李博

摘 要：針對環(huán)境控制系統(tǒng)的溫度控制系統(tǒng)進(jìn)行研究，從溫度控制系統(tǒng)物理結(jié)構(gòu)出發(fā)進(jìn)行了建模仿真分析，設(shè)計響應(yīng)PID控制器。在Matlab環(huán)境下進(jìn)行仿真驗證，并對結(jié)果進(jìn)行分析。仿真結(jié)果表明，所建立模型是正確且有效的，能正確反映溫度控制系統(tǒng)的動態(tài)特性。

關(guān)鍵詞：溫度控制;PID;環(huán)境控制系統(tǒng);動態(tài)特性;Matlab;仿真

中圖分類號：TP393文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：2095-1302（2020）04-00-03

0 引 言

環(huán)境控制系統(tǒng)[1-3]（Environment Control System，ECS）主要用于調(diào)節(jié)飛機座艙、駕駛艙內(nèi)氣體壓力、溫度、流量、濕度等環(huán)境參數(shù)，為機艙內(nèi)的乘員和駕駛員提供安全舒適的環(huán)境，同時也為機載電子設(shè)備提供合適的工作環(huán)境?，F(xiàn)代飛機ECS又可分為座艙和駕駛艙的壓力控制系統(tǒng)和溫度控制系統(tǒng)。其中，溫度控制系統(tǒng)[4-5]的作用是通過控制機艙（包括駕駛艙、貨倉、設(shè)備艙等）的供氣溫度或供氣壓力，使機艙內(nèi)的空氣溫度保持在要求的預(yù)定溫度范圍內(nèi)。由于飛機所處環(huán)境和自身特點，使得溫度控制系統(tǒng)成為一個強耦合、非線性的復(fù)雜系統(tǒng)。

針對上述現(xiàn)象及問題，對飛機溫度控制系統(tǒng)進(jìn)行建模研究，并設(shè)計溫度控制系統(tǒng)控制器。仿真結(jié)果表明，所建立模型是正確的，能準(zhǔn)確反映飛機溫度控制系統(tǒng)的運行特性。

1 溫度控制系統(tǒng)

溫度控制系統(tǒng)按照熱載荷要求，可分為入口溫度控制系統(tǒng)、出口管道溫度控制系統(tǒng)、艙溫控制系統(tǒng)、冷卻效果控制系統(tǒng)和表面溫度控制系統(tǒng)。本文主要研究內(nèi)容是機艙溫控系統(tǒng)，其工作原理如圖1所示。

系統(tǒng)主要由制冷組件、混合艙、控制器、機艙及溫度傳感器等組成。艙溫控制器與其他四種溫度控制系統(tǒng)不同，其主要作用是調(diào)節(jié)艙內(nèi)的溫度，同時，可實現(xiàn)對艙內(nèi)熱載荷和供氣壓力進(jìn)行補償。工作原理：發(fā)動機引氣一路經(jīng)制冷組件進(jìn)入混合倉，一路經(jīng)活門（按照溫度選擇控制活門開口大?。┻M(jìn)入混合倉，進(jìn)行氣體混合，輸出通過溫度選擇設(shè)定的目標(biāo)溫度。同時，為了避免進(jìn)入機艙溫度過高或者過低造成人身傷害或產(chǎn)生不適感，輸入機艙的溫度設(shè)置有高低溫限制器。

1.1 循環(huán)制冷系統(tǒng)工作原理

圖2所示為某型飛機ECS中的制冷組件組成原理，采用一種升壓式高壓除水空氣循環(huán)制冷方式，與常規(guī)升壓式制冷系統(tǒng)的區(qū)別在于增加了冷凝器和回?zé)崞?。其工作原理：供氣?jīng)過初級熱交換器（HX1）[6]、壓縮機和第二級熱交換器（HX2）后，先經(jīng)過回?zé)崞鳠徇?、冷凝器、水分離器和回?zé)崞骼溥叄倭魅肜鋮s渦輪。冷凝器[7]的作用是利用冷卻渦輪出口的冷空氣冷卻準(zhǔn)備進(jìn)入渦輪但尚未膨脹的高壓空氣，使其溫度降到露點一下，所含水分凝成小水滴，吸附在冷凝器殼體的換熱面上，水滴隨氣流流動，在經(jīng)過下游的水分離器時被分離并排出，排出的水分可以噴到?jīng)_壓熱交換器的沖壓空氣，以提高熱交換器的效率。

1.2 熱交換器數(shù)學(xué)模型

制冷系統(tǒng)中熱交換器的作用是冷卻熱氣體。在建模時，主要考慮了熱交換器的效率、流動安排、流程數(shù)及冷熱流體的流量。

規(guī)定熱流體下標(biāo)為“1”，冷流體下標(biāo)為“2”，入口下標(biāo)為“i”，出口下標(biāo)為“o”，熱交換器的效率可表示為：

