朱子航，許 玉，鄭文遠(yuǎn)，孟繁鑫，夏文慶

（1.南京航空航天大學(xué)飛行器環(huán)境控制與生命保障工業(yè)和信息化部實(shí)驗(yàn)室，南京210016；2.航空機(jī)電系統(tǒng)綜合航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京211106）

隨著航空科技的快速發(fā)展，機(jī)載電子設(shè)備功率逐漸增大，傳統(tǒng)的空氣循環(huán)系統(tǒng)（ACS）愈發(fā)難以滿足制冷量需求[1-3]。對(duì)于直升機(jī)來(lái)說，當(dāng)其在高溫高濕的嚴(yán)酷環(huán)境下執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)，電子設(shè)備的散熱和成員的熱舒適將大受影響，進(jìn)而對(duì)機(jī)載制冷系統(tǒng)的制冷量需求更為強(qiáng)烈[4-5]。相較于ACS，蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)（VCS）具有COP 高、無(wú)須發(fā)動(dòng)機(jī)引氣及系統(tǒng)緊湊等顯著優(yōu)點(diǎn)，被認(rèn)為是解決這一挑戰(zhàn)的有效途徑[6-7]。然而，氣候條件的變化勢(shì)必會(huì)對(duì)機(jī)載VCS的性能產(chǎn)生影響。因此，有必要開展高溫高濕環(huán)境下機(jī)載VCS 的動(dòng)態(tài)性能研究。

Zhao等[8]利用AMEsim建立了某型飛機(jī)飛行剖面內(nèi)的機(jī)載VCS，并以冷凝器出口過冷度和蒸發(fā)器出口過熱度為目標(biāo)函數(shù)，對(duì)VCS 進(jìn)行了系統(tǒng)性能仿真。Gupta等[9]對(duì)一種雙座教練機(jī)的VCS進(jìn)行了模擬，系統(tǒng)以R134a 為制冷劑，實(shí)現(xiàn)了環(huán)境溫度40℃、飛行馬赫數(shù)0.4 的條件下座艙平均溫度26℃、相對(duì)濕度50%。Wen 等[10]比較了調(diào)節(jié)電子膨脹閥開度控制VCS 蒸發(fā)壓力的方法和調(diào)節(jié)蒸發(fā)器出口過熱度的控制方法。發(fā)現(xiàn)，在劇烈變化的環(huán)境下，改進(jìn)后的控制策略可實(shí)現(xiàn)更穩(wěn)定的調(diào)節(jié)效果，蒸發(fā)壓力保持在420±16 kPa，蒸發(fā)溫度可保持在20±2℃。Kang 等[11]以實(shí)驗(yàn)為基礎(chǔ)，建立了ACS 和以R236fa 為制冷劑的VCS，通過改變壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速、蒸發(fā)器空氣側(cè)流量、冷凝器空氣側(cè)流量和溫度，測(cè)量了系統(tǒng)的運(yùn)行特性，并據(jù)此對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行了優(yōu)化。Mancin 等[12]實(shí)驗(yàn)研究了用于機(jī)載電子設(shè)備熱管理的微型VCS。其中，制冷劑為R134a，壓比為1.54～3.75，并得到系統(tǒng)的制冷量為37～374 W，COP為1.04～5.80。彭孝天等[13]利用AMESim 建立了直升機(jī)VCS以及座艙的模型，得到了地面與飛行狀態(tài)下VCS的制冷量和COP 的動(dòng)態(tài)變化。龍海等[14]在分析機(jī)載VCS各參數(shù)耦合關(guān)系的基礎(chǔ)上，以集總參數(shù)法建立了壓縮機(jī)和膨脹閥的穩(wěn)態(tài)模型，以移動(dòng)邊界法建立了蒸發(fā)器和冷凝器的動(dòng)態(tài)模型，從而得到了工質(zhì)為R142b的系統(tǒng)模型，并通過實(shí)驗(yàn)對(duì)模擬結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。

