分體四輪式空氣循環制冷系統仿真及試驗研究

楊涵，張興娟，王超，楊春信，*

（1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京100083； 2.先進無人飛行器北京市高精尖學科中心，北京100083）

旅客機從地面起飛到10 km巡航，環境溫度從40℃下降至－25℃，氣壓從101.3 k Pa下降至26.5 kPa，濕度從19 g／kg（表示每1 kg干空氣中有19 g的水蒸氣，下同）下降至1 g／kg［1］。飛機座艙環境控制系統（Environmental Control System，ECS）是維持艙內壓力、溫度／濕度及空氣品質等參數的重要保障，現役旅客機的ECS多采用空氣循環制冷系統（Air Cycle refrigeration System，ACS）［2］，包括波音公司的B747～B787、空客公司的A330～A380［3-7］、商飛公司的ARJ21及C919等［8］。機載ACS經過了近80年的發展［9-10］，發展了：①兩輪式，包括簡單式和升壓式，應用于B737、MD-80等機型［11］；②三輪升壓式，應用于B747、A320等機型；③四輪升壓式等系統形式，應用于B777、A380和B787等機型。為了避免濕度對ACS性能、飛行過程的經濟性，以及艙壁壽命造成影響［12-13］，ECS中還設計了低壓除水或者高壓除水功能。

目前，代表旅客機最高技術水平的ACS是四輪升壓式高壓除水ACS（簡稱四輪式ACS）。四輪式ACS于20世紀90年代研發，將三輪式ACS由一級渦輪膨脹改為兩級渦輪膨脹，通過控制一級渦輪出口溫度高于零度，有效解決三輪式ACS出現的冷凝器凍堵問題［14］；此外，二級渦輪出口溫度可以低于零度，實現高效制冷。Defrancesco［15］對比計算了三輪式ACS和四輪式ACS的熱力參數，同時估算了系統質量，結果發現四輪式ACS在除水性能上更好，同時能有效避免凍堵的發生，質量上也輕于三輪式ACS。

四輪式ACS的核心部件是四輪式渦輪冷卻器，包括2個渦輪葉片、1個壓氣機葉片及1個風扇葉片。4個高速旋轉部件安裝在同一根軸上［16］，各部件的流量、效率、功率都要在相同轉速下滿足設計要求，因此設計和制造難度很大，目前國內尚不具備研制四輪式渦輪冷卻器的能力，最新技術為三輪式渦輪冷卻器［17-18］，即1個渦輪葉片、1個壓氣機葉片及1個風扇葉片安裝在同一根軸上。為解決該問題，盡管有研究者提出將四輪同軸結構改為雙軸套筒結構［19］，但是未對系統的熱力性能進行具體分析。

四輪式ACS的關鍵創新是通過兩級膨脹實現高效除濕和制冷。本文立足于國內自主技術，提出將四輪同軸結構變為2個獨立兩輪式組件的分體四輪式渦輪冷卻器，不限制兩軸安裝的相對位置，形成分體四輪升壓式高壓除水ACS（簡稱分體四輪式ACS）。另外，還進一步采用焓參數法對比分體四輪式ACS和四輪式ACS的熱力性能，并搭建分體四輪式ACS原理樣機開展系統性能摸底測試。本文研究成果為國產大飛機ECS的研制提供了技術儲備。

1 系統原理

現役飛機采用的四輪式ACS流程及熱力過程如圖1所示。圖中：P為各狀態點壓力，kPa；V為各狀態點體積，m3／kg。該系統工作原理是：增壓空氣（發動機引氣或電動增壓空氣）進入初級散熱器HX1中冷卻，在壓氣機C中進一步被壓縮，出口的高溫高壓氣體進入次級散熱器HX2冷卻，然后依次經過回熱器RH和冷凝器CON的熱邊，空氣在流動過程中達到飽和凝出水分，進入水分離器WS中分出游離水，出口的干燥空氣經過回熱器RH冷邊后在一級渦輪T1內膨脹降溫，經過冷凝器CON冷邊后在二級渦輪T2中再次膨脹，達到ACS出口溫度和壓力的要求。系統中分出的水可以噴入次級散熱器冷邊，增強換熱效果。換熱器冷邊的沖壓空氣由風扇F驅動。風扇及壓氣機由一級渦輪和二級渦輪共同驅動。從結構上來說，四輪式ACS中的2個渦輪葉片、1個壓氣機葉片、1個風扇葉片等4個高速旋轉部件需要在同一轉速下保持高性能的工作狀態，部件間的流量、效率、功率受到轉速的制約，系統設計難度較高。波音公司在新研發的B787客機上已經停止使用這種共軸四輪式系統，而是采用單獨電機驅動風扇，兩級渦輪共同驅動壓氣機［20］。

