電子吊艙引排氣參數(shù)測試分析*

包 勝，褚 鑫，王敬韜，王 超，尹本浩

（中國電子科技集團公司第二十九研究所，四川成都610036）

引 言

電子吊艙具有獨立性強、可擴展性好的優(yōu)點。目前，各類電子吊艙（如電子偵察吊艙、激光吊艙、紅外吊艙和雷達吊艙等）已廣泛應用于載機平臺[1]，是進一步提升戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)能力的主要方式之一。當載機在大氣中飛行時，氣動加熱效應使吊艙表面的附面層溫度升高，飛行速度越高，氣動加熱越明顯。吊艙表面溫度急劇升高，給艙內(nèi)電子設備的散熱帶來風險，因此電子吊艙需要獨立的環(huán)境控制系統(tǒng)為艙內(nèi)電子設備散熱。

近20年來，眾多研究團隊開展了一系列關于專用于電子吊艙的環(huán)境控制系統(tǒng)的研究[2–9]，提出沖壓空氣直接冷卻供液系統(tǒng)、蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)、逆升壓空氣循環(huán)制冷供液系統(tǒng)以及改進或組合型的混合制冷系統(tǒng)，解決了大量工程實際應用難題。沖壓空氣直接冷卻系統(tǒng)主要用于運輸機、直升機等低速載機平臺，蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)主要用于載機供電資源較豐富的平臺，逆升壓空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)則廣泛應用于固定翼飛機平臺。

隨著吊艙內(nèi)電子設備的集成度越來越高，電子設備的熱耗也顯著增加，因此電子吊艙的熱環(huán)境設計與分析顯得越來越重要。例如，某機載紅外測量吊艙的紅外測量窗口的溫度直接影響目標成像特性，因而需要實時測量檢測窗的溫度變化，利用該測量數(shù)據(jù)以及溫度與成像特性的相關性來消除熱噪聲的干擾，以便更準確地獲取目標特性[10]。

為降低航空電子平臺環(huán)境控制系統(tǒng)的設計、試驗及使用風險，環(huán)境控制系統(tǒng)仿真越來越多地應用多種仿真工具[11]，如Dymola，SIMUL8，BuildSim，Sim-Creator等，其中MATLAB/Simulink和EASY5在航空平臺環(huán)境控制系統(tǒng)仿真上應用較多。國外從20世紀60年代開始，已經(jīng)陸續(xù)開展了航空電子平臺的熱管理模型建模工作[12]。國內(nèi)從20世紀90年代開始，在這方面的研究呈加速趨勢[13–22]。

受限于試驗條件、成本等因素，到目前為止，鮮有關于電子吊艙環(huán)境控制系統(tǒng)引排氣參數(shù)實測結果的詳細報道。本文以實際試飛測試結果為研究對象，分析不同飛行條件下的電子吊艙引排氣參數(shù)特性，尤其對進排氣壓力和引氣溫度展開了詳細的分析，供相關研究人員或工程設計人員參考。

1 測試系統(tǒng)介紹

1.1 測試對象及目的

以某電子吊艙為測試對象，目的是獲取它在實際飛行工況下的引排氣參數(shù)，為艙內(nèi)電子設備熱設計和吊艙環(huán)境控制系統(tǒng)設計提供支撐。

1.2 測試原理

電子吊艙引排氣參數(shù)實測原理如圖1所示。電源分機負責為數(shù)據(jù)采集與記錄設備供電，數(shù)據(jù)采集與記錄設備負責采集并記錄各傳感器的測量結果，所有數(shù)據(jù)均實時存儲。載機起飛前，系統(tǒng)需在地面進行全球定位系統(tǒng)（Global Positioning System, GPS）授時，以保證吊艙內(nèi)所有測試環(huán)境參數(shù)具有同一GPS時鐘。如果多個電子吊艙同時測量，則需分別對各個測量和記錄設備進行GPS授時，以保證不同吊艙所測環(huán)境參數(shù)具有統(tǒng)一的GPS時間信號。

