CN114486265B - 一种飞机极端温度测试用载冷***及其参数设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞机极端温度测试用载冷***及其参数设计方法，属于飞机测试技术领域，包括载冷剂罐组、一次降温区和二次降温区，载冷剂罐组包括上下并排设置的第一载冷剂罐和第二载冷剂罐，第一载冷剂罐和第二载冷剂罐之间的载冷剂罐组中部设有隔温板，载冷剂罐组末端设有暂存罐，暂存罐内部中心对称设置有4组分流罐。参数设计方法包括以下步骤：S1、湿空气处理；S2：二次降温处理；S3、载冷剂回收；S4、清洗。本发明的载冷***通过两种载冷剂对外部输入的湿空气进行分段降温，可高效地将空气温度降至需求温度，能够为实验室提供满足温度要求的大量干空气，进而满足航空发动机测试的温度需求。

Description

一种飞机极端温度测试用载冷***及其参数设计方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机极端温度测试用载冷***及其参数设计方法。
背景技术
在飞机环境测试实验中，由于实验室环境下发动机开车需要消耗大量空气和产生大量热量，因此需要实验室空气补偿***提供外部空气来保证实验室内外压差和环境温度正常，而外部空气需经过低温处理成低温空气才可进入实验室空间。但是，采用常规的直接制冷或者加热方法来处理外部空气，满足不了实验室的时间要求，需要载冷剂将冷量或者热量传递给传输进来的外部空气，以达到快速处理外部空气的目的。
依据发动机环境实验的外部空气温度要求，即最低-55℃环境温度，载冷剂需将常温的外部空气降温至所要求的冷量再传输到实验室，而现有的载冷剂流量控制或储存装置很难在短时间内将空气温度降低至-55℃，因此为保证实验室环境温度控制在要求值，需要对载冷剂的流量与存储装置进行改进，使其能够符合飞机环境测试实验的极端环境。
发明内容
针对上述存在的问题，本发明提供了一种飞机极端温度测试用载冷***及其参数设计方法。
本发明的技术方案是：
一种飞机极端温度测试用载冷***，包括用于提供载冷剂的载冷剂罐组，与载冷剂罐组分别连通的一次降温区和二次降温区；
载冷剂罐组包括第一载冷剂罐和第二载冷剂罐，一次降温区包括用于对外部输入空气进行降温的第一换热器和第二换热器，二次降温区包括用于对一次降温得到的干空气进行二次降温的第三换热器；
第一载冷剂罐通过第一管道与第一换热器和第二换热器分别连接，第一管道与第一换热器的连接处设有第一阀门，第一管道与第二换热器的连接处设有第二阀门，第一换热器和第二换热器出口端通过第一导气管与第三换热器连接，第二载冷剂罐通过第二管道与第三换热器连接，第三换热器出口端设有第二导气管。
进一步地，第一换热器和第二换热器入口端设有用于输入外部空气的进气管，进气管与第一换热器的连接处设有第三阀门，进气管与第二换热器的连接处设有第四阀门，第一换热器和第二换热器底部末端设有第一载冷剂回流管，第三换热器底部末端设有第二载冷剂回流管。通过第一载冷剂回流管和第二载冷剂回流管能够对使用后的载冷剂进行回收处理，以便于重复利用。
进一步地，第二换热器末端设有与第一导气管连接的第三导气管，第三导气管上设有第五阀门。当需要对实验环境提供多种不同温度的空气时可开启第五阀门使用第三导气管。
进一步地，第一载冷剂罐和第二载冷剂罐上下并排设置，第一载冷剂罐和第二载冷剂罐之间的载冷剂罐组中部设有隔温板，第一载冷剂罐和第二载冷剂罐前端均设有用于输入载冷剂的输入管，载冷剂罐组末端设有转轴，转轴外部套设有与转轴转动连接的暂存罐，暂存罐内部中心对称设置有4组分流罐，分别为第一分流罐、第二分流罐、第三分流罐、第四分流罐。通过将两种载冷剂整合在同一罐内提高了实验室工作效率，同时避免两种载冷剂温度交换。
