吊艙貼附型漏斗進(jìn)氣口環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)*

司俊珊，包 勝

（中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第二十九研究所，四川 成都 610036）

引 言

吊艙是一種掛在飛行器機(jī)腹或機(jī)翼下的流線型短艙段。自20世紀(jì)60年代中期第一個(gè)機(jī)載吊艙問(wèn)世至今，各種不同功能、氣動(dòng)外形及體積的吊艙層出不窮。因獨(dú)立性強(qiáng)、可擴(kuò)展性好等突出優(yōu)點(diǎn)，它被廣泛裝載在戰(zhàn)斗機(jī)、直升機(jī)及無(wú)人機(jī)上[1]，是各類(lèi)載機(jī)提升和擴(kuò)展綜合能力的重要外掛物之一。隨著電子集成技術(shù)的飛速發(fā)展，艙內(nèi)電子設(shè)備的集成度越來(lái)越高，熱流密度和總熱耗也越來(lái)越大，液冷散熱方式被廣泛采用。為了不影響吊艙使用的通用性、靈活性和獨(dú)立性，又能保證艙內(nèi)電子設(shè)備長(zhǎng)時(shí)間可靠地工作，必須在吊艙內(nèi)配備獨(dú)立的液冷環(huán)控系統(tǒng)。

目前，吊艙液冷環(huán)控系統(tǒng)主要有3種制冷方式：1）沖壓空氣直接冷卻供液系統(tǒng)；2）采用蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)制冷；3）采用逆升壓空氣循環(huán)制冷供液系統(tǒng)[3]制冷。沖壓空氣直接冷卻供液系統(tǒng)受制于沖壓空氣的進(jìn)氣溫度及進(jìn)氣量，在同等裝機(jī)條件下環(huán)控系統(tǒng)的制冷量包線范圍小，導(dǎo)致吊艙使用范圍受限。蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)能效比高，對(duì)載機(jī)飛行包線適應(yīng)性強(qiáng)，但系統(tǒng)部件多，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，不僅需要消耗大量的電能[2]，而且每完成一個(gè)飛行架次就必須補(bǔ)充冷卻劑。例如，美國(guó)LANTIRN吊艙的環(huán)控系統(tǒng)采用的就是蒸汽循環(huán)制冷，通過(guò)氟利昂R-114在蒸發(fā)器內(nèi)蒸發(fā)吸熱來(lái)冷卻載冷劑（Coolanal 25），再通過(guò)被冷卻的液體載冷劑去吸收艙內(nèi)設(shè)備的熱量[2]。逆升壓空氣循環(huán)制冷供液系統(tǒng)以沖壓空氣為動(dòng)力源，經(jīng)渦輪膨脹制冷后，冷卻供液系統(tǒng)帶走艙內(nèi)設(shè)備的熱載荷。該類(lèi)環(huán)控系統(tǒng)具有制冷量包線范圍廣、系統(tǒng)耗電功率較小、可靠性高、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點(diǎn)，是目前吊艙普遍采用的制冷系統(tǒng)。

本文介紹的吊艙液冷環(huán)控系統(tǒng)即為逆升壓空氣循環(huán)制冷供液系統(tǒng)，簡(jiǎn)稱渦輪壓氣機(jī)（Turbo Turbo Compressor, TTC）環(huán)控系統(tǒng)。該環(huán)控系統(tǒng)以沖壓空氣為動(dòng)力源，進(jìn)入動(dòng)力渦輪膨脹輸出機(jī)械功，為制冷渦輪提供輔助動(dòng)力，增大制冷渦輪進(jìn)出口空氣溫降，大幅擴(kuò)展環(huán)控系統(tǒng)制冷量包線范圍，提高吊艙使用的靈活性和通用性。

