應用于飛行環(huán)境的耳部壓力平衡調(diào)節(jié)技術

(1.華南理工大學機械與汽車工程學院，廣東廣州 510640；2.華南理工大學聚合物成型加工工程教育部重點實驗室，廣東廣州 510640)

引言

中耳氣壓傷[1-2]，是一種由于外界氣壓變化過快過大，而中耳腔內(nèi)不能及時根據(jù)這種變化做出相應調(diào)整，使得耳鼓膜兩側(cè)的壓強差過大而導致的氣壓性損傷。這種氣壓性損傷多發(fā)生在飛行、潛水以及醫(yī)院的高壓氧艙治療上，不僅會讓人感到耳鳴、耳痛，嚴重時還會導致鼓膜穿孔，影響聽力[3]。

許多學者[4-6]認為飛行中耳氣壓傷產(chǎn)生的原因與咽鼓管的功能有關，認為咽鼓管具有“活瓣”功能，使氣體進出咽鼓管的難易程度不一。當飛機起飛時，中耳鼓室相對機艙壓力形成正壓力梯度，在這種壓力驅(qū)動下，咽鼓管可以主動開放與外界氣體進行交換；而飛機降落時則形成負壓力梯度，咽鼓管被動開放，較難與外界連通，因此飛機降落時耳朵的痛感更明顯。

目前針對飛行中耳氣壓傷，普遍采用捏鼻鼓氣法進行緩解，也有提出新興治療方法[7]和佩戴緩沖減壓耳塞[8]，但新興療法沒有統(tǒng)一的規(guī)范，緩沖減壓耳塞只是簡單降噪，這些方法并未從根本上降低鼓膜兩側(cè)氣壓差，減輕中耳氣壓傷。因此，本研究提出從咽鼓管著手設計飛行耳塞使鼓膜外側(cè)模擬鼓膜內(nèi)側(cè)的氣體流動特性，從而平衡鼓膜兩側(cè)的氣壓差，減輕中耳氣壓傷。

1 飛行耳塞模型設計

將外耳道、鼓膜與咽鼓管道的聯(lián)系，抽象為圖1所示的鼓膜兩側(cè)氣體流動的理想模型。由于外耳道口與咽鼓管道口均與外界相通，因此在2個道口的氣壓均當作機艙氣壓pc，為了分析鼓膜外側(cè)(即鼓膜與外耳道連通側(cè))氣壓po與鼓膜內(nèi)側(cè)(即鼓膜與咽鼓管道連通側(cè))氣壓pi之間的關系，由伯努利方程可得，鼓膜外側(cè)的氣壓量為：

(1)

同理，鼓膜內(nèi)側(cè)的氣壓量為：

(2)

式中，Δu2, Δz,Σhf分別為2個通道口到鼓膜側(cè)的速度差，高度差以及阻力損失；下標o表示鼓膜外側(cè)，下標i表示鼓膜內(nèi)側(cè)。由圖1可以看到，咽鼓管自身的構(gòu)造，使其具有更大的速度差，高度差和阻力損失。為了減小鼓膜內(nèi)外側(cè)氣壓差，設計的飛行耳塞應當輔助外耳道提高這3個值。

1.外耳道 2.鼓膜 3.咽鼓管道圖1 鼓膜兩側(cè)氣體流動的理想模型

1.1 仿咽鼓管外形設計

咽鼓管[9]作為中耳鼓室與外界相通的唯一通道，其構(gòu)造從鼓室到咽鼓管軟骨部越來越窄，而后越來越寬，到咽鼓管咽口處直徑最大，呈雙曲線狀。設計飛行耳塞如圖2所示，可以改善外耳道的速度差、高度差及阻力損失。

1.2 仿咽鼓管功能設計

為了改善效果更加顯著，在圖2飛行耳塞示意圖中設置了1個固體球閥。球閥在常態(tài)下由于自重而處于耳塞管的下方，堵住與外界的通道，營造常態(tài)下咽鼓管閉合的狀態(tài)；當氣流突變時，球閥在管內(nèi)上下浮動，營造非常態(tài)下咽鼓管開放的狀態(tài)。球閥的存在不僅增大了氣流的阻力損失，其上下浮動使截流面積不斷發(fā)生變化，速度差也得到提高。

圖2 飛行耳塞示意圖

以飛機降落過程為例。飛機降落時，機艙氣壓逐漸增大，而鼓膜兩側(cè)氣體的增壓速率較低，因此氣體會在機艙對鼓膜內(nèi)外側(cè)的正壓力梯度作用下，從機艙經(jīng)外耳道向鼓膜外側(cè)，以及從機艙經(jīng)咽鼓管道向鼓膜內(nèi)側(cè)流動。流動過程中，固體球閥的受力分析圖如圖3所示。氣流在機艙對鼓膜外側(cè)的正壓力梯度作用下將固體球閥托起，此時固體球閥除了受自身的重力作用G外，還受到由于機艙與鼓膜外側(cè)的氣壓差導致的迎面壓差阻力F1，以及來自氣流的浮力F2，其中，固體球閥自身的重力G為：