更进一步地，第一载冷剂罐末端连接第一分流罐，第二载冷剂罐末端连接第二分流罐，4组分流罐前端均设有盖板，盖板与暂存罐前侧壁贴合密封，第一分流罐和第二分流罐的盖板中心处设有开口，第一分流罐背面设有第一支管，第一支管末端分别与第三分流罐和第一管道连接，第一支管末端与第三分流罐连接处设有第六阀门，第一分流罐内部设有第一温度传感器，第一温度传感器与第一分流罐外部设有的第一控制器电性连接，第一控制器用于控制第六阀门的开闭，第二分流罐背面设有第二支管，第二支管末端分别与第四分流罐和第二管道连接，第二支管末端与第四分流罐连接处设有第七阀门，第二分流罐内设有第二温度传感器，第二温度传感器与第二分流罐外部设有的第二控制器电性连接，第二控制器用于控制第七阀门的开闭。通过暂存罐的设置能够对载冷剂温度进行实时监控，当温度达不到使用要求时可将一部分载冷剂分流，避免对实验结果造成较大偏差影响。
更进一步地，暂存罐外侧壁设有齿槽，暂存罐底部设有与齿槽啮合转动连接的齿轮，齿轮通过位于暂存罐一侧的驱动电机驱动转动，第二载冷剂罐前端位于输入管的上部设有推杆电机，推杆电机的输出端贯穿第二载冷剂罐后连接设有清洗板，清洗板与第二载冷剂罐内壁滑动连接，清洗板上端中心处和下端中心处均设有滑块，滑块与第二载冷剂罐上、下内壁设有的滑槽滑动连接，清洗板中部转动设有转动板，转动板前端沿其周向设有若干喷水口，转动板后端设有蓄水盘，转动板和蓄水盘同步转动，蓄水盘后端转动连接设有蒸汽管线，蒸汽管线套设在输入管内且蒸汽管线可拆卸。通过清洗板能够快速对第二载冷剂罐以及分流罐进行清洗，以实现快速更换载冷剂和定期保养的目的。
优选地，清洗板下方的滑块两侧设有滚轮，清洗板下方的滑块与蓄水盘相对一侧面设有凹槽，蓄水盘外壁通过一组皮带与位于凹槽内的皮带轮相互传动连接，滚轮嵌设在滑槽内部且能够在滑槽内部滚动，两组滚轮通过贯穿滑块的连杆连接并同步滚动，连杆中部套设有螺纹连接块，螺纹连接块上部螺纹转动连接有伞齿轮，伞齿轮背面的连接轴贯穿凹槽后与皮带轮中部连接。通过滑块的移动带动螺纹连接块及伞齿轮同步转动实现转动板的转动，从而通过转动的喷水口对罐内壁进行高效清洗。
本发明还提供了一种飞机极端温度测试用载冷***的参数设计方法，包括以下步骤：
S1、湿空气处理：将湿空气通入进气管，通过第一换热器进行降温，湿空气在降温过程中变为水蒸气和干空气，水蒸气质量为m水，干空气质量为m干；
S1-1、水蒸气处理：通过第一载冷剂罐内的LM-8载冷剂提供冷量将水蒸气温度降为0℃，所需的冷量为Q1，随后水蒸气逐渐液化为水，液化过程所释放热量被低温的LM-8载冷剂吸收，所需的冷量为Q2，继续降低温度将水凝结成冰，凝结过程所放出来的热量同样被低温的LM-8载冷剂吸收，所需的冷量为Q3，并且LM-8载冷剂不断提供冷量进行热量交换，将冰的温度降至-25℃，所需的冷量为Q4；
S1-2、干空气处理：通过第一载冷剂罐内的LM-8载冷剂提供冷量将使干空气温度降至-25℃，所需的冷量为Q5，得到-25℃的饱和空气，再将-25℃的饱和空气通过第一导气管输入至第三换热器；
S1-3、LM-8载冷剂体积流量计算：根据LM-8载冷剂出罐时的密度ρ0、比热C0、和出回罐的温差△T0计算所需LM-8载冷剂的体积流量V1：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
S2：二次降温处理：通过第二载冷剂罐内的CH-90载冷剂提供冷量将-25℃的饱和空气在第三换热器内降温至-55℃，所需的冷量为Q6；
S2-1、CH-90载冷剂体积流量计算：根据CH-90载冷剂出罐时的密度ρ1、比热C1、和出回罐的温差△T1计算所需CH-90载冷剂的体积流量V2：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
S2-2、载冷剂总体积流量计算：根据LM-8载冷剂的体积流量V1、CH-90载冷剂的体积流量V2以及载冷剂罐组的数量n计算载冷剂总体积流量，从而得出所需要的载冷剂罐组容积大小V：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
S3、载冷剂回收：将第一载冷剂回流管和第二载冷剂回流管流出的载冷剂回收处理后重复利用；
S4、清洗：通过蒸汽管线向清洗板通入热蒸汽对第二载冷剂罐进行清洗，同时通过驱动电机驱动暂存罐使4组分流罐先后与第二载冷剂罐末端对接以对4组分流罐进行清洗。
