基于AMESim-Simulink的空气循环机性能影响研究

石旭东 蒋贵嘉 姜鸿晔

1(中国民航大学电子信息与自动化学院 天津 300300)2(中国民航大学航空工程学院 天津 300300)

0 引 言

飞机制冷系统为飞机座舱和设备舱提供低温空气，该种系统设计既要满足舱内乘客的温度舒适性，又要增加电子设备的工作可靠性。作为飞机制冷系统的核心组件，空气循环机的性能直接决定了飞机制冷系统的效果，而客机飞行的高度和速度的不同，会导致空气循环机的性能表现不同，在进行飞机空调系统的设计和优化时，难以获得与高空飞行时一致的飞行环境，空气循环机的性能表现就会有所不同，因此本文主要对飞行任务剖面中空气循环机性能的动态变化规律进行研究。

针对飞机空气循环机性能的研究，国内外已取得了一定的成果。邓瑾智[1]建立了动力涡轮驱动的逆升压式空气循环制冷系统各附件的数学模型，对系统进行了设计计算，分析了在不同自由参数(包括高度、马赫数、引气流量等)下性能的变化关系，研究了系统附件效率对系统性能的影响。Bender[2]对标准飞行任务的四个阶段(起飞、巡航、着陆和滑行)进行了火用分析，分析结果表明，在不同的飞行阶段即不同的飞行高度和马赫数下，飞机空调系统各部件的性能差异较大。李海涛等[3]对闭式循环的空调系统中各点的气动及热力参数进行匹配计算，获得系统内主要附件的性能参数，利用MATLAB/Simulink对系统进行仿真，研究飞行高度对空调系统的制冷和加温过程的影响。但是以上研究并未考虑飞机高度和马赫数的变化对空气循环机性能的影响，在实际飞行过程中，飞机的高度和马赫数时刻在调整，而飞机引气系统的进口参数会随高度和马赫数的变化而变化，进而影响空气循环机的性能。

本文首先根据飞机制冷系统的工作原理和方式，在Simulink和AMESim软件中建立飞机引气系统和三轮式空气循环机的模型；其次根据ISA大气剖面建立飞行任务剖面，通过Simulink和AMESim联合的方式，对飞机引气系统和空气循环机进行仿真；最后根据仿真结果分析飞行任务中空气循环机性能的变化。

1 引气系统和空气循环机模型

引气系统作用是在发动机运转时为飞机客舱提供气源，并为座舱增压，引气系统由发动机压气机、压力调节与预冷系统组成[4]。在Simulink软件中根据发动机压气机的工作原理建立数学模型，模型输入参数为飞行高度和马赫数，输出为发动机压气机出口的温度和压力。从发动机压气机出口的气体要经过压力调节和预冷系统的降温调压作用才可供给空气循环机使用，压力调节与预冷系统模型的输入为温度、压力、高度、马赫数，输出参数为温度和压力，发动机风扇为温度调节时提供冷却空气。

根据空气循环机的工作原理和方式，在AMESim软件中建立了三轮式空气循环机的模型。通过AMESim-Simulink接口实现引气系统和空气循环机模型的联合仿真[5]，为空气循环机的性能分析做基础工作。飞机引气系统和空气循环机模型结构设计图如图1所示。

图1 飞机引气系统和空气循环机模型结构设计图

1.1 发动机压气机模型

发动机压气机作为座舱增压供气源，要想深入研究空气循环机的性能，必须知道某一飞行高度和马赫数下的压力和温度。发动机压气机数学模型是根据给定的压气机参数和特性曲线计算在某一飞行参数下发动机压气机出口的温度和压力。其中发动机压气机的特性包括压气机增压比特性、总温比特性、流量特性以及入口总压恢复特性，计算过程如下[6-7]：

(1) 大气温度Th、压力Ph：

Th=288.15-0.006 5h

(1)

(2)

式中：h表示高度，单位为m；P0为海平面空气压力，P0取101 325 Pa；Th和Ph表示飞行高度上外界空气的静温和静压，单位分别为K和Pa。

(3)

(4)

(5)

(4) 引气出口温度T和压力P：

(6)

(7)

(5) 参数选取：

(8)

图2 发动机压气机参数和特性曲线

根据式(9)求压气机出口流量qm：

(9)

根据式(10)计算压气机引气的气动参数q(λ)，由q(λ)查气动函数表，得函数τ(λ)和π(λ)。

(10)

