直升機(jī)座艙熱載荷理論計(jì)算與試飛數(shù)據(jù)分析研究

胡水才

(海軍駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

直升機(jī)座艙熱載荷理論計(jì)算與試飛數(shù)據(jù)分析研究

胡水才

(海軍駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

在直升機(jī)飛行中，為保證機(jī)組人員的生理健康和機(jī)載設(shè)備的正常運(yùn)行，需為座艙創(chuàng)造適宜的溫度環(huán)境。采用傳熱計(jì)算方法得到直升機(jī)座艙穩(wěn)態(tài)熱載荷并確定空調(diào)的制冷量為4000W，分析得到太陽(yáng)輻射熱載荷是影響座艙穩(wěn)態(tài)熱載荷的主要因素，適當(dāng)降低座艙透明表面面積有助于減小空調(diào)的制冷量；通過(guò)對(duì)比空調(diào)試飛數(shù)據(jù)，驗(yàn)證此計(jì)算方法的可行性。

直升機(jī)；穩(wěn)態(tài)熱載荷；試飛數(shù)據(jù)

0 引言

空調(diào)是直升機(jī)環(huán)控系統(tǒng)的重要組成部分，飛行中為保證機(jī)組人員的生理健康和機(jī)載設(shè)備的正常運(yùn)行，需為座艙創(chuàng)造適宜的溫度環(huán)境[1,2]。

本文采用傳熱計(jì)算方法得到某型直升機(jī)座艙穩(wěn)態(tài)熱載荷，分析影響熱載荷的主要因素，并與該型機(jī)空調(diào)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比研究，探討此方法的可行性。

1 計(jì)算條件

1.1 計(jì)算公式

座艙的穩(wěn)態(tài)熱載荷計(jì)算公式為[2]：

(1)

式中：φT—座艙穩(wěn)態(tài)熱載荷，W；φW—通過(guò)座艙外壁的熱載荷，W；φB—通過(guò)座艙內(nèi)壁的熱載荷，W；φS—通過(guò)透明表面(風(fēng)擋玻璃、座艙蓋等)的太陽(yáng)輻射熱載荷，W；φP—成員所散發(fā)的熱載荷，W；φE—艙內(nèi)電氣和電子設(shè)備所散發(fā)的熱載荷，W。

可以歸結(jié)為：

φW+φB+φS：座艙結(jié)構(gòu)熱載荷，即通過(guò)座艙結(jié)構(gòu)的熱流；

φP+φE：附加熱載荷，即由于艙內(nèi)附加熱源或座艙空氣泄露所產(chǎn)生的熱流。

1.2 性能參數(shù)

1) 最大平飛速度：250km/h；

2) 乘員個(gè)數(shù)：2個(gè)；

3) 電子和電氣設(shè)備熱載荷：400W。

1.3 簡(jiǎn)化計(jì)算所作假設(shè)

為簡(jiǎn)化計(jì)算，作如下假設(shè)[2]：

1) 蒙皮溫度Ts等于氣流附面層恢復(fù)溫度Te，即Ts=Te；

2) 尾艙及腹艙的溫度Ta等于氣流附面層恢復(fù)溫度Te，即Ta=Te；

3) 忽略座艙壁內(nèi)表面之間的輻射；

4) 忽略艙內(nèi)結(jié)構(gòu)對(duì)所接受的太陽(yáng)輻射能的儲(chǔ)存作用。

2 穩(wěn)態(tài)熱載荷計(jì)算

2.1 相關(guān)參數(shù)的確定

2.1.1 計(jì)算工況

計(jì)算座艙熱載荷時(shí)，需考慮最嚴(yán)酷的天氣和飛行條件，計(jì)算工況見(jiàn)表1。

表1 計(jì)算工況

2.1.2 蒙皮表面溫度

根據(jù)1.3節(jié)，假設(shè)蒙皮表面溫度等于氣流附面層的恢復(fù)溫度，則[2]：

(2)

式中：Th—飛行高度h(m)上的大氣熱力學(xué)溫度，K，根據(jù)表1，地面大氣溫度為313.2K，則：Th=313.2(1-2.257×10-5h)；k—空氣的等熵指數(shù)，k=1.4；γ—恢復(fù)系數(shù)。對(duì)于紊流，γ=Pr0.33；Pr—空氣的普朗特?cái)?shù)。因Pr隨高度變化很小，在下文的計(jì)算中近似取Pr為0.699；Ma—馬赫數(shù)。在飛行高度h(m)上，當(dāng)?shù)芈曀贋閏=354.72(1-2.257×10-5h)0.5,則：Ma=0.196(1-2.257×10-5h)-0.5。

