(上海理工大學能源與動力工程學院 上海 200093)

隨著我國軍用預(yù)警機和第4代戰(zhàn)斗機等先進戰(zhàn)機的研制與列裝，機載精密電子設(shè)備越來越多，功率大而熱流密度高。機載環(huán)境控制系統(tǒng)必須采用40號或65號軍用航空冷卻液作為載冷劑，來冷卻電子設(shè)備。當機艙內(nèi)溫度過低時，機載設(shè)備啟動前需要地面保障設(shè)備提供溫度較高的冷卻液進行預(yù)熱，以達到啟動溫度要求[1-2]。當飛機在地面進行訓練、檢修時，由于飛機發(fā)動機不啟動，因此機載環(huán)控系統(tǒng)(機載液冷系統(tǒng))停止工作，需要地面保障設(shè)備(飛機地面液冷車)向飛機機載液冷系統(tǒng)輸送相同種類和濃度的冷卻液，輸入冷卻液的溫度、體積流量、壓力和潔凈度等參數(shù)應(yīng)達到機載液冷系統(tǒng)的要求[3-6]。

飛機液冷車是一種新型飛機環(huán)境控制地面保障裝備，主要控制參數(shù)是飛機液冷車向飛機供給冷卻液的溫度、壓力、體積流量和潔凈度。對飛機液冷車供液溫度的精確控制，不僅可保證機載電子設(shè)備保持高效穩(wěn)定工作，還可降低其故障率并延長工作壽命。

1 功能要求

我國地域?qū)拸V，機場氣候環(huán)境差異大，飛機液冷車必須適應(yīng)多變的環(huán)境和保障參數(shù)要求，保證高可靠性，滿足多種飛機尤其是特種飛機環(huán)境控制需求。飛機液冷車高度較低，而飛機較高，最高落差達9 m。由于飛機機載液冷系統(tǒng)管路狹長而曲折，內(nèi)阻很高，因此液冷車供液壓力必須克服上述阻力，將足夠的冷卻液輸送給飛機各冷卻單元。冷卻液中的固體顆粒直徑要小于40 μm[7-9]。液冷車還應(yīng)具有補液和加液/排液等保障功能[10]。液冷車工作環(huán)境適應(yīng)性要求如表1，淋雨、霉菌、鹽霧和沙塵等需滿足《GJB 2643 A—2011飛機空調(diào)車通用規(guī)范》[11]。主要保障技術(shù)指標如表2[12-13]。

補液模式：飛機液冷車車載液冷系統(tǒng)冷卻液不足時，從地面冷卻液容器吸取冷卻液以補充至一定液位，一般為車載冷卻液儲液罐3/4液位。

表1 飛機液冷車環(huán)境適應(yīng)性指標Tab.1 Environmental suitability index of liquid cooling camion of military aircraft

表2 飛機液冷車戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標Tab.2 Tactical and technical index of liquid cooling camion of military aircraft

內(nèi)循環(huán)模式：用戶設(shè)定飛機液冷車冷卻液溫度后，液冷車系統(tǒng)啟動并進行內(nèi)循環(huán)，將車載液冷系統(tǒng)內(nèi)冷卻液處理至設(shè)定溫度。

外循環(huán)供液保障模式，分制冷和制熱，即根據(jù)環(huán)境和飛機保障要求，液冷車自循環(huán)達到設(shè)定溫度后，自動切換為外循環(huán)模式，向飛機輸送冷液或熱液或先供熱液預(yù)熱，待機載電子設(shè)備正常工作后再供冷液進行降溫冷卻。

加液模式：飛機機載液冷系統(tǒng)內(nèi)冷卻液不足時，由飛機液冷車向其補充冷卻液，至一定液位。排液模式則相反，指當飛機機載液冷系統(tǒng)需檢修時，由飛機液冷車將其冷卻液全部排空并存儲。

