电子吊舱温度环境测试分析

包胜，胡博，褚鑫，王超，尹本浩

（中国电子科技集团公司第二十九研究所，成都 610036）

电子吊舱具有独立性强、可扩展性好的优点，是进一步提升战斗机作战能力的主要方式之一。目前，各种类型电子吊舱（如电子侦察吊舱、激光吊舱、红外吊舱和雷达吊舱等）已广泛应用于载机平台[1]。当载机在大气中飞行时，气动加热效应使吊舱表面的附面层温度升高，飞行速度越高，气动加热越明显。吊舱表面温度急剧升高，给舱内电子设备的散热带来风险。近20年来，众多研究团队开展了一系列专用于电子吊舱的环境控制系统相关研究[2-9]，提出冲压空气直接冷却供液系统、蒸发循环制冷系统、逆升压空气循环制冷供液系统及改进或组合型的混合制冷系统，解决了大量工程实际应用难题。

随着吊舱内电子设备的集成度越来越高，其热耗也显著提升，电子吊舱热环境设计与分析显得越来越重要。如某吊舱红外测量窗口的温度直接影响目标成像特性，需要实时测量检测窗的温度变化，利用该测量数据以及温度与成像特性的相关性来消除热噪声的干扰，以便更准确地得到目标特性[10]。

为降低航空电子平台环境控制系统的设计、试验、使用的风险，多种仿真工具在环境控制系统仿真上的应用越来越多[11]，主要有 Dymola、SIMUL8、BuildSim、SimCreator等，其中 MATLAB/Simulink和 EASY5在航空平台环境控制系统仿真上应用较多。国外从20世纪60—70年代开始，已经陆续开展了航空电子平台的动态热管理模型的建模工作[12]。国内从20世纪90年代至今，这方面的研究呈加速趋势[13-22]。

综上所述，受限于试验条件及高昂的试验成本，鲜有详细报道航空电子平台舱内温度环境相关实测结果。文中以实际测试结果为研究对象，分析了不同飞行条件下电子吊舱舱内的温度环境特性，尤其对舱内温度环境的动态响应展开了详细的分析，供相关研究人员在开展相关系统设计、仿真时参考。

1 测试系统介绍

1.1 测试原理

电子吊舱舱内温度环境实测原理如图1所示。电源分机负责为数据采集与记录设备供电，数据采集与记录设备负责采集并记录各传感器的测量结果，所有数据均实时存储。载机起飞前，系统需在地面进行GPS授时，保证吊舱内所有测试环境参数具有同一GPS时钟。如多个电子吊舱同时测量，需分别对各个测量和记录设备进行 GPS授时，保证不同吊舱所测环境参数具有统一的GPS时间信号。

图1 电子吊舱舱内温度环境实测原理Fig.1 Schematic diagram of measurement of ambient temperature inside electronic pod

为确保测量得到的环境数据可用，还应同步获取载机的飞行状态参数。需获取的参数主要包括：含GPS时钟的气压高度、马赫数（Ma）、指示空速、真攻角、大气总温、大气压力等。使测量得到的吊舱环境数据与飞行状态数据同步，即飞参记录仪和环境数据测量与记录设备采用同一GPS时钟进行时间记录，从而实现飞参数据和吊舱环境测量数据的时标统一。

1.2 测点分布

为全面评估吊舱舱内温度环境条件，吊舱内温度环境测量的测点分布如图2所示。共有5个温度测量点，依次位于前端天线罩内壁、前端天线罩空气、舱段内壁、后端天线罩空气、后端天线罩内壁。吊舱舱体为薄壁框架结构，壁厚3 mm。除天线罩采用无碱布材料外，主体材质均为铝材。

图2 电子吊舱舱内温度环境测量的测点分布Fig.2 Distribution of ambient temperature measurement points inside electronic pod

2 测试结果及分析

为便于数据分析，尽量选取稳定的飞行工况进行分析。同时为对比气候对吊舱内部温度环境的影响，分别选取不同季节的测试结果开展分析研究。

2.1 冬季工况

某年冬季某日，地面温度为 4 ℃，地面压力为99.1 kPa（绝对压力），飞行参数如图3所示。载机在同一飞行高度（约 3000 m）持续飞行，期间经历一次加速、一次减速。为便于进行数据分析，依次将稳定飞行工况段定义为工况 1、工况 2、工况 3，各工况稳定持续时间依次约为610、540、1430 s，每个工况之间为过渡段。

