尹 濤，高 飛，劉 玥，李 紅，王曉暉

（北京強度環(huán)境研究所，北京，100076）

0 引 言

臨近空間高超聲速飛行器是航空航天領域的重點研究方向，其在稀薄空氣的臨近空間飛行過程中經(jīng)歷著極端嚴酷的氣動熱、力學等復合飛行環(huán)境[1,2]。在高空飛行過程中由于氣體高速摩擦作用使飛行器大部分表面溫度在750～1450 ℃之間，局部達到1600 ℃，這給飛行器熱防護系統(tǒng)和結構設計帶來新的技術難題。現(xiàn)有的地面熱強度試驗的試驗環(huán)境通常為富氧環(huán)境，大量氧氣使飛行器表面防熱材料發(fā)生氧化分解從而破壞其力學和隔熱性能，與真實飛行條件不符使試驗達不到考核目的。為了真實模擬臨近空間低氧含量的飛行環(huán)境，迫切需要開展飛行器地面低氧環(huán)境試驗系統(tǒng)的研制和試驗研究。

NASA Dryden研究中心研制了大型氮氣環(huán)境試驗艙室[3]，為X-37等高超聲速飛行器提供熱試驗所需的惰性氣體環(huán)境[4]，其采用液氮汽化成氮氣置換艙室內部空氣的原理將氧氣濃度降低至試驗要求。中國對飛行器高空低氧環(huán)境的模擬均采用試驗艙室抽真空至低氣壓狀態(tài)進而模擬低氧環(huán)境[5,6]，如 KM6航天器空間環(huán)境試驗設備，這種模擬試驗艙為低壓艙，其結構成本較高，當試驗只關注氧濃度的作用而忽略氣壓作用時則不適用。本文結合高超聲速飛行器對低氧環(huán)境試驗條件的要求，基于液氮汽化裝置和進排氣新風裝置，研制了一套大型低氧環(huán)境熱強度試驗艙，可為整彈試件的熱試驗提供低氧環(huán)境，并實現(xiàn)艙內壓力、溫度穩(wěn)定可控。

1 低氧環(huán)境試驗艙系統(tǒng)整體設計

1.1 低氧環(huán)境試驗艙系統(tǒng)構成和原理

低氧環(huán)境試驗艙系統(tǒng)是為低氧環(huán)境熱強度試驗提供低氧密封的試驗空間，為了迅速達到并保持艙內低氧濃度水平，采用液氮汽化裝置產(chǎn)生大流量氮氣不間斷通入至艙體底部，同時采用并聯(lián)分散式排風口的排氣系統(tǒng)將多余的氣體排出至艙外。

系統(tǒng)主要技術指標如表 1所示，采用液氮汽化后可調溫度的置換氮氣使試驗艙內空間氧濃度降低至2%以下并維持1 h以上，同時為艙內熱源提供冷卻功能。試驗件的試驗狀態(tài)如圖 1所示，試驗時除氮氣入口和排氣口開啟外艙體完全密閉[7]，試驗件在艙內依靠加載作動器和石英燈加熱器實現(xiàn)力學和熱環(huán)境條件，艙內設備所需的電、冷卻氣、冷卻水、測控電纜等均通過密封穿艙方法由艙外引入，試驗艙測量控制系統(tǒng)實時控制艙內氧濃度、壓力和溫度。

表1 低氧環(huán)境試驗艙系統(tǒng)指標Tab.1 Characteristic Parameters of Inert Atmosphere Test Chamber

圖1 低氧環(huán)境試驗艙系統(tǒng)示意Fig.1 Principle Diagram of Inert Atmosphere Test Chamber

1.2 系統(tǒng)對壓力和溫度的控制

為了避免有害氣體泄漏至艙外造成人員危險，同時避免艙外空氣進入艙內破壞低氧環(huán)境，密閉試驗艙內部設計為微正壓（略大于大氣壓）狀態(tài)。正壓的建立主要是依靠排氣管道的沿程流阻產(chǎn)生，而沿程流阻大小取決于總進氣量（排氣量）。因此，系統(tǒng)通過閉環(huán)控制置換進氣流量來維持微正壓狀態(tài)。然而在試驗過程中，大功率加熱器不斷向艙內空間釋放大量熱量并使艙內壓力升高，為避免試件外圍的各類設備受高溫影響失效，同時避免艙內正壓過大導致艙體開裂，需要監(jiān)測艙內壓力、溫度并通過實時控制保證壓力、溫度在試驗允許的范圍內。

