CN114719539A - 一种应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本申请属于高超声速飞机设计技术领域，为一种应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法，液态的冷却介质通过冷却介质输送系统输送至密封绝热的机库内，对机库内的飞机进行冷却，通过压力调节系统获取机库内压力，冷却介质进入气液两相状态吸热并过热，过热后的冷却介质继续在机库内持续进行热交换带走机库内的热量，温度调节系统实时监测机库内的温度，在达到饱和压力后，控制排气阀排气，在到达设定温度后，各系统停止工作，完成对飞机的预冷；在不增加飞机本身质量的前提下增加飞机的可用热沉，且该方案与飞机设计过程中复杂的热管理方法相比，实施难度小，有助于改善高超声速飞机运行时的热沉缺口问题，具有良好的工程应用前景。

Description

一种应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法
技术领域
本申请属于高超声速飞机设计技术领域，特别涉及一种应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法。
背景技术
随着日益增加的外部军事威胁，为了提升国家空中作战实力，对突防和生存能力强的高超声速飞机的需求越来越迫切。
而飞机的极高飞行速度导致了来流的异常高温，对飞机的冷却能力带来了巨大的挑战，严重威胁着飞机的飞行安全。
目前高超声速飞机所用热沉主要来自于本身携带的低温燃油，通过再生冷却的方式带走飞机内高温壁面或舱室内的巨大热量。再生冷却技术是将飞机携带的低温燃油作为冷却介质，流经高温壁面后达到燃烧室进口进行燃烧，此种冷却方式虽然有较好的冷却效果，但是由于燃油重量的严格限制以及燃油高温结焦裂解等问题在一定程度上严重制约着再生冷却产生的热沉量。而且随着飞行速度的提升，空气来流滞止温度急剧升高，大量的气动热对飞机机体进行加温，使得飞机对热沉的需求变得更为突出和迫切。高超声速飞机面临的热沉缺口的问题严重制约着飞机的安全运行。
因此，如何提高高超声速飞机的热沉是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法，以解决现有技术中的对飞机的冷却量难以满足飞机越来越快的速度导致的降温需求，导致飞机机体温度较高、热沉较少的问题。
本申请的技术方案是：一种应用于高超声飞机的机体预冷系统，包括机库、冷却介质输送系统、温度调节系统和压力调节系统；所述机库内设置所需冷却飞机，所述机库在工作时处于封闭隔热状态；所述冷却介质输送系统与机库内部连通，所述冷却介质输送系统内部存储有冷却介质，并能够将冷却介质输送至机库内；所述温度调节系统实时监测冷却介质输送系统和机库内的温度，在机库内的温度达到设定温度时，控制冷却介质输送系统停止工作；所述压力调节系统实时监测冷却介质输送系统和机库内的压力，在冷却介质输送系统和机库内的压力超过设定值时，对冷却介质输送系统和机库进行卸压。
优选地，所述冷却介质输送系统包括贮存罐、流量调节阀、雾化喷嘴阵列和运输管道，所述雾化喷嘴阵列设于机库内，所述运输管道一端与贮存罐相连、另一端与雾化喷嘴阵列相连，所述流量调节阀设于运输管道的中部；所述贮存罐上设有旁路管道，所述旁路管道上设有旁路阀门和增压气化器。
优选地，所述温度调节系统包括上位机、系统控制器、运输管道温度传感器和机库温度传感器；所述运输管道温度传感器设于运输管道上，所述机库温度传感器设于机库上，所述系统控制器与运输管道温度传感器、机库温度传感器和流量调节阀电连接，所述上位机与系统控制器电连接。
优选地，所述压力调节系统包括上位机、系统控制器、运输管道压力传感器、机库压力传感器、排气阀和安全阀；所述运输管道压力传感器设于运输管道上，所述机库压力传感器设于机库上，所述安全阀设于贮存罐上，所述系统控制器与运输管道压力传感器、机库压力传感器、排气阀和安全阀电连接，所述上位机与系统控制器电连接。
优选地，所述运输管道的外部包裹有运输管道保温层。
优选地，所述贮存罐的外部包裹有贮存罐保温层。
