司俊珊，包 勝

（中國電子科技集團公司第二十九研究所，四川 成都 610036）

引 言

吊艙是一種掛在飛行器機腹或機翼下的流線型短艙段。自20世紀(jì)60年代中期第一個機載吊艙問世至今，各種不同功能、氣動外形及體積的吊艙層出不窮。因獨立性強、可擴展性好等突出優(yōu)點，它被廣泛裝載在戰(zhàn)斗機、直升機及無人機上[1]，是各類載機提升和擴展綜合能力的重要外掛物之一。隨著電子集成技術(shù)的飛速發(fā)展，艙內(nèi)電子設(shè)備的集成度越來越高，熱流密度和總熱耗也越來越大，液冷散熱方式被廣泛采用。為了不影響吊艙使用的通用性、靈活性和獨立性，又能保證艙內(nèi)電子設(shè)備長時間可靠地工作，必須在吊艙內(nèi)配備獨立的液冷環(huán)控系統(tǒng)。

目前，吊艙液冷環(huán)控系統(tǒng)主要有3種制冷方式：1）沖壓空氣直接冷卻供液系統(tǒng)；2）采用蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)制冷；3）采用逆升壓空氣循環(huán)制冷供液系統(tǒng)[3]制冷。沖壓空氣直接冷卻供液系統(tǒng)受制于沖壓空氣的進氣溫度及進氣量，在同等裝機條件下環(huán)控系統(tǒng)的制冷量包線范圍小，導(dǎo)致吊艙使用范圍受限。蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)能效比高，對載機飛行包線適應(yīng)性強，但系統(tǒng)部件多，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，不僅需要消耗大量的電能[2]，而且每完成一個飛行架次就必須補充冷卻劑。例如，美國LANTIRN吊艙的環(huán)控系統(tǒng)采用的就是蒸汽循環(huán)制冷，通過氟利昂R-114在蒸發(fā)器內(nèi)蒸發(fā)吸熱來冷卻載冷劑（Coolanal 25），再通過被冷卻的液體載冷劑去吸收艙內(nèi)設(shè)備的熱量[2]。逆升壓空氣循環(huán)制冷供液系統(tǒng)以沖壓空氣為動力源，經(jīng)渦輪膨脹制冷后，冷卻供液系統(tǒng)帶走艙內(nèi)設(shè)備的熱載荷。該類環(huán)控系統(tǒng)具有制冷量包線范圍廣、系統(tǒng)耗電功率較小、可靠性高、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點，是目前吊艙普遍采用的制冷系統(tǒng)。

本文介紹的吊艙液冷環(huán)控系統(tǒng)即為逆升壓空氣循環(huán)制冷供液系統(tǒng)，簡稱渦輪壓氣機（Turbo Turbo Compressor, TTC）環(huán)控系統(tǒng)。該環(huán)控系統(tǒng)以沖壓空氣為動力源，進入動力渦輪膨脹輸出機械功，為制冷渦輪提供輔助動力，增大制冷渦輪進出口空氣溫降，大幅擴展環(huán)控系統(tǒng)制冷量包線范圍，提高吊艙使用的靈活性和通用性。

吊艙環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計與引氣進氣口類型密切相關(guān)[3]，吊艙上不同類型（位置及形狀）進氣口的引氣效果差異較大，其參數(shù)的計算方式也不同。本文首次將貼附型漏斗進氣口引氣參數(shù)的詳細(xì)計算與環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計相結(jié)合，介紹了該類進氣口氣流參數(shù)的計算方法及環(huán)控系統(tǒng)中空氣側(cè)渦輪組件及空液換熱器的設(shè)計，結(jié)合數(shù)值計算、仿真分析與試驗結(jié)果，分析了環(huán)控系統(tǒng)在全飛行包線范圍內(nèi)的制冷性能并得出了主要結(jié)論。文中的計算方法可供類似進氣口及環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計參考。

1 設(shè)計要求

某吊艙環(huán)控系統(tǒng)的性能指標(biāo)要求為：制冷量不小于2.7 kW，冷卻介質(zhì)為65#航空冷卻液，供液溫度不高于55°C，供液流量為10～12 L/min。艙內(nèi)環(huán)控系統(tǒng)有效安裝空間限制為850 mm（長）×300 mm（寬）×280 mm（高）。

