氣候實驗室環境場動態平衡調控技術研究

杜文輝, 吳敬濤, 任戰鵬, 馬建軍

(中國飛機強度研究所 強度與結構完整性全國重點實驗室,陜西 西安 710065)

飛機實驗室低溫試驗[1]是以全狀態飛機為試驗對象,在實驗室中對其施加低溫環境,考核其在低溫環境下的功能和性能的試驗。相對于外場自然環境試驗,實驗室低溫試驗具有試驗條件高度可控、試驗組織協調方便等優勢。在飛機試飛或取證進程中,需要考核發動機及其交聯系統(如加速處理器(Accelerated Processing Unit,APU)、氣源系統、燃油系統等)之間的匹配性,驗證飛機整機對極端低溫環境的適應性。民用飛機航空規章CCAR25.1301(a)(4)規定所安裝的每項設備必須在安裝后功能正常;CCAR25.1309設備、系統和安裝第(a)條規定：凡航空器適航標準對其功能有要求的設備、系統和安裝,其設計必須保證在各種可預期的運行條件下能完成預定功能,這其中就包括必須證明飛機在極端低溫下能正常啟動發動機。

國外已經開展了多年的整機實驗室低溫環境適航符合性試驗,包括空客A350XWB、波音787等型號的飛機都在美國麥金利實驗室(McKinley Climatic Laboratory)經過極端低溫的考核,為飛機設計、研制和改進提供了堅實的基礎保障,保證飛機具有全球競爭力。飛機實驗室低溫試驗與外場高寒試驗[2]一樣是高度動態的,飛機啟動APU或發動機,操作各飛機系統,檢查飛機各系統功能是否正常、性能是否出現衰減等,發動機的低溫啟動和工作試驗是一項重要試驗。發動機啟動或運行時,一方面必須將發動機高溫尾氣安全地排出實驗室,另一方面必須向實驗室內補充等量的經處理過的低溫空氣,以維持試驗條件和室內壓力,保障試驗安全。

目前世界上具備發動機啟動能力的主要有美國的麥金利實驗室和韓國的ADD實驗室(Environmental Test Facility of Agency for Defense Development)。麥金利實驗室剛建成時具有90 kg/s的空氣補償能力,經過1966年和1997年的升級,目前具備454 kg/s的空氣補償能力[3],其采用載冷劑蓄冷的方式制冷：使用2 838 m3的20%氯化鈣鹽水(存儲溫度-4.4 ℃)和2 838 m3的二氯甲烷(存儲溫度-72 ℃)作為冷媒,通過2級冷卻將補償空氣最低冷卻至-54 ℃。ADD實驗室建成于2008年[4],主要用于軍用飛機的氣候試驗,其配套的空氣補償系統流量為225 kg/s,采用 HC-30 載冷劑蓄冷和蓄熱的方式,可實現的補償空氣溫度范圍為-18～54 ℃。我國已經建成了適用于飛機整機氣候試驗的大型綜合性氣候實驗室[5],可滿足飛機APU啟動和工作特性試驗條件,尚不具備實驗室內大流量發動機試驗條件。若打開實驗室的大門被動引入室外常溫高焓空氣補償發動機運行消耗,實驗室制冷系統無法平衡這部分熱量,短時間內也會造成室內溫度大幅度上升。這給發動機高溫高壓尾氣安全有效排放、大流量低溫空氣快速補償與發動機運行氣流平衡帶來了巨大挑戰,為實驗室高寒環境的精準模擬帶來了極其嚴峻的考驗。目前我國在密閉空間高寒環境大涵道比發動機起動試驗技術方面尚屬空白,大型客機實驗室發動機低溫起動面臨巨大技術難題。

1 發動機補排氣系統

1.1 發動機尾氣分割排放系統

高寒環境下大型客機發動機運行過程中,高溫高壓尾氣排放量巨大且密閉實驗室補氣量有限對試驗的有效性、安全性有嚴重影響。通過發動機自然射流和分割排放仿真分析模型[6-8],建立了發動機自然流動CFD(Computational Fluid Dynamics,計算流體力學)仿真模型,如圖1所示,為減少所需的排放量,在發動機尾氣下游設置排氣管道,將內涵高溫燃氣全部排出的同時,只排出小部分外涵“常溫”尾氣,實現發動機尾氣的分割排放,對尾氣進行CFD仿真,尾氣流動分布[9-10]如圖2所示。