2 液冷車方案

2.1 總體設(shè)計

由于戰(zhàn)時戰(zhàn)機停機位置不確定，飛機液冷車應(yīng)具有機動保障能力，因此必須集動力自給、冷卻液輸送與冷熱調(diào)節(jié)、自動控制于一體的移動保障裝備。圖1所示為飛機液冷車的結(jié)構(gòu)，主要有5部分：1)電源動力系統(tǒng)；2)制冷加熱系統(tǒng)；3)液體輸送系統(tǒng)；4)電氣控制系統(tǒng)；5)車載底盤及廂體。飛機液冷車的所有設(shè)備全部安裝在車廂內(nèi)，因此設(shè)備的布置必須考慮飛機液冷車的行駛安全、運行安全、空氣流道、重量分配及可維修性等。

圖1 飛機液冷車的結(jié)構(gòu)Fig.1 The structure of liquid cooling camion of military aircraft

2.2 電源動力系統(tǒng)

車載電源動力系統(tǒng)包括柴油發(fā)動機和發(fā)電機，控制子系統(tǒng)等。在外場時，電氣控制系統(tǒng)、循環(huán)泵、制冷壓縮機及風機、電加熱器等設(shè)備均由柴油發(fā)電機組提供電源動力。根據(jù)飛機液冷車不同運行模式下啟動設(shè)備的總功率確定柴油發(fā)電機組的總功率，樣車采用75 kW柴油發(fā)電機組。飛機液冷車還設(shè)置市電插口，用于在內(nèi)場(機堡、維修車間等)使用，直接接入市電，而不啟動柴油發(fā)電機組，一方面減少柴油發(fā)電機組的使用頻率、減少故障并降低能耗；另一方面避免在內(nèi)場使用柴油發(fā)電機組而帶來噪聲和尾氣污染。兩種電源輸入方式通過控制系統(tǒng)進行切換。

2.3 液體輸送系統(tǒng)

液體輸送系統(tǒng)主要包括循環(huán)泵、膨脹水箱、儲液罐、補液泵、真空泵、供液/回液軟管及卷盤和控制閥門等。由于飛機機載液冷系統(tǒng)充注65號軍用航空冷卻液，因此飛機液冷車也使用65號軍用航空冷卻液。

圖2所示為飛機液冷車工作原理。通過循環(huán)泵、補液泵、真空泵、電動蝶閥及電磁閥等組合控制來實現(xiàn)飛機液冷車的補液、內(nèi)循環(huán)、加液、排液和外循環(huán)供液保障等功能模式。按照飛機液冷車戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標要求，車載冷卻液通過供液和回液軟管分別與飛機進液和出液接口連接，形成封閉冷卻液循環(huán)系統(tǒng)。

1回液卷盤；2供液卷盤；3供液溫度傳感器；4供液壓力傳感器；5供液體積流量計；6供液壓力表；7冷卻液過濾器；8視液鏡；9靶式流量開關(guān)；10管道式電加熱器；11蒸發(fā)器出口溫度傳感器；12板式蒸發(fā)器；13壓縮機；14冷凝器；15熱力膨脹閥；16蒸發(fā)器入口壓力表；17循環(huán)泵；18膨脹水箱；19儲液罐；20真空泵；21補液泵；22回液壓力傳感器；23回液溫度傳感器。圖2 飛機液冷車工作原理Fig.2 Schematic diagram of liquid cooling camion of military aircraft

內(nèi)循環(huán)時，液冷車供液/回液管電磁閥V9和V10關(guān)閉而旁通電動蝶閥V11全開。如設(shè)定溫度低于環(huán)境溫度，控制程序則根據(jù)計算所需制冷量，啟動相應(yīng)數(shù)量制冷系統(tǒng)模塊進行降溫，超出的制冷量由管道式電加熱器進行熱補償；如設(shè)定溫度高于環(huán)境溫度，則制冷系統(tǒng)不啟動，管道式電加熱器對冷卻液進行加熱，直至達到設(shè)定溫度。管道式電加熱器分為多組，采用PLC控制器的PID算法，并通過固態(tài)繼電器對電加熱器輸出功率進行精確調(diào)節(jié)。

