本发明涉及一种电子设备吊舱环境控制系统，适用于机械领域。
背景技术：
军用飞机电子设备吊舱是近20年来发达国家积极研制并已进入实用的一种高科技武器装备。1990年，美国martinmarietta公司研制的前视红外/激光瞄准及低空导航吊舱在海湾战争中极大地加强了f-15、f-16等飞机的战斗力，发挥了重要作用，从而使电子设备吊舱引起全世界的关注。目前装备有各种电子、激光、红外、雷达等设备的吊舱(统称电子吊舱)已在国外战术飞机上普遍使用。
电子设备吊舱需能机动灵活地外挂在不同军用飞机上。为保证吊舱中的设备在干操、清沽、温度适宜的环境中可靠工作，同时又不影响吊舱使用的通用性和灵活性，必须在吊舱中装备独立的环境控制系统。
由于不能直接采用飞机发动机高压引气作为动力源，又受到载机电源紧张和吊舱本身要求体积小、重最轻等条件的限制，因此如何解决吊舱设备的环境控制问题，已成为航空低温制冷领域急待加强研究的一个新课题。
技术实现要素：
本发明提出了一种电子设备吊舱环境控制系统，所述控制系统提出了系统优化方法:通过建立系统及各附件的数学模型，以性能代偿损失展小为优化目标函数，确定各部件在设计状态下应满足的指标，来解决系统匹配问题；通过优化气动外形及数值模拟对进气道流连型面进行优化设计，以尽可能扩大系统进压力；通过气动设计、三维流场建模及实验方法优化设计涡轮及压气机，研究各附件在非设计状态下的性能，以增大系统的制冷能力。
本发明所采用的技术方案是：
所述吊舱环控系统通过氟利昂r-114在蒸发器内吸热来冷却液体载冷剂，再通过被冷却的液体载冷剂去吸取吊舱电子设备的热载荷，冷凝器采用冲压空气作为冷源。
所述控制系统在涡轮入口增设一级回冷器，用设备舱出口空气冷却冲压空气，可降低涡轮入口空气温度，进而增大系统制冷量。
所述控制系统采用了蓄冷节能的设计思想，并利用空气动力学理论研究成果，对冲压空气进气道和排气口进行设计，采取一系列措施有效地扩大了系统进出口压差，从而达到了既提高系统制冷能力，又使能量回收利用充分的目的。
本发明的有益效果是：该控制系统在重量、使用灵活性和可靠性等方面有较强竞争力，对提高我国吊舱环控系统整体研究水平，解决目前吊舱环控系统所存在的不足都是具有极重要的理论意义和应用价值的。
附图说明
图1是本发明的逆升压回冷式空气循环制冷的吊舱环控系统图。
图中：1.涡轮；2、3.温度、压力传感器；4.热载荷；5.单向阀；6.温度、湿度传感器；7.电动调节阀；8.温度、压力传感器；9.压缩机；10.排气喷嘴。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
如图1，电子设备吊舱环控系统的核心是翻冷系统，其设计通常采用两种解决方案：一是直接引用载机环控系统的冷源，二是装备独立的循环制冷系统。早期俄罗斯曾经提出将载机环控冷却源直接引入电子吊舱，但由于载机的ec5是按一定的要求设计的，为吊舱中的电子设备的冷却而大幅度增加其工作流量是不合适的，甚至是不可能的，而且即使载机的ecs有冷却余量，飞机也需要改装，增加引气管路并采取相应的隔热措施，因而不能直接采用飞机发动机高压引气作为动力源，为此美、英等国研制了具有独立环控系统的电子设备吊舱。
