座艙加溫系統的優化設計與試驗

張 洋 羅平根

座艙加溫系統的優化設計與試驗

張 洋 羅平根

（中國直升機設計研究所，景德鎮 333001）

針對某座艙加溫系統的設計要求，建立了一套理論計算與試驗仿真相結合的設計方法。此方法通過前期的原理設計與理論計算建立初步的加溫系統模型，根據模型中相關物理變量搭建起相匹配的試驗流程。通過試驗驗證及數據分析，優化形成了完善的加溫系統方案。該方案采用引射加旁通的方式優化冷熱氣流分配形式，并通過地面試驗與迭代設計驗證了其合理性。

座艙；加溫系統；優化設計與驗證

1 引言

某直升機座艙加溫系統主要用于冬天對座艙進行加溫，提高乘員的人機功效和舒適性。以往國產直升機加溫系統均通過提取發動機或APU的高溫高壓空氣，與吸氣風扇抽吸的機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大部分區域能滿足直升機冬季飛行時的加溫要求，但在內蒙古及黑龍江北部高寒地帶，冬季時的氣溫經常達到-40℃左右，此時該加溫方式的效果就不盡人意。究其原因，主要有四點，其一環境溫度過低；其二發動機或APU引氣量不足；其三環控系統未能合理匹配冷、熱空氣流量；其四直升機座艙為非氣密性艙，保溫效果差。

為使某型直升機適應高寒地區的使用要求，在受限于發動機和APU引氣量以及直升機座艙保溫效果情況下，采用引射加旁通的氣流分配方式優化冷、熱空氣的混合比，以提升整個系統的加溫效果。

2 加溫系統設計

作為經濟可靠的熱源，本加溫系統的熱氣源仍來自發動機或APU引氣，由加溫系統各部件對機外低溫空氣與高溫高壓空氣的混合比例進行調節，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座艙內的溫度。

2.1 模型建立

座艙內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節冷、熱空氣的混合比，從而控制進艙熱氣溫度和流量。加溫系統模型由主活門、旁路活門、引射噴嘴、混合室、限流環、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 加溫系統原理圖

系統加溫時，先打開主活門，高溫高壓氣體從發動機或APU引氣口引出，流經引射噴嘴時，產生高速氣流，使其附近形成負壓，此時外界進風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，在混合室內冷、高溫空氣混合，然后供入座艙。當主活門全開，進艙供氣溫度仍低于設定溫度時，旁路活門打開，此時熱氣流量增加，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 引射噴嘴設計

引射噴嘴作為加溫系統的關鍵部件之一，是系統熱氣流量與冷氣流量進行優化分配的基礎。同時為避免過多降低發動機功率，引射噴嘴對熱氣流量起到限流作用，使系統引氣流量在不超過發動機最大輸出流量情況下滿足系統的加溫要求[3]。

引射噴嘴[4]結構設計簡單，其實際上就是一段流通面積變化的導管，如圖2所示，當氣體通過時，其壓力、溫度、密度及速度參數在不同截面會發生變化，隨著流通面積逐漸縮小，氣體流速逐步加快，在喉道處達到臨界流，其速度為該處音速，此時，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

流經引射噴嘴的最大質量流量為[5]：

依據發動機或APU引氣流量、壓力及密度等參數，經計算本模型共包含7個引射噴嘴，每個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 旁通管路設計

加溫時，引自發動機或APU的高溫高壓空氣一部分經流引射噴嘴進入混合室，另一部分氣體經旁通管路及旁路活門進入混合室。經流引射噴嘴的熱空氣通過引射外部環境冷空氣進行冷熱空氣混合，以達到加溫控制盒設定溫度的熱氣供座艙加溫，此路空氣流量為主流量。當外界環境空氣溫度過低，混合空氣的溫度無法達到設定溫度時，打開旁路活門，直接向混合室引入高溫高壓空氣，該部分氣體未經過引射，可大幅提高混合氣體的溫度，提升系統的加溫能力。

根據系統要求，經旁通管路的熱氣流量為300 kg/h，由上述流量公式計算可知旁通管路內徑為9mm，考慮到旁通管路較長，有一定的流體阻力，實際旁通管路內徑為理論值的1.5倍，即實際管路內徑為13.5mm。

2.4 限流環設計

限流環[6]設置在外界空氣的進風口處，其主要功能是增大冷邊空氣阻力，控制冷邊的空氣流量。加溫系統工作時，主活門根據加溫控制盒的指令控制高溫高壓空氣流量，外界空氣流量也會隨引射噴嘴內高溫高壓空氣流量的變化而波動，經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。

為了提高加溫系統在高寒地區的加溫效果，需提升混合室內混合空氣的溫度。此時主活門開度為最大，旁路活門打開，即高溫高壓空氣流量保持在最大狀態，此時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。

