李 旭， 雷金果， 魏東濤， 張永亮

(空軍勤務學院航空四站系， 江蘇 徐州 221000)

飛機液冷車套管式換熱器設計與仿真

李 旭， 雷金果， 魏東濤， 張永亮

(空軍勤務學院航空四站系， 江蘇 徐州221000)

現(xiàn)役飛機液冷車廣泛采用板式換熱器作為機載液冷系統(tǒng)保障的制冷設備，由于其制造工藝復雜、后期維護困難，給航空兵部隊和空軍場站的飛機地面保障工作帶來不便，為解決這一問題，設計了新型套管式換熱器。該型換熱器為同心軸套管式結構設計，內管為制冷劑通道，外管為冷卻液通道，內管壁上增加了百葉窗式低直型翅片，以增加換熱面積，提高換熱效率。此外，計算了換熱器的主要工藝參數(shù)，并利用Simulink進行了仿真研究。仿真結果表明：當冷卻液入口溫度低于90℃時，該型換熱器能夠較好地滿足飛機液冷車的液冷保障要求。

飛機液冷車； 換熱器； 液冷系統(tǒng)

蒸發(fā)器是一種利用制冷劑蒸發(fā)以達到冷卻其他介質目的的換熱器，它在制冷系統(tǒng)中的作用是對外輸出冷量[1]。換熱器種類繁多，目前最常用的是管式換熱器和板式換熱器，約占市場總量的99%[2]?，F(xiàn)役飛機液冷車即采用板式換熱器作為制冷系統(tǒng)的蒸發(fā)器[3]，當飛機環(huán)境控制液冷系統(tǒng)停止工作時，通過在地面對冷卻液進行制冷降溫來控制飛機電子設備的工作環(huán)境溫度，提高其工作效能，降低故障率。

板式換熱器作為飛機液冷車主要工作系統(tǒng)——制冷系統(tǒng)的核心部件，具有換熱效率高、結構緊湊、重量輕等諸多優(yōu)點,但其制造工藝復雜、要求嚴格，板間通道較窄，密封墊圈有時會產生泄露[4]。這些缺點不僅會造成換熱器易堵塞、清洗和檢修困難，還容易導致冷卻液和制冷劑相互混合，污染冷卻液，進而污染機載制冷系統(tǒng)等問題，給航空兵部隊和空軍場站飛機液冷車的日常維護和保障工作帶來不便。筆者根據(jù)飛機液冷車的保障特點，設計了新型套管式換熱器作為其蒸發(fā)器，以彌補板式換熱器的不足。近年來，對于換熱器的設計和仿真研究成果較多，如：文獻[1-2，5]詳細說明了換熱器的傳統(tǒng)設計方法，如試湊法、總體分析法和局部分析法等；為了節(jié)省換熱器的設計時間與改進性能，文獻[6]通過建立換熱器的數(shù)學模型，進行仿真研究，提出了換熱器的優(yōu)化原則和方法。

根據(jù)航空兵部隊和空軍場站飛機地面液冷保障的需求，筆者運用總體分析法設計了新型套管式換熱器(以下簡稱“換熱器”)作為飛機液冷車的蒸發(fā)器，并對其進行Simulink仿真，考察其工作效能。

1 基本結構設計

新型飛機液冷車套管式換熱器的基本結構如圖1所示，主要由3部分組成：外部為保溫層，材料采用超細玻璃棉氈，主要作用是隔絕外界熱量干擾，為冷卻液保溫，且在飛機液冷車行進時，還能起到一定的減振作用；內部為換熱器的套管，屬于同心軸式換熱管，分為內管和外管；內管壁外增加翅片，以增加換熱器的換熱面積，提高換熱效率。

圖1 飛機液冷車套管式換熱器基本結構

換熱器負責制冷降溫的是內部的換熱管。換熱管為同心軸套管，內管為制冷劑通道，外管為冷卻液通道，二者通過換熱管內管壁進行間壁式對流換熱。內管壁外側增加了百葉窗式低直型翅片，以增加換熱面積，提高換熱效率。換熱器內部換熱套管的具體構造如圖2所示。圖中：d1為換熱管內管直徑；d2為換熱管外管直徑；d3為換熱管內管外翅片高度；δ1為翅片厚度；δ2為翅片間隙的距離；L為單根換熱管管長。

