CN113835454B - 一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法 - Google Patents

一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113835454B
CN113835454B CN202111432578.0A CN202111432578A CN113835454B CN 113835454 B CN113835454 B CN 113835454B CN 202111432578 A CN202111432578 A CN 202111432578A CN 113835454 B CN113835454 B CN 113835454B
Authority
CN
China
Prior art keywords
temperature
test
refrigerant
compressor
liquid
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202111432578.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113835454A (zh
Inventor
王彬文
强宝平
成竹
吴敬涛
刘海燕
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Original Assignee
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Aircraft Strength Research Institute filed Critical AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority to CN202111432578.0A priority Critical patent/CN113835454B/zh
Publication of CN113835454A publication Critical patent/CN113835454A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113835454B publication Critical patent/CN113835454B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D23/00—Control of temperature
    • G05D23/19—Control of temperature characterised by the use of electric means
    • G05D23/20—Control of temperature characterised by the use of electric means with sensing elements having variation of electric or magnetic properties with change of temperature
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Resistance To Weather, Investigating Materials By Mechanical Methods (AREA)

Abstract

本发明公开了一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，包括：一、启动试验飞机的发动机慢车运行；二、单独启用第一高温级调节子系统，对凸字形气候环境实验室内的试验环境温度进行降温，使试验区内的环境温度处于‑20℃～﹢50℃范围内；三、同时启用第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统，对凸字形气候环境实验室内的试验环境温度进行降温，使试验区内的环境温度处于‑30℃～‑5℃范围内；四、同时启用第一高温级调节子系统和复叠调节子系统，对凸字形气候环境实验室内的试验环境温度进行降温，使试验区内的环境温度处于‑55℃～‑15℃范围内。本发明适用于多种气候试验工况，提高了调节控制系统运行的自动化程度和集成度。

Description

一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法
技术领域
本发明属于飞机气候环境试验技术领域，具体涉及一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法。
背景技术
目前，凸字形气候环境实验室需要实现的温度范围为﹢74℃～-55℃，在﹢74℃～-55℃范围内，温度由高到低的过程均属于降温过程，在降温阶段和达到目标温度后的保温阶段都需要冷量供给。对于凸字形气候环境实验室，在降温和维持低温的过程中需求的冷量均来自于体量巨大的室内空气、地面及围护结构、试验件、室内热源和漏冷等。冷量的需求量取决于试验工况，试验工况不同制冷量需求不同，飞机气候试验的各种工况的制冷量需求均在1000kW～7000kW范围内，当进行太阳辐射试验、风吹雨试验、I类冷浸试验或I类瞬态降温过程试验时，凸字形气候环境实验室内的试验环境温度试验区的需求范围为-20℃～+50℃；当进行积冰/冻雨试验、II类冷浸试验或II类瞬态降温过程试验时，凸字形气候环境实验室内试验区的试验环境温度的需求范围为-30℃～-5℃；当进行降雪试验、III类冷浸试验或III类瞬态降温过程试验的试验时，凸字形气候环境实验室内试验区的试验环境温度的需求范围为-55℃～-15℃。而现有的环境温度调节控制方法能够适用的工况有限，不能满足飞机气候试验的多种气候试验工况的降温需求和制冷量需求，因此，应该提供一种能够适用于多种气候试验工况的飞机气候环境试验环境温度调节控制方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其设计合理，本发明能够实现LM-8载冷剂与二氯甲烷载冷剂两者间接制冷，能够满足凸字形气候环境实验室所有降温需求和低温试验需求，提高了整个调节控制系统运行的自动化程度和集成度，节约了整个调节控制系统的建设成本和运行成本，使用灵活性高，节能效果好，便于推广应用。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，所述调节控制方法采用的调节控制系统包括凸字形气候环境实验室和设置在所述凸字形气候环境实验室的试验区内的温度传感器，与所述温度传感器相连接的控制器和连接在所述控制器输出端的温度调节系统，所述温度调节系统包括高温级调节子系统和用于将试验温度由-25℃降低至-55℃的低温级调节子系统，所述高温级调节子系统包括两个结构相同的第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统，所述第二高温级调节子系统和所述低温级调节子系统形成一个复叠调节子系统，所述第一高温级调节子系统与所述第二高温级调节子系统共用同一个冷凝器，所述第一高温级调节子系统包括依次连接的第一压缩机、冷凝器、第一节流器和第一蒸发器，所述第一压缩机由第一电机驱动，所述第二高温级调节子系统包括首尾依次连接的第二压缩机、冷凝器、第二节流器和第二蒸发器，所述第二压缩机由第二电机驱动；所述第一压缩机的制冷剂和所述第二压缩机的制冷剂均为R507制冷剂，所述冷凝器的冷却介质为循环冷却水，所述第一蒸发器的载冷剂为LM-8载冷剂，所述第二蒸发器的载冷剂为二氯甲烷载冷剂；所述低温级调节子系统包括首尾依次连接的第三压缩机、冷凝蒸发器、第三节流器和第三蒸发器，所述第三压缩机由第三电机驱动；所述冷凝蒸发器的进液口与所述第二节流器的出口连接，所述冷凝蒸发器的出气口与所述第二压缩机的吸气口连接，所述冷凝蒸发器的出液口与所述第三节流器的进口连接，所述第三节流器的出口与所述第三蒸发器的进口连接，所述第三蒸发器的出气口与所述第三压缩机的吸气口连接；所述第三压缩机的制冷剂为R23制冷剂，所述冷凝蒸发器的冷却介质为R507制冷剂，所述第三蒸发器的载冷剂为二氯甲烷载冷剂，所述第一电机、第二电机和第三电机均由控制器控制，所述第一节流器、第二节流器和第三节流器均由控制器控制；其特征在于：该控制方法包括以下步骤：
