一种基于电磁加热的温度控制风洞装置及试验方法与流程

本发明涉及一种基于电磁加热的总温控制风洞装置，尤其适用于高超声速飞行器的地面气动热模拟实验，相比较于传统的总温控制风洞与热风洞，既具有良好的流场模拟效果，又具有良好的热环境模拟效果，属于航空航天领域的高温热流场模拟装置。

背景技术：

数十年来，世界各国对高超声速飞行器愈加重视，并对高超声速飞行器的发展投入了越来越多的人力物力。近十几年来，我国也在大力发展高超声速飞行器。典型的高超声速飞行器如x-51黑鸟侦察机和x-47b无人驾驶飞行器都是在5马赫数以上的速度飞行，由于高速摩擦等原因产生的气动加热现象非常严重，整个飞行器表面要承受1000℃以上高温，部分结构如机翼前缘承受温度可达5000℃。由于气动加热产生的高温，会导致飞行器结构承载能力的下降和材料强度极限的降低，使飞行器产生热变形，破坏飞行器的气动外形和机体结构，影响飞行器的安全和使用寿命，为了保证高超声速飞行器的安全，确认飞行器材料和结构是否能够经受起高超声速飞行时的气动热冲击和高温热应力破坏，必须对高超声速飞行器整体进行气动热模拟和热-力耦合实验。同时，飞行器在高超声速飞行时的气动特性也可以在气动热实验中获得。

如今比较成熟的飞行器气动实验设备有两类，即总温控制风洞和热风洞。热风洞又称为高焓高超声速风洞，其试验段马赫数可达10到12，主要用于研究导弹、人造卫星或其他高超声速飞行器在高超声速飞行时的气动特性与结构、材料特性。热风洞会在试验段产生高温高超声速气流，模拟出高超声速飞行器飞行时的环境。然而，热风洞存在以下几个缺点：

1、热风洞的气体是由风洞上游的加热器加热的，所以整个风洞结构内壁都会承受高温高马赫数气流的冲击，而且整个风洞内的流场特性差。

2、风洞本身需要很大压力比，并且压力比随着马赫数的增大而急剧提升。所以热风洞上游必须设有高压气瓶，下游必须设有真空箱，以满足增压需求。

3、热风洞最显著的特点就是它的工作时间是1/1000s的量级。

相比较于热风洞，总温控制风洞能达到非常好的流场特性，也能实现小时级的工作时间，但是却不能使气流达到高超声速飞行时的温度。因此，开发一款既能模拟高超声速飞行时的气流环境，又能使流场模拟效果达到最优，同时可以长时间工作的风洞势在必行。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：提供了一种基于电磁加热的总温控制风洞装置，其具有良好的热流场模拟效果，可满足马赫数8以上的高超声速飞行器的实验要求。

本发明的技术解决方案是：一种基于电磁加热的温度控制风洞装置，包括加热装置、水冷设备、温控箱；所述的加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层外罩板，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，二者通过两端支撑板固定；上述外罩板的两端亦通过所述的两端支撑板固定；居于内层的外罩板外端面缠绕电磁线圈，电磁线圈的自由端均通过温控线路和温控线路接口与温控箱相连；水冷管道固定在安装支撑板上，并通过水冷输送管道与水冷设备相连。

试验过程中，温度传感器采集的温度信息发送至温控箱，温控箱根据接收的温度信息控制电磁线圈工作，使试验温度达到预设的温度。

优选的，所述的温度传感器数量至少4个，构成传感器阵列，且周向均匀固定于石英玻璃框尾段内。

优选的，所述的加热装置通过安装框架直接连接在喷管段和扩张段之间，作为风洞试验过程中的试验段。

优选的，通过多组真空室相连提供真空环境，通过多组高压气罐相连提供高压气体，以提高工作时间。

优选的，所述的加热装置安装在试验段内，且通过过渡段实现安装框架与喷管段和扩张段之间的连接。

优选的，所述的水冷管道固定在安装支撑板外部且在满足安装干涉的前提下尽可能靠近安装支撑板内部的电磁线圈。

优选的，所述水冷管道的入水口为单管道，延伸至加热装置下方分成两路，两路分别在两端安装支撑板上缠绕成圆形，之后在加热装置下方汇聚成一路单管道，作为水冷管道的出水口。

优选的，所述的电磁线圈与最外层外罩板之间的间距大于5cm。

优选的，所述的电磁线圈为多组线圈并绕在外罩板上，每组线圈之间的距离大于5cm。

优选的，所述的石英玻璃框的截面形状与风洞试验中喷管内截面形状匹配。

优选的，所述的温控箱通过如下方式控制试验温度达到预设的温度：

第一步：按照pid控制算法计算比例控制率up、积分控制率及微分控制率ud，并在积分控制率的计算过程中引用衰减系数α，以此削弱温控历史误差对当前控制稳定性的干扰；

第二步：在第一步的基础上，引入微分前馈补偿项kpdgradi与目标曲线旋转补偿项ktr(gradi-gradi-1)，确定控制率：

其中：

gradi：为ti时刻目标温度曲线的导数；kp，kd，ki，kpd，ktr为pid控制参数；

第三步，试验进行过程中，实时获取当前测得温度t与当前目标温度t0，据此计算当前时刻ti的控制误差e(ti)，结合上述确定的控制率确定当前时刻ti的控制率，并将确定的控制率以典雅信号形式输入至温控箱，进而控制输入给电磁线圈的电源功率。

