座艙加溫系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)與試驗(yàn)

張 洋 羅平根

座艙加溫系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)與試驗(yàn)

張 洋 羅平根

（中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，景德鎮(zhèn) 333001）

針對(duì)某座艙加溫系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求，建立了一套理論計(jì)算與試驗(yàn)仿真相結(jié)合的設(shè)計(jì)方法。此方法通過前期的原理設(shè)計(jì)與理論計(jì)算建立初步的加溫系統(tǒng)模型，根據(jù)模型中相關(guān)物理變量搭建起相匹配的試驗(yàn)流程。通過試驗(yàn)驗(yàn)證及數(shù)據(jù)分析，優(yōu)化形成了完善的加溫系統(tǒng)方案。該方案采用引射加旁通的方式優(yōu)化冷熱氣流分配形式，并通過地面試驗(yàn)與迭代設(shè)計(jì)驗(yàn)證了其合理性。

座艙；加溫系統(tǒng)；優(yōu)化設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

1 引言

某直升機(jī)座艙加溫系統(tǒng)主要用于冬天對(duì)座艙進(jìn)行加溫，提高乘員的人機(jī)功效和舒適性。以往國(guó)產(chǎn)直升機(jī)加溫系統(tǒng)均通過提取發(fā)動(dòng)機(jī)或APU的高溫高壓空氣，與吸氣風(fēng)扇抽吸的機(jī)外低溫空氣混合向座艙提供熱氣加溫，此種加溫方式在我國(guó)大部分區(qū)域能滿足直升機(jī)冬季飛行時(shí)的加溫要求，但在內(nèi)蒙古及黑龍江北部高寒地帶，冬季時(shí)的氣溫經(jīng)常達(dá)到-40℃左右，此時(shí)該加溫方式的效果就不盡人意。究其原因，主要有四點(diǎn)，其一環(huán)境溫度過低；其二發(fā)動(dòng)機(jī)或APU引氣量不足；其三環(huán)控系統(tǒng)未能合理匹配冷、熱空氣流量；其四直升機(jī)座艙為非氣密性艙，保溫效果差。

為使某型直升機(jī)適應(yīng)高寒地區(qū)的使用要求，在受限于發(fā)動(dòng)機(jī)和APU引氣量以及直升機(jī)座艙保溫效果情況下，采用引射加旁通的氣流分配方式優(yōu)化冷、熱空氣的混合比，以提升整個(gè)系統(tǒng)的加溫效果。

2 加溫系統(tǒng)設(shè)計(jì)

作為經(jīng)濟(jì)可靠的熱源，本加溫系統(tǒng)的熱氣源仍來自發(fā)動(dòng)機(jī)或APU引氣，由加溫系統(tǒng)各部件對(duì)機(jī)外低溫空氣與高溫高壓空氣的混合比例進(jìn)行調(diào)節(jié)，為座艙提供一股合適溫度與流量的熱空氣，從而有效控制直升機(jī)座艙內(nèi)的溫度。

2.1 模型建立

座艙內(nèi)的溫度主要由供氣溫度和供氣量決定，本模型[1]采用引射加旁通的氣流分配方式調(diào)節(jié)冷、熱空氣的混合比，從而控制進(jìn)艙熱氣溫度和流量。加溫系統(tǒng)模型由主活門、旁路活門、引射噴嘴、混合室、限流環(huán)、加溫控制盒、溫度傳感器及溫度繼電器等組成[2]如圖1所示。

圖1 加溫系統(tǒng)原理圖

系統(tǒng)加溫時(shí)，先打開主活門，高溫高壓氣體從發(fā)動(dòng)機(jī)或APU引氣口引出，流經(jīng)引射噴嘴時(shí)，產(chǎn)生高速氣流，使其附近形成負(fù)壓，此時(shí)外界進(jìn)風(fēng)口處的壓力高于引射噴嘴附近的壓力，外界低溫空氣流入混合室，在混合室內(nèi)冷、高溫空氣混合，然后供入座艙。當(dāng)主活門全開，進(jìn)艙供氣溫度仍低于設(shè)定溫度時(shí)，旁路活門打開，此時(shí)熱氣流量增加，冷、熱空氣混合比減小，高溫空氣流量在總量中所占比例增加，座艙供氣溫度迅速回升。

2.2 引射噴嘴設(shè)計(jì)

