[科普中国]-电弧加热设备

发展背景

防热材料是一种在战略、战术武器和航天飞行器上使用的专用功能材料,用以防护航天器或武器在气动热环境中免遭烧毁破坏,并保持结构必需的气动外形。防热材料受热行为极其复杂,与超常环境相互作用的认识研究也是极为困难的。采用空间飞行试验实际测量材料各种性能参数的方法需要付出的代价是非常昂贵的,尤其是在航天应用上。为了防止因为气动加热损伤甚至毁坏造价昂贵的航天器,必须寻求有效的地面模拟设备,对这种高温、高压热环境进行重复模拟,以方便对航天器的材质选用、结构设计和温度保护系统等进行测试。1

风洞是研究气体和物体相互作用的地面模拟设备,广泛应用于航天、航空、导弹及武器研究中。按照压缩和加热气体的物理过程不同,风洞可以分为常规风洞、电弧风洞、激波风洞、活塞风洞和热冲风洞等等。由于它们性能的不同,用途也不同,其中可以为航天用再入式飞行器气动环境模拟试验提供高温、高压状态的仅有采用电弧加热的电弧等离子体风洞,简称电弧风洞,它利用电弧的高温来加热气体,可以提供航天器用防热材料的筛选试验、烧蚀试验和烧蚀外形变化试验等,模拟航天器再入过程中经历的高焓飞行环境,从而大大减少航天器的制造试验周期,提高其安全可靠性,降低成本。1

发展历程20世纪50年代,为了发展弹道导弹技术,美国和苏联竞相开始研制电弧加热器,由于当时电弧理论和实验经验不足,只从实验目标出发,研制了种类繁多的电弧加热器。最先应用于防热材料烧蚀试验的加热器是短弧低电压型,其中代表性加热器为同轴磁旋式电弧加热器,在其基础上,后来又出现了管式电弧加热器和片式电弧加热器。1

从供电特性上来讲,电弧加热器装置的从发展初期就经历着两种发展模式交流电弧加热器和直流电弧加热器。交流电弧加热器采用了交流供电,每半周有一次熄弧和再燃过程,电流方向变化,所以采用多电极、各相电极交替工作方式,其电源系统直接采用变压器供电即可,由于交流电弧再燃需要,采用串联电抗器实现降压和移相的作用。交流电弧加热器具有电源系统结构简单、投资小等优点,但存在固有缺陷,热效率低,不易实现高热烙。尽管后期还有一些大功率研究,但其缺陷决定它只能在设备投资必须降低的工业应用和提供中焓的电弧风洞中使用。直流电弧加热器采用直流供电,需要变流装置实现交流到直流的变换,提供恒定方向的电压、电流,它可以做到气流与电弧的长时间接触,出口气流焓值较高,适应气动试验发展要求,多应用在小型电弧装置及高性能大功率试验装置中,但缺点是需增加变流装置,投资大,控制复杂。所以直流电弧加热器是国内外航天研究的重点。1

电弧加热器的类型从电弧和气体流动的方向上可以分为垂直流型和平流型。垂直流型的电弧和气流方向垂直,同轴磁旋式电弧加热器即属此类,1960年美国阿尔科公司研制的150kw试验性磁旋式电弧加热器就是其中的代表。为了提高电弧的功率,又出现了多头磁旋电弧加热器,是20世纪60年代到年代进行再入飞行器防热试验的主要设备。垂直流型加热器的弧柱短,无法提高电弧电压,主要通过增大电流提高功率,因此电极的寿命和因电极烧损造成的试验气流污染问题无法克服。另外,气流接触电弧时间较短,得到的烩值较低,因此这种加热器主要提供低压中焓或中压低烩的试验环境,如目前俄罗斯的TT-1和TT-2等。垂直流型电弧加热器无法形成一定规律进行放大和缩小也大大限制了它的发展。1