G=ρb·Vb·g

(3)

圖3 固體球閥受力分析圖

迎面壓差阻力F1為：

F1=Δp·A

(4)

浮力F2為：

F2=ρ0·Vb·g

(5)

式中，ρb—— 球閥的密度

ρ0—— 空氣的密度

Vb—— 球閥的體積

Δp—— 球閥上下兩端的氣壓差

A—— 球閥的迎流面積

g—— 重力常數(shù)

由于氣體的密度遠小于固體球閥的密度，因此，氣流對固體球閥的浮力可忽略。此外，氣壓的波動變化，使得固體球閥上下兩端的氣壓差不停變化，即固體球閥所受的迎面壓差阻力F1并非定值。

當F1>G時，固體球閥向上浮動；

當F1

固體球閥在雙曲線型耳塞管中上下浮動，如圖4所示。對同一個耳塞，固體球閥的重力G以及迎流面積A均為常數(shù)。當固體球閥的迎面壓差阻力增大，固體球閥從圖4a位置浮動到圖4b位置時，球閥與管壁的間隙變小，氣體更難通過，氣體增壓減小，導致迎面壓差阻力的降低，繼而球閥向下運動，循環(huán)往復，形成一個負反饋的調(diào)節(jié)結(jié)果，從而調(diào)節(jié)耳鼓膜外側(cè)的氣壓。

圖4 球閥浮動的負反饋調(diào)節(jié)

當氣流過大，固體球閥運動到耳塞管的頂端，造成一定程度的堵塞，使得絕大部分氣體無法進入鼓膜外側(cè)，保證鼓膜外側(cè)的氣壓不會繼續(xù)增大，從而減小了耳鼓膜兩側(cè)的氣壓差，避免中耳氣壓傷的發(fā)生，如圖4c所示。

1.3 其他設計

機艙內(nèi)的低頻噪音強度較大，持續(xù)時間較長，為了減輕其對人體的影響，利用空氣經(jīng)過小孔后在球閥內(nèi)部碰撞和摩擦，將一部分的聲能轉(zhuǎn)化為熱能，使噪音減弱的原理[10]，對球閥進行開孔處理。由于球閥開孔后，氣體經(jīng)過球閥時除了可以從球閥與耳塞管內(nèi)壁的間隙通過外，只能從球閥上的小孔通過，一方面使氣體通過的阻力損失增大，有助于鼓膜兩側(cè)氣壓的調(diào)節(jié)，另一方面則減小耳塞對正常聽聲的影響，如圖5所示。

圖5 固體球閥與開孔球閥的比較

2 飛行耳塞數(shù)值模擬

設置普通直管和仿咽鼓管作為對照組，固體球閥管與開孔球閥管作為實驗組，各模型的主要參數(shù)大致如圖6所示。由于Fluent上的模擬是對流體通道進行模擬，因此在UG上所建立的三維模型均為不同管道耳塞的流體通道模型，如圖7所示。類似地對其進行網(wǎng)格劃分和邊界條件設定[11]。將建立的三維模型導入GAMBIT軟件中，針對飛機起飛和降落兩種不同過程的模擬，模型邊界設定如表1所示，此外，設置通過模型的實體為FLUID。采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格(TGrid)劃分，易于計算和控制，選定劃分網(wǎng)格的Interval size值，完成劃分。

圖6 固體球閥管耳塞主要參數(shù)圖

圖7 4種不同管道耳塞的流體通道模型

將劃分好的網(wǎng)格存儲為Mesh文件輸出，導入到Fluent軟件中，將模型的單位調(diào)整為毫米，并進行網(wǎng)格質(zhì)量檢查；求解器默認為基于壓力法的求解器(Pressure-Based)，解決以絕對速度(Absolute)處理的穩(wěn)態(tài)(Steady)問題；選擇標準的k-ε湍流模型，對模型的參數(shù)和邊界條件以及壓力出口邊界的回流條件進行設定，如表2所示，一般情況下，機艙內(nèi)的空氣流動速度為0.2 m/s左右；以SIMPLE格式的求解方法對模型初始化完畢后，進行迭代求解，迭代次數(shù)為500。

