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ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA >

2026 , Vol. 47 >Issue 1: 632007 - 632007

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2025.32007

Special Topic: The 27th Annual Meeting of the China Association for Science and Technology

New waste heat recovery thermal management configurations and applications for helicopters

  • Pinggen LUO 1 ,
  • Bin LI 1 ,
  • Huaji WANG , 1 ,
  • Xingping LI 1 ,
  • Wenqing XIA 2
Expand
  • 1. China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China
  • 2. College of Aerospace Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China
E-mail：

Received date: 2025-03-20

  Revised date: 2025-04-07

  Accepted date: 2025-05-22

  Online published: 2025-05-30

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Abstract

To address the need for improved energy utilization efficiency in advanced helicopters and the inadequate temperature adaptability of onboard evaporative cycle systems， an Energy Management System （EMS） method based on the coupling of Environmental Control System （ECS） and Lubrication Oil Systems （LOS） is proposed. In cold weather conditions （outside air temperature ≤-5 ℃）， the onboard evaporative cycle system often fails to heat effectively due to incomplete refrigerant evaporation. In hot weather at high altitudes （outside air temperature<20 ℃）， frequent defrosting negatively impacts cabin thermal comfort. Based on the configuration characteristics of helicopter ECS， two new Thermal Management System （TMS） architectures were developed： a single-cooling frost-free system and a wide-temperature-range frost-free system. Laboratory tests and AMESIM simulation analyses showed that the single-cooling frost-free TMS can achieve frost-free cooling throughout the entire flight altitude envelope of the helicopter， while the wide-temperature-range frost-free TMS can provide frost-free cooling and heating across the entire flight altitude and temperature envelope （outside air temperature ≥-40 ℃）. This research allows the ECS to operate independently of engine bleed air， effectively saving engine power， and verifies the feasibility of stepwise utilization technology for waste heat recovery from the LOS， demonstrating significant engineering application value.

Key words： helicopter; energy management; thermal management; environmental control system; lubrication oil system; frost-free; waste heat recovery

Cite this article

Pinggen LUO , Bin LI , Huaji WANG , Xingping LI , Wenqing XIA . New waste heat recovery thermal management configurations and applications for helicopters[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2026 , 47(1) : 632007 -632007 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2025.32007