步骤一、在试验区内布设温度传感器，并启动试验飞机的发动机慢车运行，随着试验飞机的发动机慢车运行，试验区内的环境温度持续升温至﹢74℃；
步骤二、单独启用所述第一高温级调节子系统，对凸字形气候环境实验室内的试验环境温度进行降温，使试验区内的环境温度处于-20℃～﹢50℃范围内，满足试验飞机进行太阳辐射试验、风吹雨试验、I类冷浸试验或I类瞬态降温过程试验的温度需求：
单独启用所述第一高温级调节子系统的工作过程为：由控制器控制第一电机和第一节流器同时工作，第一电机驱动所述第一压缩机工作，所述R507制冷剂在第一压缩机内被压缩为R507制冷剂高温高压气体，R507制冷剂高温高压气体通过第一压缩机的排气口排出并进入冷凝器，在冷凝器内，R507制冷剂高温高压气体被循环冷却水冷凝成R507制冷剂液体，之后，R507制冷剂液体通过冷凝器的出液口排出，R507制冷剂液体通过第一节流器流通至第一蒸发器内，R507制冷剂液体在第一蒸发器中与所述LM-8载冷剂进行热交换，R507制冷剂液体吸热蒸发后进入第一压缩机，进入下一个降温循环；
在所述第一高温级调节子系统的工作过程中，利用温度传感器对试验区内的环境温度进行实时检测，并将实时检测得到的试验环境温度传输至控制器，当温度传感器检测得到的试验环境温度等于太阳辐射试验温度设定值、风吹雨试验温度设定值、I类冷浸试验温度设定值或I类瞬态降温过程试验温度设定值时，控制器控制第一电机和第一节流器停止工作；
步骤三、同时启用第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统，对凸字形气候环境实验室内的试验环境温度进行降温，使试验区内的环境温度处于-30℃～-5℃范围内，满足试验飞机进行积冰/冻雨试验、II类冷浸试验或II类瞬态降温过程试验的温度需求：
由控制器控制第一电机、第一节流器、第二电机和第二节流器同时工作，第一电机驱动所述第一压缩机工作，第二电机驱动第二压缩机工作；
其中，所述第一高温级制冷子系统的工作过程与步骤二中所述第一高温级制冷子系统的工作过程完全相同；
所述第二高温级调节子系统的工作过程为：所述R507制冷剂在第二压缩机内被压缩为R507制冷剂高温高压气体，R507制冷剂高温高压气体通过第二压缩机的排气口排出并进入冷凝器，在冷凝器内，R507制冷剂高温高压气体被循环冷却水冷凝成R507制冷剂液体，之后，R507制冷剂液体通过冷凝器的出液口排出，R507制冷剂液体通过第二节流器流通至第二蒸发器内，R507制冷剂液体在第二蒸发器中与所述LM-8载冷剂进行热交换，R507制冷剂液体吸热蒸发后进入第二压缩机，进入下一个降温循环；
在第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统同时工作的过程中，利用温度传感器对试验区内的环境温度进行实时检测，并将实时检测得到的试验环境温度传输至控制器，当温度传感器检测得到的试验环境温度等于积冰/冻雨试验温度设定值、II类冷浸试验温度设定值或II类瞬态降温过程试验温度设定值时，控制器控制第一电机、第一节流器、第二电机和第二节流器均停止工作；
步骤四、同时启用第一高温级调节子系统和复叠调节子系统，对凸字形气候环境实验室内的试验环境温度进行降温，使试验区内的环境温度处于-55℃～-15℃范围内，满足对试验飞机进行降雪试验、III类冷浸试验或III类瞬态降温过程试验的温度需求：
由控制器控制第一电机、第一节流器、第二电机、第二节流器、第三电机和第三节流器同时工作，第一电机驱动所述第一压缩机工作，第二电机驱动第二压缩机工作，第三电机驱动第三压缩机工作；
其中，所述第一高温级调节子系统的工作过程与步骤二中所述第一高温级调节子系统的工作过程完全相同；
所述复叠调节子系统的工作过程为：所述R507制冷剂在第二压缩机被压缩为R507制冷剂高温高压气体，R507制冷剂高温高压气体通过第二压缩机的排气口排出并进入冷凝器，在冷凝器内，R507制冷剂高温高压气体被循环冷却水冷凝成R507制冷剂液体，之后，R507制冷剂液体通过冷凝器的出液口排出，并经过第二节流器流通至冷凝蒸发器内，此时，R507制冷剂为饱和气液两相状态，气相的R507制冷剂进入第二压缩机的吸气口，液相的R507制冷剂在冷凝蒸发器中与R23制冷剂进行热交换，液相的R507制冷剂吸热蒸发后进入第二压缩机的吸气口，进入下一个降温循环；
所述R23制冷剂在第三压缩机被压缩为R23制冷剂高温高压气体，R23制冷剂高温高压气体通过第三压缩机的排气口排出并进入冷凝蒸发器，在冷凝蒸发器内，R23制冷剂高温高压气体被R507制冷剂冷凝成R23制冷剂液体，之后，R23制冷剂液体通过冷凝蒸发器的出液口排出并进入第三节流器，经过第三节流器节流后流通至第三蒸发器内，此时，R23制冷剂为饱和气液两相状态，气相的R23制冷剂进入第三压缩机的吸气口，液相所述R23制冷剂在第三蒸发器中与所述二氯甲烷载冷剂进行热交换，液相所述R23制冷剂吸热蒸发后进入第三压缩机，进入下一个降温循环；
在第一高温级调节子系统和复叠调节子系统同时工作的过程中，利用温度传感器对试验区内的环境温度进行实时检测，并将实时检测得到的试验环境温度传输至控制器，当温度传感器检测得到的试验环境温度等于降雪试验温度设定值、III类冷浸试验温度设定值或III类瞬态降温过程试验温度设定值时，控制器控制第一电机、第一节流器、第二电机、第二节流器、第三电机和第三节流器均停止工作。
上述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：步骤二至步骤四中，所述I类冷浸试验的试验温度的取值范围为-20℃～0℃，所述II类冷浸试验的试验温度的取值范围为-30℃～-25℃，所述III类冷浸试验的试验温度的取值范围为-55℃～-35℃；所述I类瞬态降温过程试验的试验温度的取值范围为0℃～35℃，所述II类瞬态降温过程试验的试验温度的取值范围为-25℃～-10℃，所述III类瞬态降温过程试验的试验温度的取值范围为-55℃～-40℃。
上述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：步骤四中，在所述R23制冷剂液体流经所述第三节流器时，所述R23制冷剂液体的压力降低至0.852Mpa～0.177Mpa之间，温度降低至-35℃～-72℃之间。
