基于聯(lián)合仿真的飛機空調(diào)系統(tǒng)故障影響

石旭東，蔣貴嘉，張宇，趙宏旭,*

1. 中國民航大學 電子信息與自動化學院，天津 300300

2. 中國民航大學 航空工程學院，天津 300300

飛機空調(diào)系統(tǒng)是飛機的重要組成部分，其主要功用是調(diào)節(jié)飛機座艙和客艙的溫度和壓力，為機組和乘客提供安全舒適的溫度和壓力環(huán)境，防止因溫度和氣壓對人體造成不適帶來安全隱患。飛機空調(diào)系統(tǒng)由氣源、引氣調(diào)節(jié)、機艙壓力調(diào)節(jié)、客艙溫度調(diào)節(jié)和空氣分配等子系統(tǒng)組成[1]。在飛行過程中，由于空調(diào)系統(tǒng)內(nèi)外環(huán)境參數(shù)變化劇烈，各空調(diào)子系統(tǒng)容易出現(xiàn)故障，根據(jù)故障調(diào)查結(jié)果顯示，這些故障多是由活門、傳感器和制冷組件故障引起的[2]。在地面狀態(tài)下，飛機空調(diào)系統(tǒng)故障難以復現(xiàn)，而在飛機設(shè)計驗證和地面維修過程中又需要故障影響信息，因此進行基于聯(lián)合仿真的飛機空調(diào)系統(tǒng)故障影響分析具有重要意義。

目前國內(nèi)外許多學者致力于飛機空調(diào)系統(tǒng)研究，并取得了一定成果。Andrade等仿真研究了飛機空調(diào)系統(tǒng)空氣循環(huán)機(Air Cycle Machine, ACM)性能與馬赫數(shù)、座艙高度、座艙溫度及渦輪輸出功有效利用率的關(guān)系[3]；M?kel?利用AMESim平臺開發(fā)了包括空氣循環(huán)機和沖壓空氣系統(tǒng)在內(nèi)的飛機空調(diào)系統(tǒng)模型，通過輸入固定飛行參數(shù)，對空氣循環(huán)機和空調(diào)系統(tǒng)功能進行驗證[4]；Müller與空客合作開發(fā)了用于支持飛機空調(diào)系統(tǒng)設(shè)計的動態(tài)仿真模型庫，通過設(shè)置高度、馬赫數(shù)及表層溫度等參數(shù)，對模型進行仿真和驗證[5]；吳成云等在Simulink軟件中建立了飛行環(huán)境狀態(tài)參數(shù)計算模型和沖壓空氣系統(tǒng)模型，輸入飛行高度、溫度及壓力，計算出飛行高度上的沖壓空氣進氣溫度及壓力[6]。但以上研究只是針對飛行參數(shù)不變情況下的空調(diào)系統(tǒng)組件性能進行研究，而沒有針對飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)組件性能進行分析。發(fā)動機壓氣機出口溫度和壓力與高度和馬赫數(shù)有關(guān)，沖壓空氣組件進氣流量與高度、馬赫數(shù)、引氣溫度有關(guān)[7]。因此，根據(jù)飛行過程中飛行參數(shù)的變化情況對各組件性能進行研究很有必要。

本文以飛機空調(diào)系統(tǒng)為研究對象，深入分析飛行過程中各組件性能變化情況。第1節(jié)基于Simulink和AMESim軟件平臺建立了飛機空調(diào)系統(tǒng)模型，通過自定義接口實現(xiàn)Simulink和AMESim聯(lián)合仿真，其輸入為動態(tài)飛行參數(shù)。第2節(jié)對空調(diào)系統(tǒng)進行故障仿真，再現(xiàn)了飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)故障情況，深入研究系統(tǒng)組件故障時，空調(diào)系統(tǒng)各組件性能變化情況。第3節(jié)對本文進行總結(jié)，表明本研究對飛機設(shè)計驗證和地面維修具有重要意義。