本文提出的分體四輪式ACS流程及熱力過程如圖2所示。一級渦輪與壓氣機同軸，對空氣進行壓縮；二級渦輪與風扇同軸，抽吸換熱器冷邊沖壓空氣。空氣經歷了與四輪式ACS相同的熱力過程，在渦輪內實現雙級膨脹，保證了系統的制冷性能。但是該系統與四輪式ACS的不同之處在于：壓氣機C和風扇F由一級渦輪T1和二級渦輪T2分別驅動，解除了4個部件轉速一致的限制。分體四輪實際是由一個渦輪-壓氣機渦輪冷卻器和一個渦輪-風扇渦輪冷卻器代替了一體化四輪式渦輪冷卻器（渦輪-渦輪-壓氣機-風扇）。

從圖1和圖2的熱力過程可以看出，盡管系統結構存在差異，但空氣經歷的熱力過程一致。分體四輪式ACS與四輪式ACS一樣采用雙級膨脹，可解決冷凝器的凍堵問題；不同點在于：分體四輪式ACS將渦輪-壓氣機、渦輪-風扇組件安裝在2根軸上，對系統總約束來說增加了一個功率平衡方程，實現了2級渦輪的解耦控制，減弱了部件匹配的難度。

圖1 四輪式ACS流程及熱力過程Fig.1 Schematic diagram of four-wheel ACS flow and thermal process

圖2 分體四輪式ACS流程及熱力過程Fig.2 Schematic diagram of split four-wheel ACSflow and thermal process

2 理論分析

2.1 焓參數法

為進一步評估分體四輪式ACS與四輪式ACS之間的性能差異，利用焓參數法對系統進行數學建模及熱力計算。該方法適用于復雜的ACS仿真，已在兩輪式、三輪式及四輪式ACS中得到應用［21-23］。焓作為狀態參數表征了兩相工質熱質交換的動力學特征，是對濕空氣溫度和含濕量的綜合描述。以0℃的空氣與0℃的液態水為零參考焓值點，濕空氣各點焓與溫度、含濕量和飽和含濕量有如下函數關系：

系統中包括初級散熱器、次級散熱器、回熱器、冷凝器等4個換熱器，冷邊流量大于等于熱邊流量，其焓效率為

式中：ηHX為換熱器效率；hh，i為換熱器熱邊進口焓值，kJ／kg；hh，o為換熱器熱邊出口焓值，k J／kg；hc，i為換熱器冷邊進口焓值，kJ／kg。

式中：TR1為沖壓空氣滯止溫度，K；PR1為沖壓空氣滯止壓力，kPa；T∞為環境溫度，K；k為等熵指數；P∞為環境壓力，kPa；Ma為飛機飛行馬赫數。

式中：WT1為一級渦輪輸出功率，k W；WC為壓氣機輸入功率，kW；WT2為二級渦輪輸出功率，kW；WF為風扇輸入功率，kW。

運用焓參數法可以匹配出各點狀態參數及關鍵部件的性能指標，計算流程如圖3所示。

圖3 焓參數法計算流程Fig.3 Calculation flow chart of enthalpy parameter method

2.2 算例分析

以傳統的發動機引氣-地面起飛工況為例進行計算，環境參數參照MIL-STD-210［1］中的熱天大氣數據，計算工況為地面起飛，環境參數如表1所示，關鍵部件的性能匹配結果如表2所示。

圖4顯示了分體四輪式ACS與四輪式ACS計算結果的P-V圖。可以看出，系統內各狀態點在熱力圖上的分布，2個系統熱力過程基本一致。引氣在初級散熱器內釋放熱量，減少了壓氣機的輸入功率。空氣經壓氣機進一步壓縮后處于高溫高壓狀態，增大了次級散熱器內的換熱溫差，同時高壓狀態下露點溫度更高，冷凝器中的空氣更容易凝出水分。空氣經一級渦輪膨脹后，可以保持溫度處于零上，從而避免冷凝器凍堵。冷凝器出口空氣二次膨脹，進一步降低空氣溫度。經過對比，分體四輪式ACS系統的熱力性能與四輪式ACS基本一致，也更加符合國內的技術水平，是大型民機國產化的合適方案。

表1 飛行環境參數Tab1e 1 F1ight environmenta1parameters

表2 關鍵部件性能匹配結果Tab1e 2 Matching resu1ts of kev components

圖4 分體四輪式ACS與四輪式ACS仿真結果對比Fig.4 Comparison of simulation results of split four-wheel ACSand four-wheel ACS

3 試驗平臺

為測試分體四輪式ACS的可行性及其性能，集成原理樣機如圖5（a）所示，系統外形尺寸為1 200 mm×770 mm×320 mm。搭建分體四輪式ACS測試平臺如圖5（b）所示。分體四輪式ACS測試平臺流程如圖6所示，試驗臺由3部分組成：發動機引氣模擬系統、沖壓空氣模擬系統及待測試的ACS。

