一种飞机试验用温湿度控制系统及控制方法技术方案

本发明专利技术提供了一种飞机试验用温湿度控制系统及控制方法，属于控制或调节系统技术领域。控制系统包括：试验件、控制模块、循环风处理段、温度传感器及温湿度传感器，控制方法包括以下步骤：S1、设定试验件性能测定流程；S2、获取实时温湿度；S3、计算露点温度；S4、计算绝对含湿量；S5、计算试验件发动机排湿量；S6、按照试验件性能测定流程调节温湿度。解决了现有温湿度控制方法及系统存在调节效率低和能源浪费的问题，具有调节范围广、节约能源的优点。节约能源的优点。节约能源的优点。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机试验用温湿度控制系统及控制方法


[0001]本专利技术涉及控制或调节系统
，具体是涉及一种飞机试验用温湿度控制系统及控制方法。

技术介绍

[0002]飞机和其他武器装备在停放和运行中总会受到湿热环境的影响而引起故障，如潮湿导致金属氧化或电化学腐蚀，材料性质改变致使电气绝缘和隔热特性改变、凝露导致电气短路等。因此湿热试验是飞机和其他武器装备必须要进行的气候试验项目之一，通常会在大型飞机气候实验室开展湿热试验，以验证产品在湿热环境下的功能和性能情况。
[0003]飞机气候实验室温湿度工况复杂，其中，温度区间为：
‑
20℃~80℃，湿度区间为：10%RH~95%RH，可分为：高温高湿工况、高温低湿工况、低温高湿工况、低温低湿工况四种温湿度情况，飞机气候实验室要求各工况之间能够快速进行调节。
[0004]工业领域目前最常用的温湿度控制方法为新风除湿和干蒸汽加湿。在实验室湿度调节过程中，新风除湿常采用冷凝除湿或转轮除湿的方式，处理后送入室内的新风虽然湿度满足要求，但温度通常和室内不同，会引起室内温度发生波动。尤其对于体量超过100000m3的超大空间飞机气候实验室，在满足湿度的情况下，将温度重新调节至目标温度，是一个大滞后过程，同时大大增加实验室能耗；加湿过程采用干蒸汽加湿器进行加湿，当实时湿度和目标湿度相差较大时，会喷入大量干蒸汽，若室内露点温度低于目标露点温度，室内会产生大量冷凝水，湿度却达不到目标值，降低了加湿效率，增加了蒸汽需求量，同样增加了实验室能耗。
[0005]另外，湿度控制过程与温度控制存在耦合现象，是一种大时滞、非线性的复杂过程。当温度变化时，空气中的水蒸气饱和压力发生变化，空气中的相对湿度随之变化，具体表现为温度上升则相对湿度下降，温度下降则相对湿度上升；当调节湿度时，补充的干燥空气与原室内空气温度不同，混合后室内温度也会随之变化。
[0006]传统的冷库、机房、生物医药实验室一般湿度控制目标值单一，不存在多种极端湿度工况调节；而环境箱和小型环境实验室在湿度控制时常采用开关控制、PID控制或模糊控制，控制精度不高，未实现温湿度控制解耦，会出现频繁调节的现象。
[0007]对于超大空间飞机气候实验室而言，其要求的温度湿度区间大，存在高温高湿、高温低湿、低温高湿、低温低湿等极端湿度工况，且飞机等试验件在试验中排出的尾气会影响实验室的湿度，造成实验室湿度大幅波动，由于飞机气候实验室湿度控制精度要求在
±
5%RH以内，传统的湿度控制方法无法在超大空间飞机气候实验室中应用。

