直升機座艙熱載荷理論計算與試飛數據分析研究

胡水才

(海軍駐景德鎮地區航空軍事代表室，江西 景德鎮 333001)

直升機座艙熱載荷理論計算與試飛數據分析研究

胡水才

(海軍駐景德鎮地區航空軍事代表室，江西 景德鎮 333001)

在直升機飛行中，為保證機組人員的生理健康和機載設備的正常運行，需為座艙創造適宜的溫度環境。采用傳熱計算方法得到直升機座艙穩態熱載荷并確定空調的制冷量為4000W，分析得到太陽輻射熱載荷是影響座艙穩態熱載荷的主要因素，適當降低座艙透明表面面積有助于減小空調的制冷量；通過對比空調試飛數據，驗證此計算方法的可行性。

直升機；穩態熱載荷；試飛數據

0 引言

空調是直升機環控系統的重要組成部分，飛行中為保證機組人員的生理健康和機載設備的正常運行，需為座艙創造適宜的溫度環境[1,2]。

本文采用傳熱計算方法得到某型直升機座艙穩態熱載荷，分析影響熱載荷的主要因素，并與該型機空調試飛數據進行對比研究，探討此方法的可行性。

1 計算條件

1.1 計算公式

座艙的穩態熱載荷計算公式為[2]：

(1)

式中：φT—座艙穩態熱載荷，W；φW—通過座艙外壁的熱載荷，W；φB—通過座艙內壁的熱載荷，W；φS—通過透明表面(風擋玻璃、座艙蓋等)的太陽輻射熱載荷，W；φP—成員所散發的熱載荷，W；φE—艙內電氣和電子設備所散發的熱載荷，W。

可以歸結為：

φW+φB+φS：座艙結構熱載荷，即通過座艙結構的熱流；

φP+φE：附加熱載荷，即由于艙內附加熱源或座艙空氣泄露所產生的熱流。

1.2 性能參數

1) 最大平飛速度：250km/h；

2) 乘員個數：2個；

3) 電子和電氣設備熱載荷：400W。

1.3 簡化計算所作假設

為簡化計算，作如下假設[2]：

1) 蒙皮溫度Ts等于氣流附面層恢復溫度Te，即Ts=Te；

2) 尾艙及腹艙的溫度Ta等于氣流附面層恢復溫度Te，即Ta=Te；

3) 忽略座艙壁內表面之間的輻射；

4) 忽略艙內結構對所接受的太陽輻射能的儲存作用。

2 穩態熱載荷計算

2.1 相關參數的確定

2.1.1 計算工況

計算座艙熱載荷時，需考慮最嚴酷的天氣和飛行條件，計算工況見表1。

表1 計算工況

2.1.2 蒙皮表面溫度

根據1.3節，假設蒙皮表面溫度等于氣流附面層的恢復溫度，則[2]：

(2)

式中：Th—飛行高度h(m)上的大氣熱力學溫度，K，根據表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，k=1.4；γ—恢復系數。對于紊流，γ=Pr0.33；Pr—空氣的普朗特數。因Pr隨高度變化很小，在下文的計算中近似取Pr為0.699；Ma—馬赫數。在飛行高度h(m)上，當地聲速為c=354.72(1-2.257×10-5h)0.5,則：Ma=0.196(1-2.257×10-5h)-0.5。

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

2.1.3 尾艙和腹艙艙內溫度

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

2.1.4 座艙的艙內對流換熱表面傳熱系數

根據經驗公式[2]，艙內對流換熱表面傳熱系數為：

(3)

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

2.1.5 尾艙、腹艙的艙內對流換熱表面傳熱系數

根據經驗公式，艙內對流換熱表面傳熱系數為：

(4)

2.1.6 太陽輻射強度

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 電子和電氣設備熱載荷

電氣和電氣設備熱載荷為：φE=400W。

2.3 計算結果及分析

通過計算得到某型機座艙穩態熱載荷合計3765.82W，其結果詳見表2，考慮設計裕量，空調制冷量應不低于4000W。各種類型熱載荷所占比重見圖1，輻射熱載荷所占比重最大，達到了46%。

表2 計算結果匯總

3 空調試飛研究

2014年7月4日某型機空調鑒定試飛，試飛場溫31℃，得到穩定平飛過程中艙內溫度隨時間變化的情況，平均溫度約23℃，見圖2。試飛中，座艙內的穩態熱載荷均在2500～3200W之間，最高為3124W，最低為2522W，均小于4000W，見圖3。

4 結論

本文采用傳熱計算方法得到直升機座艙穩態熱載荷并確定空調制冷量，通過對比試飛數據，得到以下結論：

1) 太陽輻射熱載荷是影響座艙穩態熱載荷的主要因素，適當降低座艙透明表面面積有助于減小空調制冷量，減輕重量和功耗；

2) 實際飛行中，座艙穩態熱載荷均小于4000W，用上述方法確定空調制冷量可行。

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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，江西樂平人，本科，工程師，主要研究方向：直升機質量控制。

1673-1220(2017)01-036-03

V233+.7；V245.3+4

A