优选的，所述的衰减系数α取值范围0.95-0.99，优选0.99。

一种利用所述装置进行试验的方法，步骤如下：

步骤一，对风洞设备进行安全性检验；所述的风洞设备包括所述的装置、以及满足如下连接关系的设备：高压气罐出口与压缩段相连；压缩段出口与稳定段相连；稳定段出口与喷管段相连；喷管段出口与扩张段之间安装加热装置，扩张段出口与真空室相连；真空室为气流终端；并在石英玻璃框尾段内固定空速管；

步骤二、控制高压气罐与真空室打开气流通路，检查风洞设备各段气密性是否完好，若检查无误，则关闭气流通路，待气流停止，将试验件固定到石英玻璃框内；

步骤三、启动水冷设备，使水冷管道被充满冷却水；

步骤四、控制温控箱，启动电磁加热，根据温度传感器传回的数据进行功率调节，待温度达到要求并稳定后保持该功率不变；

步骤五、控制高压气罐与真空室打开不超过50％的气流通路，然后根据空速管传回的流速数据进行气流通路大小调节，待流速数据达到要求并稳定后，进行试验；

步骤六、试验结束后，先关闭气流通路，待设备降至常温，停止冷却水通入，实验结束、排出管路内多余的冷却水，结束试验过程。

本发明与现有技术相比有益效果为：

本发明装置通过非接触电磁加热方式，在不影响风洞试验流场效果的同时，实现风洞试验模型高温升的加热需求；并且采用电磁加热结合本申请提出的独特安装方式，能够实现模型温度的均匀加热，且能够满足模型高加热温度的前提下不损坏试验模型。

基于电磁的加热方式实现了风洞试验模型加热低成本的需求，可以有效降低试验费用。

本装置通过多组高压气罐相连提供高压气体，多组真空室相连提供真空环境，并选用相对较小的试验段，确保提供足够长时间工作的气流环境，达到提高工作时间的目的。

本装置在总温控制风洞的基础上，只对试验段进行加热，在不影响原有的流场效果的同时产生热效应，达到模拟高超声速飞行时的热流场要求。

本发明由于保证了试验段只有试验模型为导体，所以电磁加热只将实验模型加热，加热效率高，降低了对试验段其他部件将温度需求，简化了结构。

本发明在温度控制方面对传统的pid算法进行了改进，增加用于提高动态过程控制效果的微分前馈补偿、用于减小温度过冲、提高控制系统稳定性的积分限幅与衰减机制，可以实现自动化程度高、控制精度高、稳定性好的大范围动/静态温度控制，有效减小温度过冲。

附图说明

图1为本发明的整体视图。

图2为喷管段的内部截面图。

图3为本发明的加热装置的整体视图。

图4为本发明的加热装置的主视图。

图5为本发明的加热装置的仰视图。

图6为本发明的加热装置的内部结构整体视图。

图7为本发明的加热装置不包含外罩板的内部结构整体视图；

图8为本发明温度控制过程示意图。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明作详细说明。

一种基于电磁加热的温度控制风洞装置，包括加热装置、水冷设备、温控箱；所述的加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层外罩板，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，二者通过两端支撑板固定；上述外罩板的两端亦通过所述的两端支撑板固定；居于内层的外罩板外端面缠绕电磁线圈，电磁线圈的自由端均通过温控线路和温控线路接口与温控箱相连；水冷管道固定在安装支撑板上，并通过水冷输送管道与水冷设备相连。

试验过程中，温度传感器采集的温度信息发送至温控箱，温控箱将接收的温度信息与预设的温度进行比较，通过pid方式控制电磁线圈、水冷设备工作，使试验温度达到预设的温度。

本发明装置的应用环境主要存在如下两种：一是加热装置通过安装框架直接连接在喷管段和扩张段之间，直接作为风洞试验过程中的试验段。二是加热装置安装在试验段内，且通过过渡段实现安装框架与喷管段和扩张段之间的连接。下面针对第一种情况进行详细说明。

