应用于飞行环境的耳部压力平衡调节技术

(1.华南理工大学机械与汽车工程学院，广东广州 510640；2.华南理工大学聚合物成型加工工程教育部重点实验室，广东广州 510640)

引言

中耳气压伤[1-2]，是一种由于外界气压变化过快过大，而中耳腔内不能及时根据这种变化做出相应调整，使得耳鼓膜两侧的压强差过大而导致的气压性损伤。这种气压性损伤多发生在飞行、潜水以及医院的高压氧舱治疗上，不仅会让人感到耳鸣、耳痛，严重时还会导致鼓膜穿孔，影响听力[3]。

许多学者[4-6]认为飞行中耳气压伤产生的原因与咽鼓管的功能有关，认为咽鼓管具有“活瓣”功能，使气体进出咽鼓管的难易程度不一。当飞机起飞时，中耳鼓室相对机舱压力形成正压力梯度，在这种压力驱动下，咽鼓管可以主动开放与外界气体进行交换；而飞机降落时则形成负压力梯度，咽鼓管被动开放，较难与外界连通，因此飞机降落时耳朵的痛感更明显。

目前针对飞行中耳气压伤，普遍采用捏鼻鼓气法进行缓解，也有提出新兴治疗方法[7]和佩戴缓冲减压耳塞[8]，但新兴疗法没有统一的规范，缓冲减压耳塞只是简单降噪，这些方法并未从根本上降低鼓膜两侧气压差，减轻中耳气压伤。因此，本研究提出从咽鼓管着手设计飞行耳塞使鼓膜外侧模拟鼓膜内侧的气体流动特性，从而平衡鼓膜两侧的气压差，减轻中耳气压伤。

1 飞行耳塞模型设计

将外耳道、鼓膜与咽鼓管道的联系，抽象为图1所示的鼓膜两侧气体流动的理想模型。由于外耳道口与咽鼓管道口均与外界相通，因此在2个道口的气压均当作机舱气压pc，为了分析鼓膜外侧(即鼓膜与外耳道连通侧)气压po与鼓膜内侧(即鼓膜与咽鼓管道连通侧)气压pi之间的关系，由伯努利方程可得，鼓膜外侧的气压量为：

(1)

同理，鼓膜内侧的气压量为：

(2)

式中，Δu2, Δz,Σhf分别为2个通道口到鼓膜侧的速度差，高度差以及阻力损失；下标o表示鼓膜外侧，下标i表示鼓膜内侧。由图1可以看到，咽鼓管自身的构造，使其具有更大的速度差，高度差和阻力损失。为了减小鼓膜内外侧气压差，设计的飞行耳塞应当辅助外耳道提高这3个值。

1.外耳道 2.鼓膜 3.咽鼓管道图1 鼓膜两侧气体流动的理想模型

1.1 仿咽鼓管外形设计

咽鼓管[9]作为中耳鼓室与外界相通的唯一通道，其构造从鼓室到咽鼓管软骨部越来越窄，而后越来越宽，到咽鼓管咽口处直径最大，呈双曲线状。设计飞行耳塞如图2所示，可以改善外耳道的速度差、高度差及阻力损失。

1.2 仿咽鼓管功能设计

为了改善效果更加显著，在图2飞行耳塞示意图中设置了1个固体球阀。球阀在常态下由于自重而处于耳塞管的下方，堵住与外界的通道，营造常态下咽鼓管闭合的状态；当气流突变时，球阀在管内上下浮动，营造非常态下咽鼓管开放的状态。球阀的存在不仅增大了气流的阻力损失，其上下浮动使截流面积不断发生变化，速度差也得到提高。

