飞机空调（精选3篇）
飞机空调 篇1
0 引言
空调组件是飞机环控系统的核心部件, 空调组件性能的好坏直接决定了座舱温度、压力、湿度和人均新风量, 进而影响了燃油损耗、飞行安全和座舱空气品质。
受限于试验条件, 国内对于民用空调组件性能的研究基本是通过计算机仿真来实现的[1,2], 而通过试验研究的文献却鲜有出现。即使是通过试验进行研究的, 也仅局限于对关键部件[3], 而非空调组件整体。国外对于空调组件性能的评估是通过试验和仿真相结合的方式完成的。其方法是, 首先根据技术要求选取典型工况点进行试验, 试验结果一方面用于判断对技术要求和指标要求的符合性, 一方面用于修正计算模型。再通过修正后的计算模型计算飞机在各飞行包线、温度包线下空调组件的性能数据, 再根据获取的性能数据对空调组件的性能进行评估。
本文针对空调组件三个最重要的性能指标, 制冷能力, 泄漏量和除湿效率, 对空调组件的性能进行了试验方案设计。
1 试验对象
本试验的对象为某民用飞机空调组件, 主要由表1 所示子部件组成, 其外形图见图1。
该空调组件从气源系统引气, 高温高压的空气首先进入初级换热器热边, 被初级换热器冷边的冲压空气冷却。
离开初级换热器后, 气流分为两路, 一路主流进入空气循环机的压气机, 经过压气机后, 压力和温度都升高。从压气机出来之后, 气流进入主换热器热边, 被主换热器冷边冲压空气冷却, 经过主换热器之后温度和压力都降低。气流离开双级换热器之后, 进入高压除水循环。气流先进入回热器热边, 接着进入冷凝器热边, 气流温度降低到水蒸气露点温度后, 空气中的水蒸气变成液态水, 在冷凝器下游的水分离器中利用离心作用将水和空气分离、除水, 然后气流再次进入回热器冷边。在进入空气循环机的涡轮之前, 气流温度再次升高。高压空气进入空气循环机中的涡轮膨胀后, 气流压力接近座舱压力, 同时温度降低。
同时, 另一路少量热空气从初级换热器出口旁路至涡轮出口, 与经过空气循环机调节的冷空气在涡轮出口混合, 混合后的气流进入冷凝器的冷边, 作为高压除水的冷源。通过热空气旁路上的TCV开度可调节空调组件的出口温度。
空气循环机中, 涡轮、压气机和风扇同轴, 高压空气在涡轮中膨胀, 带动涡轮高速运转, 涡轮通过空气轴承带动压气机和风扇运转。
所有压力传感器、温度传感器以及TCV由综合空气管理控制器 (IASC) 进行监测和控制, 其原理图见图2。
2 试验台架
该空调组件性能试验台架主要包括热动力试验台和组件安装台架。其中热动力试验台由数据采集系统、安全防护系统、供气系统和控制系统组成。数据采集系统用于采集所有传感器数据, 安全防护系统用于监测过热和ACM超速, 供气系统用于给空调组件冷、热边提供气源, 控制系统用于将空调组件调节至测试状态。试验台架原理图见图3。
2.1 组件安装台架
由于飞机飞行在高空, 冲压空气进、排气均为对应高度的大气压。另外, 座舱压力在高空中, 也小于1 个大气压。基于以上两点, 整个组件安装台架必须安装在高度舱中。高度舱内的压力应能通过设定的飞行高度, 控制到对应高度的标准大气压。飞行高度可以0ft~40000ft之间自由选择。
2.2 加装设备
为使空调组件的运行状态与真实飞机上的一致, 需要加装以下设备:
1) 冲压空气进口导管、冲压空气出口导管、冲压空气排气口———保证冲压空气侧的流阻与真实飞机一致;
2) 喷水管、水喷射器———保证PHX、MHX换热效率与真实飞机一致;