圖2為系統(tǒng)對壓力和溫度的控制邏輯圖。首先為保證維持2%低氧濃度的最低流量要求，設置排氣閥門初始開度為 30%，試驗表明該開度對應的進氣量為1000 m3/h左右足以維持低氧濃度。壓力閉環(huán)控制的邏輯為實時調節(jié)進氣閥門開度使艙內壓力保持在目標值附近；溫度閉環(huán)控制邏輯為當艙內溫度超過設定門限后，增大排氣閥門開度從而增大新風量，如排氣閥門開度到達100%時艙內溫度仍高于設定門限，則調節(jié)液氮汽化器的出口氮氣溫度，直至艙內溫度降至門限以下；上述壓力閉環(huán)控制和溫度閉環(huán)控制同時進行。

圖2 壓力和溫度控制邏輯Fig.2 Control Logic Diagram of Pressure and Temperature

2 進排氣新風系統(tǒng)設計思路

排氣系統(tǒng)設計如圖3所示。

圖3 排氣系統(tǒng)設計及控制元件示意Fig.3 The Exhaust System Design and Control Components

試驗艙系統(tǒng)能否迅速降低并維持穩(wěn)定的低氧濃度是試驗成功與否的關鍵，系統(tǒng)通過通入大流量氮氣置換艙內原有氣體，使原有氣體通過排氣口排出艙外，構成一套新風系統(tǒng)，排出氣體中所包含的新通入的氮氣含量應盡量小以保證置換過程的效率，這對試驗艙內部進排氣新風系統(tǒng)的設計和艙內的氣流組織設計提出了極高的要求。考慮到艙內氣流流場受試件、加熱器、加載器等試驗設備的影響巨大，其流場邊界十分復雜且不固定，對氣流流場的準確計算和設計難度很大。

因此，進排氣新風系統(tǒng)采用了分散式進氣口和分散式排氣口形式，其中進氣口設在艙壁底部通過分配器分為若干個支路水平向通入艙內；排氣口設置為16個，其中4個排氣口為一組共4組，分布于艙頂部，如圖3所示，氮氣置換過程中通過對每組排氣管道內氧傳感器檢測值的變化控制該組管道上的排氣調節(jié)閥，某個氧傳感器檢測到氧濃度降低較快時則關小所在支路的調節(jié)閥，通過這種動態(tài)控制方式確保了系統(tǒng)在艙內多種形狀復雜設備的影響下仍保證較高的置換效率。

試驗艙容積為960 m3，綜合考慮設備成本并參考建筑內置換新風量的取值[8]，置換設計的最大新風量為5000 m3/h，試驗前置換過程中新風量控制在最大值，待氧濃度下降至試驗要求后置換完畢。試驗開始后動態(tài)控制新風量以保證艙內壓力處于微正壓水平（約100 Pa），同時新風溫度在 10 ℃～室溫范圍內動態(tài)調節(jié)，以保證艙內溫度不超過50 ℃。

3 快速降氧能力驗證

3.1 降氧時間計算

試驗艙系統(tǒng)的置換降氧工作過程為一邊將液氮汽化后產(chǎn)生的純氮充至艙內與高氧體積分數(shù)氣體混合，一邊將艙內的混合氣體排出艙外，依靠不斷地稀釋作用將氧體積分數(shù)降低到預定值。密閉空間降氧所需時間的計算[9]如下：

式中0n為目標氧體積分數(shù)；Jn為置換氮氣的純度，液氮汽化氮氣濃度取99.9%；q為置換供氣量，為方便與試驗對比，取 2000 m3/h；V為密閉空間容積，取960 m3；t為降氧時間，計算得達到2%氧濃度所需時間為58 min。

3.2 降氧能力驗證

為了驗證試驗艙系統(tǒng)性能，采用鋼制圓筒作為試驗件，尺寸為Φ800 mm×5000 mm。進行試驗艙內的低氧環(huán)境加熱試驗，采用石英燈加熱，考核試驗艙內氧濃度降低并維持穩(wěn)定的能力。

為驗證試驗艙系統(tǒng)將氧濃度降低并維持在試驗要求水平的能力，采用2000 m3/h新風量對艙內環(huán)境進行氮氣置換，如圖4所示，為氮氣置換過程和試驗中低氧維持的氧濃度控制效果，氧濃度目標值設定為 2%（體積含量），經(jīng)過約50 min，艙內氧濃度均值下降到目標值；且試驗過程中各點氧氣濃度及其均值始終維持在目標值以下；試驗后艙內氧濃度均值上升至15.5%以上，試驗即結束。在氮氣置換過程中降氧速度理想，低氧維持過程中氧氣濃度控制效果良好。

計算得達到2%氧濃度所需時間為58 min，試驗結果為50 min，可見試驗結果略好于計算值，進排氣新風系統(tǒng)的設計滿足快速降氧要求。

圖4 氮氣置換過程和試驗過程中氧濃度控制效果Fig.4 Oxygen Concentration Control Effect in Nitrogen Replacement Process and Test Process

