飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统及调节控制方法
阅读说明：本技术 飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统及调节控制方法 (Airplane test dual-channel air temperature and humidity adjusting and controlling system and adjusting and controlling method ) 是由 成竹 王彬文 吴敬涛 雷凯 马建军 于 2021-12-10 设计创作，主要内容包括：本发明涉及飞机测试技术领域,公开了飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统及调节控制方法,调节控制系统包括回风段、送风段、以及连通回风段、送风段用于调节空气温度与湿度的调节处理段；调节处理段包括若干个上下独立分布的双通道调节装置；调节控制方法包括：S1、空气经过回风段进入调节处理段；S2、双通道调节装置进行温度湿度调节；S3、处理后的空气通过干蒸汽加湿器增加湿度；S4、送风段将空气送出；S5、循环上述步骤S1～S4,直至空气达到目标温度和湿度；本发明提供的双通道循环空气温湿度调节控制系统及调节控制方法能够实现大型飞机气候实验室基础环境调节,并且具有可靠性高,操作简便的特点。(The invention relates to the technical field of airplane testing, and discloses a dual-channel air temperature and humidity adjusting and controlling system and an adjusting and controlling method for airplane testing, wherein the adjusting and controlling system comprises an air return section, an air supply section and an adjusting and processing section which is communicated with the air return section and the air supply section and is used for adjusting the temperature and the humidity of air; the adjusting and processing section comprises a plurality of double-channel adjusting devices which are independently distributed up and down; the regulation control method comprises the following steps: s1, the air enters the adjusting section through the air returning section; s2, adjusting the temperature and humidity by a double-channel adjusting device; s3, increasing the humidity of the treated air through a dry steam humidifier; s4, the air supply section sends out air; s5, repeating the steps S1-S4 until the air reaches the target temperature and humidity; the double-channel circulating air temperature and humidity adjusting and controlling system and the adjusting and controlling method provided by the invention can realize basic environment adjustment of a large-scale airplane climate laboratory, and have the characteristics of high reliability and simplicity and convenience in operation.)