3) 调节阀———调节空调组件出口压力至其与真实飞机一致。
2.3 测量设备及相关
除空调组件自带的CDTS (T2) 、PTS (T4) , 在空间允许的情况下, 还应加装其它传感器监测空调组件的状态。根据该空调组件的布局, 在回热器热边进口和冷端出口分别加装一个温度传感器 (T3, T5) 。为了监测供气参数和冷凝器出口参数, 在冷、热供气管路和冷凝器出口管路上也分别加装了温度、压力、湿度和流量传感器 (Q1, T1, P1, d1, Q8, T8, P8, T6) 。为了监测舱内压力是否与设定高度的外界大气一致, 加装了压力传感器 (P0) 。
由于冷凝器出口处可能有游离水或游离冰存在, 为测量冷凝器出口流量, 计算泄漏量和除湿效率, 在冷凝器下游加装了加热器和流量、温度、温度传感器 (d7, Q7, T7) , 使游离水或游离冰蒸发成气态。加热器仅在冷凝器出口温度小于30℃时工作。传感器具体加装位置见上图3 所示。
2.4 热动力试验台控制器
热动力试验台控制器应具备以下功能:
1) 应能为TCV、PTS、CDTS提供28V的直流电;
2) 应能调节TCV至全开或全关的状态;
3) TCV处于打开状态 (非全开) 时, 应能根据冷凝器出口温度自动调节TCV开度;
4) 应能为所有加装传感器提供电源;
5) 应能记录所有传感器的测量值;
6) 应能控制加装的调节阀, 使得冷凝器冷边出口压力保持至设定值;
7) 应对加装的加热器具有以下控制功能:
(1) 当冷凝器出口温度大于等于30℃时, 加热器不工作;
(2) 当冷凝器出口温度小于30℃时, 加热器工作, 将冷凝器出口处的游离水或游离冰加热至完全蒸发。
8) 应具有过热/超压保护功能。即能监控PHX热边进口压力、ACM转速 (N) 、压气机出口温度 (CDTS) 、水分离器出口温度 (PTS) , 当测量值超出阈值3s时, 可立即自动切断热边供气。
2.5 供气系统
空调组件用气来自发动机或APU (辅助动力装置) 引气, 其温度最高可达260℃, 压力可达4bar, 这就要求试验室具备可提供高温高压气体的能力。另外为考查空调组件的除湿能力, 热边供气还必须具备加湿功能。
飞机飞行在空中, 最高飞行高度可达40000ft, 冲压空气的压力远小于地面大气压, 因此要求试验室具备可提供低真空度气源的能力。
3 试验工况
为考查空调组件性能, 选取如表2 所示的5 个严酷的工况点进行试验验证。
注:热天指标准大气 (ISA) +25℃, 冷天指标准大气 (ISA) -55℃.
各工况输入参数如表3 所示:
4 测试参数
记录如图3 所标出的所有压力、温度、湿度、ACM转速以及空调组件冷热边流量传感器读数, 作为判断空调组件性能的依据。
5 合格判据
对照技术指标, 查看表4 所列参数是否符合技术要求。
6 总结
本文对某民用飞机空调组件的性能试验进行了规划, 对其是否满足制冷、除湿以及泄漏量要求等方面进行了试验方案设计。给出了一种评估空调组件性能的方法, 对后续空调组件的研制提供参考。
参考文献
[1]简夕忠, 况薇.基于FLOWMASTER软件的民用飞机空调制冷系统仿真分析[J].科技信息, 2013.
[2]杨智, 况薇.民用飞机座舱制冷系统性能计算方法研究[J].民用飞机设计与研究, 2015, (3) :44-.
[3]肖晓劲, 袁修干, 张兰双, 张春蕾.高速电动涡轮-压气机组件试验研究[J].真空与低温, 2008, (4) :208-211.
