0 引言

民用飞机气源系统的主要功能是通过温度压力调节为下游用户提供符合需求的气源。气源系统下游用户主要包括机翼防冰系统、空调系统、发动机起动系统、燃油箱惰化系统和水箱增压系统等^[1]。气源系统一般通过发动机、辅助动力装置或者地面高压气源三种方式引气，其中发动机引气是飞机最主要最常用的气源，引气口分为低（中）压级引气口和高压级引气口^[2]，根据下游用户的压力需求，系统自动完成高低压引气的切换^[3]。

预冷器是民用飞机气源系统温度调节的重要部件^[4]，其将发动机引出的高温压缩空气进行换热降温，调节到满足下游用户需求的温度值供给下游用户^[5]。如果预冷器的设计点选取不合理^[6]，将影响下游用户如机翼防冰系统、空调等系统需求^[7-8]，严重影响飞机的运行安全。因此预冷器作为气源系统温度调节的主要部件，确定合理的设计点保证系统的调温功能尤为重要。

目前民用飞机预冷器主要形式为叉流式热交换器^[9]，预冷器设计点的选取通常选择最严酷的引气构型，即双侧发动机正常工作单侧引气失效机翼防冰系统打开的状态^[10]。本文充分考虑各类因素对预冷器换热性能的影响，提出预冷器设计点选取方法。

1 预冷器性能影响因素

预冷器的设计要满足热边出口温度的需求，叉流预冷器的换热特性是冷边和热边进口参数综合影响的结果，影响关系如下:

1）热边气体流量越大，换热需求越大;

2）热边气体进出口温差越大，换热需求越大;

3）冷边气体流量越大，换热能力越强;

4）冷边气体温度越低，换热能力越强。

基于上述换热特性，对预冷器性能影响因素进行分析，这些影响因素将不同程度地影响预冷器热边和冷边入口的参数进而影响预冷器的换热性能。主要包括环境条件信息、飞机状态信息、气源系统引气构型等。

1.1 环境条件信息

环境条件指飞行时所处的大气环境条件，具体包括下列两个方面。

1）飞行高度

飞行高度是影响发动机推力的重要因素，因此不同飞行高度对发动机热边入口引气温度和压力有较大影响。另外飞行高度与环境温度成反比，因此飞行高度也影响冷边入口气体的温度，将对预冷器热边出口温度产生影响。

2）大气环境温度

环境温度会影响冷边入口气体温度，一般选取飞机温度包线内的典型环境温度状态进行预冷器性能分析。一般选取以下环境温度进行性能分析:极热天（XHD）、热天（HD）、标准天（ISA）、冷天（CD）、极冷天（XCD）。

1.2 飞机状态信息

飞机状态信息包括飞机的飞行阶段、重量、飞行马赫数等信息。具体为:

1）飞行阶段

飞行阶段分为滑行、起飞、爬升、巡航、下降、进近、待机等状态。不同飞行状态影响发动机推力，进而影响预冷器热边入口气体的温度和压力，对预冷器热边出口温度产生影响。

2）飞机重量

仅在巡航和待机状态下定义重量信息，用于计算飞机发动机的需用推力。不同重力条件对应不同的需用推力，进而影响发动机热边和冷边入口引气温度和压力，对预冷器热边出口温度产生影响。

3）飞行马赫数

飞行马赫数选取不同飞行阶段典型剖面中定义的数值。不同飞行马赫数影响发动机推力，进而影响预冷器热边入口气体的温度和压力，同时不同飞行马赫数影响预冷器冷边风头的压力，进而影响预冷器冷边流量，影响预冷器的热边出口温度。

1.3 气源系统引气构型

引气构型决定了气源系统下游用户的用气量，即预冷器热边气体流量。引气构型不同，预冷器热边出口的温度设定值也不同。在冷边流量一定的情况下，热边气体流量越大，换热需求越大。预冷器设计点分析需要选取最严酷的引气构型。气源系统的构型状态信息具体为:

1）工作的发动机数量;

2）工作的发动机引气的数量;

3）工作的下游用户引气流量，主要包括空调组件流量、机翼防冰系统流量、燃油箱惰化系统流量等。

2 预冷器设计点选取方法

民用飞机气源系统温度调节功能一般由预冷器、风扇空气活门和温度传感器协同实现。本文研究目前应用广泛的叉流式预冷器，其原理是利用发动机冷风道风扇端的压缩空气冷却发动机热边引气的高温高压气体，冷边的空气流量根据温度传感器的传输信号，通过风扇空气活门的开度控制，进而控制预冷器的热边出口温度。

2.1 预冷器设计点选取依据

根据第1章预冷器性能影响因素，使用公式（1），可分析不同状态条件下换热最严酷即预冷器热边出口温度最高的状态点。

式中，PF为功率因子，是综合考虑热边和冷边影响的可度量参数，数值越大表面换热需求越大，换热特性越严酷; Q_h为预冷器热边流量，即发动机引气流量; T_port为发动机引气口温度; T_reg为预冷器热边出口调节目标温度; P_fan为发动机风扇端口压力; T_fan为发动机风扇端口温度。

2.2 预冷器设计点选取结果分析

本文基于最严酷引气构型，双发单引气构型进行分析，当两侧发动机正常工作，一侧引气系统失效时，另一侧发动机引气需满足空调组件和机翼防冰需求，引气流量最大，相应的预冷器换热需求也最大。