传统飞机的环控、液压、滑油、动力和燃油等系统相互独立且隔离，这使得系统间热量无法互补，废热资源难以有效利用，从而造成能源浪费［1］。直升机作为高能耗飞行平台，其动力系统效率直接影响飞行性能与经济性。滑油系统是发动机与主减速器的重要散热系统，在运行时会产生大量余热，然而这些热量目前通常直接排放到舱外，未能得到回收利用。与此同时，环控系统在加温过程中则需要提取发动机引气作为热源，这不仅会造成发动机功率损耗，还需要额外消耗电能来维持系统运行，双重能源消耗导致整体能效低下［2］。
近年来，航空器热管理领域的研究取得了重要进展。在战斗机综合热管理方面，研究者提出了热收集、传输与排散的一体化优化方法，提升了系统能效［1］。针对直升机需求，研究者从整机层面揭示了热管理与红外辐射特性的耦合机制，建立了多尺度分析模型［3］；基于热力系统热量流法，构建了涵盖电量、热量与工质传输的规范化网络模型，实现了热管理子系统与电源系统的数据交互框架［4］。在滑油余热利用方面，提出了回收滑油余热的空调热泵系统构型，并通过实验评估了系统性能［5-7］。
然而，将空调热泵系统（蒸发循环系统）应用于直升机面临重大技术挑战：其工作温度范围较窄，在全飞行包线内易频繁发生结霜-除霜现象。该问题不仅降低系统能效，更因换热器结霜导致制冷工作中断，直接影响座舱热舒适性［8-10］。具体而言，随着飞行高度增加，舱外大气温度下降，但座舱内乘客、电子设备、主减舱等持续散热形成的稳定热负荷，叠加高空太阳辐射增强效应，导致舱内冷负荷并未随高度增加而明显降低［11-15］。在制冷运行过程中，舱外大气温度降低会使冷凝温度和蒸发温度同步下降。当舱外大气温度降至某一特定值（<+20 ℃）时，舱内换热器表面可能因过冷而结霜，触发系统进入除霜模式并暂停制冷功能，进而影响座舱热舒适性。
研究进一步指出：当舱外大气温度降至-5 ℃附近时，蒸发循环系统中的舱外换热器结霜频率增加，导致系统可靠性下降，加温性能同步恶化［16］。在环境温度介于-12.8~5.8 ℃、相对湿度超过67%的条件下，室外换热器表面极易形成霜层，严重影响换热效率［17］。对比当前技术现状，主流新能源电动汽车中约50%的热泵系统将工作温度下限设定为-10 ℃［18］；而配备废热回收功能的纯电动汽车热泵系统，虽提升了低温适应性，但在-7 ℃以下仍需依赖额外热源以维持运行［19］。
为解决结霜问题，现有技术主要包括压缩机变频调节、制冷剂优化、热管辅助、结构改进、智能控制算法及表面涂层技术等［17，20-21］。然而，这些方法在抑制结霜的同时往往伴随制冷/加温能力衰减，甚至需暂停系统运行，导致系统性能下降。
针对上述问题，结合直升机环控系统构型特点，开发了基于环控-滑油系统热耦合设计的单冷无霜和宽温域无霜热管理系统2种构型，实现能源利用效率与系统稳定性的双重提升：① 通过滑油余热回收优化环控系统能效，降低发动机功率损失，提升能量利用效率；② 通过热耦合设计拓宽机载蒸发循环系统的工作温域，增强其在直升机飞行包线内工作的可靠性与适应性。

1 余热回收热管理新构型

1.1 单冷无霜热管理系统构型

当直升机配备的机载蒸发循环系统仅具备制冷功能而不具备加温功能时，其系统组成及工作原理如图1所示［22-23］。该系统主要由压缩机、冷凝器、冷凝风机、膨胀阀、蒸发器、蒸发风机、回风温度传感器和除霜温度传感器等部件组成，并通过制冷剂管路实现热力循环。在工作过程中，低温低压的制冷剂两相混合物在蒸发器中吸收舱内空气的热量，从而蒸发气化；与此同时，高温高压的制冷剂气体在冷凝器中释放热量并冷凝为液态。这一过程实现了舱内热量的有效转移。
图 1 蒸发循环制冷系统工作原理［22-23］

Fig.1 Working principle of evaporative cycle refrigeration system［22-23］

在炎热环境下，当直升机从近地面向高空爬升时，舱外大气温度逐渐降低，冷凝散热效果逐渐增强，制冷剂的冷凝温度逐渐下降。与此同时，制冷剂的蒸发温度也随之降低。当除霜温度传感器检测到蒸发器壁面温度降至除霜模式启动值时，系统便进入除霜模式。在此模式下，制冷功能暂停，但蒸发风机继续运行以吹送暖湿空气为蒸发器壳体及翅片升温，座舱的热舒适性下降。
为解决该问题，开发一种单冷无霜热管理系统构型，即在传统机载蒸发循环制冷系统（如图1所示）的基础上新增滑油热气管道、空气调节阀以及舱外风温传感器等组件，详见图2。
图 2 单冷无霜热管理系统工作原理图

Fig.2 Working principle of single-cooling and frost-free thermal management system

当单冷无霜热管理系统接近除霜模式启动条件时，空气调节阀打开，在滑油散热风机和冷凝风机的共同作用下，滑油热空气流向冷凝器入口，并与舱外大气混合。由于冷凝器空气侧入口温度升高，冷凝温度随之提高，同时蒸发温度也相应上升。因此，系统能够有效避免进入除霜模式，确保座舱的热舒适性（如图2（b）所示）。

