APP下载

直升机座舱空气分配管路系统设计及仿真

2022-11-01毛晓东冯晓晗庞丽萍王鹤翔曾文

科学技术与工程 2022年26期
关键词:限流供气座舱

毛晓东, 冯晓晗, 庞丽萍, 王鹤翔, 曾文

(1. 沈阳航空航天大学航空发动机学院, 沈阳 110136; 2. 北京航空航天大学航空科学与工程学院, 北京 100191)

随着航空技术的不断发展,承载人员对于舱内环境热舒适性的要求不断提高[1-2]。现代飞机座舱均属于气密性座舱,舱内环境热舒适性直接取决于舱内气流组织分布是否合理,而气流组织则由空气分配系统决定[3]。

近年来,针对飞机空气分配系统的研究日渐增多,舱内的空气品质及人员舒适性受到了越来越广泛的关注和重视。 Akbari等[4]对便携式空气清洁器在不同空气分配系统下的空气净化进行了数值研究,最后表明,清洁器在混合和壁挂式系统下空气净化效率最高。Liu 等[5]评估了空气分配系统在客机座舱中的性能,并对7排座舱模型进行了实验和模拟。证明客机上的空气分配系统对保持机舱内舒适健康的环境起着关键作用。You 等[6]对商业飞机机舱的空气分配系统进行了评估,最后表明在空气分配系统中,个性化的通风使人员舒适性达到最佳,且更有效降低空气污染物。王炬等[7]提出了一种利用仿真计算辅助座舱空气分配系统设计方法,最终通过仿真计算确定该设计方案满足设计需求。吴丹[8]以某型民用飞机空气再循环系统为研究对象,通过仿真手段得到了满足用户空气需求的空气分配系统设计。杨文强[9]针对大型民用飞机客舱模型,设计了客舱空气分配系统并进行了仿真计算,最后表明在该空气分配系统设计方案下,头等舱空气最为新鲜, 商务舱次之, 经济舱最差。安杨等[10]对某型飞机空调供气分配系统出现的问题进行了研究,运用流体仿真技术对空气分配系统进行了改进,经测试,改进后的空气分配系统性能满足设计要求。汪光文等[11]以仿真分析和试飞试验为手段,对某型客机空气分配系统进行了优化设计,最后说明了仿真技术手段的合理性。曹祎等[12]对某民用客机空气分配系统混合腔进行仿真研究,最终表明,该混合腔构型满足设计要求,并为混合腔的设计提供了数据支持。乐光[13]基于Flowmaster软件对飞机防冰系统建立管路仿真模型,对管路进行了完整的进行检测与分析并提出了优化方案。目前针对民用飞机和大型客机空气分配系统的研究较多,而针对直升机座舱空气分配系统的相关研究尚属空白。直升机座舱空间相对狭小,人员更加密集,对座舱空气分配系统的要求更为严苛。

因此,现以某型直升机座舱为研究对象,在明确设计技术指标的前提下,设计并计算空气分配管路系统布局及尺寸参数。采用Flowmaster软件建立管路系统仿真模型,对稳态设计点进行流量配平计算并开展试验验证。最后对非设计点情况进行仿真计算,分析管路系统参数变化规律,验证是否满足全飞行包线下设计指标要求。

1 设计需求分析及技术指标

从直升机座舱加温、制冷、通风、噪声等需求出发,通过分析计算,明确提出了有关空气分配管路系统的相关设计技术指标。

根据GJB3101—97《飞机加温和通风系统通用规范》规定,在所有飞行和地面状态下,为了排除污染和气味,应向座舱提供新鲜通风空气。其通风量应不少于每个乘员1 kg/min,即60 kg/h/人。当把座舱空气再循环利用时,每人每分钟新鲜空气的供给量可以减少一半,即30 kg/h/人。直升机座舱布局为5人制,即150 kg/h。考虑到冗余设计,最终取新风量250 kg/h。

根据GJB1193—91《飞机环境控制系统通用规范》中关于制冷和加温需求的相关规定,为满足该直升机机型10 kW制冷量和18 kW制热量的基本要求,结合环境控制系统试验数据,预估计算得出循环风质量流量应大于745 kg/h,即总供气量应不小于995 kg/h。考虑座舱空气泄露及新风引入的影响,最终取总供气量为1 400 kg/h。

GJB1193—91中从热舒适性的角度,同时规定了乘员周围空气的流速限制在(2±0.5)m/s,故对供气口出口流速,按上限值2.5 m/s进行设计。

根据空气分配系统出口反压要求,设计中应将空气分配系统管网风阻控制在适当范围,按≤800 Pa进行校核。

根据座舱内噪声相关要求,同时尽可能减少导管的重量和外廓尺寸,分配导管内流速按不大于25 m/s进行预估设计。

综合上述设计需要,明确设计技术指标如表1所示。

表1 设计技术指标Table 1 Design technical index

2 空气分配管路系统设计及仿真建模

2.1 空气分配管路系统布局设计

直升机座舱布局为5人制,前排主副驾驶员,后排3位乘员。为满足气流组织的合理分布及新鲜空气供给,需在座舱顶部空间开阔处,为每位乘员设置主供气口。前排主副驾驶员直接受到风挡处太阳辐射,且由于仪表台影响,胸腹区域气体流动受到一定阻碍,因此设置主副驾驶员个人供气口。此外,为满足脚部加热功能,为所有乘员设置脚部供气口。最终设计空气分配管路系统布局如图1所示。