圖1 電子吊艙引排氣參數(shù)實測原理圖

為確保測得的環(huán)境數(shù)據(jù)可用，應同步獲取載機的飛行狀態(tài)參數(shù)，需獲取的參數(shù)主要包括含GPS時鐘的氣壓高度、馬赫數(shù)（Ma）、指示空速、真攻角、發(fā)動機轉速、大氣總溫、大氣壓力等。還應使測得的吊艙環(huán)境數(shù)據(jù)與飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)同步，即飛參記錄儀和環(huán)境數(shù)據(jù)測量與記錄設備采用同一GPS時鐘進行時間記錄，從而實現(xiàn)飛參數(shù)據(jù)和吊艙環(huán)境測量數(shù)據(jù)的時標統(tǒng)一。

傳感器選型參數(shù)如下：溫度測試選用鉑電阻溫度傳感器，具體為高精度100 ?“A”級DIN鉑元件，符合IEC751標準，測溫范圍為?100°C～ 260°C。壓力傳感器選用壓阻式壓力傳感器，采用絕壓測量，量程為0～350 kPa，測量誤差為±0.5%，工作溫度范圍為?45°C～ 125°C。

1.3 測點分布

為全面評估吊艙環(huán)境控制系統(tǒng)引排氣條件，吊艙引排氣參數(shù)測量的測點分布如圖2所示。1個溫度測量點位于環(huán)控引氣口，2個壓力測量點位于環(huán)控引氣口和環(huán)控排氣口。需要說明的是，在實際測量時，電子吊艙并未部署環(huán)控系統(tǒng)，僅在進排氣口部署引排氣參數(shù)測量傳感器，因此采用該方法測得的結果與實際工況存在一定差異，可能會產(chǎn)生誤差。

圖2 電子吊艙引排氣參數(shù)測量的測點分布

1.4 傳感器安裝

溫度傳感器通過耐高低溫自粘襯片固定于指定位置，測溫部位裸露在空氣中。壓力傳感器布置在進排氣口附近，進排氣口密封后采用轉接件將氣流引至壓力傳感器端，中間段使用軟管連接。各傳感器均配套耐高低溫的低噪聲屏蔽電纜，這些電纜能夠耐受惡劣的機載高低溫環(huán)境，并能屏蔽周邊電磁環(huán)境的干擾，避免信號嚴重失真。其他電纜（如電源線）均使用耐高低溫屏蔽電纜。

2 測試結果及分析

2.1 飛行參數(shù)

為便于數(shù)據(jù)分析，本文盡量選取穩(wěn)定的飛行工況。同時為對比氣候對吊艙引排氣參數(shù)的影響，本文分別選取冬季日、夏季日的實測結果展開研究。

某冬季日的地面溫度為4°C，地面壓力為99.1 kPa（絕壓），其飛行參數(shù)如圖3所示。載機在同一飛行高度（約3 000 m）持續(xù)飛行，期間經(jīng)歷1次加速和1次減速。為便于數(shù)據(jù)分析，依次將穩(wěn)定飛行工況段定義為工況1、工況2和工況3，各工況穩(wěn)定持續(xù)時間依次約為610 s、540 s和1 430 s，每個工況之間為過渡段。

圖3 某冬季工況飛行參數(shù)

某夏季日的地面溫度為31.5°C，地面壓力為96.4 kPa（絕壓），其飛行參數(shù)如圖4所示。載機在同一飛行高度（約5 000 m）持續(xù)飛行，期間經(jīng)歷2次減速。為便于數(shù)據(jù)分析，依次將穩(wěn)定飛行工況段定義為工況4、工況5和工況6，各工況穩(wěn)定持續(xù)時間依次約為500 s、450 s和480 s，每個工況之間為過渡段。

圖4 某夏季工況飛行參數(shù)