環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計必須與載機的飛行包線關(guān)聯(lián)，該吊艙掛載的載機飛行包線要求為：在高度為10 km、巡航馬赫數(shù)為0.85 時的工作時間為2 h；在高度為1 000 m、巡航馬赫數(shù)為0.65～1時的工作時間不大于30 min。

2 原理組成

環(huán)控系統(tǒng)的核心作用是進行空液熱交換和為冷卻液循環(huán)提供動力，其工作原理如圖1所示。高溫沖壓空氣經(jīng)進氣口后進入渦輪組件，其中一路經(jīng)動力渦輪做功，為渦輪組件提供主要的循環(huán)動力后直接排出艙外；另一路高溫沖壓空氣經(jīng)制冷渦輪膨脹制冷后進入空液換熱器與被電子設(shè)備加熱的高溫液體進行熱交換，從空液換熱器出來的高溫空氣進入與動力渦輪、制冷渦輪同軸的壓氣機，通過壓氣機增壓后排出艙外。從空液換熱器出來的低溫液體通過供液組件增壓送入電子設(shè)備，把電子設(shè)備所產(chǎn)生的熱量帶走。供液組件將過濾器、泵、自增壓膨脹箱、溫度和壓力傳感器高度集成于一體，為冷卻液循環(huán)提供動力。

環(huán)控系統(tǒng)由渦輪組件、空液換熱器、供液組件、控制器等組成，如圖2所示?？刂破鲗Νh(huán)控系統(tǒng)進行健康管理，采集供液組件內(nèi)部過濾器阻塞、供液溫度、供液壓力、自增壓膨脹箱液位等信息，判定環(huán)控系統(tǒng)是否正常工作并報上位機。

圖2 進氣口及環(huán)控系統(tǒng)組成

3 數(shù)值計算

3.1 進氣口參數(shù)計算

進氣口設(shè)計的主要原則是在滿足吊艙氣動外形的前提下盡量提高進氣口的總壓恢復(fù)系數(shù)，同時兼顧進氣口的加工成本、成品率及可靠性等因素。進氣口按照位置和形狀可分為前緣進氣口、漏斗進氣口、蒙皮進氣口和內(nèi)部進氣口。前緣進氣口是在吊艙迎風(fēng)端頭開的進氣口，因正對遠(yuǎn)前方自由氣流，其總壓恢復(fù)系數(shù)很高，但吊艙內(nèi)該位置通常被重要設(shè)備占據(jù)，無法設(shè)置進氣口；蒙皮進氣口是在吊艙蒙皮上開的一個進氣口，其總壓恢復(fù)系數(shù)受進氣口軸線傾斜角、馬赫數(shù)及寬深比影響較大，吊艙因內(nèi)部空間限制較少采用環(huán)控系統(tǒng)；內(nèi)部進氣口是在進氣道側(cè)壁上開的一個進氣口，其總壓恢復(fù)系數(shù)較高但需要較長的引氣道，不適用于空間有限的吊艙；漏斗進氣口是目前吊艙采用的主要進氣口類型，該類進氣口若設(shè)置在吊艙上恰當(dāng)?shù)奈恢?，進氣口端面形狀和尺寸設(shè)計能保證主要與自由氣流接觸，則其總壓恢復(fù)系數(shù)與前緣進氣口的總壓恢復(fù)系數(shù)一樣也很高。本文描述的進氣口為漏斗進氣口，如圖2所示。

進氣口參數(shù)的計算主要是進氣口出口的氣流參數(shù)即出口總溫、出口總壓及流量的計算，且需在飛行包線內(nèi)選擇相對嚴(yán)酷的點（高度H、飛行馬赫數(shù)Ma）作為設(shè)計點。根據(jù)工程經(jīng)驗，在圖1所示的飛行包線內(nèi)選擇飛行高度為500 m、飛行馬赫數(shù)為0.65的點作為設(shè)計點，地面溫度取夏天的極限高溫38°C。