引射噴嘴作為加溫系統(tǒng)的關(guān)鍵部件之一，是系統(tǒng)熱氣流量與冷氣流量進(jìn)行優(yōu)化分配的基礎(chǔ)。同時(shí)為避免過多降低發(fā)動(dòng)機(jī)功率，引射噴嘴對(duì)熱氣流量起到限流作用，使系統(tǒng)引氣流量在不超過發(fā)動(dòng)機(jī)最大輸出流量情況下滿足系統(tǒng)的加溫要求[3]。

引射噴嘴[4]結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，其實(shí)際上就是一段流通面積變化的導(dǎo)管，如圖2所示，當(dāng)氣體通過時(shí)，其壓力、溫度、密度及速度參數(shù)在不同截面會(huì)發(fā)生變化，隨著流通面積逐漸縮小，氣體流速逐步加快，在喉道處達(dá)到臨界流，其速度為該處音速，此時(shí)，入口壓力即使增加，喉道處的流速將維持不變，也就是流過音速噴嘴的氣體，其體積流量保持恒定。

圖2 引射噴嘴

流經(jīng)引射噴嘴的最大質(zhì)量流量為[5]：

依據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)或APU引氣流量、壓力及密度等參數(shù)，經(jīng)計(jì)算本模型共包含7個(gè)引射噴嘴，每個(gè)引射噴嘴喉部直徑為5.4mm，詳見圖3。

圖3 引射噴嘴外形圖

2.3 旁通管路設(shè)計(jì)

加溫時(shí)，引自發(fā)動(dòng)機(jī)或APU的高溫高壓空氣一部分經(jīng)流引射噴嘴進(jìn)入混合室，另一部分氣體經(jīng)旁通管路及旁路活門進(jìn)入混合室。經(jīng)流引射噴嘴的熱空氣通過引射外部環(huán)境冷空氣進(jìn)行冷熱空氣混合，以達(dá)到加溫控制盒設(shè)定溫度的熱氣供座艙加溫，此路空氣流量為主流量。當(dāng)外界環(huán)境空氣溫度過低，混合空氣的溫度無法達(dá)到設(shè)定溫度時(shí)，打開旁路活門，直接向混合室引入高溫高壓空氣，該部分氣體未經(jīng)過引射，可大幅提高混合氣體的溫度，提升系統(tǒng)的加溫能力。

根據(jù)系統(tǒng)要求，經(jīng)旁通管路的熱氣流量為300 kg/h，由上述流量公式計(jì)算可知旁通管路內(nèi)徑為9mm，考慮到旁通管路較長(zhǎng)，有一定的流體阻力，實(shí)際旁通管路內(nèi)徑為理論值的1.5倍，即實(shí)際管路內(nèi)徑為13.5mm。

2.4 限流環(huán)設(shè)計(jì)

限流環(huán)[6]設(shè)置在外界空氣的進(jìn)風(fēng)口處，其主要功能是增大冷邊空氣阻力，控制冷邊的空氣流量。加溫系統(tǒng)工作時(shí)，主活門根據(jù)加溫控制盒的指令控制高溫高壓空氣流量，外界空氣流量也會(huì)隨引射噴嘴內(nèi)高溫高壓空氣流量的變化而波動(dòng)，經(jīng)流引射噴嘴的高溫高壓空氣流量越大，外界空氣流量越大，反之亦然。

為了提高加溫系統(tǒng)在高寒地區(qū)的加溫效果，需提升混合室內(nèi)混合空氣的溫度。此時(shí)主活門開度為最大，旁路活門打開，即高溫高壓空氣流量保持在最大狀態(tài)，此時(shí)外界冷邊空氣溫度為-40℃左右，為避免冷邊空氣流量過大，造成混合空氣的溫度過低，需減小冷邊空氣流量，增大冷邊的空氣阻力。

同時(shí)為滿足環(huán)境溫度在10℃左右時(shí)，混合空氣溫度不超過90℃（混合空氣溫度過高易燙傷乘員），需要增大冷邊空氣流量。此工況加溫時(shí)，熱邊高溫高壓空氣與10℃左右的冷邊空氣混合時(shí)，若冷邊空氣流量過小，混合空氣溫度迅速達(dá)到90℃，容易引氣超溫并造成加溫系統(tǒng)頻繁關(guān)閉，影響系統(tǒng)的使用，因此需綜合不同環(huán)境時(shí)的加溫效應(yīng)來確定限流環(huán)的尺寸大小。

