（人机与环境工程专业论文）飞机座舱动态热载荷计算研究.pdf

n 枷i n gu n j v e r s 埘o f a e 啪a u t i c sa n da s 仃0 n a u t i c s t h eg r a d u a t es c h o o l c o l l e g eo f a e m s p a c ee n 西n e 积n g c a l c u l a t i o no ft r a n s i e n th e a tl o a df o r a i r c r a f tc a b i n s a t h e s i si n m a i l m a c h i n ea n de n v i r o n m e n te n g i n e e r i n g s u b b y 承诺书 本人声明所呈交的硕士学位论文是本人在导师指导下进 行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特别加以标注和致 谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成 果，也不包含为获得南京航空航天大学或其他教育机构的学位 或证书而使用过的材料。 本人授权南京航空航天大学可以将学位论文的全部或部 分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描 等复制手段保存、汇编学位论文。 ( 保密的学位论文在解密后适用本承诺书) 作者签名：邀 日 期：冽社 、r 南京航空航天大学硕士学位论文 摘要 为了保障飞机乘员舒适性与仪表设备工作可靠，以及节省能耗，需要在飞机设计阶段精确 计算飞机座舱的稳态和动态热载荷。然而，目前国内外关于飞机座舱动态热载荷研究的公开文 献很少，且尚无可供工程应用的客机动态热载荷的系统计算，这种局面极为不利于我国大型客 机环境控制系统的研制，为此，本文主要进行了如下研究： 1 、对国内外飞机座舱动态热载荷计算情况进行了文献调研，确定了采用数值计算法获得客机 座舱动态热载荷。 2 、以a 刚2 1 7 0 0 型客机为例，对飞机增压区进行分舱、分区，建立传热模型，采用有限差分 法求得瞬态温度场，获得了地面停机状态座舱瞬态热载荷和座舱内空气温度以及飞行过程飞机 座舱动态热载荷等随时间的变化情况，且对整机模式和单独舱模式的客舱瞬态传热进行了对比。 3 、考察了材料层布置方式、空气层厚度、空间位置以及绝热层厚度等变化对飞机绝热性能的 影响。 4 、对非透明围护结构的三种结构即一维结构、当量一维单层结构、二维结构进行了传热对比。 研究表明：地面停机状态舱内供气量对座舱传热影响较大，飞行过程座舱热载荷变化范围 较大，且整机与单独舱计算的客舱瞬态传热存在差异。此外，材料层布置方式、空气层厚度、 空间位置及绝热层厚度对飞机绝热性能具有一定的影响，尤其是前者对其影响程度较大；隔框、 桁条对座舱嗣护结构的传热影响较大。上述研究为飞机环境控制系统的方案选择、参数优化及 控制规律的研究等提供了重要依据。 关键词：飞机座舱，动态热载荷，数值计算，温度分布，地面座舱空气温度 飞机座舱动态热载荷计算研究 a b s t r a c t h lo r d e rt 0p r o t e c tt h ea 疵m f to c c u p a n tf e e l i i l gc o m f o r t a b l ea i l dt l l ei i l s m j m e n t a t i o nt og o r e l i a b l e ，弱w e n 嬲t os a v ee n e r g y t l l es t e a d y - s t a t ca n d 仃a n s i e n th e a tl o a ds h o u l db ec a l c u l a t e d a c c u r a t e l ym ( h cd e s i g ns t a g e h o w e v e r l eo p e nl i t e r a t u r c so nt l l es t t i d yo f 吣i e n th e a ti o a df o r a i r c r a rc a b i n s 、e r ev e r yf e wa th o m ea n da _ b r o a d a