2.2 引排氣實測結果

在某冬季日和夏季日飛行工況（工況1—工況6）下，吊艙引排氣參數(shù)實測結果如圖5、圖6及表1所示。

表1 吊艙引排氣參數(shù)實測結果

圖5 某冬季日吊艙引排氣壓力實測結果

圖6 某夏季日吊艙引氣口溫度實測結果

從對測試結果的分析可知：

1）吊艙引排氣壓力隨飛行工況的變化而同步實時變化，在相同飛行高度下，Ma越大，引氣壓力就越大，排氣壓力就越?。?/p>

2）在相同飛行高度下，大氣總溫、吊艙引氣溫度與Ma正相關，大氣總溫隨飛行工況的變化而同步實時變化，受熱慣性影響，引氣口溫度變化相對滯后。

3 數(shù)據(jù)分析

電子吊艙的引排氣壓力是艙內(nèi)環(huán)境控制系統(tǒng)最重要的邊界參數(shù)。文中的吊艙引氣口采用漏斗形結構，引氣口突出蒙皮一定高度，與自由氣流接觸，而吊艙排氣口直接設置在進氣口后部。由典型工況氣動仿真可知：自由氣流掠過吊艙蒙皮時，氣流在引氣口前緣減速、升壓，因引氣口突出高度大于附面層厚度，因此引氣口的總壓恢復比較理想；排氣口設置在引氣口后方，即處于引氣漏斗結構的尾流區(qū)，氣流掠過引氣口后，在排氣口四周形成較大的渦流區(qū)，在渦流核心區(qū)域，壓力明顯低于遠端氣壓，即在排氣口端產(chǎn)生了明顯的尾流負壓效應，如圖7所示。

圖7 引排氣口氣動仿真云圖

由表1可知：1）引氣口采用非淹沒式結構，在飛行高度為3～ 5 km、Ma為0.4～ 0.77的飛行工況下，引氣總壓恢復系數(shù)達到0.98～1.0，表明電子吊艙獲得了比較理想的引氣壓力；2）排氣口采用貓耳結構，排氣口附近存在明顯的尾流負壓效應，該負壓效應隨Ma增大而增強。

進一步分析排氣壓力相關數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)按照經(jīng)驗公式[6]計算所得的排氣壓力P1與文中的實測結果存在一定差異。經(jīng)驗公式為：

式中，Ps為當?shù)丨h(huán)境壓力。

實測排氣壓力P2與P1的對比結果如圖8所示，圖中C=P2/P1。由圖8可知：1）貓耳排氣口的實測排氣壓力P2低于由經(jīng)驗公式計算所得的排氣壓力P1，即C< 1；2）當Ma< 0.7時，P2與P1的差值小于2%（C為0.98～ 1.0）；3）當Ma為0.75～ 0.8時，P2比P1低3% ～ 6%（C為0.94～ 0.97）。

圖8 排氣壓力實測結果與經(jīng)驗計算結果對比圖

從不同季節(jié)測試結果的對比分析可知，由于夏季大氣溫度明顯高于冬季，平流層以下的當?shù)卮髿鉁囟扰c地面溫度呈正相關，吊艙的引氣溫度與當?shù)卮髿鉁囟纫渤尸F(xiàn)正相關特征，引氣壓力與載機的速度壓頭正相關，受溫度的影響相對較小，因此，電子吊艙夏季的引氣溫度明顯高于冬季的引氣溫度，引氣壓力受季節(jié)影響相對較小。

4 結束語

雖然本文的測試對象是電子吊艙，但測試結果同樣適用于飛行器蒙皮表面非淹沒式引排氣結構。由于測試對象并未實際部署環(huán)控系統(tǒng)，因此測試結果與實際工況存在一定誤差。

與現(xiàn)有文獻不同的是，本文首次詳細報道了電子吊艙引排氣參數(shù)的動態(tài)實測結果，且測試過程覆蓋全年不同季節(jié)，分析了電子吊艙環(huán)控引排氣參數(shù)隨飛行工況變化而變化的響應特性，為相關研究人員或工程設計人員積累了寶貴的數(shù)據(jù)。全文的主要結論有：

1）吊艙引排氣壓力隨飛行工況的變化而同步實時變化，引氣口溫度的變化相對滯后；

2）采用非淹沒式漏斗引氣結構，獲得了比較理想的引氣壓力，漏斗結構的尾流負壓效應比經(jīng)驗公式預測值更強。

建議在下一步工作中，進一步研究部署有環(huán)控系統(tǒng)和功能設備的電子吊艙的引排氣參數(shù)。