目前，代表旅客机最高技术水平的ACS是四轮升压式高压除水ACS(简称四轮式ACS)。四轮式ACS于20世纪90年代研发，将三轮式ACS由一级涡轮膨胀改为两级涡轮膨胀，通过控制一级涡轮出口温度高于零度，有效解决三轮式ACS出现的冷凝器冻堵问题[14]；此外，二级涡轮出口温度可以低于零度，实现高效制冷。Defrancesco[15]对比计算了三轮式ACS和四轮式ACS的热力参数，同时估算了系统质量，结果发现四轮式ACS在除水性能上更好，同时能有效避免冻堵的发生，质量上也轻于三轮式ACS。
四轮式ACS的核心部件是四轮式涡轮冷却器，包括2个涡轮叶片、1个压气机叶片及1个风扇叶片。4个高速旋转部件安装在同一根轴上[16]，各部件的流量、效率、功率都要在相同转速下满足设计要求，因此设计和制造难度很大，目前国内尚不具备研制四轮式涡轮冷却器的能力，最新技术为三轮式涡轮冷却器[17-18]，即1个涡轮叶片、1个压气机叶片及1个风扇叶片安装在同一根轴上。为解决该问题，尽管有研究者提出将四轮同轴结构改为双轴套筒结构[19]，但是未对系统的热力性能进行具体分析。
四轮式ACS的关键创新是通过两级膨胀实现高效除湿和制冷。本文立足于国内自主技术，提出将四轮同轴结构变为2个独立两轮式组件的分体四轮式涡轮冷却器，不限制两轴安装的相对位置，形成分体四轮升压式高压除水ACS(简称分体四轮式ACS)。另外，还进一步采用焓参数法对比分体四轮式ACS和四轮式ACS的热力性能，并搭建分体四轮式ACS原理样机开展系统性能摸底测试。本文研究成果为国产大飞机ECS的研制提供了技术储备。
1 系统原理 现役飞机采用的四轮式ACS流程及热力过程如图 1所示。图中：P为各状态点压力, kPa; V为各状态点体积, m3/kg。该系统工作原理是：增压空气(发动机引气或电动增压空气)进入初级散热器HX1中冷却，在压气机C中进一步被压缩，出口的高温高压气体进入次级散热器HX2冷却，然后依次经过回热器RH和冷凝器CON的热边，空气在流动过程中达到饱和凝出水分，进入水分离器WS中分出游离水，出口的干燥空气经过回热器RH冷边后在一级涡轮T1内膨胀降温，经过冷凝器CON冷边后在二级涡轮T2中再次膨胀，达到ACS出口温度和压力的要求。系统中分出的水可以喷入次级散热器冷边，增强换热效果。换热器冷边的冲压空气由风扇F驱动。风扇及压气机由一级涡轮和二级涡轮共同驱动。从结构上来说，四轮式ACS中的2个涡轮叶片、1个压气机叶片、1个风扇叶片等4个高速旋转部件需要在同一转速下保持高性能的工作状态，部件间的流量、效率、功率受到转速的制约，系统设计难度较高。波音公司在新研发的B787客机上已经停止使用这种共轴四轮式系统，而是采用单独电机驱动风扇，两级涡轮共同驱动压气机[20]。
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| 1→1a表示初级散热器(等压放热); 1a→2表示压气机(等熵压缩); 2→2a表示次级散热器(等压放热); 2a→2b表示回热器热边(等压放热); 2b→2c表示冷凝器热边(等压放热); 2c→2d表示水分离器; 2d→2e表示回热器冷边(等压吸热); 2e→3表示一级涡轮(等熵膨胀); 3→3a表示冷凝器冷边(等压吸热); 3a→4表示二级涡轮(等熵膨胀)。 图 1 四轮式ACS流程及热力过程 Fig. 1 Schematic diagram of four-wheel ACS flow and thermal process |
| 图选项 |
本文提出的分体四轮式ACS流程及热力过程如图 2所示。一级涡轮与压气机同轴，对空气进行压缩；二级涡轮与风扇同轴，抽吸换热器冷边冲压空气。空气经历了与四轮式ACS相同的热力过程，在涡轮内实现双级膨胀，保证了系统的制冷性能。但是该系统与四轮式ACS的不同之处在于：压气机C和风扇F由一级涡轮T1和二级涡轮T2分别驱动，解除了4个部件转速一致的限制。分体四轮实际是由一个涡轮-压气机涡轮冷却器和一个涡轮-风扇涡轮冷却器代替了一体化四轮式涡轮冷却器(涡轮-涡轮-压气机-风扇)。