上述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：步骤二、步骤三和步骤四中，当凸字形气候环境实验室内的试验温度需求为T时，凸字形气候环境实验室内的送风温度T1满足T1=T-∆t，所述LM-8载冷剂的温度T2满足T2=T-2∆t，所述R507制冷剂的最低蒸发温度T3满足T3=T-3∆t，其中，∆t为单级换热的温差，且∆t的取值范围为3℃～5℃。
上述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述冷凝器与所述第一节流器之间沿R507制冷剂液体流通方向依次设置有第四节流器和闪发式经济器。
上述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述第一压缩机的数量、所述第二压缩机的数量和所述冷凝器的数量均为两台，两台所述冷凝器的出液口通过连通管连通，相连通的两台所述冷凝器的出液口通过两个第一供液管分别与第一蒸发器的进液口和第二蒸发器的进液口相连通，所述第一蒸发器的出气口与所述第一压缩机之间以及所述第二蒸发器的出气口与所述第二压缩机之间均通过第一吸气管连通。
上述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述第三压缩机数量为三台，所述第三压缩机的输入功率为1000kW，所述冷凝蒸发器的进液口与所述冷凝器的出液口之间通过第二供液管连接，所述冷凝蒸发器的出气口与所述第二压缩机的吸气口之间通过第二吸气管连接。
上述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述冷凝蒸发器的出液口与所述第三节流器的进口之间通过第三供液管连接，所述第三供液管上设置有导液罐。
上述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述第三蒸发器的出气口与所述第三压缩机的吸气口之间通过第三吸气管连接，所述第三供液管上设置有回热器，所述第三吸气管和所述第三供液管共用同一个所述回热器，所述回热器位于所述导液罐与所述第三节流器之间。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、本发明通过设置第一高温级调节子系统、第二高温级调节子系统和低温级调节子系统，所述第二高温级调节子系统和所述低温级调节子系统形成一个复叠调节子系统，通过单独启用第一高温级调节子系统、或者同时启用第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统、或者同时启用第一高温级调节子系统和复叠调节子系统的方式，能够实现LM-8载冷剂与二氯甲烷载冷剂两者间接制冷，能够满足凸字形气候环境实验室所有降温需求和低温试验需求，便于在凸字形气候环境实验室中进行太阳辐射试验、风吹雨试验、积冰/冻雨试验、降雪试验、冷浸试验或瞬态降温过程试验，能够适用于多种气候试验工况。
2、本发明的第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统之间能够实现气相R507制冷剂与液相R507制冷剂之间的自动平衡与导通，在第一压缩机和第二压缩机任意组合使用时，即可以实现匹配运行，又不需要导液；在低制冷量需求情况下，不需要频繁启停第一压缩机或第二压缩机，提高了整个调节控制系统运行的自动化程度，使用寿命长。
3、本发明第二高温级调节子系统既可以实现独立制冷，又可作为复叠调节子系统的一部分，使得第二高温级调节子系统得到了充分利用，提高了整个调节控制系统的集成度，节约了整个调节控制系统的建设成本和运行成本，同时，也节省了建设用地。
4、本发明使用灵活性高，设计合理，节能效果好，便于推广应用。
综上所述，本发明能够实现LM-8载冷剂与二氯甲烷载冷剂两者间接制冷，能够满足凸字形气候环境实验室所有降温需求和低温试验需求，提高了整个调节控制系统运行的自动化程度和集成度，节约了整个调节控制系统的建设成本和运行成本，使用灵活性高，节能效果好，便于推广应用。
下面通过附图和实施例，对本发明做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明凸字形气候环境实验室、温度采集模块和试验飞机的位置关系示意图。
图2为本发明高温级调节子系统的结构示意图。
图3为本发明复叠调节子系统的结构示意图。
图4为本发明控制原理框图。
图5为本发明流程图。
附图标记说明:
1—第一压缩机； 2—第一油分离器； 3—冷凝器；
4—第一节流器； 5—闪发式经济器； 6—第一蒸发器；
7—第一排气管； 8—连通管； 9—第一供液管；
10—第一吸气管； 11—第二压缩机； 12—第二节流器；
13—第二蒸发器； 14—第三压缩机； 15—冷凝蒸发器；
16—第三节流器； 17—导液罐； 18—回热器；
19—第四节流器； 20—第三蒸发器； 21—第二油分离器；
22—第二排气管； 23—第二供液管； 24—第二吸气管；
25—第三供液管； 26—第三吸气管； 27—第一电机；
28—第二电机； 29—第三电机； 30—凸字形气候环境实验室；
31—试验飞机； 32—试验区； 33—温度传感器。
具体实施方式
如图1至图5所示的飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，所述调节控制方法采用的调节控制系统包括凸字形气候环境实验室30和设置在所述凸字形气候环境实验室30的试验区32内的温度传感器33，与所述温度传感器33相连接的控制器和连接在所述控制器输出端的温度调节系统，所述温度调节系统包括高温级调节子系统和用于将试验温度由-25℃降低至-55℃的低温级调节子系统，所述高温级调节子系统包括两个结构相同的第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统，所述第二高温级调节子系统和所述低温级调节子系统形成一个复叠调节子系统，所述第一高温级调节子系统与所述第二高温级调节子系统共用同一个冷凝器3，所述第一高温级调节子系统包括依次连接的第一压缩机1、冷凝器3、第一节流器4和第一蒸发器6，所述第一压缩机1由第一电机27驱动，所述第二高温级调节子系统包括首尾依次连接的第二压缩机11、冷凝器3、第二节流器12和第二蒸发器13，所述第二压缩机11由第二电机28驱动；所述第一压缩机1的制冷剂和所述第二压缩机11的制冷剂均为R507制冷剂，所述冷凝器3的冷却介质为循环冷却水，所述第一蒸发器6的载冷剂为LM-8载冷剂，所述第二蒸发器13的载冷剂为二氯甲烷载冷剂；所述低温级调节子系统包括首尾依次连接的第三压缩机14、冷凝蒸发器15、第三节流器16和第三蒸发器20，所述第三压缩机14由第三电机29驱动；所述冷凝蒸发器15的进液口与所述第二节流器12的出口连接，所述冷凝蒸发器15的出气口与所述第二压缩机11的吸气口连接，所述冷凝蒸发器15的出液口与所述第三节流器16的进口连接，所述第三节流器16的出口与所述第三蒸发器20的进液口连接，所述第三蒸发器20的出气口与所述第三压缩机14的吸气口连接；所述第三压缩机14的制冷剂为R23制冷剂，所述冷凝蒸发器15的冷却介质为R507制冷剂，所述第三蒸发器20的载冷剂为二氯甲烷载冷剂，所述第一电机27、第二电机28和第三电机29均由控制器控制，所述第一节流器4、第二节流器12和第三节流器16均由控制器控制；其特征在于：该控制方法包括以下步骤：