1 空調(diào)系統(tǒng)模型

為了研究組件性能變化過程，本文建立了空調(diào)系統(tǒng)模型，包括沖壓空氣進氣口、發(fā)動機壓氣機、壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件、制冷組件等部分[8]。首先根據(jù)沖壓空氣進氣和壓氣機工作原理，在Simulink軟件中建立其數(shù)學模型，模型輸入為動態(tài)飛行參數(shù)，輸出為溫度和壓力。其次根據(jù)空調(diào)系統(tǒng)實際工作方式，在AMESim軟件中建立壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件和制冷組件模型，模型輸入和輸出均為溫度和壓力。最后基于AMESim-Simulink平臺實現(xiàn)發(fā)動機壓氣機模型、沖壓空氣進氣口模型、壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型、制冷組件模型聯(lián)合仿真[9]。根據(jù)上述建模過程，飛機空調(diào)系統(tǒng)模型結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 飛機空調(diào)系統(tǒng)模型結(jié)構(gòu)示意圖

1.1 沖壓空氣進氣口模型

熱交換器冷邊氣體來自沖壓空氣組件提供的外界沖壓空氣，沖壓空氣進氣溫度和壓力與高度和馬赫數(shù)有關(guān)。通過沖壓空氣進氣口模型可計算某飛行參數(shù)下沖壓空氣進氣溫度和壓力[6]，計算過程為

Tram=αtTh[(1+0.2Ma2)-1]

(1)

Pram=αpPh[(1+0.2Ma2)3.5-1]+Ph

(2)

式中：αt、αp分別為沖壓空氣進氣口溫度恢復系數(shù)及壓力恢復系數(shù)；Th為外界空氣溫度，K；Ph為外界空氣壓力，Pa；Ma為飛行馬赫數(shù)；Tram為沖壓空氣進氣溫度，K；Pram為沖壓空氣進氣壓力，Pa。

外界空氣溫度Th和外界空氣壓力Ph為

Th=288.15-0.006 5h

(3)

(4)

式中：h表示高度，m；P0=101 325 Pa，表示海平面大氣空氣壓力。

1.2 發(fā)動機壓氣機模型

在發(fā)動機壓氣機模型中，根據(jù)壓氣機參數(shù)和特性曲線可計算某飛行參數(shù)下壓氣機出口空氣溫度和壓力。發(fā)動機壓氣機特性包括壓氣機增壓比特性、總溫比特性、流量特性以及入口總壓恢復特性[10]。

1) 壓氣機出口氣體溫度T和壓力P

壓氣機出口氣體溫度T和壓力P計算過程為

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

(10)

(11)

3) 參數(shù)選取

(12)

壓氣機出口流量qm為

(13)

式中：qmax為發(fā)動機在標準條件下地面試車時最大流量; 101 325 Pa及288 K為標準地面大氣壓力和溫度[11]。

壓氣機引氣氣動參數(shù)為

(14)

式中：q(λ)為流量函數(shù)；Ac為發(fā)動機壓氣機出口截面積，m2;m=0.040 4 (kg·K/J)0.5，由q(λ)查氣動函數(shù)表，得函數(shù)τ(λ)和π(λ)。

4) 沖波恢復系數(shù)σ和進氣道恢復系數(shù)σ*

沖波恢復系數(shù)σ和發(fā)動機進氣道恢復系數(shù)σ*由高度h和馬赫數(shù)Ma計算求得；沖波恢復系數(shù)σ由曲線σ=f(Ma)求得，當Ma<1時，σ=1；發(fā)動機進氣道恢復系數(shù)σ*根據(jù)實際曲線計算。

1.3 壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型

由于發(fā)動機壓氣機出口空氣溫度和壓力在飛行過程中有較大變化，在壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件調(diào)節(jié)作用下使引氣狀態(tài)保持穩(wěn)定，供下游組件使用。在空氣進入氣源總管前，預(yù)冷組件使引氣系統(tǒng)出口溫度保持在473.15 K[3]。為了給乘客提供舒適環(huán)境以及保證飛機的結(jié)構(gòu)安全[12]，引氣壓力需保持在3.1 barA[13](barA為絕對壓力單位，詳見附錄A)。