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统及调节控制方法。
背景技术
在飞机测试工程中，对飞机进行气候试验测试是重要一环，其主要目的是评估飞机各系统在各种极端气候环境条件下的有效性，且可预估飞机可能承受的风险水平；极端气候环境条件下的飞行试验的初始阶段是在飞机气候环境实验室完成，在可控环境条件下开展试验可快速找出问题区域、并尽可能地解决飞行安全问题，与自然环境下进行的飞行试验相比，试验周期大幅缩短。
飞机气候实验室通过模拟极端低温、高温、湿热、降雪、太阳辐照、积冰冻雨、淋雨、冻雾等地球表面的气候环境，解决自然环境存在的时间周期长、重复性低等特点，更好的满足工业领域各类设备的环境适应性验证试验需求。
为实现大型飞机飞机气候实验室对设计指标中要求的环境温度和湿度的模拟以及满足降雪、积冰冻雨、冻雾等这类对对冷量要求较大环境的模拟，并保证实验室空气温度和速度的均匀性要求，需要设计一种对飞机气候实验室基础环境温度、湿度能够调节的调节控制系统。
发明内容
本发明解决的技术问题是：提供一种可靠性高、操作简单的飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统及调节控制方法，对大型飞机气候实验室的基础环境能够进行宽温域调节。
本发明的技术方案是：飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统，包括回风段、送风段、以及连通回风段、送风段用于调节空气温度与湿度的调节处理段；
所述调节处理段包括与回风段连通的进风口，与送风段连通的出风口，以及若干个上下独立分布且两端分别与进风口、出风口连接的双通道调节装置；
所述双通道调节装置包括一端与进风口连通的第一管道，一端与所述出风口连通且与第一管道并排设置的第二管道，连接在第一管道另一端、第二管道另一端之间的中高温调节通道，以及一端与第一管道中部连通、另一端与第二管道中部连接的低温调节通道；
所述第一管道与中高温调节通道连接处设置有中高温离心式循环风机；所述第一管道与低温调节通道连接处安装有低温离心式循环风机；
所述中高温调节通道包括与中高温离心式循环风机连通的第一扩散器，与所述第一扩散器连通的中高温调节主管，分别设置在所述中高温调节主管两端的两个第一风阀，以及设置在所述中高温调节主管中段的第一换热组合系统；
所述第一换热组合系统包括靠近第一扩散器的结霜换热器A，靠近第二管道的蒸汽加热换热器，以及安装在结霜换热器A、蒸汽加热换热器之间的中温换热器；
所述低温调节通道包括与低温离心式循环风机连通的第二扩散器，与所述第二扩散器连通的低温调节主管，分别设置在所述低温调节主管两端的两个第二风阀，以及设置在所述低温调节主管中段的第二换热组合系统；
所述第二换热组合系统包括靠近第二扩散器的结霜换热器B，以及与结霜换热器B间隔设置的低温换热器；
所述第二管道内安装有位于第一风阀、第二风阀连通段之间的干蒸汽加湿器。
进一步地，所述双通道调节装置还包括与第一管道连通的新风系统；新风系统能够快速有效地将飞机气候实验室与外界环境连接，可以对飞机气候实验室内的气压、温度、湿度进行补偿调整，具有能耗低、便于实施的特点。
进一步地，所述第二管道靠近出风口的管道内部设有流量计；流量计采用带加热功能的皮托管，安装位置在管道气流较为平稳处，通过多个皮托管测得的数据平均值来分析管道中的空气流量；实现对第二管道出风口处气流的精准测量，便于对飞机气候实验室的温度进行精准控制。
进一步地，所述回风段包括位于飞机气候实验室内部且开口向下的U型通道，两个分别设置在所述U型通道下端的回风口，设置在所述U型通道上端水平段、竖直段连接处的导流板，以及设置在U型通道上与进风口连通的连接管道；U型通道的回风口位于飞机气候实验室底端两侧，采用两个回风口共同回风的方式，能够有效稳定实验室气流，在减少管道的阻力，保证实验室气流的均匀性。
进一步地，所述送风段包括与出风口连通的静压箱，多个与所述静压箱连通的送风管道，分别设置在所述送风管道出风口处且高度一致的送风旋流器；旋流器的送风角度可调，通过分区布局、独立控制的方式提高飞机气候实验室气流的均匀性。
