基于AMESim-Simulink的空氣循環機性能影響研究

石旭東 蔣貴嘉 姜鴻曄

1(中國民航大學電子信息與自動化學院 天津 300300)2(中國民航大學航空工程學院 天津 300300)

0 引 言

飛機制冷系統為飛機座艙和設備艙提供低溫空氣，該種系統設計既要滿足艙內乘客的溫度舒適性，又要增加電子設備的工作可靠性。作為飛機制冷系統的核心組件，空氣循環機的性能直接決定了飛機制冷系統的效果，而客機飛行的高度和速度的不同，會導致空氣循環機的性能表現不同，在進行飛機空調系統的設計和優化時，難以獲得與高空飛行時一致的飛行環境，空氣循環機的性能表現就會有所不同，因此本文主要對飛行任務剖面中空氣循環機性能的動態變化規律進行研究。

針對飛機空氣循環機性能的研究，國內外已取得了一定的成果。鄧瑾智[1]建立了動力渦輪驅動的逆升壓式空氣循環制冷系統各附件的數學模型，對系統進行了設計計算，分析了在不同自由參數(包括高度、馬赫數、引氣流量等)下性能的變化關系，研究了系統附件效率對系統性能的影響。Bender[2]對標準飛行任務的四個階段(起飛、巡航、著陸和滑行)進行了火用分析，分析結果表明，在不同的飛行階段即不同的飛行高度和馬赫數下，飛機空調系統各部件的性能差異較大。李海濤等[3]對閉式循環的空調系統中各點的氣動及熱力參數進行匹配計算，獲得系統內主要附件的性能參數，利用MATLAB/Simulink對系統進行仿真，研究飛行高度對空調系統的制冷和加溫過程的影響。但是以上研究并未考慮飛機高度和馬赫數的變化對空氣循環機性能的影響，在實際飛行過程中，飛機的高度和馬赫數時刻在調整，而飛機引氣系統的進口參數會隨高度和馬赫數的變化而變化，進而影響空氣循環機的性能。

本文首先根據飛機制冷系統的工作原理和方式，在Simulink和AMESim軟件中建立飛機引氣系統和三輪式空氣循環機的模型；其次根據ISA大氣剖面建立飛行任務剖面，通過Simulink和AMESim聯合的方式，對飛機引氣系統和空氣循環機進行仿真；最后根據仿真結果分析飛行任務中空氣循環機性能的變化。

1 引氣系統和空氣循環機模型

引氣系統作用是在發動機運轉時為飛機客艙提供氣源，并為座艙增壓，引氣系統由發動機壓氣機、壓力調節與預冷系統組成[4]。在Simulink軟件中根據發動機壓氣機的工作原理建立數學模型，模型輸入參數為飛行高度和馬赫數，輸出為發動機壓氣機出口的溫度和壓力。從發動機壓氣機出口的氣體要經過壓力調節和預冷系統的降溫調壓作用才可供給空氣循環機使用，壓力調節與預冷系統模型的輸入為溫度、壓力、高度、馬赫數，輸出參數為溫度和壓力，發動機風扇為溫度調節時提供冷卻空氣。

根據空氣循環機的工作原理和方式，在AMESim軟件中建立了三輪式空氣循環機的模型。通過AMESim-Simulink接口實現引氣系統和空氣循環機模型的聯合仿真[5]，為空氣循環機的性能分析做基礎工作。飛機引氣系統和空氣循環機模型結構設計圖如圖1所示。

圖1 飛機引氣系統和空氣循環機模型結構設計圖

1.1 發動機壓氣機模型

發動機壓氣機作為座艙增壓供氣源，要想深入研究空氣循環機的性能，必須知道某一飛行高度和馬赫數下的壓力和溫度。發動機壓氣機數學模型是根據給定的壓氣機參數和特性曲線計算在某一飛行參數下發動機壓氣機出口的溫度和壓力。其中發動機壓氣機的特性包括壓氣機增壓比特性、總溫比特性、流量特性以及入口總壓恢復特性，計算過程如下[6-7]：

(1) 大氣溫度Th、壓力Ph：

Th=288.15-0.006 5h

(1)

(2)

式中：h表示高度，單位為m；P0為海平面空氣壓力，P0取101 325 Pa；Th和Ph表示飛行高度上外界空氣的靜溫和靜壓，單位分別為K和Pa。

(3)

(4)

(5)

(4) 引氣出口溫度T和壓力P：

(6)

(7)

(5) 參數選取：

(8)

圖2 發動機壓氣機參數和特性曲線

根據式(9)求壓氣機出口流量qm：

(9)

根據式(10)計算壓氣機引氣的氣動參數q(λ)，由q(λ)查氣動函數表，得函數τ(λ)和π(λ)。

(10)

