多功能軍用飛機地面液冷車研制與實驗

(上海理工大學能源與動力工程學院 上海 200093)

隨著我國軍用預警機和第4代戰斗機等先進戰機的研制與列裝，機載精密電子設備越來越多，功率大而熱流密度高。機載環境控制系統必須采用40號或65號軍用航空冷卻液作為載冷劑，來冷卻電子設備。當機艙內溫度過低時，機載設備啟動前需要地面保障設備提供溫度較高的冷卻液進行預熱，以達到啟動溫度要求[1-2]。當飛機在地面進行訓練、檢修時，由于飛機發動機不啟動，因此機載環控系統(機載液冷系統)停止工作，需要地面保障設備(飛機地面液冷車)向飛機機載液冷系統輸送相同種類和濃度的冷卻液，輸入冷卻液的溫度、體積流量、壓力和潔凈度等參數應達到機載液冷系統的要求[3-6]。

飛機液冷車是一種新型飛機環境控制地面保障裝備，主要控制參數是飛機液冷車向飛機供給冷卻液的溫度、壓力、體積流量和潔凈度。對飛機液冷車供液溫度的精確控制，不僅可保證機載電子設備保持高效穩定工作，還可降低其故障率并延長工作壽命。

1 功能要求

我國地域寬廣，機場氣候環境差異大，飛機液冷車必須適應多變的環境和保障參數要求，保證高可靠性，滿足多種飛機尤其是特種飛機環境控制需求。飛機液冷車高度較低，而飛機較高，最高落差達9 m。由于飛機機載液冷系統管路狹長而曲折，內阻很高，因此液冷車供液壓力必須克服上述阻力，將足夠的冷卻液輸送給飛機各冷卻單元。冷卻液中的固體顆粒直徑要小于40 μm[7-9]。液冷車還應具有補液和加液/排液等保障功能[10]。液冷車工作環境適應性要求如表1，淋雨、霉菌、鹽霧和沙塵等需滿足《GJB 2643 A—2011飛機空調車通用規范》[11]。主要保障技術指標如表2[12-13]。

補液模式：飛機液冷車車載液冷系統冷卻液不足時，從地面冷卻液容器吸取冷卻液以補充至一定液位，一般為車載冷卻液儲液罐3/4液位。

表1 飛機液冷車環境適應性指標Tab.1 Environmental suitability index of liquid cooling camion of military aircraft

表2 飛機液冷車戰術技術指標Tab.2 Tactical and technical index of liquid cooling camion of military aircraft

內循環模式：用戶設定飛機液冷車冷卻液溫度后，液冷車系統啟動并進行內循環，將車載液冷系統內冷卻液處理至設定溫度。

外循環供液保障模式，分制冷和制熱，即根據環境和飛機保障要求，液冷車自循環達到設定溫度后，自動切換為外循環模式，向飛機輸送冷液或熱液或先供熱液預熱，待機載電子設備正常工作后再供冷液進行降溫冷卻。

加液模式：飛機機載液冷系統內冷卻液不足時，由飛機液冷車向其補充冷卻液，至一定液位。排液模式則相反，指當飛機機載液冷系統需檢修時，由飛機液冷車將其冷卻液全部排空并存儲。

2 液冷車方案

2.1 總體設計

由于戰時戰機停機位置不確定，飛機液冷車應具有機動保障能力，因此必須集動力自給、冷卻液輸送與冷熱調節、自動控制于一體的移動保障裝備。圖1所示為飛機液冷車的結構，主要有5部分：1)電源動力系統；2)制冷加熱系統；3)液體輸送系統；4)電氣控制系統；5)車載底盤及廂體。飛機液冷車的所有設備全部安裝在車廂內，因此設備的布置必須考慮飛機液冷車的行駛安全、運行安全、空氣流道、重量分配及可維修性等。

