李 晗，杨 鹏，卢剑锋，王桂友，杨立军，顾 昭，于立华，施维茹，吴建兵，刘晓鹏

（1.空军特色医学中心，北京100142；2.贵州大学机械工程学院，贵阳550025；3.贵州风雷航空军械有限责任公司，贵州安顺561000）

0 引言

1 设计要求

气流吹袭装置安装在低压舱内部，置于飞行员座椅前方，在低压舱迅速减压发生即刻，装置能够启动气流吹袭动作，持续时间3～5 s。为模拟飞行过程中遭遇紧急情况时的气流吹袭效果，此段时间对飞行员头面部至胸部进行吹袭，要求吹袭速度在不影响低压舱气压高度的前提下尽量高，以便提高训练强度，增强训练效果，暂定速度不小于15 m/s。机舱爆破情况下气压降低与吹袭同时发生，为达到一定训练效果，气流吹袭装置控制系统应满足以下条件：气流吹袭启动和关闭应能自动完成；启动时机应与低压舱迅速减压同步；气流吹袭能够在到达设定的吹袭时长后自动停止。因此，其控制系统应与现有低压舱控制系统兼容。同时，为保证气流吹袭装置具有强可移植性及普及性，在保证可靠的前提下体积应尽量小巧，能够在进行飞行员低压舱迅速减压训练时安放在低压舱内，不影响飞行员和工作人员的操作，且易于安装和拆卸。

2 吹袭装置设计

2.1 原理

高压气体从喷嘴喷出，使高压气体的能量在经过喷嘴时降压膨胀加速转换为高速气流的动能，由多个布置成矩阵的扇形喷嘴实现对人体头胸部位所在平面的气流吹袭。

2.2 具体设计

如图1 所示，低压舱气流吹袭装置由气源、执行机构、喷嘴矩阵、控制系统4 个部分组成，为铝合金材质，总质量12 kg，长850 mm、宽600 mm、高1 200 mm。其中，气源为压缩空气，包括空压机、储气罐、压力调节阀、末端蓄压罐等，设定压力0.78 MPa。各关键机构如图2 所示。

图1 低压舱气流吹袭装置实物图

图2 低压舱气流吹袭装置连接机构

具体设计如下：

（1）空压机。空压机由电动机直接驱动，使曲轴产生旋转运动，带动连杆使活塞产生往复运动，引起气缸容积变化。气缸内压力的变化会使空气通过进气阀及空气滤清器进入气缸。在压缩行程中，由于气缸容积的缩小，压缩空气在排气阀作用下，经排气管、单向阀（止回阀）进入储气罐，当排气压力达到额定压力0.7 MPa 时由压力开关控制而自动停机，而当储气罐压力降至0.5～0.6 MPa 时压力开关自动启动。

（2）压力调节阀。压力调节阀主要通过接收控制系统的模拟量信号（此处为4～20 mA）来驱动阀门，以改变阀芯和阀座之间的截面积大小控制管道介质压力，实现气源压力的自动化调节，将达到0.78 MPa的气体输入末端蓄压罐。

（3）执行机构。执行机构为2 个二通常闭电磁阀，阀中的密闭腔体开有通孔连接输气管，电磁阀工作时，通过给磁铁线圈通电改变阀体位置，用以控制开启或关闭排气通道。即通电状态时，电磁线圈产生电磁力把关闭件从阀座上提起，阀门打开；断电状态时，电磁力消失，弹簧把关闭件压在阀座上。这样便实现了控制电磁铁的电流通断控制阀门机械运动。当执行机构收到接通控制电压信号后2 个电磁阀同时接通，末端蓄压罐内的气体进入喷嘴矩阵。

（4）喷嘴矩阵。由于喷嘴是根据多种不同工作条件设计的，因而需要选用适合的喷嘴，以便在使用中达到最佳吹袭性能。喷嘴的特性主要体现在压缩空气离开喷嘴口时形成的压力以及它的运行性能。其以形状区分为扇形、锥形、扁平喷嘴，其中锥形喷嘴又分为空心锥形与实心锥形两大类。影响喷嘴选择的因素有气流量、压力、角度、覆盖范围、冲击力、温度、材质、应用等，而这些因素之间往往相互牵连、相互制约，其中流量与压力、喷雾角度与覆盖范围均呈正比关系。本文选用扇形喷嘴组成喷嘴矩阵以保证均匀、高压的吹袭效果。喷嘴矩阵分为上下2 排，每排由4 个扇形喷嘴组成，每个扇形喷嘴的喷气方向上下、左右均可调节，调节角度±30°。

三是人力资本的聚合性和创生性。社会资本作为一种组织资源，组织内聚合了一定的人力资本，每个成员个体身上携带着经过长期习得积淀而成的知识、认知、经验、技能。同时，成员之间通过互动（同质互动和异质互动），还会产生新的知识、经验、技能等人力资本。而社区学习共同体正是禀赋了社会资本这一价值属性，基于“成员即资源、成员带来资源、成员生成资源”［6］的逻辑机理。社区学习共同体内不仅聚集了各个成员个体的人力资本及个体携带来的人力资本，而且通过成员间共同参与社会实践，交流激荡、互动协商、共享观念和成果，实现认知的改变、经验的升华、技能的提升和知识的创生。