飞机空调 篇2
B2700飞机是国航重庆维修基地B737-700型飞机, 该飞机自2013年8月机组多次反映驾驶舱温度低, 空调制热效果差, 机务维修人员多次对飞机进行测试检查正常后放行, 而后又再次出现该故障, 从发现该故障到排除故障, 进行多次测试, 直至故障完全排除。
2 检查与排故过程
2013年8月20日机组反映左空调组件温度控制的自动方式失效, 只能人工调节。地面机务维修人员依据波音公司提供的手册, 按FIM21-61 TASK801检查座舱温度控制组件 (CTC) 、温度控制面板、混合活门均正常, 并且按照AMM21-61-10更换驾驶舱温度传感器, 清洁风扇, 测试检查正常。
2013年8月24日机组再次反映空中驾驶舱温度低, 由于飞机在外站, 基地技术人员对其进行指导后更换温度控制面板后测试检查正常。
2013年8月25日故障依旧, 检查发现驾驶舱管道温度预感器传感器T420和驾驶舱管道极限温度传感器T419脏, 依据AMM21-61-08和AMM21-61-04清洁T420和T719后, 测试感觉空调系统有明显好转, 判断为两个传感器性能衰减, 并且表面附着污物, 造成传感器探测温度信号发生偏差, 引起故障的出现。但由于航材没有备件, 决定申请急件, 到件后及时更换。
2013年08月27日航材通知到件后更换驾驶舱管道温度预感器和驾驶舱管道温度极限传感器后, 测试正常。该故障才彻底得以排除。
3 温度控制原理分析
座舱温度控制系统原理如图1所示, 从流量控制活门出来的一定流量的空气, 通过温度控制活门分成两路:一路到制冷系统使其降温, 称为“冷路”, 另一路直接通过称为“热路”。两路在混合室混合后供入机舱。座舱温度控制器接受预定的温度和座舱反馈的实际温度, 进行比较后, 输出与温度偏差成正比的电流, 控制温控活门, 调节冷热路流量, 从而进行温度控制。为减小温度调节过程中的超调量, 在控制系统中加入温度变化率反馈, 由管道上的温度预感器提供输入信号。温度控制系统是个闭环的电子式温度伺服系统。当供气管道温度过高时, 供气极限温度传感器向温控器发出信号, 驱动温控活门向冷路全开方向转动。当温度控制器出现故障时, 可以进行人工温度控制, 即驾驶员直接通过人工选择温度控制电门, 向温度控制活门发送控制信号, 控制活门的开度, 从而控制座舱温度的变化。在进行人工控制时, 驾驶员应不断监控座舱温度、供气管道温度、以及温度控制活门的位置, 以减小座舱温度的波动。
座舱温度控制主要由驾驶舱的温度选择器和座舱温度传感器、座舱供气管道极限温度传感器、供气管道温度预感器分别与座舱温度控制器组成温度电桥来实现控制的。座舱温度传感器主要用于感受驾驶舱和客舱的温度, 并将温度信号转换成电信号, 传送给温度控制器, 形成温度电桥的一个桥臂 (如图2) 。驾驶舱中的温度选择器的选择信号作为电桥的另外一个桥臂, 与温度控制器中的两个额定电阻信号, 形成整个温度电桥。当温度传感器的温度与温度选择器的温度相等时, 电桥平衡, 没有输出;当温度传感器的温度与温度选择器的温度不相等时, 电桥失去平衡, 则有输出信号, 此信号用于控制温度控制活门的开度, 改变冷热路空气的混合比例, 使客舱温度保持在选定值。
座舱供气管道温度预感器用于感受座舱供气管道温度变化率, 和温度电桥一样, 预感电桥也是由两个桥臂感受供气管道温度的变化快慢, 与温度控制器中的电桥对比。当座舱温度稳定, 供气管道的温度也稳定时, 预感器的快桥臂和慢桥臂的输出相等, 电桥平衡, 没有输出;当座舱温度及管道温度变化时, 快慢两个桥臂的输出值不相等, 电桥便有信号输出, 将这些信号用于温度控制, 可感受座舱供气管道的空气温度变化率, 并将信号传送到温度控制器, 对座舱温度的提前做出反应, 减小超调量。供气管道极限温度传感器用于感受供气管道的极限温度, 防止温差过大而引起的供气管道温度的过高和过低的现象, 极限温度传感器感受座舱的座舱供气管道空气的温度并将其与预定最极限温度比较, 当达到预定极限温度时输出信号使温控活门向全冷的方向转动, 以确保座舱安全。该故障是由于驾驶舱管道温度预感器和驾驶舱管道温度极限传感器的性能衰减, 引起座舱温度控制器的输入电阻发生变化, 使得座舱温度控制器的输出偏离预设值, 产生故障。
4 讨论与总结
温度传感器长期暴露在环境中, 表面容易积尘, 尤其是温度预感器和极限温度传感器更是暴露在供气管路中, 发动机油污积聚在传感器上, 会使得传感器的敏感度降低, 性能衰减, 甚至是失效。建议定时清洁传感器, 以保持传感器的敏感度。
摘要：本文主要针对飞机在运行中出现的典型的空调系统故障, 从故障的现象并结合以往经验入手, 对可能出现此故障的地方进行逐一排查, 并且结合使用波音提供的故障隔离手册 (FIM) 进行故障依次的排除, 发现问题所在。更换部件, 通过对原理的了解, 并按AMM和FIM手册对其进行综合测试, 最后对故障隔离进行了分析总结。
关键词：空调,温度电桥,故障,传感器
参考文献
[1]Boeing 737-600/700/800/900 Fault Isolation Manual, Oct15/2013.
