中采用的空气加热器设计参数如下：

流量：1.5kg/s，温度：常温～800℃，比热：0.24kcal/kg·℃，工作压力：0.8MPa，设计压力：1.0MPa，使用电压：AC 340V。

计算该空气加热器加热功率如下：

P=■×1.25（散热系数）=■×1.25=1500kW

式中P为加热功率（kW），C为介质比热（kcal/kg·℃），m为介质重量（kg），△t为升温（℃），h为加热时间（h）。

根据公式计算得到满足空气升温所需的功率为1500kW。因此本次结构热试验所需的功率控制单元（可控硅）可提供的功率必须在1500kW以上才可以满足试验需求。同理采用上述计算公式可以算出不同热试验所需的不同功率，进而确定对应的功率控制单元（可控硅）的选择。

空气加热器分为三段对常温空气进行逐级加热，由下到上分别为预热段（常温～550℃）、升温段（500～700℃）、恒温段（650～800℃）。在每一级加热器内部分别设有一个温度传感器，测温元件为K型热电偶，将此热电偶温度信号变送至试验控制系统，温度调节通过试验控制系统完成，从而实现对空气加热器的控制。空气加热器工作示意图如图3所示。

图3 空气加热器工作示意图

在空气加热器出口和试验件之间设置气流旁路，试验开始前，开启功率控制单元（可控硅）对空气加热器进行开环控制，提前对管道和气流进行预加热，在预热阶段关闭主通道上设置的闸阀，将双向阀开口朝向旁路出口，使预热阶段的高温气流由旁路排出。待空气加热器气流出口温度升至高于试验目标温度时，开始进行正式试验，将双向阀开口朝向进气道入口，打开闸阀，使高温热气流引入试验件进气道进行加热。高温热气流加热控制示意图如图4所示。高温热气流加热现场如图5所示。

进气道内部温度在采用高温热气流加热一段时间后可能会超过给定目标温度，为解决此问题在主通道设置一路由比例阀控制的常温空气。在试验过程中，若进气道内壁温度超过给定目标温度，通过增加常温空气的流量实现对进气道内壁面温度的控制，由控制系统控制比例阀的開度，通过常温空气的掺混量来调整高温热气流的温度以实现对进气道内壁温度的控制。在试验控制程序中，添加一个比例阀控制通道，将通道属性改为Calculated Output，在通道里编写比例阀控制程序。比例阀控制程序如图6所示，图中C83表示比例阀的开度，C81 Output是进气道等直段内壁温度通道的输出，变量X1=13V用于限伏。如果高温热气流加热的温度（即在进气道等直段内壁热电偶测到的温度）低于给定目标值，则C81 Output为正值，相差越大C81 Output绝对值越大，此时比例阀开度应为零，因此程序中要带有负号，C83值为负号则比例阀彻底关闭;相应的若高温热气流加热的温度高于给定目标值，C81 Output为负值，相差越大C81 Output绝对值越大，此时应根据测到的温度给予比例阀相应的开度，若超温多则开度大，超温少则开度小，程序中要带有负号，C83值为正号则比例阀给予相应的开度;通过对比例阀的控制，以此来达到控制进气道内部温度的效果。

3 结果分析

本次试验提出的进气道目标温度为596℃，进气道（即下例中所示的40#温区）温度控点布置在等直段热气流入口处内壁面，由于热气流加热惯性较大、预热时间较长，在试验正式开始前，空气加热器就开始预热，在空气加热器热气流出口温度达到750℃时，开始正式试验。

为观察整个温度的热均匀性，40#温区在进气道等直段布置了2个温度控点40-1#、40-2#，采用极值控制方法选取其中实时温度高的点作为反馈。由于高温热气流加热特性，试验件升温速率未达到任务书中要求，在第119s时40-1#和40-2#控温点温度分别达到165.9℃和186.9℃，该温区在第700s时滞后达到任务书要求的目标温度，基本满足了某型高超声速飞行器结构热试验中提出的对进气道的考核要求。进气道温区温度时间曲线如图7所示。

参考文献：

[1]×××热防护试验报告[R].

[2]MTS FlexTest200控制系统操作手册[Z].

[3]张钰，张伯良.结构热试验技术[M].北京：宇航出版社，1993.