石旭東，蔣貴嘉，張宇，趙宏旭,*

1. 中國民航大學(xué) 電子信息與自動化學(xué)院，天津 300300

2. 中國民航大學(xué) 航空工程學(xué)院，天津 300300

飛機空調(diào)系統(tǒng)是飛機的重要組成部分，其主要功用是調(diào)節(jié)飛機座艙和客艙的溫度和壓力，為機組和乘客提供安全舒適的溫度和壓力環(huán)境，防止因溫度和氣壓對人體造成不適帶來安全隱患。飛機空調(diào)系統(tǒng)由氣源、引氣調(diào)節(jié)、機艙壓力調(diào)節(jié)、客艙溫度調(diào)節(jié)和空氣分配等子系統(tǒng)組成[1]。在飛行過程中，由于空調(diào)系統(tǒng)內(nèi)外環(huán)境參數(shù)變化劇烈，各空調(diào)子系統(tǒng)容易出現(xiàn)故障，根據(jù)故障調(diào)查結(jié)果顯示，這些故障多是由活門、傳感器和制冷組件故障引起的[2]。在地面狀態(tài)下，飛機空調(diào)系統(tǒng)故障難以復(fù)現(xiàn)，而在飛機設(shè)計驗證和地面維修過程中又需要故障影響信息，因此進行基于聯(lián)合仿真的飛機空調(diào)系統(tǒng)故障影響分析具有重要意義。

目前國內(nèi)外許多學(xué)者致力于飛機空調(diào)系統(tǒng)研究，并取得了一定成果。Andrade等仿真研究了飛機空調(diào)系統(tǒng)空氣循環(huán)機(Air Cycle Machine, ACM)性能與馬赫數(shù)、座艙高度、座艙溫度及渦輪輸出功有效利用率的關(guān)系[3]；M?kel?利用AMESim平臺開發(fā)了包括空氣循環(huán)機和沖壓空氣系統(tǒng)在內(nèi)的飛機空調(diào)系統(tǒng)模型，通過輸入固定飛行參數(shù)，對空氣循環(huán)機和空調(diào)系統(tǒng)功能進行驗證[4]；Müller與空客合作開發(fā)了用于支持飛機空調(diào)系統(tǒng)設(shè)計的動態(tài)仿真模型庫，通過設(shè)置高度、馬赫數(shù)及表層溫度等參數(shù)，對模型進行仿真和驗證[5]；吳成云等在Simulink軟件中建立了飛行環(huán)境狀態(tài)參數(shù)計算模型和沖壓空氣系統(tǒng)模型，輸入飛行高度、溫度及壓力，計算出飛行高度上的沖壓空氣進氣溫度及壓力[6]。但以上研究只是針對飛行參數(shù)不變情況下的空調(diào)系統(tǒng)組件性能進行研究，而沒有針對飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)組件性能進行分析。發(fā)動機壓氣機出口溫度和壓力與高度和馬赫數(shù)有關(guān)，沖壓空氣組件進氣流量與高度、馬赫數(shù)、引氣溫度有關(guān)[7]。因此，根據(jù)飛行過程中飛行參數(shù)的變化情況對各組件性能進行研究很有必要。

本文以飛機空調(diào)系統(tǒng)為研究對象，深入分析飛行過程中各組件性能變化情況。第1節(jié)基于Simulink和AMESim軟件平臺建立了飛機空調(diào)系統(tǒng)模型，通過自定義接口實現(xiàn)Simulink和AMESim聯(lián)合仿真，其輸入為動態(tài)飛行參數(shù)。第2節(jié)對空調(diào)系統(tǒng)進行故障仿真，再現(xiàn)了飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)故障情況，深入研究系統(tǒng)組件故障時，空調(diào)系統(tǒng)各組件性能變化情況。第3節(jié)對本文進行總結(jié)，表明本研究對飛機設(shè)計驗證和地面維修具有重要意義。