4 壓力及溫度控制能力驗證

為了驗證試驗艙系統(tǒng)在低氧環(huán)境熱強度試驗過程中艙內壓力和溫度的控制能力，同樣采用鋼制圓筒作為試驗件，尺寸為Φ800 mm×5000 mm，進行試驗艙內的低氧環(huán)境加熱驗證試驗。

4.1 壓力控制能力驗證

系統(tǒng)通過實時調整進氣流量（進氣閥門開度）來控制艙內壓力在允許的范圍內。

由于新風量的大小和艙內熱源對艙內壓力控制的穩(wěn)定性都會帶來影響，為全面驗證系統(tǒng)對艙內壓力的控制能力，驗證試驗時，艙內通入的新風量在1000～5000 m3/h范圍內不斷調整，同時艙內熱源功率在0～100 kW范圍內調整，從而模擬不同的新風量工況和艙內熱源工況。

驗證試驗結果如圖5所示，可見驗證試驗開始階段隨著通入艙內氮氣流量的增加，艙內壓力緩慢上升，此時開啟艙內壓力閉環(huán)控制，壓力設定值為正壓100 Pa，在1250～3050 s過程中調整進氣流量和熱源功率，可見壓力穩(wěn)定可控，控制效果基本良好，控制精度±20 Pa以內。該壓力控制精度完全滿足系統(tǒng)要求。

圖5 驗證試驗過程中壓力控制效果Fig.5 Pressure Control Effect in the Process of Validation Test

4.2 制冷量計算及溫度控制能力驗證

根據(jù)上述新風系統(tǒng)的設計參數(shù)，計算新風系統(tǒng)最大制冷量為

式中 Q為最大新風量，取5000 m3/h；ρ為氮氣密度，取 1.25 kg/m3；PC 為氮氣標況下比熱容，取1.04 kJ/（kg·K）；2T和1T分別為氣體溫升前、后的溫度，分別取10 ℃和50 ℃。

計算得最大制冷量W=72.2 kW。該制冷量是為石英燈加熱器背面散熱及輻射漏熱提供冷卻，計算可見最大制冷量小于艙內最大熱源功率，但計算中未考慮艙壁散熱，該制冷量是否滿足冷卻要求需要通過試驗時艙內溫度是否維持在50 ℃以下來驗證。

艙內溫度的控制效果主要受艙內熱源的影響，驗證試驗時需升高艙內熱源功率到最大值來充分驗證艙內溫度的控制能力。

驗證試驗結果如圖6所示，驗證試驗前艙內各溫度點測值接近，艙內溫度均勻性較好，穩(wěn)定在室溫水平；試驗開始后通入艙內氮氣流動性較大，艙內溫度變得不均勻，艙內熱源開啟并逐漸升高至100 kW過程中，艙內溫度閉環(huán)控制開啟，通過增大新風量和降低新風溫度來控制艙內溫度不超過50 ℃，可見艙內溫度逐漸上升，上升幅度最高達7 ℃，但整體溫度水平仍然可以控制在50 ℃以下，滿足≤50 ℃的控制指標要求。

圖6 驗證試驗過程中溫度控制效果Fig.6 Temperature Control Effect in the Process of Validation Test

5 結 論

a）研制一套大型低氧熱環(huán)境試驗艙系統(tǒng)，采用液氮汽化裝置和進排氣新風裝置使試驗艙內達到 2%以下的低氧環(huán)境。

b）進排氣新風系統(tǒng)采用分散式進氣口和分散式動態(tài)可控排氣支路的設計思路確保較高的氮氣置換效率。

c）對試驗艙系統(tǒng)快速降氧能力進行試驗驗證，采用2000 m3/h新風量僅需50 min即降至2%的低氧濃度，并且降氧速度還具有較大的上升空間，表明該試驗艙系統(tǒng)具備了低氧環(huán)境試驗的能力。

d）系統(tǒng)通過實時調整進氣流量來控制艙內壓力，調整新風量和新風溫度來控制艙內溫度，模擬不同的試驗工況對艙內壓力控制和溫度控制能力進行試驗驗證，驗證結果表明艙內壓力和溫度控制效果良好，滿足飛行器高空低氧環(huán)境模擬試驗要求。

該大型低氧環(huán)境試驗艙系統(tǒng)可滿足全尺寸飛行器的高空低氧環(huán)境試驗，可單獨滿足低氧環(huán)境下的加熱試驗、靜力試驗、振動試驗、模態(tài)試驗需求或以上各類試驗的復合試驗需求。其內部最大可滿足20 MW的加熱能力，能夠提供2%以下的低氧濃度并維持1 h以上。