圖1 飛機液冷車的結構Fig.1 The structure of liquid cooling camion of military aircraft

2.2 電源動力系統

車載電源動力系統包括柴油發動機和發電機，控制子系統等。在外場時，電氣控制系統、循環泵、制冷壓縮機及風機、電加熱器等設備均由柴油發電機組提供電源動力。根據飛機液冷車不同運行模式下啟動設備的總功率確定柴油發電機組的總功率，樣車采用75 kW柴油發電機組。飛機液冷車還設置市電插口，用于在內場(機堡、維修車間等)使用，直接接入市電，而不啟動柴油發電機組，一方面減少柴油發電機組的使用頻率、減少故障并降低能耗；另一方面避免在內場使用柴油發電機組而帶來噪聲和尾氣污染。兩種電源輸入方式通過控制系統進行切換。

2.3 液體輸送系統

液體輸送系統主要包括循環泵、膨脹水箱、儲液罐、補液泵、真空泵、供液/回液軟管及卷盤和控制閥門等。由于飛機機載液冷系統充注65號軍用航空冷卻液，因此飛機液冷車也使用65號軍用航空冷卻液。

圖2所示為飛機液冷車工作原理。通過循環泵、補液泵、真空泵、電動蝶閥及電磁閥等組合控制來實現飛機液冷車的補液、內循環、加液、排液和外循環供液保障等功能模式。按照飛機液冷車戰術技術指標要求，車載冷卻液通過供液和回液軟管分別與飛機進液和出液接口連接，形成封閉冷卻液循環系統。

1回液卷盤；2供液卷盤；3供液溫度傳感器；4供液壓力傳感器；5供液體積流量計；6供液壓力表；7冷卻液過濾器；8視液鏡；9靶式流量開關；10管道式電加熱器；11蒸發器出口溫度傳感器；12板式蒸發器；13壓縮機；14冷凝器；15熱力膨脹閥；16蒸發器入口壓力表；17循環泵；18膨脹水箱；19儲液罐；20真空泵；21補液泵；22回液壓力傳感器；23回液溫度傳感器。圖2 飛機液冷車工作原理Fig.2 Schematic diagram of liquid cooling camion of military aircraft

內循環時，液冷車供液/回液管電磁閥V9和V10關閉而旁通電動蝶閥V11全開。如設定溫度低于環境溫度，控制程序則根據計算所需制冷量，啟動相應數量制冷系統模塊進行降溫，超出的制冷量由管道式電加熱器進行熱補償；如設定溫度高于環境溫度，則制冷系統不啟動，管道式電加熱器對冷卻液進行加熱，直至達到設定溫度。管道式電加熱器分為多組，采用PLC控制器的PID算法，并通過固態繼電器對電加熱器輸出功率進行精確調節。

外循環模式時，冷卻液經車載循環泵加壓后，經單向閥V13，按同程管路設計，體積流量均分并進入3個板式蒸發器，冷卻降溫(外循環制冷模式時)，再匯合后進入管道式電加熱器，進行熱量補償至設定溫度，經靶式流量開關、視液鏡和過濾器后，調節電動蝶閥V11的開度以調節旁通冷卻液體積流量，使供液達到設定體積流量，送入飛機，承擔機載電子設備等熱負荷后，再流入車載液冷系統的膨脹水箱，由循環泵吸入，如此循環往復。通過車載冷卻液系統中旁通電動蝶閥和變頻循環泵調速實現對冷卻液體積流量和壓力的調節[14]。

當飛機液冷車停止向飛機提供地面保障時，供/回液軟管與飛機接口脫除連接，由電動供/回液卷盤收回飛機液冷車。

2.4 制冷加熱系統

飛機液冷車制冷系統采用單級蒸氣壓縮式制冷循環，具有技術成熟、結構緊湊、效率高等優點[15]，制冷劑選用R134a。利用低壓液態制冷劑在板式蒸發器內汽化吸熱，使板式換熱器另一側的冷卻液溫度降低，為連續制冷，汽化后的低壓過熱制冷劑氣體，由制冷壓縮機吸入并壓縮后，在風冷冷凝器內等壓冷凝為高壓過冷液態，再節流降壓為氣液兩相制冷劑進入板式蒸發器制冷。

