直升機(jī)座艙空氣分配管路系統(tǒng)設(shè)計(jì)及仿真

毛曉東， 馮曉晗， 龐麗萍， 王鶴翔， 曾文

(1. 沈陽航空航天大學(xué)航空發(fā)動機(jī)學(xué)院, 沈陽 110136; 2. 北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100191)

隨著航空技術(shù)的不斷發(fā)展，承載人員對于艙內(nèi)環(huán)境熱舒適性的要求不斷提高[1-2]?，F(xiàn)代飛機(jī)座艙均屬于氣密性座艙，艙內(nèi)環(huán)境熱舒適性直接取決于艙內(nèi)氣流組織分布是否合理，而氣流組織則由空氣分配系統(tǒng)決定[3]。

近年來，針對飛機(jī)空氣分配系統(tǒng)的研究日漸增多，艙內(nèi)的空氣品質(zhì)及人員舒適性受到了越來越廣泛的關(guān)注和重視。 Akbari等[4]對便攜式空氣清潔器在不同空氣分配系統(tǒng)下的空氣凈化進(jìn)行了數(shù)值研究，最后表明，清潔器在混合和壁掛式系統(tǒng)下空氣凈化效率最高。Liu 等[5]評估了空氣分配系統(tǒng)在客機(jī)座艙中的性能，并對7排座艙模型進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和模擬。證明客機(jī)上的空氣分配系統(tǒng)對保持機(jī)艙內(nèi)舒適健康的環(huán)境起著關(guān)鍵作用。You 等[6]對商業(yè)飛機(jī)機(jī)艙的空氣分配系統(tǒng)進(jìn)行了評估，最后表明在空氣分配系統(tǒng)中，個(gè)性化的通風(fēng)使人員舒適性達(dá)到最佳，且更有效降低空氣污染物。王炬等[7]提出了一種利用仿真計(jì)算輔助座艙空氣分配系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法，最終通過仿真計(jì)算確定該設(shè)計(jì)方案滿足設(shè)計(jì)需求。吳丹[8]以某型民用飛機(jī)空氣再循環(huán)系統(tǒng)為研究對象，通過仿真手段得到了滿足用戶空氣需求的空氣分配系統(tǒng)設(shè)計(jì)。楊文強(qiáng)[9]針對大型民用飛機(jī)客艙模型，設(shè)計(jì)了客艙空氣分配系統(tǒng)并進(jìn)行了仿真計(jì)算，最后表明在該空氣分配系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案下，頭等艙空氣最為新鮮, 商務(wù)艙次之, 經(jīng)濟(jì)艙最差。安楊等[10]對某型飛機(jī)空調(diào)供氣分配系統(tǒng)出現(xiàn)的問題進(jìn)行了研究，運(yùn)用流體仿真技術(shù)對空氣分配系統(tǒng)進(jìn)行了改進(jìn)，經(jīng)測試，改進(jìn)后的空氣分配系統(tǒng)性能滿足設(shè)計(jì)要求。汪光文等[11]以仿真分析和試飛試驗(yàn)為手段，對某型客機(jī)空氣分配系統(tǒng)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，最后說明了仿真技術(shù)手段的合理性。曹祎等[12]對某民用客機(jī)空氣分配系統(tǒng)混合腔進(jìn)行仿真研究，最終表明，該混合腔構(gòu)型滿足設(shè)計(jì)要求，并為混合腔的設(shè)計(jì)提供了數(shù)據(jù)支持。樂光[13]基于Flowmaster軟件對飛機(jī)防冰系統(tǒng)建立管路仿真模型，對管路進(jìn)行了完整的進(jìn)行檢測與分析并提出了優(yōu)化方案。目前針對民用飛機(jī)和大型客機(jī)空氣分配系統(tǒng)的研究較多，而針對直升機(jī)座艙空氣分配系統(tǒng)的相關(guān)研究尚屬空白。直升機(jī)座艙空間相對狹小，人員更加密集，對座艙空氣分配系統(tǒng)的要求更為嚴(yán)苛。