1.2 宽温域无霜热管理系统构型

当前，直升机座舱加温主要依靠发动机引气加温系统实现。在设计此类系统时，需对引气进行限流处理［24］，但即便如此，这种传统的解决方案仍存在明显的低能效问题：空气循环系统的能效比仅为0.04~0.15［25］，且提取发动机1%的引气量会导致4%的发动机功率损失［26］。随着直升机技术向高速化、绿色化和智能化方向迈进［27］，对环控系统的高效节能提出了更高的要求。因此，开发一种新型高效的直升机环控系统构型已成为当务之急。
为了满足中国直升机在全疆域范围内的使用需求，环控系统的性能必须能够适应最低气温为-40 ℃的极端环境条件。基于此需求及图2所示的基础架构，提出一种宽温域无霜热管理系统构型，如图3所示。该系统的工作原理为：在炎热环境下需要制冷时，该系统采用与图2（a）、图2（b）相同的工作模式，确保在整个直升机飞行包线内实现无霜制冷运行（详见图3（a）、图3（b））。而在寒冷环境下需要加温时，则通过热回收器直接回收滑油系统的余热（详见图3（c））。由于滑油系统在正常工作状态下滑油温度保持在40 ℃以上［28-31］，并且制冷剂侧蒸发温度高于0 ℃，因此热回收器不会发生结霜问题，从而有效地拓宽了机载蒸发循环系统的工作温度范围。
图 3 宽温域无霜热管理系统工作原理

Fig.3 Working principle of wide temperature range frost-free thermal management system

2 数学模型

2.1 换热数学模型

系统制冷时，舱外换热器空气侧散热量为
Q 1 = q 1 c p ⋅ a i r t o u t 1 - t i n 1
式中： Q 1为舱外换热器空气侧散热量， W； q 1为空气质量流量，kg/s； c p ⋅ a i r为空气比热容 J / ( k g ⋅ ℃ )； t o u t 1和 t i n 1分别为舱外换热器空气侧出风温度和进风温度，℃。
对于制冷剂蒸气在舱外换热器水平管内流动凝结换热，采用Shah提出的关联式，即蒸气全部凝结时，平均对流换热系数为［23］
h c = 0.55 + 2.09 P r c - 0.38 h f
式中： P r c为制冷剂液体的普朗特数，定性温度为冷凝温度； h f为单相流体在管内流动的对流换热系数，采用迪图斯-波尔特（Dittus-Boelter）关联式计算［23，32］：
h f = 0.023 λ d R e f 0.8 P r f n
式中： λ为制冷剂流体的热导率， W / ( m ⋅ K )； d为管内径，m； R e f为制冷剂流体雷诺数，适用范围 R e f = 10 4 ∼ 1.2 × 10 5； P r f为制冷剂流体普朗特数，适用范围 P r f = 0.7 ~ 120； n为指数，加温流体时， n = 0.4。冷却流体时， n = 0.3。
系统制冷时，舱内换热器空气侧制冷量为
Q 2 = q 2 i i n 2 - i o u t 2
式中： Q 2为舱内换热器空气侧制冷量， W； q 2为空气质量流量，kg/s； i o u t 2和 i i n 2分别为舱内换热器空气侧出风焓值和进风焓值， J / k g。
对于肋片管式换热器，霜层厚度可由式（5）估算［23］：
δ = 1.14 ρ u m a x 0.1 ϕ 3 C t - 3 τ 0.5
式中： ρ u m a x为最窄截面中的质量流速， k g / ( m 2 ⋅ s )； ϕ为空气的相对湿度； C t = 0.94 ~ 0.97，为温度系数； τ为结霜时间，h。
系统加温时，舱内换热器空气侧加热量为
Q 3 = q 3 c p ⋅ a i r t o u t 3 - t i n 3
式中： Q 3为舱内换热器空气侧加热量， W； q 3为空气质量流量，kg/s； t o u t 3和 t i n 3分别为舱内换热器空气侧出风温度和进风温度，℃。
系统加温时，热回收器回收滑油系统的热量为
Q o i l = q m ⋅ o i l c p ⋅ o i l t i n ⋅ o i l - t o u t ⋅ o i l
式中： Q o i l为滑油侧换热量， W； q m ⋅ o i l为滑油质量流量，kg/s； c p ⋅ o i l为滑油比热容，J/（kg·℃）； t i n ⋅ o i l和 t o u t ⋅ o i l分别为热回收器进、出口滑油温度，℃。

