高温高湿环境下机载蒸发循环系统动态特性

朱子航，许 玉，郑文远，孟繁鑫，夏文庆

（1.南京航空航天大学飞行器环境控制与生命保障工业和信息化部实验室，南京210016；2.航空机电系统综合航空科技重点实验室，南京211106）

随着航空科技的快速发展，机载电子设备功率逐渐增大，传统的空气循环系统（ACS）愈发难以满足制冷量需求[1-3]。对于直升机来说，当其在高温高湿的严酷环境下执行飞行任务时，电子设备的散热和成员的热舒适将大受影响，进而对机载制冷系统的制冷量需求更为强烈[4-5]。相较于ACS，蒸发循环系统（VCS）具有COP 高、无须发动机引气及系统紧凑等显著优点，被认为是解决这一挑战的有效途径[6-7]。然而，气候条件的变化势必会对机载VCS的性能产生影响。因此，有必要开展高温高湿环境下机载VCS 的动态性能研究。

Zhao等[8]利用AMEsim建立了某型飞机飞行剖面内的机载VCS，并以冷凝器出口过冷度和蒸发器出口过热度为目标函数，对VCS 进行了系统性能仿真。Gupta等[9]对一种双座教练机的VCS进行了模拟，系统以R134a 为制冷剂，实现了环境温度40℃、飞行马赫数0.4 的条件下座舱平均温度26℃、相对湿度50%。Wen 等[10]比较了调节电子膨胀阀开度控制VCS 蒸发压力的方法和调节蒸发器出口过热度的控制方法。发现，在剧烈变化的环境下，改进后的控制策略可实现更稳定的调节效果，蒸发压力保持在420±16 kPa，蒸发温度可保持在20±2℃。Kang 等[11]以实验为基础，建立了ACS 和以R236fa 为制冷剂的VCS，通过改变压缩机转速、蒸发器空气侧流量、冷凝器空气侧流量和温度，测量了系统的运行特性，并据此对系统进行了优化。Mancin 等[12]实验研究了用于机载电子设备热管理的微型VCS。其中，制冷剂为R134a，压比为1.54～3.75，并得到系统的制冷量为37～374 W，COP为1.04～5.80。彭孝天等[13]利用AMESim 建立了直升机VCS以及座舱的模型，得到了地面与飞行状态下VCS的制冷量和COP 的动态变化。龙海等[14]在分析机载VCS各参数耦合关系的基础上，以集总参数法建立了压缩机和膨胀阀的稳态模型，以移动边界法建立了蒸发器和冷凝器的动态模型，从而得到了工质为R142b的系统模型，并通过实验对模拟结果进行了验证。

曹辉等[15]在Matlab/Simulink 仿真环境下，采用模块化的建模思想，建立了机载VCS 模型，并利用稳态算法模拟了制冷剂流量变化时系统制冷量和蒸发器出口过热度的变化。李运祥等[16]利用Matlab/Simulink对机载VCS 进行了优化，并发现蒸发压力、冷凝压力和压缩机转速是影响系统制冷量和COP的重要因素。

综上所述，目前有关机载VCS动态性能的研究主要以系统仿真为主，且多以蒸发压力/温度、冷凝压力/温度、过冷度、过热度、空气侧流量和温度、压缩机转速等参数中的单个或多个为目标函数，分析其对系统性能的影响。但对高温高湿环境下机载VCS 性能的研究鲜见报道，VCS在此类气候条件下的性能尚不清楚。因此，本文基于AMESim平台建立机载VCS仿真模型，并结合直升机典型飞行剖面，对VCS 进行动态仿真，揭示极端温度和湿度条件的影响，为高温高湿环境下飞行剖面内机载VCS的优化设计提供参考。

1 系统仿真

1.1 仿真模型

本文基于AMESim 构建的机载VCS 仿真模型如图1 所示。主要包括蒸发器、冷凝器、压缩机、膨胀阀以及飞机座舱等部件。制冷剂为R134a。座舱模型由挡风玻璃、外蒙皮和地板3 部分构成，并综合考虑导热、对流换热和辐射换热的影响。通过比例积分（PI）控制方法对压缩机转速进行控制，从而实现座舱温度调节的动态仿真。

图1 机载VCS仿真模型Fig.1 Simulation model of airborne VCS

1.2 参数设置

机载VCS 涉及的参数众多，主要参数设置如表1所示。冷凝器与环境空气进行换热。座舱回风与环境空气按照9 ∶1 的比例混合后再与蒸发器进行换热，从而保证座舱一定的新风量。制冷剂初始温度为20℃。座舱空气以及外部结构初始温度与环境温度一致。