因此，現(xiàn)以某型直升機(jī)座艙為研究對象，在明確設(shè)計(jì)技術(shù)指標(biāo)的前提下，設(shè)計(jì)并計(jì)算空氣分配管路系統(tǒng)布局及尺寸參數(shù)。采用Flowmaster軟件建立管路系統(tǒng)仿真模型，對穩(wěn)態(tài)設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行流量配平計(jì)算并開展試驗(yàn)驗(yàn)證。最后對非設(shè)計(jì)點(diǎn)情況進(jìn)行仿真計(jì)算，分析管路系統(tǒng)參數(shù)變化規(guī)律，驗(yàn)證是否滿足全飛行包線下設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

1 設(shè)計(jì)需求分析及技術(shù)指標(biāo)

從直升機(jī)座艙加溫、制冷、通風(fēng)、噪聲等需求出發(fā)，通過分析計(jì)算，明確提出了有關(guān)空氣分配管路系統(tǒng)的相關(guān)設(shè)計(jì)技術(shù)指標(biāo)。

根據(jù)GJB3101—97《飛機(jī)加溫和通風(fēng)系統(tǒng)通用規(guī)范》規(guī)定，在所有飛行和地面狀態(tài)下，為了排除污染和氣味，應(yīng)向座艙提供新鮮通風(fēng)空氣。其通風(fēng)量應(yīng)不少于每個(gè)乘員1 kg/min，即60 kg/h/人。當(dāng)把座艙空氣再循環(huán)利用時(shí)，每人每分鐘新鮮空氣的供給量可以減少一半，即30 kg/h/人。直升機(jī)座艙布局為5人制，即150 kg/h?？紤]到冗余設(shè)計(jì)，最終取新風(fēng)量250 kg/h。

根據(jù)GJB1193—91《飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)通用規(guī)范》中關(guān)于制冷和加溫需求的相關(guān)規(guī)定，為滿足該直升機(jī)機(jī)型10 kW制冷量和18 kW制熱量的基本要求，結(jié)合環(huán)境控制系統(tǒng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，預(yù)估計(jì)算得出循環(huán)風(fēng)質(zhì)量流量應(yīng)大于745 kg/h，即總供氣量應(yīng)不小于995 kg/h?？紤]座艙空氣泄露及新風(fēng)引入的影響，最終取總供氣量為1 400 kg/h。

GJB1193—91中從熱舒適性的角度，同時(shí)規(guī)定了乘員周圍空氣的流速限制在(2±0.5)m/s，故對供氣口出口流速，按上限值2.5 m/s進(jìn)行設(shè)計(jì)。

根據(jù)空氣分配系統(tǒng)出口反壓要求，設(shè)計(jì)中應(yīng)將空氣分配系統(tǒng)管網(wǎng)風(fēng)阻控制在適當(dāng)范圍，按≤800 Pa進(jìn)行校核。

根據(jù)座艙內(nèi)噪聲相關(guān)要求，同時(shí)盡可能減少導(dǎo)管的重量和外廓尺寸，分配導(dǎo)管內(nèi)流速按不大于25 m/s進(jìn)行預(yù)估設(shè)計(jì)。

綜合上述設(shè)計(jì)需要，明確設(shè)計(jì)技術(shù)指標(biāo)如表1所示。

表1 設(shè)計(jì)技術(shù)指標(biāo)Table 1 Design technical index

2 空氣分配管路系統(tǒng)設(shè)計(jì)及仿真建模

2.1 空氣分配管路系統(tǒng)布局設(shè)計(jì)

直升機(jī)座艙布局為5人制，前排主副駕駛員，后排3位乘員。為滿足氣流組織的合理分布及新鮮空氣供給，需在座艙頂部空間開闊處，為每位乘員設(shè)置主供氣口。前排主副駕駛員直接受到風(fēng)擋處太陽輻射，且由于儀表臺影響，胸腹區(qū)域氣體流動受到一定阻礙，因此設(shè)置主副駕駛員個(gè)人供氣口。此外，為滿足腳部加熱功能，為所有乘員設(shè)置腳部供氣口。最終設(shè)計(jì)空氣分配管路系統(tǒng)布局如圖1所示。