設計意圖：①掌握用砂紙磨去葉片角質層的操作技能；②磨去葉片角質層的目的是要縮短酒精脫色時間；③給葉片做標記是以防各組實驗葉片混亂。

環境適應性是軍用飛機液冷車的關鍵技術指標，特別是極端高溫和低溫時，制冷系統必須能夠穩定運行。而蒸發側工況變化較小，要求制冷系統冷凝壓力應處于一個較為穩定的工作區間。當環境溫度過低時，設計了高壓調節閥和差壓調節閥集成的冷凝壓力調節裝置，確保制冷系統穩定運行。當環境溫度過高引起壓縮機排氣溫度過高而處于危險狀態時，系統設計了旁通噴液冷卻裝置，以消耗部分制冷量為代價來確保壓縮機處于安全工況。

制冷系統采用模塊化設計，設置3套完全相同的制冷系統，均按總制冷量的1/3配置。制冷系統模塊化設計可分散系統故障風險，即使有一套制冷系統發生故障，另兩套正常運行仍可滿足保障要求。因此，模塊化設計對戰時應急保障有重大意義，還具有部件互換特性，提高設備可靠性和兼容性，減少備品備件種類，有效縮小軍事保障的配件規模和維修難度[16]。

2.5 控制系統

飛機液冷車控制系統應具有足夠的穩定性、快速調節、溫度控制精度高、經濟運行和高可靠性等。采用可編程控制器(programmable logic controller,PLC)連接溫度、壓力和體積流量等傳感器，并對所有設備及電路進行控制，以實現對冷卻液的溫度、體積流量和壓力進行監測、顯示和調節控制[17-18]。

通過人機界面選擇運行模式，設定冷卻液體積流量、溫度等；顯示當前運行狀態、溫度、體積流量和壓力等信息。發生故障時，控制系統自動進行保護、發出報警信息并存儲，用于查詢歷史故障。

2.6 底盤及廂體

飛機液冷車的底盤和車廂體分別為列裝二類底盤和鋼骨架鋼蒙皮車廂體。車廂體4個側面采用沖壓格柵封板，便于散熱防雨；頂面為制冷系統冷凝器及風機，設置氣動百葉封板，在開機時自動開啟，停機時自動關閉，提高防雨性能。

圖4 飛機機載液冷模擬系統Fig.4 The simulation system of airborne liquid cooling

3 實驗結果

圖3所示為飛機液冷車的樣車。實驗工況下，進行樣車的補液、內循環、加液/排液和外循環供液保障等。由于條件限制，液冷車不可能與飛機對接進行性能實驗，因此在飛機液冷車環境模擬實驗室中建設航空液體實驗室，搭建飛機機載液冷模擬系統，如圖4所示，以便測試飛機液冷車的性能[19]。

圖3 飛機液冷車樣車Fig.3 The liquid cooling sample camion of military aircraft

實驗前，將液冷車的供液和回液軟管分別連接到機載液冷系統模擬裝置的冷卻液進/出接口，將模擬裝置膨脹水箱的液位傳感器的信號采用航空插頭接入液冷車控制系統中。

3.1 內循環模式實驗

在制冷模式和制熱模式下，設定冷卻液溫度和體積流量后，開啟手動蝶閥V1和V14，電動蝶閥V11全開，啟動液冷車，檢測柴油發電機組、循環泵、制冷機組、電加熱器等是否正常啟停和穩定運行，體積流量調節閥能否按設定值開啟至相應開度，冷卻液溫度能否控制在設定溫度范圍內。經過多次實驗，液冷車均正常啟動和穩定運行；在環境溫度5 ℃和30 ℃時，將液冷車冷卻液處理至設定溫度(5 ℃時加熱至15 ℃，30 ℃時制冷至10 ℃)分別需要16 min和11 min。

