李星萍，羅平根

（航空工業(yè)直升機設(shè)計研究所，天津 300000）

隨著科技和時代的發(fā)展，直升機座艙的熱舒適性需求日益凸顯。直升機座艙無論在飛行中，還是地面停機狀態(tài)，都會與周圍環(huán)境發(fā)生熱交換，使艙內(nèi)溫度發(fā)生變化。環(huán)控系統(tǒng)發(fā)揮著控制座艙溫度、保證機上人員正常生理活動的重要作用。在環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計前，必須首先對座艙與其周圍環(huán)境間的換熱進行定性的分析和定量的估算，以確保系統(tǒng)不會因為設(shè)計能力不足影響加溫效果，也不會因為設(shè)計余量過大造成系統(tǒng)重量增加和能源浪費。然而，國內(nèi)對直升機座艙加溫系統(tǒng)熱負荷的研究較少，缺乏經(jīng)驗數(shù)據(jù)。本文將建立數(shù)學模型，理論計算直升機座艙加溫系統(tǒng)熱負荷，并與某試飛數(shù)據(jù)進行對比，驗證模型的可靠性。

1 座艙熱負荷的計算

直升機座艙熱負荷主要包括：通過結(jié)構(gòu)散失的熱量（QS），太陽通過透明表面的輻射熱量（QR），艙內(nèi)電子電氣設(shè)備散發(fā)的熱量QE和機內(nèi)人員人體散發(fā)的熱量（QP）。在低溫環(huán)境下，座艙熱負荷可用下式表達，即：

1.1 計算假設(shè)

前隔艙和腹艙為非氣密性座艙，內(nèi)部空氣溫度Ta等于環(huán)境溫度TH；機身外表面的空氣流速與飛機速度相同；座艙內(nèi)部表面之間的輻射可忽略。

1.2 機身外部對流換熱系數(shù)

由于機身外表面曲率半徑較大，當空氣流過機身表面時，可視為流體外掠平板情況處理。根據(jù)傳熱學理論，當艙外空氣流動為湍流時，其對流傳熱系數(shù)為：

其中，λ為空氣導熱系數(shù)，W/(m·℃)；x為空氣流過機身表面的特征長度，m；Re是空氣的雷諾數(shù)，Re=ρHvHx/μ；vH是空氣流速，單位為m/s；μ為空氣的動力黏度，Pa·s；Pr是空氣的普朗特數(shù)。

1.3 機身內(nèi)部對流換熱系數(shù)

（1）座艙內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)。由于座艙為非氣密性座艙，其艙內(nèi)壓力與飛行高度的大氣壓力相同，即pc=pH，則艙內(nèi)空氣密度為：

式中，vc是艙內(nèi)空氣平均流速，m/s，ρ0為海平面標準大氣壓下的空氣密度，即1.225 kg/m3。

（2）前隔艙及腹艙內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)。由于前隔艙及腹艙為非氣密艙，內(nèi)部空氣溫度與環(huán)境溫度相同，即Ta=TH，空氣密度ρa=ρH。前隔艙及腹艙內(nèi)空氣對流換熱系數(shù)的計算式為：

式中，R為氣體常數(shù)，即287.05J/(kg·K)。

座艙內(nèi)表面對流換熱系數(shù)的計算式：

由于前隔艙及腹艙內(nèi)空氣流速較小，取v=0m/s。

1.4 座艙結(jié)構(gòu)傳熱量

（1）通過蒙皮和風擋玻璃結(jié)構(gòu)的熱負荷。通過蒙皮、風擋玻璃結(jié)構(gòu)的總傳熱系數(shù)為：

通過蒙皮、風擋玻璃結(jié)構(gòu)的總傳熱量為：

（2）通過地板、座艙前壁面結(jié)構(gòu)的熱負荷。地板一側(cè)是座艙內(nèi)部，另一側(cè)是腹艙；座艙前壁面一側(cè)是座艙內(nèi)部，另一側(cè)是前隔艙，通過地板和座艙前壁面結(jié)構(gòu)的總傳熱系數(shù)為：

通過地板、座艙前壁面結(jié)構(gòu)的總傳熱量為：

（3）通過地板梁（隔框）的熱負荷。隔框與蒙皮、地板連接，其一端溫度接近蒙皮，另一端溫度接近地板。工程上，用矩形截面肋片公式計算通過地板梁的熱負荷其中，Af為肋片面積，ηf為肋片效率。因此，通過座艙結(jié)構(gòu)的傳熱量為：

1.5 透明表面的輻射熱量

為保證設(shè)計裕量足夠，設(shè)計過程中取最不利情況的值。因此，在加溫系統(tǒng)設(shè)計時，取無陽光照射時的輻射量，即為0。

1.6 艙內(nèi)電子電氣設(shè)備發(fā)熱量

電子電氣設(shè)備的發(fā)熱量可用以下公式計算：

式中，Pi是電子電氣設(shè)備功率，W；ηi是電子電氣設(shè)備的效率。

1.7 人體散發(fā)的熱量

根據(jù)有關(guān)資料表明，空勤人員的散熱量為116W/人，取其平均值，則：

式中，n是空勤人員的人數(shù)。

2 座艙熱負荷實例

以某直升機為例，座艙內(nèi)電子電氣設(shè)備耗電功率約為2kW，各設(shè)備的效率η取值為η=0.8，機組人員兩人。根據(jù)公式（1）得到不同艙溫下，座艙熱負荷隨飛行高度變化的曲線，如圖1所示。GJB1193-91規(guī)定：機上環(huán)控系統(tǒng)應具有保證駕駛員周圍溫度為15～27℃的加溫能力。根據(jù)此要求，設(shè)計環(huán)控系統(tǒng)時估算了艙內(nèi)溫度為15℃，在整個飛行包線內(nèi)（H=0～6000m，TH=-40～0℃）座艙熱負荷的變化曲線，如圖2所示。