1 空調(diào)系統(tǒng)模型

為了研究組件性能變化過程，本文建立了空調(diào)系統(tǒng)模型，包括沖壓空氣進氣口、發(fā)動機壓氣機、壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件、制冷組件等部分[8]。首先根據(jù)沖壓空氣進氣和壓氣機工作原理，在Simulink軟件中建立其數(shù)學(xué)模型，模型輸入為動態(tài)飛行參數(shù)，輸出為溫度和壓力。其次根據(jù)空調(diào)系統(tǒng)實際工作方式，在AMESim軟件中建立壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件和制冷組件模型，模型輸入和輸出均為溫度和壓力。最后基于AMESim-Simulink平臺實現(xiàn)發(fā)動機壓氣機模型、沖壓空氣進氣口模型、壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型、制冷組件模型聯(lián)合仿真[9]。根據(jù)上述建模過程，飛機空調(diào)系統(tǒng)模型結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 飛機空調(diào)系統(tǒng)模型結(jié)構(gòu)示意圖

1.1 沖壓空氣進氣口模型

熱交換器冷邊氣體來自沖壓空氣組件提供的外界沖壓空氣，沖壓空氣進氣溫度和壓力與高度和馬赫數(shù)有關(guān)。通過沖壓空氣進氣口模型可計算某飛行參數(shù)下沖壓空氣進氣溫度和壓力[6]，計算過程為

Tram=αtTh[(1+0.2Ma2)-1]

(1)

Pram=αpPh[(1+0.2Ma2)3.5-1]+Ph

(2)

式中：αt、αp分別為沖壓空氣進氣口溫度恢復(fù)系數(shù)及壓力恢復(fù)系數(shù)；Th為外界空氣溫度，K；Ph為外界空氣壓力，Pa；Ma為飛行馬赫數(shù)；Tram為沖壓空氣進氣溫度，K；Pram為沖壓空氣進氣壓力，Pa。

外界空氣溫度Th和外界空氣壓力Ph為

Th=288.15-0.006 5h

(3)

(4)

式中：h表示高度，m；P0=101 325 Pa，表示海平面大氣空氣壓力。

1.2 發(fā)動機壓氣機模型

在發(fā)動機壓氣機模型中，根據(jù)壓氣機參數(shù)和特性曲線可計算某飛行參數(shù)下壓氣機出口空氣溫度和壓力。發(fā)動機壓氣機特性包括壓氣機增壓比特性、總溫比特性、流量特性以及入口總壓恢復(fù)特性[10]。

1) 壓氣機出口氣體溫度T和壓力P

壓氣機出口氣體溫度T和壓力P計算過程為

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

(10)

(11)

3) 參數(shù)選取

(12)

壓氣機出口流量qm為

(13)

式中：qmax為發(fā)動機在標準條件下地面試車時最大流量; 101 325 Pa及288 K為標準地面大氣壓力和溫度[11]。

壓氣機引氣氣動參數(shù)為

(14)

式中：q(λ)為流量函數(shù)；Ac為發(fā)動機壓氣機出口截面積，m2;m=0.040 4 (kg·K/J)0.5，由q(λ)查氣動函數(shù)表，得函數(shù)τ(λ)和π(λ)。

4) 沖波恢復(fù)系數(shù)σ和進氣道恢復(fù)系數(shù)σ*

沖波恢復(fù)系數(shù)σ和發(fā)動機進氣道恢復(fù)系數(shù)σ*由高度h和馬赫數(shù)Ma計算求得；沖波恢復(fù)系數(shù)σ由曲線σ=f(Ma)求得，當(dāng)Ma<1時，σ=1；發(fā)動機進氣道恢復(fù)系數(shù)σ*根據(jù)實際曲線計算。

1.3 壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型

由于發(fā)動機壓氣機出口空氣溫度和壓力在飛行過程中有較大變化，在壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件調(diào)節(jié)作用下使引氣狀態(tài)保持穩(wěn)定，供下游組件使用。在空氣進入氣源總管前，預(yù)冷組件使引氣系統(tǒng)出口溫度保持在473.15 K[3]。為了給乘客提供舒適環(huán)境以及保證飛機的結(jié)構(gòu)安全[12]，引氣壓力需保持在3.1 barA[13](barA為絕對壓力單位，詳見附錄A)。

