直升機用蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)設(shè)計計算與仿真

黃新松 ，李文輝

(1.海軍駐南昌地區(qū)航空軍事代表室， 江西 南昌 330000；2.海軍駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333000)

直升機用蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)設(shè)計計算與仿真

黃新松1，李文輝2

(1.海軍駐南昌地區(qū)航空軍事代表室， 江西 南昌 330000；2.海軍駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333000)

主要以某直升機座艙為模型，根據(jù)座艙內(nèi)外環(huán)境條件和要求、座艙材料的物理特性，對艙內(nèi)熱載荷等參數(shù)進行計算。以計算結(jié)果為依據(jù)，確定蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)的制冷量、風(fēng)量、出風(fēng)口位置以及各部件的主要設(shè)計參數(shù)。運用STAR-CCM+仿真軟件對機艙內(nèi)部溫度、風(fēng)速進行仿真，得到座艙內(nèi)的溫度和風(fēng)速分布，以驗證計算結(jié)果是否正確，出風(fēng)口布置是否合理，優(yōu)化系統(tǒng)設(shè)計。

熱載荷；star CCM+； 溫度場；風(fēng)速

0 引言

隨著軍用直升機的發(fā)展，機載大功率電子設(shè)備冷卻的要求以及駕駛員和乘員舒適性的要求都日益提高，環(huán)境控制系統(tǒng)已經(jīng)是任何先進飛行器都必不可少的一個組成部分。

在設(shè)計初始階段，為確定制冷功率等設(shè)計指標，需對座艙熱載荷進行計算，而直升機座艙熱負荷計算研究進行得較少，缺乏經(jīng)驗數(shù)據(jù)，為此可參考固定翼飛機艙內(nèi)的對流換熱系數(shù)經(jīng)驗公式，進行直升機座艙熱負荷的計算。

為了驗證座艙熱負荷計算結(jié)果的準確性，在以往蒸發(fā)循環(huán)制冷類產(chǎn)品的系統(tǒng)匹配過程中，需要進行環(huán)模試驗來驗證，除需要專業(yè)的環(huán)模試驗室外，還要制造模擬艙，均需耗費大量的人力及物力成本，并通過一定的時間進行試驗得出相應(yīng)的結(jié)論。而某些蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)由于研制時間緊迫，不允許制造模擬艙進行環(huán)模試驗，因此需要對蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)進行流場及溫度場仿真，通過仿真數(shù)據(jù)為產(chǎn)品的系統(tǒng)匹配設(shè)計提供相關(guān)的理論依據(jù)。

本文以某直升機為實例，對其艙內(nèi)熱載荷進行計算，并進行仿真驗證分析。

1 實例簡介

根據(jù)客戶需求，需為某直升機設(shè)計一套蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)，用以在夏天高溫環(huán)境下對艙內(nèi)實行制冷，降低艙內(nèi)環(huán)境溫度，提高乘員舒適度。

技術(shù)要求：

在OAT=+50℃時，駕駛艙內(nèi)溫度控制到+24℃，客艙內(nèi)溫度控制到+26℃[3]。

直升機座艙模型見圖1。

圖1 直升機座艙模型

2 計算參數(shù)

通過與客戶溝通，并查閱相關(guān)資料，確定主要的計算參數(shù)。

2.1 飛機性能數(shù)據(jù)

1、飛行速度：275km/h；

2、飛行高度：H=200m；

3、艙內(nèi)乘員數(shù)：10人；

4、電氣設(shè)備散熱量：Qd=1.8KW。

2.2 直升機結(jié)構(gòu)參數(shù)

1)座艙外壁結(jié)構(gòu)參數(shù)