曹輝等[15]在Matlab/Simulink 仿真環(huán)境下，采用模塊化的建模思想，建立了機(jī)載VCS 模型，并利用穩(wěn)態(tài)算法模擬了制冷劑流量變化時(shí)系統(tǒng)制冷量和蒸發(fā)器出口過熱度的變化。李運(yùn)祥等[16]利用Matlab/Simulink對(duì)機(jī)載VCS 進(jìn)行了優(yōu)化，并發(fā)現(xiàn)蒸發(fā)壓力、冷凝壓力和壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速是影響系統(tǒng)制冷量和COP的重要因素。

綜上所述，目前有關(guān)機(jī)載VCS動(dòng)態(tài)性能的研究主要以系統(tǒng)仿真為主，且多以蒸發(fā)壓力/溫度、冷凝壓力/溫度、過冷度、過熱度、空氣側(cè)流量和溫度、壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速等參數(shù)中的單個(gè)或多個(gè)為目標(biāo)函數(shù)，分析其對(duì)系統(tǒng)性能的影響。但對(duì)高溫高濕環(huán)境下機(jī)載VCS 性能的研究鮮見報(bào)道，VCS在此類氣候條件下的性能尚不清楚。因此，本文基于AMESim平臺(tái)建立機(jī)載VCS仿真模型，并結(jié)合直升機(jī)典型飛行剖面，對(duì)VCS 進(jìn)行動(dòng)態(tài)仿真，揭示極端溫度和濕度條件的影響，為高溫高濕環(huán)境下飛行剖面內(nèi)機(jī)載VCS的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。

1 系統(tǒng)仿真

1.1 仿真模型

本文基于AMESim 構(gòu)建的機(jī)載VCS 仿真模型如圖1 所示。主要包括蒸發(fā)器、冷凝器、壓縮機(jī)、膨脹閥以及飛機(jī)座艙等部件。制冷劑為R134a。座艙模型由擋風(fēng)玻璃、外蒙皮和地板3 部分構(gòu)成，并綜合考慮導(dǎo)熱、對(duì)流換熱和輻射換熱的影響。通過比例積分（PI）控制方法對(duì)壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速進(jìn)行控制，從而實(shí)現(xiàn)座艙溫度調(diào)節(jié)的動(dòng)態(tài)仿真。

圖1 機(jī)載VCS仿真模型Fig.1 Simulation model of airborne VCS

1.2 參數(shù)設(shè)置

機(jī)載VCS 涉及的參數(shù)眾多，主要參數(shù)設(shè)置如表1所示。冷凝器與環(huán)境空氣進(jìn)行換熱。座艙回風(fēng)與環(huán)境空氣按照9 ∶1 的比例混合后再與蒸發(fā)器進(jìn)行換熱，從而保證座艙一定的新風(fēng)量。制冷劑初始溫度為20℃。座艙空氣以及外部結(jié)構(gòu)初始溫度與環(huán)境溫度一致。

蒸發(fā)器和冷凝器均采用鋁制微通道換熱器。制冷劑側(cè)微通道截面為矩形，翅片截面為弧形，詳細(xì)參數(shù)列于表2。蒸發(fā)器制冷劑側(cè)水力直徑為2.8 mm，冷凝器制冷劑側(cè)水力直徑為2.0 mm，具體構(gòu)型見圖2。制冷劑側(cè)的兩相流壓降采用Müller-Steinhagen[17]關(guān)聯(lián)式計(jì)算，流動(dòng)沸騰和冷凝傳熱系數(shù)則分別采用Shah[18]和Steiner[19]關(guān)聯(lián)式計(jì)算。