2.2 舱外大气参数模型

在对流层内，大气温度、压力、密度随高度的计算式为［33］
t h = t 0 - α h
p h = p 0 1 - h 44   330 g α R
ρ h = ρ 0 1 - h 44   330 g α R - 1
式中： t h为在高度h处的空气温度，℃； t 0为海平面空气温度，℃； α为年平均温度直减率，取值为6.5 ℃/km； p h为在高度h处的压力，Pa； ρ h为在高度h处的密度，kg/m3； R为气体常数，287 J/（kg·K）； g为重力加速度，9.81 m/s2。
直升机为了完成任务，通常需经历起飞、爬升、巡航、下滑和着陆过程，如图4所示［34］。
图 4 直升机典型飞行剖面［34］

Fig.4 Typical flight profile of helicopter［34］

空气调节阀向冷边转向后，滑油热空气流量增加，舱外大气进气量减少。假设滑油热空气温度为 t h o t，滑油热空气流量占比为 x，舱外大气温度 t h，则舱外换热器入口空气混合后的平均温度为
t m i x = t h o t x + t h ( 1 - x )

3 实验

选定一套单冷无霜热管理系统，其主要参数为当舱外大气温度40 ℃，舱内回风温度22 ℃，回风相对湿度46%，舱内换热风量600 m3/h时，制冷量不小于4 kW。在焓差实验室对其制冷量和蒸发器芯体壁面温度进行测试，实验工况见表1和表2。
表1 变舱外大气温度的地面实验工况

Table 1 Ground test conditions of variable external atmospheric temperature

参数 工况1 工况2
舱外大气温度/℃ 10~40 10~40
舱内回风温度/℃ 22 22
舱内回风相对湿度/% 85 46
舱内换热风量/（m3·h-1） 60~600 60~600
压缩机转速/（r·min-1） 3 500 3 500
舱外换热风量/（m3·h-1） 3 000 3 000
表2 变压缩机转速的地面实验工况

Table 2 Ground test conditions of variable compressor speed

参数 工况1 工况2
舱外大气温度/℃ 22 22
舱内回风温度/℃ 22 22
舱内空气相对湿度/% 85 46
舱内换热风量/（m3·h-1） 600 600
压缩机转速/（r·min-1） 3 000~3 500 3 000~3 500
舱外换热风量/（m3·h-1） 3 000 3 000
系统在无霜运行时的实验结果如图5所示，从图中可以看出，在舱内回风相对湿度相同的条件下，随着舱外大气温度的升高，系统制冷量呈现下降趋势，同时蒸发器芯体壁面温度则相应上升。而在舱外大气温度保持恒定的情况下，若舱内回风相对湿度增加，则系统制冷量随之增大，且蒸发器芯体壁面温度也会升高。
图 5 系统无霜时性能随舱外大气温度变化的曲线

Fig.5 Performance curves of system at different outside temperatures without frost

当舱外大气温度约为14 ℃时，蒸发器芯体壁面温度为-0.03 ℃。此时，通过调整系统控制策略，避免进入除霜模式而继续维持制冷状态，蒸发器表面开始结霜，其面积随时间逐渐扩大。与此同时，由于结霜现象的影响，蒸发风道的有效面积逐渐减小，进而引起回风风量的减少以及蒸发温度的降低，最终造成制冷性能迅速衰退，具体变化过程见图6。
图 6 系统结霜时的性能曲线