吊艙環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與引氣進(jìn)氣口類(lèi)型密切相關(guān)[3]，吊艙上不同類(lèi)型（位置及形狀）進(jìn)氣口的引氣效果差異較大，其參數(shù)的計(jì)算方式也不同。本文首次將貼附型漏斗進(jìn)氣口引氣參數(shù)的詳細(xì)計(jì)算與環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)相結(jié)合，介紹了該類(lèi)進(jìn)氣口氣流參數(shù)的計(jì)算方法及環(huán)控系統(tǒng)中空氣側(cè)渦輪組件及空液換熱器的設(shè)計(jì)，結(jié)合數(shù)值計(jì)算、仿真分析與試驗(yàn)結(jié)果，分析了環(huán)控系統(tǒng)在全飛行包線范圍內(nèi)的制冷性能并得出了主要結(jié)論。文中的計(jì)算方法可供類(lèi)似進(jìn)氣口及環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)參考。

1 設(shè)計(jì)要求

某吊艙環(huán)控系統(tǒng)的性能指標(biāo)要求為：制冷量不小于2.7 kW，冷卻介質(zhì)為65#航空冷卻液，供液溫度不高于55°C，供液流量為10～12 L/min。艙內(nèi)環(huán)控系統(tǒng)有效安裝空間限制為850 mm（長(zhǎng)）×300 mm（寬）×280 mm（高）。

環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)必須與載機(jī)的飛行包線關(guān)聯(lián)，該吊艙掛載的載機(jī)飛行包線要求為：在高度為10 km、巡航馬赫數(shù)為0.85 時(shí)的工作時(shí)間為2 h；在高度為1 000 m、巡航馬赫數(shù)為0.65～1時(shí)的工作時(shí)間不大于30 min。

2 原理組成

環(huán)控系統(tǒng)的核心作用是進(jìn)行空液熱交換和為冷卻液循環(huán)提供動(dòng)力，其工作原理如圖1所示。高溫沖壓空氣經(jīng)進(jìn)氣口后進(jìn)入渦輪組件，其中一路經(jīng)動(dòng)力渦輪做功，為渦輪組件提供主要的循環(huán)動(dòng)力后直接排出艙外；另一路高溫沖壓空氣經(jīng)制冷渦輪膨脹制冷后進(jìn)入空液換熱器與被電子設(shè)備加熱的高溫液體進(jìn)行熱交換，從空液換熱器出來(lái)的高溫空氣進(jìn)入與動(dòng)力渦輪、制冷渦輪同軸的壓氣機(jī)，通過(guò)壓氣機(jī)增壓后排出艙外。從空液換熱器出來(lái)的低溫液體通過(guò)供液組件增壓送入電子設(shè)備，把電子設(shè)備所產(chǎn)生的熱量帶走。供液組件將過(guò)濾器、泵、自增壓膨脹箱、溫度和壓力傳感器高度集成于一體，為冷卻液循環(huán)提供動(dòng)力。

環(huán)控系統(tǒng)由渦輪組件、空液換熱器、供液組件、控制器等組成，如圖2所示。控制器對(duì)環(huán)控系統(tǒng)進(jìn)行健康管理，采集供液組件內(nèi)部過(guò)濾器阻塞、供液溫度、供液壓力、自增壓膨脹箱液位等信息，判定環(huán)控系統(tǒng)是否正常工作并報(bào)上位機(jī)。