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| 1→1a表示初级散热器(等压放热); 1a→2表示压气机(等熵压缩); 2→2a表示次级散热器(等压放热); 2a→2b表示回热器热边(等压放热); 2b→2c表示冷凝器热边(等压放热); 2c→2d表示水分离器; 2d→2e表示回热器冷边(等压吸热); 2e→3表示一级涡轮(等熵膨胀); 3→3a表示冷凝器冷边(等压吸热); 3a→4表示二级涡轮(等熵膨胀)。 图 2 分体四轮式ACS流程及热力过程 Fig. 2 Schematic diagram of split four-wheel ACS flow and thermal process |
| 图选项 |
从图 1和图 2的热力过程可以看出，尽管系统结构存在差异，但空气经历的热力过程一致。分体四轮式ACS与四轮式ACS一样采用双级膨胀，可解决冷凝器的冻堵问题；不同点在于：分体四轮式ACS将涡轮-压气机、涡轮-风扇组件安装在2根轴上，对系统总约束来说增加了一个功率平衡方程，实现了2级涡轮的解耦控制，减弱了部件匹配的难度。
2 理论分析 2.1 焓参数法 为进一步评估分体四轮式ACS与四轮式ACS之间的性能差异，利用焓参数法对系统进行数学建模及热力计算。该方法适用于复杂的ACS仿真，已在两轮式、三轮式及四轮式ACS中得到应用[21-23]。焓作为状态参数表征了两相工质热质交换的动力学特征，是对湿空气温度和含湿量的综合描述。以0℃的空气与0℃的液态水为零参考焓值点，湿空气各点焓与温度、含湿量和饱和含湿量有如下函数关系：
 | (1) |
式中：h为湿空气的焓，kJ/kg；t为温度，℃；d为含湿量，g/kg；dsat为饱和含湿量，g/kg。
湿空气的饱和含湿量可以按照式(2)、式(3)进行计算：
 | (2) |
 | (3) |
式中：P为湿空气的压力，kPa；Psat为t所对应的饱和水蒸气分压，kPa。
系统中包括初级散热器、次级散热器、回热器、冷凝器等4个换热器，冷边流量大于等于热边流量，其焓效率为
 | (4) |
式中：ηHX为换热器效率；hh, i为换热器热边进口焓值，kJ/kg；hh, o为换热器热边出口焓值，kJ/kg；hc, i为换热器冷边进口焓值，kJ/kg。
换热器冷热边能量平衡关系为
 | (5) |
式中：hc, o为换热器冷边出口焓值，kJ/kg；Gh为换热器热边空气流量，kg/s；Gc为换热器冷边空气流量，kg/s。
压气机进、出口焓值的关系如式(6)所示(风扇进出口焓值也满足此关系式)：
 | (6) |
式中：hC, i、hC, o分别为压气机进、出口焓值，kJ/kg；cp为常温下干空气的定压比热，kJ/(kg·K)；ηC为压气机效率；πC为压气机压比。
涡轮进、出口焓值的关系为
 | (7) |
式中：hT, i、hT, o分别为涡轮进、出口焓值，kJ/kg；ηT为涡轮效率；πT为涡轮压比。
液态水的显热量在湿空气焓中所占比例很小，可认为高压水分离器进、出口的湿空气焓近似相等：
 | (8) |
式中：hW, i、hW, o分别为水分离器进、出口焓值，kJ/kg。
冲压空气入口状态参数采用滞止参数：
 | (9) |
 | (10) |
式中：TR1为冲压空气滞止温度，K；PR1为冲压空气滞止压力，kPa；T∞为环境温度，K；k为等熵指数；P∞为环境压力，kPa；Ma为飞机飞行马赫数。
分体四轮式ACS和四轮式ACS系统功率约束分别为
 | (11) |
 | (12) |
式中：WT1为一级涡轮输出功率，kW；WC为压气机输入功率，kW；WT2为二级涡轮输出功率，kW；WF为风扇输入功率，kW。
运用焓参数法可以匹配出各点状态参数及关键部件的性能指标，计算流程如图 3所示。
 |
| 图 3 焓参数法计算流程 Fig. 3 Calculation flow chart of enthalpy parameter method |
| 图选项 |
2.2 算例分析 以传统的发动机引气-地面起飞工况为例进行计算，环境参数参照MIL-STD-210[1]中的热天大气数据，计算工况为地面起飞，环境参数如表 1所示，关键部件的性能匹配结果如表 2所示。
表 1 飞行环境参数 Table 1 Flight environmental parameters
| 环境参数 | 数值 |
| 飞行高度/km | 0 |
| 马赫数 | 0.19 |
| 环境温度/℃ | 40 |
| 环境压力/kPa | 101.325 |
| 环境湿度/(g·kg-1) | 19 |
| 引气温度/℃ | 180 |
| 引气压力/kPa | 300 |
| 引气湿度/(g·kg-1) | 19 |
| 座舱压力/kPa | 101.325 |