蒸发器和冷凝器均采用铝制微通道换热器。制冷剂侧微通道截面为矩形，翅片截面为弧形，详细参数列于表2。蒸发器制冷剂侧水力直径为2.8 mm，冷凝器制冷剂侧水力直径为2.0 mm，具体构型见图2。制冷剂侧的两相流压降采用MÜller-Steinhagen[17]关联式计算，流动沸腾和冷凝传热系数则分别采用Shah[18]和Steiner[19]关联式计算。

表1 系统主要参数Tab.1 Key parameters of the system

表2 蒸发器和冷凝器主要参数Tab.2 Key parameters of the heat exchanger

图2 微通道换热器流道构型Fig.2 Channel configuration of the microchannel heat exchanger

1.3 飞行剖面

根据直升机的典型飞行状态，建立图3 所示的飞行高度H 和飞行速度v 剖面，环境大气采用ISA-1976标准[20]。由图3 可知，0～200 s 为地面待飞阶段，此时H=0 m ，v=0 km/h ；200～600 s 为爬升阶段I，此时H=0～1 000 m ，v=0～120 km/h ；600～800 s 为巡航阶段I，此时H=1000 m，v=120 km/h；800～1 000 s 为爬升阶段II，此时H=1 000～2 000 m，v=120～220 km/h；1 000～1 300 s 为 巡 航 阶 段II，此 时 H=2000 m ，v=220 km/h ；1 300～1 700 s 为 下 降 阶 段，此 时H=2 000～0 m，v=220～0 km/h；1 700～1 900 s 为地面停车阶段，此时H=0 m，v=0 km/h。

图3 飞行剖面Fig.3 Flight profile

基于上述飞行剖面，对高温高湿环境下机载VCS模型进行仿真，以座舱设定温度和环境温度为变量，通过PI方法控制压缩机转速，实现座舱温度的调节需求。

由上可见，本文与彭孝天等[13]所建模型差别显著：本文研究重点为极端温度和湿度对机载VCS 动态特性的影响；本文通过PI 控制方法实现座舱温度的调节；本文飞机剖面包含H 和v，系统特性变化更复杂；本文座舱模型含有新风系统，更符合直升机座舱真实情况。

Let Eqs. (6) – (5), finally we get the output resistance:

2 仿真结果

2.1 高温环境

在地面环境温度T0为35℃、40℃、45℃、50℃和55℃、相对湿度RH 为40%、座舱设定温度Tcab-set为28℃的条件下，对极端热湿环境下VCS 性能进行仿真。

图4展示了压缩机转速Ncomp随时间t 的动态变化趋势。从图中可以看出，总体上，T0越高，Ncomp越大。对于任一T0，在座舱温度Tcab未达到设定温度之前，压缩机均以最大转速3 300 r/min 工作；当Tcab=28℃时，Ncomp迅速下降；巡航阶段II期间Ncomp基本不变；下降阶段Ncomp呈先升后降的趋势。需要说明的是，下降阶段的变化是由于飞行速度和环境温度的耦合作用所致，该阶段飞行速度的下降减小了座舱热负荷，而环境温度的升高增加了座舱热负荷。

此外，在下降阶段，不同T0下Ncomp的峰值和出现时间差别显著，T0从35℃递增至55℃时，Ncomp分别在1 682 s、1 654 s、1 613 s、1 580 s 和1 552 s 达到峰值900 r/min 、1 126 r/min 、1 459 r/min 、1 866 r/min和2 250 r/min，表明T0越大，Ncomp峰值出现得越早。

图4 压缩机转速动态变化Fig.4 Dynamic change of compressor rotation speed

图5 展示了座舱实际温度随t 的动态变化趋势。由图可知，T0越高，座舱达到设定值（Tcab-set=28℃）所需要的时间越长。具体为：在T0从35℃递增至55℃时，座舱达到Tcab-set所需要的时间分别为45 s、99 s、185 s、317 s 和494 s。

图5 座舱实际温度动态变化Fig.5 Dynamic change of actual cabin temperature

图6、7展示了系统制冷量Q 和COP随t 的动态变化趋势。由图可见，总体上，T0越高，不同飞行阶段的Q 越大，COP 越小。例如，t=1 200 s 时，T0从35℃递增至55℃，所对应的Q 分别为2.59 kW 、3.60 kW 、4.72 kW、6.06 kW 和7.60 kW，所对应的COP 分别为7.52、5.24、3.85、2.87和2.23。对于任一T0，系统启动后，Q 持续下降至爬升阶段II结束。巡航阶段II，Q 保持不变。下降阶段，Q 先增加后降低，趋势与Ncomp的一致。例如，T0从35℃递增至55℃时，Q 分别在1 679 s 、1 638 s 、1 608 s 、1 560 s 和1 527 s 达到该阶段峰值4.16 kW、4.83 kW、5.82 kW、6.94 kW 和8.18 kW。Q 峰值出现时间相较Ncomp略有滞后。在地面停车阶段，Q 逐渐趋于稳定。