表1 系統(tǒng)主要參數(shù)Tab.1 Key parameters of the system

表2 蒸發(fā)器和冷凝器主要參數(shù)Tab.2 Key parameters of the heat exchanger

圖2 微通道換熱器流道構(gòu)型Fig.2 Channel configuration of the microchannel heat exchanger

1.3 飛行剖面

根據(jù)直升機(jī)的典型飛行狀態(tài)，建立圖3 所示的飛行高度H 和飛行速度v 剖面，環(huán)境大氣采用ISA-1976標(biāo)準(zhǔn)[20]。由圖3 可知，0～200 s 為地面待飛階段，此時(shí)H=0 m ，v=0 km/h ；200～600 s 為爬升階段I，此時(shí)H=0～1 000 m ，v=0～120 km/h ；600～800 s 為巡航階段I，此時(shí)H=1000 m，v=120 km/h；800～1 000 s 為爬升階段II，此時(shí)H=1 000～2 000 m，v=120～220 km/h；1 000～1 300 s 為 巡 航 階 段II，此 時(shí) H=2000 m ，v=220 km/h ；1 300～1 700 s 為 下 降 階 段，此 時(shí)H=2 000～0 m，v=220～0 km/h；1 700～1 900 s 為地面停車階段，此時(shí)H=0 m，v=0 km/h。

圖3 飛行剖面Fig.3 Flight profile

基于上述飛行剖面，對(duì)高溫高濕環(huán)境下機(jī)載VCS模型進(jìn)行仿真，以座艙設(shè)定溫度和環(huán)境溫度為變量，通過PI方法控制壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速，實(shí)現(xiàn)座艙溫度的調(diào)節(jié)需求。

由上可見，本文與彭孝天等[13]所建模型差別顯著：本文研究重點(diǎn)為極端溫度和濕度對(duì)機(jī)載VCS 動(dòng)態(tài)特性的影響；本文通過PI 控制方法實(shí)現(xiàn)座艙溫度的調(diào)節(jié)；本文飛機(jī)剖面包含H 和v，系統(tǒng)特性變化更復(fù)雜；本文座艙模型含有新風(fēng)系統(tǒng)，更符合直升機(jī)座艙真實(shí)情況。

Let Eqs. (6) – (5), finally we get the output resistance:

2 仿真結(jié)果

2.1 高溫環(huán)境

在地面環(huán)境溫度T0為35℃、40℃、45℃、50℃和55℃、相對(duì)濕度RH 為40%、座艙設(shè)定溫度Tcab-set為28℃的條件下，對(duì)極端熱濕環(huán)境下VCS 性能進(jìn)行仿真。

圖4展示了壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速Ncomp隨時(shí)間t 的動(dòng)態(tài)變化趨勢(shì)。從圖中可以看出，總體上，T0越高，Ncomp越大。對(duì)于任一T0，在座艙溫度Tcab未達(dá)到設(shè)定溫度之前，壓縮機(jī)均以最大轉(zhuǎn)速3 300 r/min 工作；當(dāng)Tcab=28℃時(shí)，Ncomp迅速下降；巡航階段II期間Ncomp基本不變；下降階段Ncomp呈先升后降的趨勢(shì)。需要說明的是，下降階段的變化是由于飛行速度和環(huán)境溫度的耦合作用所致，該階段飛行速度的下降減小了座艙熱負(fù)荷，而環(huán)境溫度的升高增加了座艙熱負(fù)荷。

此外，在下降階段，不同T0下Ncomp的峰值和出現(xiàn)時(shí)間差別顯著，T0從35℃遞增至55℃時(shí)，Ncomp分別在1 682 s、1 654 s、1 613 s、1 580 s 和1 552 s 達(dá)到峰值900 r/min 、1 126 r/min 、1 459 r/min 、1 866 r/min和2 250 r/min，表明T0越大，Ncomp峰值出現(xiàn)得越早。

圖4 壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速動(dòng)態(tài)變化Fig.4 Dynamic change of compressor rotation speed

