直升機座艙加溫系統熱負荷計算及試飛驗證

李星萍，羅平根

（航空工業直升機設計研究所，天津 300000）

隨著科技和時代的發展，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，都會與周圍環境發生熱交換，使艙內溫度發生變化。環控系統發揮著控制座艙溫度、保證機上人員正常生理活動的重要作用。在環控系統設計前，必須首先對座艙與其周圍環境間的換熱進行定性的分析和定量的估算，以確保系統不會因為設計能力不足影響加溫效果，也不會因為設計余量過大造成系統重量增加和能源浪費。然而，國內對直升機座艙加溫系統熱負荷的研究較少，缺乏經驗數據。本文將建立數學模型，理論計算直升機座艙加溫系統熱負荷，并與某試飛數據進行對比，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：通過結構散失的熱量（QS），太陽通過透明表面的輻射熱量（QR），艙內電子電氣設備散發的熱量QE和機內人員人體散發的熱量（QP）。在低溫環境下，座艙熱負荷可用下式表達，即：

1.1 計算假設

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

1.2 機身外部對流換熱系數

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。根據傳熱學理論，當艙外空氣流動為湍流時，其對流傳熱系數為：

其中，λ為空氣導熱系數，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，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。

1.3 機身內部對流換熱系數

（1）座艙內表面傳熱系數。由于座艙為非氣密性座艙，其艙內壓力與飛行高度的大氣壓力相同，即pc=pH，則艙內空氣密度為：

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

（2）前隔艙及腹艙內表面傳熱系數。由于前隔艙及腹艙為非氣密艙，內部空氣溫度與環境溫度相同，即Ta=TH，空氣密度ρa=ρH。前隔艙及腹艙內空氣對流換熱系數的計算式為：

式中，R為氣體常數，即287.05J/(kg·K)。

座艙內表面對流換熱系數的計算式：

由于前隔艙及腹艙內空氣流速較小，取v=0m/s。

1.4 座艙結構傳熱量

（1）通過蒙皮和風擋玻璃結構的熱負荷。通過蒙皮、風擋玻璃結構的總傳熱系數為：

通過蒙皮、風擋玻璃結構的總傳熱量為：

（2）通過地板、座艙前壁面結構的熱負荷。地板一側是座艙內部，另一側是腹艙；座艙前壁面一側是座艙內部，另一側是前隔艙，通過地板和座艙前壁面結構的總傳熱系數為：

通過地板、座艙前壁面結構的總傳熱量為：

（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，通過座艙結構的傳熱量為：

1.5 透明表面的輻射熱量

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

1.6 艙內電子電氣設備發熱量

電子電氣設備的發熱量可用以下公式計算：

式中，Pi是電子電氣設備功率，W；ηi是電子電氣設備的效率。

1.7 人體散發的熱量

根據有關資料表明，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。

2 座艙熱負荷實例

以某直升機為例，座艙內電子電氣設備耗電功率約為2kW，各設備的效率η取值為η=0.8，機組人員兩人。根據公式（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規定：機上環控系統應具有保證駕駛員周圍溫度為15～27℃的加溫能力。根據此要求，設計環控系統時估算了艙內溫度為15℃，在整個飛行包線內（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 不同環境溫度下熱負荷隨高度的變化

計算結果表明：在飛行高度和速度相同情況下，座艙熱負荷隨艙內平均溫度升高而增大；在大氣溫度和艙內溫度相同情況下，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，通常直接測量環控系統供氣出口靜壓，然后據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流量-阻力特性試驗，以確定供氣流量隨供氣出口靜壓的關系。

3.1 管內流量—阻力特性

根據試驗，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律，如圖3所示。

根據圖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系曲線

求解得：

式中，y是混合室出口靜壓，Pa；x是空氣質量流量，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。從曲線變化規律來看，可以將系統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，打開環控系統并使其處于自動加溫狀態，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，該階段試飛員對環控系統進行了操作。

E→A階段：進場和著陸，環控系統關閉。

由于座艙為非氣密性座艙，根據質量守恒定律，環控系統供給座艙的風量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為通過試飛數據計算得到的熱負荷，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據和公式（16）可得進艙總風量，再由艙內平均溫度和公式（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 計算結果和試飛數據對比分析

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，各艙壁的材料和結構不盡相同；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。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，艙內電氣及電子設備數量龐大，且設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 結語

本文通過建立相關模型，得到了座艙熱負荷及實際熱負荷的計算方法，結果表明，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、飛行高度和艙內溫度的變化之間存在一定的規律，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，隨艙內溫度增加而增加。