直升机座舱加温系统热负荷计算及试飞验证

李星萍，罗平根

（航空工业直升机设计研究所，天津 300000）

随着科技和时代的发展，直升机座舱的热舒适性需求日益凸显。直升机座舱无论在飞行中，还是地面停机状态，都会与周围环境发生热交换，使舱内温度发生变化。环控系统发挥着控制座舱温度、保证机上人员正常生理活动的重要作用。在环控系统设计前，必须首先对座舱与其周围环境间的换热进行定性的分析和定量的估算，以确保系统不会因为设计能力不足影响加温效果，也不会因为设计余量过大造成系统重量增加和能源浪费。然而，国内对直升机座舱加温系统热负荷的研究较少，缺乏经验数据。本文将建立数学模型，理论计算直升机座舱加温系统热负荷，并与某试飞数据进行对比，验证模型的可靠性。

1 座舱热负荷的计算

直升机座舱热负荷主要包括：通过结构散失的热量（QS），太阳通过透明表面的辐射热量（QR），舱内电子电气设备散发的热量QE和机内人员人体散发的热量（QP）。在低温环境下，座舱热负荷可用下式表达，即：

1.1 计算假设

前隔舱和腹舱为非气密性座舱，内部空气温度Ta等于环境温度TH；机身外表面的空气流速与飞机速度相同；座舱内部表面之间的辐射可忽略。

1.2 机身外部对流换热系数

由于机身外表面曲率半径较大，当空气流过机身表面时，可视为流体外掠平板情况处理。根据传热学理论，当舱外空气流动为湍流时，其对流传热系数为：

其中，λ为空气导热系数，W/(m·℃)；x为空气流过机身表面的特征长度，m；Re是空气的雷诺数，Re=ρHvHx/μ；vH是空气流速，单位为m/s；μ为空气的动力黏度，Pa·s；Pr是空气的普朗特数。

1.3 机身内部对流换热系数

（1）座舱内表面传热系数。由于座舱为非气密性座舱，其舱内压力与飞行高度的大气压力相同，即pc=pH，则舱内空气密度为：

式中，vc是舱内空气平均流速，m/s，ρ0为海平面标准大气压下的空气密度，即1.225 kg/m3。

（2）前隔舱及腹舱内表面传热系数。由于前隔舱及腹舱为非气密舱，内部空气温度与环境温度相同，即Ta=TH，空气密度ρa=ρH。前隔舱及腹舱内空气对流换热系数的计算式为：

式中，R为气体常数，即287.05J/(kg·K)。

座舱内表面对流换热系数的计算式：

由于前隔舱及腹舱内空气流速较小，取v=0m/s。

1.4 座舱结构传热量

（1）通过蒙皮和风挡玻璃结构的热负荷。通过蒙皮、风挡玻璃结构的总传热系数为：

通过蒙皮、风挡玻璃结构的总传热量为：

（2）通过地板、座舱前壁面结构的热负荷。地板一侧是座舱内部，另一侧是腹舱；座舱前壁面一侧是座舱内部，另一侧是前隔舱，通过地板和座舱前壁面结构的总传热系数为：

通过地板、座舱前壁面结构的总传热量为：

（3）通过地板梁（隔框）的热负荷。隔框与蒙皮、地板连接，其一端温度接近蒙皮，另一端温度接近地板。工程上，用矩形截面肋片公式计算通过地板梁的热负荷其中，Af为肋片面积，ηf为肋片效率。因此，通过座舱结构的传热量为：

1.5 透明表面的辐射热量

为保证设计裕量足够，设计过程中取最不利情况的值。因此，在加温系统设计时，取无阳光照射时的辐射量，即为0。

1.6 舱内电子电气设备发热量

电子电气设备的发热量可用以下公式计算：

式中，Pi是电子电气设备功率，W；ηi是电子电气设备的效率。

1.7 人体散发的热量

根据有关资料表明，空勤人员的散热量为116W/人，取其平均值，则：

式中，n是空勤人员的人数。

2 座舱热负荷实例

以某直升机为例，座舱内电子电气设备耗电功率约为2kW，各设备的效率η取值为η=0.8，机组人员两人。根据公式（1）得到不同舱温下，座舱热负荷随飞行高度变化的曲线，如图1所示。GJB1193-91规定：机上环控系统应具有保证驾驶员周围温度为15～27℃的加温能力。根据此要求，设计环控系统时估算了舱内温度为15℃，在整个飞行包线内（H=0～6000m，TH=-40～0℃）座舱热负荷的变化曲线，如图2所示。

