直升机座舱热载荷理论计算与试飞数据分析研究

胡水才

(海军驻景德镇地区航空军事代表室，江西 景德镇 333001)

直升机座舱热载荷理论计算与试飞数据分析研究

胡水才

(海军驻景德镇地区航空军事代表室，江西 景德镇 333001)

在直升机飞行中，为保证机组人员的生理健康和机载设备的正常运行，需为座舱创造适宜的温度环境。采用传热计算方法得到直升机座舱稳态热载荷并确定空调的制冷量为4000W，分析得到太阳辐射热载荷是影响座舱稳态热载荷的主要因素，适当降低座舱透明表面面积有助于减小空调的制冷量；通过对比空调试飞数据，验证此计算方法的可行性。

直升机；稳态热载荷；试飞数据

0 引言

空调是直升机环控系统的重要组成部分，飞行中为保证机组人员的生理健康和机载设备的正常运行，需为座舱创造适宜的温度环境[1,2]。

本文采用传热计算方法得到某型直升机座舱稳态热载荷，分析影响热载荷的主要因素，并与该型机空调试飞数据进行对比研究，探讨此方法的可行性。

1 计算条件

1.1 计算公式

座舱的稳态热载荷计算公式为[2]：

(1)

式中：φT—座舱稳态热载荷，W；φW—通过座舱外壁的热载荷，W；φB—通过座舱内壁的热载荷，W；φS—通过透明表面(风挡玻璃、座舱盖等)的太阳辐射热载荷，W；φP—成员所散发的热载荷，W；φE—舱内电气和电子设备所散发的热载荷，W。

可以归结为：

φW+φB+φS：座舱结构热载荷，即通过座舱结构的热流；

φP+φE：附加热载荷，即由于舱内附加热源或座舱空气泄露所产生的热流。

1.2 性能参数

1) 最大平飞速度：250km/h；

2) 乘员个数：2个；

3) 电子和电气设备热载荷：400W。

1.3 简化计算所作假设

为简化计算，作如下假设[2]：

1) 蒙皮温度Ts等于气流附面层恢复温度Te，即Ts=Te；

2) 尾舱及腹舱的温度Ta等于气流附面层恢复温度Te，即Ta=Te；

3) 忽略座舱壁内表面之间的辐射；

4) 忽略舱内结构对所接受的太阳辐射能的储存作用。

2 稳态热载荷计算

2.1 相关参数的确定

2.1.1 计算工况

计算座舱热载荷时，需考虑最严酷的天气和飞行条件，计算工况见表1。

表1 计算工况

2.1.2 蒙皮表面温度

根据1.3节，假设蒙皮表面温度等于气流附面层的恢复温度，则[2]：

(2)

式中：Th—飞行高度h(m)上的大气热力学温度，K，根据表1，地面大气温度为313.2K，则：Th=313.2(1-2.257×10-5h)；k—空气的等熵指数，k=1.4；γ—恢复系数。对于紊流，γ=Pr0.33；Pr—空气的普朗特数。因Pr随高度变化很小，在下文的计算中近似取Pr为0.699；Ma—马赫数。在飞行高度h(m)上，当地声速为c=354.72(1-2.257×10-5h)0.5,则：Ma=0.196(1-2.257×10-5h)-0.5。

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

2.1.3 尾舱和腹舱舱内温度

根据1.3节及2.1.2节，Ta=Te=Th[1+6.8216×10-3(1-2.257×10-5h)]。

2.1.4 座舱的舱内对流换热表面传热系数

根据经验公式[2]，舱内对流换热表面传热系数为：

(3)

计算得在飞行高度h(m)上，hc1=12.26(1-2.257×10-5h)2.128。

2.1.5 尾舱、腹舱的舱内对流换热表面传热系数

根据经验公式，舱内对流换热表面传热系数为：

(4)

2.1.6 太阳辐射强度

2.2 附加热载荷

2.2.1 人体热载荷

每人散热量为116W，则人体总热载荷为：φP=2×116=232W。

2.2.2 电子和电气设备热载荷

电气和电气设备热载荷为：φE=400W。

2.3 计算结果及分析

通过计算得到某型机座舱稳态热载荷合计3765.82W，其结果详见表2，考虑设计裕量，空调制冷量应不低于4000W。各种类型热载荷所占比重见图1，辐射热载荷所占比重最大，达到了46%。

表2 计算结果汇总

3 空调试飞研究

2014年7月4日某型机空调鉴定试飞，试飞场温31℃，得到稳定平飞过程中舱内温度随时间变化的情况，平均温度约23℃，见图2。试飞中，座舱内的稳态热载荷均在2500～3200W之间，最高为3124W，最低为2522W，均小于4000W，见图3。

4 结论

本文采用传热计算方法得到直升机座舱稳态热载荷并确定空调制冷量，通过对比试飞数据，得到以下结论：

1) 太阳辐射热载荷是影响座舱稳态热载荷的主要因素，适当降低座舱透明表面面积有助于减小空调制冷量，减轻重量和功耗；

2) 实际飞行中，座舱稳态热载荷均小于4000W，用上述方法确定空调制冷量可行。

[1] 赵荣义, 范存养, 薛殿华, 等. 空气调节[M]. 北京: 中国建筑工业出版社, 2009.

[2] 寿荣中, 何慧珊. 飞行器环境控制[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2004.

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[4] 熊贤鹏, 刘卫华，等. 教练机座舱气流组织和热舒适性[J]. 应用科学学报, 2007, 25(6): 639-644.

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[6] 杨世铭, 陶文铨. 传热学[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，江西乐平人，本科，工程师，主要研究方向：直升机质量控制。

1673-1220(2017)01-036-03

V233+.7；V245.3+4

A