電子吊艙引排氣參數測試分析*

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]，是進一步提升戰斗機作戰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，給艙內電子設備的散熱帶來風險，因此電子吊艙需要獨立的環境控制系統為艙內電子設備散熱。

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境控制系統的研究[2–9]，提出沖壓空氣直接冷卻供液系統、蒸發循環制冷系統、逆升壓空氣循環制冷供液系統以及改進或組合型的混合制冷系統，解決了大量工程實際應用難題。沖壓空氣直接冷卻系統主要用于運輸機、直升機等低速載機平臺，蒸發循環制冷系統主要用于載機供電資源較豐富的平臺，逆升壓空氣循環制冷系統則廣泛應用于固定翼飛機平臺。

隨著吊艙內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，利用該測量數據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境控制系統的設計、試驗及使用風險，環境控制系統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在航空平臺環境控制系統仿真上應用較多。國外從20世紀60年代開始，已經陸續開展了航空電子平臺的熱管理模型建模工作[12]。國內從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境控制系統引排氣參數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，為艙內電子設備熱設計和吊艙環境控制系統設計提供支撐。

1.2 測試原理

電子吊艙引排氣參數實測原理如圖1所示。電源分機負責為數據采集與記錄設備供電，數據采集與記錄設備負責采集并記錄各傳感器的測量結果，所有數據均實時存儲。載機起飛前，系統需在地面進行全球定位系統（Global Positioning System, GPS）授時，以保證吊艙內所有測試環境參數具有同一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境參數具有統一的GPS時間信號。

圖1 電子吊艙引排氣參數實測原理圖

為確保測得的環境數據可用，應同步獲取載機的飛行狀態參數，需獲取的參數主要包括含GPS時鐘的氣壓高度、馬赫數（Ma）、指示空速、真攻角、發動機轉速、大氣總溫、大氣壓力等。還應使測得的吊艙環境數據與飛行狀態數據同步，即飛參記錄儀和環境數據測量與記錄設備采用同一GPS時鐘進行時間記錄，從而實現飛參數據和吊艙環境測量數據的時標統一。

傳感器選型參數如下：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

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

圖2 電子吊艙引排氣參數測量的測點分布

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境，并能屏蔽周邊電磁環境的干擾，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

為便于數據分析，本文盡量選取穩定的飛行工況。同時為對比氣候對吊艙引排氣參數的影響，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），其飛行參數如圖3所示。載機在同一飛行高度（約3 000 m）持續飛行，期間經歷1次加速和1次減速。為便于數據分析，依次將穩定飛行工況段定義為工況1、工況2和工況3，各工況穩定持續時間依次約為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

某夏季日的地面溫度為31.5°C，地面壓力為96.4 kPa（絕壓），其飛行參數如圖4所示。載機在同一飛行高度（約5 000 m）持續飛行，期間經歷2次減速。為便于數據分析，依次將穩定飛行工況段定義為工況4、工況5和工況6，各工況穩定持續時間依次約為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

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，吊艙引排氣參數實測結果如圖5、圖6及表1所示。

表1 吊艙引排氣參數實測結果

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，排氣壓力就越小；

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 數據分析

電子吊艙的引排氣壓力是艙內環境控制系統最重要的邊界參數。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，氣流掠過引氣口后，在排氣口四周形成較大的渦流區，在渦流核心區域，壓力明顯低于遠端氣壓，即在排氣口端產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據，發現按照經驗公式[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。經驗公式為：

式中，Ps為當地環境壓力。

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驗計算結果對比圖

從不同季節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，平流層以下的當地大氣溫度與地面溫度呈正相關，吊艙的引氣溫度與當地大氣溫度也呈現正相關特征，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控系統，因此測試結果與實際工況存在一定誤差。

與現有文獻不同的是，本文首次詳細報道了電子吊艙引排氣參數的動態實測結果，且測試過程覆蓋全年不同季節，分析了電子吊艙環控引排氣參數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據。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控系統和功能設備的電子吊艙的引排氣參數。