內(nèi)部無裝飾板外壁面積Ai=5.1m2；

內(nèi)部有裝飾板外壁面積Au=12.74m2；

腹艙蒙皮面積Aa=10.2m2；

機身蒙皮內(nèi)表面黑度ε=0.5；

內(nèi)飾板厚度δu=8×10-3m；

內(nèi)飾板導(dǎo)熱系數(shù)λu=0.04 W/(m·℃)；

散熱肋片作用的機身隔框數(shù) 10個(僅考慮座艙部分的隔框)；

肋片導(dǎo)熱系數(shù)λ=120.8 W/(m·℃)；

隔框長度b=2m；

隔框高度L=0.068m；

隔框厚度δ=0.0013m。

2)玻璃結(jié)構(gòu)參數(shù)

乘客艙上玻璃總面積Ac1=2.134m2；

駕駛艙上玻璃總面積Ac2=4.126m2；

航空玻璃導(dǎo)熱系數(shù)λc=0.19 W/(m·℃)；

玻璃厚度δc=0.004m。

3)座艙地板結(jié)構(gòu)參數(shù)

座艙地板面積Af=8.177m2；

座艙地板厚度δf=0.003m；

座艙地板導(dǎo)熱系數(shù)λf=120.8 W/(m·℃)；

座艙地板寬度c=1.8m；

座艙地板長度d=5.0m；

座艙地板表面黑度εf=0.5。

3 座艙熱載荷計算

3.1 熱載荷計算原理

直升機與外界的熱量傳遞主要通過傳導(dǎo)、對流、輻射等方式進行，大致分為以下幾條途徑[2]：

1)附面層氣流與外蒙皮之間的對流換熱；

2)外蒙皮所吸收的太陽輻射熱及其與外界環(huán)境之間的輻射換熱；

3)直升機艙壁及結(jié)構(gòu)元件的導(dǎo)熱；

4)經(jīng)過透明表面?zhèn)飨虺藛T、機艙內(nèi)部設(shè)備及艙內(nèi)表面的太陽輻射；

5)艙內(nèi)乘員和設(shè)備的顯熱散熱，它以兩種方式進行：一種是以對流換熱形式直接傳給座艙空氣；另一種則以輻射方式傳向周圍各個表面，然后再通過各個表面以對流換熱方式傳給艙內(nèi)空氣；

6)艙內(nèi)電器和電子設(shè)備所散發(fā)的熱流。

上述各種熱量傳遞情況，不考慮座艙空氣泄漏而直接帶進的熱量，座艙熱載荷的計算公式如下：

式中：QT—座艙熱載荷(W)；QW—通過座艙外壁表面的熱載荷(W)；QB—通過座艙內(nèi)壁(地板)的熱載荷(W)；QS—通過透明表面的太陽輻射的熱載荷(W)；QP—乘員散發(fā)的熱載荷(W)；QG—艙內(nèi)電器和電子設(shè)備散發(fā)的熱載荷(W)。

3.2 條件假設(shè)

為簡化計算，作如下假設(shè)：

1)蒙皮溫度ts等于氣流附面層恢復(fù)溫度te，即：ts=te；

2)忽略金屬蒙皮的熱阻。

3.3 飛機座艙熱載荷計算

3.3.1 熱力計算參數(shù)[1]

1)附面層恢復(fù)溫度te

取外界環(huán)境溫度為50℃，即取TH=323K。

該環(huán)境下音速：

所以飛行馬赫數(shù)：

2)座艙內(nèi)部表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)hc

考慮直升機主要在海平面上空飛行，且在低空下熱載荷較大，所以取H=200m，此高度下的大氣壓力PH=97000Pa，艙內(nèi)壓力：

艙內(nèi)空氣密度為：

海平面標準大氣密度ρ0=1.225kg/m3，

設(shè)艙內(nèi)空氣平均流速為：ν=0.5m/s，則：

3) 尾艙及腹艙內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)ha

因為尾艙及腹艙為非氣密艙，所以假設(shè)其內(nèi)的壓力為外界大氣壓力，于是尾艙及腹艙的空氣密度為：

取艙內(nèi)空氣流速v=0，得：

3.3.2 通過座艙外壁的熱載荷QW

內(nèi)部有裝飾板外壁的傳熱系數(shù)為：

內(nèi)部無裝飾板外壁的傳熱系數(shù)為：

(KA)i=hcAi=11.07×5.1=56.457W/℃

駕駛艙玻璃的傳熱系數(shù)為：

乘客艙玻璃的傳熱系數(shù)為：

肋片表面的傳熱系數(shù)：

Kf=hc=11.07W/(m2·℃)

