輕型飛機環境控制系統方案評估

沈鳳村 藍渝康

（貴州貴飛飛機設計研究院有限公司，貴州 安順 561000）

有效評估是方案選擇、設計的重要環節。輕型飛機常用的環境控制系統有空氣循環系統和蒸發循環系統，隨著電動飛機的研究應用，電動環控系統成為今后環境控制系統的重要分類之一。這三種環境控制系統，運行原理差異大，很難通過單一途徑進行比較。在飛機環境控制系統評估方法中，起飛總質量法和當量阻力法得到廣泛應用。這兩種評估方法將系統多項因素納入分析，從質量及力的角度對方案進行評估，適合輕 型飛機環境控制系統方案評估。

現有飛機代償損失評估方法在應用時存在前提條件，對超出條件范圍的評估，結果會出現偏差。根據輕型飛機環境控制系統設計實際，對現有起飛總質量法及當量阻力法進行研究優化，并在某輕型飛機環境控制系統方案評估中驗證，并探索輕型飛機環境控制系統方案設計的選擇方向。

1 評估方法研究

影響評估的因素主要有系統質量、性能、功率、對飛機性能影響等，其中重點關注對飛機性能影響，即系統所引起的飛機性能代償損失。在系統評估過程中發現，系統引氣量占比、系統耗能等差異較大時，動力裝置功率損失差異明顯，導致飛機動力裝置及其他系統在各方案中出現差異，現有評估方法未體現，導致評估結果出現偏差。對此，該文進行了起飛總質量法及當量阻力法的研究和優化。

1.1 起飛總質量法研究及優化

起飛總質量法以燃油消耗量為表征基礎，燃油的消耗直接影響飛機的經濟性及性能，更符合當今提倡能源優化的理念。起飛總質量法評估項目包括以下幾項：1）系統固定裝置的質量為mE，系統質量引起的燃油代償損失mf,E；2）利用發動機輸出功引起的燃油代償損失mf，p；3）克服氣動阻力引起的燃油代償損失mf,D；4）利用發動機引氣引起的燃油代償損失mf,bl。系統起飛總質量為各部分損失之和[1]。

公式（1）使用的條件為各因素引起的發動機功率損失可通過燃油消耗進行補償。根據工程經驗，對小型發動機，壓氣機引氣量占比大于某值后（發動機不同，該值不同），發動機的性能下降幅度大于某值以內的影響，此時通過增加燃油消耗的方式無法消除該影響。若要使發動機達到同等級別性能，需更換大功率發動機或對發動機附件、電氣系統改進，其帶來飛機起飛質量增加。若不考慮此變化，則方案之間的評估出現偏差，影響最終方案的選擇，對需要從發動機引氣的空氣循環系統及蒸發循環系統比較尤為重要。

為此，將相關可能變化項目納入評估中，公式（1）調整為公式（2）。

式中增加的∑m，表示因發動機功率下降而通過增加燃油消耗無法補償損失時，飛機總質量必須增加及增加質量引起的燃油消耗量之和，該值的計算方式與mE和mf,E算法相同。

1.2 當量阻力法研究及優化

當量阻力法以系統引起的阻力損失作為基礎，對飛機氣動布局、系統在機上的布局設計及優化有較大的參考意義。

當量阻力法相關項目包括：1）系統進氣口的當量阻力D；2）系統質量的當量阻力Dm,eq；3）發動機壓氣機引氣的當量阻力Dbl,eq；4）發動機軸輸出功率的當量阻力DP,eq。系統總的當量阻力D∑eq為

同上節所述，對小型發動機，由于系統方案帶來的某些因素影響一旦無法消除或降低，為真實反映方案的情況，應在公式中增加由此引起的相關變化。

為此，將相關變化納入評估中，公式（3）調整為公式（4）。

式中增加的∑D，表示，因發動機功率下降而通過改變進氣口等無法消除影響時，飛機必要相關變化導致的當量阻力增加，該值的計算方式與Dm,eq算法相同。

2 待評估方案簡介

某輕型飛機主要執行低空、超低空任務，任務時間適中且機動性能要求高，需系統簡單、易操作且維護快速。結合發動機的性能限制等因素，系統方案在空氣循環系統、蒸發循環系統及電動環控系統中作選擇。各系統原理圖見圖1所示。

2.1 空氣循環系統

系統應用于各型飛機，系統簡單、重量輕、成熟可靠。系統原理為從發動機引進的高溫高壓空氣經散熱器散熱、渦輪冷卻器制冷減壓及相關除水、空氣分配部件的除水分配后進入座艙，調節座艙空氣溫度和壓力。系統原理圖見圖1（a）。

圖1 三種系統方案原理圖

2.2 蒸發循環系統

系統多在通用飛機上應用，性能系數高、性能穩定，制冷量可調性好，座艙增壓和加溫需引入高壓熱空氣來實現。系統方案原理：制冷部分由蒸發器、壓縮機、冷凝器及節流閥等組成系統的閉式制冷循環部分，冷卻座艙內空氣；加溫和增壓由引氣系統從發動機引氣并送入座艙維持座艙壓力及加溫。系統原理圖見圖1（b）。

