第二章-座舱温度控制的原理和

第二章座舱温度控制的原理和控制系统组成§2-1座舱温度控制方法及类型•1.1温度控制方法•控制热空气和冷空气混合比例•1).纯混合比控制•2).旁路温度控制•节流控制•通过节流涡轮控制其进口压力,调节出口空气温度.•控制热交换器冷却流体流量和温度•调节蒸发温度;改变流比.•控制加热器功率1.2温度控制系统类型•入口管道温度控制系统•出口管道温度控制系统•舱温控制系统•冷却效果控制系统•表面温度控制§2-2座舱温度控制系统原理及组成•2.1典型战斗机温度控制系统1-双金属温度传感器；2-金属片；3-活动触点；4-热关触点；5-热开触点；6-反馈电磁铁；7、8-继电放大器；9-极限行程开关；10-电动机转子；11、12-电动机激磁线圈；13-反馈电位计滑臂；14-减速器；15-反馈电位计；16-减弧器；•温控盒装于座舱中要求控制温度的区域。温度敏感元件为平面螺旋状双金属传感器（1），它的一端固定在温控盒的壳体上，另一端（自由端）固定一金属片（2），金属片的一端为活动触点（3），位于固定的热关触点（4）和热开触点（5）之间。金属片的另一端正对着反馈电磁铁（6）。反馈电位计（15）通过滑臂（13），把电压加到（6）上。滑臂（13）和直流可逆电动机转子（10），通过减速器（14）相连接。活门体中有三个蝶形活门，彼此联动，热路活门开大时，冷路活门就关小，反之亦然。活门处于极限行程时，可断开极限行程开关（9），切断电动机激磁线圈电路，使电机停转。直流可逆电动机激磁线圈（11）和（12），控制电动机转子（10）的转动方向，当（11）接通时，热路活门关小，冷路活门开大；当（12）接通时，冷路活门关小，热路活门开大。调节螺旋状双金属传感器（1）的扭转角度，可以改变座舱温度的给定值。为了提高温度传感器（1）的灵敏度，减小时间常数，由供气管道引一小股空气，引射座舱中温控盒周围的空气，吹拂双金属温度传感器（1）。•温度控制的过程如下：当座舱温度为给定值时，金属片活动触点（3）处于固定触点（4）和（5）之间，和两个触点都不接触。这时，由图可知电机激磁线圈断路，电机停转。•当座舱温度偏离给定值时，作用在双金属螺旋片（1）上的预拧紧力矩和由于温度产生的变形力矩不平衡，双金属片或者拧紧，或者放松，使活门触点和固定触点（3）或（5）中的一个相接触，于是接通继电放大器相应触点（8）或（8`）中的一个，而使激磁线圈（11）或（12）接通。当座舱温度低于给定值时，（3）和（5）接触，（8`）和（12）接通，电机转动使热路活门开大，冷路活门关小，对座舱加热。当座舱温度高于给定值时，（3）和（4）接触，（8）和（11）接触，冷路活门开大，使座舱降温。•为了减小控制过程中，座舱温度由于热惯性而引起的波动值，设置了反馈电位计（15）和反馈电磁铁（6）。当电机转动时，通过减速器（14）同时带动滑臂（13）在电位计（15）上移动，改变反馈电磁铁线圈上的电压，从而改变电磁铁（6）对金属片（2）另一端的吸引力。电磁铁吸力对双金属螺旋片的力矩方向，应该和预紧力与温度产生的变形力矩的合力矩方向相反，即有使活动触点恢复中间位置的趋势。如，活动触点（3）和（4）接触时，电磁铁（6）产生使金属片（2）顺时针方向转动的力矩。活门转动角度越大，该恢复力矩越大，到某一转角时，使活动触点（3）和固定触点（4）或（5）分开。这样，在座舱温度没有达到给定值之前，“预先”使活门停止转动，防止由于座舱热惯性而引起的温度波动值过大。•为了防止活动触点（3）离开时产生电弧，烧坏接触面，装有减弧器（16）。