图1 供气管路布局示意图Fig.1 Schematic diagram of gas supply pipeline layout

新风和再循环风混合并通过环境控制系统调温后,进入空气分配总管,其后由左右两侧支路流入各供气口。为了使管网系统更为合理,并且便于后续流量配平,在管网的具体布局中,尽量满足左右两侧支路流量相等。

右侧支路沿座舱右侧地板下方向前,先后为后舱主供气口、副驾驶个人供气口、右侧风挡供气口和副驾驶脚部供气口供气。

左侧支路沿座舱左侧地板下方向前,先后为后舱脚部供气口、前舱主供气口、主驾驶个人供气口、左侧风挡供气口和主驾驶脚部供气口供气。

2.2 供气口及管路尺寸计算

2.2.1 供气口设计参数

根据座舱布局及热载荷大致分布,对总供气量进行分配,得到各供气口质量流量。由设计需求,供气口流速按2.5 m/s最大供气速度进行尺寸设计计算。根据式(1)可计算得到各供气口当量直径。考虑工程实际应用,适当取整后选定最终当量直径,相关数据如表2所示。

表2 供气口设计参数Table 2 Air supply port design parameters

(1)

式(1)中:D为当量直径,m;G为空气流量,kg/h;ρ为空气密度,kg/m3;c为空气流速,m/s。

2.2.2 管路参数

根据供气管路布局即各供气口流量分配,可得各段支管内流量数据。由设计需求,为尽可能减少导管的重量和外廓尺寸,各段支管内流速按25 m/s最大值进行设计计算。根据式(1)计算得到各段支管当量直径。相关数据如表3所示。

表3 管路直径计算结果Table 3 Distribution conduit diameter calculation results

2.3 空气分配管路系统仿真建模

根据所设计的空气分配管路系统布局方案,基于Flowmaster仿真平台,建立对应仿真模型,并对供气口进行了编号,如图2所示。仿真模型中忽略了弯头、接头类元件的影响,主要包括管道、供气口、过渡接头、边界源等部件。

1~13为供气口图2 仿真管路示意图Fig.2 Schematic diagram of simulation pipeline

管道作为管网系统的核心组成,其压降是影响管网系统流量分配及风阻的主要原因。采用圆形截面管道模型,流体通过管道的压降为

(2)

式(2)中:p1、p2为管道进、出口处的压力,Pa;ρ为介质密度,kg/m3;D为管道直径,m;L为管路长度,m;u为流体的速度,m/s;f为管道摩擦损失系数。关于管道摩擦损失系数计算,使用Colebrook-White模型,即

(3)

式(3)中:f1和ft为不同雷诺数范围下的管道摩擦损失系数;Re为雷诺数;k为管道内壁粗糙度,m;x为雷诺数的相关变量。

(4)

Colebrook-White模型,需要给出管路内壁的表面粗糙度,本文计算时选取波音737空气分配系统管路内壁表面粗糙度数据,即0.013 7 mm。

3 设计点流量配平计算及试验验证

3.1 流量配平

对于复杂的管网系统而言,其核心问题在于对各支路进行流量配平,即使各支路实际流量等于设计分配流量。管网系统中任意部件尺寸参数的变化,均会引起流量的再分配,导致流量配平极为复杂。

在设计过程中,采用实际工程问题经常使用的限流环,对各支路流动阻力进行调节,从而实现各支路流量的合理分配。限流环的安装位置及编号如图3所示。

图3 限流环安装示意图Fig.3 Installation diagram of current limiting ring

对于流量已经匹配的支路,并没有安装限流环。实际工程应用中由于影响因素的增加,可适当增加限流环的数量,在所有支路均可安装,从而起到流量完全匹配的目的。

限流环可理解为节流元件,通过增加支路流动阻力,从而实现各支路之间的流量分配。计算模型如下。

(1)流量损失系数:

(5)

(6)

式中:D为管道直径,mm;d为限流孔直径,mm;ARa为接触面积比;Ki为不可压损失系数。

(2)压力公式:

(7)

Kc=KiCcc

(8)

式中:pt1、pt2为进、出口总压;ps1为进口静压;Kc为可压损失系数;Ccc为可压修正因子。

(3)流量公式:

(9)

