沈凤村 蓝渝康

（贵州贵飞飞机设计研究院有限公司，贵州 安顺 561000）

有效评估是方案选择、设计的重要环节。轻型飞机常用的环境控制系统有空气循环系统和蒸发循环系统，随着电动飞机的研究应用，电动环控系统成为今后环境控制系统的重要分类之一。这三种环境控制系统，运行原理差异大，很难通过单一途径进行比较。在飞机环境控制系统评估方法中，起飞总质量法和当量阻力法得到广泛应用。这两种评估方法将系统多项因素纳入分析，从质量及力的角度对方案进行评估，适合轻 型飞机环境控制系统方案评估。

现有飞机代偿损失评估方法在应用时存在前提条件，对超出条件范围的评估，结果会出现偏差。根据轻型飞机环境控制系统设计实际，对现有起飞总质量法及当量阻力法进行研究优化，并在某轻型飞机环境控制系统方案评估中验证，并探索轻型飞机环境控制系统方案设计的选择方向。

1 评估方法研究

影响评估的因素主要有系统质量、性能、功率、对飞机性能影响等，其中重点关注对飞机性能影响，即系统所引起的飞机性能代偿损失。在系统评估过程中发现，系统引气量占比、系统耗能等差异较大时，动力装置功率损失差异明显，导致飞机动力装置及其他系统在各方案中出现差异，现有评估方法未体现，导致评估结果出现偏差。对此，该文进行了起飞总质量法及当量阻力法的研究和优化。

1.1 起飞总质量法研究及优化

起飞总质量法以燃油消耗量为表征基础，燃油的消耗直接影响飞机的经济性及性能，更符合当今提倡能源优化的理念。起飞总质量法评估项目包括以下几项：1）系统固定装置的质量为mE，系统质量引起的燃油代偿损失mf,E；2）利用发动机输出功引起的燃油代偿损失mf，p；3）克服气动阻力引起的燃油代偿损失mf,D；4）利用发动机引气引起的燃油代偿损失mf,bl。系统起飞总质量为各部分损失之和[1]。

公式（1）使用的条件为各因素引起的发动机功率损失可通过燃油消耗进行补偿。根据工程经验，对小型发动机，压气机引气量占比大于某值后（发动机不同，该值不同），发动机的性能下降幅度大于某值以内的影响，此时通过增加燃油消耗的方式无法消除该影响。若要使发动机达到同等级别性能，需更换大功率发动机或对发动机附件、电气系统改进，其带来飞机起飞质量增加。若不考虑此变化，则方案之间的评估出现偏差，影响最终方案的选择，对需要从发动机引气的空气循环系统及蒸发循环系统比较尤为重要。

为此，将相关可能变化项目纳入评估中，公式（1）调整为公式（2）。

式中增加的∑m，表示因发动机功率下降而通过增加燃油消耗无法补偿损失时，飞机总质量必须增加及增加质量引起的燃油消耗量之和，该值的计算方式与mE和mf,E算法相同。

1.2 当量阻力法研究及优化

当量阻力法以系统引起的阻力损失作为基础，对飞机气动布局、系统在机上的布局设计及优化有较大的参考意义。

当量阻力法相关项目包括：1）系统进气口的当量阻力D；2）系统质量的当量阻力Dm,eq；3）发动机压气机引气的当量阻力Dbl,eq；4）发动机轴输出功率的当量阻力DP,eq。系统总的当量阻力D∑eq为

同上节所述，对小型发动机，由于系统方案带来的某些因素影响一旦无法消除或降低，为真实反映方案的情况，应在公式中增加由此引起的相关变化。

为此，将相关变化纳入评估中，公式（3）调整为公式（4）。

式中增加的∑D，表示，因发动机功率下降而通过改变进气口等无法消除影响时，飞机必要相关变化导致的当量阻力增加，该值的计算方式与Dm,eq算法相同。

2 待评估方案简介

某轻型飞机主要执行低空、超低空任务，任务时间适中且机动性能要求高，需系统简单、易操作且维护快速。结合发动机的性能限制等因素，系统方案在空气循环系统、蒸发循环系统及电动环控系统中作选择。各系统原理图见图1所示。

2.1 空气循环系统

系统应用于各型飞机，系统简单、重量轻、成熟可靠。系统原理为从发动机引进的高温高压空气经散热器散热、涡轮冷却器制冷减压及相关除水、空气分配部件的除水分配后进入座舱，调节座舱空气温度和压力。系统原理图见图1（a）。

图1 三种系统方案原理图

2.2 蒸发循环系统

系统多在通用飞机上应用，性能系数高、性能稳定，制冷量可调性好，座舱增压和加温需引入高压热空气来实现。系统方案原理：制冷部分由蒸发器、压缩机、冷凝器及节流阀等组成系统的闭式制冷循环部分，冷却座舱内空气；加温和增压由引气系统从发动机引气并送入座舱维持座舱压力及加温。系统原理图见图1（b）。