技术实现思路

[0008]本专利技术解决的技术问题是：对于装载有飞机和其他武器装备超大空间飞机气候实验室，现有的温湿度调节方法及装置存在调节效率低和能源浪费的缺陷。
[0009]为解决上述问题，本专利技术提供的技术方案如下：
一种飞机试验用温湿度控制系统，包括：位于飞机气候实验室内的试验件，试验件用于通过飞机气候实验室内极端变化的环境对其自身性能进行检验，与移动设备连接后控制系统工作且位于飞机气候实验室内壁的控制模块，控制模块包括：用于控制系统操作的主控制芯片，和主控制芯片电性连接的：用于控制飞机气候实验室内温湿度调节的PID控制器、用于连接网络的无线联网模块，用于通过循环风对飞机气候实验室内温湿度进行调节且通过送风口连通飞机气候实验室顶部的循环风处理段，循环风处理段包括：一端与送风口连通，另一端连接有回风口的循环风管道，回风口与飞机气候实验室一侧连通，循环风管道包括：用于调节飞机气候实验室内湿度的循环风加湿段，用于调节飞机气候实验室内温度的循环风调温段，循环风加湿段内设有干蒸汽加湿器，循环风调温段内设有离心风机、换热器，循环风调温段通过管道连接有新风机组，分别布设在飞机气候实验室内中心区域、新风机组出口处的温湿度传感器，温湿度传感器与主控制芯片电性连接，分别布设在飞机气候实验室内地面、飞机气候实验室内库板表面、试验件表面的温度传感器，温度传感器与主控制芯片电性连接。
[0010]进一步地，试验件内设有发动机，发动机蒸汽作为飞机气候实验室内湿度的干扰因素，应考虑在内，使得飞机气候实验室温湿度调节效率更高。
[0011]进一步的，换热器电性连接有制冷机组蒸发器，制冷机组蒸发器电性连接有蒸汽板，换热器与制冷机组蒸发器之间通过载冷剂调节阀控制开关，具有控制简便、效率较高的优点。
[0012]进一步地，新风机组包括依次连通的：预冷换热器、除湿转轮和后冷换热器，所示后冷换热器通过管道与循环风调温段连通，新风机组具有低耗能、低噪音的优势。
[0013]更进一步地，布设在飞机气候实验室内中心区域的温湿度传感器的分布密度为10m3/个，布设在飞机气候实验室内地面、飞机气候实验室内库板表面、试验件表面的温度传感器的分布密度为10m2/个，在获取飞机气候实验室内空气温度、地面温度、库板温度时，取各个温度传感器获取数据的平均值。
[0014]本专利技术还提供一种飞机试验用温湿度控制方法，包括以下步骤：S1、通过移动设备连接控制模块，设定对试验件性能进行检测的极端温湿度变化过程，并将极端温湿度变化过程的初始温湿度作为目标温湿度；S2、分别通过布设在飞机气候实验室内中心区域的湿度传感器、布设在飞机气候实验室内地面的温度传感器、布设在飞机气候实验室内库板表面的温度传感器、布设在试验件表面的温度传感器、布设在新风机组出口的温湿度传感器采集飞机气候实验室内空气平均温度和平均相对湿度、飞机气候实验室内地面平均温度、飞机气候实验室内库板平均温度、飞机气候实验室内试验件平均表面温度、供给新风的实时温度和相对湿度；S3、计算目标空气温湿度对应的露点温度；S4、计算飞机气候实验室内实时空气绝对含湿量和目标空气绝对含湿量；S5、计算在飞机气候实验室将实时温湿度调节至目标温湿度的时间段内试验件发
动机尾气的排湿量；S6、将步骤S1获取的飞机气候实验室内的实时温湿度与目标温湿度进行比较，根据差距情况控制干蒸汽加湿器、离心风机、换热器和新风机组对飞机气候实验室内温湿度进行调控，具体包括以下步骤：S6
‑
1、对气候试验内的空气温度进行调控，具体包括以下步骤：S6
‑1‑
1、当目标空气温度大于实时空气温度时，先通过循环风调温段内的离心风机和换热器对飞机气候实验室进行升温，直至飞机气候实验室内实时空气温度到达目标空气温度，此时，若实验室地面温度、库板温度、试验件表面温度均小于目标空气露点温度，则实验室维持目标温度，直至实验室地面温度、库板温度、试验件表面温度均大于目标空气露点温度；S6
‑1‑
2、当目标空气温度等于实时空气温度时，若实验室地面温度、库板温度、试验件表面温度均小于目标空气露点温度，则实验室维持目标温度，直至实验室地面温度、库板温度、试验件表面温度均大于目标空气露点温度；S6
‑1‑
3、当目标空气温度小于实时空气温度时，通过循环风调温段内的离心风机和换热器降温至目标空气温度；S6