式中：q(λ)表示密流函数；Ac表示发动机压气机出口截面积，单位为m2；m取0.040 4(kg·K/J)0.5。

(5) 发动机冲压功Wr：

当飞机在飞行时，外界空气的初始压缩是由于空气在进气口的冲压效应引起的，表现为单位时间内冲压空气输入的动能，直接从发动机获得的冲压功，计算方法如下[8]：

(11)

T1=Th(1+0.2Ma2)

(12)

(6) 发动机压缩功Wpc：

压气机通过压缩作用来提高进入发动机内的空气温度和压力，供给发动机工作时所需的压缩空气，也可以为座舱增压使用，发动机压缩功Wpc计算方法如下[8]：

(13)

1.2 压力调节与预冷系统模型

本文基于AMESim软件建立引气系统的压力调节与预冷系统模型，该模型由接口设置模块、压力调节系统、预冷系统组成，如图3所示。其中接口设置模块通过联合仿真接口采集发动机压气机模型的温度和压力参数，输出温度、压力、湿度等参数到压力调节组件。由于发动机压气机出口压力随着飞行高度和马赫数有较大变化，压力调节系统使引气出口压力保持稳定，座舱的压力要满足乘员较舒适生存的需求，保证飞机结构的安全。压力调节组件主要由引气调节器、压力传感器、压力调节关断活门构成，通过调节压力调节关断活门的开度，使引气调节系统出口压力保持在3.1 barA[9]。预冷系统的作用是在引气进入气源总管前，通过预冷器控制活门控制通往预冷器的冷却空气量从而控制引气温度，对引气系统进行初步降温，由于发动机风扇气流的温度和压力随着飞行高度和马赫数有较大变化，通过调节风扇空气的流量使引气系统出口温度保持在473.15 K(200 ℃)。预冷系统由预冷器、预冷器空气活门、390 ℉传感器、恒温器组成。

图3 压力调节与预冷系统模型

1.3 空气循环机模型

本文基于AMESim软件建立空气循环机模型，如图4所示，空气循环机由热交换器、压气机、涡轮、冲压空气系统组成，其中冲压空气系统为热交换器提供冷却空气。空气循环机的工作原理为：来自发动机的高温、高压引气经过双级热交换器的初级热交换器初步冷却后进入到空气循环机压气机内使气流增压升温，然后再经双级热交换器的次级热交换器冷却，进入涡轮膨胀使压力温度降低形成冷路空气，同时带动压缩机工作，是空调系统的核心部件[10]。冷路空气温度和压力在涡轮出口得到大幅度降低，再与热路空气按一定比例混合后通向机舱。

图4 空气循环机模型

COP是指特定工况下组件以同一单位表示的制冷量除以总输入功率得出的比值。COP是衡量空气循环机性能优劣的重要指标，它表示能源转换效率之比，COP数值越大，表明空气循环机使用时能源转换效率越高，则在单位时间内，空气循环机的功率消耗量也就相对越少。空气循环机的制冷量Qc计算方法如下[8]：

(14)

式中：Tcabin表示客舱循环空气温度，取293.15 K；Tt表示涡轮出口温度，单位为K。

COP计算方法如下[8]：

(15)

式中：Wr表示发动机冲压功，单位为kW；Wpc表示发动机压缩功，单位为kW。

2 仿真分析

随着飞行高度和马赫数的变化，引气系统入口气流和发动机风扇气流的温度和压力也会变化，这会间接影响COP的大小，因此COP与飞行的状态有关，在不同的高度和马赫数下，COP值会有差异性。客机飞行航迹用飞行任务剖面表示，反映飞行任务中高度和马赫数随时间的变化情况，飞行任务剖面以起飞基地为原点，经过滑行、起飞、爬升、巡航、下降、进近、着陆和滑行等若干个飞行阶段[11]，典型的飞行任务剖面如图5所示。

图5 飞行任务剖面

从图5中可观察到飞行的高度和马赫数随时间变化的趋势相同，飞行高度根据飞行阶段的不同逐步变化，在1 860～3 055 s内为巡航阶段，在期间飞行达到最大高度10 668 m，而马赫数在飞行任务中均匀变化，在巡航阶段马赫数达到最大值0.82，飞行任务剖面反映了客机的飞行任务和航迹，依据仿真结果可知飞行的高度和马赫数随时间变化的情况。