步骤一、在试验区32内布设温度传感器33，并启动试验飞机31的发动机慢车运行，随着试验飞机31的发动机慢车运行，试验区32内的环境温度持续升温至﹢74℃；
步骤二、单独启用所述第一高温级调节子系统，对凸字形气候环境实验室30内的试验环境温度进行降温，使试验区32内的环境温度处于-20℃～﹢50℃范围内，满足试验飞机31进行太阳辐射试验、风吹雨试验、I类冷浸试验或I类瞬态降温过程试验的温度需求：
单独启用所述第一高温级调节子系统的工作过程为：由控制器控制第一电机27和第一节流器4同时工作，第一电机27驱动所述第一压缩机1工作，所述R507制冷剂在第一压缩机1内被压缩为R507制冷剂高温高压气体，R507制冷剂高温高压气体通过第一压缩机1的排气口排出并进入冷凝器3，在冷凝器3内，R507制冷剂高温高压气体被循环冷却水冷凝成R507制冷剂液体，之后，R507制冷剂液体通过冷凝器3的出液口排出，R507制冷剂液体通过第一节流器4流通至第一蒸发器6内，R507制冷剂液体在第一蒸发器6中与所述LM-8载冷剂进行热交换，R507制冷剂液体吸热蒸发后进入第一压缩机1，进入下一个降温循环；
在所述第一高温级调节子系统的工作过程中，利用温度传感器33对试验区32内的环境温度进行实时检测，并将实时检测得到的试验环境温度传输至控制器，当温度传感器33检测得到的试验环境温度等于太阳辐射试验温度设定值、风吹雨试验温度设定值、I类冷浸试验温度设定值或I类瞬态降温过程试验温度设定值时，控制器控制第一电机27和第一节流器4停止工作；
步骤三、同时启用第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统，对凸字形气候环境实验室30内的试验环境温度进行降温，使试验区32内的环境温度处于-30℃～-5℃范围内，满足试验飞机31进行积冰/冻雨试验、II类冷浸试验或II类瞬态降温过程试验的温度需求：
由控制器控制第一电机27、第一节流器4、第二电机28和第二节流器12同时工作，第一电机27驱动所述第一压缩机1工作，第二电机28驱动第二压缩机11工作；
其中，所述第一高温级制冷子系统的工作过程与步骤二中所述第一高温级制冷子系统的工作过程完全相同；
所述第二高温级调节子系统的工作过程为：所述R507制冷剂在第二压缩机11内被压缩为R507制冷剂高温高压气体，R507制冷剂高温高压气体通过第二压缩机11的排气口排出并进入冷凝器3，在冷凝器3内，R507制冷剂高温高压气体被循环冷却水冷凝成R507制冷剂液体，之后，R507制冷剂液体通过冷凝器3的出液口排出，R507制冷剂液体通过第二节流器12流通至第二蒸发器13内，R507制冷剂液体在第二蒸发器13中与所述LM-8载冷剂进行热交换，R507制冷剂液体吸热蒸发后进入第二压缩机11，进入下一个降温循环；
在第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统同时工作的过程中，利用温度传感器33对试验区32内的环境温度进行实时检测，并将实时检测得到的试验环境温度传输至控制器，当温度传感器33检测得到的试验环境温度等于积冰/冻雨试验温度设定值、II类冷浸试验温度设定值或II类瞬态降温过程试验温度设定值时，控制器控制第一电机27、第一节流器4、第二电机28和第二节流器12均停止工作；
步骤四、同时启用第一高温级调节子系统和复叠调节子系统，对凸字形气候环境实验室30内的试验环境温度进行降温，使试验区32内的环境温度处于-55℃～-15℃范围内，满足对试验飞机31进行降雪试验、III类冷浸试验或III类瞬态降温过程试验的温度需求：
由控制器控制第一电机27、第一节流器4、第二电机28、第二节流器12、第三电机29和第三节流器16同时工作，第一电机27驱动所述第一压缩机1工作，第二电机28驱动第二压缩机11工作，第三电机29驱动第三压缩机14工作；
其中，所述第一高温级调节子系统的工作过程与步骤二中所述第一高温级调节子系统的工作过程完全相同；
所述复叠调节子系统的工作过程为：所述R507制冷剂在第二压缩机11被压缩为R507制冷剂高温高压气体，R507制冷剂高温高压气体通过第二压缩机11的排气口排出并进入冷凝器3，在冷凝器3内，R507制冷剂高温高压气体被循环冷却水冷凝成R507制冷剂液体，之后，R507制冷剂液体通过冷凝器3的出液口排出，并经过第二节流器12流通至冷凝蒸发器15内，此时，R507制冷剂为饱和气液两相状态，气相的R507制冷剂进入第二压缩机11的吸气口，液相的R507制冷剂在冷凝蒸发器15中与R23制冷剂进行热交换，液相的R507制冷剂吸热蒸发后进入第二压缩机11的吸气口，进入下一个降温循环；
所述R23制冷剂在第三压缩机14被压缩为R23制冷剂高温高压气体，R23制冷剂高温高压气体通过第三压缩机14的排气口排出并进入冷凝蒸发器15，在冷凝蒸发器15内，R23制冷剂高温高压气体被R507制冷剂冷凝成R23制冷剂液体，之后，R23制冷剂液体通过冷凝蒸发器15的出液口排出并进入第三节流器16，经过第三节流器16节流后流通至第三蒸发器20内，此时，R23制冷剂为饱和气液两相状态，气相的R23制冷剂进入第三压缩机14的吸气口，液相所述R23制冷剂在第三蒸发器20中与所述二氯甲烷载冷剂进行热交换，液相所述R23制冷剂吸热蒸发后进入第三压缩机14，进入下一个降温循环；
在第一高温级调节子系统和复叠调节子系统同时工作的过程中，利用温度传感器33对试验区32内的环境温度进行实时检测，并将实时检测得到的试验环境温度传输至控制器，当温度传感器33检测得到的试验环境温度等于降雪试验温度设定值、III类冷浸试验温度设定值或III类瞬态降温过程试验温度设定值时，控制器控制第一电机27、第一节流器4、第二电机28、第二节流器12、第三电机29和第三节流器16均停止工作。
本实施例中，通过设置第一高温级调节子系统、第二高温级调节子系统和低温级调节子系统，所述第二高温级调节子系统和所述低温级调节子系统形成一个复叠调节子系统，通过单独启用第一高温级调节子系统、或者同时启用第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统、或者同时启用第一高温级调节子系统和复叠调节子系统的方式，能够实现LM-8载冷剂与二氯甲烷载冷剂两者间接制冷，能够满足凸字形气候环境实验室所有降温需求和低温试验需求，便于在凸字形气候环境实验室中进行太阳辐射试验、风吹雨试验、积冰/冻雨试验、降雪试验、冷浸试验或瞬态降温过程试验，能够适用于多种气候试验工况，使用灵活性高，节能效果好，便于推广应用。
如图2所示，本实施例中，第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统之间能够实现气相R507制冷剂与液相R507制冷剂之间的自动平衡与导通，在第一压缩机1和第二压缩机11任意组合使用时，即可以实现匹配运行，又不需要导液；在低制冷量需求情况下，不需要频繁启停第一压缩机1或第二压缩机11，提高了整个调节控制系统运行的自动化程度，使用寿命长。
如图3所示，本实施例中，第二高温级调节子系统既可以实现独立制冷，又可作为复叠调节子系统的一部分，使得第二高温级调节子系统得到了充分利用，提高了整个调节控制系统的集成度，节约了整个调节控制系统的建设成本和运行成本，同时，也节省了建设用地。