图2 飞行耳塞示意图

以飞机降落过程为例。飞机降落时，机舱气压逐渐增大，而鼓膜两侧气体的增压速率较低，因此气体会在机舱对鼓膜内外侧的正压力梯度作用下，从机舱经外耳道向鼓膜外侧，以及从机舱经咽鼓管道向鼓膜内侧流动。流动过程中，固体球阀的受力分析图如图3所示。气流在机舱对鼓膜外侧的正压力梯度作用下将固体球阀托起，此时固体球阀除了受自身的重力作用G外，还受到由于机舱与鼓膜外侧的气压差导致的迎面压差阻力F1，以及来自气流的浮力F2，其中，固体球阀自身的重力G为：

G=ρb·Vb·g

(3)

图3 固体球阀受力分析图

迎面压差阻力F1为：

F1=Δp·A

(4)

浮力F2为：

F2=ρ0·Vb·g

(5)

式中，ρb—— 球阀的密度

ρ0—— 空气的密度

Vb—— 球阀的体积

Δp—— 球阀上下两端的气压差

A—— 球阀的迎流面积

g—— 重力常数

由于气体的密度远小于固体球阀的密度，因此，气流对固体球阀的浮力可忽略。此外，气压的波动变化，使得固体球阀上下两端的气压差不停变化，即固体球阀所受的迎面压差阻力F1并非定值。

当F1>G时，固体球阀向上浮动；

当F1

固体球阀在双曲线型耳塞管中上下浮动，如图4所示。对同一个耳塞，固体球阀的重力G以及迎流面积A均为常数。当固体球阀的迎面压差阻力增大，固体球阀从图4a位置浮动到图4b位置时，球阀与管壁的间隙变小，气体更难通过，气体增压减小，导致迎面压差阻力的降低，继而球阀向下运动，循环往复，形成一个负反馈的调节结果，从而调节耳鼓膜外侧的气压。

图4 球阀浮动的负反馈调节

当气流过大，固体球阀运动到耳塞管的顶端，造成一定程度的堵塞，使得绝大部分气体无法进入鼓膜外侧，保证鼓膜外侧的气压不会继续增大，从而减小了耳鼓膜两侧的气压差，避免中耳气压伤的发生，如图4c所示。

1.3 其他设计

机舱内的低频噪音强度较大，持续时间较长，为了减轻其对人体的影响，利用空气经过小孔后在球阀内部碰撞和摩擦，将一部分的声能转化为热能，使噪音减弱的原理[10]，对球阀进行开孔处理。由于球阀开孔后，气体经过球阀时除了可以从球阀与耳塞管内壁的间隙通过外，只能从球阀上的小孔通过，一方面使气体通过的阻力损失增大，有助于鼓膜两侧气压的调节，另一方面则减小耳塞对正常听声的影响，如图5所示。

图5 固体球阀与开孔球阀的比较

2 飞行耳塞数值模拟

设置普通直管和仿咽鼓管作为对照组，固体球阀管与开孔球阀管作为实验组，各模型的主要参数大致如图6所示。由于Fluent上的模拟是对流体通道进行模拟，因此在UG上所建立的三维模型均为不同管道耳塞的流体通道模型，如图7所示。类似地对其进行网格划分和边界条件设定[11]。将建立的三维模型导入GAMBIT软件中，针对飞机起飞和降落两种不同过程的模拟，模型边界设定如表1所示，此外，设置通过模型的实体为FLUID。采用结构化网格(TGrid)划分，易于计算和控制，选定划分网格的Interval size值，完成划分。

图6 固体球阀管耳塞主要参数图

图7 4种不同管道耳塞的流体通道模型

将划分好的网格存储为Mesh文件输出，导入到Fluent软件中，将模型的单位调整为毫米，并进行网格质量检查；求解器默认为基于压力法的求解器(Pressure-Based)，解决以绝对速度(Absolute)处理的稳态(Steady)问题；选择标准的k-ε湍流模型，对模型的参数和边界条件以及压力出口边界的回流条件进行设定，如表2所示，一般情况下，机舱内的空气流动速度为0.2 m/s左右；以SIMPLE格式的求解方法对模型初始化完毕后，进行迭代求解，迭代次数为500。