圖1 供氣管路布局示意圖Fig.1 Schematic diagram of gas supply pipeline layout

新風(fēng)和再循環(huán)風(fēng)混合并通過環(huán)境控制系統(tǒng)調(diào)溫后，進(jìn)入空氣分配總管，其后由左右兩側(cè)支路流入各供氣口。為了使管網(wǎng)系統(tǒng)更為合理，并且便于后續(xù)流量配平，在管網(wǎng)的具體布局中，盡量滿足左右兩側(cè)支路流量相等。

右側(cè)支路沿座艙右側(cè)地板下方向前，先后為后艙主供氣口、副駕駛個(gè)人供氣口、右側(cè)風(fēng)擋供氣口和副駕駛腳部供氣口供氣。

左側(cè)支路沿座艙左側(cè)地板下方向前，先后為后艙腳部供氣口、前艙主供氣口、主駕駛個(gè)人供氣口、左側(cè)風(fēng)擋供氣口和主駕駛腳部供氣口供氣。

2.2 供氣口及管路尺寸計(jì)算

2.2.1 供氣口設(shè)計(jì)參數(shù)

根據(jù)座艙布局及熱載荷大致分布，對總供氣量進(jìn)行分配，得到各供氣口質(zhì)量流量。由設(shè)計(jì)需求，供氣口流速按2.5 m/s最大供氣速度進(jìn)行尺寸設(shè)計(jì)計(jì)算。根據(jù)式(1)可計(jì)算得到各供氣口當(dāng)量直徑?？紤]工程實(shí)際應(yīng)用，適當(dāng)取整后選定最終當(dāng)量直徑，相關(guān)數(shù)據(jù)如表2所示。

表2 供氣口設(shè)計(jì)參數(shù)Table 2 Air supply port design parameters

(1)

式(1)中：D為當(dāng)量直徑，m；G為空氣流量，kg/h；ρ為空氣密度，kg/m3；c為空氣流速，m/s。

2.2.2 管路參數(shù)

根據(jù)供氣管路布局即各供氣口流量分配，可得各段支管內(nèi)流量數(shù)據(jù)。由設(shè)計(jì)需求，為盡可能減少導(dǎo)管的重量和外廓尺寸，各段支管內(nèi)流速按25 m/s最大值進(jìn)行設(shè)計(jì)計(jì)算。根據(jù)式(1)計(jì)算得到各段支管當(dāng)量直徑。相關(guān)數(shù)據(jù)如表3所示。

表3 管路直徑計(jì)算結(jié)果Table 3 Distribution conduit diameter calculation results

2.3 空氣分配管路系統(tǒng)仿真建模

根據(jù)所設(shè)計(jì)的空氣分配管路系統(tǒng)布局方案，基于Flowmaster仿真平臺，建立對應(yīng)仿真模型，并對供氣口進(jìn)行了編號，如圖2所示。仿真模型中忽略了彎頭、接頭類元件的影響，主要包括管道、供氣口、過渡接頭、邊界源等部件。

1～13為供氣口圖2 仿真管路示意圖Fig.2 Schematic diagram of simulation pipeline

管道作為管網(wǎng)系統(tǒng)的核心組成，其壓降是影響管網(wǎng)系統(tǒng)流量分配及風(fēng)阻的主要原因。采用圓形截面管道模型，流體通過管道的壓降為

(2)

式(2)中：p1、p2為管道進(jìn)、出口處的壓力，Pa；ρ為介質(zhì)密度，kg/m3；D為管道直徑，m；L為管路長度，m；u為流體的速度，m/s；f為管道摩擦損失系數(shù)。關(guān)于管道摩擦損失系數(shù)計(jì)算，使用Colebrook-White模型，即

(3)

式(3)中：f1和ft為不同雷諾數(shù)范圍下的管道摩擦損失系數(shù)；Re為雷諾數(shù)；k為管道內(nèi)壁粗糙度，m；x為雷諾數(shù)的相關(guān)變量。

(4)

Colebrook-White模型，需要給出管路內(nèi)壁的表面粗糙度，本文計(jì)算時(shí)選取波音737空氣分配系統(tǒng)管路內(nèi)壁表面粗糙度數(shù)據(jù)，即0.013 7 mm。

3 設(shè)計(jì)點(diǎn)流量配平計(jì)算及試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 流量配平