在AMESim軟件中建立壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型，其結(jié)構(gòu)如圖2所示。該模型由接口設(shè)置模塊、壓力調(diào)節(jié)組件模塊、預(yù)冷組件模塊組成。接口設(shè)置模塊實時接收發(fā)動機壓氣機輸出溫度和壓力，并輸送至壓力調(diào)節(jié)組件使用。壓力調(diào)節(jié)組件主要由引氣調(diào)節(jié)器(Bleed Air Regulator, BAR)、壓力傳感器、壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門(Pressure Regulator and Shutoff Valve, PRSOV)組成。預(yù)冷組件由預(yù)冷器、預(yù)冷器空氣活門、390℉傳感器、450℉恒溫器組成。

圖2 壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型

1.4 制冷組件模型

由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)可知，來自發(fā)動機壓氣機引氣形成熱路和冷路空氣，通過控制冷空氣和熱空氣比例，得到滿足人體生理和工作需要的座艙空氣。制冷組件作用是對引氣進行降溫形成冷路空氣[14]。

在AMESim軟件中建立了升壓式空氣循環(huán)制冷組件模型，其結(jié)構(gòu)如圖3所示。制冷組件模型包括沖壓空氣組件、初級熱交換器、次級熱交換器、空氣循環(huán)機、回?zé)崞?、冷凝器、水分離器、溫度控制組件等模塊。沖壓空氣組件吸入外界空氣為熱交換器提供冷卻氣體[15]。熱交換器利用沖壓空氣組件提供的沖壓空氣對高溫引氣進行熱交換。ACM由壓氣機、渦輪和風(fēng)扇組成，對熱交換器出口空氣進一步冷卻?？諝饨?jīng)過回?zé)崞骱屠淠骱?，由高壓水分離器分離出冷凝水。溫度控制組件調(diào)節(jié)熱路空氣流量，使客艙進氣口處溫度達到預(yù)定值。

圖3 制冷組件模型

2 典型故障仿真

依據(jù)故障隔離手冊和相關(guān)文獻選取飛機空調(diào)系統(tǒng)的預(yù)冷器泄漏、預(yù)冷器空氣活門卡死、壓力傳感器沖擊、沖壓空氣進氣作動筒卡死等典型故障進行仿真，對比分析飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)正常和故障時組件性能變化情況[16]。飛行任務(wù)剖面反映飛行過程中高度和馬赫數(shù)隨時間變化情況[17]，為此將飛行任務(wù)剖面參數(shù)作為模型仿真的系統(tǒng)輸入。根據(jù)故障調(diào)查結(jié)果顯示，故障主要發(fā)生在飛行過程中的爬升、巡航、下降等階段。典型的飛行任務(wù)剖面如圖4所示，其中1 860～3 055 s為巡航階段，飛行高度和馬赫數(shù)分別為10 668 m和0.82。

圖4 飛行任務(wù)剖面

2.1 預(yù)冷器泄漏故障

預(yù)冷器位于圖2的壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型中。由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作原理可知，實際工作中，450℉恒溫器通過調(diào)節(jié)預(yù)冷器空氣活門開度來減少冷邊流量，使引氣系統(tǒng)出口溫度和壓力分別保持在473.6 K和3.1 barA左右[18]。但是預(yù)冷器在工作過程中，由于密封失效原因會出現(xiàn)空氣泄漏現(xiàn)象，主要表現(xiàn)為預(yù)冷器熱邊流量突變。在此故障下，預(yù)冷器冷邊流量、預(yù)冷器熱邊出口壓力、預(yù)冷器熱邊出口溫度變化異常。預(yù)冷器熱邊空氣泄漏故障仿真結(jié)果如圖5所示。

當(dāng)預(yù)冷器工作正常時，預(yù)冷器熱邊流量、預(yù)冷器冷邊流量、預(yù)冷器熱邊壓力在飛行過程中動態(tài)變化著，預(yù)冷器熱邊溫度保持在473.6 K左右。

