气候实验室环境场动态平衡调控技术研究

杜文辉, 吴敬涛, 任战鹏, 马建军

(中国飞机强度研究所 强度与结构完整性全国重点实验室,陕西 西安 710065)

飞机实验室低温试验[1]是以全状态飞机为试验对象,在实验室中对其施加低温环境,考核其在低温环境下的功能和性能的试验。相对于外场自然环境试验,实验室低温试验具有试验条件高度可控、试验组织协调方便等优势。在飞机试飞或取证进程中,需要考核发动机及其交联系统(如加速处理器(Accelerated Processing Unit,APU)、气源系统、燃油系统等)之间的匹配性,验证飞机整机对极端低温环境的适应性。民用飞机航空规章CCAR25.1301(a)(4)规定所安装的每项设备必须在安装后功能正常;CCAR25.1309设备、系统和安装第(a)条规定：凡航空器适航标准对其功能有要求的设备、系统和安装,其设计必须保证在各种可预期的运行条件下能完成预定功能,这其中就包括必须证明飞机在极端低温下能正常启动发动机。

国外已经开展了多年的整机实验室低温环境适航符合性试验,包括空客A350XWB、波音787等型号的飞机都在美国麦金利实验室(McKinley Climatic Laboratory)经过极端低温的考核,为飞机设计、研制和改进提供了坚实的基础保障,保证飞机具有全球竞争力。飞机实验室低温试验与外场高寒试验[2]一样是高度动态的,飞机启动APU或发动机,操作各飞机系统,检查飞机各系统功能是否正常、性能是否出现衰减等,发动机的低温启动和工作试验是一项重要试验。发动机启动或运行时,一方面必须将发动机高温尾气安全地排出实验室,另一方面必须向实验室内补充等量的经处理过的低温空气,以维持试验条件和室内压力,保障试验安全。

目前世界上具备发动机启动能力的主要有美国的麦金利实验室和韩国的ADD实验室(Environmental Test Facility of Agency for Defense Development)。麦金利实验室刚建成时具有90 kg/s的空气补偿能力,经过1966年和1997年的升级,目前具备454 kg/s的空气补偿能力[3],其采用载冷剂蓄冷的方式制冷：使用2 838 m3的20%氯化钙盐水(存储温度-4.4 ℃)和2 838 m3的二氯甲烷(存储温度-72 ℃)作为冷媒,通过2级冷却将补偿空气最低冷却至-54 ℃。ADD实验室建成于2008年[4],主要用于军用飞机的气候试验,其配套的空气补偿系统流量为225 kg/s,采用 HC-30 载冷剂蓄冷和蓄热的方式,可实现的补偿空气温度范围为-18～54 ℃。我国已经建成了适用于飞机整机气候试验的大型综合性气候实验室[5],可满足飞机APU启动和工作特性试验条件,尚不具备实验室内大流量发动机试验条件。若打开实验室的大门被动引入室外常温高焓空气补偿发动机运行消耗,实验室制冷系统无法平衡这部分热量,短时间内也会造成室内温度大幅度上升。这给发动机高温高压尾气安全有效排放、大流量低温空气快速补偿与发动机运行气流平衡带来了巨大挑战,为实验室高寒环境的精准模拟带来了极其严峻的考验。目前我国在密闭空间高寒环境大涵道比发动机起动试验技术方面尚属空白,大型客机实验室发动机低温起动面临巨大技术难题。

1 发动机补排气系统

1.1 发动机尾气分割排放系统

高寒环境下大型客机发动机运行过程中,高温高压尾气排放量巨大且密闭实验室补气量有限对试验的有效性、安全性有严重影响。通过发动机自然射流和分割排放仿真分析模型[6-8],建立了发动机自然流动CFD(Computational Fluid Dynamics,计算流体力学)仿真模型,如图1所示,为减少所需的排放量,在发动机尾气下游设置排气管道,将内涵高温燃气全部排出的同时,只排出小部分外涵“常温”尾气,实现发动机尾气的分割排放,对尾气进行CFD仿真,尾气流动分布[9-10]如图2所示。