n dm e r ew 弱n oo n ec a ns u p p l y 1 ee n g i i l e e 血g a 1 ) p l i c a t i o no ft h ec a l c u l a t i o no f 仃孤l s i e n th e a tl o a d f o ra i r l i l l e 娼t | l i ss i t u a t i o nw 豁e x 仃e m e l y d e t r i n l e n t a lt or e s e 铷- c ha n dp r o d u c et 1 1 ea i r i j n e rb m ，i 1 0 n n 圮n t a lc o 咖ls y s t e m s o ，也ei 0 u o w i i l g s t i l d i e sw e r ec 枷e do u tmt l l i sp a p e r ： 1 t h el i t e r a t u r e so nt h ec a l c u l a t i o no f 协m s i e n th e a tl o a df o ra i r c r a f tc a b i i l sa th o m ea j l da b r o a d 南京航空航天 目 第一章绪论 1 1 前言 1 。2 国内外研究现状和发展概况 1 3 本文的主要研究工作 第二章飞机座舱传热计算模型建立 2 1 概述 2 1 1 环境特点 2 1 2 太阳辐射 2 1 3 飞机结构特点 2 2 透明围护结构传热模型建立 2 3 非透明围护结构传热模型建立 2 4 经透明表面的太阳辐射热载荷计算 2 5 附加热载荷计算 2 6 其他参数计算 2 7 本章小结 第三章传热方程的离散 3 1 概述 3 2 透明围护结构传热方程离散 3 3 非透明围护结构传热方程离散 3 4 本章小结 第四章飞机座舱动态热载荷计算 4 1 概述 4 2 地面停机瞬态传热计算 4 2 1i s a + 2 5 极热天气结果 4 2 2i s a 一5 5 极冷天气结果 4 2 3 舱内供气流量对舱内空气瞬态 4 3 飞行过程座舱瞬态热载荷计算 4 3 1i s a + 2 5 极热天气结果 4 3 2i s a 一5 5 极冷天气结果 飞机座舱动态热载荷计算研究 4 4 飞机座舱绝热性能影响分析5 9 4 4 1 材料层布置方式对传热影响5 9 4 4 2 空气层厚度及空间位置对传热影响6 1 4 4 3 绝热层厚度对传热影响6 4 4 5 本章小结6 4 第五章非透明围护结构不同传热模型对比研究6 5 5 1 概述6 5 5 2 计算结果分析及对比6 6 5 3 本章小结7 0 第六章总结与展望7 1 6 1 总结7 1 6 2 展望7 2 参考文献7 4 致谢7 7 在学期间的研究成果及发表的学术论文7 8 i v 图1 1 图2 1 图2 2 图2 3 图2 4 图2 5 图2 6 图2 7 图2 8 图2 9 图2 1 0 图2 1 l 图2 1 2 图2 1 3 图2 1 4 图2 。1 5 图2 1 6 图2 1 7 图2 1 8 图2 1 9 图2 2 0 图2 2 1 图2 2 2 图3 1 图3 2 图3 3 图3 4 图3 5 图3 6 飞机座舱动态热载荷计算研究 图4 1 飞机座舱动态热载荷计算流程图4 3 图4 2 设计任务剖面4 4 图4 3 计算用飞行任务剖面4 5 图4 4 极热天地面停机状态定供气参数时舱内瞬态温度对比4 9 图4 5 极热天地面停机状态前货舱、后货舱和e e 舱内温度对比4 9 图4 6 极热天地面停机状态各个舱瞬态热载荷对比5 0 图4 7 极热天整机模式和单独计算模式下客舱内瞬态温度对比5 0 图4 8 极冷天地面停机状态客舱和驾驶舱的舱内瞬态温度对比5 l 图4 9 极冷天地面停机状态前货舱、后货舱和e e 舱瞬态温度对比5 1 图4 1 0 极冷天地面停机状态各舱瞬态热载荷对比5 2 图4 1 1 极冷天整机模式和单独计算模式下客舱内瞬态温度对比5 2 图4 1 2 极热天改变客舱供气流量对客舱舱内空气温度的影响5 3 图4 1 3 极热天改变客舱供气流量对驾驶舱舱内空气温度的影响5 3 图4 1 4 极冷天改变客舱供气流量对客舱舱内空气温度的影响5 4 图4 1 5 极冷天改变客舱供气流量对驾驶舱舱内空气温度的影响5 4 图4 1 6 