更进一步地，步骤S2-2中载冷剂罐组的数量n为4或8。方便在实验室内进行摆放。
本发明的有益效果是：
（1）本发明的载冷***采用LM-8和CH-90两种载冷剂对外部湿空气进行分段降温，可高效地将空气温度降至需求温度，能够为实验室提供满足温度要求的大量干空气，进而满足航空发动机测试的温度需求。
（2）本发明的载冷***通过载冷剂罐组的设置将两种载冷剂的存储进行了整合，提高了工作效率，通过一次降温区不仅可以提供二次降温的干空气，而且可以提供多种不同温度的干空气，以满足实验室航空发动机测试的不同温度需求，可操作空间高。
（3）本发明的载冷***通过设有的清洗板能够对第二载冷剂罐以及各个分流罐进行快速清洗，在清洗时，随着滑块的滑动带动螺纹连接块及伞齿轮同步转动实现转动板的转动，从而通过转动的喷水口对罐内壁进行高效清洗，分流罐与第二载冷剂罐内径相同，方便完成同步清洗，可实现将第二载冷剂罐内载冷剂快速更换成与第一载冷剂罐内相同的载冷剂，亦可提高定期保养的效率。
（4）本发明的载冷***通过分流罐内设有的温度传感器及控制器能够对载冷剂温度进行实时监控，当温度达不到使用要求时可将一部分载冷剂分流，避免对实验结果造成较大偏差影响，同时分流出来的载冷剂可进行回收降温后重复利用。
（5）本发明的载冷***参数设计方法通过计算除去湿空气中的水蒸气所需的冷量，以及两种载冷剂的冷量之和，有利于加强对测试的湿度控制，方便计算每个载冷剂罐的容积大小，可保证载冷剂供应充足且不产生大量库存，从而避免不必要的消耗。
附图说明
图1是本发明的载冷***整体结构示意图；
图2是本发明的载冷***侧视图；
图3是本发明的载冷***的载冷剂罐组外部结构示意图；
图4是本发明的载冷***的载冷剂罐组俯视图及连接结构示意图；
图5是本发明的载冷***的清洗板正面结构示意图；
图6是本发明的载冷***的清洗板背面结构示意图；
图7是本发明的载冷***的第二载冷剂罐剖视图；
图8是本发明的载冷***的滚轮及与其配合的滑块内部结构示意图；
图9是本发明的载冷***的暂存罐内部分流罐正面结构示意图；
图10是本发明的载冷***的暂存罐内部分流罐背面结构示意图；
图11是本发明的载冷***的暂存罐内部分流罐内部结构示意图；
图12是本发明的载冷***参数设计方法工艺流程图。
其中，1-载冷剂罐组，11-第一载冷剂罐，12-第二载冷剂罐，121-滑槽，13-第一管道，131-第一阀门，132-第二阀门，14-第二管道，15-隔温板，16-输入管，17-转轴，2-一次降温区，21-第一换热器，22-第二换热器，23-第一导气管，24-进气管，241-第三阀门，242-第四阀门，25-第一载冷剂回流管，26-第三导气管，261-第五阀门，3-二次降温区，31-第三换热器，32-第二导气管，33-第二载冷剂回流管，4-暂存罐，41-第一分流罐，411-第一温度传感器，412-第一控制器，42-第二分流罐，421-第二温度传感器，422-第二控制器，43-第三分流罐，44-第四分流罐，45-盖板，46-开口，47-第一支管，471-第六阀门，48-第二支管，481-第七阀门，49-齿槽，5-驱动电机，51-齿轮，6-推杆电机，7-清洗板，71-滑块，711-凹槽，72-转动板，73-喷水口，74-蓄水盘，75-蒸汽管线，76-滚轮，77-皮带，78-连杆，79-螺纹连接块，8-皮带轮，81-伞齿轮，82-连接轴。
具体实施方式
实施例1
如图1所示，一种飞机极端温度测试用载冷***，包括用于提供载冷剂的载冷剂罐组1，与载冷剂罐组1分别连通的一次降温区2和二次降温区3；
如图2所示，载冷剂罐组1包括第一载冷剂罐11和第二载冷剂罐12，一次降温区2包括用于对外部输入空气进行降温的第一换热器21和第二换热器22，二次降温区3包括用于对一次降温得到的干空气进行二次降温的第三换热器31；