圖5 展示了座艙實(shí)際溫度隨t 的動(dòng)態(tài)變化趨勢(shì)。由圖可知，T0越高，座艙達(dá)到設(shè)定值（Tcab-set=28℃）所需要的時(shí)間越長(zhǎng)。具體為：在T0從35℃遞增至55℃時(shí)，座艙達(dá)到Tcab-set所需要的時(shí)間分別為45 s、99 s、185 s、317 s 和494 s。

圖5 座艙實(shí)際溫度動(dòng)態(tài)變化Fig.5 Dynamic change of actual cabin temperature

圖6、7展示了系統(tǒng)制冷量Q 和COP隨t 的動(dòng)態(tài)變化趨勢(shì)。由圖可見，總體上，T0越高，不同飛行階段的Q 越大，COP 越小。例如，t=1 200 s 時(shí)，T0從35℃遞增至55℃，所對(duì)應(yīng)的Q 分別為2.59 kW 、3.60 kW 、4.72 kW、6.06 kW 和7.60 kW，所對(duì)應(yīng)的COP 分別為7.52、5.24、3.85、2.87和2.23。對(duì)于任一T0，系統(tǒng)啟動(dòng)后，Q 持續(xù)下降至爬升階段II結(jié)束。巡航階段II，Q 保持不變。下降階段，Q 先增加后降低，趨勢(shì)與Ncomp的一致。例如，T0從35℃遞增至55℃時(shí)，Q 分別在1 679 s 、1 638 s 、1 608 s 、1 560 s 和1 527 s 達(dá)到該階段峰值4.16 kW、4.83 kW、5.82 kW、6.94 kW 和8.18 kW。Q 峰值出現(xiàn)時(shí)間相較Ncomp略有滯后。在地面停車階段，Q 逐漸趨于穩(wěn)定。

對(duì)于任一T0，系統(tǒng)啟動(dòng)后，COP 迅速下降。當(dāng)Tcab=Tcab-set時(shí)，Ncomp迅速下降，COP 顯著上升直至爬升階段II 結(jié)束。在巡航階段II，COP 保持穩(wěn)定。在下降階段，COP 持續(xù)降低，并在地面停車階段逐漸趨于穩(wěn)定。

圖6 制冷量動(dòng)態(tài)變化Fig.6 Dynamic change of refrigerating capacity

圖7 COP動(dòng)態(tài)變化Fig.7 Dynamic change of COP

2.2 高濕環(huán)境

保持系統(tǒng)部件參數(shù)和飛行剖面不變，改變環(huán)境濕度，對(duì)系統(tǒng)性能進(jìn)行仿真，此時(shí)Tcab=45℃，Tcab-set=28℃，RH分別為15%、40%、65%和90%。

圖8 展示了不同濕度時(shí)Ncomp隨t 的動(dòng)態(tài)變化趨勢(shì)。由圖可見，總體上，RH 越大，Ncomp越大。對(duì)于任一RH，Ncomp的變化趨勢(shì)則與前述任一T0下其變化趨勢(shì)類似。不同的是下降階段，RH 從15%遞增至90%時(shí)，Ncomp分別在1 564 s、1 613 s、1 647 s 和1 661 s 達(dá)到峰值，表明RH越大，峰值出現(xiàn)得越晚。

圖8 不同環(huán)境濕度下壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速動(dòng)態(tài)變化Fig.8 Dynamic change of compressor rotation speed under different ambient humidity

圖9 不同環(huán)境濕度下座艙實(shí)際溫度動(dòng)態(tài)變化Fig.9 Dynamic change of actual cabin temperature under different ambient humidity

圖10 和11 展示了不同RH 下Q 和COP 隨t 的動(dòng)態(tài)變化趨勢(shì)?？偟膩?lái)說，RH 越高，不同飛行階段的Q越大，COP越小。例如，t=1 200 s 時(shí)，RH從15%遞增至90% ，所對(duì)應(yīng)的Q 依次為4.47 kW 、4.72 kW 、5.57 kW 以及6.42 kW ，所對(duì)應(yīng)的COP 依次為3.90、3.85、3.58 以及3.35。對(duì)于任一RH，Q 和COP 的變化趨勢(shì)則與前述任一T0下的變化趨勢(shì)一致。