在AMESim軟件中建立壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型，其結(jié)構(gòu)如圖2所示。該模型由接口設(shè)置模塊、壓力調(diào)節(jié)組件模塊、預(yù)冷組件模塊組成。接口設(shè)置模塊實時接收發(fā)動機壓氣機輸出溫度和壓力，并輸送至壓力調(diào)節(jié)組件使用。壓力調(diào)節(jié)組件主要由引氣調(diào)節(jié)器(Bleed Air Regulator, BAR)、壓力傳感器、壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門(Pressure Regulator and Shutoff Valve, PRSOV)組成。預(yù)冷組件由預(yù)冷器、預(yù)冷器空氣活門、390℉傳感器、450℉恒溫器組成。

圖2 壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型

1.4 制冷組件模型

由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)可知，來自發(fā)動機壓氣機引氣形成熱路和冷路空氣，通過控制冷空氣和熱空氣比例，得到滿足人體生理和工作需要的座艙空氣。制冷組件作用是對引氣進行降溫形成冷路空氣[14]。

在AMESim軟件中建立了升壓式空氣循環(huán)制冷組件模型，其結(jié)構(gòu)如圖3所示。制冷組件模型包括沖壓空氣組件、初級熱交換器、次級熱交換器、空氣循環(huán)機、回熱器、冷凝器、水分離器、溫度控制組件等模塊。沖壓空氣組件吸入外界空氣為熱交換器提供冷卻氣體[15]。熱交換器利用沖壓空氣組件提供的沖壓空氣對高溫引氣進行熱交換。ACM由壓氣機、渦輪和風扇組成，對熱交換器出口空氣進一步冷卻。空氣經(jīng)過回熱器和冷凝器后，由高壓水分離器分離出冷凝水。溫度控制組件調(diào)節(jié)熱路空氣流量，使客艙進氣口處溫度達到預(yù)定值。

圖3 制冷組件模型

2 典型故障仿真

依據(jù)故障隔離手冊和相關(guān)文獻選取飛機空調(diào)系統(tǒng)的預(yù)冷器泄漏、預(yù)冷器空氣活門卡死、壓力傳感器沖擊、沖壓空氣進氣作動筒卡死等典型故障進行仿真，對比分析飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)正常和故障時組件性能變化情況[16]。飛行任務(wù)剖面反映飛行過程中高度和馬赫數(shù)隨時間變化情況[17]，為此將飛行任務(wù)剖面參數(shù)作為模型仿真的系統(tǒng)輸入。根據(jù)故障調(diào)查結(jié)果顯示，故障主要發(fā)生在飛行過程中的爬升、巡航、下降等階段。典型的飛行任務(wù)剖面如圖4所示，其中1 860～3 055 s為巡航階段，飛行高度和馬赫數(shù)分別為10 668 m和0.82。

圖4 飛行任務(wù)剖面

2.1 預(yù)冷器泄漏故障

預(yù)冷器位于圖2的壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型中。由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作原理可知，實際工作中，450℉恒溫器通過調(diào)節(jié)預(yù)冷器空氣活門開度來減少冷邊流量，使引氣系統(tǒng)出口溫度和壓力分別保持在473.6 K和3.1 barA左右[18]。但是預(yù)冷器在工作過程中，由于密封失效原因會出現(xiàn)空氣泄漏現(xiàn)象，主要表現(xiàn)為預(yù)冷器熱邊流量突變。在此故障下，預(yù)冷器冷邊流量、預(yù)冷器熱邊出口壓力、預(yù)冷器熱邊出口溫度變化異常。預(yù)冷器熱邊空氣泄漏故障仿真結(jié)果如圖5所示。

當預(yù)冷器工作正常時，預(yù)冷器熱邊流量、預(yù)冷器冷邊流量、預(yù)冷器熱邊壓力在飛行過程中動態(tài)變化著，預(yù)冷器熱邊溫度保持在473.6 K左右。

假設(shè)預(yù)冷器熱邊泄露故障發(fā)生在飛行任務(wù)剖面第2 000 s，此時飛機處于巡航階段，預(yù)冷器熱邊流量由324.14 g/s減小至321.8 g/s，如圖5(a)和5(b)所示。故障發(fā)生后，在450℉恒溫器的控制作用下，預(yù)冷器冷邊流量開始緩慢減小，與正常流量最大相差1.74 g/s。預(yù)冷器熱邊壓力開始由3.09 barA減小至3.07 barA。預(yù)冷器熱邊溫度保持在473.6 K左右，如圖5(c)～圖5(e)所示，仿真結(jié)果與實際故障現(xiàn)象一致。