3.1.1 出口總溫

沖壓空氣在進氣口內(nèi)部是絕能流動，其進出口總溫不變，即[4]：

3.1.2 出口總壓

出口總壓與進氣口是否被附面層淹沒關(guān)系極大。附面層為流體中某物壁面附近形成的一個沿流向逐漸增厚、沿壁面法向速度梯度較大的薄層。附面層內(nèi)氣流極不均勻，被附面層淹沒的進氣口總壓損失系數(shù)較大，不利于環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計。

進氣口處紊流附面層厚度常用的計算公式[4]為：

式中：δ為附面層的厚度；x為從吊艙頭到進氣口的長度，x=1.265 m；為吊艙表面x處的局部雷諾數(shù)。

經(jīng)計算，x處進氣口紊流附面層的厚度小于1 mm。從計算結(jié)果與圖2所示的進氣口尺寸的對比可知，該進氣口迎風(fēng)面的絕大部分面積與自由氣流接觸，因涵蓋附面層，所以該進氣口為貼附型部分淹沒式漏斗進氣口。

式中，q1為進氣口端的空氣質(zhì)量流量。

對于一般工程計算，可取[4]：

式中，Ma1為進氣口前均勻氣流的馬赫數(shù)，它并不等于飛行馬赫數(shù)Ma，其計算式為：

式中：qm為進氣口出口的空氣總流量；qm,L為遠(yuǎn)方來流的空氣總流量；qm/qm,L為附面層空氣質(zhì)量流比；Φ/ΦL為附面層總動量比，二者均可查表得到[5]。

經(jīng)計算，總壓恢復(fù)系數(shù)σ=0.95。

式中，PH為H高度的環(huán)境大氣壓力，kPa，可通過查表獲得。經(jīng)計算，=126.8 kPa。

3.1.3 出口流量

由圖2可知，該進氣口后部有渦輪組件和空液換熱器，屬于帶阻力系統(tǒng)的進氣口。該類型進氣口出口的空氣總流量qm的計算公式為[4]：

式中：Cf,i，Li和Di分別為導(dǎo)管、熱交換器冷邊的摩擦阻力系數(shù)、流道長度和直徑；ζi為導(dǎo)管、熱交換器冷邊或排氣口的局部阻力系數(shù)；ρi為導(dǎo)管、熱交換器冷邊或排氣口前的空氣密度；Ai為導(dǎo)管、熱交換器冷邊或排氣口的流通面積；Po為排氣空間環(huán)境壓力，若直接排入艙外大氣環(huán)境，則Po為無窮大。

以上參數(shù)分別根據(jù)工程經(jīng)驗及空液換熱器的尺寸進行設(shè)定后，計算得qm約為945～1 050 kg/h。

3.2 渦輪組件及空液換熱器

3.2.1 渦輪組件

為計算方便，假設(shè)空氣為干空氣，因進氣口出口與渦輪入口之間的連接導(dǎo)管極短，工程計算可以忽略導(dǎo)管的流阻及熱損失，因此渦輪入口溫度Tt,in等于進氣口出口的總溫，渦輪入口壓力Pt,in等于進氣口出口的總壓。

制冷渦輪出口溫度Tt1,out為：

式中：ηt1為制冷渦輪的絕熱效率，徑-軸式渦輪可取0.75～0.78，純徑向式可取0.6～0.7，本項目由于安裝空間限制，根據(jù)布局設(shè)計渦輪組件采用徑-軸式渦輪；πt1為制冷渦輪膨脹比；下標(biāo)in表示入口，下標(biāo)out表示出口（下同）。

制冷渦輪的輸出功率PW1,out為：

式中：qm1為流經(jīng)制冷渦輪的空氣質(zhì)量流量，kg/s；cp為空氣定壓比熱容，kJ/(kg·K)。

動力渦輪的出口溫度Tt2,out為：

式中：ηt2為動力渦輪的絕熱效率；πt2為動力渦輪膨脹比。

動力渦輪的輸出功率PW2,out為：

式中，qm2為流經(jīng)動力渦輪的空氣質(zhì)量流量，kg/s。

壓氣機的出口溫度Tc,out為：

式中：ηc為升壓式壓氣機的絕熱效率，離心式壓氣機的絕熱效率可達(dá)0.7～0.8[6]；πc為升壓式壓氣機的增壓比；Tc,in為升壓式壓氣機的入口溫度，它等于上游組件的出口溫度。