实际使用时，为了维持凸字形气候环境实验室30内正压，需要向凸字形气候环境实验室30内补充新风，步骤四中，利用第一高温级调节子系统能够对补充至室内的新风进行降温，即由第一高温级调节子系统对LM-8载冷剂进行制冷，低温的LM-8载冷剂能够将新风的温度能够降到-25℃，能够降低复叠调节子系统的制冷负担，降低了整个调节控制系统的能量消耗。
本实施例中，步骤二至步骤四中，所述I类冷浸试验的试验温度的取值范围为-20℃～0℃，所述II类冷浸试验的试验温度的取值范围为-30℃～-25℃，所述III类冷浸试验的试验温度的取值范围为-55℃～-35℃；所述I类瞬态降温过程试验的试验温度的取值范围为0℃～35℃，所述II类瞬态降温过程试验的试验温度的取值范围为-25℃～-10℃，所述III类瞬态降温过程试验的试验温度的取值范围为-55℃～-40℃。
本实施例中，步骤二、步骤三和步骤四中，当凸字形气候环境实验室30内的试验温度需求为T时，凸字形气候环境实验室30内的送风温度T1满足T1=T-∆t，所述LM-8载冷剂的温度T2满足T2=T-2∆t，所述R507制冷剂的最低蒸发温度T3满足T3=T-3∆t，其中，∆t为单级换热的温差，且∆t的取值范围为3℃～5℃。
本实施例中，步骤四中，在所述R23制冷剂液体流经所述第三节流器16时，所述R23制冷剂液体的压力降低至0.852Mpa～0.177Mpa之间，温度降低至-35℃～-72℃之间。
如图2所示，本实施例中，所述冷凝器3与所述第一节流器4之间沿R507制冷剂液体流通方向依次设置有第四节流器19和闪发式经济器5。
本实施例中，通过在冷凝器3与第一节流器4之间设置第四节流器19和闪发式经济器5，实际使用时，当R507制冷剂液体通过第四节流器19流通至闪发式经济器5内时，此时，R507制冷剂液体为饱和气液两相状态，气相的R507制冷剂返回至所述第一压缩机1的吸气口，液相的R507制冷剂在通过第一节流器4或第二节流器12分别流通至第一蒸发器6或第二蒸发器13内。
如图2所示，所述第一压缩机1的数量、所述第二压缩机11的数量和所述冷凝器3的数量均为两台，两台所述冷凝器3的出液口通过连通管8连通，相连通的两台所述冷凝器3的出液口通过两个第一供液管9分别与第一蒸发器6的进液口和第二蒸发器13的进液口相连通，所述第一蒸发器6的出气口与所述第一压缩机1之间以及所述第二蒸发器13的出气口与所述第二压缩机11之间均通过第一吸气管10连通。
本实施例中，所述第一压缩机1的输入功率和所述第二压缩机11的输入功率均为1300kW。
本实施例中，所述第一压缩机1与所述冷凝器3之间以及所述第二压缩机11与所述冷凝器3之间均设置有第一油分离器2，所述第一油分离器2的出气口与所述冷凝器3的进气口之间通过第一排气管7相连通。
实际使用时，步骤二中，当太阳辐射试验温度设定值为49℃，制冷量需求为5204kW时，只需要投用一台第一压缩机1；当太阳辐射试验温度设定值为28℃，制冷量需求为5184kW时，需要投用两台第一压缩机1；
当风吹雨试验温度设定值为20℃，制冷量需求为7363kW时，需要投用两台第一压缩机1；
当I类冷浸试验温度设定值为0℃且制冷量需求为1665kW、I类冷浸试验温度设定值为-5℃且制冷量需求为1614kW或者I类冷浸试验温度设定值为-10℃且制冷量需求为1564kW时，均只需要投用一台第一压缩机1；
当I类冷浸试验温度设定值为-15℃且制冷量需求为1514kW、I类冷浸试验温度设定值为-18℃且制冷量需求为1486kW或者I类冷浸试验温度设定值为-20℃且制冷量需求为1379kW时，均需要投用两台第一压缩机1；
当I类瞬态降温过程试验温度设定值为0℃且制冷量需求为4326kW或者I类瞬态降温过程试验温度设定值为35℃且制冷量需求为3238kW时，均只需要投用一台第一压缩机1。
实际使用时，步骤三中，当积冰/冻雨试验温度设定值为-5℃且制冷量需求为6147kW或者积冰/冻雨试验温度设定值为-10℃且制冷量需求为6368kW时，均需要同时投用两台第一压缩机1和两台第二压缩机11；
当II类冷浸试验温度设定值为-25℃且制冷量需求为1397kW或者积冰/冻雨试验温度设定值为-30℃且制冷量需求为1512kW时，均需要投用一台第一压缩机1和两台第二压缩机11；
当II类瞬态降温过程试验温度设定值为-10℃且制冷量需求为4112kW时，需要投用两台第一压缩机1和一台第二压缩机11；
当II类瞬态降温过程试验温度设定值为-25℃且制冷量需求为3951kW时，需要投用两台第一压缩机1和两台第二压缩机11。
如图3所示，本实施例中，所述第三压缩机14数量为三台，所述第三压缩机14的输入功率为1000kW，所述冷凝蒸发器15的进液口与所述冷凝器3的出液口之间通过第二供液管23连接，所述冷凝蒸发器15的出气口与所述第二压缩机11的吸气口之间通过第二吸气管24连接。
本实施例中，所述第三压缩机14与所述冷凝蒸发器15之间设置有第二油分离器21，所述第二油分离器21的出气口与所述冷凝蒸发器15的进气口之间通过第二排气管22相连通。
实际使用时，步骤三中，当降雪试验温度设定值为-18℃且制冷量需求为5955kW或者降雪试验温度设定值为-25℃且制冷量需求为6103kW时，需要投用两台第一压缩机1、两台第二压缩机11和两台第三压缩机14；
当III类冷浸试验温度设定值为-35℃且制冷量需求为1623kW或者III类冷浸试验温度设定值为-40℃且制冷量需求为1735kW时，需要投用一台第一压缩机1、一台第二压缩机11和一台第三压缩机14；
当III类冷浸试验温度设定值为-45℃且制冷量需求为1846kW或者III类冷浸试验温度设定值为-50℃且制冷量需求为1958kW时，需要投用一台第一压缩机1、一台第二压缩机11和两台第三压缩机14；
当III类冷浸试验温度设定值为-55℃且制冷量需求为2156kW时，需要投用一台第一压缩机1、两台第二压缩机11和三台第三压缩机14；
当III类瞬态降温过程试验温度设定值为-40℃且制冷量需求为4250kW或者III类瞬态降温过程试验温度设定值为-55℃且制冷量需求为3135kW时，需要投用一台第一压缩机1、两台第二压缩机11和三台第三压缩机14。
如图3所示，本实施例中，所述冷凝蒸发器15的出液口与所述第三节流器16的进口之间通过第三供液管25连接，所述第三供液管25上设置有导液罐17。
本实施例中，通过在第三供液管25上设置导液罐17，实际使用是，R23制冷剂液体通过冷凝蒸发器15的出液口排出后，先进入导液罐17，在导液罐17内，能够实现气液分离，能够避免气相的R23制冷剂进入第三节流器16内。
如图3所示，本实施例中，所述第三蒸发器20的出气口与所述第三压缩机14的吸气口之间通过第三吸气管26连接，所述第三供液管（25）上设置有回热器（18），所述第三吸气管26和所述第三供液管25共用同一个所述回热器18，所述回热器18位于所述导液罐17与所述第三节流器16之间。
本实施例中，通过设置回热器18，回热器18同时布设在第三供液管25和第三吸气管26上，且回热器18位于导液罐17与第三节流器16之间，实际使用时，在第三供液管25管路上，液相的R23制冷剂流经导液罐17之后，进入回热器18内，经过回热器18之后再进入第三节流器16；在第三吸气管26管路上，吸热蒸发后的所述R23制冷剂先经过回热器18，再进入第三压缩机14；利用回热器18能够保证第三压缩机14的压缩温度，能够防止进入第三压缩机14内的R23制冷剂的压力和温度过低。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (9)