[2]Boeing 737-600/700/800/900 Aircraft Maintenance Manual, Oct 15/2013.
[3]Boeing 737-600/700/800/900 System Schematic Manual, Oct 15/2013.
飞机空调 篇3
近年来, 经济得到飞速发展, 人民的生活水平逐渐提高。人与人之间的沟通能力得到加强, 经济团体与经济团体之间的联系也进一步加强, 因此, 人们的出行需要也日益提高。虽然目前的出行方式多种多样, 但是考虑到飞机运输方式速度快, 舒适便捷, 所以成为目前使用范围不断扩大的运输方式。另外, 飞机成为人们日渐青睐的出行方式更主要是因为其高度舒适程度。由于飞机运输属于高空作业, 空气稀薄, 氧气不足, 而且飞机内部空间狭小, 因此, 对于内部的空气要求也相对较高。空调系统起着飞机内部空气调节的主要功能, 而该系统的引气流量调节作为空调系统的关键构成部分更需要进行相应的调整。
1 现代民航飞机空调系统的构成
现代民航飞机空调系统分为:气源系统, 温控系统, 压力控制系统和座舱空气分配系统四大部分。
空调系统的供气来自于发动机 (或专门的增压器) , 从流量控制活门 (组件活门) 进入空调系统后, 由两套 (或三套) 完全相同的制冷组件进行冷却, 在这里对空气进行基本的温度和湿度调节, 然后冷空气和热空气混合后, 以保证空调舱的确定温度。另外, 空调系统还为仪表板, 电瓶和设备架冷却, 最后, 调节好的空气分配到座舱内的各个区域。由排气活门控制对驾驶舱和客舱按飞行高度进行增压控制。同时系统具有10000英尺座舱高度警告, 正释压活门, 负释压活门等安全措施。本篇论文重点对引气系统流量调节的工作原理进行阐述。
2 引气系统流量调节方法
由于飞机是高空密闭飞行, 所以为了保证机内乘客和机组人员的基本呼吸要求, 需要保证飞机内部的固定空气含量。目前的民用飞机综合考虑到可操作性和经济性、环保性等因素, 基本采用发动机提供空气的基本办法。不同乘客容量的飞机内置发动机数量存在差异, 需要根据实际情况确定发动机的数量。通常保证正常运作的发动机数量为一到两台, 当这两台同时发生故障时, 为了保证机内人员的呼吸需要应该在一定高度限定条件下由APU接替供气。当然, 出于对发动机的保护, 国内的某些飞机在起飞阶段也是用该种供气手段, 从而延长了发动机的使用寿命, 降低了发动机更新换代的年限和使用费用, 此种方法得到了越来越多机场的青睐。
为了降低从压气机引气对发动机推进功率造成的损耗, 并使燃油消耗最小, 许多现代客机都采用两级引气, 即从高压压气机的低压级和高压级分别引气:正常情况下 (较高发动机功率时) , 空气从低压级引气口引出, 此时高压级引气关闭;当发动机在低功率下工作时, 低压引气压力不足, 则高压级引气活门自动打开, 由高压级引气口供气。现代客机空调系统的组件活门可以控制流入空调系统的引气流量。组件活门利用文氏管作为一种气体流量的测量 (或敏感) 元件, 在引气流量项目中起着至关重要的作用。
2.1 进口/喉部压差法