优选地，所述冷却介质为液氮。
作为一种具体实施方式，一种应用于高超声飞机的机体预冷方法，包括：液态的冷却介质通过冷却介质输送系统输送至密封绝热的机库内，对机库内的飞机进行冷却，通过压力调节系统获取机库内压力，冷却介质进入气液两相状态吸热并过热，过热后的冷却介质继续在机库内持续进行热交换带走机库内的热量，温度调节系统实时监测机库内的温度，在达到饱和压力后，控制排气阀排气，在到达设定温度后，各系统停止工作，完成对飞机的预冷。
优选地，机库温度传感器实时采集机库内的温度信号，并将温度信号传输至系统控制器，系统控制器实时接收机库和运输管道内的温度信号，并发送至上位机，上位机内设定多个时间节点，每个时间节点处设定有所需达到的设定温度，多个设定温度从前至后依次增大，每到达一个时间节点，将采集的温度信号与该时间节点的设定温度进行一次判断，判断机库内温度超过一设定值时，系统控制器控制流量调节阀增大冷却介质流量；判断机库内的温度低于一设定值时，系统控制器控制流量调节阀减少冷却介质流量。
优选地，所述压力调节系统的调节方法为：机库压力传感器实时采集机库内的压力信号，运输管道压力传感器实时采集运输管道内的压力信号，并将压力信号传输至系统控制器和上位机，上位机实时接收机库和运输管道内的压力信号，判断机库或运输管道内的压力超过安全限定值时，控制排气阀增大排气速率。
本申请的一种应用于高超声飞机的机体预冷系统，液态的冷却介质通过冷却介质输送系统输送至密封绝热的机库内，对机库内的飞机进行冷却，通过压力调节系统获取机库内压力，冷却介质进入气液两相状态吸热并过热，过热后的冷却介质继续在机库内持续进行热交换带走机库内的热量，温度调节系统实时监测机库内的温度，在达到饱和压力后，控制排气阀排气，在到达设定温度后，各系统停止工作，完成对飞机的预冷；飞机表面温度较低，能够有效提升飞机时间，在不增加飞机本身质量的前提下增加飞机的可用热沉，且该方案与飞机设计过程中复杂的热管理方法相比，实施难度小，有助于改善高超声速飞机运行时的热沉缺口问题，具有良好的工程应用前景。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体结构示意图。
1、冷却介质充注阀；2、贮存罐；3、旁路阀门；4、增压气化器；5、安全阀；6、贮存罐保温层；7、运输管道保温层；8、流量调节阀；9、雾化喷嘴阵列；10、上位机；11、系统控制器；12、贮存罐压力传感器；13、运输管道压力传感器；14、机库压力传感器；15、运输管道温度传感器；16、机库温度传感器；17、排气阀；18、飞机；19、机库；20、运输管道。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种应用于高超声飞机的机体预冷系统，该方案通过预先喷淋冷却介质对飞机18机体进行冷却，从而在不付出质量代价的前提下显著增大飞机18的可用热沉。
如图1所示，包括机库19、冷却介质输送系统、温度调节系统和压力调节系统。
机库19内设置所需冷却飞机18，机库19在工作时处于封闭和隔热状态，机库19上设有排气阀17，高超声飞机18为巡航速度马赫数5以上的飞机18。
冷却介质输送系统与机库19内部连通，冷却介质输送系统内部存储有冷却介质，并能够将冷却介质输送至机库19内；温度调节系统实时监测冷却介质输送系统和机库19内的温度，在机库19内的温度达到设定温度时，控制冷却介质输送系统停止工作；压力调节系统实时监测冷却介质输送系统和机库19内的压力，在冷却介质输送系统和机库19内的压力超过设定值时，对冷却介质输送系统和机库19进行卸压。
根据不同的机型，设定温度的范围为-50℃～-48℃。
进行预冷时，将飞机18停放在机库19内并封严，启动冷却介质输送系统，将冷却介质输送至机库19内，对飞机18进行冷却，飞机18的温度持续降低，随着冷却的进行，机库19内的冷却介质逐渐增多，密封状态下的机库19内部压力也就逐渐增大，通过压力调节系统监测到达饱和压力时，冷却介质输送系统停止工作，打开机库19上的排气阀17，排出部分冷却介质，减少压力；通过压力调节系统监测到机库19到达某一设定值时，冷却介质输送系统重新工作，关闭排气阀17，冷却介质再次对飞机18进行冷却，直至再次到达饱和压力，如此反复，直至通过温度调节系统监测到飞机18预冷值设定温度，则所有系统停止工作，预冷完成。