圖2 進(jìn)氣口及環(huán)控系統(tǒng)組成

3 數(shù)值計(jì)算

3.1 進(jìn)氣口參數(shù)計(jì)算

進(jìn)氣口設(shè)計(jì)的主要原則是在滿足吊艙氣動(dòng)外形的前提下盡量提高進(jìn)氣口的總壓恢復(fù)系數(shù)，同時(shí)兼顧進(jìn)氣口的加工成本、成品率及可靠性等因素。進(jìn)氣口按照位置和形狀可分為前緣進(jìn)氣口、漏斗進(jìn)氣口、蒙皮進(jìn)氣口和內(nèi)部進(jìn)氣口。前緣進(jìn)氣口是在吊艙迎風(fēng)端頭開(kāi)的進(jìn)氣口，因正對(duì)遠(yuǎn)前方自由氣流，其總壓恢復(fù)系數(shù)很高，但吊艙內(nèi)該位置通常被重要設(shè)備占據(jù)，無(wú)法設(shè)置進(jìn)氣口；蒙皮進(jìn)氣口是在吊艙蒙皮上開(kāi)的一個(gè)進(jìn)氣口，其總壓恢復(fù)系數(shù)受進(jìn)氣口軸線傾斜角、馬赫數(shù)及寬深比影響較大，吊艙因內(nèi)部空間限制較少采用環(huán)控系統(tǒng)；內(nèi)部進(jìn)氣口是在進(jìn)氣道側(cè)壁上開(kāi)的一個(gè)進(jìn)氣口，其總壓恢復(fù)系數(shù)較高但需要較長(zhǎng)的引氣道，不適用于空間有限的吊艙；漏斗進(jìn)氣口是目前吊艙采用的主要進(jìn)氣口類(lèi)型，該類(lèi)進(jìn)氣口若設(shè)置在吊艙上恰當(dāng)?shù)奈恢?，進(jìn)氣口端面形狀和尺寸設(shè)計(jì)能保證主要與自由氣流接觸，則其總壓恢復(fù)系數(shù)與前緣進(jìn)氣口的總壓恢復(fù)系數(shù)一樣也很高。本文描述的進(jìn)氣口為漏斗進(jìn)氣口，如圖2所示。

進(jìn)氣口參數(shù)的計(jì)算主要是進(jìn)氣口出口的氣流參數(shù)即出口總溫、出口總壓及流量的計(jì)算，且需在飛行包線內(nèi)選擇相對(duì)嚴(yán)酷的點(diǎn)（高度H、飛行馬赫數(shù)Ma）作為設(shè)計(jì)點(diǎn)。根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，在圖1所示的飛行包線內(nèi)選擇飛行高度為500 m、飛行馬赫數(shù)為0.65的點(diǎn)作為設(shè)計(jì)點(diǎn)，地面溫度取夏天的極限高溫38°C。

3.1.1 出口總溫

沖壓空氣在進(jìn)氣口內(nèi)部是絕能流動(dòng)，其進(jìn)出口總溫不變，即[4]：

3.1.2 出口總壓

出口總壓與進(jìn)氣口是否被附面層淹沒(méi)關(guān)系極大。附面層為流體中某物壁面附近形成的一個(gè)沿流向逐漸增厚、沿壁面法向速度梯度較大的薄層。附面層內(nèi)氣流極不均勻，被附面層淹沒(méi)的進(jìn)氣口總壓損失系數(shù)較大，不利于環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。

進(jìn)氣口處紊流附面層厚度常用的計(jì)算公式[4]為：

式中：δ為附面層的厚度；x為從吊艙頭到進(jìn)氣口的長(zhǎng)度，x=1.265 m；為吊艙表面x處的局部雷諾數(shù)。

經(jīng)計(jì)算，x處進(jìn)氣口紊流附面層的厚度小于1 mm。從計(jì)算結(jié)果與圖2所示的進(jìn)氣口尺寸的對(duì)比可知，該進(jìn)氣口迎風(fēng)面的絕大部分面積與自由氣流接觸，因涵蓋附面層，所以該進(jìn)氣口為貼附型部分淹沒(méi)式漏斗進(jìn)氣口。

式中，q1為進(jìn)氣口端的空氣質(zhì)量流量。

對(duì)于一般工程計(jì)算，可取[4]：

式中，Ma1為進(jìn)氣口前均勻氣流的馬赫數(shù)，它并不等于飛行馬赫數(shù)Ma，其計(jì)算式為：

式中：qm為進(jìn)氣口出口的空氣總流量；qm,L為遠(yuǎn)方來(lái)流的空氣總流量；qm/qm,L為附面層空氣質(zhì)量流比；Φ/ΦL為附面層總動(dòng)量比，二者均可查表得到[5]。