3 加溫系統(tǒng)試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)要求

圖4 加溫系統(tǒng)測(cè)試原理圖

為驗(yàn)證該座艙加溫系統(tǒng)方案的合理性與可行性，對(duì)上述方案進(jìn)行地面性能試驗(yàn)。測(cè)試系統(tǒng)在加溫系統(tǒng)的基礎(chǔ)上加裝傳感器，具體測(cè)試原理如圖4所示，以測(cè)試相關(guān)進(jìn)出口處氣體的溫度、壓力與流量，主要目的如下：

a. 驗(yàn)證引射噴嘴的流量特性，在上述規(guī)定的引氣壓力值下，測(cè)量引射噴嘴流量是否為(800±50)kg/h；

b. 驗(yàn)證旁通管路的流量特性，在上述規(guī)定的引氣壓力值下，測(cè)量旁通管路處流量是否為(300±50)kg/h；

c. 選取合適尺寸的冷邊限流環(huán)，以滿足加溫系統(tǒng)在環(huán)境溫度為-40℃或10℃加溫時(shí)，供入艙內(nèi)熱氣的溫度要求和流量要求，具體指標(biāo)為：入艙熱氣溫度60℃≤2＜80℃；入艙熱氣流量2≥1800kg/h。

3.2 試驗(yàn)方法

根據(jù)加溫系統(tǒng)在機(jī)上實(shí)際工作情況，確認(rèn)試驗(yàn)相關(guān)物理常量與試驗(yàn)變量。

其中相關(guān)物理常量如下：a.引入的高溫高壓氣體壓力1=574000Pa；b.引入的高溫高壓氣體溫度1=150℃；c.引入的高溫高壓氣體最大流量max=1100kg/h；d.冷熱空氣混合后的反壓P=7000Pa。

相關(guān)物理變量如下：a.環(huán)境溫度3：-40℃與10℃；b.旁路活門打開與關(guān)閉；c.冷邊限流環(huán)內(nèi)徑：65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

加溫系統(tǒng)試驗(yàn)時(shí)，主活門保持最大開度狀態(tài)，調(diào)節(jié)高溫引氣的溫度、壓力、流量及冷邊引射空氣的溫度，使其達(dá)到設(shè)定值并保持穩(wěn)定。根據(jù)不同的物理變量，確定相關(guān)的試驗(yàn)狀態(tài)，具體試驗(yàn)狀態(tài)如下[7]：

狀態(tài)1：環(huán)境溫度3為-40℃，旁路活門打開，冷邊限流環(huán)內(nèi)徑分別為65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

狀態(tài)2：環(huán)境溫度3為-40℃，旁路活門關(guān)閉，冷邊限流環(huán)內(nèi)徑分別為65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

狀態(tài)3：環(huán)境溫度3為10℃，旁路活門打開，冷邊限流環(huán)內(nèi)徑分別為65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

狀態(tài)4：環(huán)境溫度3為10℃，旁路活門關(guān)閉，冷邊限流環(huán)內(nèi)徑分別為65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

3.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

根據(jù)上述的試驗(yàn)方案測(cè)試高溫高壓引氣流量1、混合熱氣流量2及溫度2。其中狀態(tài)1、狀態(tài)2、狀態(tài)3、狀態(tài)4的試驗(yàn)結(jié)果分別如圖5、圖6、圖7、圖8所示。

圖5 狀態(tài)1對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果

圖6 狀態(tài)2對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果

圖7 狀態(tài)3對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果

圖8 狀態(tài)4對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果

首先，根據(jù)圖5、圖6、圖7、圖8可知，相同工況下，旁路活門打開時(shí)混合室內(nèi)混合氣體溫度明顯高于旁路活門關(guān)閉時(shí)混合氣體溫度，由此可知加溫系統(tǒng)采用引射加旁通的氣流分配方式可大幅提高系統(tǒng)的加溫效果。

其次，由狀態(tài)2與狀態(tài)4可知，此時(shí)旁路活門關(guān)閉，熱氣全部經(jīng)引射噴嘴流入混合室，引氣流量即對(duì)應(yīng)此狀態(tài)引射噴嘴流量，由圖6與圖8可知，引氣流量在(800±50)kg/h以內(nèi)，滿足引射噴嘴流量要求。

