彭孝天，姜 寒，李超越，馮詩愚，劉衛(wèi)華

（南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院飛行器環(huán)境控制與生命保障工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京210016）

隨著我國低空空域的開放，民用直升機(jī)未來發(fā)展?jié)摿薮骩1-2]。但由于直升機(jī)機(jī)載大功率電子設(shè)備散熱及司乘人員舒適性需求逐漸增加，傳統(tǒng)的通風(fēng)加熱難以滿足需求。蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)因性能系數(shù)高，無須發(fā)動機(jī)引氣等優(yōu)點(diǎn)，被認(rèn)為是未來直升機(jī)制冷系統(tǒng)的發(fā)展方向[3]。

在直升機(jī)空調(diào)系統(tǒng)設(shè)計過程中，采用試驗(yàn)的方法，其難度大且成本較高。在設(shè)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(chǔ)上[4-5]，但機(jī)載蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)運(yùn)行時，系統(tǒng)內(nèi)參數(shù)不斷變化，且系統(tǒng)各部件的熱力參數(shù)相互耦合，因而建立在穩(wěn)態(tài)工況下的設(shè)計無法反映系統(tǒng)的實(shí)際運(yùn)行特性[6]。

針對飛機(jī)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(jìn)行了動態(tài)仿真，驗(yàn)證了系統(tǒng)的設(shè)計合理性，分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性和靈敏度[7]。在國內(nèi)，李運(yùn)祥等[8]在Matlab/Simulink系統(tǒng)仿真環(huán)境下建立了機(jī)載蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)的動態(tài)數(shù)學(xué)模型，考察了不同參數(shù)階躍對系統(tǒng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)壓縮機(jī)轉(zhuǎn)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(shù)的動態(tài)響應(yīng)規(guī)律不同。金敏[9]在EASY5軟件平臺上實(shí)現(xiàn)了殲擊機(jī)蒸發(fā)制冷系統(tǒng)的動態(tài)仿真程序，并進(jìn)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(xué)科領(lǐng)域復(fù)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(diǎn)，已經(jīng)成功應(yīng)用于航空航天、車輛、船舶、工程機(jī)械等多學(xué)科領(lǐng)域[10-14]。

本文基于AMESim，以國內(nèi)某直升機(jī)制冷系統(tǒng)設(shè)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(jī)制冷系統(tǒng)性能動態(tài)變化過程，為今后機(jī)載蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)的工程設(shè)計、校核及優(yōu)化提供借鑒。

1 模型建立及驗(yàn)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(jī)、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(shù)依據(jù)直升機(jī)實(shí)際參數(shù)確定，座艙搭建為超元件模型，包括天花板、擋風(fēng)玻璃、地板以及其他熱傳導(dǎo)因素（絕熱材料，座椅，人員等），詳細(xì)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(shù)設(shè)置

本文所用直升機(jī)空調(diào)部件結(jié)構(gòu)參數(shù)由于涉及商業(yè)機(jī)密，具體的結(jié)構(gòu)參數(shù)等不便列出。系統(tǒng)主要參數(shù)設(shè)置如表1所示，壓縮機(jī)、蒸發(fā)器風(fēng)機(jī)、冷凝器風(fēng)機(jī)啟動時間設(shè)為2 s。

1.2 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

為驗(yàn)證模型的正確性，搭建圖3所示的試驗(yàn)系統(tǒng)。

表1 系統(tǒng)參數(shù)設(shè)置Tab.1 System parameter setting

圖3 空調(diào)試驗(yàn)系統(tǒng)室內(nèi)（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(shí)環(huán)境，實(shí)驗(yàn)艙模型按實(shí)際尺寸設(shè)計，且設(shè)有可調(diào)節(jié)的電加熱膜及加濕器用于模擬座艙熱濕負(fù)荷。實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)與仿真模型相同，在不同壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速下進(jìn)行多組試驗(yàn)，通過測量冷凝器風(fēng)量、進(jìn)出口溫度，以及壓縮機(jī)電流，間接計算得到系統(tǒng)制冷量及COP（性能系數(shù)）。利用仿真模型重復(fù)試驗(yàn)，得到對比結(jié)果如圖4、5所示。

