座舱加温系统的优化设计与试验

张 洋 罗平根

座舱加温系统的优化设计与试验

张 洋 罗平根

（中国直升机设计研究所，景德镇 333001）

针对某座舱加温系统的设计要求，建立了一套理论计算与试验仿真相结合的设计方法。此方法通过前期的原理设计与理论计算建立初步的加温系统模型，根据模型中相关物理变量搭建起相匹配的试验流程。通过试验验证及数据分析，优化形成了完善的加温系统方案。该方案采用引射加旁通的方式优化冷热气流分配形式，并通过地面试验与迭代设计验证了其合理性。

座舱；加温系统；优化设计与验证

1 引言

某直升机座舱加温系统主要用于冬天对座舱进行加温，提高乘员的人机功效和舒适性。以往国产直升机加温系统均通过提取发动机或APU的高温高压空气，与吸气风扇抽吸的机外低温空气混合向座舱提供热气加温，此种加温方式在我国大部分区域能满足直升机冬季飞行时的加温要求，但在内蒙古及黑龙江北部高寒地带，冬季时的气温经常达到-40℃左右，此时该加温方式的效果就不尽人意。究其原因，主要有四点，其一环境温度过低；其二发动机或APU引气量不足；其三环控系统未能合理匹配冷、热空气流量；其四直升机座舱为非气密性舱，保温效果差。

为使某型直升机适应高寒地区的使用要求，在受限于发动机和APU引气量以及直升机座舱保温效果情况下，采用引射加旁通的气流分配方式优化冷、热空气的混合比，以提升整个系统的加温效果。

2 加温系统设计

作为经济可靠的热源，本加温系统的热气源仍来自发动机或APU引气，由加温系统各部件对机外低温空气与高温高压空气的混合比例进行调节，为座舱提供一股合适温度与流量的热空气，从而有效控制直升机座舱内的温度。

2.1 模型建立

座舱内的温度主要由供气温度和供气量决定，本模型[1]采用引射加旁通的气流分配方式调节冷、热空气的混合比，从而控制进舱热气温度和流量。加温系统模型由主活门、旁路活门、引射喷嘴、混合室、限流环、加温控制盒、温度传感器及温度继电器等组成[2]如图1所示。

图1 加温系统原理图

系统加温时，先打开主活门，高温高压气体从发动机或APU引气口引出，流经引射喷嘴时，产生高速气流，使其附近形成负压，此时外界进风口处的压力高于引射喷嘴附近的压力，外界低温空气流入混合室，在混合室内冷、高温空气混合，然后供入座舱。当主活门全开，进舱供气温度仍低于设定温度时，旁路活门打开，此时热气流量增加，冷、热空气混合比减小，高温空气流量在总量中所占比例增加，座舱供气温度迅速回升。

2.2 引射喷嘴设计

引射喷嘴作为加温系统的关键部件之一，是系统热气流量与冷气流量进行优化分配的基础。同时为避免过多降低发动机功率，引射喷嘴对热气流量起到限流作用，使系统引气流量在不超过发动机最大输出流量情况下满足系统的加温要求[3]。

引射喷嘴[4]结构设计简单，其实际上就是一段流通面积变化的导管，如图2所示，当气体通过时，其压力、温度、密度及速度参数在不同截面会发生变化，随着流通面积逐渐缩小，气体流速逐步加快，在喉道处达到临界流，其速度为该处音速，此时，入口压力即使增加，喉道处的流速将维持不变，也就是流过音速喷嘴的气体，其体积流量保持恒定。

图2 引射喷嘴

流经引射喷嘴的最大质量流量为[5]：

依据发动机或APU引气流量、压力及密度等参数，经计算本模型共包含7个引射喷嘴，每个引射喷嘴喉部直径为5.4mm，详见图3。

图3 引射喷嘴外形图

2.3 旁通管路设计

加温时，引自发动机或APU的高温高压空气一部分经流引射喷嘴进入混合室，另一部分气体经旁通管路及旁路活门进入混合室。经流引射喷嘴的热空气通过引射外部环境冷空气进行冷热空气混合，以达到加温控制盒设定温度的热气供座舱加温，此路空气流量为主流量。当外界环境空气温度过低，混合空气的温度无法达到设定温度时，打开旁路活门，直接向混合室引入高温高压空气，该部分气体未经过引射，可大幅提高混合气体的温度，提升系统的加温能力。