飞机18在预冷完成后停放在机库19内，直至需要工作时取出，这样飞机18表面温度较低，能够有效提升飞机18时间，在不增加飞机18本身质量的前提下增加飞机18的可用热沉，且该方案与飞机18设计过程中复杂的热管理方法相比，实施难度小，有助于改善高超声速飞机18运行时的热沉缺口问题，具有良好的工程应用前景。
通过在排气阀17处设计尺寸较大的管道，或者设置多组排气阀17，能够保证机库19内的冷却介质在流通时，有足够的流通能力。当然也可以采用其它的方式保证流通能力，在此不再赘述。
优选地，冷却介质为液氮，常压下液氮温度为-196℃，考虑到与机库19环境的换热，以冷却介质气液两相的平衡温度稳态调控至-50℃为例，相比于常温条件(20℃)，飞机18机体(质量按5t计，比热容按铝合金880J/kg/K计)的温降可以达到70℃。
根据热量计算公式:
Q＝cpmΔT
可得飞机增加的热沉量为Q＝880×5000×70＝3.08×108J，通过风洞试验得知该飞机在巡航设计点表面平均热流量q为102kW/m2，飞机表面积A通过模型测量约为22.76m2，同时考虑机载设备产热功率p为200kW，飞机可增加的工作时间通过计算公式得到，公式如下：
Figure BDA0003641110260000061
通过公式计算得出预冷增加的热沉量可使得飞机工作时间t提升122s以上。
优选地，冷却介质输送系统为一个非闭环的系统，包括贮存罐2、流量调节阀8、雾化喷嘴阵列9和运输管道20。在机库19的顶部和底部对称安装6个雾化喷嘴，运输管道20一端与贮存罐2相连、另一端与雾化喷嘴阵列9相连，流量调节阀8设于运输管道20的中部。
贮存罐2上设有旁路管道，旁路管道上设有旁路阀门3和增压气化器4。旁路阀门3能够开启或封闭旁路管道，开启旁路管道时，增加气化器工作，对贮存罐2进行增压，将贮存罐2内的冷却介质输送至运输管道20内；关闭旁路管道时，冷却介质输送系统停止工作。
通过控制流量调节阀8能够调节运输管道20内冷却介质的流速，不同的流速下机库19内温度的下降速率不同。贮存罐2上设有冷却介质充注阀1，能够向贮存罐2内充注冷却介质。
贮存罐2内的冷却介质处于液态，贮存罐2的外部包裹有贮存罐保温层6，保证贮存罐2内的温度保持不变；冷却介质进入到运输管道20内之后仍处于液态，运输管道20的外部均包裹有运输管道保温层7，保证运输管道20内的温度保持不变；冷却介质通过运输管道20进入到机库19内，初步预冷时处于气液两相状态并逐渐过热，过热后的冷却介质继续在机库19内进行热交换带走热量，降低密闭绝热机库19内的温度到设定值，从而降低飞机18机体的温度，随着预冷的进行，变成完全的气态，压力也逐渐增大，气态下的机库19内压力大于气液两相状态。
优选地，温度调节系统和压力调节系统共用同一上位机10和系统控制器11。系统控制器11与上位机10通过信号线连接，系统控制器11用于所有传感器信号的接入和上位机10信号的输出。上位机10用于对各传感器的信号进行处理，并用于控制各个阀的通断和流量调节阀8的流量控制。
温度调节系统还包括运输管道温度传感器15和机库温度传感器16；运输管道温度传感器15设于运输管道20上，机库温度传感器16设于机库19上，系统控制器11与运输管道温度传感器15、机库温度传感器16和流量调节阀8电连接，上位机10与系统控制器11电连接。
运输管道温度传感器15用于在运输管道20温度过低时向上位机10发出信号，控制冷却介质输送系统工作，防止运输管道20的外表面结冰，对运输管道20起到保护作用。
压力调节系统还包括运输管道压力传感器13、机库压力传感器14和安全阀5；运输管道压力传感器13设于运输管道20上，机库压力传感器14设于机库19上，安全阀5设于贮存罐2上，系统控制器11与运输管道压力传感器13、机库压力传感器14、排气阀17和安全阀5电连接，上位机10与系统控制器11电连接。
贮存罐2上还设有贮存罐压力传感器12，贮存罐压力传感器12与系统控制器11电连接，用于实时采集机库19内的压力，在贮存罐2压力过大时通过安全阀5及时泄压，对贮存罐2起到保护作用。