（5）控制系统。控制系统采用可编程逻辑控制器（programmable logic controller，PLC）为主控单元，与低压舱控制系统兼容。控制过程主要包括开关量的逻辑控制及模拟量控制。开关量控制是PLC 最基本的应用领域，它取代传统的继电器电路，可实现逻辑控制、顺序控制，因此此处使用开关量控制电磁阀的开闭状态；模拟量控制实现模拟量和数字量之间的A/D 转换及D/A 转换，此处使用PLC以模拟量方式控制变频器及压力调节阀。具体控制原理如下：

训练开始时，PLC 通过4～20 mA 模拟量控制变频器工作，使其驱动真空泵抽出空气，以模拟高海拔下的低压环境；与此同时，PLC 以4～20 mA 模拟量控制压力调节阀开度，并给予2 个二通常闭电磁阀24 V 直流电压信号，打开电磁阀将蓄压罐内的气体输入喷嘴矩阵，模拟吹袭效果，此过程设定持续3～5 s；到达设定时间后真空泵和电磁阀将同时关闭，以解除模拟训练环境。具体控制参数见表1。

表1 气流吹袭装置控制参数表

3 有限元分析

采用FLUENT 软件进行流场分析。

流体介质选用空气，管内流动为湍流。在求解器中选择“非定常”模式，勾选“能量方程”，湍流模型中选择“标准k-ε 高雷诺数方程”。

计算温度为“常温条件T=288 K”，管道壁面设为“无滑移条件”，压力差分格式采用“标准离散差分”格式，动量方程、动能方程和动能耗散率采用“二阶迎风差分”格式，通过SIMPLE（semi-implicit method for pressure linked equations）算法求解压力方程。

在FLUENT 中，作为默认值常数，k-ε 方程中的常值系数C1ε＝1.44、C2ε=1.92、Cμ=0.09，湍动能k与耗散率 ε 的湍流普朗特数分别为 σk＝1.0、σε＝1.3。

3.1 网格划分

在使用GAMBIT 软件划分网格时，采用Cooper网格划分方式。计算网格模型如图3 所示。

图3 网格划分示意图

3.2 有限元分析结果

吹袭装置的加压管道入口的压力设置为7.8 个大气压（表压），环境压力为1 个标准大气压，最终的有限元分析结果如图4、5 所示。

有限元模拟过程中，在4 个喷嘴的出口处和距喷嘴出口600 mm 的地方（如图6 所示）监测其速度变化情况，并将监测点的仿真结果和最终的实验结果进行对比，以验证仿真的有效性。

图4 气流吹袭装置速度云图

图5 气流吹袭装置压力云图

图6 速度监测点布局示意图

图7 是监测点1 和监测点24 的速度变化曲线，从图中可以看出，在经历了最开始的速度超调和振荡后，最终的吹袭速度趋于稳定。各监测点最终的稳态速度见表2。

图7 监测点速度变化曲线图

表2 各监测点稳态速度m/s

从模拟仿真所得的各监测点速度中可以看出，监测点25～28 的速度均大于15 m/s，可以满足训练要求。监测点24 的速度仅为3.2 m/s，结合图4 的速度云图可以看出，喷嘴喷出的气流的速度方向并不在喷嘴的轴线方向即Z方向，而是有一个X正向即向上方的速度分量，监测点24 的位置在X坐标方向上比最下方喷嘴还要低，因而不在喷嘴监测点1喷出气流的路径上，所以其速度很低。这是由于高压气流是从管路下方进入往上方即X正向运动，因而管路内的气流本身就具有一个X正向的速度分量。由此可知，在进行吹袭试验时，被吹袭物不要放置在各喷嘴轴线的中心线上，而应该向喷管的进气方向的反方向偏移一定位置。

4 试验验证

图8 是气流吹袭装置的现场试验情况，试验的目的是测量气流吹袭的速度，保证被吹袭假人处的速度不小于要求的15 m/s。

图8 气流吹袭装置试验示意图

测量的方法是在吹袭装置的进气管路中放置微小的泡沫小球（Φ2 mm～Φ3 mm），试验时泡沫小球被气流带上一起从喷嘴喷出，采用高速摄像机捕捉被吹出的泡沫小球的各瞬间的轨迹，可算出小球的运动速度，该速度即气流的大概运动速度。所采用的高速相机型号是MIRO3-2048MC，试验时的采样率为1 000 Hz。喷嘴进气管道的压力被调整为7.8 个大气压，和有限元分析的边界条件一致。

图9 显示在试验中通过高速摄像机测得小球从喷嘴喷出行程600 mm，经过的时间是14 ms，所以小球经过600 mm 行程的平均速度为42.9 m/s。与有限元模拟仿真的结果相比，此实测速度的大小介于模拟仿真结果的喷嘴出口瞬时速度和距喷嘴出口600 mm 处的瞬时速度之间，但明显小于两者的平均速度，可能的原因是泡沫小球的实测速度比实际的气流速度要小。

图9 高速摄像机测速示意图

5 结论

本文为飞行员爆破减压气流吹袭体验训练设计并制作了吹袭装置，进行了有限元模拟仿真分析和地面迅速减压吹袭试验，分析和试验的结果均满足速度不小于15 m/s 的训练要求。但有限元模拟仿真分析得到的速度值比地面迅速减压吹袭试验的实测速度值高，应就分析和试验过程进行进一步的研究，提高吹袭试验的试验效果。本装置仅针对低压、吹袭现象进行了轻度模拟，而实际高空机体爆破发生时情况复杂多变，包括寒冷、失压、风噪大、低氧等情况，今后在装置改进时应针对上述情况不断丰富结构。此外，吹袭风速暂时无法做到高精度控制，应进一步改进和完善。