1.一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，所述调节控制方法采用的调节控制系统包括凸字形气候环境实验室（30）和设置在所述凸字形气候环境实验室（30）的试验区（32）内的温度传感器（33），与所述温度传感器（33）相连接的控制器和连接在所述控制器输出端的温度调节系统，所述温度调节系统包括高温级调节子系统和用于将试验温度由-25℃降低至-55℃的低温级调节子系统，所述高温级调节子系统包括两个结构相同的第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统，所述第二高温级调节子系统和所述低温级调节子系统形成一个复叠调节子系统，所述第一高温级调节子系统与所述第二高温级调节子系统共用同一个冷凝器（3），所述第一高温级调节子系统包括依次连接的第一压缩机（1）、冷凝器（3）、第一节流器（4）和第一蒸发器（6），所述第一压缩机（1）由第一电机（27）驱动，所述第二高温级调节子系统包括首尾依次连接的第二压缩机（11）、冷凝器（3）、第二节流器（12）和第二蒸发器（13），所述第二压缩机（11）由第二电机（28）驱动；所述第一压缩机（1）的制冷剂和所述第二压缩机（11）的制冷剂均为R507制冷剂，所述冷凝器（3）的冷却介质为循环冷却水，所述第一蒸发器（6）的载冷剂为LM-8载冷剂，所述第二蒸发器（13）的载冷剂为二氯甲烷载冷剂；所述低温级调节子系统包括首尾依次连接的第三压缩机（14）、冷凝蒸发器（15）、第三节流器（16）和第三蒸发器（20），所述第三压缩机（14）由第三电机（29）驱动；所述冷凝蒸发器（15）的进液口与所述第二节流器（12）的出口连接，所述冷凝蒸发器（15）的出气口与所述第二压缩机（11）的吸气口连接，所述冷凝蒸发器（15）的出液口与所述第三节流器（16）的进口连接，所述第三节流器（16）的出口与所述第三蒸发器（20）的进液口连接，所述第三蒸发器（20）的出气口与所述第三压缩机（14）的吸气口连接；所述第三压缩机（14）的制冷剂为R23制冷剂，所述冷凝蒸发器（15）的冷却介质为R507制冷剂，所述第三蒸发器（20）的载冷剂为二氯甲烷载冷剂，所述第一电机（27）、第二电机（28）和第三电机（29）均由控制器控制，所述第一节流器（4）、第二节流器（12）和第三节流器（16）均由控制器控制；其特征在于：该控制方法包括以下步骤：
步骤一、在试验区（32）内布设温度传感器（33），并启动试验飞机（31）的发动机慢车运行，随着试验飞机（31）的发动机慢车运行，试验区（32）内的环境温度持续升温至﹢74℃；
步骤二、单独启用所述第一高温级调节子系统，对凸字形气候环境实验室（30）内的试验环境温度进行降温，使试验区（32）内的环境温度处于-20℃～﹢50℃范围内，满足试验飞机（31）进行太阳辐射试验、风吹雨试验、I类冷浸试验或I类瞬态降温过程试验的温度需求：
单独启用所述第一高温级调节子系统的工作过程为：由控制器控制第一电机（27）和第一节流器（4）同时工作，第一电机（27）驱动所述第一压缩机（1）工作，所述R507制冷剂在第一压缩机（1）内被压缩为R507制冷剂高温高压气体，R507制冷剂高温高压气体通过第一压缩机（1）的排气口排出并进入冷凝器（3），在冷凝器（3）内，R507制冷剂高温高压气体被循环冷却水冷凝成R507制冷剂液体，之后，R507制冷剂液体通过冷凝器（3）的出液口排出，R507制冷剂液体通过第一节流器（4）流通至第一蒸发器（6）内，R507制冷剂液体在第一蒸发器（6）中与所述LM-8载冷剂进行热交换，R507制冷剂液体吸热蒸发后进入第一压缩机（1），进入下一个降温循环；
在所述第一高温级调节子系统的工作过程中，利用温度传感器（33）对试验区（32）内的环境温度进行实时检测，并将实时检测得到的试验环境温度传输至控制器，当温度传感器（33）检测得到的试验环境温度等于太阳辐射试验温度设定值、风吹雨试验温度设定值、I类冷浸试验温度设定值或I类瞬态降温过程试验温度设定值时，控制器控制第一电机（27）和第一节流器（4）停止工作；
步骤三、同时启用第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统，对凸字形气候环境实验室（30）内的试验环境温度进行降温，使试验区（32）内的环境温度处于-30℃～-5℃范围内，满足试验飞机（31）进行积冰/冻雨试验、II类冷浸试验或II类瞬态降温过程试验的温度需求：
由控制器控制第一电机（27）、第一节流器（4）、第二电机（28）和第二节流器（12）同时工作，第一电机（27）驱动所述第一压缩机（1）工作，第二电机（28）驱动第二压缩机（11）工作；
其中，所述第一高温级制冷子系统的工作过程与步骤二中所述第一高温级制冷子系统的工作过程完全相同；
所述第二高温级调节子系统的工作过程为：所述R507制冷剂在第二压缩机（11）内被压缩为R507制冷剂高温高压气体，R507制冷剂高温高压气体通过第二压缩机（11）的排气口排出并进入冷凝器（3），在冷凝器（3）内，R507制冷剂高温高压气体被循环冷却水冷凝成R507制冷剂液体，之后，R507制冷剂液体通过冷凝器（3）的出液口排出，R507制冷剂液体通过第二节流器（12）流通至第二蒸发器（13）内，R507制冷剂液体在第二蒸发器（13）中与所述LM-8载冷剂进行热交换，R507制冷剂液体吸热蒸发后进入第二压缩机（11），进入下一个降温循环；
在第一高温级调节子系统和第二高温级调节子系统同时工作的过程中，利用温度传感器（33）对试验区（32）内的环境温度进行实时检测，并将实时检测得到的试验环境温度传输至控制器，当温度传感器（33）检测得到的试验环境温度等于积冰/冻雨试验温度设定值、II类冷浸试验温度设定值或II类瞬态降温过程试验温度设定值时，控制器控制第一电机（27）、第一节流器（4）、第二电机（28）和第二节流器（12）均停止工作；
步骤四、同时启用第一高温级调节子系统和复叠调节子系统，对凸字形气候环境实验室（30）内的试验环境温度进行降温，使试验区（32）内的环境温度处于-55℃～-15℃范围内，满足对试验飞机（31）进行降雪试验、III类冷浸试验或III类瞬态降温过程试验的温度需求：
由控制器控制第一电机（27）、第一节流器（4）、第二电机（28）、第二节流器（12）、第三电机（29）和第三节流器（16）同时工作，第一电机（27）驱动所述第一压缩机（1）工作，第二电机（28）驱动第二压缩机（11）工作，第三电机（29）驱动第三压缩机（14）工作；
其中，所述第一高温级调节子系统的工作过程与步骤二中所述第一高温级调节子系统的工作过程完全相同；
所述复叠调节子系统的工作过程为：所述R507制冷剂在第二压缩机（11）被压缩为R507制冷剂高温高压气体，R507制冷剂高温高压气体通过第二压缩机（11）的排气口排出并进入冷凝器（3），在冷凝器（3）内，R507制冷剂高温高压气体被循环冷却水冷凝成R507制冷剂液体，之后，R507制冷剂液体通过冷凝器（3）的出液口排出，并经过第二节流器（12）流通至冷凝蒸发器（15）内，此时，R507制冷剂为饱和气液两相状态，气相的R507制冷剂进入第二压缩机（11）的吸气口，液相的R507制冷剂在冷凝蒸发器（15）中与R23制冷剂进行热交换，液相的R507制冷剂吸热蒸发后进入第二压缩机（11）的吸气口，进入下一个降温循环；