發動機引氣模擬系統提供驅動ACS工作的高溫高壓空氣。來自實驗室氣源常溫干燥的高壓氣體流經電爐被加熱后，供入待測試的ACS中。通過控制電爐的加熱功率來模擬發動機引氣的溫度，通過閥門V1～V3調節發動機引氣的流量，引氣壓力由氣源壓力確定。

圖5 分體四輪式ACS實物圖Fig.5 Picture of split four-wheel ACS

沖壓空氣模擬系統提供初級散熱器和次級散熱器的冷邊空氣。利用分體四輪式ACS系統中的風扇幫助克服空氣流動阻力。在試驗過程中，將渦輪出口空氣直接通入系統冷邊作為熱沉，空氣流量不足時，可以打開閥門V4進行補充。

分體四輪式ACS主要由初級散熱器，次級散熱器、回熱器、冷凝器、渦輪-壓氣機渦輪冷卻器，渦輪-風扇渦輪冷卻器、高壓水分離器等部件構成。樣機中各部件均為實驗室內現成組件，未按照算例中的部件特性匹配結果進行研制。

試驗過程中，測試ACS在不同入口溫度、壓力、流量下的熱力性能。利用流量計G1、G2分別測量模擬引氣和沖壓空氣的空氣流量。利用溫度、壓力傳感器測量各狀態點的溫度和壓力。利用濕度傳感器DS、D1、D2測量空氣相對濕度。利用轉速計N1、N2分別測量渦輪-壓氣機和渦輪-風扇組件的轉速。試驗系統中測量儀器明細如表3所示。試驗數據通過數據采集系統自動記錄和保存。

圖6 分體四輪式ACS測試平臺流程Fig.6 Flow chart of split four-wheel ACS test bench

表3 測量儀器性能Tab1e 3 Performance of measurement instruments

4 結果與討論

測試過程中，模擬發動機引氣和沖壓空氣的入口狀態如表4所示，共獲得65組數據，其中系統出口溫度最低達到－34.2℃。系統出口冷空氣供入座艙，吸收座艙熱載荷及電子設備熱載荷，最后排出艙外。座艙排氣溫度te一般取35℃，根據系統出口溫度和引氣流量，按照式（13）可以計算出分體四輪式ACS的制冷量：

Q ＝Gfcp（te－t4）／3600 （13）式中：Q為系統制冷量，k W；Gf為模擬引氣流量，kg／h；cp為空氣比熱，kJ／（kg·K）；t4為分體四輪式ACS 系 統 出 口 溫 度，℃；te為 座 艙 排 氣溫度，℃。

除了利用試驗測量的系統出口溫度外，本文按照焓參數法計算了不同試驗工況下系統出口溫度（進氣參數及部件性能等輸入條件參照試驗數據），分別得到制冷量的試驗結果和計算結果，兩者對比如圖7所示。計算結果與試驗結果的誤差基本在±15%以內，驗證了焓參數法預測ECS熱力性能的可靠性，這也說明本文對于分體四輪式ACS和四輪式ACS系統的熱力性能一致的結論是正確的。測試結果顯示，系統最大制冷量為12.0 k W，此時引氣入口流量為634.0 kg／h，入口溫度為84.7℃。

表4 分體四輪式ACS測試工況Tab1e 4 Test conditions of sp1it four-whee1ACS

圖7 分體四輪式ACS制冷量計算與試驗結果對比Fig.7 Comparison of refrigeration capacity calculation and test results of split four-wheel ACS

式中：N為工況數；COPcal，i為第i個工況的COP計算結果；COPexp，i為第i個工況的COP試驗結果。

圖8 分體四輪式ACS的COP隨 的 變化Fig.8 Variation of COP with of split four-wheel ACS

5 結 論

1）本文提出的分體四輪式ACS利用渦輪-風扇、渦輪-壓氣機2個兩輪式渦輪冷卻器替代了四輪式渦輪冷卻器，實現兩級渦輪膨脹，取消4個高速部件轉速一致的限制。由于國內兩輪式渦輪冷卻器研制技術成熟、性能水平高，因此，所提系統可降低現役先進旅客機四輪式ACS的制造難度，有望實現“中國造”的大飛機環境控制系統。

2）基于焓參數法分析了分體四輪式與四輪式ACS的熱力過程，結果顯示盡管結構不同，2個系統的熱力性能仍保持一致。

3）65組不同工況摸底試驗表明，分體四輪式ACS 原理樣機系統出口溫度最低為－34.2℃，最高制冷量為12.0 kW，系統COP最高為1.15。

需要說明的是，因研制周期和經費約束，本文原理摸底試驗中的部件選型未能根據系統性能熱力計算獲得的參數進行研制，而是基于已有的某型殲擊機環境控制系統的成熟部件。