壓氣機消耗的功率PWc為：

式中，qm,c為流經(jīng)壓氣機的空氣質(zhì)量流量，kg/s。

壓氣機作為渦輪的負(fù)載與動力渦輪及制冷渦輪同軸，其消耗的功率與動力渦輪及制冷渦輪的輸出功率之間的關(guān)系為：

式中，ηm為渦輪軸的機械效率，一般可達(dá)0.96～0.98。

渦輪組件的設(shè)計需要經(jīng)過多次反復(fù)迭代計算，才能達(dá)到功率平衡并滿足渦輪組件的出口設(shè)計要求。本渦輪組件在設(shè)計點的主要參數(shù)見表1。

表1 渦輪組件出口參數(shù)（設(shè)計點為0.5 km，馬赫數(shù)為0.65）

3.2.2 空液換熱器

空液換熱器以制冷渦輪出口空氣為冷源，通過隔板（主傳熱面）與波紋板（二次傳熱面）將熱量傳遞給溫度低的空氣，實現(xiàn)冷熱邊流體的熱交換，其工作原理如圖3所示。文中換熱器為叉流板翅式結(jié)構(gòu)，全部零件材質(zhì)均為鋁合金，為提高換熱器的效率，冷熱邊均設(shè)計為多流程，采用效率-傳熱單元數(shù)法計算換熱器的制冷量，中心體體積為268 mm×173 mm×105 mm，冷邊（空氣側(cè)）為降低流阻、增大換熱總面積，翅片波高7.3 mm，熱邊（液體側(cè)）換熱系數(shù)大，翅片高1.5 mm，出口溫度為54.8°C。冷熱邊的翅片形式皆為鋸齒形。采用ANSYS CFX流體計算軟件完成液體側(cè)翅片流場仿真及優(yōu)化以減小流阻，如圖3所示?？找簱Q熱器芯體結(jié)構(gòu)參數(shù)及計算結(jié)果見表2。

表2 空液換熱器芯體結(jié)構(gòu)參數(shù)及計算結(jié)果

圖3 空液換熱器工作原理及液體側(cè)流道優(yōu)化

3.3 系統(tǒng)仿真

按照以上數(shù)學(xué)模型對相關(guān)參數(shù)進行優(yōu)化后，用C語言編制TTC環(huán)控系統(tǒng)仿真軟件，如圖4所示。在設(shè)計點（0.5 km，馬赫數(shù)為0.65）空液換熱器的換熱量約為2.96 kW，液路出口溫度在供液流量為10 L/min時為54.93°C，滿足目標(biāo)值2.7 kW制冷量及供液溫度不高于55°C的設(shè)計要求。

圖4 TTC環(huán)控系統(tǒng)仿真軟件

4 試驗及分析

4.1 試驗驗證

環(huán)控系統(tǒng)的地面性能試驗在高空模擬艙內(nèi)進行，試驗原理如圖5所示[7]。通過高空模擬艙對不同高度、不同飛行馬赫數(shù)的環(huán)境模擬，測試環(huán)控系統(tǒng)在不同飛行工況下的制冷性能。各試驗工況點的測試邊界條件及試驗結(jié)果見表3。

表3 各工況點測試邊界條件及試驗結(jié)果（部分典型點數(shù)據(jù)）（地面溫度38 °C）

圖5 環(huán)控系統(tǒng)高空模擬艙內(nèi)性能試驗原理

4.2 數(shù)據(jù)分析

按照試驗數(shù)據(jù)繪制相同高度、不同飛行馬赫數(shù)和相同飛行馬赫數(shù)、不同飛行高度情況下制冷量的變化曲線，以獲得不同飛行工況下制冷量的變化趨勢。