外循環(huán)模式時，冷卻液經(jīng)車載循環(huán)泵加壓后，經(jīng)單向閥V13，按同程管路設(shè)計，體積流量均分并進入3個板式蒸發(fā)器，冷卻降溫(外循環(huán)制冷模式時)，再匯合后進入管道式電加熱器，進行熱量補償至設(shè)定溫度，經(jīng)靶式流量開關(guān)、視液鏡和過濾器后，調(diào)節(jié)電動蝶閥V11的開度以調(diào)節(jié)旁通冷卻液體積流量，使供液達到設(shè)定體積流量，送入飛機，承擔機載電子設(shè)備等熱負荷后，再流入車載液冷系統(tǒng)的膨脹水箱，由循環(huán)泵吸入，如此循環(huán)往復(fù)。通過車載冷卻液系統(tǒng)中旁通電動蝶閥和變頻循環(huán)泵調(diào)速實現(xiàn)對冷卻液體積流量和壓力的調(diào)節(jié)[14]。

當飛機液冷車停止向飛機提供地面保障時，供/回液軟管與飛機接口脫除連接，由電動供/回液卷盤收回飛機液冷車。

2.4 制冷加熱系統(tǒng)

飛機液冷車制冷系統(tǒng)采用單級蒸氣壓縮式制冷循環(huán)，具有技術(shù)成熟、結(jié)構(gòu)緊湊、效率高等優(yōu)點[15]，制冷劑選用R134a。利用低壓液態(tài)制冷劑在板式蒸發(fā)器內(nèi)汽化吸熱，使板式換熱器另一側(cè)的冷卻液溫度降低，為連續(xù)制冷，汽化后的低壓過熱制冷劑氣體，由制冷壓縮機吸入并壓縮后，在風冷冷凝器內(nèi)等壓冷凝為高壓過冷液態(tài)，再節(jié)流降壓為氣液兩相制冷劑進入板式蒸發(fā)器制冷。

設(shè)計意圖：①掌握用砂紙磨去葉片角質(zhì)層的操作技能；②磨去葉片角質(zhì)層的目的是要縮短酒精脫色時間；③給葉片做標記是以防各組實驗葉片混亂。

環(huán)境適應(yīng)性是軍用飛機液冷車的關(guān)鍵技術(shù)指標，特別是極端高溫和低溫時，制冷系統(tǒng)必須能夠穩(wěn)定運行。而蒸發(fā)側(cè)工況變化較小，要求制冷系統(tǒng)冷凝壓力應(yīng)處于一個較為穩(wěn)定的工作區(qū)間。當環(huán)境溫度過低時，設(shè)計了高壓調(diào)節(jié)閥和差壓調(diào)節(jié)閥集成的冷凝壓力調(diào)節(jié)裝置，確保制冷系統(tǒng)穩(wěn)定運行。當環(huán)境溫度過高引起壓縮機排氣溫度過高而處于危險狀態(tài)時，系統(tǒng)設(shè)計了旁通噴液冷卻裝置，以消耗部分制冷量為代價來確保壓縮機處于安全工況。

制冷系統(tǒng)采用模塊化設(shè)計，設(shè)置3套完全相同的制冷系統(tǒng)，均按總制冷量的1/3配置。制冷系統(tǒng)模塊化設(shè)計可分散系統(tǒng)故障風險，即使有一套制冷系統(tǒng)發(fā)生故障，另兩套正常運行仍可滿足保障要求。因此，模塊化設(shè)計對戰(zhàn)時應(yīng)急保障有重大意義，還具有部件互換特性，提高設(shè)備可靠性和兼容性，減少備品備件種類，有效縮小軍事保障的配件規(guī)模和維修難度[16]。