随着高性能弹道导弹防热试验需要,对加热器的功率和气体压力的要求不断增加,尤其是头部外形变化试验研究,要求电弧加热器提供高压、中低焓运行状态。磁旋式电弧加热器已不能完成此类试验研究,随着长弧理论的发展,平流型电弧加热器开始得到了大力发展,因其电弧和气流方向平行得名。平流型电弧加热器包括管式电弧加热器、片式电弧加热器、段式电弧加热器和片、段混合电弧加热器等。平流型电弧加热器基于长弧理论,运行的电弧电压高,可用较小的电流达到大功率,气流和电弧接触密切,焓值较高,而且这种电弧加热器可以按照一定规律进行放大和缩小设计,这些优点使电弧加热器开始进入平流型发展时期。1

分类管式电弧加热设备管式电弧加热器由德国人Chemische Huels在20世纪30年代首先研制出来。美国林德公司从50年代开始发展气稳型管式电弧加热器,管状电弧加热器由前电极、后电极、弧室旋气室、磁场线圈和喷管等部分组成。它的前、后电极被做成中间空心形状,就像一根空心管子,因而得名。用一个弧室将两个管式电极隔开,通过弧室引入高压旋转气流,把电弧压缩在管子中心,电弧向管子两端拉开形成拉长的、弧根绕管壁旋转的电弧。图1-4为管式电弧加热器结构示意图。此种电弧加热器具有坚固耐用,操作和维修简便的优点,但存在固有的“旁路击穿效应”,弧根跳动频繁,造成电弧波动大,进而导致出口气流参数波动大,污染率高,以及运行参数重复性差等严重缺点,主要用于需要高气压、低焓状态的模拟试验。1

叠片式电弧加热设备由于管式电弧加热器在高气压下不能达到高的焓值,美国和苏联又发展了叠片式电弧加热器。叠片式电弧加热器的弧室与前电极之间有许多空心水冷薄片和片间绝缘片,电弧在固定长度的两电极之间拉开,形成固定长度的电弧。结构如图1-5所示。此类加热器克服了管式电弧加热器的弧根不固定,移动范围大的缺点,很大程度上消除了气流参数脉动问题,但其结构复杂,容易出现片间串弧。1

段式电弧加热设备为了克服管式和叠片式电弧加热器的固有缺点,1971年麦克唐纳一道格拉斯研究室（MDC）首先提出了段式电弧加热器,即将管式电弧加热器的前电极分成几段,每段厚度远大于叠片的片厚,段间彼此绝缘并切向进气。这种加热器是在管式电弧加热器和叠片式电弧加热器基础上加入了分段吹气技术而发展起来的。其中MDC-200（6.5MW）是这种形式电弧加热器的代表。后来美国空军飞行动力试验室（AFFDL）又建成了这种形式的KBC-100（50MW）电弧加热器。这种电弧加热器性能较好,效率高,可以在达到高气压（10MPa）的同时达到中焓（约13MJ/Kg）,克服了管式电弧加热器恰值不高的问题。段式电弧加热器需要采用快速电子开关进行段间短路,以拉长电弧,这对电源系统的控制提出了很高要求,抗负载跳变能力必须很强。1

为满足航天飞机类带翼、有升力飞行器再入大气热环境试验模拟要求,在段式电弧加热器发展的基础上,人们改进了叠片式加热器的叠片结构,发展了片间吹气技术,解决了片间串弧。由于电弧可以被拉得很长,其功率和焓值大大提高,片式加热器成为目前性能最好的一种再入模拟设备。主要代表有美国阿诺德工程发展中心（AEDC）的H1和H3片式加热器,H3设备1995年投入运行,其功率为68MW,压力达12MPa。美国国家航空与宇宙航行局（NASA）艾姆斯（Ames）研究中心的航天器干扰加热设备1999年升级完毕,目前功率达到60MW,最高气流焓值达到45MJ/Kg。1995年由欧洲宇航局（ESA）与意大利科学研究院（IMSR）合作建设,位于意大利航空宇宙研究中心（ICRA）的Scirocco等离子风洞的电弧加热器功率为70MW,气流焓值可以达到40MJ/Kg。