如图1、2所示，第一载冷剂罐11通过第一管道13与第一换热器21和第二换热器22分别连接，第一管道13与第一换热器21的连接处设有第一阀门131，第一管道13与第二换热器22的连接处设有第二阀门132，第一换热器21和第二换热器22出口端通过第一导气管23与第三换热器31连接，第二载冷剂罐12通过第二管道14与第三换热器31连接，第三换热器31出口端设有第二导气管32，第一换热器21和第二换热器22入口端设有用于输入外部空气的进气管24，进气管24与第一换热器21的连接处设有第三阀门241，进气管24与第二换热器22的连接处设有第四阀门242，第一换热器21和第二换热器22底部末端设有第一载冷剂回流管25，第三换热器31底部末端设有第二载冷剂回流管33，第二换热器22末端设有与第一导气管23连接的第三导气管26，第三导气管26上设有第五阀门261；
如图3、4、9、10、11所示，第一载冷剂罐11和第二载冷剂罐12上下并排设置，第一载冷剂罐11和第二载冷剂罐12之间的载冷剂罐组1中部设有隔温板15，第一载冷剂罐11和第二载冷剂罐12前端均设有用于输入载冷剂的输入管16，载冷剂罐组1末端设有转轴17，转轴17外部套设有与转轴17转动连接的暂存罐4，暂存罐4内部中心对称设置有4组分流罐，分别为第一分流罐41、第二分流罐42、第三分流罐43、第四分流罐44，第一载冷剂罐11末端连接第一分流罐41，第二载冷剂罐12末端连接第二分流罐42，4组分流罐前端均设有盖板45，盖板45与暂存罐4前侧壁贴合密封，第一分流罐41和第二分流罐42的盖板45中心处设有开口46，第一分流罐41背面设有第一支管47，第一支管47末端分别与第三分流罐43和第一管道13连接，第一支管47末端与第三分流罐43连接处设有第六阀门471，第一分流罐41内部设有第一温度传感器411，第一温度传感器411与第一分流罐41外部设有的第一控制器412电性连接，第一控制器412用于控制第六阀门471的开闭，第二分流罐42背面设有第二支管48，第二支管48末端分别与第四分流罐44和第二管道14连接，第二支管48末端与第四分流罐44连接处设有第七阀门481，第二分流罐42内设有第二温度传感器421，第二温度传感器421与第二分流罐42外部设有的第二控制器422电性连接，第二控制器422用于控制第七阀门481的开闭，两组温度传感器及控制器均为市售产品；
如图5-8所示，暂存罐4外侧壁设有齿槽49，暂存罐4底部设有与齿槽49啮合转动连接的齿轮51，齿轮51通过位于暂存罐4一侧的驱动电机5驱动转动，驱动电机5为市售减速电机，第二载冷剂罐12前端位于输入管16的上部设有推杆电机6，推杆电机6为市售工业用推杆电机，推杆电机6的输出端贯穿第二载冷剂罐12后连接设有清洗板7，清洗板7与第二载冷剂罐12内壁滑动连接，清洗板7上端中心处和下端中心处均设有滑块71，滑块71与第二载冷剂罐12上、下内壁设有的滑槽121滑动连接，清洗板7中部转动设有转动板72，转动板72前端沿其周向设有若干喷水口73，转动板72后端设有蓄水盘74，转动板72和蓄水盘74同步转动，蓄水盘74后端转动连接设有蒸汽管线75，蒸汽管线75套设在输入管16内且蒸汽管线75可拆卸，清洗板7下方的滑块71两侧设有滚轮76，清洗板7下方的滑块71与蓄水盘74相对一侧面设有凹槽711，蓄水盘74外壁通过一组皮带77与位于凹槽711内的皮带轮8相互传动连接，滚轮76嵌设在滑槽121内部且能够在滑槽121内部滚动，两组滚轮76通过贯穿滑块71的连杆78连接并同步滚动，连杆78中部套设有螺纹连接块79，螺纹连接块79上部螺纹转动连接有伞齿轮81，伞齿轮81背面的连接轴82贯穿凹槽711后与皮带轮8中部连接。
上述飞机极端温度测试用载冷***的参数设计方法，包括以下步骤：
S1、湿空气处理：将湿空气通入进气管24，通过第一换热器21进行降温，湿空气在降温过程中变为水蒸气和干空气，水蒸气质量为m水，干空气质量为m干；
S1-1、水蒸气处理：通过第一载冷剂罐11内的LM-8载冷剂提供冷量将水蒸气温度降为0℃，所需的冷量为Q1，随后水蒸气逐渐液化为水，液化过程所释放热量被低温的LM-8载冷剂吸收，所需的冷量为Q2，继续降低温度将水凝结成冰，凝结过程所放出来的热量同样被低温的LM-8载冷剂吸收，所需的冷量为Q3，并且LM-8载冷剂不断提供冷量进行热量交换，将冰的温度降至-25℃，所需的冷量为Q4；