图1 发动机尾气分割排放计算模型

图2 自然状态尾气流动分布

设计了内、外涵尾气“分割排放”设计方案,研制了一套适用于大涵道比发动机慢车启动试验的尾气分割排放系统,如图3所示。整体上,该系统主要由排放管道、排放塔、管道支架、阀门、测控装置等部分组成。为满足两台发动机均进行试验,每一台发动机配套单独的排放管道并在管道上设置阀门。排放管道主要由初始引导段、变径、耐高温软接、排放段组成。经过变径降低后端管道内流速和压力损失,大幅降低了实验室低温空气排放量,保证了实验的有效性和安全性。

图3 尾气分割排放系统

1.2 大流量全新风空气补偿系统

实验室密闭空间发动机运行极端低温空气补偿要求流量大、温度低、热负荷高。基于实验室结构条件和可用条件以及空气补偿流量与尾气排放流量之间的匹配性,确定了空气补偿路径以及空气补偿流量最大为50 kg/s、冷量需求为2 500 kW,同时为尾气排放系统设计提出了边界条件[11]。采用液氮蒸发制冷效应,实现大流量常温空气快速冷却至极端低温的方法。为实现大流量补偿空气高效、快速冷却,同时规避液氮极低温和蒸发膨胀700倍带来的安全性和可靠性不足的问题,采用了多级串联集管结构翅片管式换热器,换热器如图4所示。

图4 极端低温换热器

设计了一套基于液氮蒸发冷却的全新风空气补偿系统,具体如图5所示,可补偿50 kg/s、-50 ℃的新风,满足发动机运行试验要求。该系统与发动机尾气分割排放系统协同运行,实现封闭实验室极端低温下发动机的低温试验。

图5 大流量全新风空气补偿系统

2 环境场动态平衡调控技术

密闭空间中进行大型客机发动机高寒运行试验,需保证飞机周围温度在试验目标温度±3 ℃以内且室内保持微正压状态,以满足飞机试验温度场和发动机尾气正常排出的要求,同时保证飞机和试验件的安全。超大密闭空间的温控过程具有大滞后、非线性和多干扰的特点,若采用普通的单回路PID反馈控制方法,由于控制通道滞后时间大、温度控制调节时间长,实验室温度动态响应的超调量较大;同时在密闭空间进行发动机运行试验时,采用“分割排放”方法将内涵高温尾气全部排出,并排出少量外涵低温尾气,为补偿室内空气损耗,需向实验室内补充与试验温度相同的空气,由于补偿空气是从室外直接抽入室内,补偿空气的实际温度与期望温度差值大,换热器必须快速将温度调节到期望的试验温度再送入试验区域。对于补偿空气的流量,须与发动机排气量匹配,既要保证高温尾气顺利排出,又要避免实验室内压力在短时间内骤然增大或降低,以保证试验件和实验室的安全。

2.1 实验室温度场控制技术

2.1.1 大流量补偿新风温度控制技术

实验室采用一套空气补偿系统将全新风送入实验室,该系统使用液氮换热器调节新风温度,由于新风流量大且新风温度与实验室试验温度差值大,若直接采用PID控制难以实现新风温度的快速降温。为加快系统响应速度,采用Bang-Bang/PID全新风温度控制策略,如图6所示。控制初期采用Bang-Bang控制,当液氮换热器出口新风温度与试验温度偏差小于门限值时,切换到PID控制。具体控制策略如下：

(液氮换热器出口新风温度-试验温度)>3 ℃时,液氮换热器调节阀100%开启;

(液氮换热器出口新风温度-试验温度)<0 ℃时,液氮换热器调节阀100%关闭;