若预冷完成后，飞机18暂时未使用，可以间歇性地继续向机库19内输送冷却介质，进行保温，这样在飞机18使用时仍能够达到所需的使用需求。
虽然机库19处于隔热状态，但无法完全隔热，仍然会与外界存在一定量的热交换，并且温度越低时热交换量越大，因此运输管道20采用相同的流量持续对机库19进行冷却时，由于热交换的存在，会导致冷却的效率越来越低，机库19内的温度下降越来越慢。
为了保证较高的预冷效率，通过机库温度传感器16实时监测机库19的温度，并每隔一定时间增大一次运输管道20的流量，来保证预冷的效率。
更进一步地，在上位机10内设置时间节点，每隔时间节点处设定机库19需要达到的温度，在该时间节点比较机库温度传感器16反馈的温度数据与设定的温度值，若反馈的温度未达到设定的温度，则控制流量调节阀8增大冷却介质流量，以能够达到预期的预冷效率。
作为一种具体实施方式，一种应用于高超声飞机的机体预冷方法，包括：液态的冷却介质通过冷却介质输送系统输送至密封绝热的机库19内，对机库19内的飞机18进行冷却，通过压力调节系统获取机库19内压力，冷却介质进入气液两相状态吸热并过热，过热后的冷却介质继续在机库19内持续进行热交换带走机库19内的热量，温度调节系统实时监测机库19内的温度，在达到饱和压力后，控制排气阀17排气，在到达设定温度后，各系统停止工作，完成对飞机18的预冷。通过冷却介质输送系统、压力调节系统和温度调节系统的相互配合，能够高效稳定地完成对飞机18的预冷。
优选地，温度调节系统的调节方法为：机库温度传感器16实时采集机库19内的温度信号，并将温度信号传输至系统控制器11，系统控制器11实时接收机库19和运输管道20内的温度信号，并发送至上位机10，上位机10内设定多个时间节点，每个时间节点处设定有所需达到的设定温度，多个设定温度从前至后依次增大，每到达一个时间节点，将采集的温度信号与该时间节点的设定温度进行一次判断，判断机库19内温度超过一设定值时，系统控制器11控制流量调节阀8增大冷却介质流量；判断机库19内的温度低于一设定值时，系统控制器11控制流量调节阀8减少冷却介质流量。这样能够有效地保证机库19在与外界产生少量热交换的前提下，仍能够实现对飞机18高效的预冷。
优选地，压力调节系统的调节方法为：机库压力传感器14实时采集机库19内的压力信号，并将压力信号传输至系统控制器11和上位机10，上位机10实时接收机库19内的压力信号，判断机库19内的压力超过安全限定值、也即是压力饱和值时，控制冷却介质输送系统停止工作，排气阀17进行排气；当机库19内的压力低于一设定值时，控制排气阀17关闭，冷却介质输送系统重新工作。通过对机库19重新进行预冷和排气的工作，能够实现非闭环系统下的飞机18的高效预冷。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种应用于高超声飞机的机体预冷系统，其特征在于：包括机库(19)、冷却介质输送系统、温度调节系统和压力调节系统；
所述机库(19)内设置所需冷却飞机(18)，所述机库(19)在工作时处于封闭隔热状态；
所述冷却介质输送系统与机库(19)内部连通，所述冷却介质输送系统内部存储有冷却介质，并能够将冷却介质输送至机库(19)内；所述温度调节系统实时监测冷却介质输送系统和机库(19)内的温度，在机库(19)内的温度达到设定温度时，控制冷却介质输送系统停止工作；所述压力调节系统实时监测冷却介质输送系统和机库(19)内的压力，在冷却介质输送系统和机库(19)内的压力超过设定值时，对冷却介质输送系统和机库(19)进行卸压。
2.如权利要求1所述的应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法，其特征在于：所述冷却介质输送系统包括贮存罐(2)、流量调节阀(8)、雾化喷嘴阵列(9)和运输管道(20)，所述雾化喷嘴阵列(9)设于机库(19)内，所述运输管道(20)一端与贮存罐(2)相连、另一端与雾化喷嘴阵列(9)相连，所述流量调节阀(8)设于运输管道(20)的中部；
所述贮存罐(2)上设有旁路管道，所述旁路管道上设有旁路阀门(3)和增压气化器(4)。