S1-2、干空气处理：通过第一载冷剂罐11内的LM-8载冷剂提供冷量将使干空气温度降至-25℃，所需的冷量为Q5，得到-25℃的饱和空气，再将-25℃的饱和空气通过第一导气管23输入至第三换热器31；
S1-3、LM-8载冷剂体积流量计算：根据LM-8载冷剂出罐时的密度ρ0、比热C0、和出回罐的温差△T0计算所需LM-8载冷剂的体积流量V1：
Figure DEST_PATH_IMAGE002A
S2：二次降温处理：通过第二载冷剂罐12内的CH-90载冷剂提供冷量将-25℃的饱和空气在第三换热器31内降温至-55℃，所需的冷量为Q6；
S2-1、CH-90载冷剂体积流量计算：根据CH-90载冷剂出罐时的密度ρ1、比热C1、和出回罐的温差△T1计算所需CH-90载冷剂的体积流量V2：
Figure DEST_PATH_IMAGE004A
S2-2、载冷剂总体积流量计算：载冷剂罐组1的数量n为8，根据LM-8载冷剂的体积流量V1、CH-90载冷剂的体积流量V2以及载冷剂罐组1的数量n计算载冷剂总体积流量，从而得出所需要的载冷剂罐组1容积大小V：
Figure DEST_PATH_IMAGE006A
S3、载冷剂回收：将第一载冷剂回流管25和第二载冷剂回流管33流出的载冷剂回收处理后重复利用；
S4、清洗：通过蒸汽管线75向清洗板7通入热蒸汽对第二载冷剂罐12进行清洗，同时通过驱动电机5驱动暂存罐4使4组分流罐先后与第二载冷剂罐12末端对接以对4组分流罐进行清洗。
实施例2
本实施例与实施例1不同之处在于：载冷剂罐组1的数量n为4。
工作原理：下面结合本发明的参数设计方法对本发明的载冷***工作原理进行简要说明。
当需要提供两种不同温度的干空气时，如需要提供-55℃以及-15℃的干空气，则通过步骤S1和S2中的方法完成-55℃的干空气提供，同时打开第二阀门132、第四阀门242和第五阀门261，将一部分载冷剂LM-8通过第一管道13输入至第二换热器22中，对其中的湿空气降温至-15℃，再由第三导气管26排出至实验室。
在进行载冷剂降温时，若第一温度传感器411检测到第一分流罐41内的载冷剂LM-8温度低于出罐温度-35℃时，则通过第一控制器412控制第六阀门471打开，将一部分载冷剂LM-8排入第三分流罐43内，以减小温度不达标的载冷剂LM-8流量，直至载冷剂LM-8在第一分流罐41内温度合格；若第二温度传感器421检测到第二分流罐42内的载冷剂CH-90温度低于出罐温度-63℃时，则通过第二控制器422控制第七阀门481打开，将一部分载冷剂CH-90排入第四分流罐44内，以减小温度不达标的载冷剂CH-90流量，直至载冷剂CH-90在第二分流罐42内的温度合格，将第二分流罐42和第四分流罐44内收集的载冷剂回收处理以便重复利用。
当完成步骤S1-S3后，需要更换实验室环境，所需要的干空气由-55变为-25℃，则不再需要第二载冷剂提供，此时需要快速对第二载冷剂罐12内部进行清洗，以装载第一载冷剂，首先排空第二载冷剂罐12以及各个分流罐内部的载冷剂，在蓄水盘74背面安装蒸汽管线75，打开推杆电机6使其推动清洗板7沿第二载冷剂罐12内部滑动，在滑动过程中，下方的滑块71带动滚轮76在滑槽121内滚动，同时连杆78转动带动螺纹连接块79转动，与其啮合连接的伞齿轮81转动通过连接轴82带动皮带轮8转动，在通过皮带77带动蓄水盘74同步转动，从而带动转动板72转动，使喷水口73实现旋转喷水清洗，当清洗板7移动至第二载冷剂罐12末端时，取下一组分流罐的盖板45，开启驱动电机5使其带动齿轮51以及相互啮合的暂存罐4转动，将取下盖板45的分流罐转动至与第二载冷剂罐12对接，再将清洗板7移至该分流罐内部进行清洗，依次完成4个分流罐的清洗即可。
实验例
以实施例1中的参数为例，对本发明的参数设计方法进行模拟，结果如下：
（1）LM-8载冷剂的体积流量V1计算
