包勝，胡博，褚鑫，王超，尹本浩

（中國電子科技集團公司第二十九研究所，成都 610036）

電子吊艙具有獨立性強、可擴展性好的優(yōu)點，是進一步提升戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)能力的主要方式之一。目前，各種類型電子吊艙（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]。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。近20年來，眾多研究團隊開展了一系列專用于電子吊艙的環(huán)境控制系統(tǒng)相關研究[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)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。

隨著吊艙內電子設備的集成度越來越高，其熱耗也顯著提升，電子吊艙熱環(huán)境設計與分析顯得越來越重要。如某吊艙紅外測量窗口的溫度直接影響目標成像特性，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，以便更準確地得到目標特性[10]。

為降低航空電子平臺環(huán)境控制系統(tǒng)的設計、試驗、使用的風險，多種仿真工具在環(huán)境控制系統(tǒng)仿真上的應用越來越多[11]，主要有 Dymola、SIMUL8、BuildSim、SimCreator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—70年代開始，已經陸續(xù)開展了航空電子平臺的動態(tài)熱管理模型的建模工作[12]。國內從20世紀90年代至今，這方面的研究呈加速趨勢[13-22]。

綜上所述，受限于試驗條件及高昂的試驗成本，鮮有詳細報道航空電子平臺艙內溫度環(huán)境相關實測結果。文中以實際測試結果為研究對象，分析了不同飛行條件下電子吊艙艙內的溫度環(huán)境特性，尤其對艙內溫度環(huán)境的動態(tài)響應展開了詳細的分析，供相關研究人員在開展相關系統(tǒng)設計、仿真時參考。

1 測試系統(tǒng)介紹

1.1 測試原理

電子吊艙艙內溫度環(huán)境實測原理如圖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(tǒng)需在地面進行GPS授時，保證吊艙內所有測試環(huán)境參數具有同一GPS時鐘。如多個電子吊艙同時測量，需分別對各個測量和記錄設備進行 GPS授時，保證不同吊艙所測環(huán)境參數具有統(tǒng)一的GPS時間信號。

圖1 電子吊艙艙內溫度環(huán)境實測原理Fig.1 Schematic diagram of measurement of ambient temperature inside electronic pod

為確保測量得到的環(huán)境數據可用，還應同步獲取載機的飛行狀態(tài)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、大氣總溫、大氣壓力等。使測量得到的吊艙環(huán)境數據與飛行狀態(tài)數據同步，即飛參記錄儀和環(huán)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(huán)境測量數據的時標統(tǒng)一。

1.2 測點分布

為全面評估吊艙艙內溫度環(huán)境條件，吊艙內溫度環(huán)境測量的測點分布如圖2所示。共有5個溫度測量點，依次位于前端天線罩內壁、前端天線罩空氣、艙段內壁、后端天線罩空氣、后端天線罩內壁。吊艙艙體為薄壁框架結構，壁厚3 mm。除天線罩采用無堿布材料外，主體材質均為鋁材。

圖2 電子吊艙艙內溫度環(huán)境測量的測點分布Fig.2 Distribution of ambient temperature measurement points inside electronic pod

2 測試結果及分析

為便于數據分析，盡量選取穩(wěn)定的飛行工況進行分析。同時為對比氣候對吊艙內部溫度環(huán)境的影響，分別選取不同季節(jié)的測試結果開展分析研究。

2.1 冬季工況

某年冬季某日，地面溫度為 4 ℃，地面壓力為99.1 kPa（絕對壓力），飛行參數如圖3所示。載機在同一飛行高度（約 3000 m）持續(xù)飛行，期間經歷一次加速、一次減速。為便于進行數據分析，依次將穩(wěn)定飛行工況段定義為工況 1、工況 2、工況 3，各工況穩(wěn)定持續(xù)時間依次約為610、540、1430 s，每個工況之間為過渡段。

圖3 某冬季工況飛行參數Fig.3 Parameters of flight condition in winter: a) height; b)mach number