表1 模型邊界設定

表2 數(shù)值模擬參數(shù)擬定

2.1 網(wǎng)格獨立性質(zhì)量分析

網(wǎng)格的劃分對計算量和計算結(jié)果有著一定影響。在劃分網(wǎng)格時，對4種管道耳塞的流體通道模型選用不同的Interval size，完成網(wǎng)格的劃分后，導入Fluent進行數(shù)值求解，輸出相應結(jié)果。通過觀察取值是否隨著網(wǎng)格密度越大而趨于收斂，判定計算結(jié)果的可信度，以此確定合適的Interval size。

以降落模擬過程為例，在GAMBIT中設置耳塞入耳端為自由流出邊界，底端為速度進口邊界，對普通直管耳塞，不斷減小Interval size的數(shù)值大小，網(wǎng)格數(shù)量不斷增大，其對應關系如表3所示。

表3 普通直管Interval size與網(wǎng)格數(shù)量的對應關系

類似地，對仿咽鼓管，固體球閥管以及開孔球閥管耳塞模型作相應處理，按照不同Interval size的值對網(wǎng)格進行劃分，導入Fluent中迭代求解，輸出模型入耳端面的動態(tài)壓力值，并取其平均值作為計算結(jié)果，則得到如圖8所示網(wǎng)格獨立性檢驗圖。

圖8 網(wǎng)格獨立性檢驗

由圖8可見，隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加，4種管道耳塞入耳端的動態(tài)壓力值也不斷變化，當網(wǎng)格數(shù)量超過300萬時，取值基本不變，說明網(wǎng)格劃分較細時，計算結(jié)果的可信度較高?？紤]到計算量以及計算結(jié)果的可信度，對普通直管、仿咽鼓管、固體球閥管以及開孔球閥管耳塞模型的Interval size最終取值情況如表4所示。

表4 耳塞模型最終Interval size

2.2 鼓膜外側(cè)氣壓變化率模擬

按照最終Interval size值對4種耳塞模型進行網(wǎng)格劃分，以及迭代計算。迭代完成可以得到形如圖9所示的端面變化云圖。單一地觀察耳塞入耳端或底端的壓力變化云圖并不能對耳塞的調(diào)壓性能進行比較，在此定義鼓膜外側(cè)的氣壓變化率，它表示機艙側(cè)氣壓的變化對鼓膜外側(cè)氣壓變化的影響。若鼓膜外側(cè)的氣壓變化率越大，說明機艙側(cè)氣壓的變化對鼓膜外側(cè)氣壓變化的影響越大，即該管道的耳塞調(diào)壓性能越差。

圖9 端面變化云圖

表5 起飛模擬過程鼓膜外側(cè)氣壓變化率

表6 降落模擬過程鼓膜外側(cè)氣壓變化率

2.3 鼓膜外側(cè)氣流速度模擬

同樣,對不同耳塞模型分別截取其入耳端截面的速度變化云圖，并在Fluent上將不同耳塞入耳端處速度云圖的不同點所對應的速度值輸出，得到不同管道耳塞入耳端面上各點的速度值，并取其均值即鼓膜外側(cè)的氣流速度v，如表7所示。

表7 鼓膜外側(cè)平均氣流速度 m/s

2.4 模擬結(jié)果分析

從表5和表6可以看出，降落模擬中鼓膜外側(cè)氣壓變化率均比起飛模擬中的高，驗證了飛機降落時中耳氣壓傷更嚴重的說法。此外，在兩個模擬過程中，普通直管耳塞的鼓膜外側(cè)氣壓變化率較大，仿咽鼓管耳塞次之，固體球閥耳塞與開孔球閥耳塞的鼓膜外側(cè)氣壓變化率最小，說明了模仿咽鼓管功能設計的重要性。耳塞中含有固體球閥或開孔球閥，能夠上下浮動模仿咽鼓管的自啟閉功能，不管在起飛還是降落時對鼓膜外側(cè)氣壓都能起到較大的調(diào)節(jié)作用，即具有雙向調(diào)壓功能。

從表7可以看出，普通直管耳塞與仿咽鼓管耳塞使得鼓膜外側(cè)的平均氣流速度較大，而固體球閥耳塞與開孔球閥耳塞的則相對小很多。一般而言，人耳對速度小于0.1 m/s的氣體流動不太敏感，但是當氣體運動速度大于0.3 m/s時，人耳會明顯感到空氣流動[12]，因此產(chǎn)生不舒服的感覺。從模擬的結(jié)果來說，固體球閥與開孔球閥耳塞在進行氣壓調(diào)節(jié)時，使鼓膜外側(cè)的氣流更加平穩(wěn)，大大減小了氣流對人耳的沖擊。