图3 某冬季工况飞行参数Fig.3 Parameters of flight condition in winter: a) height; b)mach number

该冬季工况飞行架次中，吊舱内部环境温度实测结果如图4所示。由图4可知，随飞行工况变化，大气总温同步实时变化，受热惯性影响，吊舱内部温度变化相对滞后。在工况1、工况2中，飞行工况稳定时间较短时，吊舱内部环境温度不能达到平衡状态，但温度变化梯度随稳定时间增长而变小。在工况 3中，飞行工况稳定时间超过1200 s时，吊舱内部环境温度趋于稳定，各检测点温度稳定值均与大气总温相近，差别小于3 ℃。对比分析吊舱内部不同位置的温度响应特性，随飞行工况变化，温度变化由快到慢的位置依次为舱段内壁、前端天线罩内壁/后端天线罩内壁、后端天线罩空气/前端天线罩空气。其主要原因在于舱体壁面为铝材，天线罩为非金属材料，铝材导热率远高于天线罩材料，而空气导热率最低。

图4 某冬季工况吊舱内部温度环境测试结果Fig.4 Temperature measurement results inside electronic pod in winter

2.2 夏季工况

某年夏季某日，地面温度为 31.5 ℃，地面压力为96.4 kPa（绝对压力），飞行参数如图5所示。载机在同一飞行高度（约 5000 m）持续飞行，期间经历2次减速。为便于进行数据分析，依次将稳定飞行工况段定义为工况 4、工况 5、工况 6，各工况稳定持续时间依次约为 500、450、480 s，每个工况之间为过渡段。

图5 某夏季工况飞行参数Fig.5 Parameters of flight condition in summer: a) height; b)mach number

该夏季工况飞行架次中，吊舱内部环境温度实测结果如图6所示。由图6可知，随飞行工况变化，大气总温同步实时变化，受热惯性影响，吊舱内部温度变化相对滞后。在工况4、工况5、工况6中，飞行工况稳定时间较短（≤500 s），吊舱内部环境温度不能达到平衡状态，但温度变化梯度随稳定时间增长而变小。对比分析吊舱内部不同位置的温度响应特性，随飞行工况变化，温度变化由快到慢的位置依次为舱段内壁、前端天线罩内壁/后端天线罩内壁、后端天线罩空气/前端天线罩空气。

图6 某夏季工况吊舱内部温度环境测试结果Fig.6 Temperature measurement results inside electronic pod in summer

2.3 数据统计分析

不同季节工况的测试结果汇总见表1，每个工况飞行时间均不少于20 min，吊舱内部仅参数采集设备处于加电状态。其中，地面气温取值为载机起飞前的地面大气温度，当地大气总温为载机平台测试结果。因飞行速度在一定范围内变化，某些工况的当地大气总温也在一定范围。当地大气静温是根据当地大气总温实测结果换算得出，舱内环境温度指电子吊舱内部环境温度，表中数据取值为舱内空气温度测试结果，具体为测点2、测点4的测试结果。分析表1可知，在不同飞行工况下，稳定飞行时，舱内温度高于当地大气静温，这一结论在不同飞行高度、不同季节均成立。以高空飞行工况为例，当地大气静温为-50~-60 ℃，但由于舱体蒙皮受气动加热影响，舱内环境温度仍然维持在-40 ℃以上。

表1 不同季节工况的测试结果汇总Tab.1 Summary of test results in different seasons

3 结论

1）随飞行工况变化，吊舱内部温度环境的变化相对滞后，其响应速度与材料导热能力正相关。当飞行工况稳定时，某电子吊舱内部温度环境的稳定时间约为1200 s，稳定值与当地大气总温的差别小于3 ℃。

2）在不同飞行工况下稳定飞行时，舱内温度高于当地大气静温。以高空飞行工况为例，当地大气静温为-50~-60 ℃，但由于舱体蒙皮受气动加热影响，舱内环境温度仍然维持在-40 ℃以上。