•这种温度控制系统虽然简单，但反馈校正作用较差，双金属温度热感器惯性大，灵敏度低，又没有其他校正装置，控制系统性能很差，温度波动较大。§2-3座舱温度控制系统组成部分的数学模型•3.1座舱的数学模型•座舱是座舱温度控制系统的控制对象，座舱温度是被控制参数。•建立座舱数学模型的理论方法：•由于实际的座舱结构，舱内设备和气流分配及传热等的复杂性，要从理论上准确的建立不同类型飞机座舱的数学模型是极其困难的，而且从工程角度，必要性也不大。通常都是在一定的假设条件下推导出来。所得的数学模型是近似的，但在工程上，其精度可以满足要求。不同类型的飞机座舱，可以根据具体情况作不同的假设，因而得到的数学模型也稍有不同。如下假设为基础：•1．把有人区域（旅客机的客舱）空气温度或驾驶员身体周围（战斗机）空气温度作为座舱温度，并认为整个座舱温度均匀；•2．作为蓄热设备时，座舱壁和座舱内设备的内容温度均匀分布，没有梯度，或者假设其内部导热系数无限大；•3．座舱壁平均热容量，内部设备平均热容量为常数；•4．人的温度很近似于固定值，所以认为人体蓄热量不变化；•5．座舱内壁换热的系数和外壁换热系数各处相同；•6．忽略座舱内部的热辐射。座舱空气为对象的数学模型•座舱的热载荷有：座舱供气量加给座舱的热量；由座舱壁传入或传出座舱的热量；座舱内设备放出或吸收的热量；透过透明玻璃，由于太阳辐射加给座舱的热量；座舱中人员放出的热量。在座舱温度稳定的情况下，加给座舱的热量和由座舱散走的热量的代数和为零，即，•000000rgeWKQQQQQKQWQeQgQrQ注足“0”表示稳定状态值。•当稳定状态被破坏时，上述各项热量在同一瞬时的代数和不等于零，其差值等于座舱内空气蓄热量的变化率。即，QddtGCccP*rgeWKQQQQQQ供气加给座舱空气的热量)(cKKPKttGCQKGKtctccKKKKKKKKttQttQGGQQ式中—座舱供气量;—供气温度，—座舱空气的温度)(00cKPKKttCGQ0KPKKGCtQ0KPcKGCtQ)()(000cKKPKcKPKttGCGttCQ用相对变化值，令：0KKKGGg0cKKtt0cccttccKPKcKPKcKKPKtGCtGCgttGCQ0000000)(座舱壁传给座舱空气的热量)(cWWiWttFQ增量方式为：cWiWWiWtFtFQ0cWWttccWiWcWiWtFtFQ00舱内设备放热量eeQN设备发热量设备蓄热量变化而放出（或吸收）的热量)(2ceeeettFQ:舱内人员新陈代谢排出的热量和体力负荷有关.舱内人员发热rQ1,eQ,gQrQ01rgeQQQ在座舱温度从某一初始稳定状态进行微量变化时，可以认定是常值，即：ddtdttdtdtdddtccccccc000)()(因为WcWiccKPKcKPKcKKPcccPtFtGCtGCgttGCddtGC000000000*)(KKPeeeWWiceeWiKPccPGCFFFFGCddGC00*)(KcKKPgttGC)1(000座舱壁为对象的数学模型uQLQtQWQaQ以座舱壁为对象，加于其上的热量有：外部空气附面层加给座舱壁的热量太阳辐射加给座舱壁的热量地球辐射加给座舱壁的热量由座舱壁散走的热量有：以对流方式传给座舱空气的热量座舱外壁向周围大气辐射的热量外部空气附面层加给座舱壁的热量WWbuuFttQ)()211(2MKTTrhbWWbcuuFtQ)(0太阳辐射加给座舱壁的热量'WLcLFqQ地球辐射加给座舱壁的热量WhhtFqQ以对流方式传入座舱中的热量WQ座舱外壁向周围大气辐射的热量WWaFTQ4座舱壁的热平衡式为：00000aWtLuQQQQQaWuWcWccWiWcWiWWbcutTtFtFFt0300004)(cWibWu)4(30改写为：座舱内设备为对象的数学模型因为舱内发热设备的发热量单独作为座舱热载荷，所以这里研究的是舱内设备（包括发热和不发热设备）由于蓄热量变化而引起的热平衡问题。