式中：q(λ)表示密流函數；Ac表示發動機壓氣機出口截面積，單位為m2；m取0.040 4(kg·K/J)0.5。

(5) 發動機沖壓功Wr：

當飛機在飛行時，外界空氣的初始壓縮是由于空氣在進氣口的沖壓效應引起的，表現為單位時間內沖壓空氣輸入的動能，直接從發動機獲得的沖壓功，計算方法如下[8]：

(11)

T1=Th(1+0.2Ma2)

(12)

(6) 發動機壓縮功Wpc：

壓氣機通過壓縮作用來提高進入發動機內的空氣溫度和壓力，供給發動機工作時所需的壓縮空氣，也可以為座艙增壓使用，發動機壓縮功Wpc計算方法如下[8]：

(13)

1.2 壓力調節與預冷系統模型

本文基于AMESim軟件建立引氣系統的壓力調節與預冷系統模型，該模型由接口設置模塊、壓力調節系統、預冷系統組成，如圖3所示。其中接口設置模塊通過聯合仿真接口采集發動機壓氣機模型的溫度和壓力參數，輸出溫度、壓力、濕度等參數到壓力調節組件。由于發動機壓氣機出口壓力隨著飛行高度和馬赫數有較大變化，壓力調節系統使引氣出口壓力保持穩定，座艙的壓力要滿足乘員較舒適生存的需求，保證飛機結構的安全。壓力調節組件主要由引氣調節器、壓力傳感器、壓力調節關斷活門構成，通過調節壓力調節關斷活門的開度，使引氣調節系統出口壓力保持在3.1 barA[9]。預冷系統的作用是在引氣進入氣源總管前，通過預冷器控制活門控制通往預冷器的冷卻空氣量從而控制引氣溫度，對引氣系統進行初步降溫，由于發動機風扇氣流的溫度和壓力隨著飛行高度和馬赫數有較大變化，通過調節風扇空氣的流量使引氣系統出口溫度保持在473.15 K(200 ℃)。預冷系統由預冷器、預冷器空氣活門、390 ℉傳感器、恒溫器組成。

圖3 壓力調節與預冷系統模型

1.3 空氣循環機模型

本文基于AMESim軟件建立空氣循環機模型，如圖4所示，空氣循環機由熱交換器、壓氣機、渦輪、沖壓空氣系統組成，其中沖壓空氣系統為熱交換器提供冷卻空氣。空氣循環機的工作原理為：來自發動機的高溫、高壓引氣經過雙級熱交換器的初級熱交換器初步冷卻后進入到空氣循環機壓氣機內使氣流增壓升溫，然后再經雙級熱交換器的次級熱交換器冷卻，進入渦輪膨脹使壓力溫度降低形成冷路空氣，同時帶動壓縮機工作，是空調系統的核心部件[10]。冷路空氣溫度和壓力在渦輪出口得到大幅度降低，再與熱路空氣按一定比例混合后通向機艙。

圖4 空氣循環機模型

COP是指特定工況下組件以同一單位表示的制冷量除以總輸入功率得出的比值。COP是衡量空氣循環機性能優劣的重要指標，它表示能源轉換效率之比，COP數值越大，表明空氣循環機使用時能源轉換效率越高，則在單位時間內，空氣循環機的功率消耗量也就相對越少。空氣循環機的制冷量Qc計算方法如下[8]：

(14)

式中：Tcabin表示客艙循環空氣溫度，取293.15 K；Tt表示渦輪出口溫度，單位為K。

COP計算方法如下[8]：

(15)

式中：Wr表示發動機沖壓功，單位為kW；Wpc表示發動機壓縮功，單位為kW。

2 仿真分析

隨著飛行高度和馬赫數的變化，引氣系統入口氣流和發動機風扇氣流的溫度和壓力也會變化，這會間接影響COP的大小，因此COP與飛行的狀態有關，在不同的高度和馬赫數下，COP值會有差異性。客機飛行航跡用飛行任務剖面表示，反映飛行任務中高度和馬赫數隨時間的變化情況，飛行任務剖面以起飛基地為原點，經過滑行、起飛、爬升、巡航、下降、進近、著陸和滑行等若干個飛行階段[11]，典型的飛行任務剖面如圖5所示。

圖5 飛行任務剖面

從圖5中可觀察到飛行的高度和馬赫數隨時間變化的趨勢相同，飛行高度根據飛行階段的不同逐步變化，在1 860～3 055 s內為巡航階段，在期間飛行達到最大高度10 668 m，而馬赫數在飛行任務中均勻變化，在巡航階段馬赫數達到最大值0.82，飛行任務剖面反映了客機的飛行任務和航跡，依據仿真結果可知飛行的高度和馬赫數隨時間變化的情況。