圖5 預(yù)冷器泄漏故障仿真

文獻[18]認為預(yù)冷器熱邊溫度為473.15 K，與仿真結(jié)果對比表明，預(yù)冷器熱邊溫度誤差較小，模型及仿真結(jié)果得到了驗證。

2.2 預(yù)冷器空氣活門卡死故障

預(yù)冷器空氣活門位于圖2的壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型中。由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作原理可知，實際工作中，450℉恒溫器控制著預(yù)冷器空氣活門開度來調(diào)節(jié)預(yù)冷器冷邊流量，使預(yù)冷器熱邊出口溫度保持在473.15 K[18]。但是預(yù)冷器空氣活門在長時間工作后易出現(xiàn)卡死故障，主要表現(xiàn)為預(yù)冷器空氣活門開度不變。在此故障下，預(yù)冷器熱邊和冷邊出口流量、預(yù)冷器熱邊進出口溫度、預(yù)冷器冷邊進出口溫度變化異常。預(yù)冷器空氣活門卡死故障仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6 預(yù)冷器空氣活門卡死故障仿真

當預(yù)冷器空氣活門工作正常時，預(yù)冷器空氣活門開度、冷邊出口流量、預(yù)冷器熱邊進口溫度、預(yù)冷器冷邊出口溫度在飛行過程中動態(tài)變化著，預(yù)冷器熱邊出口流量和預(yù)冷器進口溫度保持不變，預(yù)冷器熱邊出口溫度保持在473.15 K。

假設(shè)活門卡死故障發(fā)生在飛行任務(wù)剖面第1 630 s， 此時飛機處于巡航階段，預(yù)冷器空氣活門開度保持在0.187，如圖6(a)和圖6(b)所示。在1 630 ～3 270 s內(nèi)，預(yù)冷器熱邊出口流量高于正常流量，而預(yù)冷器熱邊出口溫度低于正常溫度。在3 270～4 000 s內(nèi)，預(yù)冷器熱邊出口流量低于正常流量，而預(yù)冷器熱邊出口溫度高于正常溫度。預(yù)冷器熱邊出口流量和預(yù)冷器熱邊出口溫度與正常曲線最大相差分別為4.215 g/s和31.6 K。活門出現(xiàn)卡死故障后，預(yù)冷器冷邊流量無法調(diào)節(jié)，與正常流量最大相差45.07 g/s，如圖6(c)和圖6(d)所示，仿真結(jié)果與實際故障現(xiàn)象一致。

同理根據(jù)文獻[18]可知，預(yù)冷器熱邊溫度為473.15 K，對比結(jié)果表明，本文所建立的仿真模型誤差較小，模型及仿真結(jié)果得到了驗證。

2.3 壓力傳感器沖擊故障

壓力傳感器位于圖2的壓力調(diào)節(jié)與預(yù)冷組件模型中。由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作原理可知，壓力傳感器檢測發(fā)動機壓氣機出口壓力并反饋給引氣調(diào)節(jié)器，引氣調(diào)節(jié)器通過調(diào)節(jié)壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門開度，使引氣系統(tǒng)出口壓力保持在3.1 barA。但是壓力傳感器易出現(xiàn)故障，其中電源或地線中隨行干擾、浪涌電火花放電等原因會引起壓力傳感器沖擊故障[19]，主要表現(xiàn)為壓力傳感器輸出突變。在此故障下，壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門開度、引氣系統(tǒng)出口壓力變化異常。壓力傳感器沖擊故障仿真結(jié)果如圖7所示。

圖7 壓力傳感器沖擊故障仿真

當壓力傳感器工作正常時，引氣系統(tǒng)出口壓力在BAR的調(diào)節(jié)作用下保持在3.1 barA，壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門開度在飛行過程中動態(tài)變化。

