直升机用蒸发循环制冷系统设计计算与仿真

黄新松 ，李文辉

(1.海军驻南昌地区航空军事代表室， 江西 南昌 330000；2.海军驻景德镇地区航空军事代表室，江西 景德镇 333000)

直升机用蒸发循环制冷系统设计计算与仿真

黄新松1，李文辉2

(1.海军驻南昌地区航空军事代表室， 江西 南昌 330000；2.海军驻景德镇地区航空军事代表室，江西 景德镇 333000)

主要以某直升机座舱为模型，根据座舱内外环境条件和要求、座舱材料的物理特性，对舱内热载荷等参数进行计算。以计算结果为依据，确定蒸发循环制冷系统的制冷量、风量、出风口位置以及各部件的主要设计参数。运用STAR-CCM+仿真软件对机舱内部温度、风速进行仿真，得到座舱内的温度和风速分布，以验证计算结果是否正确，出风口布置是否合理，优化系统设计。

热载荷；star CCM+； 温度场；风速

0 引言

随着军用直升机的发展，机载大功率电子设备冷却的要求以及驾驶员和乘员舒适性的要求都日益提高，环境控制系统已经是任何先进飞行器都必不可少的一个组成部分。

在设计初始阶段，为确定制冷功率等设计指标，需对座舱热载荷进行计算，而直升机座舱热负荷计算研究进行得较少，缺乏经验数据，为此可参考固定翼飞机舱内的对流换热系数经验公式，进行直升机座舱热负荷的计算。

为了验证座舱热负荷计算结果的准确性，在以往蒸发循环制冷类产品的系统匹配过程中，需要进行环模试验来验证，除需要专业的环模试验室外，还要制造模拟舱，均需耗费大量的人力及物力成本，并通过一定的时间进行试验得出相应的结论。而某些蒸发循环制冷系统由于研制时间紧迫，不允许制造模拟舱进行环模试验，因此需要对蒸发循环系统进行流场及温度场仿真，通过仿真数据为产品的系统匹配设计提供相关的理论依据。

本文以某直升机为实例，对其舱内热载荷进行计算，并进行仿真验证分析。

1 实例简介

根据客户需求，需为某直升机设计一套蒸发循环制冷系统，用以在夏天高温环境下对舱内实行制冷，降低舱内环境温度，提高乘员舒适度。

技术要求：

在OAT=+50℃时，驾驶舱内温度控制到+24℃，客舱内温度控制到+26℃[3]。

直升机座舱模型见图1。

图1 直升机座舱模型

2 计算参数

通过与客户沟通，并查阅相关资料，确定主要的计算参数。

2.1 飞机性能数据

1、飞行速度：275km/h；

2、飞行高度：H=200m；

3、舱内乘员数：10人；

4、电气设备散热量：Qd=1.8KW。

2.2 直升机结构参数

1)座舱外壁结构参数

内部无装饰板外壁面积Ai=5.1m2；

内部有装饰板外壁面积Au=12.74m2；

腹舱蒙皮面积Aa=10.2m2；

机身蒙皮内表面黑度ε=0.5；

内饰板厚度δu=8×10-3m；

内饰板导热系数λu=0.04 W/(m·℃)；

散热肋片作用的机身隔框数 10个(仅考虑座舱部分的隔框)；

肋片导热系数λ=120.8 W/(m·℃)；

隔框长度b=2m；

隔框高度L=0.068m；

隔框厚度δ=0.0013m。

2)玻璃结构参数

乘客舱上玻璃总面积Ac1=2.134m2；

驾驶舱上玻璃总面积Ac2=4.126m2；

航空玻璃导热系数λc=0.19 W/(m·℃)；

玻璃厚度δc=0.004m。

3)座舱地板结构参数

座舱地板面积Af=8.177m2；

座舱地板厚度δf=0.003m；

座舱地板导热系数λf=120.8 W/(m·℃)；

座舱地板宽度c=1.8m；

座舱地板长度d=5.0m；

座舱地板表面黑度εf=0.5。

3 座舱热载荷计算

3.1 热载荷计算原理

直升机与外界的热量传递主要通过传导、对流、辐射等方式进行，大致分为以下几条途径[2]：

1)附面层气流与外蒙皮之间的对流换热；

2)外蒙皮所吸收的太阳辐射热及其与外界环境之间的辐射换热；

3)直升机舱壁及结构元件的导热；

4)经过透明表面传向乘员、机舱内部设备及舱内表面的太阳辐射；

5)舱内乘员和设备的显热散热，它以两种方式进行：一种是以对流换热形式直接传给座舱空气；另一种则以辐射方式传向周围各个表面，然后再通过各个表面以对流换热方式传给舱内空气；

