彭孝天，姜 寒，李超越，馮詩愚，劉衛(wèi)華

（南京航空航天大學航空宇航學院飛行器環(huán)境控制與生命保障工業(yè)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(fā)展?jié)摿薮骩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(tǒng)的通風加熱難以滿足需求。蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)因性能系數高，無須發(fā)動機引氣等優(yōu)點，被認為是未來直升機制冷系統(tǒng)的發(fā)展方向[3]。

在直升機空調系統(tǒng)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(tǒng)的仿真往往建立在穩(wěn)態(tài)的基礎上[4-5]，但機載蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)運行時，系統(tǒng)內參數不斷變化，且系統(tǒng)各部件的熱力參數相互耦合，因而建立在穩(wěn)態(tài)工況下的設計無法反映系統(tǒng)的實際運行特性[6]。

針對飛機環(huán)境控制系統(tǒng)動態(tài)特性研究，J·E建立了制冷附件和系統(tǒng)的動態(tài)模型，并進行了動態(tài)仿真，驗證了系統(tǒng)的設計合理性，分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性和靈敏度[7]。在國內，李運祥等[8]在Matlab/Simulink系統(tǒng)仿真環(huán)境下建立了機載蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)的動態(tài)數學模型，考察了不同參數階躍對系統(tǒng)性能的影響，發(fā)現壓縮機轉速、膨脹閥開度、制冷劑流量發(fā)生階躍時，蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)各熱力性能參數的動態(tài)響應規(guī)律不同。金敏[9]在EASY5軟件平臺上實現了殲擊機蒸發(fā)制冷系統(tǒng)的動態(tài)仿真程序，并進行了動態(tài)分析得到了系統(tǒng)的動態(tài)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(tài)下系統(tǒng)動態(tài)性能。

近年來，一維多學科領域復雜系統(tǒng)建模仿真平臺LMS AMESim，因模型庫豐富、計算精度高等優(yōu)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(tǒng)設計為例，搭建其熱模型。仿真得到了不同外界環(huán)境溫度下，某直升機制冷系統(tǒng)性能動態(tài)變化過程，為今后機載蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)的工程設計、校核及優(yōu)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(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)主要包括微通道蒸發(fā)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(tǒng)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(tǒng)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(yè)機密，具體的結構參數等不便列出。系統(tǒng)主要參數設置如表1所示，壓縮機、蒸發(fā)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(tǒng)。

表1 系統(tǒng)參數設置Tab.1 System parameter setting

圖3 空調試驗系統(tǒng)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(huán)境，實驗艙模型按實際尺寸設計，且設有可調節(jié)的電加熱膜及加濕器用于模擬座艙熱濕負荷。實驗系統(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)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(tài)下，艙內空氣的溫、濕度，以及系統(tǒng)制冷量及性能系數隨時間的動態(tài)變化關系。

2.1 地面狀態(tài)

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(tǒng)啟動5min內，艙內空氣溫度迅速降低，并在20min后基本穩(wěn)定，此時制冷系統(tǒng)帶走的熱量與外界傳入座艙的熱量達到平衡狀態(tài)。當外界環(huán)境溫度為30℃時，艙內空氣溫度最終穩(wěn)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(wěn)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(tǒng)啟動初期，艙內空氣溫度較高，蒸發(fā)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(tài)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(tài)下開機時，制冷系數COP迅速達到穩(wěn)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(tǒng)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(wěn)定不變。即使環(huán)境溫度高達40℃，系統(tǒng)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(tài)

保持蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)參數不變，研究典型任務剖面下的系統(tǒng)性能動態(tài)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(tài)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(tǒng)尚未完全啟動，由于發(fā)動機及人員散熱，導致艙內溫度高于外界環(huán)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(tǒng)不再像地面狀態(tài)時快速達到穩(wěn)定，這是由于飛行過程中，制冷系統(tǒng)需要通過不斷調節(jié)來平衡外界環(huán)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(tǒng)在開啟的前3min內，空氣相對濕度值變化較快。之后受外界環(huán)境參數影響，其值逐漸增大至平穩(wěn)，飛行結束時穩(wěn)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(tài)下，系統(tǒng)制冷量的變化如圖13所示。由圖13可以看出，系統(tǒng)制冷量值逐漸降低，且變化曲線較地面狀態(tài)不光滑，制冷系統(tǒng)性能受飛行狀態(tài)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(tài)不同，飛行狀態(tài)下系統(tǒng)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(tǒng)及座艙的熱模型。計算得到地面與飛行2種狀態(tài)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(tǒng)制冷量及性能系數隨時間的動態(tài)變化關系。得到如下結論：

1）地面狀態(tài)時，制冷系統(tǒng)在開機20min后性能達到穩(wěn)定，制冷量滿足設計要求，系統(tǒng)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(tài)下，系統(tǒng)系能受飛行高度影響較大，且海拔越高，系統(tǒng)性能系數越大；

3）飛行任務剖面對制冷系統(tǒng)性能影響較大，故今后在設計機載蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)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(tǒng)動態(tài)變化，輔助完成制冷系統(tǒng)的設計、校核及優(yōu)化。