3.如权利要求2所述的应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法，其特征在于：所述温度调节系统包括上位机(10)、系统控制器(11)、运输管道温度传感器(15)和机库温度传感器(16)；所述运输管道温度传感器(15)设于运输管道(20)上，所述机库温度传感器(16)设于机库(19)上，所述系统控制器(11)与运输管道温度传感器(15)、机库温度传感器(16)和流量调节阀(8)电连接，所述上位机(10)与系统控制器(11)电连接。
4.如权利要求2所述的应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法，其特征在于：所述压力调节系统包括上位机(10)、系统控制器(11)、运输管道压力传感器(13)、机库压力传感器(14)、排气阀(17)和安全阀(5)；所述运输管道压力传感器(13)设于运输管道(20)上，所述机库压力传感器(14)设于机库(19)上，所述安全阀(5)设于贮存罐(2)上，所述系统控制器(11)与运输管道压力传感器(13)、机库压力传感器(14)、排气阀(17)和安全阀(5)电连接，所述上位机(10)与系统控制器(11)电连接。
5.如权利要求2所述的应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法，其特征在于：所述运输管道(20)的外部包裹有运输管道保温层(7)。
6.如权利要求2所述的应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法，其特征在于：所述贮存罐(2)的外部包裹有贮存罐保温层(6)。
7.如权利要求1所述的应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法，其特征在于：所述冷却介质为液氮。
8.一种应用于高超声飞机的机体预冷方法，其特征在于，包括：液态的冷却介质通过冷却介质输送系统输送至密封绝热的机库(19)内，对机库(19)内的飞机(18)进行冷却，通过压力调节系统获取机库(19)内压力，冷却介质进入气液两相状态吸热并过热，过热后的冷却介质继续在机库(19)内持续进行热交换带走机库(19)内的热量，温度调节系统实时监测机库(19)内的温度，在达到饱和压力后，控制排气阀(17)排气，在到达设定温度后，各系统停止工作，完成对飞机(18)的预冷。
9.如权利要求8所述的应用于高超声飞机的机体预冷方法，其特征在于，所述温度调节系统的调节方法为：机库温度传感器(16)实时采集机库(19)内的温度信号，并将温度信号传输至系统控制器(11)，系统控制器(11)实时接收机库(19)和运输管道(20)内的温度信号，并发送至上位机(10)，上位机(10)内设定多个时间节点，每个时间节点处设定有所需达到的设定温度，多个设定温度从前至后依次增大，每到达一个时间节点，将采集的温度信号与该时间节点的设定温度进行一次判断，判断机库(19)内温度超过一设定值时，系统控制器(11)控制流量调节阀(8)增大冷却介质流量；判断机库(19)内的温度低于一设定值时，系统控制器(11)控制流量调节阀(8)减少冷却介质流量。
10.如权利要求8所述的应用于高超声飞机的机体预冷方法，其特征在于，所述压力调节系统的调节方法为：机库压力传感器(14)实时采集机库(19)内的压力信号，并将压力信号传输至系统控制器(11)和上位机(10)，上位机(10)实时接收机库(19)内的压力信号，判断机库(19)内的压力超过安全限定值时，控制冷却介质输送系统停止工作，排气阀(17)进行排气；当机库(19)内的压力低于一设定值时，控制排气阀(17)关闭，冷却介质输送系统重新工作。
CN202210519558.5A 2022-05-12 2022-05-12 一种应用于高超声飞机的机体预冷系统及方法 Active CN114719539B (zh)