表选项
表 2 关键部件性能匹配结果 Table 2 Matching results of key components
| 关键部件性能 | 分体四轮式ACS系统 | 四轮式ACS系统 |
| 初级散热器效率 | 0.8 | 0.8 |
| 压气机效率 | 0.72 | 0.72 |
| 压气机压比 | 1.36 | 1.36 |
| 次级散热器效率 | 0.77 | 0.77 |
| 回热器效率 | 0.51 | 0.51 |
| 冷凝器效率 | 0.35 | 0.35 |
| 高压水分离器效率 | 0.8 | 0.8 |
| 一级涡轮效率 | 0.8 | 0.8 |
| 一级涡轮膨胀比 | 2.10 | 2.13 |
| 二级涡轮效率 | 0.77 | 0.77 |
| 二级涡轮膨胀比 | 1.79 | 1.77 |
| 风扇效率 | 0.25 | 0.25 |
| 风扇压比 | 1.05 | 1.05 |
| 系统冷热路流比 | 1.5 | 1.5 |
表选项
图 4显示了分体四轮式ACS与四轮式ACS计算结果的P-V图。可以看出，系统内各状态点在热力图上的分布，2个系统热力过程基本一致。引气在初级散热器内释放热量，减少了压气机的输入功率。空气经压气机进一步压缩后处于高温高压状态，增大了次级散热器内的换热温差，同时高压状态下露点温度更高，冷凝器中的空气更容易凝出水分。空气经一级涡轮膨胀后，可以保持温度处于零上，从而避免冷凝器冻堵。冷凝器出口空气二次膨胀，进一步降低空气温度。经过对比，分体四轮式ACS系统的热力性能与四轮式ACS基本一致，也更加符合国内的技术水平，是大型民机国产化的合适方案。
 |
| 图 4 分体四轮式ACS与四轮式ACS仿真结果对比 Fig. 4 Comparison of simulation results of split four-wheel ACS and four-wheel ACS |
| 图选项 |
3 试验平台 为测试分体四轮式ACS的可行性及其性能，集成原理样机如图 5(a)所示，系统外形尺寸为1 200 mm×770 mm×320 mm。搭建分体四轮式ACS测试平台如图 5(b)所示。分体四轮式ACS测试平台流程如图 6所示，试验台由3部分组成：发动机引气模拟系统、冲压空气模拟系统及待测试的ACS。
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| 图 5 分体四轮式ACS实物图 Fig. 5 Picture of split four-wheel ACS |
| 图选项 |
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| 图 6 分体四轮式ACS测试平台流程 Fig. 6 Flow chart of split four-wheel ACS test bench |
| 图选项 |
发动机引气模拟系统提供驱动ACS工作的高温高压空气。来自实验室气源常温干燥的高压气体流经电炉被加热后，供入待测试的ACS中。通过控制电炉的加热功率来模拟发动机引气的温度，通过阀门V1~V3调节发动机引气的流量，引气压力由气源压力确定。
冲压空气模拟系统提供初级散热器和次级散热器的冷边空气。利用分体四轮式ACS系统中的风扇帮助克服空气流动阻力。在试验过程中，将涡轮出口空气直接通入系统冷边作为热沉，空气流量不足时，可以打开阀门V4进行补充。
分体四轮式ACS主要由初级散热器，次级散热器、回热器、冷凝器、涡轮-压气机涡轮冷却器，涡轮-风扇涡轮冷却器、高压水分离器等部件构成。样机中各部件均为实验室内现成组件，未按照算例中的部件特性匹配结果进行研制。
试验过程中，测试ACS在不同入口温度、压力、流量下的热力性能。利用流量计G1、G2分别测量模拟引气和冲压空气的空气流量。利用温度、压力传感器测量各状态点的温度和压力。利用湿度传感器DS、D1、D2测量空气相对湿度。利用转速计N1、N2分别测量涡轮-压气机和涡轮-风扇组件的转速。试验系统中测量仪器明细如表 3所示。试验数据通过数据采集系统自动记录和保存。
表 3 测量仪器性能 Table 3 Performance of measurement instruments
| 传感器 | 产品型号 | 测量范围 | 测量精度/% | 测量参数 |
| 质量流量计 | 艾默生CMF200M | 0~3 000 kg/h | 0.35 | 发动机引气流量 |