假設(shè)預(yù)冷器熱邊泄露故障發(fā)生在飛行任務(wù)剖面第2 000 s，此時飛機處于巡航階段，預(yù)冷器熱邊流量由324.14 g/s減小至321.8 g/s，如圖5(a)和5(b)所示。故障發(fā)生后，在450℉恒溫器的控制作用下，預(yù)冷器冷邊流量開始緩慢減小，與正常流量最大相差1.74 g/s。預(yù)冷器熱邊壓力開始由3.09 barA減小至3.07 barA。預(yù)冷器熱邊溫度保持在473.6 K左右，如圖5(c)～圖5(e)所示，仿真結(jié)果與實際故障現(xiàn)象一致。

圖5 預(yù)冷器泄漏故障仿真

文獻[18]認為預(yù)冷器熱邊溫度為473.15 K，與仿真結(jié)果對比表明，預(yù)冷器熱邊溫度誤差較小，模型及仿真結(jié)果得到了驗證。

2.2 預(yù)冷器空氣活門卡死故障

預(yù)冷器空氣活門位于圖2的壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型中。由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作原理可知，實際工作中，450℉恒溫器控制著預(yù)冷器空氣活門開度來調(diào)節(jié)預(yù)冷器冷邊流量，使預(yù)冷器熱邊出口溫度保持在473.15 K[18]。但是預(yù)冷器空氣活門在長時間工作后易出現(xiàn)卡死故障，主要表現(xiàn)為預(yù)冷器空氣活門開度不變。在此故障下，預(yù)冷器熱邊和冷邊出口流量、預(yù)冷器熱邊進出口溫度、預(yù)冷器冷邊進出口溫度變化異常。預(yù)冷器空氣活門卡死故障仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6 預(yù)冷器空氣活門卡死故障仿真

當(dāng)預(yù)冷器空氣活門工作正常時，預(yù)冷器空氣活門開度、冷邊出口流量、預(yù)冷器熱邊進口溫度、預(yù)冷器冷邊出口溫度在飛行過程中動態(tài)變化著，預(yù)冷器熱邊出口流量和預(yù)冷器進口溫度保持不變，預(yù)冷器熱邊出口溫度保持在473.15 K。

假設(shè)活門卡死故障發(fā)生在飛行任務(wù)剖面第1 630 s， 此時飛機處于巡航階段，預(yù)冷器空氣活門開度保持在0.187，如圖6(a)和圖6(b)所示。在1 630 ～3 270 s內(nèi)，預(yù)冷器熱邊出口流量高于正常流量，而預(yù)冷器熱邊出口溫度低于正常溫度。在3 270～4 000 s內(nèi)，預(yù)冷器熱邊出口流量低于正常流量，而預(yù)冷器熱邊出口溫度高于正常溫度。預(yù)冷器熱邊出口流量和預(yù)冷器熱邊出口溫度與正常曲線最大相差分別為4.215 g/s和31.6 K?；铋T出現(xiàn)卡死故障后，預(yù)冷器冷邊流量無法調(diào)節(jié)，與正常流量最大相差45.07 g/s，如圖6(c)和圖6(d)所示，仿真結(jié)果與實際故障現(xiàn)象一致。

同理根據(jù)文獻[18]可知，預(yù)冷器熱邊溫度為473.15 K，對比結(jié)果表明，本文所建立的仿真模型誤差較小，模型及仿真結(jié)果得到了驗證。

2.3 壓力傳感器沖擊故障

壓力傳感器位于圖2的壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型中。由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作原理可知，壓力傳感器檢測發(fā)動機壓氣機出口壓力并反饋給引氣調(diào)節(jié)器，引氣調(diào)節(jié)器通過調(diào)節(jié)壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門開度，使引氣系統(tǒng)出口壓力保持在3.1 barA。但是壓力傳感器易出現(xiàn)故障，其中電源或地線中隨行干擾、浪涌電火花放電等原因會引起壓力傳感器沖擊故障[19]，主要表現(xiàn)為壓力傳感器輸出突變。在此故障下，壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門開度、引氣系統(tǒng)出口壓力變化異常。壓力傳感器沖擊故障仿真結(jié)果如圖7所示。

圖7 壓力傳感器沖擊故障仿真

當(dāng)壓力傳感器工作正常時，引氣系統(tǒng)出口壓力在BAR的調(diào)節(jié)作用下保持在3.1 barA，壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門開度在飛行過程中動態(tài)變化。