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...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机试验用温湿度控制系统，其特征在于，包括：位于飞机气候实验室内的试验件（1），所述试验件（1）用于通过飞机气候实验室内极端变化的环境对其自身性能进行检验，与移动设备连接后控制系统工作且位于飞机气候实验室内壁的控制模块（15），所述控制模块（15）包括：用于控制系统操作的主控制芯片（16），和所述主控制芯片（16）电性连接的：用于控制飞机气候实验室内温湿度调节的PID控制器（17）、用于连接网络的无线联网模块（18），用于通过循环风对飞机气候实验室内温湿度进行调节且通过送风口（2）连通飞机气候实验室顶部的循环风处理段（3），所述循环风处理段（3）包括：一端与所述送风口（2）连通，另一端连接有回风口（14）的循环风管道，所述回风口（14）与飞机气候实验室一侧连通，所述循环风管道包括：用于调节飞机气候实验室内湿度的循环风加湿段，用于调节飞机气候实验室内温度的循环风调温段，所述循环风加湿段内设有干蒸汽加湿器（4），所述循环风调温段内设有离心风机（5）、换热器（6），循环风调温段通过管道连接有新风机组（10），分别布设在飞机气候实验室内中心区域、新风机组（10）出口处的温湿度传感器，所述温湿度传感器与所述主控制芯片（16）电性连接，分别布设在飞机气候实验室内地面、飞机气候实验室内库板表面、试验件（1）表面的温度传感器，所述温度传感器与所述主控制芯片（16）电性连接。2.如权利要求1所述的一种飞机试验用温湿度控制系统，其特征在于，所述试验件（1）内设有发动机。3.如权利要求1所述的一种飞机试验用温湿度控制系统，其特征在于，所述换热器（6）电性连接有制冷机组蒸发器（9），所述制冷机组蒸发器（9）电性连接有蒸汽板（8），换热器（6）与制冷机组蒸发器（9）之间通过载冷剂调节阀（7）控制开关。4.如权利要求1所述的一种飞机试验用温湿度控制系统，其特征在于，所述新风机组（10）包括依次连通的：预冷换热器（11）、除湿转轮（12）和后冷换热器（13），所示后冷换热器（13）通过管道与所述循环风调温段连通。5.如权利要求1所述的一种飞机试验用温湿度控制系统，其特征在于，布设在飞机气候实验室内中心区域的所述温湿度传感器的分布密度为10m3/个，布设在飞机气候实验室内地面、飞机气候实验室内库板表面、试验件（1）表面的所述温度传感器的分布密度为10m2/个。6.一种飞机试验用温湿度控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、通过移动设备连接控制模块（15），设定对试验件（1）性能进行检测的极端温湿度变化过程，并将极端温湿度变化过程的初始温湿度作为目标温湿度；S2、分别通过布设在飞机气候实验室内中心区域的湿度传感器、布设在飞机气候实验室内地面的温度传感器、布设在飞机气候实验室内库板表面的温度传感器、布设在试验件（1）表面的温度传感器、布设在新风机组（10）出口的温湿度传感器采集飞机气候实验室内空气平均温度和平均相对湿度、飞机气候实验室内地面平均温度、飞机气候实验室内库板平均温度、飞机气候实验室内试验件（1）平均表面温度、供给新风的实时温度和相对湿度；S3、计算目标空气温湿度对应的露点温度；S4、计算飞机气候实验室内实时空气绝对含湿量和目标空气绝对含湿量
；S5、计算在飞机气候实验室将实时温湿度调节至目标温湿度的时间段内试验件发动机尾气的排湿量；S6、将步骤S1获取的飞机气候实验室内的实时温湿度与目标温湿度进行比较，根据差距情况控制干蒸汽加湿器（4）、离心风机（5）、换热器（6）和新风机组（10）对飞机气候实验室内温湿度进行调控，具体包括以下步骤：S6
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【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，强宝平，吴敬涛，吴相甫，王瑶，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：