表1 模型边界设定

表2 数值模拟参数拟定

2.1 网格独立性质量分析

网格的划分对计算量和计算结果有着一定影响。在划分网格时，对4种管道耳塞的流体通道模型选用不同的Interval size，完成网格的划分后，导入Fluent进行数值求解，输出相应结果。通过观察取值是否随着网格密度越大而趋于收敛，判定计算结果的可信度，以此确定合适的Interval size。

以降落模拟过程为例，在GAMBIT中设置耳塞入耳端为自由流出边界，底端为速度进口边界，对普通直管耳塞，不断减小Interval size的数值大小，网格数量不断增大，其对应关系如表3所示。

表3 普通直管Interval size与网格数量的对应关系

类似地，对仿咽鼓管，固体球阀管以及开孔球阀管耳塞模型作相应处理，按照不同Interval size的值对网格进行划分，导入Fluent中迭代求解，输出模型入耳端面的动态压力值，并取其平均值作为计算结果，则得到如图8所示网格独立性检验图。

图8 网格独立性检验

由图8可见，随着网格数量的增加，4种管道耳塞入耳端的动态压力值也不断变化，当网格数量超过300万时，取值基本不变，说明网格划分较细时，计算结果的可信度较高。考虑到计算量以及计算结果的可信度，对普通直管、仿咽鼓管、固体球阀管以及开孔球阀管耳塞模型的Interval size最终取值情况如表4所示。

表4 耳塞模型最终Interval size

2.2 鼓膜外侧气压变化率模拟

按照最终Interval size值对4种耳塞模型进行网格划分，以及迭代计算。迭代完成可以得到形如图9所示的端面变化云图。单一地观察耳塞入耳端或底端的压力变化云图并不能对耳塞的调压性能进行比较，在此定义鼓膜外侧的气压变化率，它表示机舱侧气压的变化对鼓膜外侧气压变化的影响。若鼓膜外侧的气压变化率越大，说明机舱侧气压的变化对鼓膜外侧气压变化的影响越大，即该管道的耳塞调压性能越差。

图9 端面变化云图

表5 起飞模拟过程鼓膜外侧气压变化率

表6 降落模拟过程鼓膜外侧气压变化率

2.3 鼓膜外侧气流速度模拟

同样,对不同耳塞模型分别截取其入耳端截面的速度变化云图，并在Fluent上将不同耳塞入耳端处速度云图的不同点所对应的速度值输出，得到不同管道耳塞入耳端面上各点的速度值，并取其均值即鼓膜外侧的气流速度v，如表7所示。

表7 鼓膜外侧平均气流速度 m/s

2.4 模拟结果分析

从表5和表6可以看出，降落模拟中鼓膜外侧气压变化率均比起飞模拟中的高，验证了飞机降落时中耳气压伤更严重的说法。此外，在两个模拟过程中，普通直管耳塞的鼓膜外侧气压变化率较大，仿咽鼓管耳塞次之，固体球阀耳塞与开孔球阀耳塞的鼓膜外侧气压变化率最小，说明了模仿咽鼓管功能设计的重要性。耳塞中含有固体球阀或开孔球阀，能够上下浮动模仿咽鼓管的自启闭功能，不管在起飞还是降落时对鼓膜外侧气压都能起到较大的调节作用，即具有双向调压功能。

从表7可以看出，普通直管耳塞与仿咽鼓管耳塞使得鼓膜外侧的平均气流速度较大，而固体球阀耳塞与开孔球阀耳塞的则相对小很多。一般而言，人耳对速度小于0.1 m/s的气体流动不太敏感，但是当气体运动速度大于0.3 m/s时，人耳会明显感到空气流动[12]，因此产生不舒服的感觉。从模拟的结果来说，固体球阀与开孔球阀耳塞在进行气压调节时，使鼓膜外侧的气流更加平稳，大大减小了气流对人耳的冲击。