化簡(jiǎn)得：Ts=Te=Th[1+6.8216×10-3(1-2.257×10-5h)]。

2.1.3 尾艙和腹艙艙內(nèi)溫度

根據(jù)1.3節(jié)及2.1.2節(jié)，Ta=Te=Th[1+6.8216×10-3(1-2.257×10-5h)]。

2.1.4 座艙的艙內(nèi)對(duì)流換熱表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)

根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式[2]，艙內(nèi)對(duì)流換熱表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)為：

(3)

計(jì)算得在飛行高度h(m)上，hc1=12.26(1-2.257×10-5h)2.128。

2.1.5 尾艙、腹艙的艙內(nèi)對(duì)流換熱表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)

根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式，艙內(nèi)對(duì)流換熱表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)為：

(4)

2.1.6 太陽(yáng)輻射強(qiáng)度

2.2 附加熱載荷

2.2.1 人體熱載荷

每人散熱量為116W，則人體總熱載荷為：φP=2×116=232W。

2.2.2 電子和電氣設(shè)備熱載荷

電氣和電氣設(shè)備熱載荷為：φE=400W。

2.3 計(jì)算結(jié)果及分析

通過(guò)計(jì)算得到某型機(jī)座艙穩(wěn)態(tài)熱載荷合計(jì)3765.82W，其結(jié)果詳見(jiàn)表2，考慮設(shè)計(jì)裕量，空調(diào)制冷量應(yīng)不低于4000W。各種類型熱載荷所占比重見(jiàn)圖1，輻射熱載荷所占比重最大，達(dá)到了46%。

表2 計(jì)算結(jié)果匯總

3 空調(diào)試飛研究

2014年7月4日某型機(jī)空調(diào)鑒定試飛，試飛場(chǎng)溫31℃，得到穩(wěn)定平飛過(guò)程中艙內(nèi)溫度隨時(shí)間變化的情況，平均溫度約23℃，見(jiàn)圖2。試飛中，座艙內(nèi)的穩(wěn)態(tài)熱載荷均在2500～3200W之間，最高為3124W，最低為2522W，均小于4000W，見(jiàn)圖3。

4 結(jié)論

本文采用傳熱計(jì)算方法得到直升機(jī)座艙穩(wěn)態(tài)熱載荷并確定空調(diào)制冷量，通過(guò)對(duì)比試飛數(shù)據(jù)，得到以下結(jié)論：

1) 太陽(yáng)輻射熱載荷是影響座艙穩(wěn)態(tài)熱載荷的主要因素，適當(dāng)降低座艙透明表面面積有助于減小空調(diào)制冷量，減輕重量和功耗；

2) 實(shí)際飛行中，座艙穩(wěn)態(tài)熱載荷均小于4000W，用上述方法確定空調(diào)制冷量可行。

[1] 趙榮義, 范存養(yǎng), 薛殿華, 等. 空氣調(diào)節(jié)[M]. 北京: 中國(guó)建筑工業(yè)出版社, 2009.

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[3] 王 浚, 余建祖. 新興的人機(jī)與環(huán)境工程技術(shù)科學(xué)[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2002(28)：503-511.

[4] 熊賢鵬, 劉衛(wèi)華，等. 教練機(jī)座艙氣流組織和熱舒適性[J]. 應(yīng)用科學(xué)學(xué)報(bào), 2007, 25(6): 639-644.

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[6] 楊世銘, 陶文銓. 傳熱學(xué)[M]. 北京: 高等教育出版社, 2006.

Calculation of Helicopter Cabin Thermal Cinductivity

HU Shuicai

(Navy Aviation Military Representative Office in Jingdezhen Region, Jingdezhen 333001, China)

To ensure the physical health of the crew and the normal operation of the airborne equipment during the fight of the helicopter, it is needed to create a suitable and steady cabin environment. In this paper, the cabin steady thermal conductivity of the helicopter was calculated by the method of traditional heat transfer calculation. The cooling capacity of the refrigeration system was determined to 4000W. It was concluded that the solar heat conductivity was the main factor affecting the cockpit steady thermal conductivity, and it was appropriate to reduce the area of the transparent cockpit to reduce the cooling capacity of the refrigeration system. The feasibility of the method in this paper was verified by comparing the theoretical results with the flight data.

helicopter；steady thermal conductivity；flight data

2016-10-04

胡水才(1976-)，男，江西樂(lè)平人，本科，工程師，主要研究方向：直升機(jī)質(zhì)量控制。

1673-1220(2017)01-036-03

V233+.7；V245.3+4

A