圖1 發動機尾氣分割排放計算模型

圖2 自然狀態尾氣流動分布

設計了內、外涵尾氣“分割排放”設計方案,研制了一套適用于大涵道比發動機慢車啟動試驗的尾氣分割排放系統,如圖3所示。整體上,該系統主要由排放管道、排放塔、管道支架、閥門、測控裝置等部分組成。為滿足兩臺發動機均進行試驗,每一臺發動機配套單獨的排放管道并在管道上設置閥門。排放管道主要由初始引導段、變徑、耐高溫軟接、排放段組成。經過變徑降低后端管道內流速和壓力損失,大幅降低了實驗室低溫空氣排放量,保證了實驗的有效性和安全性。

圖3 尾氣分割排放系統

1.2 大流量全新風空氣補償系統

實驗室密閉空間發動機運行極端低溫空氣補償要求流量大、溫度低、熱負荷高?；趯嶒炇医Y構條件和可用條件以及空氣補償流量與尾氣排放流量之間的匹配性,確定了空氣補償路徑以及空氣補償流量最大為50 kg/s、冷量需求為2 500 kW,同時為尾氣排放系統設計提出了邊界條件[11]。采用液氮蒸發制冷效應,實現大流量常溫空氣快速冷卻至極端低溫的方法。為實現大流量補償空氣高效、快速冷卻,同時規避液氮極低溫和蒸發膨脹700倍帶來的安全性和可靠性不足的問題,采用了多級串聯集管結構翅片管式換熱器,換熱器如圖4所示。

圖4 極端低溫換熱器

設計了一套基于液氮蒸發冷卻的全新風空氣補償系統,具體如圖5所示,可補償50 kg/s、-50 ℃的新風,滿足發動機運行試驗要求。該系統與發動機尾氣分割排放系統協同運行,實現封閉實驗室極端低溫下發動機的低溫試驗。

圖5 大流量全新風空氣補償系統

2 環境場動態平衡調控技術

密閉空間中進行大型客機發動機高寒運行試驗,需保證飛機周圍溫度在試驗目標溫度±3 ℃以內且室內保持微正壓狀態,以滿足飛機試驗溫度場和發動機尾氣正常排出的要求,同時保證飛機和試驗件的安全。超大密閉空間的溫控過程具有大滯后、非線性和多干擾的特點,若采用普通的單回路PID反饋控制方法,由于控制通道滯后時間大、溫度控制調節時間長,實驗室溫度動態響應的超調量較大;同時在密閉空間進行發動機運行試驗時,采用“分割排放”方法將內涵高溫尾氣全部排出,并排出少量外涵低溫尾氣,為補償室內空氣損耗,需向實驗室內補充與試驗溫度相同的空氣,由于補償空氣是從室外直接抽入室內,補償空氣的實際溫度與期望溫度差值大,換熱器必須快速將溫度調節到期望的試驗溫度再送入試驗區域。對于補償空氣的流量,須與發動機排氣量匹配,既要保證高溫尾氣順利排出,又要避免實驗室內壓力在短時間內驟然增大或降低,以保證試驗件和實驗室的安全。

2.1 實驗室溫度場控制技術

2.1.1 大流量補償新風溫度控制技術

實驗室采用一套空氣補償系統將全新風送入實驗室,該系統使用液氮換熱器調節新風溫度,由于新風流量大且新風溫度與實驗室試驗溫度差值大,若直接采用PID控制難以實現新風溫度的快速降溫。為加快系統響應速度,采用Bang-Bang/PID全新風溫度控制策略,如圖6所示?？刂瞥跗诓捎肂ang-Bang控制,當液氮換熱器出口新風溫度與試驗溫度偏差小于門限值時,切換到PID控制。具體控制策略如下：

(液氮換熱器出口新風溫度-試驗溫度)>3 ℃時,液氮換熱器調節閥100%開啟;

(液氮換熱器出口新風溫度-試驗溫度)<0 ℃時,液氮換熱器調節閥100%關閉;