經(jīng)計(jì)算，總壓恢復(fù)系數(shù)σ=0.95。

式中，PH為H高度的環(huán)境大氣壓力，kPa，可通過(guò)查表獲得。經(jīng)計(jì)算，=126.8 kPa。

3.1.3 出口流量

由圖2可知，該進(jìn)氣口后部有渦輪組件和空液換熱器，屬于帶阻力系統(tǒng)的進(jìn)氣口。該類(lèi)型進(jìn)氣口出口的空氣總流量qm的計(jì)算公式為[4]：

式中：Cf,i，Li和Di分別為導(dǎo)管、熱交換器冷邊的摩擦阻力系數(shù)、流道長(zhǎng)度和直徑；ζi為導(dǎo)管、熱交換器冷邊或排氣口的局部阻力系數(shù)；ρi為導(dǎo)管、熱交換器冷邊或排氣口前的空氣密度；Ai為導(dǎo)管、熱交換器冷邊或排氣口的流通面積；Po為排氣空間環(huán)境壓力，若直接排入艙外大氣環(huán)境，則Po為無(wú)窮大。

以上參數(shù)分別根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)及空液換熱器的尺寸進(jìn)行設(shè)定后，計(jì)算得qm約為945～1 050 kg/h。

3.2 渦輪組件及空液換熱器

3.2.1 渦輪組件

為計(jì)算方便，假設(shè)空氣為干空氣，因進(jìn)氣口出口與渦輪入口之間的連接導(dǎo)管極短，工程計(jì)算可以忽略導(dǎo)管的流阻及熱損失，因此渦輪入口溫度Tt,in等于進(jìn)氣口出口的總溫，渦輪入口壓力Pt,in等于進(jìn)氣口出口的總壓。

制冷渦輪出口溫度Tt1,out為：

式中：ηt1為制冷渦輪的絕熱效率，徑-軸式渦輪可取0.75～0.78，純徑向式可取0.6～0.7，本項(xiàng)目由于安裝空間限制，根據(jù)布局設(shè)計(jì)渦輪組件采用徑-軸式渦輪；πt1為制冷渦輪膨脹比；下標(biāo)in表示入口，下標(biāo)out表示出口（下同）。

制冷渦輪的輸出功率PW1,out為：

式中：qm1為流經(jīng)制冷渦輪的空氣質(zhì)量流量，kg/s；cp為空氣定壓比熱容，kJ/(kg·K)。

動(dòng)力渦輪的出口溫度Tt2,out為：

式中：ηt2為動(dòng)力渦輪的絕熱效率；πt2為動(dòng)力渦輪膨脹比。

動(dòng)力渦輪的輸出功率PW2,out為：

式中，qm2為流經(jīng)動(dòng)力渦輪的空氣質(zhì)量流量，kg/s。

壓氣機(jī)的出口溫度Tc,out為：

式中：ηc為升壓式壓氣機(jī)的絕熱效率，離心式壓氣機(jī)的絕熱效率可達(dá)0.7～0.8[6]；πc為升壓式壓氣機(jī)的增壓比；Tc,in為升壓式壓氣機(jī)的入口溫度，它等于上游組件的出口溫度。

壓氣機(jī)消耗的功率PWc為：

式中，qm,c為流經(jīng)壓氣機(jī)的空氣質(zhì)量流量，kg/s。

壓氣機(jī)作為渦輪的負(fù)載與動(dòng)力渦輪及制冷渦輪同軸，其消耗的功率與動(dòng)力渦輪及制冷渦輪的輸出功率之間的關(guān)系為：

式中，ηm為渦輪軸的機(jī)械效率，一般可達(dá)0.96～0.98。

渦輪組件的設(shè)計(jì)需要經(jīng)過(guò)多次反復(fù)迭代計(jì)算，才能達(dá)到功率平衡并滿足渦輪組件的出口設(shè)計(jì)要求。本渦輪組件在設(shè)計(jì)點(diǎn)的主要參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 渦輪組件出口參數(shù)（設(shè)計(jì)點(diǎn)為0.5 km，馬赫數(shù)為0.65）