进一步地，所述送风管道为变截面矩形，变截面矩形的边长范围为1000~3000mm；送风管道上设有两个独立安装送风旋流器的出风口；送风旋流器的角度便于调节，结合变截面设计的送风管道能够确保两个独立的送风旋流器的送风压力一致，从而确保送风气流的均匀性。
进一步地，所述回风口、送风管道的出风口内均安装有温度传感器、湿度传感器；回风口处安装的温度传感器、湿度传感器能够检测回风口空气的温度、湿度；送风管道出风口处安装的温度传感器、湿度传感器能够检测出风口处的温度、湿度；通过实时检测回风口、出风口处的温度及湿度，能够提高对飞机气候实验室内空气温度、湿度调节的精准性。
进一步地，所述结霜换热器A、蒸汽加热换热器、中温换热器、结霜换热器B、低温换热器表面均设有电加热装置；电加热装置可以防止各个换热器表面出现的冰霜或液态水在管道结冰的问题，保证各个换热器高效率运行。
上述飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统的调节控制方法，包括以下步骤：
S1、空气经过回风段进入调节处理段；
S2、调节处理段根据飞机气候实验室温度调节需求，采用中高温调节通道或低温调节通道单独进行调节；
当飞机气候实验室要实现-55℃~-25℃的温度时，打开第二风阀，低温离心式循环风机启动并驱动空气由回风口进入低温调节主管，通过第二换热组合系统处理；
当飞机气候实验室要实现-25℃~74℃的温度时，打开第一风阀，中高温离心式循环风机启动并驱动空气由回风口进入中高温调节主管，通过第一换热组合系统处理；
S3、处理后的空气通过干蒸汽加湿器增加湿度；
S4、再由送风段通过多个均匀分布的送风旋流器将空气送出；
S5、循环上述步骤S1~S4，直至空气达到目标温度和湿度。
本发明的有益效果是：本发明提供了一种可靠性高、操作简单的飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统及调节控制方法，能够对大型飞机气候实验室的基础环境进行宽温域调节；本发明的双通道调节装置包括低温调节通道、中高温调节通道；在进行复杂的综合气候模拟时，分别通过低温调节通道、中高温调节通道、以及两者联合使用，对飞机气候实验室进行-55℃~74℃温度区间的调节；相较于现有的单通道循环设计，双通道循环调节的结构形式简单，工程实践过程中的可靠性大大提高，操作也进一步简化；本发明的飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统可灵活布局，提高飞机气候实验室内气流的均匀性，通过飞机气候实验室底端两侧采用两个回风口共同回风的方式，能够稳定实验室气流，减少管道的阻力，通过送风旋流器分区域分布，能够实现飞机气候实验室内气流速度场和温度场的均匀性。
附图说明
图1是本发明温湿度调节控制方法的流程图；
图2是本发明实施例1整体结构的俯视图；
图3是本发明实施例1双通道调节装置的外部结构示意图；
图4是本发明实施例1双通道调节装置的内部结构示意图；
图5是本发明实施例1回风段的结构示意图；
图6是本发明实施例1送风段的立体结构示意图；
图7是本发明实施例1送风段的俯视图；
其中，1-回风段、2-送风段、3-调节处理段、30-进风口、31-出风口、4-双通道调节装置、40-第一管道、41-第二管道、42-中高温调节通道、43-低温调节通道、400-中高温离心式循环风机、401-低温离心式循环风机、420-第一扩散器、421-中高温调节主管、422-第一风阀、423-结霜换热器A、424-蒸汽加热换热器、425-中温换热器、430-第二扩散器、431-低温调节主管、432-第二风阀、433-结霜换热器B、434-低温换热器、410-干蒸汽加湿器、411-流量计、10-U型通道、11-回风口、12-导流板、13-连接管道、20-静压箱、21-送风管道、22-送风旋流器。
具体实施方式
实施例1
如图2所示的飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统，包括回风段1、送风段2、以及连通回风段1、送风段2用于调节空气温度与湿度的调节处理段3；
如图3所示，调节处理段3包括与回风段1连通的进风口30，与送风段2连通的出风口31，以及2个上下独立分布且两端分别与进风口30、出风口31连接的双通道调节装置4；
双通道调节装置4包括一端与进风口30连通的第一管道40，一端与出风口31连通且与第一管道40并排设置的第二管道41，连接在第一管道40另一端、第二管道41另一端之间的中高温调节通道42，以及一端与第一管道40中部连通、另一端与第二管道41中部连接的低温调节通道43；
如图4所示，第一管道40与中高温调节通道42连接处设置有中高温离心式循环风机400；第一管道40与低温调节通道43连接处安装有低温离心式循环风机401；
中高温调节通道42包括与中高温离心式循环风机400连通的第一扩散器420，与第一扩散器420连通的中高温调节主管421，分别设置在中高温调节主管421两端的两个第一风阀422，以及设置在中高温调节主管421中段的第一换热组合系统；
第一换热组合系统包括靠近第一扩散器420的结霜换热器A423，靠近第二管道41的蒸汽加热换热器424，以及安装在结霜换热器A423、蒸汽加热换热器424之间的中温换热器425；
低温调节通道43包括与低温离心式循环风机401连通的第二扩散器430，与第二扩散器430连通的低温调节主管431，分别设置在低温调节主管431两端的两个第二风阀432，以及设置在低温调节主管431中段的第二换热组合系统；
第二换热组合系统包括靠近第二扩散器430的结霜换热器B433，以及与结霜换热器B433间隔设置的低温换热器434；
第二管道41内安装有位于第一风阀422、第二风阀432连通段之间的干蒸汽加湿器410。
双通道调节装置4还包括与第一管道40连通的新风系统。
第二管道41靠近出风口31的管道内部设有流量计411。
如图5所示，回风段1包括位于飞机气候实验室内部且开口向下的U型通道10，两个分别设置在U型通道10下端的回风口11，设置在U型通道10上端水平段、竖直段连接处的导流板12，以及设置在U型通道10上与进风口30连通的连接管道13。
送风段2包括与出风口31连通的静压箱20，3个与静压箱20连通的送风管道21，分别设置在送风管道21出风口处且高度一致的送风旋流器22。
如图6、7所示，送风管道21为变截面矩形，变截面矩形的边长范围为1000~3000mm；送风管道21上设有两个独立安装送风旋流器22的出风口。
回风口11、送风管道21的出风口内均安装有温度传感器、湿度传感器。
结霜换热器A423、蒸汽加热换热器424、中温换热器425、结霜换热器B433、低温换热器434表面均设有电加热装置。
其中，结霜换热器A423采用市售的LM-8结霜换热器，蒸汽加热换热器424采用市售的高温蒸汽换热器，结霜换热器B433采用市售的CH2Cl2结霜换热器，中温换热器425为市售的LM-8中温换热器，低温换热器434采用市售的CH2Cl2低温换热器；流量计411、电加热装置、温度传感器、湿度传感器、送风旋流器22、新风系统均采用现有技术的市售产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。
实施例2
如图2所示，飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统，包括回风段1、送风段2、以及连通回风段1、送风段2用于调节空气温度与湿度的调节处理段3；
如图3所示，调节处理段3包括与回风段1连通的进风口30，与送风段2连通的出风口31，以及3个上下独立分布且两端分别与进风口30、出风口31连接的双通道调节装置4；
双通道调节装置4包括一端与进风口30连通的第一管道40，一端与出风口31连通且与第一管道40并排设置的第二管道41，连接在第一管道40另一端、第二管道41另一端之间的中高温调节通道42，以及一端与第一管道40中部连通、另一端与第二管道41中部连接的低温调节通道43；
如图4所示，第一管道40与中高温调节通道42连接处设置有中高温离心式循环风机400；第一管道40与低温调节通道43连接处安装有低温离心式循环风机401；
中高温调节通道42包括与中高温离心式循环风机400连通的第一扩散器420，与第一扩散器420连通的中高温调节主管421，分别设置在中高温调节主管421两端的两个第一风阀422，以及设置在中高温调节主管421中段的第一换热组合系统；
第一换热组合系统包括靠近第一扩散器420的结霜换热器A423，靠近第二管道41的蒸汽加热换热器424，以及安装在结霜换热器A423、蒸汽加热换热器424之间的中温换热器425；
低温调节通道43包括与低温离心式循环风机401连通的第二扩散器430，与第二扩散器430连通的低温调节主管431，分别设置在低温调节主管431两端的两个第二风阀432，以及设置在低温调节主管431中段的第二换热组合系统；
第二换热组合系统包括靠近第二扩散器430的结霜换热器B433，以及与结霜换热器B433间隔设置的低温换热器434；
第二管道41内安装有位于第一风阀422、第二风阀432连通段之间的干蒸汽加湿器410。
双通道调节装置4还包括与第一管道40连通的新风系统。
第二管道41靠近出风口31的管道内部设有流量计411；流量计411采用30个带加热功能的皮托管，皮托管均匀分布在靠近出风口31的管道内；
如图5所示，回风段1包括位于飞机气候实验室内部且开口向下的U型通道10，两个分别设置在U型通道10下端的回风口11，设置在U型通道10上端水平段、竖直段连接处的导流板12，以及设置在U型通道10上与进风口30连通的连接管道13。
如图6、7所示，送风段2包括与出风口31连通的静压箱20，3个与静压箱20连通的送风管道21，分别设置在送风管道21出风口处且高度一致的送风旋流器22。
送风管道21为变截面矩形，变截面矩形的边长范围为1000~3000mm；送风管道21上设有两个独立安装送风旋流器22的出风口。
回风口11、送风管道21的出风口内均安装有温度传感器、湿度传感器。
结霜换热器A423、蒸汽加热换热器424、中温换热器425、结霜换热器B433、低温换热器434表面均设有电加热装置。
第一管道40、第二管道41、中高温调节主管421、低温调节主管431均采用保温管道；
中高温调节主管421、低温调节主管431侧壁上均设置有检修窗口。
其中，结霜换热器A423采用市售的LM-8结霜换热器，蒸汽加热换热器424采用市售的高温蒸汽换热器，结霜换热器B433采用市售的CH2Cl2结霜换热器，中温换热器425为市售的LM-8中温换热器，低温换热器434采用市售的CH2Cl2低温换热器；电加热装置、温度传感器、湿度传感器、送风旋流器22、新风系统均采用现有技术的市售产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。
相较于实施例1，本实施例通过30个均匀分布的皮托管实现对出风流量的精准检测，提高对飞机气候实验室温度、湿度的控制精度；通过保温管道的设置能够减少管道与外界环境的能量交换，降低能耗；通过检修窗口的设置便于对第一换热组合系统、第二换热组合系统进行快速检修，提高可操作性。
实施例3
本实施例记载的是实施例1的飞机试验双通道空气温湿度调节控制系统的调节控制方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、空气经过回风段1进入调节处理段3；
S2、调节处理段3根据飞机气候实验室温度调节需求，采用中高温调节通道42或低温调节通道43单独进行调节；
当飞机气候实验室要实现-55℃~-25℃的温度时，打开第二风阀432，低温离心式循环风机401启动并驱动空气由回风口11进入低温调节主管431，通过第二换热组合系统处理；
当飞机气候实验室要实现-25℃~74℃的温度时，打开第一风阀422，中高温离心式循环风机400启动并驱动空气由回风口11进入中高温调节主管421，通过第一换热组合系统处理；
S3、处理后的空气通过干蒸汽加湿器410增加湿度；
S4、再由送风段2通过6个均匀分布的送风旋流器22将空气送出；
S5、循环上述步骤S1~S4，直至空气达到目标温度和湿度。
应用例
采用上述实施例2的装置在体量为28000m3的飞机气候实验室对某型歼击机整机进行气候环境的适应性验证；
主要技术指标为：
温度范围：-55℃~74℃；
降温速率：24小时常温降至-55℃；
升温速率：8小时常温升至+74℃。
具体的调节控制方法，包括以下步骤：
S1、空气经过回风段1进入调节处理段3；
S2、调节处理段3根据飞机气候实验室温度调节需求，采用中高温调节通道42或低温调节通道43单独进行调节；
当飞机气候实验室要实现-55℃~-25℃的温度时，打开第二风阀432，低温离心式循环风机401启动并驱动空气由回风口11进入低温调节主管431，通过第二换热组合系统处理；
当飞机气候实验室要实现-25℃~74℃的温度时，打开第一风阀422，中高温离心式循环风机400启动并驱动空气由回风口11进入中高温调节主管421，通过第一换热组合系统处理；
进行降雪或冻雨、冻雾等热负荷较大的试验时，同时开启中高温调节主管421、低温调节主管431；先通过LM-8结霜换热器、CH2Cl2结霜换热器对空气进行除湿，获取部分冷量后，再通过LM-8中温换热器、CH2Cl2低温换热器获取冷量；
S3、处理后的空气通过干蒸汽加湿器410增加湿度；
S4、再由送风段2通过多个均匀分布的送风旋流器22将空气送出；
S5、循环上述步骤S1~S4，直至空气达到目标温度和湿度。