根据系统要求，经旁通管路的热气流量为300 kg/h，由上述流量公式计算可知旁通管路内径为9mm，考虑到旁通管路较长，有一定的流体阻力，实际旁通管路内径为理论值的1.5倍，即实际管路内径为13.5mm。

2.4 限流环设计

限流环[6]设置在外界空气的进风口处，其主要功能是增大冷边空气阻力，控制冷边的空气流量。加温系统工作时，主活门根据加温控制盒的指令控制高温高压空气流量，外界空气流量也会随引射喷嘴内高温高压空气流量的变化而波动，经流引射喷嘴的高温高压空气流量越大，外界空气流量越大，反之亦然。

为了提高加温系统在高寒地区的加温效果，需提升混合室内混合空气的温度。此时主活门开度为最大，旁路活门打开，即高温高压空气流量保持在最大状态，此时外界冷边空气温度为-40℃左右，为避免冷边空气流量过大，造成混合空气的温度过低，需减小冷边空气流量，增大冷边的空气阻力。

同时为满足环境温度在10℃左右时，混合空气温度不超过90℃（混合空气温度过高易烫伤乘员），需要增大冷边空气流量。此工况加温时，热边高温高压空气与10℃左右的冷边空气混合时，若冷边空气流量过小，混合空气温度迅速达到90℃，容易引气超温并造成加温系统频繁关闭，影响系统的使用，因此需综合不同环境时的加温效应来确定限流环的尺寸大小。

3 加温系统试验

3.1 试验要求

图4 加温系统测试原理图

为验证该座舱加温系统方案的合理性与可行性，对上述方案进行地面性能试验。测试系统在加温系统的基础上加装传感器，具体测试原理如图4所示，以测试相关进出口处气体的温度、压力与流量，主要目的如下：

a. 验证引射喷嘴的流量特性，在上述规定的引气压力值下，测量引射喷嘴流量是否为(800±50)kg/h；

b. 验证旁通管路的流量特性，在上述规定的引气压力值下，测量旁通管路处流量是否为(300±50)kg/h；

c. 选取合适尺寸的冷边限流环，以满足加温系统在环境温度为-40℃或10℃加温时，供入舱内热气的温度要求和流量要求，具体指标为：入舱热气温度60℃≤2＜80℃；入舱热气流量2≥1800kg/h。

3.2 试验方法

根据加温系统在机上实际工作情况，确认试验相关物理常量与试验变量。

其中相关物理常量如下：a.引入的高温高压气体压力1=574000Pa；b.引入的高温高压气体温度1=150℃；c.引入的高温高压气体最大流量max=1100kg/h；d.冷热空气混合后的反压P=7000Pa。

相关物理变量如下：a.环境温度3：-40℃与10℃；b.旁路活门打开与关闭；c.冷边限流环内径：65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

加温系统试验时，主活门保持最大开度状态，调节高温引气的温度、压力、流量及冷边引射空气的温度，使其达到设定值并保持稳定。根据不同的物理变量，确定相关的试验状态，具体试验状态如下[7]：

状态1：环境温度3为-40℃，旁路活门打开，冷边限流环内径分别为65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

状态2：环境温度3为-40℃，旁路活门关闭，冷边限流环内径分别为65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

状态3：环境温度3为10℃，旁路活门打开，冷边限流环内径分别为65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