工作原理电弧加热设备的基本工作原理为：将可调节压力和流量的压缩空气注入电弧加热器,由电源系统将空气击穿电离,形成等离子体电弧,把空气加热到高温状态,稳定的电气参数和气流参数保证所需温度的精确性。高温气体经过锥形喷管加速到所需速度,形成高焓、高速气流,在试验段中对模型进行气动加热。从试验段流出的等离子气流经扩散段减速升压后,在冷却器中进行冷却,流入真空系统,最后回收至气罐中下次试验使用。高压气、冷却水和电源等通过中央控制系统统一调控,完成系统配合试验,模拟出航天器再入大气层或超音速飞行时的恶劣环境,为飞行器研究人员提供相关试验数据。1

组成结构电弧加热器试验设备主要由电弧加热器、供电系统、供气系统、供水系统、控制系统、测试系统、数据采集系统、模型送进系统等组成。控制系统的任务是控制对象包括各供水、供气、供电回路的相关设备及厂房排气系统等设备。根据电弧加热设备试验运行的特点，控制系统应满足电弧加热器调试和运行流程需要，并要求响应速度快、可靠性高，并且操作简单、维护方便，能够安全可靠地实现控制对象的实时监控、安全联锁保护、外部通信和事故报警等基本功能。2

设备要求（1）电弧加热器本身结构：电弧加热器是产生试验所需求高焓的主要场所,首先其自身要能够耐受电弧烧蚀；其次,提高电流或电压是大功率化的唯一手段,但电流烧蚀电极,对加热器危害较大,而电压同弧长成正比,如何通过增加弧长从而提高电压,是大功率较好的策略,所以,加热器结构上应该能够保证尽量得到较长的电弧。

（2）电源系统：高压大功率的电弧加热设备需要高压大功率的电源系统提供能量。电源系统必须可以安全提供加热器所需电压、电流,高压大功率的同时实现是对设备本身一种考验,也是电力电子发展的一个重要方向。

稳定的电弧燃烧决定了电弧加热器的试验品质。其首先来源于优秀的加热器主体结构设计,它是电弧稳定的基础其次是系统整体协调配合,因为电弧试验融合了空气动力学、热力学、等离子体学、电力电子学和自动控制理论等多方面的知识,各部分协同配合是电弧稳定的保障最后是配套辅助设施的稳定控制,电弧加热器最重要的两项辅助设备是高压供气系统和电源系统,由于气流调节速度较慢,当前试验设计中一般高压供气系统均离线调节,试验过程中气流阀门不做调节,保持稳定即可,这样,电弧加热器试验品质的重心就集中在电源系统上。电弧作为电源系统的负载,特性非常复杂,电弧在建立、拉伸、旋转和稳定等状况下都有不同于常规阻感负载的特征,其次,电弧的非线性负阻特性也不利于系统控制的稳定,对电源系统的控制提出了很高的要求,稳定的电弧燃烧必需建立在电源系统的稳定控制基础上。1

运行方式电弧加热设备有两种运行方式: 脉冲式和连续式。

一种是脉冲式电弧风洞，一般在试验段后连接有真空箱。此时试验段中的气流马赫数较高，但模型承受的热流密度较低，适于模拟卫星和飞船等再入时的热环境。法国航空空间研究院的 F4 脉冲式电弧风洞，采用 150 MW 的电弧加热器，在密闭罐体内放电，形成高压和高温气流，当试验状态达到试验条件时，气罐和试验喷管之间的隔离装置打开，气流在试验段进行模型试验，脉冲式电弧风洞工作时间小于 0.5 s。3

另一种是连续式电弧加热设备，电弧加热器中的气流直接流过处于大气中的模型。此时气流的马赫数较低，模型承受较高的热流密度，适于模拟高弹道系数再入飞行器弹道式再入时的烧蚀环境。该设备不但可以进行高超声速飞行器机身热防护系统多个部位的试验研究，还可以进行发动机唇口、燃烧室内流道材料及热结构的试验考核、燃料裂解冷却以及发动机燃烧室性能试验研究，尤其在 Ma = 4 ～ 12 范围的试验研究上具有很大的潜力。3