已知-35℃的LM-8载冷剂将35℃湿空气处理成-25℃的饱和空气后，LM-8载冷剂出第一换热器21的温度为-7.07℃，且计算相关参数如表1所示：
表1 LM-8载冷剂体积流量计算所需基本参数表
参数名称 参数值
待处理的湿空气 温度35℃
-25℃饱和空气 含湿量为d<sub>1</sub>=0.38g/kg
水变为水蒸气的潜热 Q<sub>0</sub>=2257KJ/s
冰的熔化热 Q<sub>熔</sub>=334.72KJ/s
空气的流量 200kg/s
空气的比热容 C<sub>0</sub>=1.005KJ/s
200kg/s的湿空气的含湿量 d<sub>0</sub>=16.7g/kg
依据上述基本参数，计算LM-8载冷剂的体积V1流量的步骤如下：
1）湿空气中的含水量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE008
2）湿空气中干空气的含量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE010
3）水蒸气从35℃到0℃所需要的冷量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
4）水蒸气变为水所需要的冷量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
5）水变为冰的潜热为：
Figure DEST_PATH_IMAGE016
6）冰由0℃变为-25℃所需要的冷量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE018
7）干空气从35℃到-25℃，吸收的冷量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE020
空气从35℃处理到-25℃吸收的总冷量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE022
LM-8载冷剂在-35℃时的密度为ρ0=1378kg/m3，比热为：
Figure DEST_PATH_IMAGE024
LM-8载冷剂进出第一换热器21的温差为：
Figure DEST_PATH_IMAGE026
LM-8载冷剂的体积流量V1为：
Figure DEST_PATH_IMAGE028
（2）CH-90载冷剂的体积流量V2计算：
已知-63℃的CH-90载冷剂把-25℃的饱和空气处理到-55℃后，CH-90载冷剂出第三换热器31的温度为-41.96℃。
1）空气的流量为200kg/s，空气被处理前后的温差为55-25=30℃
2）处理空气所需要的冷量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE030
3）CH-90载冷剂在-63℃的密度为ρ1=1487kg/m3
4）CH-90载冷剂在-63℃的比热C1=0.903KJ/（kgK）
5）CH-90载冷剂处理空气前后的温差为：
Figure DEST_PATH_IMAGE032
6）CH-90载冷剂的体积流量V2：
Figure DEST_PATH_IMAGE034
（3）载冷剂罐组1尺寸计算
载冷剂罐组1设计指标为可提供20分钟的测试需求，由于不完全分层以及进、出口的干扰，假设只有90%的载冷剂罐组1内载冷剂可用于测试，另外的10%抵消由于启动、泵、风扇以及管道附件引起的能量损耗。
LM-8载冷剂的设计流量为211.93L/s，需要的LM-8载冷剂体积为：
Figure DEST_PATH_IMAGE036
4个第一载冷剂罐11，每个第一载冷剂罐11的体积为305.18/4=76.29m3。
CH-90载冷剂的设计流量是213.4L/s，需要的CH-90载冷剂的体积为：
Figure DEST_PATH_IMAGE038
4个第二载冷剂罐12，每个第二载冷剂罐12的体积为307.29/4=76.82m3。
则每个载冷剂罐组1的体积为76.29+76.82=153.11m3。