状态4：环境温度3为10℃，旁路活门关闭，冷边限流环内径分别为65mm、60mm、55mm、50mm、45mm及40mm。

3.3 试验结果分析

根据上述的试验方案测试高温高压引气流量1、混合热气流量2及温度2。其中状态1、状态2、状态3、状态4的试验结果分别如图5、图6、图7、图8所示。

图5 状态1对应的试验结果

图6 状态2对应的试验结果

图7 状态3对应的试验结果

图8 状态4对应的试验结果

首先，根据图5、图6、图7、图8可知，相同工况下，旁路活门打开时混合室内混合气体温度明显高于旁路活门关闭时混合气体温度，由此可知加温系统采用引射加旁通的气流分配方式可大幅提高系统的加温效果。

其次，由状态2与状态4可知，此时旁路活门关闭，热气全部经引射喷嘴流入混合室，引气流量即对应此状态引射喷嘴流量，由图6与图8可知，引气流量在(800±50)kg/h以内，满足引射喷嘴流量要求。

再次，根据状态1与状态3可知，此时旁路活门打开，热气径引射喷嘴与旁通管路流入混合室，引气流量即对应此状态引射喷嘴与旁通管路的总流量，由总流量减去上述引射喷嘴流量即为旁通管路流量。由图5与图7可知，引气流量在(1100±50)kg/h以内，旁通管路流量在(300±50)kg/h以内，满足旁通管路流量要求。

最后，根据供入舱内热气的温度要求和流量要求，需分析状态1与状态4对应的试验结果，因为状态1代表高寒环境时最大的加温能力，而状态4代表较冷环境时最大的供气能力。由图5与图8可知，冷边限流环内径为45mm或50mm均能满足要求，根据加温系统要求，优先提升系统加温能力，因此冷边限流环内径确定为45mm。

4 结束语

首先，针对某型直升机加温系统的设计要求，建立了一套理论计算与试验仿真相结合的设计方法。此方法通过前期的原理设计与理论计算建立了初步加温系统模型，根据模型中相关物理变量搭建起相匹配的试验流程，通过试验验证及数据分析，优化形成了完善的加温系统方案。

其次，针对以往型号在高寒地区加温效果差的问题，建设性地提出了引射加旁通的加温方案，通过引射喷嘴与旁路活门的共同作用，优化冷、热空气的混合比，提升整个系统的加温效果，同时避免以往方案中增加冷边风机造成的重量和功耗损失，提高加温系统的能效比。

最后，通过加温系统地面模拟试验，验证了引射喷嘴与旁通管路设计合理性，并结合试验数据选取了合适的冷边限流环，进一步验证该方案能够满足加温系统要求，可作为某型直升机加温系统设计的输入条件。

1 董永进，朱光武. 航天机箱类仪器的新型结构设计[J]. 航天制造技术，2013(5)：43～46

2 王浚，黄本诚，万才大. 环境模拟技术[M]. 北京：国防工业出版社，1996

3 崔利，薛浩. 直升机环控系统对比与展望[J]. 装备环境工程，2010，7(3)：62～65

4 李洪飞. 喷嘴扩口缺陷返修工艺方法研究[J]. 航天制造技术，2011(5)：36～38

5 张也影. 流体力学[M]. 北京：高等教育出版社，1999

6 王兆伟，孙国岭，姚星合，等. 再入飞行器冷热结构一体化设计及分析[J]. 航天制造技术，2015(6)：15～17

7 何杰，刘道锦. 某型直升机通风加温系统优化设计[J]. 直升机技术，2017(3)：39～45

Optimum Design and Test of Cockpit Heating System

Zhang Yang Luo Pinggen

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001)

In view of the design requirements of a certain type of cockpit heating system, a set of design method combining theoretical calculation with experimental simulation is established. This method establishes a preliminary heating system model through the previous principle design and theoretical calculation. According to the related physical variables in the model, the matching test process is set up. Through experimental verification and data analysis, a perfect heating system scheme has been formed. This scheme optimizes the distribution of cold and hot air flow by the method of ejection plus bypass. The rationality is verified by the ground test and the iterative design.

cockpit；heating system；optimum design and test

张洋（1985），工程师，飞行器环境与生命保障工程专业；研究方向：直升机环控系统设计。

2018-01-03