3.2.2 空液換熱器

空液換熱器以制冷渦輪出口空氣為冷源，通過(guò)隔板（主傳熱面）與波紋板（二次傳熱面）將熱量傳遞給溫度低的空氣，實(shí)現(xiàn)冷熱邊流體的熱交換，其工作原理如圖3所示。文中換熱器為叉流板翅式結(jié)構(gòu)，全部零件材質(zhì)均為鋁合金，為提高換熱器的效率，冷熱邊均設(shè)計(jì)為多流程，采用效率-傳熱單元數(shù)法計(jì)算換熱器的制冷量，中心體體積為268 mm×173 mm×105 mm，冷邊（空氣側(cè)）為降低流阻、增大換熱總面積，翅片波高7.3 mm，熱邊（液體側(cè)）換熱系數(shù)大，翅片高1.5 mm，出口溫度為54.8°C。冷熱邊的翅片形式皆為鋸齒形。采用ANSYS CFX流體計(jì)算軟件完成液體側(cè)翅片流場(chǎng)仿真及優(yōu)化以減小流阻，如圖3所示。空液換熱器芯體結(jié)構(gòu)參數(shù)及計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表2。

表2 空液換熱器芯體結(jié)構(gòu)參數(shù)及計(jì)算結(jié)果

圖3 空液換熱器工作原理及液體側(cè)流道優(yōu)化

3.3 系統(tǒng)仿真

按照以上數(shù)學(xué)模型對(duì)相關(guān)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化后，用C語(yǔ)言編制TTC環(huán)控系統(tǒng)仿真軟件，如圖4所示。在設(shè)計(jì)點(diǎn)（0.5 km，馬赫數(shù)為0.65）空液換熱器的換熱量約為2.96 kW，液路出口溫度在供液流量為10 L/min時(shí)為54.93°C，滿足目標(biāo)值2.7 kW制冷量及供液溫度不高于55°C的設(shè)計(jì)要求。

圖4 TTC環(huán)控系統(tǒng)仿真軟件

4 試驗(yàn)及分析

4.1 試驗(yàn)驗(yàn)證

環(huán)控系統(tǒng)的地面性能試驗(yàn)在高空模擬艙內(nèi)進(jìn)行，試驗(yàn)原理如圖5所示[7]。通過(guò)高空模擬艙對(duì)不同高度、不同飛行馬赫數(shù)的環(huán)境模擬，測(cè)試環(huán)控系統(tǒng)在不同飛行工況下的制冷性能。各試驗(yàn)工況點(diǎn)的測(cè)試邊界條件及試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表3。

表3 各工況點(diǎn)測(cè)試邊界條件及試驗(yàn)結(jié)果（部分典型點(diǎn)數(shù)據(jù)）（地面溫度38 °C）

圖5 環(huán)控系統(tǒng)高空模擬艙內(nèi)性能試驗(yàn)原理

4.2 數(shù)據(jù)分析

按照試驗(yàn)數(shù)據(jù)繪制相同高度、不同飛行馬赫數(shù)和相同飛行馬赫數(shù)、不同飛行高度情況下制冷量的變化曲線，以獲得不同飛行工況下制冷量的變化趨勢(shì)。

圖6所示為飛行高度為0.5 km時(shí)，在飛行馬赫數(shù)0.55～1.0范圍內(nèi)，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量隨馬赫數(shù)增大的變化趨勢(shì)。從圖6可知：在相同飛行高度下，隨著馬赫數(shù)的增加，進(jìn)氣口引氣量增大，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量增加，同時(shí)引氣溫度也隨著馬赫數(shù)的增加而提高，飛行馬赫數(shù)在0.75與0.9之間時(shí)，其制冷能力達(dá)到峰值；當(dāng)馬赫數(shù)達(dá)到一定數(shù)值時(shí)，引氣溫度急劇升高，已無(wú)法滿足制冷要求，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量下降。