對于復(fù)雜的管網(wǎng)系統(tǒng)而言，其核心問題在于對各支路進(jìn)行流量配平，即使各支路實(shí)際流量等于設(shè)計(jì)分配流量。管網(wǎng)系統(tǒng)中任意部件尺寸參數(shù)的變化，均會引起流量的再分配，導(dǎo)致流量配平極為復(fù)雜。

在設(shè)計(jì)過程中，采用實(shí)際工程問題經(jīng)常使用的限流環(huán)，對各支路流動阻力進(jìn)行調(diào)節(jié)，從而實(shí)現(xiàn)各支路流量的合理分配。限流環(huán)的安裝位置及編號如圖3所示。

圖3 限流環(huán)安裝示意圖Fig.3 Installation diagram of current limiting ring

對于流量已經(jīng)匹配的支路，并沒有安裝限流環(huán)。實(shí)際工程應(yīng)用中由于影響因素的增加，可適當(dāng)增加限流環(huán)的數(shù)量，在所有支路均可安裝，從而起到流量完全匹配的目的。

限流環(huán)可理解為節(jié)流元件，通過增加支路流動阻力，從而實(shí)現(xiàn)各支路之間的流量分配。計(jì)算模型如下。

(1)流量損失系數(shù)：

(5)

(6)

式中：D為管道直徑，mm；d為限流孔直徑，mm；ARa為接觸面積比；Ki為不可壓損失系數(shù)。

(2)壓力公式：

(7)

Kc=KiCcc

(8)

式中：pt1、pt2為進(jìn)、出口總壓；ps1為進(jìn)口靜壓；Kc為可壓損失系數(shù)；Ccc為可壓修正因子。

(3)流量公式：

(9)

式(9)中：A為流通面積，m2；m為質(zhì)量流量，kg/s；Z為壓縮因子；R為氣體常數(shù)，J/(kg·K)；Tt1為進(jìn)口總溫，K；Ma為馬赫數(shù)；γ為絕熱指數(shù)。

通過配平計(jì)算，得到各個(gè)限流環(huán)的孔徑參數(shù)，如表4所示。

表4 限流環(huán)參數(shù)Table 4 Current limiting ring parameters

3.2 設(shè)計(jì)點(diǎn)仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)驗(yàn)證

將所有設(shè)計(jì)參數(shù)，包括供氣口、管路及限流環(huán)等數(shù)據(jù)代入仿真模型，計(jì)算穩(wěn)態(tài)設(shè)計(jì)點(diǎn)下的流量分配，得到各供氣口仿真流量，計(jì)算結(jié)果如表5所示。從表5可知，仿真計(jì)算流量與設(shè)計(jì)流量非常接近，偏差最大值僅為3.16 kg/h，完全滿足工程要求。

為了驗(yàn)證空氣分配管路系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案及仿真計(jì)算的準(zhǔn)確性，開展試驗(yàn)驗(yàn)證研究。完全按照設(shè)計(jì)參數(shù)，加工試驗(yàn)管網(wǎng)系統(tǒng)?？紤]到流量測量較為復(fù)雜，在距各供氣口中心5 cm處布置風(fēng)速傳感器。由速度值和供氣口尺寸，換算成各供氣口流量，結(jié)果如表5所示。

表5 供氣口流量計(jì)算結(jié)果Table 5 Calculation results of air supply port flow

對比仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果可知，吻合程度較好，絕大多數(shù)供氣口仿真與試驗(yàn)誤差在10%以內(nèi)，誤差最大值為18.17%。分析誤差產(chǎn)生的原因主要有：其一，試驗(yàn)樣機(jī)當(dāng)中管路的摩擦阻力與仿真參數(shù)必然存在一定偏差，導(dǎo)致管網(wǎng)阻力分布及流量分配的變化，可通過調(diào)整限流環(huán)孔徑，進(jìn)一步縮小誤差；其二，風(fēng)速測量只能反映供氣口中心位置的速度值，用該點(diǎn)值計(jì)算供氣口整體流量也會引入一定的誤差。

總體來說，誤差值滿足工程精度要求，說明仿真結(jié)果可靠，系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案可行。