2.3 電動環控系統

電環控系統已從概念階段進入實際應用[2]，其無發動機引氣的形式是對發動機性能的解放，是飛機環境控制系統發展重要方向。電環控系統的原理為沖壓空氣由電驅動壓氣機增壓成高壓熱空氣，經散熱器散熱和渦輪冷卻器絕熱降溫減壓，與另一部分空氣混合經除水處理，輸送到座艙及電子設備用于調溫。系統原理圖見圖1（c）。

3 評估方法應用

該節將優化前后的起飛總質量法及當量阻力法，應用于某輕型飛機三種環境控制系統的評估比較中，結合工程實踐，驗證和討論前述提出研究方法的可行性和準確性。

3.1 評估條件

典型剖面的飛行速度、飛行航時，其他涉及的參數如下。1）發動機壓氣機增壓比及進口溫度、發動機渦輪進口溫度及軸功率的輸出、燃油比耗、燃氣質量定壓熱容、燃油單位燃燒熱值等；2）各環控系統：系統質量、引氣量、沖壓端氣動阻力、熱交換器冷邊氣動阻力、冷凝器端氣動阻力、功率需求。

3.2 起飛總質量法評估分析

結合相關參數，得出公式優化前、后各系統引起的代償損見圖2。

觀察圖2（a），蒸發循環系統引起的代償損失是空氣循環系統的約1.2倍，主要在系統質量及克服氣動阻力方面；在利用發動機引氣方面，蒸發循環系統是空氣循環系統的約20%；電動環控系統的損失集中在系統質量和克服氣動阻力損失方面，而發動機引氣無損失。

根據某輕型飛機發動機的選型研究表明，為達設計性能指標，空氣循環系統從發動機的引氣已超出引氣占比的0.5%，此時發動機性能大幅下降，需更換更大功率的發動機，從而引起全機變化。電動環控系統的運行資源來自于發動機或動力電池組，高電耗也是其系統亟待解決的問題[3]，在相同性能指標的情況下，為支持系統運行也使發動機或相關發電附件選型變化。使用優化后公式分析，結果見圖2（b），此時空氣循環系統引氣的代償損失增加（∑m）約85kg，電動環控系統電能消耗的代償損失增加約（∑m）50kg，此時在引氣量及制冷性能不變的情況下，空氣循環系統的代償損失略高于蒸發循環系統，電動環控系統的代償損失更大。

根據工程實踐經驗，蒸發循環系統在輕型飛機上應用更加優越，特別對機動性能要求高的輕型飛機，引氣量小且性能穩定的蒸發循環系統正逐步成為主流。同時，對引氣量占比較小（≤0.5%）的飛機，空氣循環系統與蒸發循環系統評估結果與圖2（a）相同。由此說明優化的評估方法能涵蓋不同飛機的各種環控系統的評估。

圖2 優化前、后代償損失評估圖

3.3 當量阻力法評估分析

結合相關參數，得出公式優化前、后系統引起的代償損失見圖3。

圖3 優化前、后當量阻力評估圖

圖3（a）可知，蒸發循環系統的當量阻力略高，電動環控系統的當量阻力仍是最大[4]。在利用發動機引氣引起的當量阻力方面，蒸發循環系統約為空氣循環系統的18%。

與前節分析相同，空氣循環系統引起的飛機整體性能的下降，已無法從優化系統設計方面消除；而電動環控系統大量的電能消耗也無法從燃油得到補償。系統評估時，必須重新考慮空氣循環系統因引氣大及電動環控系統因用電量大，導致發動機性能損失無法恢復情況，應該考慮增加其他相關項目。應用優化后公式分析，見圖3（b），此時空氣循環系統引氣的代償損失增加（∑D）約45N，電動環控系統電能消耗的代償損失增加約（∑D）50N，此時在引氣量及制冷性能不變的情況下，空氣循環系統當量阻力略高于蒸發循環系統，電動環控系統的當量阻力仍是最大。

根據工程實踐經驗，蒸發循環系統在輕型飛機上的應用優于空氣循環系統，對引氣量占比較小（≤0.5%）的飛機，空氣循環系統與蒸發循環系統評估結果與圖3（a）相同。由此說明優化的評估方法能涵蓋不同飛機的各種環控系統的評估。

4 結論

該文通過對現有的代償損失評估方法使用限制條件的分析，優化了起飛總質量法及當量阻力法，將優化的評估方法應用到某輕型飛機的三種不同系統設計方案評估研究中，得出以下結論：1）改進的評估方法，涵蓋原方法應用范圍并擴展了應用范圍，在原方法應用范圍內評估結果相同；同時，拓展應用于電驅動類的飛機環控系統方案評估。2）蒸發循環系統的系統質量大于空氣循環系統，但在引氣損失方面優于空氣循環系統，對發動機功率的影響小，制冷性能穩定、效率高，符合現代輕型飛機的飛行性能需求，是輕型飛機環境控制系統方案的首選。3）空氣循環系統的引氣雖然對飛機性能的損失較大，但在其他方面引起的損失都最小且技術成熟度高，仍適用于部分輕型飛機。4）電動環控系統雖然不需要從發動機引氣，對發動機的性能解放有很大貢獻，但就目前技術而言，其系統重量大、運行電功率大，很多輕型飛機無法滿足且國內研究應用仍處于初級階段，經濟風險和技術風險較大，目前不適用于輕型飛機。