目前对吊舱电子设备冷却的方案主要有3类：一是直接采用冲压空气通风，利用飞机飞行时的冲压空气来冷却电子设备；二是采用冲压空气循环制冷系统，利用涡轮出口的低温空气来冷却电子设备；三是采用蒸发循环制冷系统，利用制冷荆在蒸发器内蒸发吸热来冷却液休载冷剂，再通过被冷却的液体载冷剂去吸收电子设备的热载荷(或直接利用制冷剂在燕发器内蒸发吸热来冷却吊舱内的电子设备)。随着电子设备热载荷的增加及飞行速度的提高.单纯的冲压空气通风冷却方案已不能满足设备冷却的需求，机载蒸发循环又存在结构复杂、耗电量大等缺陷，而冲压空气循环制冷系统虽无地面冷却能力，制冷性能及温度控制精确性也不及燕汽循环冷却系统，但结构简单、成本低、可靠性好，因此越来越多的国家研究并应用这种形式的环控系统。研究趋势显示，各种空气循环制冷的环控系统方案今后不仅在各类吊舱上，而且在机载电子设备和导弹上也会有广阔应用前景。
为提高吊舱环境控制系统制冷量，解决传统逆升压式方案制冷量有限的问题，提出了一种逆升压回冷式空气循环制冷方案，由于冷却完设备后的空气温度仍低于冲压空气温度，因此在涡轮人口增设一级回冷器，用设备舱出口空气冷却冲压空气，可降低涡轮入口空气温度，进而增大系统制冷量。该方案还充分吸收了tiald吊舱的长处，采用了“蓄冷节能”的设计思想，并利用空气动力学理论研究成果，对冲压空气进气道和排气口进行设计，采取一系列措施有效地扩大了系统进出口压差，从而达到了既提高系统制冷能力。又使能量回收利用充分的目的。但该方案对回冷器的设计要求很高。它要求回冷器效率高、流阻小，并且必须与增加系统进出口压差、减少电子设备装置流阻等其他技术措施相配合，否则达不到预期的效果。
通过对上述方案的性能分析发现，提高空气循环系统制冷能力的基础和关键就在于提高小流量、小压比和小膨胀比条件下压气机和涡轮的效率，使其在各种飞行状态下均可有效地提供制冷量。如果以合适的方式为空气循环系统输入能量，提高压气机增压比，进而提高涡轮膨胀比，使涡轮出口获得温度更低的制冷空气，就可以实现系统制冷能力的提高。因此为传统方案寻找合适的辅助动力源成为提高吊舱逆升压式空气循环系统制冷性能的关键。
由于涡轮和高速电机共同输出能全来驱动压气机，提高了系统转速、涡轮速比、温降，使系统制冷量显著增大；另外由于高速电机的工作性能受飞行状态影响小，该方案还具有地面停机时可由高速电机单独驱动系统提供通风能力等特点。但该方案由于高速电机直接利用机载电源作为动力，无疑需要消耗一定量的电能，这就给载机电源提出了更高的要求；同时涡轮、高速电机及压气机同轴工作，工作特性相互影响，组件参数匹配和控制特性复杂；而且同轴工作，对高速电机工作性能的影响及高速电机的冷却等因素还有待进一步研究。
为了解决冲压空气制冷量可能不足的同题，同时避免过量依赖于载机电源，国外又提出了以动力涡轮驱动的逆升压式空气循环制冷系统的方案。
动力涡轮是飞机ecs制冷方案研究中出现的新型动力附件，它消耗部分冲压空气，为空气循环机提供辅助动力。动力涡轮方案也有两种工作模式。按传统方按模式工作时，关闭旁通活门，pt不工作，当acm驱动力不足时，开启旁通活门，冲压空气在pf中膨胀并输出机械功以提高转速，增大冷却涡轮温降和系统制冷最。
由于该系统既不需要从飞机发动机引气作为动力源，亦不需要消耗载机电能，这就提高了吊舱使用的通用性和灵活性；而且它原理简单，系统重量小，易于实现，具有很强的装机潜力。该方案虽然没有地面冷却能力(但冲压空气进气口可兼作与地面空调车匹配的接口)，同时也可能存在着飞机在低空、低速飞行时，制冷量不足的问题(这可通过系统的蓄冷设计、优化设计来尽可能的弥补)，但已综合考虑了目前吊舱所存在的主要问题，同时它可以根据需要，十分方便地通过改变系统流程而升级为带回冷式的制冷循环系统。因而是一种较理想的解决问题的方案。