0 ℃≤(液氮換熱器出口新風溫度-試驗溫度)≤3 ℃時,使用PID對液氮換熱器調節閥開度進行控制,完成全新風的溫度控制。

2.1.2 超大空間溫度場控制技術

溫度控制系統可表征為帶滯后環節的一階慣性系統[12],若采用單回路室內溫度PID反饋控制方法,控制通道時滯時間長,溫度動態響應超調量大。采用如7所示的前饋-串級PID控制器,對于串級PID控制器,內環副回路選擇距離調節閥較近、滯后時間小的送風溫度作為副被控變量,外環主回路選擇實驗室溫度作為主被控變量,內環副回路的超前作用可及時發現載冷劑溫度波動干擾帶來的送風溫度變化并進行調節,所以串級PID控制器縮短了溫控過程的時間常數,減少了過渡時間。在圖7中,外環PID輸入為實驗室目標溫度,其與室內實時反饋溫度作差后經外環PID計算出送風溫度作為內環PID的輸入,內環PID控制器的操縱變量為載冷劑溫度,通過建立升降溫載冷劑溫度-空氣溫度區間匹配關系,利用冷熱源對載冷劑溫度進行一次調節,再利用內環PID控制器恒流量變溫度的二次調節,計算換熱器載冷劑回液閥及旁通閥的開度,改變換熱器入口載冷劑溫度,即通過控制送風溫度的方式達到控制室內溫度的目的。

圖7 前饋-串級PID溫度控制框圖

對于圖7中的前饋環節,采用靜態型前饋控制器,即計算出熱負荷干擾帶來的送風溫度變化值,并引入內環控制器的送風溫度偏差計算中,從而達到抵消熱負荷干擾的目的。

由式(1)計算熱負荷干擾引起的送風溫度變化值：

Tload=Qload/cairmflow

(1)

式中：Qload為室內試驗件、試驗設備、照明等帶來的熱量;cair為當前室內溫度下的比熱容;mflow為單位時間內流過循環風換熱器的空氣質量。

2.2 實驗室氣流平衡控制技術

2.2.1 基于前饋-PID的大流量新風控制技術

發動機排放尾氣存在溫度梯度,采用多分法多點排氣流量測量,按照截面積進行等分將圓截面分成6塊區域,布置6處測點,每處測點配L型皮托管、差壓變送器和溫度傳感器,皮托管用于測量動靜壓差,計算該點的排氣速度,通過溫度傳感器測量當前溫度,修正此處空氣密度,從而精準計算出排氣流量。流量測量示意圖如圖8所示。

圖8 流量測量示意圖

排氣管道排氣流量測量采用皮托管對管道的全壓與靜壓作差實現動壓測量,通過計算風速從而測量排氣流量。

等面積劃分：

(2)

式中：i為管道界面等面積劃分數;ri為等面積劃分對應半徑;r為管道半徑。

空氣密度修正：

ρi=P/RTi

(3)

式中：ρi為修正后空氣密度;P為標準大氣壓;氣體常數R取287 J/(kg·K);Ti為ri處對應的溫度。

風速計算：

(4)

式中：vi為風速;s為皮托管系數;ΔPi為動壓。

流量計算：

(5)

式中：A為管道截面積。

大流量全新風空氣補償系統采用補償風機向室內補氣,補氣流量約為35 kg/s,在補償風機啟動階段,為了使補償空氣不對室內微正壓造成大的波動,以5 kg/s的步長設置補氣流量目標值,采用PID控制器調節補償風機頻率,直至補氣流量達到35 kg/s。啟動發動機尾氣排放風機后,采用PID控制排氣風機頻率將發動機排氣口背壓(排氣口靜壓與實驗室靜壓之差)控制在150±30 Pa范圍內。在排氣管道布置皮托管和溫度傳感器測出排氣流量作為補氣流量控制的前饋值,采用前饋-PID控制器精準控制全新風補氣流量,控制框圖如圖9所示。

圖9 全新風前饋-PID控制框圖

2.2.2 發動機運行氣流平衡協同控制程序

為了使實驗室環境條件滿足發動機運行試驗條件,需合理編排實驗室補氣系統和排氣系統的控制邏輯,以保證飛機和實驗室安全,確保大型客機發動機在實驗室內成功運行。制定了密閉空間大型客機發動機運行氣流平衡協同控制程序,如圖10所示。

圖10 氣流平衡協同控制程序

啟動飛機APU控制程序：

① 實驗室溫度調節至發動機運行試驗溫度后,執行APU尾氣排放系統開啟控制程序;

② 打開APU排氣管路排氣閥門;

③ 打開APU尾氣排放噴淋電磁閥;

④ 設置APU尾氣排放口背壓,通過PID自動控制或手動控制調節APU排氣風機頻率,控制APU尾氣排放口背壓;

⑤ 當APU尾氣排放口背壓滿足試驗要求時,啟動APU,并保持運行。

啟動空氣補償系統控制程序：

① 打開提升門;

② 打開補償風道內的人員通道門,啟動液氮系統;

