某型直升機通風加溫系統優化設計

何 杰，劉道錦

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

某型直升機通風加溫系統優化設計

何 杰，劉道錦

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

為改善嚴寒地區飛行時的艙內舒適性，某型直升機改進優化設計了通風加溫系統吸氣風扇、引射噴嘴及溫度控制裝置，以實現改善加溫效果的目的。為驗證優化設計工作的有效性，進行了地面、機上試驗，結果表明，改進后的溫度控制系統與通風加溫系統各部件間具有良好的匹配性，且經機上驗證，加溫效果明顯改善。

通風加溫；溫度控制；試驗驗證

0 引言

由于某型直升機通風加溫系統沿用原直-8型機，其系統加溫性能未經受高寒的檢驗。而該型直升機布置在我國北方高寒地區，在高寒條件下通風加溫系統加溫效果不理想，尤其是駕駛艙，據機組人員反映，在高寒飛行時出現凍腳情況，嚴重影響直升機在北方冬天的出勤。

為改善該型直升機機組人員在高寒區飛行時駕駛艙內的環境舒適性，實現飛行中正常操縱駕駛，對直升機通風加溫系統的加溫能力提出了更高的要求。本文著重介紹對某型直升機通風加溫系統的優化設計，并且針對改進后的通風加溫系統進行了地面、機上試驗，以驗證通風加溫系統改進的有效性。

1 通風加溫系統的工作原理

通風加溫系統的工作原理：將風扇抽吸的外界環境大氣(文中稱為“冷氣”)與從發動機引來的高溫引氣在通風加溫子系統混合室中充分混合，將混合后的溫度適宜的氣體送入各艙室，以改善機組人員的工作環境。

溫度控制系統主要由環境溫度探測器、管路溫度傳感器和控制盒組成，通過感受環境溫度和管路溫度來控制電動活門的開啟度，進而實現艙室溫度控制。圖1為通風加溫系統原理圖。

2 通風加溫系統優化設計

2.1優化設計思路

根據實際使用情況分析，導致該型直升機通風加溫效果不佳的主要原因是金屬機體結構保溫性、密封性差及原型機在高寒地區加溫能力較低?？紤]通風加溫系統改裝工作的復雜性及經濟性問題，改善機體結構難度大，針對該直升機的改進需在現有狀態基礎上進行盡可能小的改動，故設計人員著重對該型機通風加溫系統中影響加溫效果的部件進行了改進[1]，以提高通風加溫系統的加溫能力，改善艙室加溫效果。

由于氣候環境的惡劣及該機機體結構特性、自身加溫能力的限制，單純降低冷氣流量或提高引氣流量對加溫效果的改善不明顯(這已在機上進行了驗證)，故該機的改裝主要從降低冷氣流量、提高引氣流量和改善溫度控制系統三方面進行。

1) 降低冷氣流量：改進風扇，將定轉速風扇改進為變轉速風扇，實現風扇在加溫狀態下轉速降低，進而降低抽吸的冷氣流量；

2) 提高引氣流量：增大引射噴嘴的引射面積，因為引射面積的大小直接影響引氣量的大小；

3) 改善溫度控制系統：改進溫度控制裝置，當冷氣流量降低，引氣流量提高時，可實現將混合后氣體的溫度迅速調節到設計范圍之內，確保安全使用。

通風加溫系統優化方案見圖2。

2.2風扇的變速設計

考慮風機額定性能指標要求不變，所以風扇葉輪、導流罩保持現有技術狀態不變。吸氣風扇驅動電機激磁采用永磁體硬磁材料，無法像勵磁電機通過改變激磁繞組達到調速目的，且風扇額定指標未發生變化，故驅動電機不作變化[2]。

直流電動機的轉速n和其他參量的關系可表示為：

式中，Ua—電樞供電電壓(V)；Ia—電樞電流(A)；Ф—勵磁磁通(Wb)；Ra—電樞回路總電阻(Ω)；CE—電勢系數，P為電磁對數，a為電樞并聯支路數，N為導體數。

由公式可以看出，式中Ua、Ra、Ф三個參量都可以成為變量，只要改變其中一個參量，就可以改變電動機的轉速，所以直流電動機有三種基本調速方法：(1)改變電樞回路總電阻Ra；(2)改變電樞供電電壓Ua；(3)改變勵磁磁通Ф。

但是改變電樞回路總電阻Ra的缺點是調速電阻上耗能較多，效率低；機械特性軟，若負載有變化，轉速變化較大，不能得到較寬和平滑的調速性能。該方法只適用于一些小功率且調速范圍要求不大的場合，本風扇電機材料為永磁體硬磁材料，磁通Ф為定值，故采取改變電樞供電電壓Ua的方案。連續改變電樞供電電壓，可以使直流電動機在很寬的范圍內實現無級調速。該方式機械特性硬，轉速穩定，通過采用晶閘管變流器供電的調速系統實現。