圖6 不同飛行馬赫數(shù)下的制冷量（H =0.5 km）

圖7 所示為飛行馬赫數(shù)為0.85 時(shí)，在飛行高度0～12 km范圍內(nèi)，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量隨高度增大的變化趨勢(shì)。從圖7可知：在相同飛行馬赫數(shù)下，隨著飛行高度的增加，環(huán)境大氣溫度下降，引氣溫度降低，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量增加，高度在4 km與6 km之間時(shí)，其制冷能力達(dá)到峰值；隨著飛行高度繼續(xù)增加，環(huán)境大氣密度降低，引氣量下降，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量下降。

圖7 不同飛行高度下的制冷量（飛行馬赫數(shù)為0.85）

在圖6及圖7中，環(huán)控系統(tǒng)優(yōu)化后的數(shù)學(xué)模型仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的相對(duì)誤差不大于10%。該誤差主要來(lái)源于高空試驗(yàn)艙內(nèi)環(huán)控系統(tǒng)存在的部分輻射散熱以及測(cè)量截?cái)嗾`差。

圖8為環(huán)控系統(tǒng)的制冷量包線。從圖8可知：環(huán)控系統(tǒng)在全飛行包線的制冷能力在高度3～7 km、飛行馬赫數(shù)0.75～0.9范圍內(nèi)達(dá)到峰值；在低空低速、高空低速工況下，因沖壓空氣進(jìn)氣壓力低、空氣質(zhì)量流量小，制冷量低于2.7 kW，不能滿足電子吊艙長(zhǎng)時(shí)間滿功率工作的散熱需求；在高度10 km、巡航馬赫數(shù)0.85及高度1 000 m、飛行馬赫數(shù)0.65～1的典型工況下，制冷量均高于2.7 kW，滿足吊艙長(zhǎng)時(shí)間全功率工作的要求。

圖8 環(huán)控系統(tǒng)制冷量包線

5 結(jié)束語(yǔ)

近十年來(lái)，吊艙環(huán)控系統(tǒng)隨著吊艙熱管理需求的不斷變化及吊艙掛載平臺(tái)的不同而種類(lèi)繁多。文中的環(huán)控系統(tǒng)利用沖壓空氣作為動(dòng)力源，具有制冷量包線范圍廣、系統(tǒng)耗電功率小、可靠性高、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點(diǎn)，得到廣泛應(yīng)用。貼附型部分淹沒(méi)式漏斗進(jìn)氣口因總壓恢復(fù)系數(shù)較高、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、強(qiáng)度高、加工成本低、成品率高等因素，大量應(yīng)用在吊艙環(huán)控系統(tǒng)的引氣進(jìn)氣口設(shè)計(jì)中。

本文首次詳細(xì)介紹了貼附型漏斗進(jìn)氣口進(jìn)出口氣流參數(shù)的計(jì)算方法以及環(huán)控系統(tǒng)中空氣側(cè)渦輪組件及空液換熱器的設(shè)計(jì)，運(yùn)用環(huán)控系統(tǒng)仿真軟件對(duì)各環(huán)控組件的主要設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行反復(fù)迭代優(yōu)化計(jì)算，并通過(guò)地面性能試驗(yàn)驗(yàn)證了進(jìn)氣口計(jì)算方法及環(huán)控組件設(shè)計(jì)的正確性。通過(guò)分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)得到以下結(jié)論：

1）本環(huán)控系統(tǒng)在全飛行包線的制冷能力呈單峰特性，在高度3～7 km、飛行馬赫數(shù)0.75～0.9范圍內(nèi)，其制冷能力達(dá)到峰值。

2）在相同飛行高度條件下，隨馬赫數(shù)的增加，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量先增加后減??；在相同飛行速度條件下，隨高度的增加，環(huán)控系統(tǒng)的制冷量也是先增加后減小。

3）在低空低速、高空低速等飛行工況下，沖壓空氣進(jìn)氣壓力低、空氣質(zhì)量流量小，TTC環(huán)控系統(tǒng)的制冷量較小，對(duì)電子吊艙長(zhǎng)時(shí)間全功率工作時(shí)間有限制。