对于任一T0，系统启动后，COP 迅速下降。当Tcab=Tcab-set时，Ncomp迅速下降，COP 显著上升直至爬升阶段II 结束。在巡航阶段II，COP 保持稳定。在下降阶段，COP 持续降低，并在地面停车阶段逐渐趋于稳定。

图6 制冷量动态变化Fig.6 Dynamic change of refrigerating capacity

图7 COP动态变化Fig.7 Dynamic change of COP

2.2 高湿环境

保持系统部件参数和飞行剖面不变，改变环境湿度，对系统性能进行仿真，此时Tcab=45℃，Tcab-set=28℃，RH分别为15%、40%、65%和90%。

图8 展示了不同湿度时Ncomp随t 的动态变化趋势。由图可见，总体上，RH 越大，Ncomp越大。对于任一RH，Ncomp的变化趋势则与前述任一T0下其变化趋势类似。不同的是下降阶段，RH 从15%递增至90%时，Ncomp分别在1 564 s、1 613 s、1 647 s 和1 661 s 达到峰值，表明RH越大，峰值出现得越晚。

图8 不同环境湿度下压缩机转速动态变化Fig.8 Dynamic change of compressor rotation speed under different ambient humidity

图9 不同环境湿度下座舱实际温度动态变化Fig.9 Dynamic change of actual cabin temperature under different ambient humidity

图10 和11 展示了不同RH 下Q 和COP 随t 的动态变化趋势。总的来说，RH 越高，不同飞行阶段的Q越大，COP越小。例如，t=1 200 s 时，RH从15%递增至90% ，所对应的Q 依次为4.47 kW 、4.72 kW 、5.57 kW 以及6.42 kW ，所对应的COP 依次为3.90、3.85、3.58 以及3.35。对于任一RH，Q 和COP 的变化趋势则与前述任一T0下的变化趋势一致。

图10 不同环境湿度下制冷量动态变化Fig.10 Dynamic change of refrigerating capacity under different ambient humidity

图11 不同环境湿度下COP动态变化Fig.11 Dynamic change of COP under different ambient humidity

图12、13展示了不同RH下，座舱内蒸发器的压力损失Δpevap-r（制冷剂侧）和换热效率ηevap随t 的动态变化趋势。

从图12、13 中可看出，RH 越大，不同飞行阶段的Δpevap-r越大，ηevap越小。例如，t=1 900 s 时，RH 从15%递增至90%，所对应的Δpevap-r分别为9.60 kW、15.54 kW 、25.33 kW 和38.19 kW ，ηevap分 别 为0.498 3、0.498 1、0.483 8 和0.477 2。

对于任一RH，系统启动后，Δpevap-r持续下降至爬升阶段II 结束，而ηevap从地面待飞阶段开始上升，直到Ncomp下降后才随之下降至爬升阶段II 结束。巡航阶段II，Δpevap-r和ηevap基本不变。下降阶段，Δpevap-r和ηevap先增后降，与系统变化趋势一致。地面停车阶段，Δpevap-r和ηevap趋于稳定。

图12 不同环境湿度下蒸发器压降动态变化Fig.12 Dynamic change of evaporator pressure drop under different ambient humidity

图13 不同环境湿度下蒸发器换热效率动态变化Fig.13 Dynamic change of evaporator heat transfer efficiency under different ambient humidity

3 结论

本文基于AMESim平台建立机载VCS仿真模型，并结合直升机飞行剖面，通过PI控制方法对压缩机转速进行控制，实现对VCS性能的动态仿真。主要结论如下：

1）环境温度和湿度对系统性能的影响显著。环境温度或湿度越高，系统制冷量越大，COP越小，同时座舱达到设定温度所需时间越长。

2）环境湿度对蒸发器性能的影响显著。环境湿度越大，蒸发器的制冷剂侧压力损失越高，换热效率越低。

3）飞行剖面对系统性能的影响较大。主要是因为飞行高度和速度变化，会引起空气物性（温度、湿度、密度、压力）和座舱热载荷等联动变化。在地面待飞阶段和爬升阶段I，由于座舱初始热负荷较高以及压缩机的调节作用，各特性变化较剧烈；在巡航阶段I和巡航阶段II，各性能变化均较小；在爬升阶段II，制冷量明显下降、COP 增加、蒸发器换热效率和制冷剂侧压降均下降；在下降阶段，除COP持续下降外，其他参数由于飞行速度和环境温度对座舱热负荷的耦合作用先升后降，飞行阶段内存在明显的峰值；在地面停车阶段，各参数均趋于稳定。