基于AMESim的直升機機載蒸發循環系統動態仿真

彭孝天，姜 寒，李超越，馮詩愚，劉衛華

（南京航空航天大學航空宇航學院飛行器環境控制與生命保障工業和信息化部重點實驗室，南京210016）

隨著我國低空空域的開放，民用直升機未來發展潛力巨大[1-2]。但由于直升機機載大功率電子設備散熱及司乘人員舒適性需求逐漸增加，傳統的通風加熱難以滿足需求。蒸發循環制冷系統因性能系數高，無須發動機引氣等優點，被認為是未來直升機制冷系統的發展方向[3]。

在直升機空調系統設計過程中，采用試驗的方法，其難度大且成本較高。在設計初期，仿真無疑是最好的選擇。以往對于制冷系統的仿真往往建立在穩態的基礎上[4-5]，但機載蒸發循環系統運行時，系統內參數不斷變化，且系統各部件的熱力參數相互耦合，因而建立在穩態工況下的設計無法反映系統的實際運行特性[6]。

針對飛機環境控制系統動態特性研究，J·E建立了制冷附件和系統的動態模型，并進行了動態仿真，驗證了系統的設計合理性，分析了系統的穩定性和靈敏度[7]。在國內，李運祥等[8]在Matlab/Simulink系統仿真環境下建立了機載蒸發循環制冷系統的動態數學模型，考察了不同參數階躍對系統性能的影響，發現壓縮機轉速、膨脹閥開度、制冷劑流量發生階躍時，蒸發循環制冷系統各熱力性能參數的動態響應規律不同。金敏[9]在EASY5軟件平臺上實現了殲擊機蒸發制冷系統的動態仿真程序，并進行了動態分析得到了系統的動態性能。以往的研究能得到的信息有限且無法模擬出飛行狀態下系統動態性能。

近年來，一維多學科領域復雜系統建模仿真平臺LMS AMESim，因模型庫豐富、計算精度高等優點，已經成功應用于航空航天、車輛、船舶、工程機械等多學科領域[10-14]。

本文基于AMESim，以國內某直升機制冷系統設計為例，搭建其熱模型。仿真得到了不同外界環境溫度下，某直升機制冷系統性能動態變化過程，為今后機載蒸發循環制冷系統的工程設計、校核及優化提供借鑒。

1 模型建立及驗證

1.1 建立模型

LMS AMESim采用模塊化建模，本蒸發循環制冷系統主要包括微通道蒸發器、微通道冷凝器、壓縮機、膨脹閥、儲液干燥器、油分離器、座艙等主要部件，系統模型如圖1所示。

座艙模型參數依據直升機實際參數確定，座艙搭建為超元件模型，包括天花板、擋風玻璃、地板以及其他熱傳導因素（絕熱材料，座椅，人員等），詳細模型如圖2所示。

圖1 系統模型Fig.1 System model

圖2 座艙熱模型Fig.2 Cockpit thermal model

1.2 參數設置

本文所用直升機空調部件結構參數由于涉及商業機密，具體的結構參數等不便列出。系統主要參數設置如表1所示，壓縮機、蒸發器風機、冷凝器風機啟動時間設為2 s。

1.2 實驗驗證

為驗證模型的正確性，搭建圖3所示的試驗系統。

表1 系統參數設置Tab.1 System parameter setting

圖3 空調試驗系統室內（左）、室外（右）部分Fig.3 Air conditioning test system outdoor（left）/indoor（right）

為盡可能接近座艙真實環境，實驗艙模型按實際尺寸設計，且設有可調節的電加熱膜及加濕器用于模擬座艙熱濕負荷。實驗系統參數與仿真模型相同，在不同壓縮機轉速下進行多組試驗，通過測量冷凝器風量、進出口溫度，以及壓縮機電流，間接計算得到系統制冷量及COP（性能系數）。利用仿真模型重復試驗，得到對比結果如圖4、5所示。

可以看出，仿真結果與實驗值的誤差均在10%以內，說明模型仿真結果精度較高。

圖4 制冷量驗證結果Fig.4 Test results of refrigeration capacity

圖5 COP驗證結果Fig.5 Test results of COP

2 結果與分析

利用系統模型，在地面初始溫度分別為30℃、35℃、40℃、45℃、50℃時，計算得到地面與飛行2種狀態下，艙內空氣的溫、濕度，以及系統制冷量及性能系數隨時間的動態變化關系。

2.1 地面狀態

1）座艙空氣溫度。座艙空氣溫度隨時間的變化如圖6所示，系統啟動5min內，艙內空氣溫度迅速降低，并在20min后基本穩定，此時制冷系統帶走的熱量與外界傳入座艙的熱量達到平衡狀態。當外界環境溫度為30℃時，艙內空氣溫度最終穩定在25℃，滿足舒適性要求[15]。