圖2 換熱管內部構造

2 工藝參數(shù)計算

2.1制冷量計算

1)機載液冷系統(tǒng)冷負荷

機載液冷系統(tǒng)冷負荷是確定飛機液冷車液冷系統(tǒng)工藝指標的基本依據(jù)，也是確定其換熱器制冷量的核心因素。根據(jù)飛機液冷車的定義和具體的保障功能[3]可知：飛機液冷車液冷系統(tǒng)冷負荷、換熱器冷負荷以及機載液冷系統(tǒng)冷負荷三者是相等的，均等于一定流量下的冷卻液從原始溫度降到需求溫度所吸收的冷量(或釋放的熱量)。

由物質比熱容的定義，得

Ql=ClMlΔTl,

(1)

式中：Ql為換熱器進出口冷卻液的熱量變化；Cl為冷卻液的比熱容；Ml為冷卻液的質量流量；ΔTl為冷卻液換熱前后的溫度差。

由文獻[2]可知

(2)

式中：Tli為換熱器進口處冷卻液的溫度(即原始溫度)；Tlo為換熱器出口處冷卻液的溫度(即需求溫度)；ρl為冷卻液的密度；Vl為冷卻液的體積流量。

由式(1)、(2)可得冷負荷為

Ql=ClρlVl(Tlo-Tli)。

(3)

2)換熱量

換熱器的換熱量(也稱“制冷量”)是指在確定的物流進口條件下，使其達到規(guī)定的出口狀態(tài)，冷流體和熱流體之間所交換的熱量，或冷、熱流體的間壁所傳遞的熱量[2]。

根據(jù)能量守恒定律，換熱器的換熱量等于制冷劑通過換熱器傳遞給冷卻液和外界的熱量，也等于機載液冷系統(tǒng)的冷負荷加上換熱器損失在間壁和外界的熱量，即

(4)

式中：Q為換熱器的換熱量；Qr為制冷劑的熱量變化；Q′為換熱過程中損失的熱量，考慮換熱器的實際工作情況，熱量損失很小，不妨取Q′=0。則

(5)

飛機液冷車套管式換熱器的換熱量為

(6)

[3，7]并計算，可得：Cl=4.174kJ/(kg·℃)；ρl=1 097kg/m3；Vl=30L/min=0.5×10-3m3/s；Tli=50 ℃；Tlo=10 ℃。

由此可得：飛機液冷車套管式換熱器換熱量Q=91.58kW。

2.2基本結構參數(shù)確定

1)基本結構參數(shù)關系式

設制冷劑的蒸發(fā)溫度T0=5 ℃，進入換熱器的干度為xi，出口干度為xo，則制冷劑的總質量流量為

(7)

式中：r為制冷劑在蒸發(fā)溫度T0=5 ℃時的汽化潛熱。由流量計算公式可得

Mr=ρrSv，

(8)

式中：ρr為制冷劑在蒸發(fā)溫度時的密度；S為換熱器內管的總流通截面積；v為制冷劑在換熱器內的流速。

根據(jù)圖2可得制冷劑通道的流通面積計算公式，參考文獻[6]可得制冷劑氣、液兩相并存時的密度計算公式，兩者共同組成如下方程組：

(9)

式中：Z為換熱器換熱管管數(shù)；S1為單根換熱內管的有效流通截面積；ρrl為液態(tài)制冷劑在蒸發(fā)溫度時的密度；ρrg為氣態(tài)制冷劑在蒸發(fā)溫度時的密度。

聯(lián)立式(7)-(9)并化簡，可得

(10)

參考文獻[4-9]并計算，可得參數(shù)如下：r=194kJ/kg；xo=1；xi=0.37；ρrl=1 388kg/m3；ρrg=16.67kg/m3；v=0.1m/s。

則換熱管管數(shù)與內管直徑的關系式為

(11)

2)換熱面積與管長

根據(jù)文獻[2]的換熱器換熱量計算公式，得

Q=KAΔTlr，

(12)

式中：K為換熱器的傳熱系數(shù)；A為換熱器的換熱面積；ΔTlr為換熱器的傳熱溫差。

在不計制冷劑阻力對蒸發(fā)溫度影響的情況下，得

(13)

根據(jù)圖2，換熱器的換熱面積也可表示為

(14)

式中：A1為單根換熱管的換熱面積。

聯(lián)立式(12)-(14)，可得單根換熱管管長為

(15)

