分體四輪式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)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(huán)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(huán)境控制系統(tǒng)（Environmental Control System，ECS）是維持艙內壓力、溫度／濕度及空氣品質等參數(shù)的重要保障，現(xiàn)役旅客機的ECS多采用空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)（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(jīng)過了近80年的發(fā)展［9-10］，發(fā)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(tǒng)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(jīng)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(fā)，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(xiàn)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(xiàn)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(shù)，同時估算了系統(tǒng)質量，結果發(fā)現(xiàn)四輪式ACS在除水性能上更好，同時能有效避免凍堵的發(fā)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(tǒng)的熱力性能進行具體分析。

四輪式ACS的關鍵創(chuàng)新是通過兩級膨脹實現(xiàn)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?yōu)?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(shù)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(tǒng)性能摸底測試。本文研究成果為國產(chǎn)大飛機ECS的研制提供了技術儲備。

1 系統(tǒng)原理

現(xiàn)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(tài)點壓力，kPa；V為各狀態(tài)點體積，m3／kg。該系統(tǒng)工作原理是：增壓空氣（發(fā)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(jīng)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(jīng)過回熱器RH冷邊后在一級渦輪T1內膨脹降溫，經(jīng)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(tǒng)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(tài)，部件間的流量、效率、功率受到轉速的制約，系統(tǒng)設計難度較高。波音公司在新研發(fā)的B787客機上已經(jīng)停止使用這種共軸四輪式系統(tǒng)，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(jīng)歷了與四輪式ACS相同的熱力過程，在渦輪內實現(xiàn)雙級膨脹，保證了系統(tǒng)的制冷性能。但是該系統(tǒng)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(tǒng)結構存在差異，但空氣經(jīng)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(tǒng)總約束來說增加了一個功率平衡方程，實現(xiàn)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(shù)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(shù)法對系統(tǒng)進行數(shù)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(tài)參數(shù)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(tài)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(shù)關系：

系統(tǒng)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(huán)境溫度，K；k為等熵指數(shù)；P∞為環(huán)境壓力，kPa；Ma為飛機飛行馬赫數(shù)。

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(shù)法可以匹配出各點狀態(tài)參數(shù)及關鍵部件的性能指標，計算流程如圖3所示。

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

2.2 算例分析

以傳統(tǒng)的發(fā)動機引氣-地面起飛工況為例進行計算，環(huán)境參數(shù)參照MIL-STD-210［1］中的熱天大氣數(shù)據(jù)，計算工況為地面起飛，環(huán)境參數(shù)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(tǒng)內各狀態(tài)點在熱力圖上的分布，2個系統(tǒng)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(jīng)壓氣機進一步壓縮后處于高溫高壓狀態(tài)，增大了次級散熱器內的換熱溫差，同時高壓狀態(tài)下露點溫度更高，冷凝器中的空氣更容易凝出水分。空氣經(jīng)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(jīng)過對比，分體四輪式ACS系統(tǒng)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(chǎn)化的合適方案。

表1 飛行環(huán)境參數(shù)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(tǒng)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(fā)動機引氣模擬系統(tǒng)、沖壓空氣模擬系統(tǒng)及待測試的ACS。

發(fā)動機引氣模擬系統(tǒng)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(jīng)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(fā)動機引氣的溫度，通過閥門V1～V3調節(jié)發(fā)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(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)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(xiàn)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(tài)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(tǒng)中測量儀器明細如表3所示。試驗數(shù)據(jù)通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)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(fā)動機引氣和沖壓空氣的入口狀態(tài)如表4所示，共獲得65組數(shù)據(jù)，其中系統(tǒng)出口溫度最低達到－34.2℃。系統(tǒng)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(jù)系統(tǒng)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(tǒng)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(tǒng) 出 口 溫 度，℃；te為 座 艙 排 氣溫度，℃。

除了利用試驗測量的系統(tǒng)出口溫度外，本文按照焓參數(shù)法計算了不同試驗工況下系統(tǒng)出口溫度（進氣參數(shù)及部件性能等輸入條件參照試驗數(shù)據(jù)），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(shù)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(tǒng)的熱力性能一致的結論是正確的。測試結果顯示，系統(tǒng)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(shù)；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(xiàn)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(tǒng)可降低現(xiàn)役先進旅客機四輪式ACS的制造難度，有望實現(xiàn)“中國造”的大飛機環(huán)境控制系統(tǒng)。

2）基于焓參數(shù)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(tǒng)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(tǒng)出口溫度最低為－34.2℃，最高制冷量為12.0 kW，系統(tǒng)COP最高為1.15。

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