2）座艙空氣相對濕度。圖7為艙內空氣相對濕度隨時間的變化，可以看出在前3min內，空氣相對濕度值迅速下降，并在5min后均穩定在60%左右。

3）制冷量。制冷量隨時間的變化關系如圖8所示。由圖8可見，制冷系統啟動初期，艙內空氣溫度較高，蒸發器換熱溫差大，故制冷量較大。隨著時間的推移，艙內溫度逐漸下降，最終達到平衡狀態時，制冷量均在5.6 kW左右。

圖6 座艙空氣溫度隨時間的變化Fig.6 Cockpit air temperature variation with time

圖7 座艙空氣相對濕度隨時間的變化Fig.7 Cockpit air relative humidity variation with time

圖8 制冷量隨時間的變化Fig.8 Refrigerating capacity variation with time

4）性能系數（COP）。由圖9可知，地面狀態下開機時，制冷系數COP迅速達到穩定。

圖9 性能系數隨時間的變化Fig.9 Cop variation with time

由上分析知，制冷量隨時間逐漸減少，系統內制冷劑流量減小，壓縮機耗功也對應降低，因此COP值基本穩定不變。即使環境溫度高達40℃，系統性能系數仍可達到4，較家用/車用空調能效比高[16]。

2.2 飛行狀態

保持蒸發循環系統參數不變，研究典型任務剖面下的系統性能動態變化。

1）任務剖面。根據直升機特點，建立如圖10典型任務剖面[17-18]，且每上升1km，大氣溫度降低6.5℃。

圖10 任務剖面Fig.10 Flight envelope

2）座艙空氣溫度。圖11為飛行狀態下，艙內空氣溫度隨時間的變化關系。

圖11 座艙空氣溫度隨時間的變化（飛行）Fig.11 Cockpit air temperature variation with time（flying）

由圖11可見，直升機開車時，制冷系統尚未完全啟動，由于發動機及人員散熱，導致艙內溫度高于外界環境溫度。在整個上升過程中，艙內溫度不斷降低；在下降，由于機外大氣溫度升高，艙內溫度輕微上升。且制冷系統不再像地面狀態時快速達到穩定，這是由于飛行過程中，制冷系統需要通過不斷調節來平衡外界環境參數的變化。

3）座艙空氣相對濕度。圖12為艙內空氣相對濕度隨時間的變化關系，系統在開啟的前3min內，空氣相對濕度值變化較快。之后受外界環境參數影響，其值逐漸增大至平穩，飛行結束時穩定在60%左右，滿足舒適性要求。

圖12 座艙空氣相對濕度隨時間的變化（飛行）Fig.12 Cockpit air relative humidity variation with time（flying）

4）制冷量。飛行狀態下，系統制冷量的變化如圖13所示。由圖13可以看出，系統制冷量值逐漸降低，且變化曲線較地面狀態不光滑，制冷系統性能受飛行狀態下外界參數影響較大。直升機最終停車時，制冷量為7.0 kW左右，滿足設計要求。

圖13 制冷量隨時間的變化（飛行）Fig.13 Refrigerating capacity variation with time（flying）

5）性能系數（COP）。與地面狀態不同，飛行狀態下系統制冷系數的變化曲線如圖14所示，在不同飛行階段COP值變化明顯，其中海拔越高，機外空氣溫度越低，制冷系數越大，即巡航階段性能系數最高。另外，初始地面溫度越低，制冷系數越高。

圖14 性能系數隨時間的變化（飛行）Fig.14 COP variation with time（flying）

3 結論

本文基于AMESim仿真平臺，搭建了某直升機座艙制冷系統及座艙的熱模型。計算得到地面與飛行2種狀態下，地面初始溫度分別為30℃、35℃、40℃、45℃時，艙內空氣的溫、濕度，以及系統制冷量及性能系數隨時間的動態變化關系。得到如下結論：

1）地面狀態時，制冷系統在開機20min后性能達到穩定，制冷量滿足設計要求，系統性能系數高于4，且座艙最終溫、濕度分別為27℃、60%，滿足舒適性指標[19]；

2）飛行狀態下，系統系能受飛行高度影響較大，且海拔越高，系統性能系數越大；

3）飛行任務剖面對制冷系統性能影響較大，故今后在設計機載蒸發循環制冷系統時，可先通過仿真手段預測直升機在不同任務剖面下制冷系統動態變化，輔助完成制冷系統的設計、校核及優化。