3 飛行耳塞氣流實驗

3.1 實驗裝置

實驗設備由固定架、紙片、角度傳感器、飛行耳塞、氣球等組成，如圖10所示，用于比較不同耳塞的調(diào)壓性能。所用耳塞模型通過3D打印制成，所用角度傳感器為維特智能公司的九軸藍牙姿態(tài)傳感器，該傳感器配有上位機功能，當USB-HID模塊感應到傳感器的變化時，上位機即可通過姿態(tài)解算，輸出高精度、高穩(wěn)定的三軸加速度、三軸陀螺儀、三軸角度以及三軸磁場，如圖11所示。

圖10 飛行耳塞氣流實驗裝置圖

圖11 角度傳感器界面

當氣球內(nèi)的氣體經(jīng)過耳塞后沖出，對傳感器施加一個作用力F，使傳感器發(fā)生偏移。作用力越大，傳感器的偏移量也越大，說明傳感器所受的氣壓越大，即耳塞的調(diào)壓性能越差，如圖12所示。

圖12 傳感器受氣體的沖擊而偏移

定義氣流速率u:

u=θ/τ

(6)

式中，θ—— 傳感器偏移量

τ—— 氣體完全逸出氣球的時間

u越大，說明傳感器偏移的角度越大或者氣體完全逸出氣球的時間越小，即調(diào)壓性能越差。

3.2 實驗步驟

(1) 用打氣筒給氣球打氣，固定打氣量，將氣球套在耳塞的底端，進行降落模擬氣流實驗；

(2) 使耳塞的入耳端輕輕貼近傳感器中央，待傳感器平穩(wěn)后，開啟傳感器上位機系統(tǒng)的記錄功能；

(3) 松開氣球口并啟動計時器，待氣球內(nèi)氣體完全逸出后停止計時，記錄氣球完全逸出的時間；

(4) 記錄系統(tǒng)上顯示傳感器角度偏移的數(shù)據(jù)；

(5) 重復步驟式(1)～式(4)，并根據(jù)式(6)算出耳塞在降落模擬氣流實驗中的平均氣流速率；

(6) 而在起飛模擬氣流實驗中，將氣球套在耳塞的入耳端，耳塞的底端貼近傳感器，其余步驟同上。

3.3 實驗結(jié)果

由角度傳感器的上位機系統(tǒng)可得到如圖13所示的實驗曲線圖，從圖中可以直觀看出，在4種耳塞作用下傳感器偏移的情況：普通直管偏移較大，仿咽鼓管次之，固體球閥與開孔球閥管偏移最小。

將實驗數(shù)據(jù)進行處理后，得到表8的傳感器在不同耳塞作用下的平均偏置角度，以及表9的不同耳塞的平均氣流速率。

從表中看出，球閥型的耳塞在起飛模擬以及降落模擬氣流實驗中不僅使傳感器偏移較小，還使得氣體流動速率減小。說明耳塞管內(nèi)具有球閥使其調(diào)壓性能較好，且能雙向調(diào)壓。同時，球閥在耳塞內(nèi)起到阻隔作用，這種阻隔使得低氣壓區(qū)不會持續(xù)增壓(或高氣壓區(qū)不會持續(xù)降壓)，降低了非常態(tài)情況下飛行時機艙氣壓對鼓膜外側(cè)氣壓的影響，與數(shù)值模擬結(jié)果吻合。

圖13 上位機顯示實驗曲線圖

表8 傳感器在不同耳塞作用下的平均偏置角度 (°)

表9 不同耳塞的平均氣流速率 (°)/s

4 結(jié)論

在明確中耳氣壓傷與咽鼓管的功能有著直接且重要的關系后，本研究提出一種仿咽鼓管的耳部壓力平衡調(diào)節(jié)技術，設計在氣流作用下能上下浮動的固體球閥或開孔球閥來模仿咽鼓管自啟閉功能的飛行耳塞，并進行數(shù)值模擬和實驗的比較。在模擬和實驗中均發(fā)現(xiàn)，只是單純模仿咽鼓管的形狀雖然對氣壓的調(diào)節(jié)起到有利的作用，但其作用有限；而固體球閥與開孔球閥管耳塞由于球閥的上下浮動模仿咽鼓管啟閉的功能，其調(diào)壓性能明顯更好，且能達到雙向調(diào)壓效果。同時因為球閥在上下浮動時對氣流的阻隔作用，使得鼓膜外側(cè)氣壓不容易受到外界氣壓變化的影響，為便捷減輕飛行中耳氣壓傷提供了借鑒思路，目前已有部分試用，反饋效果較好。而對于飛行耳塞中球閥開孔與否、孔的數(shù)量、孔徑大小、球閥的數(shù)量、球閥的大小等對調(diào)壓性能的影響，以及這種飛行耳塞在潛水和高壓氧治療環(huán)境中的適用性將在后續(xù)的研究中繼續(xù)完善。