2.3 电动环控系统

电环控系统已从概念阶段进入实际应用[2]，其无发动机引气的形式是对发动机性能的解放，是飞机环境控制系统发展重要方向。电环控系统的原理为冲压空气由电驱动压气机增压成高压热空气，经散热器散热和涡轮冷却器绝热降温减压，与另一部分空气混合经除水处理，输送到座舱及电子设备用于调温。系统原理图见图1（c）。

3 评估方法应用

该节将优化前后的起飞总质量法及当量阻力法，应用于某轻型飞机三种环境控制系统的评估比较中，结合工程实践，验证和讨论前述提出研究方法的可行性和准确性。

3.1 评估条件

典型剖面的飞行速度、飞行航时，其他涉及的参数如下。1）发动机压气机增压比及进口温度、发动机涡轮进口温度及轴功率的输出、燃油比耗、燃气质量定压热容、燃油单位燃烧热值等；2）各环控系统：系统质量、引气量、冲压端气动阻力、热交换器冷边气动阻力、冷凝器端气动阻力、功率需求。

3.2 起飞总质量法评估分析

结合相关参数，得出公式优化前、后各系统引起的代偿损见图2。

观察图2（a），蒸发循环系统引起的代偿损失是空气循环系统的约1.2倍，主要在系统质量及克服气动阻力方面；在利用发动机引气方面，蒸发循环系统是空气循环系统的约20%；电动环控系统的损失集中在系统质量和克服气动阻力损失方面，而发动机引气无损失。

根据某轻型飞机发动机的选型研究表明，为达设计性能指标，空气循环系统从发动机的引气已超出引气占比的0.5%，此时发动机性能大幅下降，需更换更大功率的发动机，从而引起全机变化。电动环控系统的运行资源来自于发动机或动力电池组，高电耗也是其系统亟待解决的问题[3]，在相同性能指标的情况下，为支持系统运行也使发动机或相关发电附件选型变化。使用优化后公式分析，结果见图2（b），此时空气循环系统引气的代偿损失增加（∑m）约85kg，电动环控系统电能消耗的代偿损失增加约（∑m）50kg，此时在引气量及制冷性能不变的情况下，空气循环系统的代偿损失略高于蒸发循环系统，电动环控系统的代偿损失更大。

根据工程实践经验，蒸发循环系统在轻型飞机上应用更加优越，特别对机动性能要求高的轻型飞机，引气量小且性能稳定的蒸发循环系统正逐步成为主流。同时，对引气量占比较小（≤0.5%）的飞机，空气循环系统与蒸发循环系统评估结果与图2（a）相同。由此说明优化的评估方法能涵盖不同飞机的各种环控系统的评估。

图2 优化前、后代偿损失评估图

3.3 当量阻力法评估分析

结合相关参数，得出公式优化前、后系统引起的代偿损失见图3。

图3 优化前、后当量阻力评估图

图3（a）可知，蒸发循环系统的当量阻力略高，电动环控系统的当量阻力仍是最大[4]。在利用发动机引气引起的当量阻力方面，蒸发循环系统约为空气循环系统的18%。

与前节分析相同，空气循环系统引起的飞机整体性能的下降，已无法从优化系统设计方面消除；而电动环控系统大量的电能消耗也无法从燃油得到补偿。系统评估时，必须重新考虑空气循环系统因引气大及电动环控系统因用电量大，导致发动机性能损失无法恢复情况，应该考虑增加其他相关项目。应用优化后公式分析，见图3（b），此时空气循环系统引气的代偿损失增加（∑D）约45N，电动环控系统电能消耗的代偿损失增加约（∑D）50N，此时在引气量及制冷性能不变的情况下，空气循环系统当量阻力略高于蒸发循环系统，电动环控系统的当量阻力仍是最大。

根据工程实践经验，蒸发循环系统在轻型飞机上的应用优于空气循环系统，对引气量占比较小（≤0.5%）的飞机，空气循环系统与蒸发循环系统评估结果与图3（a）相同。由此说明优化的评估方法能涵盖不同飞机的各种环控系统的评估。

4 结论

该文通过对现有的代偿损失评估方法使用限制条件的分析，优化了起飞总质量法及当量阻力法，将优化的评估方法应用到某轻型飞机的三种不同系统设计方案评估研究中，得出以下结论：1）改进的评估方法，涵盖原方法应用范围并扩展了应用范围，在原方法应用范围内评估结果相同；同时，拓展应用于电驱动类的飞机环控系统方案评估。2）蒸发循环系统的系统质量大于空气循环系统，但在引气损失方面优于空气循环系统，对发动机功率的影响小，制冷性能稳定、效率高，符合现代轻型飞机的飞行性能需求，是轻型飞机环境控制系统方案的首选。3）空气循环系统的引气虽然对飞机性能的损失较大，但在其他方面引起的损失都最小且技术成熟度高，仍适用于部分轻型飞机。4）电动环控系统虽然不需要从发动机引气，对发动机的性能解放有很大贡献，但就目前技术而言，其系统重量大、运行电功率大，很多轻型飞机无法满足且国内研究应用仍处于初级阶段，经济风险和技术风险较大，目前不适用于轻型飞机。