Fig.6 Performance curves of system during frosting conditions

系统持续结霜运行30 min后，蒸发器表面出现大面积结霜，舱内换热风量从600 m3/h减为60.4 m3/h，制冷量仅剩0.73 kW。并且在压缩机入口附近的壳体上也出现了较为明显的霜层堆积，详见图7。如果系统继续以当前状态运行，可能会因制冷剂蒸发不完全而导致压缩机发生“液击”事故。
图 7 结霜制冷时蒸发器与压缩机的结霜情况

Fig.7 Frosting conditions of evaporator and compressor during frost refrigeration

由于蒸发器表面结霜可能导致系统性能下降甚至损坏，影响其使用寿命，因此在实际工程应用中通常设置除霜模式。有些系统可能在0 ℃或1 ℃提前进入除霜，而另一些系统则可能设定在-1 ℃或-2 ℃启动除霜程序，以允许蒸发器表面形成少量霜层。无论如何设定，系统一旦进入除霜模式，制冷功能将被暂停，此时座舱的热舒适性会下降。
图8展示了系统进入除霜模式并回收滑油余热进行制冷的实验结果。由图可见，当冷凝器入口空气温度降至14 ℃时，蒸发器芯体壁面温度-0.03 ℃时，系统随即切换至除霜模式，停止制冷运行，但蒸发风机仍继续工作，此时系统制冷量为零。随着除霜过程的进行，蒸发器芯体壁面温度从-0.03 ℃迅速上升至11.21 ℃。
图 8 系统除霜及回收滑油余热性能曲线

Fig.8 Performance curves of system defrosting and recovering waste heat from lubricating oil

系统退出除霜模式后，开启滑油热气通道，使40 ℃的滑油热空气与14 ℃的舱外大气混合，冷凝器入口空气温度从14 ℃回升至30 ℃。与此同时，蒸发器芯体壁面温度均维持在0 ℃以上，系统制冷量随之恢复至正常水平。
实验结果如图9所示，从图中可以观察到系统制冷量随着压缩机转速的增加而增加，同时蒸发器芯体壁面温度则随压缩机转速的增加而降低。即当压缩机转速降低时，蒸发器芯体壁面温度升高，这有助于延缓系统进入除霜模式的时间。然而，压缩机转速从3 500 r/min降低至3 000 r/min导致系统制冷量下降约5%。
图 9 系统性能随压缩机转速变化的曲线

Fig.9 Variation curve of system performance with compressor speed

4 仿真计算与分析

参照图2、图3热管理系统构型，利用AMESIM仿真软件分别建立单冷无霜和宽温域无霜热管理系统仿真模型，如图10和图11所示。通过该仿真模型研究单冷无霜热管理系统在无霜运行时制冷量以及舱内换热器芯体壁面温度等性能参数的变化规律，宽温域无霜热管理系统在加温时舱内换热器出风温度和热回收器壁面温度等性能参数的变化规律。
图 10 单冷无霜热管理系统仿真模型

Fig.10 Simulation model of single-cooling and frost-free thermal management system

图11 宽温域无霜热管理系统仿真模型

Fig.11 Simulation model of wide temperature range frost-free thermal management system

4.1 系统性能随飞行高度变化的规律

根据表1所规定的工况条件，利用图10仿真模型对系统进行仿真分析，并将仿真结果与实验数据进行对比。结果表明，舱内换热器芯体壁面温度的仿真值与实验值之间的误差范围为-1.63%~8.96%（详见表3）。产生该误差的主要原因在于制冷剂在舱内换热器内部不同位置的温度分布不同，这种温度差异不可避免地导致舱内换热器芯体壁面上各点的温度也有所不同。此外，在实验过程中，布点位置的选择与仿真计算中选取的点位很难完全一致，即使这种位置偏差非常小，也可能引起仿真与实验结果发生偏离，从而产生误差。然而，制冷量作为一个综合性的参数，详见式（4），其仿真值与实验值的误差范围仅为-2.19%~5.33%（详见表3）。由于制冷量反映了系统的整体性能，涉及多个因素的共同作用，更具代表性。其误差较小说明该仿真模型具有较高的准确性。
表3 变舱外大气温度条件下的系统性能参数（地面状态）