| 喷嘴流量计 | 西安中星博纳BN-BP-DN100 | 0~1 500 kg/h | 1.0 | 冲压空气补充流量 |
| 温度传感器 | 昆仑海岸JWB | 多种量程 | 0.5 | 测量各状态点温度 |
| 压力传感器 | 昆仑海岸JYB-KO-M | 多种量程 | 0.5 | 测量各状态点压力 |
| 湿度仪 | 维萨拉HMT-334/罗卓尼克E-M-HC2 | 0~100%RH | 1.0/0.5 | 各点相对湿度 |
表选项
4 结果与讨论 测试过程中，模拟发动机引气和冲压空气的入口状态如表 4所示，共获得65组数据，其中系统出口温度最低达到-34.2℃。系统出口冷空气供入座舱，吸收座舱热载荷及电子设备热载荷，最后排出舱外。座舱排气温度te一般取35℃，根据系统出口温度和引气流量，按照式(13)可以计算出分体四轮式ACS的制冷量：
 | (13) |
表 4 分体四轮式ACS测试工况 Table 4 Test conditions of split four-wheel ACS
| 参数 | 数值 |
| 引气压力/kPa | 251.8~708.1 |
| 引气温度/℃ | 42.0~184.7 |
| 引气含湿量/(g·kg-1) | 0.31~6.07 |
| 引气流量/(kg·h-1) | 201.3~654.8 |
| 冲压空气流量/(kg·h-1) | 341.5~906.6 |
表选项
式中：Q为系统制冷量，kW；Gf为模拟引气流量，kg/h；cp为空气比热，kJ/(kg·K)；t4为分体四轮式ACS系统出口温度，℃；te为座舱排气温度，℃。
除了利用试验测量的系统出口温度外，本文按照焓参数法计算了不同试验工况下系统出口温度(进气参数及部件性能等输入条件参照试验数据)，分别得到制冷量的试验结果和计算结果，两者对比如图 7所示。计算结果与试验结果的误差基本在±15%以内，验证了焓参数法预测ECS热力性能的可靠性，这也说明本文对于分体四轮式ACS和四轮式ACS系统的热力性能一致的结论是正确的。测试结果显示，系统最大制冷量为12.0 kW，此时引气入口流量为634.0 kg/h，入口温度为84.7℃。
 |
| 图 7 分体四轮式ACS制冷量计算与试验结果对比 Fig. 7 Comparison of refrigeration capacity calculation and test results of split four-wheel ACS |
| 图选项 |
定义分体四轮式ACS性能系数(Coefficient of Performance, COP)如式(14)所示，平均误差ε定义如式(15)所示。COP随引气无量纲过余温度θ1的变化情况如图 8所示，焓参数法的计算结果与试验结果基本一致，平均误差6.3%。系统COP的试验值在0.21~1.15之间，随着θ1的增大呈下降趋势。
 | (14) |
 |
| 图 8 分体四轮式ACS的COP随θ1的变化 Fig. 8 Variation of COP with θ1of split four-wheel ACS |
| 图选项 |
式中：WN为制冷系统输入净功，kW；t1为发动机引气入口温度，℃；tR1为冲压空气入口温度，℃；θ1为发动机引气无量纲过余温度，
 | (15) |
式中：N为工况数；COPcal, i为第i个工况的COP计算结果；COPexp, i为第i个工况的COP试验结果。
5 结论 1) 本文提出的分体四轮式ACS利用涡轮-风扇、涡轮-压气机2个两轮式涡轮冷却器替代了四轮式涡轮冷却器，实现两级涡轮膨胀，取消4个高速部件转速一致的限制。由于国内两轮式涡轮冷却器研制技术成熟、性能水平高，因此，所提系统可降低现役先进旅客机四轮式ACS的制造难度，有望实现“中国造”的大飞机环境控制系统。
2) 基于焓参数法分析了分体四轮式与四轮式ACS的热力过程，结果显示尽管结构不同，2个系统的热力性能仍保持一致。
3) 65组不同工况摸底试验表明，分体四轮式ACS原理样机系统出口温度最低为-34.2℃，最高制冷量为12.0 kW，系统COP最高为1.15。
需要说明的是，因研制周期和经费约束，本文原理摸底试验中的部件选型未能根据系统性能热力计算获得的参数进行研制，而是基于已有的某型歼击机环境控制系统的成熟部件。
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