3.2 補液模式實驗

3.3 加液/排液模式實驗

加液模式時，關閉手動蝶閥V1、電磁閥V5和V12，打開手動蝶閥V2和球閥V3以及電磁閥V6、V8、V9和V10。為保證加液過程中順利將機載液冷系統內的空氣排除以及加液壓力保持在機載液冷系統各設備的安全壓力以下，液冷車控制程序通過調節循環泵轉速及電動蝶閥V11開度，以控制加液體積流量維持在30 L/min左右，供液管出口壓力≤0.6 MPa。加液實驗中，9 min后模擬裝置膨脹水箱液位達到3/4，發出液位達到的開關量信號，液冷車循環泵停機，同時關閉供液和回液管路上的電磁閥V9和V10。

排液模式時，先打開電磁閥V7和V8，將液冷車儲液罐放空。關閉V6、V7和V8，打開V5和V12，啟動真空泵，將儲液罐抽到30 kPa真空，然后關閉真空泵和電磁閥V12，打開手動蝶閥V1和V2以及球閥V3，打開電磁閥V9和V10，模擬裝置中冷卻液因高差和負壓，迅速流向液冷車儲液罐，當液冷車流量計檢測到流量為0時，則排液完成，關閉電磁閥V9和V10。

實驗表明，液冷車控制程序能夠自動控制循環泵、真空泵及電磁閥等設備，實現冷卻液的加液和排液功能。

3.4 外循環供液保障模式實驗

圖5 外循環制冷模式和制熱模式運行參數Fig.5 Operating parameters of cooling mode and heating mode in external circulation

模擬裝置的高位水箱中設置65 kW電加熱器，以模擬機載電子設備的發熱，來測試液冷車的冷卻能力。圖5所示為外循環制冷模式和制熱模式運行參數。制冷模式實驗工況：環境室溫度為30 ℃，設定冷卻液溫度為10 ℃，體積流量為200 L/min，機載液冷模擬裝置熱負荷為60 kW。制熱模式實驗工況：環境室溫度為5 ℃，設定冷卻液溫度為15 ℃，體積流量為200 L/min，模擬裝置冷卻液初始溫度為5 ℃，高位水箱電加熱關閉，通過液冷車供給熱液來加熱模擬裝置的冷卻液，并升溫至15 ℃。

由圖5可知，制冷模式啟動后，測量回液溫度達到設定值，即模擬裝置的冷卻液溫度降至10 ℃，需要20 min，之后小幅振蕩并最終穩定在(10±0.5) ℃。制熱模式啟動后，測量到回液溫度達到15 ℃，需要24 min，之后小幅振蕩并最終穩定在(15±0.5) ℃。

4 結論

本文設計開發了多功能軍用飛機地面液冷車，并試制了樣車。飛機液冷車系統進行了液冷車補液、液冷車冷卻液內循環、液冷車對飛機機載液冷系統的加液/排液和外循環供冷/熱液保障等功能的測試，得到如下結論：

1)飛機液冷車啟動時間短，數據監測、顯示和報警等內容充分，制冷系統模塊化設計，自動化程度和可靠性高。

2)飛機液冷車的補液、加液和排液模式時，分別能夠使飛機液冷車車載液冷系統補液達到儲液罐3/4液位，飛機機載液冷系統儲液罐加液達到3/4液位和將機載液冷系統冷卻液排空。

3)飛機液冷車在環境溫度5 ℃和30 ℃時，內循環模式將液冷車冷卻液處理至設定溫度(5 ℃加熱至15 ℃，30 ℃制冷至10 ℃)分別需要16 min和11 min。相同工況下，外循環模式將飛機機載液冷系統處理至設定溫度時分別需要24 min和20 min。冷卻液溫度控制精度為±0.5 ℃。

4)飛機液冷車的功能及運行特性達到了基本戰術技術指標，但系統流程仍需進行優化研究，減少閥門數量，尤其是手動閥門的數量，降低操作難度和出錯率。