图1中高压气罐1、压缩段2、稳定段3、喷管段4、试验段5(即本发明加热装置)、扩张段6、真空室7、温控箱8、控制系统终端9、水冷设备10、温控线路11、水冷输送管道12、高压气罐支架13、管道支架14和真空室支架15，高压气罐1出口与压缩段2相连，并由高压气罐支架15支撑；压缩段2出口与稳定段3相连；稳定段3出口与喷管段4相连，并由管道支架16支撑；喷管段4出口与试验段5相连；试验段5出口与扩张段6相连，并通过温控线路接口5-3和温控线路12、水冷管道5-3和水冷输送管道13分别与温控箱8和水冷设备10相连；扩张段6出口与真空室7相连；真空室7为气流终端，并由真空室支架17支撑，控制系统终端9与温控箱8、水冷设备10、高压气罐1和真空室7相连。试验时，该风洞装置的气流从高压气罐1中喷出，在收缩段2中收缩加速，在稳定段3中稳定为均匀气流，再经过喷管段4中的拉瓦尔喷管转变为高超声速气流，然后进入试验段5，最后经过扩张段6中减速，进入真空室7，图2为本例当中喷管段的内部截面图。

如图3-7所示，试验段包含试验段框架5-0、试验段支撑板5-1、外罩板5-2、水冷管道5-3、温控线路接口5-4、电磁线圈5-5、石英玻璃框5-6以及温度传感器与风速管集成模块5-7。试验段结构为：试验段支撑板5-1将试验段框架5-0和石英玻璃框5-7固定，外罩板5-2内壳与电磁线圈5-5紧密贴合，外罩板5-2通过试验段支撑板5-1固定。4个温度传感器与风速管集成模块5-7构成传感器阵列，并固定于石英玻璃框5-6尾段内。水冷管道5-3固定在试验段支撑板5-1上，并通过水冷输送管道12与水冷设备10相连。

试验段的加热由电磁线圈5-5完成，电磁线圈与最外层外罩板之间的间距大于5cm。电磁线圈为多组线圈并绕在外罩板上，每组线圈之间的距离大于5cm。具体过程如下：温控箱8通过温控线路11和温控线路接口5-4为电磁线圈5-5供电，电磁线圈5-5内部产生交变电磁场，石英玻璃框5-7内的试验件为导体，导体在交变电磁场中产生感应电流并被加热，然后温控箱8根据温度传感器与风速管集成模块5-11探测到的试验件表面的温度数据进行功率调节，使得试验件内部感应电流保持在一定范围内，进而使得试验件表面温度保持在预期值，具体控制可以采用传统的pid控制方法，也可以采用本发明创新的如下步骤进行温控，如图8所示：

第一步：以基本pid控制算法为基础，分别计算比例控制率、积分控制率及微分控制率。积分控制率计算过程中引入衰减系数α，以此削弱温控历史误差对当前控制稳定性的干扰。根据本加热装置特点，α设置为0.99。

第二步：在此基础上，额外引入微分前馈补偿项与目标曲线旋转补偿项，以减少动态过冲，提升系统稳定性。上述算法的控制率计算表达式如下：

其中：

为经典pid控制使用的表达式。

gradi：为第i时刻目标温度曲线的导数(变化率)。

kp，kd，ki，kpd，ktr为pid控制参数，与本加热系统属性相关，通过参数整定方法获得。

u(ti)为ti时刻的控制率输出。

第三步，试验进行过程中，实时获取当前测得温度t与当前目标温度t0，据此计算当前时刻ti的控制误差e(ti)，结合上述确定的控制率计算输出控制率u(ti)，并以电压信号形式输入给温控箱内部的电源控制器，通过电源控制器放大输入给电磁线圈。

试验段支撑板5-1通过水冷循环进行冷却。水冷过程如下：水冷设备10将低温冷却水通过上端水冷输送管道12和输入水冷管道5-3，对试验段支撑板5-1进行降温，之后冷却水通过下端水冷输送管道12返回水冷设备10。

试验段5内的电磁线圈采用高温玻璃纤维编织绝缘线包裹。

用于风洞试验的试验件必须为导体材料。试验过程如下：

步骤一、目视检查风洞装置气流与冷却管路是否完整、无损、无堵，检查试验装置各段连接是否完整，检查电气线路是否短路、裸露。当所有项目符合要求时，完成设备安全性检验。

步骤二、通过控制终端控制高压气罐与真空室打开5％的气流通路，检查试验装置各段气密性是否完好，若检查无误，则关闭气流通路，待气流停止，将试验件固定到试验段石英玻璃框内。

步骤三、启动水冷设备，首先以低压、低流速向水冷循环管道道通入冷却水，待循环管道被充满时，通入高压、高流速的冷却水。

步骤四、通过控制终端控制温控箱，启动电磁加热，根据温度传感器传回的数据进行功率调节，待温度达到要求并稳定后保持该功率不变。

步骤五、通过控制终端控制高压气罐与真空室打开50％的气流通路，然后根据风速管传回的流速数据进行气流通路大小调节，待流速数据达到要求并稳定后，进行试验。

步骤六、试验结束后，先关闭气流通路，待设备降至常温，停止冷却水通入。实验结束、排出管路内多余的冷却水，结束试验过程。

图1所述的装置其具有良好的热流场模拟效果，可满足马赫数8以上的高超声速飞行器的实验要求，并且工作时间可达小时级。

以上内容是结合具体的实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施方式仅限于此，对于本发明所述技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干改进和替换，都应当视为属于由本发明提交的权利要求书所确定的专利保护范围。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。