图1 不同舱温下热负荷随高度的变化

图2 不同环境温度下热负荷随高度的变化

计算结果表明：在飞行高度和速度相同情况下，座舱热负荷随舱内平均温度升高而增大；在大气温度和舱内温度相同情况下，座舱热负荷随飞行高度增加而减小；在飞行高度和舱内温度相同情况下，座舱热负荷随大气温度降低而增加。

3 座舱热负荷的试飞测试

试飞时，通常直接测量环控系统供气出口静压，然后据此计算实际供气流量，最后计算得到座舱实际热负荷。因此，试飞前需要进行管内流量-阻力特性试验，以确定供气流量随供气出口静压的关系。

3.1 管内流量—阻力特性

根据试验，得到在p0=0.10186MPa，T0=25℃条件下，不同流量下混合室出口静压的变化规律，如图3所示。

根据图3可以得到空气分配管路的流量特性，拟合曲线方程式为：

图3 混合室出口静压和空气流量的关系曲线

求解得：

式中，y是混合室出口静压，Pa；x是空气质量流量，kg/h。

当飞行高度为H时，进舱的总风量为：

式中，qmH是飞行高度为H时的进舱总风量，kg/h；ρ是标定条件下的空气密度，kg/m3。

3.2 座舱加温性能试飞测试

经试飞测试，得到混合气体进舱温度随高度和测试时间变化的曲线图，如图4所示。从曲线变化规律来看，可以将系统测试分成以下几个阶段：

图4 混合气体进舱温度变化曲线

A→B阶段：爬升，打开环控系统并使其处于自动加温状态，供气温度逐渐升高，高度达到B点（H=612m）时，温度达到最大值，约为79℃。

B→C阶段：继续爬升，供气温度保持一致，约为79℃。

C→E阶段：H≈2770m巡航飞行，该阶段试飞员对环控系统进行了操作。

E→A阶段：进场和着陆，环控系统关闭。

由于座舱为非气密性座舱，根据质量守恒定律，环控系统供给座舱的风量qin应等于通过座舱出口排出的风量qout。供入舱内的送风温度为Tin，通过给座舱加温后，向外排出的出风温度降为Tout，则座舱实际热负荷可由下式计算得到：

式中，Qc为通过试飞数据计算得到的热负荷，W；qin为进舱总风量，qin=qmH/3600，kg/s；cp为空气的定压比热容。

由混合室出口静压试飞数据和公式（16）可得进舱总风量，再由舱内平均温度和公式（17）得到座舱实际热负荷如图5所示。

图5 实际座舱热负荷变化曲线

3.3 计算结果和试飞数据对比分析

由图1可知，H=2770m，Tc=37.5℃时，座舱热负荷为2682W；H=2770m，Tc=43℃时，座舱热负荷为3112.6W；由图5可知，在巡航飞行前一时间段座舱热负荷约为2240W，后一时间段约为2670W。则巡航飞行时，前一时间段相差442W，后一时间段相差442.6W，从中看出计算得到的座舱热负荷大于实际热负荷，误差在14%～17%之间，其原因为：第一，各舱壁的材料和结构不尽相同；有些部位可能有空气死腔或夹层壁；邻舱温度难以确定。以上因素均作了假设。另外，为了简化计算，认为通过各个舱壁的热流是彼此独立传递并且是一维的，即热仅沿舱壁厚度方向流动，其他方向均无热流。第二，舱内电气及电子设备数量庞大，且设备的热计算模型未知，因此，实际的散热量无法准确得到。第三，忽略了透明表面辐射热量。

4 结语

本文通过建立相关模型，得到了座舱热负荷及实际热负荷的计算方法，结果表明，座舱热负荷的理论值高出实验值14%～17%，符合工程计算误差范围，表明座舱热负荷的计算方法可行；热负荷与大气温度、飞行高度和舱内温度的变化之间存在一定的规律，即在相同条件下，座舱热负荷大气温度降低而增加，随飞行高度升高而减小，随舱内温度增加而增加。