0 ℃≤(液氮换热器出口新风温度-试验温度)≤3 ℃时,使用PID对液氮换热器调节阀开度进行控制,完成全新风的温度控制。

2.1.2 超大空间温度场控制技术

温度控制系统可表征为带滞后环节的一阶惯性系统[12],若采用单回路室内温度PID反馈控制方法,控制通道时滞时间长,温度动态响应超调量大。采用如7所示的前馈-串级PID控制器,对于串级PID控制器,内环副回路选择距离调节阀较近、滞后时间小的送风温度作为副被控变量,外环主回路选择实验室温度作为主被控变量,内环副回路的超前作用可及时发现载冷剂温度波动干扰带来的送风温度变化并进行调节,所以串级PID控制器缩短了温控过程的时间常数,减少了过渡时间。在图7中,外环PID输入为实验室目标温度,其与室内实时反馈温度作差后经外环PID计算出送风温度作为内环PID的输入,内环PID控制器的操纵变量为载冷剂温度,通过建立升降温载冷剂温度-空气温度区间匹配关系,利用冷热源对载冷剂温度进行一次调节,再利用内环PID控制器恒流量变温度的二次调节,计算换热器载冷剂回液阀及旁通阀的开度,改变换热器入口载冷剂温度,即通过控制送风温度的方式达到控制室内温度的目的。

图7 前馈-串级PID温度控制框图

对于图7中的前馈环节,采用静态型前馈控制器,即计算出热负荷干扰带来的送风温度变化值,并引入内环控制器的送风温度偏差计算中,从而达到抵消热负荷干扰的目的。

由式(1)计算热负荷干扰引起的送风温度变化值：

Tload=Qload/cairmflow

(1)

式中：Qload为室内试验件、试验设备、照明等带来的热量;cair为当前室内温度下的比热容;mflow为单位时间内流过循环风换热器的空气质量。

2.2 实验室气流平衡控制技术

2.2.1 基于前馈-PID的大流量新风控制技术

发动机排放尾气存在温度梯度,采用多分法多点排气流量测量,按照截面积进行等分将圆截面分成6块区域,布置6处测点,每处测点配L型皮托管、差压变送器和温度传感器,皮托管用于测量动静压差,计算该点的排气速度,通过温度传感器测量当前温度,修正此处空气密度,从而精准计算出排气流量。流量测量示意图如图8所示。

图8 流量测量示意图

排气管道排气流量测量采用皮托管对管道的全压与静压作差实现动压测量,通过计算风速从而测量排气流量。

等面积划分：

(2)

式中：i为管道界面等面积划分数;ri为等面积划分对应半径;r为管道半径。

空气密度修正：

ρi=P/RTi

(3)

式中：ρi为修正后空气密度;P为标准大气压;气体常数R取287 J/(kg·K);Ti为ri处对应的温度。

风速计算：

(4)

式中：vi为风速;s为皮托管系数;ΔPi为动压。

流量计算：

(5)

式中：A为管道截面积。

大流量全新风空气补偿系统采用补偿风机向室内补气,补气流量约为35 kg/s,在补偿风机启动阶段,为了使补偿空气不对室内微正压造成大的波动,以5 kg/s的步长设置补气流量目标值,采用PID控制器调节补偿风机频率,直至补气流量达到35 kg/s。启动发动机尾气排放风机后,采用PID控制排气风机频率将发动机排气口背压(排气口静压与实验室静压之差)控制在150±30 Pa范围内。在排气管道布置皮托管和温度传感器测出排气流量作为补气流量控制的前馈值,采用前馈-PID控制器精准控制全新风补气流量,控制框图如图9所示。

图9 全新风前馈-PID控制框图

2.2.2 发动机运行气流平衡协同控制程序

为了使实验室环境条件满足发动机运行试验条件,需合理编排实验室补气系统和排气系统的控制逻辑,以保证飞机和实验室安全,确保大型客机发动机在实验室内成功运行。制定了密闭空间大型客机发动机运行气流平衡协同控制程序,如图10所示。

图10 气流平衡协同控制程序

启动飞机APU控制程序：

① 实验室温度调节至发动机运行试验温度后,执行APU尾气排放系统开启控制程序;

② 打开APU排气管路排气阀门;

③ 打开APU尾气排放喷淋电磁阀;

④ 设置APU尾气排放口背压,通过PID自动控制或手动控制调节APU排气风机频率,控制APU尾气排放口背压;

⑤ 当APU尾气排放口背压满足试验要求时,启动APU,并保持运行。

启动空气补偿系统控制程序：

① 打开提升门;

② 打开补偿风道内的人员通道门,启动液氮系统;