6)舱内电器和电子设备所散发的热流。

上述各种热量传递情况，不考虑座舱空气泄漏而直接带进的热量，座舱热载荷的计算公式如下：

式中：QT—座舱热载荷(W)；QW—通过座舱外壁表面的热载荷(W)；QB—通过座舱内壁(地板)的热载荷(W)；QS—通过透明表面的太阳辐射的热载荷(W)；QP—乘员散发的热载荷(W)；QG—舱内电器和电子设备散发的热载荷(W)。

3.2 条件假设

为简化计算，作如下假设：

1)蒙皮温度ts等于气流附面层恢复温度te，即：ts=te；

2)忽略金属蒙皮的热阻。

3.3 飞机座舱热载荷计算

3.3.1 热力计算参数[1]

1)附面层恢复温度te

取外界环境温度为50℃，即取TH=323K。

该环境下音速：

所以飞行马赫数：

2)座舱内部表面传热系数hc

考虑直升机主要在海平面上空飞行，且在低空下热载荷较大，所以取H=200m，此高度下的大气压力PH=97000Pa，舱内压力：

舱内空气密度为：

海平面标准大气密度ρ0=1.225kg/m3，

设舱内空气平均流速为：ν=0.5m/s，则：

3) 尾舱及腹舱内表面传热系数ha

因为尾舱及腹舱为非气密舱，所以假设其内的压力为外界大气压力，于是尾舱及腹舱的空气密度为：

取舱内空气流速v=0，得：

3.3.2 通过座舱外壁的热载荷QW

内部有装饰板外壁的传热系数为：

内部无装饰板外壁的传热系数为：

(KA)i=hcAi=11.07×5.1=56.457W/℃

驾驶舱玻璃的传热系数为：

乘客舱玻璃的传热系数为：

肋片表面的传热系数：

Kf=hc=11.07W/(m2·℃)

肋片表面的散热面积：

Af=2(b+δ)L=2×(2+0.0013)×

肋片的传热效率ηf：

由于

所以

肋片的总有效传热系数：

∑(KA)eff=10KfAfηf=10×11.07×

0.2722×0.828=24.95W/℃

通过机舱外壁的总热载荷为：

QW=[(KA)i+(KA)c1](te-tc1)+

[(KA)u+(KA)c2+∑(KA)eff](te-tc2)=

[56.457+37.04](52.58-24)+[43.88+19.16+24.95](52.58-26)=4950.92W

3.3.3 通过座舱内壁(地板)的热载荷QB

通过地板的热载荷按简单组合隔舱壁处理为：

其中:

Kc=hc=11.07W/(m2·℃)

所以:

(KA)eff=11.07×8.177×0.27W/℃=24.44W/℃

teff=Kctc(Kc)-1=11.07×24×(11.07)-1=24℃

QB=(KA)eff(ts-teff)=

24.22×(52.58-24)=692.21W

3.3.4 经过透明表面的太阳辐射热载荷QS

经过透明表面的太阳辐射热载荷：

式中：τ—透明表面透射率，根据玻璃厚度，查得τ=0.84；qs—太阳辐射强度，根据高度查得qs=1025W/m2；Fp—太阳辐射在透明表面上的投影面积。

根据直升机数模可以看出，当直升机向正南方向行驶时，太阳辐射在透明表面上的投影面积最大，太阳射线与玻璃面夹角经测量为40°，形成投影面积实测为3.794m2。

Qs=τqsFp=0.84×1025×Ac3cos40°=

0.84×1025×3.794cos40°=2502.39W

3.3.5 乘员散发的热载荷QP

按每人排除116W热流，舱内共计10人，得：

3.3.6 舱内电器和电子设备散发的热载荷QG

取电气和电子设备的热效率η=0，则：

3.3.7 座舱总载荷QT

QT=QW+QB+QS+QP+QG=

4950.92W+692.21W+2502.39W+

经计算，大气温度+50℃，飞行高度200m，舱内温度+24℃时该型机座舱热载荷为11105.52W，考虑到系统工作需要有一定的富裕量，取富裕量为400W，则该型直升机制冷所需的制冷量为：