由飛行員操作手冊可知，飛機完成一次飛行任務要經過滑行和起飛、爬升、下降、進近和著陸幾個階段。爬升階段時由于功率和燃料消耗加大，發動機推力和飛機的升力上升，進而飛機的高度和馬赫數增加。巡航階段保持合適的高度和勻速的狀態穩定飛行。下降階段和爬升階段對應，飛機高度和速度減小，以節約燃料。則仿真結果與實際飛行工作過程完全一致。

外界空氣的溫度和壓力會隨著高度的增加而減小，在飛行任務中，外界空氣的溫度和壓力隨著ISA大氣剖面的高度而變化，如圖6所示。

圖6 外界空氣溫度和壓力

從圖6中可以看出外界空氣的溫度和壓力隨著高度上升而均勻下降，隨著高度下降而均勻上升，巡航階段的外界空氣的溫度和壓力穩定在244 K和0.24 barA。

由通用的國際標準大氣內容可知，海拔越高，氣溫越低，因為對流層大氣的主要直接熱源是地面，離地面越遠，得到的地面輻射越少，氣溫也就越低。每上升100 m，氣溫下降0.6攝氏度，而海拔每上升9 m，大氣壓降低100 Pa。因此，仿真結果與國際標準大氣的內容一致。

根據式(11)、式(13)、式(14)求出空氣循環機發動機沖壓功Wr、發動機壓縮功Wpc、制冷量Qc三個參數，在飛行任務剖面中各個參數變化如圖7所示。

圖7 空氣循環機參數

從圖7中可以看出發動機沖壓功Wr是三個參數中最小的，且與飛行高度和馬赫數的變化趨勢相同，在巡航階段達到最大值15.4 kW。而發動機壓縮功Wpc與飛行高度和馬赫數的變化趨勢相反，在巡航階段達到最小值129.37 kW。與其他兩個參數對比分析可知，發動機壓縮功Wpc的值在整個飛行階段都最大，這是因為發動機壓氣機出口壓力非常高，而外界空氣的壓力很低，需要消耗大量的功來使壓氣機出口壓力升高。客艙制冷量Qc在整個飛行任務中穩定且保持36.24 kW，因此三輪式空氣循環機提供的客艙制冷量Qc在飛行任務中變化不大。

在飛機的爬升階段，飛行馬赫數增加，空氣在發動機進氣口沖壓功Wr即單位時間內沖壓空氣輸入的動能增加，則COP會下降，由此可知空氣循環機的制冷效率降低和系統能耗增大[12]；而發動機壓縮功Wpc與飛行馬赫數的變化趨勢相反，所以爬升階段的COP會上升，說明空氣循環機的效率高、節能、能源利用率高。在巡航階段，飛行的馬赫數和高度穩定，則COP保持恒定。下降階段的性能系數COP的變化過程則與爬升階段相反。

空氣循環機參數會影響性能系數COP的變化，但是對于整個飛行階段來說，COP是空氣循環機各個參數綜合影響的結果，空氣循環機性能系數COP仿真結果如圖8所示。

圖8 空氣循環機性能系數

從圖8可看出，在滑行和起飛階段、巡航階段、進近和著陸階段，COP變化幅度很小；在爬升階段1 355～1 845 s內，隨著飛行高度和馬赫數的增加，COP逐漸增加，說明空氣循環機的效率高、節能、能源利用率高、制冷效果好；在下降階段3 055～3 455 s內，隨著高度和馬赫數的下降，COP逐漸下降，說明空氣循環機的效率和能源利用率降低，制冷效果減弱。

COP出現這種變化趨勢是因為客艙制冷量Qc在飛行任務中穩定不變，發動機壓縮功Wpc是空氣循環機三個參數中的最大值，且與馬赫數的變化趨勢相反，三個參數綜合影響后，則發動機壓縮功Wpc是COP變化的主要因素，COP變化趨勢與發動機壓縮功Wpc相反。

3 結 語

本文根據引氣系統和空氣循環機的工作原理建立引氣系統和空氣循環機的模型，詳細分析飛行任務剖面中空氣循環機性能動態變化規律，得出以下結論：

(1) 發動機沖壓功Wr是三個參數中最小的，與飛行高度和馬赫數的變化趨勢相同，而客艙制冷量Qc在飛行任務中變化不大。

(2) 發動機壓縮功Wpc與飛行高度和馬赫數的變化趨勢相反，由于壓氣機需要消耗大量的功來使外界低壓空氣的壓力升高，因此發動機壓縮功Wpc不僅是三個參數中最大的，還是COP變化的主要因素。

(3) 空氣循環機性能系數COP在飛行任務中動態變化，在滑行和起飛階段、巡航階段、進近和著陸階段，COP變化幅度很小；在爬升階段，COP的逐漸增加，空氣循環機的效率高、節能、能源利用率高；在下降階段，隨著高度和速度的下降，COP逐漸下降，說明空氣循環機的制冷效率和能源利用率降低。