4 非設(shè)計(jì)點(diǎn)仿真計(jì)算校核

直升機(jī)在實(shí)際飛行任務(wù)中，環(huán)境參數(shù)及座艙壓力均會隨著高度的變化而變化，從而引起管網(wǎng)系統(tǒng)實(shí)際流動偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)，需要進(jìn)一步對設(shè)計(jì)指標(biāo)進(jìn)行仿真計(jì)算校核。

4.1 管網(wǎng)風(fēng)阻變化

隨著飛行高度的變化，大氣壓力及座艙壓力均會影響空氣分配管路系統(tǒng)內(nèi)部的流動情況，故首先明確相關(guān)壓力的變化規(guī)律，如圖4所示。

圖4 壓力制度曲線圖Fig.4 Pressure regime curve

座艙壓力制度由兩段組成：一是自由通風(fēng)段，該階段排氣活門全開，機(jī)艙內(nèi)外壓差較小，約為2.3 kPa；二是定壓飛行階段，飛行高度在大于2 400 m時(shí)，座艙壓力保持77.9 kPa不變，座艙余壓隨飛行高度的上升而逐漸增加，飛機(jī)升限7 000 m高度處，大氣壓力為41.1 kPa，此時(shí)座艙余壓達(dá)到最大值，為36.8 kPa。

隨著飛行高度的變化，環(huán)境壓力降低，新風(fēng)壓力隨之變化。而座艙壓力先減小后不變，導(dǎo)致各供風(fēng)口出口背壓也隨之發(fā)生變化。計(jì)算了不同飛行高度下管網(wǎng)風(fēng)阻的變化規(guī)律，如圖5所示。

由圖5可知，管網(wǎng)風(fēng)阻主要受到座艙壓力的影響，在2 400 m以下時(shí)，隨著座艙壓力的降低，管網(wǎng)風(fēng)阻會隨之增加。而在2 400 m以上時(shí)，管網(wǎng)風(fēng)阻基本維持不變。進(jìn)一步分析其原因在于，隨著供氣口背壓的降低，管內(nèi)空氣流速會隨之增加，摩擦阻力增加，故管網(wǎng)整體風(fēng)阻增加。

圖5 管網(wǎng)風(fēng)阻變化示意圖Fig.5 Schematic diagram of wind resistance change of pipe network

在飛行包線內(nèi)，管網(wǎng)風(fēng)阻的最大值約為650 Pa，滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)中小于800 Pa的基本要求。

4.2 流量變化

隨著管網(wǎng)風(fēng)阻的變化，將會直接導(dǎo)致各供氣口流量出現(xiàn)變化，進(jìn)一步計(jì)算飛行包線下各供氣口流量及總供氣量的變化曲線如圖6所示。

圖6 各部位流量變化示意圖Fig.6 Schematic diagram of flow change at each part

由于對稱布局的原因，相同部位的供氣口流量彼此之間相差較小，因此在圖6(a)中僅取同一位置中的一個(gè)作為比較對象。

由圖6可知，隨著管網(wǎng)風(fēng)阻的增加，各供氣口的出口流量逐漸減少，并在座艙壓力高度達(dá)到2 400 m時(shí)，流量達(dá)到最小值。此時(shí)，供氣主管內(nèi)流量減小至1 077 kg/h，仍然滿足前文對總供氣量的最小需求。

5 結(jié)論

針對某型直升機(jī)，設(shè)計(jì)了其座艙空氣分配管路系統(tǒng)，利用仿真和試驗(yàn)手段，對設(shè)計(jì)點(diǎn)和非設(shè)計(jì)點(diǎn)管網(wǎng)系統(tǒng)相關(guān)參數(shù)進(jìn)行了計(jì)算分析和驗(yàn)證，得出如下結(jié)論。

(1)利用仿真技術(shù)手段，對所設(shè)計(jì)的直升機(jī)座艙空氣分配管路系統(tǒng)設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)，進(jìn)行了流量配平計(jì)算。通過與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比，誤差滿足工程要求，驗(yàn)證了仿真計(jì)算的可靠性和設(shè)計(jì)方案的合理性。

(2)通過非設(shè)計(jì)點(diǎn)仿真計(jì)算，得到了管網(wǎng)風(fēng)阻與供氣流量的變化特性。驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)的空氣分配管路系統(tǒng)，在全飛行包線范圍內(nèi)，均滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。