Table 3 System performance parameters under variable external atmospheric temperature （ground state）

舱内空气相对湿度 舱外大气温度/℃ 舱内换热器芯体壁面温度/℃ 制冷量/kW
实验值 仿真值 误差/% 实验值 仿真值 误差/%
85% 40 7.89 8.52 7.98 5.78 5.51 4.67
36 7.47 8.09 8.30 5.91 5.63 4.74
32 7.22 7.66 6.09 6.04 5.75 4.80
30 7.06 7.44 5.38 6.11 5.81 4.91
28 6.92 7.22 4.34 6.19 5.86 5.33
24 6.33 6.75 6.64 6.28 5.96 5.10
22 6.09 6.51 6.90 6.33 6.01 5.06
20 6.12 6.26 2.29 6.38 6.04 5.33
18 5.77 5.98 3.64 6.46 6.24 3.41
16 5.25 5.47 4.19 6.57 6.36 3.2
46% 40 3.57 3.89 8.96 4.45 4.39 1.35
36 3.21 3.46 7.79 4.5 4.5 0
32 3.07 3.02 -1.63 4.52 4.62 -2.21
30 2.66 2.8 5.26 4.57 4.67 -2.19
28 2.54 2.57 1.18 4.67 4.72 -1.07
24 1.94 2.1 8.25 4.96 4.81 3.02
22 1.76 1.86 5.68 5.08 4.86 4.33
20 1.47 1.55 5.44 5.21 4.96 4.80
18 0.97 1.02 5.15 5.38 5.19 3.53
16 0.35 0.38 8.57 5.52 5.46 2.90
进一步结合计算式（8）~式（10），利用该仿真模型研究舱内换热器芯体壁面温度随飞行高度的变化规律，结果如图12所示。从图中可以看出，舱内换热器芯体壁面温度随飞行高度的升高而降低，同时也随舱内空气相对湿度的减小而降低。具体而言，在飞行高度达到3 000 m、舱外大气温度约20.5 ℃、舱内空气相对湿度为46%的情况下，与地面状态相比，空气密度减小，舱内换热空气质量流量减少，此时舱内换热器芯体壁面温度降至-0.16 ℃，舱内换热器表面进入结霜状态。
图 12 系统性能随飞行高度变化的曲线

Fig.12 Variation curves of system performance with flight altitude

该结果显示，在直升机爬升过程中或在高空飞行时，由于舱外大气温度下降、密度减小以及湿度变化的影响，舱内换热器芯体壁面温度可能降至0 ℃以下，从而引发结霜现象。此时，系统依据正常控制逻辑切换至除霜工作模式，停止制冷功能。
若系统未切换至除霜模式而持续制冷，则会导致舱内换热器外表面结霜。此时会减小通风风道的有效横截面积，从而减少空气流通量，最终削弱制冷效率。尤其应当指出的是，一旦换热器芯体壁面温度降至0 ℃以下并开始结霜，仿真结果的准确性将下降，误差将增大。因此，本模型仅适用于无霜条件下的系统性能预测。

4.2 系统性能随压缩机转速变化的规律

根据表2工况条件，利用图10仿真模型进行分析，结果如图13所示。从图中可以得出，舱内换热器芯体壁面温度随压缩机转速降低而升高，随舱内空气相对湿度减小而降低。降低压缩机转速能够提高舱内换热器芯体壁面温度，从而延迟结霜现象的发生。
图 13 系统性能随压缩机转速变化的曲线

Fig.13 Variation curves of system performance with compressor speed

4.3 引入滑油热空气的制冷性能仿真

根据表4所设定的仿真工况，直升机从地面开始爬升，初始舱外大气温度为40 ℃。仿真过程中，当舱外换热器进风温度高于30 ℃时，不引入滑油热空气；而当舱外换热器进风温度低于30 ℃时，则引入滑油热空气以提高进风温度。
表4 引入滑油热空气的仿真工况