圖6所示為飛行高度為0.5 km時，在飛行馬赫數(shù)0.55～1.0范圍內(nèi)，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量隨馬赫數(shù)增大的變化趨勢。從圖6可知：在相同飛行高度下，隨著馬赫數(shù)的增加，進氣口引氣量增大，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量增加，同時引氣溫度也隨著馬赫數(shù)的增加而提高，飛行馬赫數(shù)在0.75與0.9之間時，其制冷能力達(dá)到峰值；當(dāng)馬赫數(shù)達(dá)到一定數(shù)值時，引氣溫度急劇升高，已無法滿足制冷要求，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量下降。

圖6 不同飛行馬赫數(shù)下的制冷量（H =0.5 km）

圖7 所示為飛行馬赫數(shù)為0.85 時，在飛行高度0～12 km范圍內(nèi)，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量隨高度增大的變化趨勢。從圖7可知：在相同飛行馬赫數(shù)下，隨著飛行高度的增加，環(huán)境大氣溫度下降，引氣溫度降低，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量增加，高度在4 km與6 km之間時，其制冷能力達(dá)到峰值；隨著飛行高度繼續(xù)增加，環(huán)境大氣密度降低，引氣量下降，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量下降。

圖7 不同飛行高度下的制冷量（飛行馬赫數(shù)為0.85）

在圖6及圖7中，環(huán)控系統(tǒng)優(yōu)化后的數(shù)學(xué)模型仿真結(jié)果與試驗結(jié)果的相對誤差不大于10%。該誤差主要來源于高空試驗艙內(nèi)環(huán)控系統(tǒng)存在的部分輻射散熱以及測量截斷誤差。

圖8為環(huán)控系統(tǒng)的制冷量包線。從圖8可知：環(huán)控系統(tǒng)在全飛行包線的制冷能力在高度3～7 km、飛行馬赫數(shù)0.75～0.9范圍內(nèi)達(dá)到峰值；在低空低速、高空低速工況下，因沖壓空氣進氣壓力低、空氣質(zhì)量流量小，制冷量低于2.7 kW，不能滿足電子吊艙長時間滿功率工作的散熱需求；在高度10 km、巡航馬赫數(shù)0.85及高度1 000 m、飛行馬赫數(shù)0.65～1的典型工況下，制冷量均高于2.7 kW，滿足吊艙長時間全功率工作的要求。

圖8 環(huán)控系統(tǒng)制冷量包線

5 結(jié)束語

近十年來，吊艙環(huán)控系統(tǒng)隨著吊艙熱管理需求的不斷變化及吊艙掛載平臺的不同而種類繁多。文中的環(huán)控系統(tǒng)利用沖壓空氣作為動力源，具有制冷量包線范圍廣、系統(tǒng)耗電功率小、可靠性高、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點，得到廣泛應(yīng)用。貼附型部分淹沒式漏斗進氣口因總壓恢復(fù)系數(shù)較高、結(jié)構(gòu)簡單、強度高、加工成本低、成品率高等因素，大量應(yīng)用在吊艙環(huán)控系統(tǒng)的引氣進氣口設(shè)計中。

本文首次詳細(xì)介紹了貼附型漏斗進氣口進出口氣流參數(shù)的計算方法以及環(huán)控系統(tǒng)中空氣側(cè)渦輪組件及空液換熱器的設(shè)計，運用環(huán)控系統(tǒng)仿真軟件對各環(huán)控組件的主要設(shè)計參數(shù)進行反復(fù)迭代優(yōu)化計算，并通過地面性能試驗驗證了進氣口計算方法及環(huán)控組件設(shè)計的正確性。通過分析試驗數(shù)據(jù)得到以下結(jié)論：

1）本環(huán)控系統(tǒng)在全飛行包線的制冷能力呈單峰特性，在高度3～7 km、飛行馬赫數(shù)0.75～0.9范圍內(nèi)，其制冷能力達(dá)到峰值。

2）在相同飛行高度條件下，隨馬赫數(shù)的增加，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量先增加后減??；在相同飛行速度條件下，隨高度的增加，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量也是先增加后減小。

3）在低空低速、高空低速等飛行工況下，沖壓空氣進氣壓力低、空氣質(zhì)量流量小，TTC環(huán)控系統(tǒng)的制冷量較小，對電子吊艙長時間全功率工作時間有限制。