傳感器沖擊故障屬于瞬時故障，為了對仿真結(jié)果對比分析，假設(shè)故障分別發(fā)生在飛行任務(wù)剖面第1 600、2 000、3 100 s，飛機處于上升、巡航、下降階段，如圖7(a)所示。當壓力傳感器出現(xiàn)沖擊故障時，其輸出值出現(xiàn)偏差，如圖7(b)所示。在故障飛行過程中，壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門開度因傳感器輸出值偏差而偏離正常開度，與正常開度最大相差0.166。在活門調(diào)節(jié)作用下，空氣流量表現(xiàn)異常，導致引氣壓力開始偏離正常壓力，引氣壓力與正常壓力最大相差1 barA，如圖7(c)和圖7(d)所示，這對人體生理要求和飛機結(jié)構(gòu)安全構(gòu)成了威脅，仿真結(jié)果與實際故障結(jié)果一致。

文獻[13]認為引氣系統(tǒng)出口壓力保持在3.1 barA， 而引氣系統(tǒng)出口壓力仿真結(jié)果為3.09 barA 左右，引氣系統(tǒng)出口壓力誤差較小，模型及仿真結(jié)果得到了驗證。

2.4 沖壓空氣進氣作動筒故障

沖壓空氣進氣作動筒位于圖3的制冷組件中。由空調(diào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作原理可知，沖壓空氣進氣作動筒帶動進氣組件來調(diào)整沖壓空氣流量，為初級和次級熱交換器提供冷卻空氣[20]，使壓氣機出口溫度穩(wěn)定在383.15 K[21]，但是沖壓空氣進氣作動筒容易出現(xiàn)機械卡死故障，主要表現(xiàn)為沖壓空氣流量無法調(diào)節(jié)，進而影響制冷組件的制冷效果。在此故障下，熱交換器出口溫度、壓氣機出口溫度、渦輪出口溫度變化異常。沖壓空氣進氣作動筒故障仿真結(jié)果如圖8所示。

圖8 沖壓空氣進氣作動筒卡死故障仿真

在沖壓空氣作動筒工作正常時，沖壓空氣流量、初級和次級熱交換器出口溫度、渦輪出口溫度在飛行過程中動態(tài)變化著，而壓氣機出口在飛行過程中微弱變化，基本保持在383.15 K左右。

假設(shè)故障發(fā)生在飛行任務(wù)剖面第3 360 s，此時飛機處于下降階段，沖壓空氣進氣作動筒卡死后沖壓空氣流量一直保持在305.99 g/s，如圖8(a)和圖8(b) 所示。在故障后飛行過程中，由于沖壓空氣流量減少，導致初級和次級熱交換器出口溫度升高，與正常溫度最大相差分別為5.72 K和4.16 K。初級和次級熱交換器出口溫度升高間接導致壓氣機和渦輪出口溫度升高，與正常溫度最大相差分別為6.27 K和3.06 K，如圖8(c)和圖8(d)所示，因此仿真結(jié)果與實際故障結(jié)果一致。

文獻[21]認為壓氣機出口溫度穩(wěn)定在383.15 K， 而本文仿真結(jié)果也在383.15 K左右，壓氣機出口溫度誤差較小，模型及仿真結(jié)果得到了驗證。

3 結(jié) 論

經(jīng)過飛機空調(diào)系統(tǒng)聯(lián)合仿真和對仿真結(jié)果進行分析，可得到如下結(jié)論：

1) 以飛行任務(wù)剖面中高度和馬赫數(shù)為空調(diào)系統(tǒng)仿真模型輸入?yún)?shù)，可模擬飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)動態(tài)變化過程。

2) 結(jié)合系統(tǒng)工作原理及相關(guān)文獻資料，驗證了空調(diào)系統(tǒng)模型有效性及仿真結(jié)果可靠性。

3) 對空調(diào)系統(tǒng)典型故障進行模擬，分析故障時組件性能變化過程，使維修人員了解故障影響情況，有助于飛機空調(diào)系統(tǒng)地面維修。

4) 模擬飛行過程中空調(diào)系統(tǒng)動態(tài)變化過程，可為飛機設(shè)計驗證提供故障模型。