圖1 不同艙溫下熱負荷隨高度的變化

圖2 不同環(huán)境溫度下熱負荷隨高度的變化

計算結(jié)果表明：在飛行高度和速度相同情況下，座艙熱負荷隨艙內(nèi)平均溫度升高而增大；在大氣溫度和艙內(nèi)溫度相同情況下，座艙熱負荷隨飛行高度增加而減小；在飛行高度和艙內(nèi)溫度相同情況下，座艙熱負荷隨大氣溫度降低而增加。

3 座艙熱負荷的試飛測試

試飛時，通常直接測量環(huán)控系統(tǒng)供氣出口靜壓，然后據(jù)此計算實際供氣流量，最后計算得到座艙實際熱負荷。因此，試飛前需要進行管內(nèi)流量-阻力特性試驗，以確定供氣流量隨供氣出口靜壓的關(guān)系。

3.1 管內(nèi)流量—阻力特性

根據(jù)試驗，得到在p0=0.10186MPa，T0=25℃條件下，不同流量下混合室出口靜壓的變化規(guī)律，如圖3所示。

根據(jù)圖3可以得到空氣分配管路的流量特性，擬合曲線方程式為：

圖3 混合室出口靜壓和空氣流量的關(guān)系曲線

求解得：

式中，y是混合室出口靜壓，Pa；x是空氣質(zhì)量流量，kg/h。

當飛行高度為H時，進艙的總風量為：

式中，qmH是飛行高度為H時的進艙總風量，kg/h；ρ是標定條件下的空氣密度，kg/m3。

3.2 座艙加溫性能試飛測試

經(jīng)試飛測試，得到混合氣體進艙溫度隨高度和測試時間變化的曲線圖，如圖4所示。從曲線變化規(guī)律來看，可以將系統(tǒng)測試分成以下幾個階段：

圖4 混合氣體進艙溫度變化曲線

A→B階段：爬升，打開環(huán)控系統(tǒng)并使其處于自動加溫狀態(tài)，供氣溫度逐漸升高，高度達到B點（H=612m）時，溫度達到最大值，約為79℃。

B→C階段：繼續(xù)爬升，供氣溫度保持一致，約為79℃。

C→E階段：H≈2770m巡航飛行，該階段試飛員對環(huán)控系統(tǒng)進行了操作。

E→A階段：進場和著陸，環(huán)控系統(tǒng)關(guān)閉。

由于座艙為非氣密性座艙，根據(jù)質(zhì)量守恒定律，環(huán)控系統(tǒng)供給座艙的風量qin應等于通過座艙出口排出的風量qout。供入艙內(nèi)的送風溫度為Tin，通過給座艙加溫后，向外排出的出風溫度降為Tout，則座艙實際熱負荷可由下式計算得到：

式中，Qc為通過試飛數(shù)據(jù)計算得到的熱負荷，W；qin為進艙總風量，qin=qmH/3600，kg/s；cp為空氣的定壓比熱容。

由混合室出口靜壓試飛數(shù)據(jù)和公式（16）可得進艙總風量，再由艙內(nèi)平均溫度和公式（17）得到座艙實際熱負荷如圖5所示。

圖5 實際座艙熱負荷變化曲線

3.3 計算結(jié)果和試飛數(shù)據(jù)對比分析

由圖1可知，H=2770m，Tc=37.5℃時，座艙熱負荷為2682W；H=2770m，Tc=43℃時，座艙熱負荷為3112.6W；由圖5可知，在巡航飛行前一時間段座艙熱負荷約為2240W，后一時間段約為2670W。則巡航飛行時，前一時間段相差442W，后一時間段相差442.6W，從中看出計算得到的座艙熱負荷大于實際熱負荷，誤差在14%～17%之間，其原因為：第一，各艙壁的材料和結(jié)構(gòu)不盡相同；有些部位可能有空氣死腔或夾層壁；鄰艙溫度難以確定。以上因素均作了假設(shè)。另外，為了簡化計算，認為通過各個艙壁的熱流是彼此獨立傳遞并且是一維的，即熱僅沿艙壁厚度方向流動，其他方向均無熱流。第二，艙內(nèi)電氣及電子設(shè)備數(shù)量龐大，且設(shè)備的熱計算模型未知，因此，實際的散熱量無法準確得到。第三，忽略了透明表面輻射熱量。

4 結(jié)語

本文通過建立相關(guān)模型，得到了座艙熱負荷及實際熱負荷的計算方法，結(jié)果表明，座艙熱負荷的理論值高出實驗值14%～17%，符合工程計算誤差范圍，表明座艙熱負荷的計算方法可行；熱負荷與大氣溫度、飛行高度和艙內(nèi)溫度的變化之間存在一定的規(guī)律，即在相同條件下，座艙熱負荷大氣溫度降低而增加，隨飛行高度升高而減小，隨艙內(nèi)溫度增加而增加。