該冬季工況飛行架次中，吊艙內部環(huán)境溫度實測結果如圖4所示。由圖4可知，隨飛行工況變化，大氣總溫同步實時變化，受熱慣性影響，吊艙內部溫度變化相對滯后。在工況1、工況2中，飛行工況穩(wěn)定時間較短時，吊艙內部環(huán)境溫度不能達到平衡狀態(tài)，但溫度變化梯度隨穩(wěn)定時間增長而變小。在工況 3中，飛行工況穩(wěn)定時間超過1200 s時，吊艙內部環(huán)境溫度趨于穩(wěn)定，各檢測點溫度穩(wěn)定值均與大氣總溫相近，差別小于3 ℃。對比分析吊艙內部不同位置的溫度響應特性，隨飛行工況變化，溫度變化由快到慢的位置依次為艙段內壁、前端天線罩內壁/后端天線罩內壁、后端天線罩空氣/前端天線罩空氣。其主要原因在于艙體壁面為鋁材，天線罩為非金屬材料，鋁材導熱率遠高于天線罩材料，而空氣導熱率最低。

圖4 某冬季工況吊艙內部溫度環(huán)境測試結果Fig.4 Temperature measurement results inside electronic pod in winter

2.2 夏季工況

某年夏季某日，地面溫度為 31.5 ℃，地面壓力為96.4 kPa（絕對壓力），飛行參數如圖5所示。載機在同一飛行高度（約 5000 m）持續(xù)飛行，期間經歷2次減速。為便于進行數據分析，依次將穩(wěn)定飛行工況段定義為工況 4、工況 5、工況 6，各工況穩(wěn)定持續(xù)時間依次約為 500、450、480 s，每個工況之間為過渡段。

圖5 某夏季工況飛行參數Fig.5 Parameters of flight condition in summer: a) height; b)mach number

該夏季工況飛行架次中，吊艙內部環(huán)境溫度實測結果如圖6所示。由圖6可知，隨飛行工況變化，大氣總溫同步實時變化，受熱慣性影響，吊艙內部溫度變化相對滯后。在工況4、工況5、工況6中，飛行工況穩(wěn)定時間較短（≤500 s），吊艙內部環(huán)境溫度不能達到平衡狀態(tài)，但溫度變化梯度隨穩(wěn)定時間增長而變小。對比分析吊艙內部不同位置的溫度響應特性，隨飛行工況變化，溫度變化由快到慢的位置依次為艙段內壁、前端天線罩內壁/后端天線罩內壁、后端天線罩空氣/前端天線罩空氣。

圖6 某夏季工況吊艙內部溫度環(huán)境測試結果Fig.6 Temperature measurement results inside electronic pod in summer

2.3 數據統(tǒng)計分析

不同季節(jié)工況的測試結果匯總見表1，每個工況飛行時間均不少于20 min，吊艙內部僅參數采集設備處于加電狀態(tài)。其中，地面氣溫取值為載機起飛前的地面大氣溫度，當地大氣總溫為載機平臺測試結果。因飛行速度在一定范圍內變化，某些工況的當地大氣總溫也在一定范圍。當地大氣靜溫是根據當地大氣總溫實測結果換算得出，艙內環(huán)境溫度指電子吊艙內部環(huán)境溫度，表中數據取值為艙內空氣溫度測試結果，具體為測點2、測點4的測試結果。分析表1可知，在不同飛行工況下，穩(wěn)定飛行時，艙內溫度高于當地大氣靜溫，這一結論在不同飛行高度、不同季節(jié)均成立。以高空飛行工況為例，當地大氣靜溫為-50~-60 ℃，但由于艙體蒙皮受氣動加熱影響，艙內環(huán)境溫度仍然維持在-40 ℃以上。

表1 不同季節(jié)工況的測試結果匯總Tab.1 Summary of test results in different seasons

3 結論

1）隨飛行工況變化，吊艙內部溫度環(huán)境的變化相對滯后，其響應速度與材料導熱能力正相關。當飛行工況穩(wěn)定時，某電子吊艙內部溫度環(huán)境的穩(wěn)定時間約為1200 s，穩(wěn)定值與當地大氣總溫的差別小于3 ℃。

2）在不同飛行工況下穩(wěn)定飛行時，艙內溫度高于當地大氣靜溫。以高空飛行工況為例，當地大氣靜溫為-50~-60 ℃，但由于艙體蒙皮受氣動加熱影響，艙內環(huán)境溫度仍然維持在-40 ℃以上。