本文根据预冷器影响因素确定了大量状态点，根据公式（1）计算了某机型不同飞行状态、不同飞行高度、不同马赫数、不同重量、不同环境温度条件下的PF值，对预冷器状态点进行分析。其中PF值最大的计算结果见表1。

根据表1中计算结果可知，在严酷引气构型双发单引气构型条件下，极热天巡航或待机状态下，低高度、低马赫数和低重量条件下PF值较大，是预冷器设计点。主要原因如下:

1）低马赫数

本文计算状态点马赫数范围在0.0~0.8，PF值较大的状态点集中在0.36~0.50的低马赫数范围。主要原因是飞机在低马赫数运行条件下，风扇端冷边入口压力较小，导致预冷器冷边流量较小，在热边流量一定的条件下，冷边流量减小将导致预冷器换热需求增高。

2）低高度

本文计算状态点飞行高度在0 ft~39 000 ft范围内，PF值较大的状态点集中在16 000 ft~20 000 ft的低高度范围。主要原因为飞机在低高度运行条件下，预冷器冷边和热边气体温度均相对较高，在热边流量一定的条件下，冷边流量温度较高，不利于预冷器换热，将导致预冷器换热需求增高。

3）飞行状态

本文计算状态点选取包括滑行、起飞、爬升、巡航、下降、进近、待机。根据计算结果可知PF值较大的状态点集中在飞行状态为巡航和待机状态，主要原因为该飞行状态下，发动机的推力较小，引气口压力较小，为了保证下游用户的压力需求，需切换到高压级引气，高压级引气相对低压级引气热边引气温度更高，且发动机推力较小，也会使得飞机低马赫数运行，综合1）节原因，该飞行状态预冷器换热条件更为严酷。

4）环境温度

本文计算状态点环境温度包括极热天（XHD）、热天（HD）、标准天（ISA）、冷天（CD）、极冷天（XCD），根据计算结果可知PF值较大的状态点集中在极热天。主要原因为极热天预冷器冷边气体温度相对较高，不利于预冷器换热，将导致预冷器换热需求增高。

5）飞机重量

本文计算状态点重量等级为54 t、60 t、74 t，根据计算结果可知PF值较大的状态点集中在54 t小重量状态。主要原因为飞机重量小则发动机推力小，风扇端压力较小，预冷器冷边流量较小，导致预冷器换热需求增高。

综合以上原因分析，预冷器设计点为双发单引气构型条件下，极热天巡航或待机状态下，低高度、低马赫数和低重量条件下的状态点。

3 预冷器设计点校核

根据第2节的计算结果，选取PF值最大的点1作为设计点对预冷器进行设计，确定外形尺寸和性能指标，并对预冷器严酷状态点进行校核，判断其是否满足设计需求。

3.1 估算预冷器冷边所需流量

预冷器换热效率η是冷边流量和热边流量的函数。根据热边流量和预冷器热效率可确定初步的冷边流量。其中，预冷器热边流量根据状态点中下游用户需求确定。预冷器热效率根据公式（2）计算。

式中，T_Hin为预冷器热边入口引气温度; T_Hout为预期的预冷器热边出口温度; T_Cin为预冷器冷边入口引气温度。

3.2 校核预冷器冷边流量

风扇空气活门通过调节活门开度控制冷边压缩空气流量调节预冷器热边出口温度。风扇空气活门最大冷却能力即活门全开，此时冷边流量最大，换热能力最强，风扇空气活门压损为全开压力损失P₀，即为风扇空气活门压损最小状态。在其他冷边部件流阻特性已知的条件下，通过风扇空气活门实际压力损失P₁和P₀对比判断预冷器冷边流量是否能够正常供应，判断方法如下:

1）若P₁≥P₀，说明风扇空气活门此时未全开，即活门未全开时的引气流量即能满足预冷器的换热需求;

2）P₁＜P₀，说明风扇空气活门压损过小，实际流量要小于估算流量，需减小冷边流量，重复计算风扇空气活门实际压损，直至风扇空气活门实际压损等于活门全开压力损失。

3.3 计算预冷器实际热边出口温度

根据3.2节确定的预冷器热边流量和冷边流量确定预冷器效率η，由式（3）计算得出预冷器热边实际出口温度T_Hout。

3.4 预冷器实际热边出口温度计算分析

本文根据第2节预冷器设计点结论，选取某机型严酷状态点进行校核。本文计算最严酷引气构型双发单引气构型条件下，极热天巡航或待机状态下，低高度、低马赫数和低重量条件下的状态点预冷器热边出口温度，判断其是否满足预冷器热边预期调节值，计算结果见表2。计算结果表明预冷器热边出口温度均满足预冷器换热需求，说明预冷器设计点选取满足设计需求。

4 结论

本文依据预冷器换热性能影响因素，根据经验公式对某机型不同工况条件下预冷器换热功率因子进行计算。计算结果表明，在严酷引气构型双发单引气构型条件下，极热天巡航或待机状态下，低高度、低马赫数、低重量条件为预冷器设计点。另外本文通过计算严酷工况下预冷器热边出口温度对预冷器设计点进行校核，计算结果表明预冷器热边出口温度均满足预冷器预期温度，说明预冷器设计点选取满足设计需求。

参考文献