（1）

熱交換器由中心部分、端蓋、集氣管道等組成，冷熱流體的換熱主要在中心部分完成。忽略中間隔板的導(dǎo)熱熱阻時，可得主傳熱面的傳熱系數(shù)：

（2）

式中：α1，α2為熱邊、冷邊的對流換熱系數(shù);F1，F(xiàn)2為熱邊、冷邊的傳熱面積。

單程放熱系數(shù)和壓力損失表示如下：

（3）

式中：Δp1，Δp2為熱、冷邊單程壓力損失;ρ1，ρ2為熱、冷邊入口流體的密度;l1，l2為熱、冷流體單程流道長度;ln為共同邊長度;α1，α2，b1，b2為系數(shù);p1，p2，q1，q2為指數(shù);G1，G2為熱、冷邊質(zhì)量流量。

1.3 冷凝器數(shù)學(xué)模型

論文中的冷凝器選用平板肋片式冷凝器，假設(shè)冷凝器肋片的傳熱效率與傳質(zhì)效率相等;冷凝器表面的傳熱效率等于表面的傳質(zhì)效率η1，則冷凝器內(nèi)濕空氣與壁面見的總熱流密度為：

（4）

式中：d，db分別為濕空氣、水膜表面飽和濕空氣的含濕量;τ為水的潛熱;i=cpt+rd為濕空氣的焓。

濕工況下的傳熱表面效率為：

（5）

式中：Ff1為熱邊肋片傳熱面積;ηf1=th（m1l1）/m1l1為肋片傳熱效率;m1l1為無因次肋高，，λ1，δ1為冷凝邊肋片導(dǎo)熱系數(shù)。

冷凝器壁面?zhèn)鬟f的總熱量計算如下：

（6）

式中：η2為冷邊的傳熱表面效率;為水當(dāng)量比;Wmin，Wmax為最小與最大水當(dāng)量。

1.4 壓縮機數(shù)學(xué)模型

選用離心式壓縮機[7]，將渦輪膨脹后的氣體增溫增壓。另外，壓縮機的入口氣流參數(shù)由前級決定，建模時只考慮壓縮機出口氣流參數(shù)。

由壓縮機特性可知，壓縮機出口溫度為：

（7）

式中：tce為壓縮機出口溫度;tci為壓縮機入口溫度;Δtc為壓縮機壓縮過程中的溫升，且Δtc可通過輸送至壓縮機的功率求出。由于壓縮機與渦輪同軸工作，氣流經(jīng)過渦輪的焓降GtΔtt與通過壓縮機的焓增GcΔtc相等，又Gc=Gt，可得Δtc=Δtt=Δiccp。

壓縮機出口氣流的壓力為：

（8）

式中：為壓縮機增壓比;ηc為壓縮機效率，其范圍為0.7～0.8。

其他模型在此不再贅述。

2 控制器設(shè)計

某飛機的座艙溫度控制系統(tǒng)原理如圖3所示。制冷部分為上述所建立的空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)，其中混合腔為通向座艙前空氣的混合腔，位于艙內(nèi)的溫度傳感器感知實時溫度，當(dāng)溫度傳感器測得混合腔出口處溫度小于目標(biāo)溫度值時，溫度控制器將調(diào)節(jié)溫度控制活門的開度，即調(diào)節(jié)冷熱氣體混合比例，使得最終輸出氣體的溫度達(dá)到目標(biāo)值。為了提高環(huán)控系統(tǒng)的效率，座艙內(nèi)排出的氣體有一部分經(jīng)過再循環(huán)風(fēng)扇進(jìn)入混合腔進(jìn)行二次混合[4]。

溫度傳感器反饋值與目標(biāo)溫度作差，控制器將該差值信號進(jìn)行放大，以便有足夠大的電流信號推動溫度控制活門動作?？刂扑惴ㄊ俏C控制系統(tǒng)的一個重要組成部分，由控制算法完成對整個控制系統(tǒng)的控制。溫度控制系統(tǒng)采用PID控制，即將差值信號進(jìn)行比例（P）、積分（I）和微分（D）控制。典型PID控制原理系統(tǒng)結(jié)構(gòu)[5]如圖4所示。

圖4中，r （t）為參考輸入信號，e （t）為控制偏差信號，u （t）為控制信號，y （t）為被控系統(tǒng)輸出信號。差值信號經(jīng)過PID控制之后，控制信號u （t）的計算如下：

（9）

3 建模及仿真分析

在Matlab[8]環(huán)境下建立飛機環(huán)控系統(tǒng)模型，假定座艙溫度初始值為16 ℃，在50 s時溫度突變至25 ℃，仿真結(jié)果如圖5所示。機艙溫度設(shè)定值按照正弦信號變化時的仿真結(jié)果如圖6所示。

圖5中，從仿真開始到50 s之前，目標(biāo)溫度值為16 ℃，在50 s時目標(biāo)溫度階躍為25 ℃，響應(yīng)時間約為15 s，誤差較小。圖6為當(dāng)目標(biāo)溫度值為正弦信號時機艙實際溫度的跟隨情況。由上述實驗結(jié)果可以得出，在溫度控制范圍內(nèi)，溫度控制系統(tǒng)工作良好，機艙溫度響應(yīng)速度快，無超調(diào)。

4 結(jié) 語

論文針對飛機環(huán)境控制系統(tǒng)中的溫度控制系統(tǒng)進(jìn)行了建模分析，并設(shè)計了響應(yīng)控制器。通過仿真結(jié)果分析，驗證了所建立模型的正確性，同時動態(tài)特性仿真結(jié)果符合溫度控制系統(tǒng)性能。

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