(整理)23 基于SIMULINK的直升机综合热能管理系统仿真-薛浩(5)

第二十八届（2012）全国直升机年会论文

基于SIMULINK的直升机综合热能管理系统仿真

薛浩甘晓燕唐宇

（北京陆军航空兵学院机械系，北京，101123）

摘要：机载综合热能管理可以实现机上能量互补，是直升机的发展方向。本文根据直升机特点提出两种热能管理系统方案，并利用数学模型在SIMULINK平台上搭建仿真模块，在一定高度和速度下设计了系统的结构尺寸，在不同高度和速度下利用控制器控制各阀门和泵的转速，使系统能满足温度压力等要求，结果表明，利用综合热能管理系统可以实现对全机热量的统一管理与调配，实现能量互补。

关键词：综合热能管理系统；稳态仿真；SIMULINK；

0 引言

随着直升机综合技术的发展，机上环控系统和各种热源可以进行能量的互补利用，综合热能管理系统就是实现这一目的的，它是传统的环控系统向新一代热能管理组件技术上的一次升级，如美国战斗机F22上就采用了这种系统。这种复杂的热工系统具有两大技术特征：1、把过去机上的空气制冷系统、蒸汽制冷系统、液体冷却系统、滑油散热系统、发动机燃油系统等大量存在“热量和能量交换”的相关系统有机的关联融合起来，设计制造成经济性好、可靠性高的综合热能系统。2、采用先进的数字化综合控制技术完成复杂系统内部热量与能量的统一调配与管理，达到全机热能的最佳利用[1]。

与传统环控系统相比具有能源利用率高，重量轻等优点，因此进行机载综合热能管理，实现能量的合理利用是未来直升机一体化设计的一个发展方向。本文基于此目的提出直升机综合热能管理系统方案，并进行了仿真计算。

1 综合热能管理系统

1.1 系统概述

根据直升机环控和热源特点[2]，提出两种综合热能管理系统方案，系统原理见图1，图2，其中图1为一般直升机综合热能管理图，图2为带有大功率电子设备（如大功率雷达）的原理图，图1的系统包括3个子系统：(1) ACS(空气循环系统)；(2)润滑油循环系统；(3)燃油循环系统。图2增加了VCS(蒸发循环系统)和冷却液循环系统。

图1系统其原理为：ACS为简单式，主要向座舱和电子舱提供足够的制冷量，以达到空气调节的目的。气源来自发动机或辅助动力装置，一路经过空气散热和燃油散热降温除水，再经过涡轮膨胀降温除水，一部分供给电子设备舱，一部分与另一路热气混合后供给驾驶舱和客舱；燃油循环系统利用燃油吸收其他系统热量，并提高燃油温度以提高燃烧效率，来自油箱的燃油经过空气-燃油换热器吸收热量，再经过燃油-滑油换热器吸收滑油热量，一部分供给发动机燃烧，一部分经过散热后流回油箱；滑油循环系统利用燃油来降温；ACS中涡轮输出功带动风扇，驱动大气对燃油和ACS气体降温。

图2系统对比图1系统增加了 VCS和冷却液循环系统，以提高对大功率电子设备的散热效果，在燃油循环系统中，燃油经过燃油-空气换热器，再经过VCS中的冷凝器以吸收热量；冷却液循环系统直接吸收电子设备A的热量，并通过蒸发器将电子舱B的热负荷传递给VCS，VCS采用蒸汽压缩式

制冷循环。在系统中，燃油以此经过各换热器吸收热量，从而作为热沉，实现全机综合热能管理。

图1 系统1原理图

图2 系统2原理图

1.2 参数选择

取一般巡航状态，飞行高度1km ，马赫数0.25作为系统的设计状态点，冷却燃油最高温限为160℃，燃油箱的温度与大气温度相同，滑油换热器滑油出口温度要求低于60℃，电子舱A 的出口温度要求低于50℃，座舱排气温度要为23℃。座舱热载荷随高度变化，电子舱A 、B 热载荷分别为3kw 和25kw ，滑油热载荷为10kw 。冷却液为PAO(聚α烯烃)，制冷剂为氟利昂R134a 。[1]

环路流量的

设定为：燃油流量0.5kg/s ，冷却液流量1.8 kg/s ，蒸发循环工质流量0.56 kg/s ，滑油流量0.1 kg/s 。

[3]

2 系统建模

本文所研究的综合热能管理系统各部件的数学模型是通过理论分析或特性曲线的拟合建立的。各部件模型只对系统运行情况进行模拟，不对部件内部的运行机制作深入研究，故建立的模型主要是能反映输入输出参数之间的关系。主要部件基本数学模型为：

2.1换热器数学模型

无相变换热器均为三角翅片叉流型式，温度的计算采用NTU -η法：[4]

换热量：)(,2,1min in in T T C -=Φη温度：in

in out C T T Φ

-

= 其中：η为换热效率

]}1)[ex p(ex p{178

.0**

22.0---=NTU C C

NTU η NTU 表示换热单元数；

)

,min(,2,1min in in C C C =，

w

c C p =，

p c 为比热，w 为质量流量。

2.2涡轮风扇数学模型

风扇升温：21t c c w T T t w =+

∆；风扇压比： 3.5(1)c c c ci

t t πη∆=+ 涡轮温度：)))1(1(1(112k k t

t T T ---=πη；

涡轮功率：])1(1[11k

k t

t p t t T c w W --=πη

其中w 为质量流量，c π为压比，t π为膨胀比，η为效率，k 为绝热指数。

2.3 流量泵模型

由相似方程计算：

D D w n n w = D D

P n

n P 33

=

D n ，D w ，D P 为额定转速，额定流量和额定功率。 2.4 冷凝器与蒸发器数学模型

冷凝器分两相区、过热区和过冷区；蒸发器分两相区和过热区。[2][3]

制冷剂侧换热能量守衡方程：

T KF h h m

Q R out R in R R ∆=-=)(,, PAO 侧能量守衡方程：

R L out L in p L Q T KF T T c m

=∆=-)(,, 其中：

L

w R F R F KF )(1

)(1100αηαη++= R m 为质量流量，h 为焓值，F 为换热面积，0η为换热效率，α为换热系数。[5]

3 系统仿真

该系统仿真在SIMULINK 平台上进行，利用模块化建模的思想，分别建立各个部件的数学模型

[6]

，然后将各个子系统连接成整个系统（图3）。仿真计算时考虑到系统在设计状态和非设计状态的

运行。设计状态用来确定模型的结构参数，非设计计算状态用来验证模型。表1为设计状态下各环路流量的值。

图3 综合热能管理系统SIMULINK 模型

在仿真过程中发动机引气口冷路阀门及时调整满足座舱和电子舱制冷要求，热路温控阀门及时调整以满足座舱供气温度的要求，冷却液环路流量控制器控制冷却液经过热载荷的出口温度满足要求，滑油流量控制器使滑油温度满足要求，燃油流量控制器保证燃油不会超温并满足散热要求。仿真结果可以在一定范围内的不同高度和速度下可以基本满足各子系统要求，在速度和高度较低的情况下，制冷量需求较大，需要较高的引气流量和液体流量，在高度较高时，座舱内需要制热，引气