傳感器沖擊故障屬于瞬時故障，為了對仿真結(jié)果對比分析，假設(shè)故障分別發(fā)生在飛行任務(wù)剖面第1 600、2 000、3 100 s，飛機處于上升、巡航、下降階段，如圖7(a)所示。當(dāng)壓力傳感器出現(xiàn)沖擊故障時，其輸出值出現(xiàn)偏差，如圖7(b)所示。在故障飛行過程中，壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門開度因傳感器輸出值偏差而偏離正常開度，與正常開度最大相差0.166。在活門調(diào)節(jié)作用下，空氣流量表現(xiàn)異常，導(dǎo)致引氣壓力開始偏離正常壓力，引氣壓力與正常壓力最大相差1 barA，如圖7(c)和圖7(d)所示，這對人體生理要求和飛機結(jié)構(gòu)安全構(gòu)成了威脅，仿真結(jié)果與實際故障結(jié)果一致。

文獻[13]認為引氣系統(tǒng)出口壓力保持在3.1 barA， 而引氣系統(tǒng)出口壓力仿真結(jié)果為3.09 barA 左右，引氣系統(tǒng)出口壓力誤差較小，模型及仿真結(jié)果得到了驗證。

2.4 沖壓空氣進氣作動筒故障

沖壓空氣進氣作動筒位于圖3的制冷組件中。由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作原理可知，沖壓空氣進氣作動筒帶動進氣組件來調(diào)整沖壓空氣流量，為初級和次級熱交換器提供冷卻空氣[20]，使壓氣機出口溫度穩(wěn)定在383.15 K[21]，但是沖壓空氣進氣作動筒容易出現(xiàn)機械卡死故障，主要表現(xiàn)為沖壓空氣流量無法調(diào)節(jié)，進而影響制冷組件的制冷效果。在此故障下，熱交換器出口溫度、壓氣機出口溫度、渦輪出口溫度變化異常。沖壓空氣進氣作動筒故障仿真結(jié)果如圖8所示。

圖8 沖壓空氣進氣作動筒卡死故障仿真

在沖壓空氣作動筒工作正常時，沖壓空氣流量、初級和次級熱交換器出口溫度、渦輪出口溫度在飛行過程中動態(tài)變化著，而壓氣機出口在飛行過程中微弱變化，基本保持在383.15 K左右。

假設(shè)故障發(fā)生在飛行任務(wù)剖面第3 360 s，此時飛機處于下降階段，沖壓空氣進氣作動筒卡死后沖壓空氣流量一直保持在305.99 g/s，如圖8(a)和圖8(b) 所示。在故障后飛行過程中，由于沖壓空氣流量減少，導(dǎo)致初級和次級熱交換器出口溫度升高，與正常溫度最大相差分別為5.72 K和4.16 K。初級和次級熱交換器出口溫度升高間接導(dǎo)致壓氣機和渦輪出口溫度升高，與正常溫度最大相差分別為6.27 K和3.06 K，如圖8(c)和圖8(d)所示，因此仿真結(jié)果與實際故障結(jié)果一致。

文獻[21]認為壓氣機出口溫度穩(wěn)定在383.15 K， 而本文仿真結(jié)果也在383.15 K左右，壓氣機出口溫度誤差較小，模型及仿真結(jié)果得到了驗證。

3 結(jié) 論

經(jīng)過飛機空調(diào)系統(tǒng)聯(lián)合仿真和對仿真結(jié)果進行分析，可得到如下結(jié)論：

1) 以飛行任務(wù)剖面中高度和馬赫數(shù)為空調(diào)系統(tǒng)仿真模型輸入?yún)?shù)，可模擬飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)動態(tài)變化過程。

2) 結(jié)合系統(tǒng)工作原理及相關(guān)文獻資料，驗證了空調(diào)系統(tǒng)模型有效性及仿真結(jié)果可靠性。

3) 對空調(diào)系統(tǒng)典型故障進行模擬，分析故障時組件性能變化過程，使維修人員了解故障影響情況，有助于飛機空調(diào)系統(tǒng)地面維修。

4) 模擬飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)動態(tài)變化過程，可為飛機設(shè)計驗證提供故障模型。