若环境实验室发动机开车测试的补气量要求为400kg/s时，实验室的LM-8载冷剂的第一载冷剂罐11设计为8个，每个容积78m3；CH-90载冷剂的第二载冷剂罐12为8个，每个容积78m3；每个载冷剂罐组1的体积为78*2=156m3。

Claims (5)

1.一种飞机极端温度测试用载冷***，其特征在于，包括用于提供载冷剂的载冷剂罐组（1），与所述载冷剂罐组（1）分别连通的一次降温区（2）和二次降温区（3）；
所述载冷剂罐组（1）包括第一载冷剂罐（11）和第二载冷剂罐（12），所述一次降温区（2）包括用于对外部输入空气进行降温的第一换热器（21）和第二换热器（22），所述二次降温区（3）包括用于对一次降温得到的干空气进行二次降温的第三换热器（31）；
所述第一载冷剂罐（11）通过第一管道（13）与所述第一换热器（21）和第二换热器（22）分别连接，所述第一管道（13）与第一换热器（21）的连接处设有第一阀门（131），第一管道（13）与第二换热器（22）的连接处设有第二阀门（132），第一换热器（21）和第二换热器（22）出口端通过第一导气管（23）与所述第三换热器（31）连接，所述第二载冷剂罐（12）通过第二管道（14）与第三换热器（31）连接，第三换热器（31）出口端设有第二导气管（32）；
所述第一换热器（21）和第二换热器（22）入口端设有用于输入外部空气的进气管（24），所述进气管（24）与第一换热器（21）的连接处设有第三阀门（241），进气管（24）与第二换热器（22）的连接处设有第四阀门（242），第一换热器（21）和第二换热器（22）底部末端设有第一载冷剂回流管（25），所述第三换热器（31）底部末端设有第二载冷剂回流管（33）；
所述第一载冷剂罐（11）和第二载冷剂罐（12）上下并排设置，第一载冷剂罐（11）和第二载冷剂罐（12）之间的载冷剂罐组（1）中部设有隔温板（15），第一载冷剂罐（11）和第二载冷剂罐（12）前端均设有用于输入载冷剂的输入管（16），载冷剂罐组（1）末端设有转轴（17），所述转轴（17）外部套设有与转轴（17）转动连接的暂存罐（4），所述暂存罐（4）内部中心对称设置有4组分流罐，分别为第一分流罐（41）、第二分流罐（42）、第三分流罐（43）、第四分流罐（44）；
所述第一载冷剂罐（11）末端连接所述第一分流罐（41），所述第二载冷剂罐（12）末端连接所述第二分流罐（42），4组分流罐前端均设有盖板（45），所述盖板（45）与所述暂存罐（4）前侧壁贴合密封，第一分流罐（41）和第二分流罐（42）的盖板（45）中心处设有开口（46），第一分流罐（41）背面设有第一支管（47），所述第一支管（47）末端分别与所述第三分流罐（43）和第一管道（13）连接，第一支管（47）末端与第三分流罐（43）连接处设有第六阀门（471），第一分流罐（41）内部设有第一温度传感器（411），所述第一温度传感器（411）与第一分流罐（41）外部设有的第一控制器（412）电性连接，所述第一控制器（412）用于控制所述第六阀门（471）的开闭，第二分流罐（42）背面设有第二支管（48），所述第二支管（48）末端分别与所述第四分流罐（44）和第二管道（14）连接，第二支管（48）末端与第四分流罐（44）连接处设有第七阀门（481），第二分流罐（42）内设有第二温度传感器（421），所述第二温度传感器（421）与第二分流罐（42）外部设有的第二控制器（422）电性连接，所述第二控制器（422）用于控制所述第七阀门（481）的开闭；
所述暂存罐（4）外侧壁设有齿槽（49），暂存罐（4）底部设有与所述齿槽（49）啮合转动连接的齿轮（51），所述齿轮（51）通过位于暂存罐（4）一侧的驱动电机（5）驱动转动，所述第二载冷剂罐（12）前端位于所述输入管（16）的上部设有推杆电机（6），所述推杆电机（6）的输出端贯穿第二载冷剂罐（12）后连接设有清洗板（7），所述清洗板（7）与第二载冷剂罐（12）内壁滑动连接，所述清洗板（7）上端中心处和下端中心处均设有滑块（71），所述滑块（71）与第二载冷剂罐（12）上、下内壁设有的滑槽（121）滑动连接，清洗板（7）中部转动设有转动板（72），所述转动板（72）前端沿其周向设有若干喷水口（73），转动板（72）后端设有蓄水盘（74），转动板（72）和所述蓄水盘（74）同步转动，蓄水盘（74）后端转动连接设有蒸汽管线（75），所述蒸汽管线（75）套设在所述输入管（16）内且蒸汽管线（75）可拆卸。