式(9)中:A为流通面积,m2;m为质量流量,kg/s;Z为压缩因子;R为气体常数,J/(kg·K);Tt1为进口总温,K;Ma为马赫数;γ为绝热指数。

通过配平计算,得到各个限流环的孔径参数,如表4所示。

表4 限流环参数Table 4 Current limiting ring parameters

3.2 设计点仿真计算结果与试验验证

将所有设计参数,包括供气口、管路及限流环等数据代入仿真模型,计算稳态设计点下的流量分配,得到各供气口仿真流量,计算结果如表5所示。从表5可知,仿真计算流量与设计流量非常接近,偏差最大值仅为3.16 kg/h,完全满足工程要求。

为了验证空气分配管路系统设计方案及仿真计算的准确性,开展试验验证研究。完全按照设计参数,加工试验管网系统。考虑到流量测量较为复杂,在距各供气口中心5 cm处布置风速传感器。由速度值和供气口尺寸,换算成各供气口流量,结果如表5所示。

表5 供气口流量计算结果Table 5 Calculation results of air supply port flow

对比仿真计算结果与试验结果可知,吻合程度较好,绝大多数供气口仿真与试验误差在10%以内,误差最大值为18.17%。分析误差产生的原因主要有:其一,试验样机当中管路的摩擦阻力与仿真参数必然存在一定偏差,导致管网阻力分布及流量分配的变化,可通过调整限流环孔径,进一步缩小误差;其二,风速测量只能反映供气口中心位置的速度值,用该点值计算供气口整体流量也会引入一定的误差。

总体来说,误差值满足工程精度要求,说明仿真结果可靠,系统设计方案可行。

4 非设计点仿真计算校核

直升机在实际飞行任务中,环境参数及座舱压力均会随着高度的变化而变化,从而引起管网系统实际流动偏离设计点参数,需要进一步对设计指标进行仿真计算校核。

4.1 管网风阻变化

随着飞行高度的变化,大气压力及座舱压力均会影响空气分配管路系统内部的流动情况,故首先明确相关压力的变化规律,如图4所示。

图4 压力制度曲线图Fig.4 Pressure regime curve

座舱压力制度由两段组成:一是自由通风段,该阶段排气活门全开,机舱内外压差较小,约为2.3 kPa;二是定压飞行阶段,飞行高度在大于2 400 m时,座舱压力保持77.9 kPa不变,座舱余压随飞行高度的上升而逐渐增加,飞机升限7 000 m高度处,大气压力为41.1 kPa,此时座舱余压达到最大值,为36.8 kPa。

随着飞行高度的变化,环境压力降低,新风压力随之变化。而座舱压力先减小后不变,导致各供风口出口背压也随之发生变化。计算了不同飞行高度下管网风阻的变化规律,如图5所示。

由图5可知,管网风阻主要受到座舱压力的影响,在2 400 m以下时,随着座舱压力的降低,管网风阻会随之增加。而在2 400 m以上时,管网风阻基本维持不变。进一步分析其原因在于,随着供气口背压的降低,管内空气流速会随之增加,摩擦阻力增加,故管网整体风阻增加。

图5 管网风阻变化示意图Fig.5 Schematic diagram of wind resistance change of pipe network

在飞行包线内,管网风阻的最大值约为650 Pa,满足设计指标中小于800 Pa的基本要求。

4.2 流量变化

随着管网风阻的变化,将会直接导致各供气口流量出现变化,进一步计算飞行包线下各供气口流量及总供气量的变化曲线如图6所示。

图6 各部位流量变化示意图Fig.6 Schematic diagram of flow change at each part

由于对称布局的原因,相同部位的供气口流量彼此之间相差较小,因此在图6(a)中仅取同一位置中的一个作为比较对象。

由图6可知,随着管网风阻的增加,各供气口的出口流量逐渐减少,并在座舱压力高度达到2 400 m时,流量达到最小值。此时,供气主管内流量减小至1 077 kg/h,仍然满足前文对总供气量的最小需求。

5 结论

针对某型直升机,设计了其座舱空气分配管路系统,利用仿真和试验手段,对设计点和非设计点管网系统相关参数进行了计算分析和验证,得出如下结论。

(1)利用仿真技术手段,对所设计的直升机座舱空气分配管路系统设计点状态,进行了流量配平计算。通过与试验数据对比,误差满足工程要求,验证了仿真计算的可靠性和设计方案的合理性。

(2)通过非设计点仿真计算,得到了管网风阻与供气流量的变化特性。验证了所设计的空气分配管路系统,在全飞行包线范围内,均满足设计指标要求。

猜你喜欢

限流供气座舱
船舶双燃料发动机LNG供气系统模拟仿真技术应用研究
解密极智座舱!HARMONYOS智能座舱如何定义未来驾乘空间?
开放式数字座舱软件平台IndiGO
限流微小孔精密加工技术研究
规律:座舱真漂亮
城市轨道交通车站瓶颈处限流设施布设仿真研究
景区限流何不学学天鹅堡
城市建筑外敷供气管道的防雷技术解答
浅谈500kV高温超导限流器电气主接线方案
土俄签协议恢复向俄供气