Table 4 Simulation conditions of introducing lubricating oil hot air

参数 数值
飞行高度/m 0~6 000
舱内回风温度/℃ 22
舱内回风相对湿度/% 46
舱内换热风量/（m3·h-1） 600
压缩机转速/（r·min-1） 3 500
舱外换热风量/（m3·h-1） 3 000
1） 未引入滑油热空气的情况
从图14的仿真结果可以看出，随着飞行高度的升高，舱外换热器进风温度和舱内换热器芯体壁面温度均呈现下降趋势。在飞行高度达到3 000 m时，舱内换热器芯体壁面温度降至-0.16 ℃，此时舱内换热器表面进入结霜状态。
图 14 引入滑油热空气的热管理系统性能仿真

Fig.14 Performance simulation of thermal management system with lubricating oil hot air introduced

2） 引入滑油热空气的情况
仿真结果显示，在0~1 550 m的高度范围内，舱外换热器进风温度和舱内换热器芯体壁面温度随飞行高度升高而降低。但超过1 550 m高度后，滑油热空气与舱外大气混合，混合温度为30 ℃，并保持不变。舱外换热器进风温度不再随飞行高度升高而降低。与此同时，舱内换热器芯体壁面温度下降趋势减缓，在整个飞行高度包线内始终保持在无霜状态：即在3 000 m高度时，舱内换热器芯体壁面温度为2.3 ℃；在6 000 m高度时，其温度为0.4 ℃，仍未出现结霜现象。
通过对比分析可知，引入滑油热空气后，单冷热管理系统能够在直升机飞行高度包线内实现无霜制冷。

4.4 回收滑油余热的加温性能仿真

根据表5所设定的仿真工况，利用图11仿真模型开展仿真分析，仿真结果详见图15。从图中可以看出，在舱外大气温度与舱内回风温度均为-40 ℃、滑油温度为40 ℃的极端低温环境下，热回收器壁面温度高于10 ℃，系统在制冷剂蒸发端（热回收器）未出现结霜情况。这表明，在此种极端低温条件下，通过利用滑油余热，系统能够维持可靠且稳定的运行状态。
表5 极寒环境下回收滑油余热的仿真工况

Table 5 Simulation conditions for waste heat recovery of lubricating oil in extremely cold environment

舱外大气温度/℃ 舱内回风温度/℃ 滑油温度/℃ 滑油流量/（L·min-1） 舱内换热风量/（m3·h-1） 压缩机转速/（r·min-1）
-40 -40 40 10~20 300~500 3 000~8 000
-40 -40 70 10~20 300~500 3 000~8 000
图 15 舱内换热器出风温度与热回收器壁面温度变化曲线

Fig.15 Temperature variation curves of air outlet from cabin heat exchanger and wall surface of heat recovery device

此外，当滑油温度升高至70 ℃时，即便舱内回风温度仍为-40 ℃，也可通过控制风量来提高系统的冷凝温度，从而保证出风温度满足座舱加温需求。

5 结论

1） 单冷无霜热管理系统​​构型：引入滑油热空气后，该系统构型能够在直升机飞行包线内实现无霜制冷，有效解决了热天高海拔时频繁除霜难题。
2） 宽温域无霜热管理系统​​构型：在热天高海拔环境中，通过引入滑油热空气实现无霜制冷；在寒冷天气环境下，则通过热回收器直接回收滑油余热实现无霜加温。基于这一特性，该系统构型能够在直升机全飞行包线内稳定工作，极大地提升了系统的环境适应性和实用性。
3） 能量利用效率提升​​：回收滑油余热不仅拓宽了机载蒸发循环系统的工作温度范围，而且还可取消发动机引气，降低发动机功耗，提高能源利用效率。

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