2.5 控制系統(tǒng)

飛機液冷車控制系統(tǒng)應(yīng)具有足夠的穩(wěn)定性、快速調(diào)節(jié)、溫度控制精度高、經(jīng)濟運行和高可靠性等。采用可編程控制器(programmable logic controller,PLC)連接溫度、壓力和體積流量等傳感器，并對所有設(shè)備及電路進行控制，以實現(xiàn)對冷卻液的溫度、體積流量和壓力進行監(jiān)測、顯示和調(diào)節(jié)控制[17-18]。

通過人機界面選擇運行模式，設(shè)定冷卻液體積流量、溫度等；顯示當前運行狀態(tài)、溫度、體積流量和壓力等信息。發(fā)生故障時，控制系統(tǒng)自動進行保護、發(fā)出報警信息并存儲，用于查詢歷史故障。

2.6 底盤及廂體

飛機液冷車的底盤和車廂體分別為列裝二類底盤和鋼骨架鋼蒙皮車廂體。車廂體4個側(cè)面采用沖壓格柵封板，便于散熱防雨；頂面為制冷系統(tǒng)冷凝器及風機，設(shè)置氣動百葉封板，在開機時自動開啟，停機時自動關(guān)閉，提高防雨性能。

圖4 飛機機載液冷模擬系統(tǒng)Fig.4 The simulation system of airborne liquid cooling

3 實驗結(jié)果

圖3所示為飛機液冷車的樣車。實驗工況下，進行樣車的補液、內(nèi)循環(huán)、加液/排液和外循環(huán)供液保障等。由于條件限制，液冷車不可能與飛機對接進行性能實驗，因此在飛機液冷車環(huán)境模擬實驗室中建設(shè)航空液體實驗室，搭建飛機機載液冷模擬系統(tǒng)，如圖4所示，以便測試飛機液冷車的性能[19]。

圖3 飛機液冷車樣車Fig.3 The liquid cooling sample camion of military aircraft

實驗前，將液冷車的供液和回液軟管分別連接到機載液冷系統(tǒng)模擬裝置的冷卻液進/出接口，將模擬裝置膨脹水箱的液位傳感器的信號采用航空插頭接入液冷車控制系統(tǒng)中。

3.1 內(nèi)循環(huán)模式實驗

在制冷模式和制熱模式下，設(shè)定冷卻液溫度和體積流量后，開啟手動蝶閥V1和V14，電動蝶閥V11全開，啟動液冷車，檢測柴油發(fā)電機組、循環(huán)泵、制冷機組、電加熱器等是否正常啟停和穩(wěn)定運行，體積流量調(diào)節(jié)閥能否按設(shè)定值開啟至相應(yīng)開度，冷卻液溫度能否控制在設(shè)定溫度范圍內(nèi)。經(jīng)過多次實驗，液冷車均正常啟動和穩(wěn)定運行；在環(huán)境溫度5 ℃和30 ℃時，將液冷車冷卻液處理至設(shè)定溫度(5 ℃時加熱至15 ℃，30 ℃時制冷至10 ℃)分別需要16 min和11 min。

3.2 補液模式實驗

3.3 加液/排液模式實驗

加液模式時，關(guān)閉手動蝶閥V1、電磁閥V5和V12，打開手動蝶閥V2和球閥V3以及電磁閥V6、V8、V9和V10。為保證加液過程中順利將機載液冷系統(tǒng)內(nèi)的空氣排除以及加液壓力保持在機載液冷系統(tǒng)各設(shè)備的安全壓力以下，液冷車控制程序通過調(diào)節(jié)循環(huán)泵轉(zhuǎn)速及電動蝶閥V11開度，以控制加液體積流量維持在30 L/min左右，供液管出口壓力≤0.6 MPa。加液實驗中，9 min后模擬裝置膨脹水箱液位達到3/4，發(fā)出液位達到的開關(guān)量信號，液冷車循環(huán)泵停機，同時關(guān)閉供液和回液管路上的電磁閥V9和V10。