由飞行员操作手册可知，飞机完成一次飞行任务要经过滑行和起飞、爬升、下降、进近和着陆几个阶段。爬升阶段时由于功率和燃料消耗加大，发动机推力和飞机的升力上升，进而飞机的高度和马赫数增加。巡航阶段保持合适的高度和匀速的状态稳定飞行。下降阶段和爬升阶段对应，飞机高度和速度减小，以节约燃料。则仿真结果与实际飞行工作过程完全一致。

外界空气的温度和压力会随着高度的增加而减小，在飞行任务中，外界空气的温度和压力随着ISA大气剖面的高度而变化，如图6所示。

图6 外界空气温度和压力

从图6中可以看出外界空气的温度和压力随着高度上升而均匀下降，随着高度下降而均匀上升，巡航阶段的外界空气的温度和压力稳定在244 K和0.24 barA。

由通用的国际标准大气内容可知，海拔越高，气温越低，因为对流层大气的主要直接热源是地面，离地面越远，得到的地面辐射越少，气温也就越低。每上升100 m，气温下降0.6摄氏度，而海拔每上升9 m，大气压降低100 Pa。因此，仿真结果与国际标准大气的内容一致。

根据式(11)、式(13)、式(14)求出空气循环机发动机冲压功Wr、发动机压缩功Wpc、制冷量Qc三个参数，在飞行任务剖面中各个参数变化如图7所示。

图7 空气循环机参数

从图7中可以看出发动机冲压功Wr是三个参数中最小的，且与飞行高度和马赫数的变化趋势相同，在巡航阶段达到最大值15.4 kW。而发动机压缩功Wpc与飞行高度和马赫数的变化趋势相反，在巡航阶段达到最小值129.37 kW。与其他两个参数对比分析可知，发动机压缩功Wpc的值在整个飞行阶段都最大，这是因为发动机压气机出口压力非常高，而外界空气的压力很低，需要消耗大量的功来使压气机出口压力升高。客舱制冷量Qc在整个飞行任务中稳定且保持36.24 kW，因此三轮式空气循环机提供的客舱制冷量Qc在飞行任务中变化不大。

在飞机的爬升阶段，飞行马赫数增加，空气在发动机进气口冲压功Wr即单位时间内冲压空气输入的动能增加，则COP会下降，由此可知空气循环机的制冷效率降低和系统能耗增大[12]；而发动机压缩功Wpc与飞行马赫数的变化趋势相反，所以爬升阶段的COP会上升，说明空气循环机的效率高、节能、能源利用率高。在巡航阶段，飞行的马赫数和高度稳定，则COP保持恒定。下降阶段的性能系数COP的变化过程则与爬升阶段相反。

空气循环机参数会影响性能系数COP的变化，但是对于整个飞行阶段来说，COP是空气循环机各个参数综合影响的结果，空气循环机性能系数COP仿真结果如图8所示。

图8 空气循环机性能系数

从图8可看出，在滑行和起飞阶段、巡航阶段、进近和着陆阶段，COP变化幅度很小；在爬升阶段1 355～1 845 s内，随着飞行高度和马赫数的增加，COP逐渐增加，说明空气循环机的效率高、节能、能源利用率高、制冷效果好；在下降阶段3 055～3 455 s内，随着高度和马赫数的下降，COP逐渐下降，说明空气循环机的效率和能源利用率降低，制冷效果减弱。

COP出现这种变化趋势是因为客舱制冷量Qc在飞行任务中稳定不变，发动机压缩功Wpc是空气循环机三个参数中的最大值，且与马赫数的变化趋势相反，三个参数综合影响后，则发动机压缩功Wpc是COP变化的主要因素，COP变化趋势与发动机压缩功Wpc相反。

3 结 语

本文根据引气系统和空气循环机的工作原理建立引气系统和空气循环机的模型，详细分析飞行任务剖面中空气循环机性能动态变化规律，得出以下结论：

(1) 发动机冲压功Wr是三个参数中最小的，与飞行高度和马赫数的变化趋势相同，而客舱制冷量Qc在飞行任务中变化不大。

(2) 发动机压缩功Wpc与飞行高度和马赫数的变化趋势相反，由于压气机需要消耗大量的功来使外界低压空气的压力升高，因此发动机压缩功Wpc不仅是三个参数中最大的，还是COP变化的主要因素。

(3) 空气循环机性能系数COP在飞行任务中动态变化，在滑行和起飞阶段、巡航阶段、进近和着陆阶段，COP变化幅度很小；在爬升阶段，COP的逐渐增加，空气循环机的效率高、节能、能源利用率高；在下降阶段，随着高度和速度的下降，COP逐渐下降，说明空气循环机的制冷效率和能源利用率降低。