Q=QT+400W=11105.52+400W=

11505.52W，取整为

4 仿真验证

在直升机模型内合理设置出风口的位置、大小和出风风速，通过冷载荷计算，确定制冷系统设计功率，换算出在制冷和加温模式下的出风口出风温度，利用STAR-CCM+对舱内温度场进行仿真[4]。通过监控舱内温度在30min内能否达到客户要求，以判断热载荷计算是否准确。

制冷采用蒸发循环制冷系统，制冷量为11.5kW,前后舱蒸发循环系统制冷量均为5.75kW。座舱的排气温度一般高于座舱温度3～5℃，因此取27℃。初始条件设置见表1。

座舱制冷风口的布置关系到流量分配是否合理，流场分布是否均匀。本型机根据舱人员分布，结合机上实际空间，在驾驶舱的仪表板底部和两侧布置通风口，后舱顶部两侧各均匀布置三个通风口，通过风道将凉风分配给舱内成员，总风量约980 m3/h。

表1 制冷工况仿真初始条件

注：舱壁各材料的传热参数见2.2

仿真网格划分见图2。

为了精确监控舱内温度，在舱内设置三个温度切面。切面一位于驾驶员座椅背后，切面二位于前排乘客座椅背后，切面三位于后排乘客座椅背后，分别对三个切面的平均温度进行监控，形成降温曲线。

运行30min后，舱内温度场分布见图3[4]。

图2 制冷工况仿真网格划分图

图3 30min后舱内温度场分布云图

各温度切面平均温度变化曲线见图4、图5、图6。

图4 切面一平均温度变化曲线

图5 切面二平均温度变化曲线

图6 切面三平均温度变化曲线

从图可以看出，切面一平均温度30min后稳定在21℃左右，满足不高于24℃的要求。切面二和切面三平均温度为22℃、24.5℃，满足不高于26℃的要求。

为掌握每位成员身体不同部位所处温度，对头部、胸部、脚部温度都进行了监控，具体温度见表2。

表2 机内各人员头部、胸部、脚部温度表

为验证出风口的位置、大小设置是否合理，对舱内空气流速进行监控，模拟舱内空气速度场。舱内空气流速云图见图7[4]。

图7 舱内空气流速云图

舱内人员头部、胸部、脚部风速见表3。

表3 机内各人员头部、胸部、脚部风速表

从表3可以看出，舱内人员身体部位最高风速为2.5m/s，满足GJB1193-1999《飞机环境控制系统通用规范》中的不大于2.5m/s的要求，能够保证舱内成员的舒适性。

5 结论

根据仿真验证，蒸发循环制冷系统设计的制冷量能够实现客户的降温要求，出风口的大小、布局能够保证舱内成员的舒适性。对座舱的热载荷计算合理、有效，能够为制冷系统的设计提供技术指标，同时仿真结果又为系统设计提供支撑和优化。

[1] 杨世铭，陶文铨.传热学[M].北京：高等教育出版社.2006.

[2] 寿荣中,何慧姗.飞行器环境控制[M].北京:北京航空航天大学出版社,2004.

[3] 阙雄才,陈江平,姚国琦等.汽车空调实用技术[M]. 北京:机械工业出版社,2003.

[4] Star CCM+用户帮助文档[Z].

The Calculation and Simulation for Helicopter’s Refrigeration System

HUANG Xinsong1, LI Wenhui2

(1.Naval Aviation Military Agent’s Room in Nanchang Area, Nanchang 330000, China;2.Naval Aviation Military Agent’s Room in Jingdezhen Area, Jingdezhen 333000, China)

This article mainly calculated thermal load of the helicopter’s cabin as a model according to inside and outside environment conditions and the cabin material physical properties. Based on the calculation results, determined the refrigerating capacity of the refrigeration system, air volume and air outlet position and the main design parameters of each component. Used the STAR-CCM+ simulation software to simulate the temperature and wind speed inside the cabin to get their distribution to verify that the calculation result is correct and the outlet layout is reasonable or not. Then provided support for system design and optimization.

thermal load; star CCM+; temperature field; wind speed

2016-08-17

黄新松(1965-)，男，江西都昌人，硕士，高级工程师，主要研究方向：总体设计。

1673-1220(2016)04-029-05

V245.3+4

A