③ 设置空气补偿流量,启动空气补偿风机,通过前馈-PID自动控制或手动控制调节补偿风机频率,控制空气补偿量;

④ 补偿空气的温度采用Bang-Bang/PID全新风温度控制方法调节。

启动尾气排放系统控制程序：

① 打开发动机尾气排放阀门;

② 打开发动机尾气排放喷淋电磁阀;

③ 设置发动机尾气排放口背压,启动尾气排放风机,通过PID自动控制或手动控制调节发动机尾气排气风机频率,控制发动机尾气排放口背压;

④ 当发动机尾气排放口背压满足试验要求时,启动发动机,并保持运行。

发动机运行试验完成后,进入以下程序：

① 关闭APU;

② 关闭发动机;

③ 关闭APU尾气排放系统;

④ 关闭发动机尾气排放系统;

⑤ 关闭空气补偿系统。

3 动态平衡调控系统设计

动态平衡调控系统主要由空气补偿控制系统、发动机尾气排放控制系统等组成。

3.1 空气补偿控制系统设计

空气补偿控制系统主要由PLC控制器、皮托管、温度传感器、压差变送器、液氮电磁阀、补偿风机、稀释风机和上位机等部分组成。上位机采用西门子WinCC组态软件设计方案,实现对系统状态参数监控、过程数据的归档、历史数据浏览等功能。PLC控制器选用了西门子公司的S7-1200 PLC以及相应的DO、AI、AO等扩展模块,通过实验室东侧网络接口箱接入实验室网络,实现控制系统PLC与上位机的数据通信。空气补偿控制系统原理如图11所示。

图11 空气补偿控制系统工作原理

3.2 发动机尾气排放控制系统设计

发动机尾气排放控制子系统主要由PLC控制器、皮托管、温度传感器、压差变送器、上位机等组成。控制系统上位机放置于测控间,PLC控制柜放置于西夹层,试验操作人员通过上位机对相关试验参数进行设置。上位机采用西门子WinCC组态软件监控方案,实现对系统状态参数监控、过程数据的归档、历史数据浏览等功能。PLC控制器采用S7-1200 PLC,通过实验室西侧网络接口箱接入实验室网络,实现控制系统PLC与上位机的数据通信。控制系统传感器布置位置如图12所示,T5～T11为温度传感器,P4～P11为压力传感器,S1～S3采用6路L型皮托管(压差变送器)和温度传感器测量,监测排气管道排气流量,控制软件如图13所示。

图12 测控系统传感器位置示意图

图13 发动机运行气流平衡控制软件

3.3 工程应用与结果

按照民机相关适航规章要求,飞机在极寒条件下停放、冷浸一夜后,发动机应能正常启动或采用其他维护措施后正常启动,平均冷浸温度不高于-35 ℃,冷浸时长不短于10 h。试验采用7 h从-35 ℃降温至-40 ℃,-40 ℃保持3 h的温度条件。冷浸结束后,进行外观检查、通电检查、APU启动和发动机启动试验。

飞机发动机在-40 ℃运行期间的补偿新风温度控制曲线如图14所示,补偿新风温度控制精度在±2 ℃以内。飞机周围温度如图15所示。由图15可以看出,虽然受发动机气流的影响,飞机周围的环境温度仍然保持在-40±3 ℃以内,试验结果表明发动机运行期间实验室温度场保持稳定,达到了预期目标。

图14 补偿新风温度曲线

图15 发动机启动试验期间试验温度变化情况

图16 发动机启动和慢车时尾气排放系统参数

4 结束语

面对民机研制进程中对发动机低温启动试验的迫切需求,基于气候实验室当前的能力现状,通过气候实验室环境场动态平衡调控技术研究,实现了封闭空间内发动机启动和慢车运行时的气流平衡和试验环境的稳定控制,在国内首次开展了气候实验室极端低温下的飞机发动机启动试验,本文形成的发动机低温启动试验控制技术,充分支撑了飞机实验室的高寒环境试验,为民机高寒气候环境试验提供了实践依据。

本文研究内容填补了国内在气候实验室飞机发动机低温启动试验控制技术方面的空白,推进了民机实验室气候环境试验测试技术的发展。