3 飞行耳塞气流实验

3.1 实验装置

实验设备由固定架、纸片、角度传感器、飞行耳塞、气球等组成，如图10所示，用于比较不同耳塞的调压性能。所用耳塞模型通过3D打印制成，所用角度传感器为维特智能公司的九轴蓝牙姿态传感器，该传感器配有上位机功能，当USB-HID模块感应到传感器的变化时，上位机即可通过姿态解算，输出高精度、高稳定的三轴加速度、三轴陀螺仪、三轴角度以及三轴磁场，如图11所示。

图10 飞行耳塞气流实验装置图

图11 角度传感器界面

当气球内的气体经过耳塞后冲出，对传感器施加一个作用力F，使传感器发生偏移。作用力越大，传感器的偏移量也越大，说明传感器所受的气压越大，即耳塞的调压性能越差，如图12所示。

图12 传感器受气体的冲击而偏移

定义气流速率u:

u=θ/τ

(6)

式中，θ—— 传感器偏移量

τ—— 气体完全逸出气球的时间

u越大，说明传感器偏移的角度越大或者气体完全逸出气球的时间越小，即调压性能越差。

3.2 实验步骤

(1) 用打气筒给气球打气，固定打气量，将气球套在耳塞的底端，进行降落模拟气流实验；

(2) 使耳塞的入耳端轻轻贴近传感器中央，待传感器平稳后，开启传感器上位机系统的记录功能；

(3) 松开气球口并启动计时器，待气球内气体完全逸出后停止计时，记录气球完全逸出的时间；

(4) 记录系统上显示传感器角度偏移的数据；

(5) 重复步骤式(1)～式(4)，并根据式(6)算出耳塞在降落模拟气流实验中的平均气流速率；

(6) 而在起飞模拟气流实验中，将气球套在耳塞的入耳端，耳塞的底端贴近传感器，其余步骤同上。

3.3 实验结果

由角度传感器的上位机系统可得到如图13所示的实验曲线图，从图中可以直观看出，在4种耳塞作用下传感器偏移的情况：普通直管偏移较大，仿咽鼓管次之，固体球阀与开孔球阀管偏移最小。

将实验数据进行处理后，得到表8的传感器在不同耳塞作用下的平均偏置角度，以及表9的不同耳塞的平均气流速率。

从表中看出，球阀型的耳塞在起飞模拟以及降落模拟气流实验中不仅使传感器偏移较小，还使得气体流动速率减小。说明耳塞管内具有球阀使其调压性能较好，且能双向调压。同时，球阀在耳塞内起到阻隔作用，这种阻隔使得低气压区不会持续增压(或高气压区不会持续降压)，降低了非常态情况下飞行时机舱气压对鼓膜外侧气压的影响，与数值模拟结果吻合。

图13 上位机显示实验曲线图

表8 传感器在不同耳塞作用下的平均偏置角度 (°)

表9 不同耳塞的平均气流速率 (°)/s

4 结论

在明确中耳气压伤与咽鼓管的功能有着直接且重要的关系后，本研究提出一种仿咽鼓管的耳部压力平衡调节技术，设计在气流作用下能上下浮动的固体球阀或开孔球阀来模仿咽鼓管自启闭功能的飞行耳塞，并进行数值模拟和实验的比较。在模拟和实验中均发现，只是单纯模仿咽鼓管的形状虽然对气压的调节起到有利的作用，但其作用有限；而固体球阀与开孔球阀管耳塞由于球阀的上下浮动模仿咽鼓管启闭的功能，其调压性能明显更好，且能达到双向调压效果。同时因为球阀在上下浮动时对气流的阻隔作用，使得鼓膜外侧气压不容易受到外界气压变化的影响，为便捷减轻飞行中耳气压伤提供了借鉴思路，目前已有部分试用，反馈效果较好。而对于飞行耳塞中球阀开孔与否、孔的数量、孔径大小、球阀的数量、球阀的大小等对调压性能的影响，以及这种飞行耳塞在潜水和高压氧治疗环境中的适用性将在后续的研究中继续完善。