同時為滿足環境溫度在10℃左右時，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，熱邊高溫高壓空氣與10℃左右的冷邊空氣混合時，若冷邊空氣流量過小，混合空氣溫度迅速達到90℃，容易引氣超溫并造成加溫系統頻繁關閉，影響系統的使用，因此需綜合不同環境時的加溫效應來確定限流環的尺寸大小。

3 加溫系統試驗

3.1 試驗要求

圖4 加溫系統測試原理圖

為驗證該座艙加溫系統方案的合理性與可行性，對上述方案進行地面性能試驗。測試系統在加溫系統的基礎上加裝傳感器，具體測試原理如圖4所示，以測試相關進出口處氣體的溫度、壓力與流量，主要目的如下：

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

b. 驗證旁通管路的流量特性，在上述規定的引氣壓力值下，測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，以滿足加溫系統在環境溫度為-40℃或10℃加溫時，供入艙內熱氣的溫度要求和流量要求，具體指標為：入艙熱氣溫度60℃≤2＜80℃；入艙熱氣流量2≥1800kg/h。

3.2 試驗方法

根據加溫系統在機上實際工作情況，確認試驗相關物理常量與試驗變量。

其中相關物理常量如下：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。

相關物理變量如下：a.環境溫度3：-40℃與10℃；b.旁路活門打開與關閉；c.冷邊限流環內徑：65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

加溫系統試驗時，主活門保持最大開度狀態，調節高溫引氣的溫度、壓力、流量及冷邊引射空氣的溫度，使其達到設定值并保持穩定。根據不同的物理變量，確定相關的試驗狀態，具體試驗狀態如下[7]：

狀態1：環境溫度3為-40℃，旁路活門打開，冷邊限流環內徑分別為65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

狀態2：環境溫度3為-40℃，旁路活門關閉，冷邊限流環內徑分別為65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

狀態3：環境溫度3為10℃，旁路活門打開，冷邊限流環內徑分別為65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

狀態4：環境溫度3為10℃，旁路活門關閉，冷邊限流環內徑分別為65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

3.3 試驗結果分析

根據上述的試驗方案測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1、狀態2、狀態3、狀態4的試驗結果分別如圖5、圖6、圖7、圖8所示。

圖5 狀態1對應的試驗結果

圖6 狀態2對應的試驗結果

圖7 狀態3對應的試驗結果

圖8 狀態4對應的試驗結果

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

其次，由狀態2與狀態4可知，此時旁路活門關閉，熱氣全部經引射噴嘴流入混合室，引氣流量即對應此狀態引射噴嘴流量，由圖6與圖8可知，引氣流量在(800±50)kg/h以內，滿足引射噴嘴流量要求。

再次，根據狀態1與狀態3可知，此時旁路活門打開，熱氣徑引射噴嘴與旁通管路流入混合室，引氣流量即對應此狀態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，旁通管路流量在(300±50)kg/h以內，滿足旁通管路流量要求。

最后，根據供入艙內熱氣的溫度要求和流量要求，需分析狀態1與狀態4對應的試驗結果，因為狀態1代表高寒環境時最大的加溫能力，而狀態4代表較冷環境時最大的供氣能力。由圖5與圖8可知，冷邊限流環內徑為45mm或50mm均能滿足要求，根據加溫系統要求，優先提升系統加溫能力，因此冷邊限流環內徑確定為45mm。

4 結束語

首先，針對某型直升機加溫系統的設計要求，建立了一套理論計算與試驗仿真相結合的設計方法。此方法通過前期的原理設計與理論計算建立了初步加溫系統模型，根據模型中相關物理變量搭建起相匹配的試驗流程，通過試驗驗證及數據分析，優化形成了完善的加溫系統方案。

其次，針對以往型號在高寒地區加溫效果差的問題，建設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，優化冷、熱空氣的混合比，提升整個系統的加溫效果，同時避免以往方案中增加冷邊風機造成的重量和功耗損失，提高加溫系統的能效比。

最后，通過加溫系統地面模擬試驗，驗證了引射噴嘴與旁通管路設計合理性，并結合試驗數據選取了合適的冷邊限流環，進一步驗證該方案能夠滿足加溫系統要求，可作為某型直升機加溫系統設計的輸入條件。

1 董永進，朱光武. 航天機箱類儀器的新型結構設計[J]. 航天制造技術，2013(5)：43～46

2 王浚，黃本誠，萬才大. 環境模擬技術[M]. 北京：國防工業出版社，1996

3 崔利，薛浩. 直升機環控系統對比與展望[J]. 裝備環境工程，2010，7(3)：62～65

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

5 張也影. 流體力學[M]. 北京：高等教育出版社，1999

6 王兆偉，孫國嶺，姚星合，等. 再入飛行器冷熱結構一體化設計及分析[J]. 航天制造技術，2015(6)：15～17

7 何杰，劉道錦. 某型直升機通風加溫系統優化設計[J]. 直升機技術，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，飛行器環境與生命保障工程專業；研究方向：直升機環控系統設計。

2018-01-03