可以看出，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的誤差均在10%以內(nèi)，說明模型仿真結(jié)果精度較高。

圖4 制冷量驗(yàn)證結(jié)果Fig.4 Test results of refrigeration capacity

圖5 COP驗(yàn)證結(jié)果Fig.5 Test results of COP

2 結(jié)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(nèi)空氣的溫、濕度，以及系統(tǒng)制冷量及性能系數(shù)隨時間的動態(tài)變化關(guān)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(nèi)，艙內(nèi)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(dá)到平衡狀態(tài)。當(dāng)外界環(huán)境溫度為30℃時，艙內(nèi)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(nèi)空氣相對濕度隨時間的變化，可以看出在前3min內(nèi)，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(guān)系如圖8所示。由圖8可見，制冷系統(tǒng)啟動初期，艙內(nèi)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(nèi)溫度逐漸下降，最終達(dá)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(shù)（COP）。由圖9可知，地面狀態(tài)下開機(jī)時，制冷系數(shù)COP迅速達(dá)到穩(wěn)定。

圖9 性能系數(shù)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(nèi)制冷劑流量減小，壓縮機(jī)耗功也對應(yīng)降低，因此COP值基本穩(wěn)定不變。即使環(huán)境溫度高達(dá)40℃，系統(tǒng)性能系數(shù)仍可達(dá)到4，較家用/車用空調(diào)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(shù)不變，研究典型任務(wù)剖面下的系統(tǒng)性能動態(tài)變化。

1）任務(wù)剖面。根據(jù)直升機(jī)特點(diǎn)，建立如圖10典型任務(wù)剖面[17-18]，且每上升1km，大氣溫度降低6.5℃。

圖10 任務(wù)剖面Fig.10 Flight envelope

2）座艙空氣溫度。圖11為飛行狀態(tài)下，艙內(nèi)空氣溫度隨時間的變化關(guān)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(jī)開車時，制冷系統(tǒng)尚未完全啟動，由于發(fā)動機(jī)及人員散熱，導(dǎo)致艙內(nèi)溫度高于外界環(huán)境溫度。在整個上升過程中，艙內(nèi)溫度不斷降低；在下降，由于機(jī)外大氣溫度升高，艙內(nèi)溫度輕微上升。且制冷系統(tǒng)不再像地面狀態(tài)時快速達(dá)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(diào)節(jié)來平衡外界環(huán)境參數(shù)的變化。

3）座艙空氣相對濕度。圖12為艙內(nèi)空氣相對濕度隨時間的變化關(guān)系，系統(tǒng)在開啟的前3min內(nèi)，空氣相對濕度值變化較快。之后受外界環(huán)境參數(shù)影響，其值逐漸增大至平穩(wěn)，飛行結(jié)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(shù)影響較大。直升機(jī)最終停車時，制冷量為7.0 kW左右，滿足設(shè)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(shù)（COP）。與地面狀態(tài)不同，飛行狀態(tài)下系統(tǒng)制冷系數(shù)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(jī)外空氣溫度越低，制冷系數(shù)越大，即巡航階段性能系數(shù)最高。另外，初始地面溫度越低，制冷系數(shù)越高。

圖14 性能系數(shù)隨時間的變化（飛行）Fig.14 COP variation with time（flying）

3 結(jié)論

本文基于AMESim仿真平臺，搭建了某直升機(jī)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(nèi)空氣的溫、濕度，以及系統(tǒng)制冷量及性能系數(shù)隨時間的動態(tài)變化關(guān)系。得到如下結(jié)論：

1）地面狀態(tài)時，制冷系統(tǒng)在開機(jī)20min后性能達(dá)到穩(wěn)定，制冷量滿足設(shè)計要求，系統(tǒng)性能系數(shù)高于4，且座艙最終溫、濕度分別為27℃、60%，滿足舒適性指標(biāo)[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(shù)越大；

3）飛行任務(wù)剖面對制冷系統(tǒng)性能影響較大，故今后在設(shè)計機(jī)載蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)時，可先通過仿真手段預(yù)測直升機(jī)在不同任務(wù)剖面下制冷系統(tǒng)動態(tài)變化，輔助完成制冷系統(tǒng)的設(shè)計、校核及優(yōu)化。