所述R23制冷剂在第三压缩机（14）被压缩为R23制冷剂高温高压气体，R23制冷剂高温高压气体通过第三压缩机（14）的排气口排出并进入冷凝蒸发器（15），在冷凝蒸发器（15）内，R23制冷剂高温高压气体被R507制冷剂冷凝成R23制冷剂液体，之后，R23制冷剂液体通过冷凝蒸发器（15）的出液口排出并进入第三节流器（16），经过第三节流器（16）节流后流通至第三蒸发器（20）内，此时，R23制冷剂为饱和气液两相状态，气相的R23制冷剂进入第三压缩机（14）的吸气口，液相所述R23制冷剂在第三蒸发器（20）中与所述二氯甲烷载冷剂进行热交换，液相所述R23制冷剂吸热蒸发后进入第三压缩机（14），进入下一个降温循环；
在第一高温级调节子系统和复叠调节子系统同时工作的过程中，利用温度传感器（33）对试验区（32）内的环境温度进行实时检测，并将实时检测得到的试验环境温度传输至控制器，当温度传感器（33）检测得到的试验环境温度等于降雪试验温度设定值、III类冷浸试验温度设定值或III类瞬态降温过程试验温度设定值时，控制器控制第一电机（27）、第一节流器（4）、第二电机（28）、第二节流器（12）、第三电机（29）和第三节流器（16）均停止工作。
2.按照权利要求1所述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：步骤二至步骤四中，所述I类冷浸试验的试验温度的取值范围为-20℃～0℃，所述II类冷浸试验的试验温度的取值范围为-30℃～-25℃，所述III类冷浸试验的试验温度的取值范围为-55℃～-35℃；所述I类瞬态降温过程试验的试验温度的取值范围为0℃～35℃，所述II类瞬态降温过程试验的试验温度的取值范围为-25℃～-10℃，所述III类瞬态降温过程试验的试验温度的取值范围为-55℃～-40℃。
3.按照权利要求1所述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：步骤四中，在所述R23制冷剂液体流经所述第三节流器（16）时，所述R23制冷剂液体的压力降低至0.852Mpa～0.177Mpa之间，温度降低至-35℃～-72℃之间。
4.按照权利要求1所述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：步骤二、步骤三和步骤四中，当凸字形气候环境实验室（30）内的试验温度需求为T时，凸字形气候环境实验室（30）内的送风温度T1满足T1=T-∆t，所述LM-8载冷剂的温度T2满足T2=T-2∆t，所述R507制冷剂的最低蒸发温度T3满足T3=T-3∆t，其中，∆t为单级换热的温差，且∆t的取值范围为3℃～5℃。
5.按照权利要求1所述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述冷凝器（3）与所述第一节流器（4）之间沿R507制冷剂液体流通方向依次设置有第四节流器（19）和闪发式经济器（5）。
6.按照权利要求1所述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述第一压缩机（1）的数量、所述第二压缩机（11）的数量和所述冷凝器（3）的数量均为两台，两台所述冷凝器（3）的出液口通过连通管（8）连通，相连通的两台所述冷凝器（3）的出液口通过两个第一供液管（9）分别与第一蒸发器（6）的进液口和第二蒸发器（13）的进液口相连通，所述第一蒸发器（6）的出气口与所述第一压缩机（1）之间以及所述第二蒸发器（13）的出气口与所述第二压缩机（11）之间均通过第一吸气管（10）连通。
7.按照权利要求1所述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述第三压缩机（14）数量为三台，所述第三压缩机（14）的输入功率为1000kW，所述冷凝蒸发器（15）的进液口与所述冷凝器（3）的出液口之间通过第二供液管（23）连接，所述冷凝蒸发器（15）的出气口与所述第二压缩机（11）的吸气口之间通过第二吸气管（24）连接。
8.按照权利要求1所述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述冷凝蒸发器（15）的出液口与所述第三节流器（16）的进口之间通过第三供液管（25）连接，所述第三供液管（25）上设置有导液罐（17）。
9.按照权利要求8所述的一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法，其特征在于：所述第三蒸发器（20）的出气口与所述第三压缩机（14）的吸气口之间通过第三吸气管（26）连接，所述第三供液管（25）上设置有回热器（18），所述第三吸气管（26）和所述第三供液管（25）共用同一个所述回热器（18），所述回热器（18）位于所述导液罐（17）与所述第三节流器（16）之间。
CN202111432578.0A 2021-11-29 2021-11-29 一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法 Active CN113835454B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111432578.0A CN113835454B (zh) 2021-11-29 2021-11-29 一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111432578.0A CN113835454B (zh) 2021-11-29 2021-11-29 一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113835454A CN113835454A (zh) 2021-12-24
CN113835454B true CN113835454B (zh) 2022-02-08

Family

ID=78971890

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111432578.0A Active CN113835454B (zh) 2021-11-29 2021-11-29 一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113835454B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114048697B (zh) * 2021-12-31 2022-04-15 中国飞机强度研究所 一种飞机试验气流组织设计方法
CN114720166B (zh) * 2022-03-17 2024-04-16 西北工业大学 一种民用机载设备的综合温度试验方法
CN114486265B (zh) * 2022-04-01 2022-06-24 中国飞机强度研究所 一种飞机极端温度测试用载冷系统及其参数设计方法
CN115859867B (zh) * 2023-02-27 2023-05-30 中国飞机强度研究所 一种飞机测试用实验室制冷系统制冷剂充注量计算方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1077029A (zh) * 1992-04-02 1993-10-06 上海制冷设备厂 节能型高低温试验设备