圖10 不同環(huán)境濕度下制冷量動(dòng)態(tài)變化Fig.10 Dynamic change of refrigerating capacity under different ambient humidity

圖11 不同環(huán)境濕度下COP動(dòng)態(tài)變化Fig.11 Dynamic change of COP under different ambient humidity

圖12、13展示了不同RH下，座艙內(nèi)蒸發(fā)器的壓力損失Δpevap-r（制冷劑側(cè)）和換熱效率ηevap隨t 的動(dòng)態(tài)變化趨勢(shì)。

從圖12、13 中可看出，RH 越大，不同飛行階段的Δpevap-r越大，ηevap越小。例如，t=1 900 s 時(shí)，RH 從15%遞增至90%，所對(duì)應(yīng)的Δpevap-r分別為9.60 kW、15.54 kW 、25.33 kW 和38.19 kW ，ηevap分 別 為0.498 3、0.498 1、0.483 8 和0.477 2。

對(duì)于任一RH，系統(tǒng)啟動(dòng)后，Δpevap-r持續(xù)下降至爬升階段II 結(jié)束，而ηevap從地面待飛階段開始上升，直到Ncomp下降后才隨之下降至爬升階段II 結(jié)束。巡航階段II，Δpevap-r和ηevap基本不變。下降階段，Δpevap-r和ηevap先增后降，與系統(tǒng)變化趨勢(shì)一致。地面停車階段，Δpevap-r和ηevap趨于穩(wěn)定。

圖12 不同環(huán)境濕度下蒸發(fā)器壓降動(dòng)態(tài)變化Fig.12 Dynamic change of evaporator pressure drop under different ambient humidity

圖13 不同環(huán)境濕度下蒸發(fā)器換熱效率動(dòng)態(tài)變化Fig.13 Dynamic change of evaporator heat transfer efficiency under different ambient humidity

3 結(jié)論

本文基于AMESim平臺(tái)建立機(jī)載VCS仿真模型，并結(jié)合直升機(jī)飛行剖面，通過PI控制方法對(duì)壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速進(jìn)行控制，實(shí)現(xiàn)對(duì)VCS性能的動(dòng)態(tài)仿真。主要結(jié)論如下：

1）環(huán)境溫度和濕度對(duì)系統(tǒng)性能的影響顯著。環(huán)境溫度或濕度越高，系統(tǒng)制冷量越大，COP越小，同時(shí)座艙達(dá)到設(shè)定溫度所需時(shí)間越長(zhǎng)。

2）環(huán)境濕度對(duì)蒸發(fā)器性能的影響顯著。環(huán)境濕度越大，蒸發(fā)器的制冷劑側(cè)壓力損失越高，換熱效率越低。

3）飛行剖面對(duì)系統(tǒng)性能的影響較大。主要是因?yàn)轱w行高度和速度變化，會(huì)引起空氣物性（溫度、濕度、密度、壓力）和座艙熱載荷等聯(lián)動(dòng)變化。在地面待飛階段和爬升階段I，由于座艙初始熱負(fù)荷較高以及壓縮機(jī)的調(diào)節(jié)作用，各特性變化較劇烈；在巡航階段I和巡航階段II，各性能變化均較?。辉谂郎A段II，制冷量明顯下降、COP 增加、蒸發(fā)器換熱效率和制冷劑側(cè)壓降均下降；在下降階段，除COP持續(xù)下降外，其他參數(shù)由于飛行速度和環(huán)境溫度對(duì)座艙熱負(fù)荷的耦合作用先升后降，飛行階段內(nèi)存在明顯的峰值；在地面停車階段，各參數(shù)均趨于穩(wěn)定。