座舱空气温度变化时，舱内设备的热平衡方程式为：)(eceeeeettFddtGCceeeeeeeeFFddGC变为无因次量的形式：eeWiKPcPCTFFGCGCT0*eeKiKPWicFFGCFK01eeWiKPeecFFGCFK02eeWiKPKPcFFGCGCK003—座舱温度时间常数；—壁温对舱温影响的放大系数；—设备温度对舱温影响的放大系数；—供气温度和供气量对舱温影响的放大系数。304WWiWu3014WWiWuWuWTFFFK3024WWiWuWiWTFFFKeeeeeFGCT令：舱温壁温设备温01233012(1)KCTcccWcecKcKc式中dPd—微分算子。考虑舱壁蓄热量和舱内设备蓄热量影响（即热惯性影响）后的座舱数学模型:3222()()()()cbKKAPBPCPDEPFHPIPJgLPMPNDCSBSASFESbc23DCSBSASNMSLSKc232DCSBSASJISHSgKc232eWCTTTTAeWeCTWCTTTTTTTBeWcWceWCTTTKTKTTTC2122211cWcKKKD11WceKKTE11WcKKF)1(003cKceWttKTTH)1)((003cKeWcttTTKI)1(003cKcttKJ3ceWKTTL)(3WecTTKM3cKN。•当不考虑座舱壁和舱内设备的热惯性影响，即认为它们的蓄热量不变化，以及飞行状态稳定，外壁附面层温度不变化.KKcCTNJgPT)1(3.2温度传感器的数学模型•温度传感器的作用是感受温度（座舱，管道，环境等），并把温度信号转换成电气（电阻电势），位移，变形等信号输入控制器。它是信号转换元件。飞机座舱空气温度控制系统常用的传感器有：双金属温度传感器，电阻丝温度传感器，热敏电阻温度传感器，热电偶温度传感器和充气感温箱。双金属温度传感器•由两种线膨胀系数相差很大的金属片贴合（焊接或铆接）而成。有平片，螺旋形等多种形状。飞机上常用平片螺旋片。当温度变化时，由于两种金属线变形相差较大，双金属片产生扭曲（或挠曲）。•双金属片温度传感器输入和输出关系（温度和变形关系）用微分方程式（数学模型）描述。下面推导平面螺旋片双金属温度传感器的微分方程式。•双金属平面螺旋片的瞬态温度平衡关系式为：secsesesesesettbLddtrbLCa2secseseddTcsesePT1•双金属平面螺旋片温度变化时，要引起变形。通常，其自由变形和温度成比例。对于螺旋形状的双金属片，它的转角和温度成正比变化，即：sesesetK0000csecsescsesetttKsesecsetKx0011''00STKxKtKxpTseseccsecsecsese传递函数：0010000'5.1secsesecsesecsesetaLCtaLMtKK热敏电阻温度传感器•热敏电阻是一种负温系统电阻，电阻和温度成反变化，如图5.所示。在室温下，其灵敏度为2-8%/℉（3.6~14.4%/℃）。使用温度范围为-100℉~+900℉（-73.3℃~+482℃）。时间常数和热敏电阻重量，安装方法及流过热敏电阻的空气流量有关，热敏电阻的温度特性典型热敏电阻温度传感器的时间常数和流量因子•电阻和温度成指数规律变化，用下式计算：••热敏电阻的温度在初始稳定值