JP2007240105A (ja) * 2006-03-10 2007-09-20 Espec Corp 環境試験装置及びその運転方法
CN201983514U (zh) * 2011-02-17 2011-09-21 中国人民解放军63956部队 冷启动试验环境舱
CN105571968A (zh) * 2015-12-13 2016-05-11 中国飞机强度研究所 一种联合加载试验装置
CN106642779A (zh) * 2016-09-28 2017-05-10 东南大学 一种用于实验室的高精度温湿度控制制冷系统及其方法
CN109701670A (zh) * 2019-02-01 2019-05-03 北京库蓝科技有限公司 可程控式精密人工气候箱
CN112984850A (zh) * 2021-03-23 2021-06-18 上海理工大学 一种节能高低温环境试验箱制冷系统
WO2021150722A1 (en) * 2020-01-21 2021-07-29 Top Product Innovations Method to reduce both vocs and co2 in living and working spaces

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2006067810A1 (en) * 2004-12-20 2006-06-29 Angelantoni Industrie Spa Energy-saving climatic test chamber and method of operation
CN203561102U (zh) * 2013-09-24 2014-04-23 广州赛宝仪器设备有限公司 高低温环境试验制冷系统、高低温环境试验装置
CN113680400A (zh) * 2021-08-16 2021-11-23 中国飞机强度研究所 一种液氮蒸发制冷大流量全新风空气补偿系统

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1077029A (zh) * 1992-04-02 1993-10-06 上海制冷设备厂 节能型高低温试验设备
JP2007240105A (ja) * 2006-03-10 2007-09-20 Espec Corp 環境試験装置及びその運転方法
CN201983514U (zh) * 2011-02-17 2011-09-21 中国人民解放军63956部队 冷启动试验环境舱
CN105571968A (zh) * 2015-12-13 2016-05-11 中国飞机强度研究所 一种联合加载试验装置
CN106642779A (zh) * 2016-09-28 2017-05-10 东南大学 一种用于实验室的高精度温湿度控制制冷系统及其方法
CN109701670A (zh) * 2019-02-01 2019-05-03 北京库蓝科技有限公司 可程控式精密人工气候箱
WO2021150722A1 (en) * 2020-01-21 2021-07-29 Top Product Innovations Method to reduce both vocs and co2 in living and working spaces
CN112984850A (zh) * 2021-03-23 2021-06-18 上海理工大学 一种节能高低温环境试验箱制冷系统

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Designation and Simulation of Environment Laboratory Temperature Control System Based on Adaptive Fuzzy PID;X. Wu, et al.;《2018 IEEE 3rd Advanced Information Technology, Electronic and Automation Control Conference (IAEAC)》;20181217;第583-587页 *
Effects of climate on the solar-powered R1234ze/CO2 cascade cycle for space cooling;Hao Li et al.;《Renewable Energy》;20200630;第153卷;第870-883页 *
大型气候实验室高低温模拟系统关键技术研究;刘海燕 等;《装备环境工程》;20181125;第15卷(第11期);第79-84页 *
大型综合气候实验室基础环境模拟系统设计;马建军 等;《装备环境工程》;20200625;第17卷(第6期);第24-33页 *
环境模拟舱复叠制冷系统及管路设计与分析;邱彪 等;《低温与超导》;20170228;第45卷(第2期);第11-15页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113835454A (zh) 2021-12-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113835454B (zh) 一种飞机气候环境试验环境温度调节控制方法
CN105910315B (zh) 一种复合型机房空调系统的控制方法
CN108088012A (zh) 一种变频热管复合型机房空调系统及其控制方法
CN108006870A (zh) 一种气泵复合型机房空调系统及其控制方法
CN109028413A (zh) 一种组合多源一体化的多联式机组及其控制方法
CN112503791B (zh) 基于双蒸发温度的直膨式温湿分控空调系统及其控制方法
CN207849624U (zh) 一种气泵复合型机房空调系统
CN113835453B (zh) 一种多工况飞机气候环境试验温度调节控制系统
CN205425322U (zh) 一种多源热管节能系统
CN220601671U (zh) 一种带自然冷却功能的水冷一体式冷水机组
CN113446764A (zh) 一种用于严寒地区植物舱的温湿度独立控制系统
CN210861760U (zh) 一种自然冷却制冷系统
CN205373127U (zh) 一种双温制冷及制热系统
CN207849623U (zh) 一种变频热管复合型机房空调系统
CN115143658B (zh) 一种双工况冷水机组及其控制方法
CN114377740B (zh) 一种长期低温运行的设备的温度耦合控制系统
CN215529686U (zh) 一种冷水型冷站系统
CN214757525U (zh) 一种可全年利用自然冷源的数据中心空调系统
CN115638574A (zh) 一种氟泵多联制冷系统及其控制方法
CN211625785U (zh) 一种蒸发冷却型复合空调系统
CN115342490A (zh) 余热回收空调控制方法、以及余热回收空调
CN115773546A (zh) 一种蒸发冷却热管空调
CN219494437U (zh) 冰箱
CN117006560B (zh) 一种带自然冷却功能的水冷一体式冷水机组及控制方法
CN220701095U (zh) 一种低环境温度用轨交车辆空调机组

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant