CN111141069A - 航空航天零部件测试用制冷加热控温系统 - Google Patents
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Abstract
本发明是航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其结构包括压缩机、套管冷凝器、干燥过滤器、过冷器、中间换热器、气液分离器及包括蒸发器、加热管和循环风机的循环风系统。本发明的优点：结构紧凑、合理，操作与使用方便，可以提供高压、高速、大风量的循环风控温系统；在低负荷运行时节能优势非常明显；一个小功率风机即可满足风压的需求，同时也最大限度的减少化霜次数，提高测试的效率；缩短化霜时间，同时避免出现化霜后的温升；化霜均匀，高效节能；具有高温快速制冷的功能；可采用多点运算加无模型自建树算法，专门针对大滞后系统控温，使滞后目标值的温度能恒温的控制在±0.5℃以内，而且不出现上下频发波动。
Description
技术领域
本发明涉及的是航空航天零部件测试用制冷加热控温系统。
背景技术
飞机在飞行过程中的稳定性是至关重要的，所以对于关键零部件的测试条件也是非常苛刻的，通常需要模拟出飞机在飞行过程中的实际状况来进行测试，也就是对空气的压力、流量、温度、流动速度都有非常高的要求。循环风机的流量和压力是成反比的，要满足较高的压力，就需要牺牲一部分流量，要同时满足流量和压力就需要配套功率非常大的电机，导致能耗高不节能、成本高、体积过于庞大，且电机功率越大、发热量越高，而这部分的热量会被循环空气带走，导致循环空气温度不断上升，要使温度下降必须加大制冷机组的制冷量，同样会出现高能耗、高成本、大体积的问题，同时若制冷机组过大，在控温精度要求较高时很难实现，需要配套多个制冷系统才能实现控温精度的要求。
循环空气在低温运行时，难以避免蒸发器结霜问题，蒸发器结霜会导致制冷效率变低，如果化霜不及时或不彻底，还会有压缩机液击的风险。一般在循环风系统中，补充的新鲜空气越多、化霜周期越短、化霜越频繁，无论采用何种方式进行化霜，在化霜过程中，对测试都会有影响，最好的方式就是减少化霜次数。
发明内容
本发明提出的是航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其目的旨在克服现有技术存在的上述不足，实现高可靠性和高能效比，为用户节省前期投入和后期维护成本。
本发明的技术解决方案：航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其结构包括压缩机、套管冷凝器、干燥过滤器、过冷器、中间换热器、气液分离器及包括蒸发器、加热管和循环风机的循环风系统，其中压缩机通过管道分别连接油分离器的顶部和底部，油分离器顶部通过管道连接套管冷凝器，套管冷凝器通过管道连接干燥过滤器，套管冷凝器底部分别连接冷却水进管和带流量开关的冷却水出管，干燥过滤器通过管道连接过冷器第一通路，过冷器第一通路通过管道连接气液分离器顶部，气液分离器顶部通过管道连接中间换热器第一通路，中间换热器第一通路通过带A膨胀阀的管道连接蒸发器，蒸发器通过管道连接中间换热器第二通路，中间换热器第二通路通过管道连接过冷器第二通路，过冷器第二通路通过管道连接压缩机，气液分离器底部通过带B膨胀阀的管道连接蒸发器与中间换热器第二通路之间的管道，循环风系统底部和顶部分别连接循环风入管和带外循环电动通风蝶阀的循环风出管，循环风入管上设补气口，油分离器和套管冷凝器之间管道与中间换热器第一通路和蒸发器之间管道之间连接有带化霜电磁阀和铜球阀的管道，A膨胀阀两侧管道之间连接有带高温降温电磁阀和铜球阀的管道。
优选的，还包括缓冲罐，缓冲罐通过带角阀和卸荷阀的管道连接过冷器与干燥过滤器之间管道，缓冲罐通过带角阀和节流毛细管的管道连接过冷器和压缩机之间管道。
优选的，所述的过冷器和压缩机之间管道上设充油低压表，压缩机和油分离器之间管道上设充油高压表，过冷器和压缩机之间管道与压缩机和油分离器之间管道都连接高低压控制器。
优选的，所述的循环风出管、循环风入管和循环风系统上都设有温度传感器。
优选的，所述的中间换热器和高温降温电磁阀之间管道与中间换热器第二通路和蒸发器之间管道之间连接有带冷量调节电磁阀和铜球阀的管道。
优选的，所述的加热管为U型光管，加热管连接三相调压器和机械式温度保护开关。
优选的，所述的循环风入管和外循环电动通风蝶阀与循环风系统之间管道之间连接有带内循环电动通风蝶阀的管道。
本发明的优点：1)结构紧凑、合理，操作与使用方便，可以提供高压、高速、大风量的循环风控温系统；
2)增加了能量调节功能，在低负荷运行时节能优势非常明显；
3)采用全封闭循环风系统，通过循环管道上预留的补气口，向系统内补气打压，一个小功率风机即可满足风压的需求，同时也最大限度的减少化霜次数，提高测试的效率；
4)增加了内部循环通道，通过电动通风蝶阀的开关，实现内循环和外循环的切换，缩短化霜时间，同时避免出现化霜后的温升；
5)采用热气融霜的方式，化霜均匀，高效节能；
6)具有高温快速制冷的功能；
7)可采用多点运算加无模型自建树算法，专门针对大滞后系统控温，使滞后目标值的温度能恒温的控制在±0.5℃以内，而且不出现上下频发波动。
附图说明
图1是本发明航空航天零部件测试用制冷加热控温系统的结构示意图。
图中的1是压缩机、2是套管冷凝器、3是干燥过滤器、4是过冷器、5是中间换热器、51是A膨胀阀、52是高温降温电磁阀、53是冷量调节电磁阀、6是气液分离器、7是B膨胀阀、8是蒸发器、9是加热管、10是缓冲罐、101是卸荷阀、102是节流毛细管、11是油分离器、12是循环风机、13是外循环电动通风蝶阀、14是内循环电动通风蝶阀、15是化霜电磁阀、16是补气口。
具体实施方式
下面结合实施例和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图1所示，航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其结构包括压缩机1、套管冷凝器2、干燥过滤器3、过冷器4、中间换热器5、气液分离器6及包括蒸发器8、加热管9和循环风机12的循环风系统，其中压缩机1通过管道分别连接油分离器11的顶部和底部，油分离器11顶部通过管道连接套管冷凝器2，套管冷凝器2通过管道连接干燥过滤器3，套管冷凝器2底部分别连接冷却水进管和带流量开关的冷却水出管，干燥过滤器3通过管道连接过冷器4第一通路，过冷器4第一通路通过管道连接气液分离器6顶部，气液分离器6顶部通过管道连接中间换热器5第一通路，中间换热器5第一通路通过带A膨胀阀51的管道连接蒸发器8，蒸发器8通过管道连接中间换热器5第二通路，中间换热器5第二通路通过管道连接过冷器4第二通路，过冷器4第二通路通过管道连接压缩机1，气液分离器6底部通过带B膨胀阀7的管道连接蒸发器8与中间换热器5第二通路之间的管道，循环风系统底部和顶部分别连接循环风入管和带外循环电动通风蝶阀13的循环风出管，循环风入管上设补气口16，油分离器11和套管冷凝器2之间管道与中间换热器5第一通路和蒸发器8之间管道之间连接有带化霜电磁阀15和铜球阀的管道，A膨胀阀51两侧管道之间连接有带高温降温电磁阀52和铜球阀的管道。
所述的航空航天零部件测试用制冷加热控温系统还包括缓冲罐10，缓冲罐10通过带角阀和卸荷阀101的管道连接过冷器4与干燥过滤器3之间管道，缓冲罐10通过带角阀和节流毛细管102的管道连接过冷器4和压缩机1之间管道。
所述的过冷器4和压缩机1之间管道上设充油低压表，压缩机1和油分离器11之间管道上设充油高压表，过冷器4和压缩机1之间管道与压缩机1和油分离器11之间管道都连接高低压控制器。
所述的循环风出管、循环风入管和循环风系统上都设有温度传感器。
制冷模式，由于需要实现一个较低的蒸发温度，制冷系统采用自复叠形式，充注两种及以上的不同沸点的制冷剂到系统内，压缩机1运行，将气态制冷剂压缩为高温高压的气态制冷剂，经过油分离器11将制冷剂蒸汽中携带的冷冻油分离出来，通过回油管回到压缩机1中，然后经过套管冷凝器2后，高沸点的制冷剂被冷凝成高压液态制冷剂，低沸点的制冷剂仍然以气态形式存在，气液两相的混合制冷剂经过干燥过滤器3将杂质和水份过滤掉，然后进入过冷器4，过冷器4的作用是提高回气温度，同时使即将进入中间换热器5的高沸点液态制冷剂一定的过冷度，从而获得较低的蒸发温度，过冷后的混合气液两相制冷剂经过制冷系统上的气液分离器6进行分离，气态制冷剂从上部出来，进入中间换热器5，液态制冷剂由于重力作用，从底部分离出来，经过B膨胀阀7节流后，进入中间换热器5蒸发吸热，将低沸点的气态低温级制冷剂冷凝成液态，低温液态制冷剂通过B膨胀阀7节流降压，最终进入到蒸发器8内，完成低温制冷。当从高温直接制冷时，高温降温电磁阀52打开，和主路同时向蒸发器8内供液，当温度降至某一设定值，高温降温电磁阀52关闭。由于低温级的制冷剂压力比较高，制冷系统内配有缓冲罐10和卸荷阀101，当压力超过卸荷阀101开启压力时，制冷系统从过冷器4前将高压气态的低温级制冷释放到缓冲罐10内，保证系统的安全性，进入到缓冲罐10的高压气体经过节流毛细管102减压后，连接到压缩机1的回气管上，补充压缩机1的吸气量，提高设备的制冷能力。
所述的中间换热器5和高温降温电磁阀52之间管道与中间换热器5第二通路和蒸发器8之间管道之间连接有带冷量调节电磁阀53和铜球阀的管道。
节能模式，即在低负载工况下运行时，客户端对制冷量的需求减小，此时想保持温度的恒定，就需要增加电加热的输出功率来对抗这部分的冷量，虽然温度能控制住，但压缩机1和电热管9都处在较高的工作功率下，非常不节能。本系统增加了冷量调节电磁阀53，在低负载的情况下，该电磁阀打开，从A膨胀阀51前旁通一部分制冷剂到蒸发器8出口，目的是减少蒸发器8的供液量，从而降低循环风系统的制冷量。
所述的加热管9为U型光管，加热管9连接三相调压器和机械式温度保护开关。
加热模式，加热管9采用U型光管置于储液罐内，根据设定的温度值，通过三相调压器，调节加热功率的输出比例，配有机械式温度保护开关，有效的防止加热管干烧。
所述的循环风入管和外循环电动通风蝶阀13与循环风系统之间管道之间连接有带内循环电动通风蝶阀14的管道。
化霜模式，当检测到需要进入化霜模式时，循环风机12关闭，同时关闭外循环管道上的外循环电动通风蝶阀13，打开内循环管道上的内循环电动通风蝶阀14，随后化霜电磁阀15打开，蒸发器8开始化霜，化霜结束后，化霜电磁阀15关闭，循环风机12打开，通过检测内循环风的温度，待温度降至与外循环管道空气一致后，打开外循环电动通风蝶阀13，关闭内循环电动通风蝶阀14。
以上所述各部件均为现有技术，本领域技术人员可使用任意可实现其对应功能的型号和现有设计。
以上所述的仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
Claims (7)
1.航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其特征包括压缩机(1)、套管冷凝器(2)、干燥过滤器(3)、过冷器(4)、中间换热器(5)、气液分离器(6)及包括蒸发器(8)、加热管(9)和循环风机(12)的循环风系统，其中压缩机(1)通过管道分别连接油分离器(11)的顶部和底部，油分离器(11)顶部通过管道连接套管冷凝器(2)，套管冷凝器(2)通过管道连接干燥过滤器(3)，套管冷凝器(2)底部分别连接冷却水进管和带流量开关的冷却水出管，干燥过滤器(3)通过管道连接过冷器(4)第一通路，过冷器(4)第一通路通过管道连接气液分离器(6)顶部，气液分离器(6)顶部通过管道连接中间换热器(5)第一通路，中间换热器(5)第一通路通过带A膨胀阀(51)的管道连接蒸发器(8)，蒸发器(8)通过管道连接中间换热器(5)第二通路，中间换热器(5)第二通路通过管道连接过冷器(4)第二通路，过冷器(4)第二通路通过管道连接压缩机(1)，气液分离器(6)底部通过带B膨胀阀(7)的管道连接蒸发器(8)与中间换热器(5)第二通路之间的管道，循环风系统底部和顶部分别连接循环风入管和带外循环电动通风蝶阀(13)的循环风出管，循环风入管上设补气口(16)，油分离器(11)和套管冷凝器(2)之间管道与中间换热器(5)第一通路和蒸发器(8)之间管道之间连接有带化霜电磁阀(15)和铜球阀的管道，A膨胀阀(51)两侧管道之间连接有带高温降温电磁阀(52)和铜球阀的管道。
2.如权利要求1所述的航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其特征是还包括缓冲罐(10)，缓冲罐(10)通过带角阀和卸荷阀(101)的管道连接过冷器(4)与干燥过滤器(3)之间管道，缓冲罐(10)通过带角阀和节流毛细管(102)的管道连接过冷器(4)和压缩机(1)之间管道。
3.如权利要求1所述的航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其特征是所述的过冷器(4)和压缩机(1)之间管道上设充油低压表，压缩机(1)和油分离器(11)之间管道上设充油高压表，过冷器(4)和压缩机(1)之间管道与压缩机(1)和油分离器(11)之间管道都连接高低压控制器。
4.如权利要求1所述的航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其特征是所述的循环风出管、循环风入管和循环风系统上都设有温度传感器。
5.如权利要求1所述的航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其特征是所述的中间换热器(5)和高温降温电磁阀(52)之间管道与中间换热器(5)第二通路和蒸发器(8)之间管道之间连接有带冷量调节电磁阀(53)和铜球阀的管道。
6.如权利要求1所述的航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其特征是所述的加热管(9)为U型光管，加热管(9)连接三相调压器和机械式温度保护开关。
7.如权利要求1所述的航空航天零部件测试用制冷加热控温系统，其特征是所述的循环风入管和外循环电动通风蝶阀(13)与循环风系统之间管道之间连接有带内循环电动通风蝶阀(14)的管道。
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