排液模式時，先打開電磁閥V7和V8，將液冷車儲液罐放空。關(guān)閉V6、V7和V8，打開V5和V12，啟動真空泵，將儲液罐抽到30 kPa真空，然后關(guān)閉真空泵和電磁閥V12，打開手動蝶閥V1和V2以及球閥V3，打開電磁閥V9和V10，模擬裝置中冷卻液因高差和負壓，迅速流向液冷車儲液罐，當液冷車流量計檢測到流量為0時，則排液完成，關(guān)閉電磁閥V9和V10。

實驗表明，液冷車控制程序能夠自動控制循環(huán)泵、真空泵及電磁閥等設(shè)備，實現(xiàn)冷卻液的加液和排液功能。

3.4 外循環(huán)供液保障模式實驗

圖5 外循環(huán)制冷模式和制熱模式運行參數(shù)Fig.5 Operating parameters of cooling mode and heating mode in external circulation

模擬裝置的高位水箱中設(shè)置65 kW電加熱器，以模擬機載電子設(shè)備的發(fā)熱，來測試液冷車的冷卻能力。圖5所示為外循環(huán)制冷模式和制熱模式運行參數(shù)。制冷模式實驗工況：環(huán)境室溫度為30 ℃，設(shè)定冷卻液溫度為10 ℃，體積流量為200 L/min，機載液冷模擬裝置熱負荷為60 kW。制熱模式實驗工況：環(huán)境室溫度為5 ℃，設(shè)定冷卻液溫度為15 ℃，體積流量為200 L/min，模擬裝置冷卻液初始溫度為5 ℃，高位水箱電加熱關(guān)閉，通過液冷車供給熱液來加熱模擬裝置的冷卻液，并升溫至15 ℃。

由圖5可知，制冷模式啟動后，測量回液溫度達到設(shè)定值，即模擬裝置的冷卻液溫度降至10 ℃，需要20 min，之后小幅振蕩并最終穩(wěn)定在(10±0.5) ℃。制熱模式啟動后，測量到回液溫度達到15 ℃，需要24 min，之后小幅振蕩并最終穩(wěn)定在(15±0.5) ℃。

4 結(jié)論

本文設(shè)計開發(fā)了多功能軍用飛機地面液冷車，并試制了樣車。飛機液冷車系統(tǒng)進行了液冷車補液、液冷車冷卻液內(nèi)循環(huán)、液冷車對飛機機載液冷系統(tǒng)的加液/排液和外循環(huán)供冷/熱液保障等功能的測試，得到如下結(jié)論：

1)飛機液冷車啟動時間短，數(shù)據(jù)監(jiān)測、顯示和報警等內(nèi)容充分，制冷系統(tǒng)模塊化設(shè)計，自動化程度和可靠性高。

2)飛機液冷車的補液、加液和排液模式時，分別能夠使飛機液冷車車載液冷系統(tǒng)補液達到儲液罐3/4液位，飛機機載液冷系統(tǒng)儲液罐加液達到3/4液位和將機載液冷系統(tǒng)冷卻液排空。

3)飛機液冷車在環(huán)境溫度5 ℃和30 ℃時，內(nèi)循環(huán)模式將液冷車冷卻液處理至設(shè)定溫度(5 ℃加熱至15 ℃，30 ℃制冷至10 ℃)分別需要16 min和11 min。相同工況下，外循環(huán)模式將飛機機載液冷系統(tǒng)處理至設(shè)定溫度時分別需要24 min和20 min。冷卻液溫度控制精度為±0.5 ℃。

4)飛機液冷車的功能及運行特性達到了基本戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標，但系統(tǒng)流程仍需進行優(yōu)化研究，減少閥門數(shù)量，尤其是手動閥門的數(shù)量，降低操作難度和出錯率。