③ 設置空氣補償流量,啟動空氣補償風機,通過前饋-PID自動控制或手動控制調節補償風機頻率,控制空氣補償量;

④ 補償空氣的溫度采用Bang-Bang/PID全新風溫度控制方法調節。

啟動尾氣排放系統控制程序：

① 打開發動機尾氣排放閥門;

② 打開發動機尾氣排放噴淋電磁閥;

③ 設置發動機尾氣排放口背壓,啟動尾氣排放風機,通過PID自動控制或手動控制調節發動機尾氣排氣風機頻率,控制發動機尾氣排放口背壓;

④ 當發動機尾氣排放口背壓滿足試驗要求時,啟動發動機,并保持運行。

發動機運行試驗完成后,進入以下程序：

① 關閉APU;

② 關閉發動機;

③ 關閉APU尾氣排放系統;

④ 關閉發動機尾氣排放系統;

⑤ 關閉空氣補償系統。

3 動態平衡調控系統設計

動態平衡調控系統主要由空氣補償控制系統、發動機尾氣排放控制系統等組成。

3.1 空氣補償控制系統設計

空氣補償控制系統主要由PLC控制器、皮托管、溫度傳感器、壓差變送器、液氮電磁閥、補償風機、稀釋風機和上位機等部分組成。上位機采用西門子WinCC組態軟件設計方案,實現對系統狀態參數監控、過程數據的歸檔、歷史數據瀏覽等功能。PLC控制器選用了西門子公司的S7-1200 PLC以及相應的DO、AI、AO等擴展模塊,通過實驗室東側網絡接口箱接入實驗室網絡,實現控制系統PLC與上位機的數據通信?？諝庋a償控制系統原理如圖11所示。

圖11 空氣補償控制系統工作原理

3.2 發動機尾氣排放控制系統設計

發動機尾氣排放控制子系統主要由PLC控制器、皮托管、溫度傳感器、壓差變送器、上位機等組成?？刂葡到y上位機放置于測控間,PLC控制柜放置于西夾層,試驗操作人員通過上位機對相關試驗參數進行設置。上位機采用西門子WinCC組態軟件監控方案,實現對系統狀態參數監控、過程數據的歸檔、歷史數據瀏覽等功能。PLC控制器采用S7-1200 PLC,通過實驗室西側網絡接口箱接入實驗室網絡,實現控制系統PLC與上位機的數據通信?？刂葡到y傳感器布置位置如圖12所示,T5～T11為溫度傳感器,P4～P11為壓力傳感器,S1～S3采用6路L型皮托管(壓差變送器)和溫度傳感器測量,監測排氣管道排氣流量,控制軟件如圖13所示。

圖12 測控系統傳感器位置示意圖

圖13 發動機運行氣流平衡控制軟件

3.3 工程應用與結果

按照民機相關適航規章要求,飛機在極寒條件下停放、冷浸一夜后,發動機應能正常啟動或采用其他維護措施后正常啟動,平均冷浸溫度不高于-35 ℃,冷浸時長不短于10 h。試驗采用7 h從-35 ℃降溫至-40 ℃,-40 ℃保持3 h的溫度條件。冷浸結束后,進行外觀檢查、通電檢查、APU啟動和發動機啟動試驗。

飛機發動機在-40 ℃運行期間的補償新風溫度控制曲線如圖14所示,補償新風溫度控制精度在±2 ℃以內。飛機周圍溫度如圖15所示。由圖15可以看出,雖然受發動機氣流的影響,飛機周圍的環境溫度仍然保持在-40±3 ℃以內,試驗結果表明發動機運行期間實驗室溫度場保持穩定,達到了預期目標。

圖14 補償新風溫度曲線

圖15 發動機啟動試驗期間試驗溫度變化情況

圖16 發動機啟動和慢車時尾氣排放系統參數

4 結束語

面對民機研制進程中對發動機低溫啟動試驗的迫切需求,基于氣候實驗室當前的能力現狀,通過氣候實驗室環境場動態平衡調控技術研究,實現了封閉空間內發動機啟動和慢車運行時的氣流平衡和試驗環境的穩定控制,在國內首次開展了氣候實驗室極端低溫下的飛機發動機啟動試驗,本文形成的發動機低溫啟動試驗控制技術,充分支撐了飛機實驗室的高寒環境試驗,為民機高寒氣候環境試驗提供了實踐依據。

本文研究內容填補了國內在氣候實驗室飛機發動機低溫啟動試驗控制技術方面的空白,推進了民機實驗室氣候環境試驗測試技術的發展。