肋片表面的散熱面積：

Af=2(b+δ)L=2×(2+0.0013)×

肋片的傳熱效率ηf：

由于

所以

肋片的總有效傳熱系數(shù)：

∑(KA)eff=10KfAfηf=10×11.07×

0.2722×0.828=24.95W/℃

通過機艙外壁的總熱載荷為：

QW=[(KA)i+(KA)c1](te-tc1)+

[(KA)u+(KA)c2+∑(KA)eff](te-tc2)=

[56.457+37.04](52.58-24)+[43.88+19.16+24.95](52.58-26)=4950.92W

3.3.3 通過座艙內(nèi)壁(地板)的熱載荷QB

通過地板的熱載荷按簡單組合隔艙壁處理為：

其中:

Kc=hc=11.07W/(m2·℃)

所以:

(KA)eff=11.07×8.177×0.27W/℃=24.44W/℃

teff=Kctc(Kc)-1=11.07×24×(11.07)-1=24℃

QB=(KA)eff(ts-teff)=

24.22×(52.58-24)=692.21W

3.3.4 經(jīng)過透明表面的太陽輻射熱載荷QS

經(jīng)過透明表面的太陽輻射熱載荷：

式中：τ—透明表面透射率，根據(jù)玻璃厚度，查得τ=0.84；qs—太陽輻射強度，根據(jù)高度查得qs=1025W/m2；Fp—太陽輻射在透明表面上的投影面積。

根據(jù)直升機數(shù)模可以看出，當直升機向正南方向行駛時，太陽輻射在透明表面上的投影面積最大，太陽射線與玻璃面夾角經(jīng)測量為40°，形成投影面積實測為3.794m2。

Qs=τqsFp=0.84×1025×Ac3cos40°=

0.84×1025×3.794cos40°=2502.39W

3.3.5 乘員散發(fā)的熱載荷QP

按每人排除116W熱流，艙內(nèi)共計10人，得：

3.3.6 艙內(nèi)電器和電子設(shè)備散發(fā)的熱載荷QG

取電氣和電子設(shè)備的熱效率η=0，則：

3.3.7 座艙總載荷QT

QT=QW+QB+QS+QP+QG=

4950.92W+692.21W+2502.39W+

經(jīng)計算，大氣溫度+50℃，飛行高度200m，艙內(nèi)溫度+24℃時該型機座艙熱載荷為11105.52W，考慮到系統(tǒng)工作需要有一定的富裕量，取富裕量為400W，則該型直升機制冷所需的制冷量為：

Q=QT+400W=11105.52+400W=

11505.52W，取整為

4 仿真驗證

在直升機模型內(nèi)合理設(shè)置出風(fēng)口的位置、大小和出風(fēng)風(fēng)速，通過冷載荷計算，確定制冷系統(tǒng)設(shè)計功率，換算出在制冷和加溫模式下的出風(fēng)口出風(fēng)溫度，利用STAR-CCM+對艙內(nèi)溫度場進行仿真[4]。通過監(jiān)控艙內(nèi)溫度在30min內(nèi)能否達到客戶要求，以判斷熱載荷計算是否準確。

制冷采用蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)，制冷量為11.5kW,前后艙蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)制冷量均為5.75kW。座艙的排氣溫度一般高于座艙溫度3～5℃，因此取27℃。初始條件設(shè)置見表1。

座艙制冷風(fēng)口的布置關(guān)系到流量分配是否合理，流場分布是否均勻。本型機根據(jù)艙人員分布，結(jié)合機上實際空間，在駕駛艙的儀表板底部和兩側(cè)布置通風(fēng)口，后艙頂部兩側(cè)各均勻布置三個通風(fēng)口，通過風(fēng)道將涼風(fēng)分配給艙內(nèi)成員，總風(fēng)量約980 m3/h。