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115507607A (zh) * 2022-08-22 2022-12-23 中国飞机强度研究所 飞机极端温度测试实验的制冷控制系统及其控制方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080314060A1 (en) * 2007-06-20 2008-12-25 The Boeing Company Combined Cabin Air and Heat Exchanger RAM Air Inlets For Aircraft Environmental Control Systems, and Associated Methods of Use
CN101603754A (zh) * 2009-07-02 2009-12-16 北京航空航天大学 用于深冷系统的一种简单液氦外流程系统输送方法
CN101706188A (zh) * 2009-09-16 2010-05-12 北京航空航天大学 用于大抽速深冷系统的液氦外流程系统设计
CN102563350A (zh) * 2012-03-07 2012-07-11 北京航空航天大学 大尺寸双热沉闭式液氮输送系统及其工作方法
CN103318427A (zh) * 2013-06-25 2013-09-25 上海宇航系统工程研究所 一种空间环境模拟试验系统
CN105737472A (zh) * 2016-02-25 2016-07-06 北京卫星环境工程研究所 大型空间环境模拟器多工况液氮制冷系统
CN107940853A (zh) * 2017-11-14 2018-04-20 北京卫星环境工程研究所 用于热沉调温系统的气氮调温单元
CN109682412A (zh) * 2019-01-16 2019-04-26 南京航空航天大学 低温喷雾冷却实验装置及方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080314060A1 (en) * 2007-06-20 2008-12-25 The Boeing Company Combined Cabin Air and Heat Exchanger RAM Air Inlets For Aircraft Environmental Control Systems, and Associated Methods of Use
CN101603754A (zh) * 2009-07-02 2009-12-16 北京航空航天大学 用于深冷系统的一种简单液氦外流程系统输送方法
CN101706188A (zh) * 2009-09-16 2010-05-12 北京航空航天大学 用于大抽速深冷系统的液氦外流程系统设计
CN102563350A (zh) * 2012-03-07 2012-07-11 北京航空航天大学 大尺寸双热沉闭式液氮输送系统及其工作方法
CN103318427A (zh) * 2013-06-25 2013-09-25 上海宇航系统工程研究所 一种空间环境模拟试验系统
CN105737472A (zh) * 2016-02-25 2016-07-06 北京卫星环境工程研究所 大型空间环境模拟器多工况液氮制冷系统
CN107940853A (zh) * 2017-11-14 2018-04-20 北京卫星环境工程研究所 用于热沉调温系统的气氮调温单元
CN109682412A (zh) * 2019-01-16 2019-04-26 南京航空航天大学 低温喷雾冷却实验装置及方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115507607A (zh) * 2022-08-22 2022-12-23 中国飞机强度研究所 飞机极端温度测试实验的制冷控制系统及其控制方法
CN115507607B (zh) * 2022-08-22 2024-04-09 中国飞机强度研究所 飞机极端温度测试实验的制冷控制系统及其控制方法

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