2.根据权利要求1所述的一种飞机极端温度测试用载冷***，其特征在于，所述第二换热器（22）末端设有与所述第一导气管（23）连接的第三导气管（26），所述第三导气管（26）上设有第五阀门（261）。
3.根据权利要求1所述的一种飞机极端温度测试用载冷***，其特征在于，所述清洗板（7）下方的滑块（71）两侧设有滚轮（76），清洗板（7）下方的滑块（71）与所述蓄水盘（74）相对一侧面设有凹槽（711），蓄水盘（74）外壁通过一组皮带（77）与位于所述凹槽（711）内的皮带轮（8）相互传动连接，所述滚轮（76）嵌设在所述滑槽（121）内部且能够在滑槽（121）内部滚动，两组所述滚轮（76）通过贯穿滑块（71）的连杆（78）连接并同步滚动，所述连杆（78）中部套设有螺纹连接块（79），所述螺纹连接块（79）上部螺纹转动连接有伞齿轮（81），所述伞齿轮（81）背面的连接轴（82）贯穿凹槽（711）后与所述皮带轮（8）中部连接。
4.根据权利要求1-3任意一项所述的一种飞机极端温度测试用载冷***的参数设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、湿空气处理：将湿空气通入进气管（24），通过第一换热器（21）进行降温，湿空气在降温过程中变为水蒸气和干空气，水蒸气质量为m水，干空气质量为m干；
S1-1、水蒸气处理：通过第一载冷剂罐（11）内的LM-8载冷剂提供冷量将水蒸气温度降为0℃，所需的冷量为Q1，随后水蒸气逐渐液化为水，液化过程所释放热量被低温的LM-8载冷剂吸收，所需的冷量为Q2，继续降低温度将水凝结成冰，凝结过程所放出来的热量同样被低温的LM-8载冷剂吸收，所需的冷量为Q3，并且LM-8载冷剂不断提供冷量进行热量交换，将冰的温度降至-25℃，所需的冷量为Q4；
S1-2、干空气处理：通过第一载冷剂罐（11）内的LM-8载冷剂提供冷量将使干空气温度降至-25℃，所需的冷量为Q5，得到-25℃的饱和空气，再将-25℃的饱和空气通过第一导气管（23）输入至第三换热器（31）；
S1-3、LM-8载冷剂体积流量计算：根据LM-8载冷剂出罐时的密度ρ0、比热C0、和出回罐的温差△T0计算所需LM-8载冷剂的体积流量V1：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
S2：二次降温处理：通过第二载冷剂罐（12）内的CH-90载冷剂提供冷量将-25℃的饱和空气在第三换热器（31）内降温至-55℃，所需的冷量为Q6；
S2-1、CH-90载冷剂体积流量计算：根据CH-90载冷剂出罐时的密度ρ1、比热C1、和出回罐的温差△T1计算所需CH-90载冷剂的体积流量V2：
Figure DEST_PATH_IMAGE004
S2-2、载冷剂总体积流量计算：根据LM-8载冷剂的体积流量V1、CH-90载冷剂的体积流量V2以及载冷剂罐组（1）的数量n计算载冷剂总体积流量，从而得出所需要的载冷剂罐组（1）容积大小V：
Figure DEST_PATH_IMAGE006
S3、载冷剂回收：将第一载冷剂回流管（25）和第二载冷剂回流管（33）流出的载冷剂回收处理后重复利用；
S4、清洗：通过蒸汽管线（75）向清洗板（7）通入热蒸汽对第二载冷剂罐（12）进行清洗，同时通过驱动电机（5）驱动暂存罐（4）使4组分流罐先后与第二载冷剂罐（12）末端对接以对4组分流罐进行清洗。
5.根据权利要求4所述的一种飞机极端温度测试用载冷***的参数设计方法，其特征在于，所述步骤S2-2中载冷剂罐组（1）的数量n为4或8。
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