2.3引射噴嘴的優化設計

考慮通風加溫系統的熱源來自發動機，該直升機通風加溫系統沿用原直-8型機，且原直-8型機通風加溫系統加溫效果良好，故設計時參考原直-8型機的總引氣量為(460±30)kg/h，通過設計引射噴嘴滿足對引氣量的需求。

為改善加溫效果，首先需提高通風加溫系統所需引氣流量，經過與發動機方進行技術協調，兩臺發動機最大連續狀態下可提供引氣量約800kg/h；并考慮通風加溫系統混合室的長度限制，設計時按兩臺發動機可提供總引氣量(700±30)kg/h進行設計考慮。

根據小孔平行射流特性及可壓縮流體伯努利方程，并考慮引射噴嘴的局部損失[3]，可得：

其中，C為損失系數，一般取0.98；P1、P2為噴嘴兩端壓力；qm為質量流量，kg/h；A為引射面積，m2；m為截面收縮比，m=A2/A1；ρ為密度，kg/m3。

經過設計計算得到引氣量與引射面積的關系，如表1。

根據引射面積大小，并考慮小孔射流后紊流區域影響，主要設計了4種引射噴嘴，外形如圖3。其中1號引射噴嘴與目前機上安裝的引射噴嘴狀態相同，其余3種為新設計噴嘴外形。

表1 引氣量與引射面積的關系

2.4溫度控制系統的優化設計

由于優化后的通風加溫系統引氣量提高，冷氣量降低，混合室混合后氣體溫度超出設計范圍(70±3℃)的可能性增大。為保障系統及其設備的安全使用，溫度控制系統優化設計，增設溫度繼電器，起到超溫保護功能；控制盒限位計旋鈕原狀態只標識冷熱方向，為使用方便，設計要求給出控制盒限位計旋鈕位置與艙內環境溫度的匹配關系。

某型直升機優化后的通風加溫系統的溫度控制系統包括環境溫度探測器、管路溫度傳感器、溫度繼電器、控制盒。

當控制盒限位計旋鈕置于某一位置，管路溫度傳感器感受溫度超過(70±5)℃時，將反饋信號給控制盒，控制電動活門的開啟度，直到環境溫度探測器感受溫度達到限位計旋鈕位置處設定的溫度后，繼續反饋信號給控制盒，控制電動活門的開啟度。當管路溫度傳感器感受混合后氣體溫度達到(80±3)℃時，溫度繼電器迅速控制關斷閥關閉，切斷引氣，以確保人員及系統部件安全。

3 試驗驗證

3.1總體試驗裝置

為驗證該型直升機通風加溫系統上述方案的合理性和可行性，對該方案進行了地面試驗研究。試驗安裝簡圖如圖4。為模擬該型直升機通風加溫系統的機上工作環境，通風加溫系統試驗在真空艙內進行，為便于調節，將控制系統設置在艙外。地面試驗安裝如圖5。

3.2風扇流量試驗

風扇電源為27V穩壓直流電源，在帶負載下額定轉速≥7400 r/min。由于低溫環境下機上需求風扇的風量風壓指標未能量化，故驅動電機轉速未確定。進行了風動特性摸底試驗，選取以下轉速點7700 r/min(額定)、6000 r/min、5000 r/min、4000r/min、3000 r/min下的風動特性指標，試驗結果如圖6。

根據圖表結果，風機在6000 r/min、5000 r/min、4000 r/min、3000 r/min四種轉速下風機風量、風壓指標均有大幅下降。如8000 r/min時風機出口風壓70mm水柱，對應風量為20.4 m3/min；6000 r/min時風機出口風壓70mm水柱，對應風量為14 m3/min。

優化后的風扇為變轉速風扇，當通風加溫系統溫度控制裝置于“通風”狀態時，風扇為高轉速，而當通風加溫系統溫度控制裝置于“加溫”狀態時，風扇為低轉速，得到優化后風扇性能參數如表2。

表2 變轉速風扇性能

3.3引射噴嘴流量特性試驗

為選取合適的引射噴嘴，試驗時首先進行了預選噴嘴試驗，比較分析了面積相近的1號、2號、4號三個噴嘴的流量特性。由于4號噴嘴小孔射流后紊流區域過大，2號噴嘴流量特性與1號噴嘴相近，引射流量較1號噴嘴無明顯增加，因此，試驗過程中主要將1號、3號、4號引射噴嘴分別在不同引氣溫度條件下進行了試驗，并計算各狀態引射比，結果見表3。

表3 引射噴嘴引射比試驗數據統計

從表3數據可以得出：引射比大小與引射面積成反比；在相同條件狀態下，選取3號噴嘴引氣流量更大；根據各個供氣管路出口測得的最高溫度值，3號噴嘴的溫度值在設計允許范圍內，并且以上選型試驗中冷氣溫度在0℃以上，而該型直升機實際應用在我國北方最寒冷地區，冷氣溫度低于試驗中的冷氣溫度，故選擇3號改進噴嘴。