由于R134a具備環(huán)保和安全性能好、汽化潛熱較大和質量熱容較小等優(yōu)點，目前飛機液冷車上的換熱器均采用R134a作為制冷劑[8]。因此，筆者設計的液冷車換熱器擬采用R134a作為制冷劑。參考文獻[8-10]并計算，可得參數(shù)如下：K=0.8 kW/(m2·℃)；ΔTlr=18.20 ℃；δ1=0.3 mm；δ2=2.1 mm；d3=6.5 mm。

再聯(lián)系式(11)，可得換熱管管長、管數(shù)與內管直徑三者之間的關系方程組為

(16)

為保證換熱器維護方便，滿足部隊裝備標準化的要求，依據(jù)文獻[10]和方程組(16)，取Z=18；d1=25 mm；L=200 mm；d2=38 mm；管厚度δ=2.5 mm。

根據(jù)上述公式計算可得出飛機液冷車套管式換熱器基本工藝參數(shù)，結果如表1所示。

表1 飛機液冷車套管式換熱器基本工藝參數(shù)

3 建模與仿真

3.1換熱器數(shù)學模型

以上采用傳統(tǒng)的換熱器設計方法，設計了飛機液冷車套管式換熱器。這種方法的優(yōu)點是較為簡便，大致分為3步：首先明確基本的換熱器形式，如套管式、板翅式等；其次根據(jù)換熱器的具體使用需求，預估換熱器最常遇到的工況，并按此工況計算相應的工藝參數(shù)；最后依據(jù)工藝參數(shù)和國內、國際規(guī)定的換熱器標準參數(shù)為其中的部件(如換熱管、翅片等)選取合適的型號。但此方法存在設計參數(shù)精度較低的問題，為此，筆者建立飛機液冷車套管式換熱器的數(shù)學模型，并進行仿真，以分析其在不同工況下的可用性。

1)管內制冷劑為充分混合的流體且沿管長方向作一元流動。在同一橫截面上流體具有均勻的流速，無邊界層，無徑向和切向溫差，忽略重位壓頭對制冷劑壓力變化的影響。

2)管外冷卻液對管壁以及管壁對管內制冷劑僅有徑向放熱，沿管長方向無導熱和其他熱交換，且認為管壁四周具有均勻的徑向熱強度。

3)管壁的徑向導熱系數(shù)為無限大，即管壁無徑向溫差，金屬溫度只沿長度方向有變化。

4)制冷劑在兩相區(qū)處于熱力學平衡狀態(tài)，兩相混合物的溫度等于相應壓力下流體的飽和溫度；在單相區(qū)忽略壓力變化對制冷劑溫度的影響。

5)在換熱管的任意流通截面上，汽、液兩相工質均勻混合，兩相之間無相對流動。

在換熱器的內管中，按制冷劑的不同狀態(tài)可分為過熱區(qū)、兩相區(qū)和過冷區(qū)，如圖3所示。但由于制冷系統(tǒng)膨脹閥的作用，換熱器被用作蒸發(fā)器工作時，往往不存在過熱區(qū)。因此，建模時對過熱區(qū)忽略不計，則換熱器入口處即為制冷劑的兩相區(qū)。給定某一積分時間步長Δt′，在t時刻換熱管入口處(記其空間位置為Z0)的制冷劑微元(記為0)，在t+Δt′時

圖3 制冷劑微元追蹤計算過程

刻將處于空間位置Z1=Δz1；記t時刻處于空間位置Z1=Δz1的制冷劑微元為1，則微元1在t+Δt′時刻將處于空間位置Z2=Δz1+Δz2，依次類推，對制冷劑流體進行遞推追蹤考察，計算過程如圖3所示。假定換熱管內制冷劑流速恒定為v′,則Δz1=Δz2=…=Δzn=v′Δt′，Zn=nv′Δt′。在忽略外界干擾的情況下，在t時刻空間位置Zn的微元n與空間位置Z0的微元0在t+nΔt′時刻的工況完全相同。不妨設微元0到達位置Z1時，從冷卻液吸收熱量ΔQ1；微元1到達位置Z2時，吸收熱量為ΔQ2…，依次類推，則微元0到達位置Zn時，共吸收熱量Qn=ΔQ1+ΔQ2+…+ΔQn。

陸游通過晚唐詩詞的價值評騭，實際上導向了“詩詞之辨體”；而其對晚唐詩詞的矛盾價值觀之張力影響也表露無遺：一方面是辨體、分體，在美學觀念、審美理想上是尚理與重意、以善為美與以真為美的分野，一方面又局囿于詞體“小道”的文類等級，徘徊、依違于審美與政教之兩端。