表1 制冷工況仿真初始條件

注：艙壁各材料的傳熱參數(shù)見2.2

仿真網(wǎng)格劃分見圖2。

為了精確監(jiān)控艙內(nèi)溫度，在艙內(nèi)設(shè)置三個溫度切面。切面一位于駕駛員座椅背后，切面二位于前排乘客座椅背后，切面三位于后排乘客座椅背后，分別對三個切面的平均溫度進行監(jiān)控，形成降溫曲線。

運行30min后，艙內(nèi)溫度場分布見圖3[4]。

圖2 制冷工況仿真網(wǎng)格劃分圖

圖3 30min后艙內(nèi)溫度場分布云圖

各溫度切面平均溫度變化曲線見圖4、圖5、圖6。

圖4 切面一平均溫度變化曲線

圖5 切面二平均溫度變化曲線

圖6 切面三平均溫度變化曲線

從圖可以看出，切面一平均溫度30min后穩(wěn)定在21℃左右，滿足不高于24℃的要求。切面二和切面三平均溫度為22℃、24.5℃，滿足不高于26℃的要求。

為掌握每位成員身體不同部位所處溫度，對頭部、胸部、腳部溫度都進行了監(jiān)控，具體溫度見表2。

表2 機內(nèi)各人員頭部、胸部、腳部溫度表

為驗證出風(fēng)口的位置、大小設(shè)置是否合理，對艙內(nèi)空氣流速進行監(jiān)控，模擬艙內(nèi)空氣速度場。艙內(nèi)空氣流速云圖見圖7[4]。

圖7 艙內(nèi)空氣流速云圖

艙內(nèi)人員頭部、胸部、腳部風(fēng)速見表3。

表3 機內(nèi)各人員頭部、胸部、腳部風(fēng)速表

從表3可以看出，艙內(nèi)人員身體部位最高風(fēng)速為2.5m/s，滿足GJB1193-1999《飛機環(huán)境控制系統(tǒng)通用規(guī)范》中的不大于2.5m/s的要求，能夠保證艙內(nèi)成員的舒適性。

5 結(jié)論

根據(jù)仿真驗證，蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)設(shè)計的制冷量能夠?qū)崿F(xiàn)客戶的降溫要求，出風(fēng)口的大小、布局能夠保證艙內(nèi)成員的舒適性。對座艙的熱載荷計算合理、有效，能夠為制冷系統(tǒng)的設(shè)計提供技術(shù)指標，同時仿真結(jié)果又為系統(tǒng)設(shè)計提供支撐和優(yōu)化。

[1] 楊世銘，陶文銓.傳熱學(xué)[M].北京：高等教育出版社.2006.

[2] 壽榮中,何慧姍.飛行器環(huán)境控制[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2004.

[3] 闕雄才,陳江平,姚國琦等.汽車空調(diào)實用技術(shù)[M]. 北京:機械工業(yè)出版社,2003.

[4] Star CCM+用戶幫助文檔[Z].

The Calculation and Simulation for Helicopter’s Refrigeration System

HUANG Xinsong1, LI Wenhui2

(1.Naval Aviation Military Agent’s Room in Nanchang Area, Nanchang 330000, China;2.Naval Aviation Military Agent’s Room in Jingdezhen Area, Jingdezhen 333000, China)

This article mainly calculated thermal load of the helicopter’s cabin as a model according to inside and outside environment conditions and the cabin material physical properties. Based on the calculation results, determined the refrigerating capacity of the refrigeration system, air volume and air outlet position and the main design parameters of each component. Used the STAR-CCM+ simulation software to simulate the temperature and wind speed inside the cabin to get their distribution to verify that the calculation result is correct and the outlet layout is reasonable or not. Then provided support for system design and optimization.

thermal load; star CCM+; temperature field; wind speed

2016-08-17

黃新松(1965-)，男，江西都昌人，碩士，高級工程師，主要研究方向：總體設(shè)計。

1673-1220(2016)04-029-05

V245.3+4

A