3.4溫度控制試驗及結果分析

為確保該系統優化后的安全使用，需要進行溫控試驗驗證。試驗在外界環境溫度分別為0℃、-10℃、-30℃～-40℃時，飛行高度分別為0m、2000m、6000m，以及模擬發動機引氣溫度230～250℃條件下，進行各狀態下溫度控制試驗。由于實驗室條件所限，通過模擬電阻箱模擬環境溫度探測器探測艙內溫度，艙內溫度與模擬電阻值的對應關系見表4。按圖5進行試驗。

由于系統在引氣溫度230～250℃、環境溫度0℃、地面0m條件下為極限工作狀態，該狀態下可能出現超溫情況，對限位計位置調整提出更改的要求，試驗前對于控制盒限位計旋鈕的位置進行了預標識，如圖7。然后進行了詳細驗證試驗，如圖8、圖9。其中T1為駕駛員頂部供氣溫度，T2為艙右側供氣管溫度，T3艙左后側供氣管溫度，T4駕駛艙供氣管溫度。

表4 溫度傳感器不同溫度下輸出電阻值

圖8是環境溫度探測器感受溫度為10℃，限位計旋鈕于“2”位置，并在70±5℃的安全設計值范圍內穩定時，在47min處，將環境溫度探測器感受溫度調整為0℃時的試驗結果。圖9是在環境溫度探測器感受溫度調整為0℃時，將限位計位置由“2”位調整到“3”位的試驗結果。

根據圖8試驗結果分析，限位計旋鈕位于“2”位時，環境溫度探測器感受溫度由“10℃”調整到“0℃”，環境溫度探測器將溫度降低信號反饋至控制盒，控制盒電控活門增大開啟度，增大引氣量，進而各個供氣管溫度升高，可能出現短時超溫情況，此時溫度繼電器檢測到超溫信號，將切斷高溫引氣。

根據圖9試驗結果分析，在環境溫度探測器感受溫度為0℃時，限位計旋鈕由“2”位調整至“3”位置，可實現各管路供氣溫度不超過(70±3)℃的安全使用值，所得試驗數據與圖7限位計置于“3”位置相符，若此時將限位計由“3”位向冷極限方向調整，則電動活門減小活門開啟度，減少引氣量，各個供氣管溫度繼續降低。

圖10是環境溫度探測器感受溫度為0℃、限位計旋鈕置于3位置，于60min處，將艙內傳感器感受溫度調整為25℃、限位計旋鈕置于熱極限位置時的試驗結果。圖11是在圖10試驗結果的基礎上，調整限位計旋鈕至“1”位置的試驗結果。

由于篇幅所限，以上僅列出了4個狀態的試驗結果。

通過試驗得出，控制盒限位計旋鈕位置與環境溫度探測溫度的匹配關系見圖12，越靠近熱極限位置，活門開啟度越大。

4 機上驗證

為驗證優化后通風加溫系統的加溫效果，針對某型直升機加溫效果較差的01架機首先進行了優化工作，并于駕駛艙和客貨艙安裝溫度傳感器，用來測量兩艙溫度，具體驗證狀態見表5。

狀態1為2011年1月的測試結果，在當地外界環境溫度-18℃條件下，地面開車試驗，獲得該型直升機為優化前通風加溫系統加溫能力的測試結果，各供氣管路溫度均未到達30℃。

狀態2為2013年1月的測試結果，在當地外界環境溫度-18℃條件下，地面開車試驗，獲得該型直升機通風加溫系統優化后的測試結果。經過機上驗證可知，加溫效果明顯改善，各供氣管路溫度均達到45℃以上，并且機組人員反映艙內暖和，加溫效果良好。

表5 優化前后機上加溫能力對比

5 結論

通過對某型直升機通風加溫系統的優化設計和試驗驗證，得出：通過改進引射噴嘴，采用變轉速風扇，改進溫度控制裝置，可以實現系統各部件之間的匹配，提高直升機通風加溫系統的加溫能力，改善機組人員艙內環境的舒適性。

[1] 直-XX型機通風加溫系統改裝設計方案[Z].

[2] XXX風扇多轉速方案可行性報告[Z].

[3] 壽榮中，何慧姍.飛行器環境控制[M].北京：北京航空航天大學出版社，2006.

OptimizationDesignofVetilationandHeatingSystemofaCertainTypeofHelicopter

HE Jie,LIU Daojin

(China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001,China)

In order to improve the comfortableness of pilot’s compartment when flying in a cold region,a design improvement on the suction fan,ejector component and temperature control device of a certain type of helicopter was carried out,which enhanced ventilating and heating effect.Experiments were carried out to verify the effectiveness of the improvement work.The test results showed that the improved temperature control system works well with the ventilating and heating system components,and the improvement work is effective.

ventilating and heating；temperature control；experiment

2016-10-31

何 杰(1986-)，女，黑龍江省慶安縣人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機環境控制、防雨、防冰。

1673-1220(2017)03-039-07

V245.3+4

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