假設微元n處于兩相區(qū)，則對于冷卻液，有

(17)

根據(jù)圖2并參考文獻[2]的換熱器換熱量計算公式，可得各制冷劑微元與相應的冷卻液微元間的換熱量計算公式為

(18)

聯(lián)立式(17)、(18)，可得換熱器仿真的數(shù)學計算模型為

(19)

式中：Tn和Tn+1分別為微元n和n+1對應的冷卻液溫度；K′為微元的換熱系數(shù)；A′為微元的換熱面積；Tr為兩相區(qū)制冷劑的溫度。

Tn+1=kTn+(1-k)Tr。

(20)

通過迭代計算，可得出

Tn=knT0+(1-kn)Tr，n=1，2，…。

(21)

3.2仿真分析

依據(jù)式(21)進行迭代計算可得出冷卻液溫度的變化曲線。為提高計算效率和精確度，使用MATLAB進行計算，并利用程序中的Simulink模塊建立仿真模型，得出冷卻液溫度變化的曲線。

圖4 冷卻液溫度變化仿真模型結構

圖5 冷卻液溫度變化仿真曲線

由圖5可以看出：

1)進入換熱器溫度分別為70、80、90 ℃的冷卻液在經過換熱器制冷降溫后，當達到目標溫度10 ℃時，距換熱器入口的距離分別為3.240、3.456、3.672 m。

2)離開換熱器時，3種溫度的冷卻液分別降到了8.2、9.3、11 ℃。

3)仿真曲線前段斜率較高，后段斜率較低。即相較于后段，前端換熱效率較高，制冷降溫效果較好。

由此可知：

1)90 ℃近似可以看作冷卻液能否在換熱周期內降低到目標溫度10 ℃的分界點。冷卻液初始溫度低于90 ℃時，該換熱器能夠滿足在規(guī)定時間內將冷卻液降低到10 ℃的要求，否則無法滿足要求。

2)對于溫度高于90 ℃的冷卻液，且目標溫度低于10 ℃，則應當降低制冷劑流速，增大換熱周期，否則換熱器無法滿足保障要求。

3)根據(jù)飛機液冷車冷卻液的保障要求，冷卻液目標溫度應當控制在10～50 ℃范圍內。因此，當目標溫度高于10 ℃時，入口溫度高于90 ℃的冷卻液也可能滿足保障要求(需根據(jù)具體保障要求和目標溫度而定)。

4 結論

套管式換熱器不僅克服了現(xiàn)役飛機液冷車廣泛采用的板式換熱器制造工藝復雜、后期維護不便等缺點，并且能夠滿足飛機地面液冷保障的基本需求，在一定程度上減輕了航空兵部隊和空軍場站的飛機地面保障壓力，提高了保障效率，具有較好的軍事應用前景。

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[10] 全國壓力容器標準化技術委員會換熱設備分委員會.管殼式換熱器：GB151-1999[S].北京：學苑出版社，1999.

(責任編輯: 牛燕平)

DesignandSimulationofDouble-pipeHeatExchangerforAircraftLiquidCoolingCarts

LI Xu, LEI Jin-guo, WEI Dong-tao, ZHANG Yong-liang

(Department of Aviation Four Stations, Air force Logistics College, Xuzhou221000, China)

Aircraft liquid cooling carts on active service widely employ plate heat exchangers, whose manu-facturing process is complicated and maintenance is inconvenient, as the refrigeration equipment to support the airborne liquid cooling system, and it is inconvenient for air units and air force stations to carry on their aircraft ground support missions. To solve this problem, a new type of double-pipe heat exchanger aimed at the support characteristics of aircraft liquid cooling carts is designed. Its structural style is concentric tube type, with the cryogen works in the inside tube while the coolant in the outside one. Besides, louvers low straight fins are erected on the inside tube to increase the heat exchange area and efficiency. Meanwhile, some main technological parameters are computed, and a simulation research is carried on based on Simulink. The simulation results show that, when the coolant inlet temperature is lower than90℃, this type of the exchangers can meet the liquid cooling support requirements of aircraft liquid cooling carts.

aircraft liquid cooling cart; heat exchanger; liquid cooling system

1672-1497(2017)04-0075-05

2017-05-12

李 旭(1993-)，男，碩士研究生。

V351.3;TP391.9

：ADOI：10.3969/j.issn.1672-1497.2017.04.015