经过科研人员大量的数据汇总分析, 对流过文氏管的空气流量与进口静压和喉部静压之间的关系进行了总结, 基本可以确定为 (1) 当进口静压与喉部静压两组数值相等时, 此时流过文氏管的空气流量为零; (2) 当进口静压大于喉部静压时, 流过文氏管的流量大于零, 此时存在一个反比例关系, 即进口静压与喉部静压的比值越小, 空气的流量越大。其中存在一个特殊值, 即当P2/P1=0.528时, 空气喉部气体流速达到当地音速, 气体流量达到最大, 此后气体流量不随P2/P1的减小而增大。根据上述的研究成果, 科研人员可以相应的划出比例变化图表。科研人员通过对图标的进一步分析, 又得到了另一个理论:
当P2/P1〉=0.528, 通过测量文氏管的流量主要取决于文氏管入口气流参数及进口, 喉部压差:而当入口气流参数不变时, 经过文氏管的空气流量主要取决于进口, 喉部压差, 并且流量随压差的增大而增大, 这就是利用文氏管作为测量 (敏感) 元件的基本工作原理。
文氏管安装在节流活门的下游, 流量调节器以其进口和喉部静压为输入信号, 经变换放大后, 驱动活门作动机构, 调节节流活门的开度, 从而控制流经节流活门的流量。
2.2 喉部静压与总压比较法
另外, 也可以利用文氏管喉部静压和文氏管总压作为控制信号源。该种比较方法主要应用伯努利方程。在伯努利方程中, 文氏管总压数值等于喉部静压与空气密度和喉部气流速度乘积一半的平方的和。根据这一文字表达公式我们基本可以肯定对于总压的数值受到喉部静压、空气密度以及喉部气流速度三个因素的影响。由于该公式计算复杂, 所以对于相关技术人员提出了更高的专业要求。除此之外, 我们还可以得到另外一个重要结论:因为流量与流速成正比, 所以测出总压与喉部静压差 (P*-P2) , 就可以作为控制信号控制通过文氏管的气体的流量。现在民航飞机空调系统的组件活门多采用此种控制原理。由于该种方法有相关的公式计算为依托, 所以操作简单, 同时需要进行智能化数据分析才能使各项数据在可控的范围之内, 而且可以通过数据的输出达到理想数据的输出。因此, 对于这种引气流量调整的办法的实施需要克服两个障碍:首先, 需要引进一批高端的专业人才, 只有专业技术型人才才能够进行公式的合理分析, 并通过数据的调整进行科学的预测和评估, 保证空气调节工作的顺利进行;其次, 该种调节方法要求有相关的监测设备做辅助, 上述公式中总压等数值的确定和检测需要有检测设备做依托。因此, 该种方法在人才引进和设备引用两个方面需要投入大量的资金, 提高了机场的运营成本。
3 结语
综上所述, 人们对于飞机出行方式的关注度提高的同时, 也促使飞机运营公司不断的提高飞机的内部舒适度, 只有这样才能更多的吸引乘客, 在激烈的市场竞争中获得长远发展。而对于飞机的舒适度主要体现在内部空气的调节。从根本上说, 只有进行引气流量的合理性调整, 保证机舱内部空气流量总值的稳定, 并能够根据外部环境进行及时的调整, 才能保证乘客的呼吸要求。文章中介绍的部分调整方法仍在探究阶段, 需要技术人员根据自身的专业知识和工作经验进行完善, 以全面提高民用飞机的服务质量, 提高飞机出行的利用率。
参考文献
[1]支线飞机维护手册.[1]支线飞机维护手册.
[2]支线客机培训手册.[2]支线客机培训手册.