再次，根據(jù)狀態(tài)1與狀態(tài)3可知，此時(shí)旁路活門打開，熱氣徑引射噴嘴與旁通管路流入混合室，引氣流量即對(duì)應(yīng)此狀態(tài)引射噴嘴與旁通管路的總流量，由總流量減去上述引射噴嘴流量即為旁通管路流量。由圖5與圖7可知，引氣流量在(1100±50)kg/h以內(nèi)，旁通管路流量在(300±50)kg/h以內(nèi)，滿足旁通管路流量要求。

最后，根據(jù)供入艙內(nèi)熱氣的溫度要求和流量要求，需分析狀態(tài)1與狀態(tài)4對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果，因?yàn)闋顟B(tài)1代表高寒環(huán)境時(shí)最大的加溫能力，而狀態(tài)4代表較冷環(huán)境時(shí)最大的供氣能力。由圖5與圖8可知，冷邊限流環(huán)內(nèi)徑為45mm或50mm均能滿足要求，根據(jù)加溫系統(tǒng)要求，優(yōu)先提升系統(tǒng)加溫能力，因此冷邊限流環(huán)內(nèi)徑確定為45mm。

4 結(jié)束語

首先，針對(duì)某型直升機(jī)加溫系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求，建立了一套理論計(jì)算與試驗(yàn)仿真相結(jié)合的設(shè)計(jì)方法。此方法通過前期的原理設(shè)計(jì)與理論計(jì)算建立了初步加溫系統(tǒng)模型，根據(jù)模型中相關(guān)物理變量搭建起相匹配的試驗(yàn)流程，通過試驗(yàn)驗(yàn)證及數(shù)據(jù)分析，優(yōu)化形成了完善的加溫系統(tǒng)方案。

其次，針對(duì)以往型號(hào)在高寒地區(qū)加溫效果差的問題，建設(shè)性地提出了引射加旁通的加溫方案，通過引射噴嘴與旁路活門的共同作用，優(yōu)化冷、熱空氣的混合比，提升整個(gè)系統(tǒng)的加溫效果，同時(shí)避免以往方案中增加冷邊風(fēng)機(jī)造成的重量和功耗損失，提高加溫系統(tǒng)的能效比。

最后，通過加溫系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)，驗(yàn)證了引射噴嘴與旁通管路設(shè)計(jì)合理性，并結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)選取了合適的冷邊限流環(huán)，進(jìn)一步驗(yàn)證該方案能夠滿足加溫系統(tǒng)要求，可作為某型直升機(jī)加溫系統(tǒng)設(shè)計(jì)的輸入條件。

1 董永進(jìn)，朱光武. 航天機(jī)箱類儀器的新型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[J]. 航天制造技術(shù)，2013(5)：43～46

2 王浚，黃本誠(chéng)，萬才大. 環(huán)境模擬技術(shù)[M]. 北京：國(guó)防工業(yè)出版社，1996

3 崔利，薛浩. 直升機(jī)環(huán)控系統(tǒng)對(duì)比與展望[J]. 裝備環(huán)境工程，2010，7(3)：62～65

4 李洪飛. 噴嘴擴(kuò)口缺陷返修工藝方法研究[J]. 航天制造技術(shù)，2011(5)：36～38

5 張也影. 流體力學(xué)[M]. 北京：高等教育出版社，1999

6 王兆偉，孫國(guó)嶺，姚星合，等. 再入飛行器冷熱結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)及分析[J]. 航天制造技術(shù)，2015(6)：15～17

7 何杰，劉道錦. 某型直升機(jī)通風(fēng)加溫系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 直升機(jī)技術(shù)，2017(3)：39～45

Optimum Design and Test of Cockpit Heating System

Zhang Yang Luo Pinggen

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001)

In view of the design requirements of a certain type of cockpit heating system, a set of design method combining theoretical calculation with experimental simulation is established. This method establishes a preliminary heating system model through the previous principle design and theoretical calculation. According to the related physical variables in the model, the matching test process is set up. Through experimental verification and data analysis, a perfect heating system scheme has been formed. This scheme optimizes the distribution of cold and hot air flow by the method of ejection plus bypass. The rationality is verified by the ground test and the iterative design.

cockpit；heating system；optimum design and test

張洋（1985），工程師，飛行器環(huán)境與生命保障工程專業(yè)；研究方向：直升機(jī)環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

2018-01-03