极热天整机模式下飞行过程瞬态热载荷变化情况5 5 图4 1 7 极热天整机模式飞行过程瞬态热载荷对比5 6 图4 1 8 极热天整机模式和单独计算模式下客舱热载荷对比5 6 图4 1 9 极热天飞行过程中客舱观察窗和侧壁内表面温度对比5 6 图4 2 0 极冷天整机模式下飞行过程瞬态热载荷变化情况5 7 图4 2 1 极冷整机模式飞行过程瞬态热载荷对比5 8 图4 2 2 极冷天整机模式和单独计算模式下客舱热载荷对比5 8 图4 2 3 极冷天飞行过程中客舱观察窗和侧壁内表面温度对比5 9 图4 2 4 飞机座舱局部非透明围护结构示意图5 9 图4 2 5 座舱围护结构内蒙皮和绝热层对调前后温度分布对比6 0 图4 2 6 飞行过程非透明围护结构中空气夹层的瞬态实际热阻和最大热阻对比6 2 图4 2 7 飞行过程非透明围护结构中空气夹层产生最大热阻时的最佳厚度6 2 图4 2 8 飞行过程非透明围护结构中空气夹层厚度对瞬态热载荷影响6 2 图4 2 9 不同空间位置飞行过程空气夹层瞬时热阻对比6 3 图4 3 0 不同空间位置飞行过程围护结构瞬时热流密度对比6 3 图4 3 l 飞行过程非透明围护结构中绝热层厚度变化对瞬态热载荷影响6 4 图5 1 含隔框的结构单元计算区域划分示意图6 6 南京航空航天大学硕士学位论文 图5 2 极热天温度分布情况6 7 图5 3 极冷天温度分布情况6 8 图5 4 极热天一维和二维y 方向j = o 处结果对比6 8 图5 5 极热天一维结构和二维y 方向不同特征位置处瞬态热流对比6 9 图5 6 极冷天一维和二维y 方向j = 0 处结果对比6 9 图5 7 极冷天一维结构和二维y 方向不同特征位置处瞬态热流对比7 0 表1 1 飞机环境控制系统的分类1 表2 1 非透明围护结构尺寸1 2 表2 2 电子设备散热情况2 6 表4 1 飞行任务时间分解4 5 表4 2 飞机总体设计要求参数表4 5 表4 3 飞机几何尺寸单位：m 4 6 表4 4 非透明围护结构尺寸及热物性参数口4 6 表4 5 飞机透明围护结构参数4 6 表4 6 初始热力参数4 7 表4 7 极热天各舱初始热力参数4 8 表4 8 极冷天各舱初始热力参数5 0 表4 9 极热天地面外部环境条件5 5 表4 1 0 极冷天地面外部环境条件5 7 表4 1 1 对调座舱围护结构内蒙皮和绝热层前后瞬态热流密度对比6 0 表5 1 座舱含隔框部分的非透明围护结构尺寸及热物性参数嘲1 6 7 v i i 飞机座舱动态热载荷计算研究 英文字母： j j i 高度，腕 p 匪力，p a r 热力学温度，k f温度， 尺 气体常数，( 姆k ) k 传热系数，形“小2 k ) g 重力加速度，m s 2 吼 太阳辐射强度，形m 2 嘞 天空有效热力学温度，k 疋 地面平均热力学温度，k q 单位体积太阳辐射量，形小3 x ，夕 直角坐标 出，咖工方向、y 方向的步长 口 热扩散率，m j g r 格拉晓夫数 c 质量热容，u ( 瞎o c ) c p定压比热容，( 堙- k ) 希腊字母： p 密度，堙m 3 旯 导热系数，形( 掰k ) 万厚度，m f时间，s d f 时间步长 口 换热系数，矿( ，1 2 k ) s 黑度 缈 辐射系数 下标： v t t t 注释表 伊 “ 飞l 吼 n f p 传热量，旷 肋片高度。肌 传热面积，朋2 体积，m 3 源项 质量流量，姆s 马赫数 普朗特数 恢复系数 绝热指数 努赛尔数 雷诺数 第雎时间层 真空速，节 校正空速，节 空气层热阻，m 2 k 矿 空气层最佳厚度，m 斯蒂芬一波尔兹蔓常数 速度，扰s 透射率 肋壁系数 肋化系数 动力粘性系数，培“m - s ) 温度因子，k 3 q三么矿sm讹阶r七胍k以粥伽&以 南京航空航天大 海平面 相对海平面的高度 处 舱外 舱内 客舱 驾驶舱 货舱 蒙皮 蒙皮外表面与天空辐射面间辐射系统 蒙皮外表面与天空辐射面间辐射系统 c ， ， ， g o d c 严 j 甜 昭 南京航窄航天大学硕士学位论文 1 1 前言 第一章绪论 ( 一) 飞机环境控制系统概述 大型客机的机载系统主要包括飞行控制系统( f c s ) 、电力系统、环境控制系统、燃油系 统、液压系统、救生系统、刹车系统、乘员生活设施等系绀1 1 。其中，飞机环境控制系统又称 空气管理系统，如图1 1 所示，作为飞机的重要机载系统之一，其作用是负责完成飞机座舱压 力、温度、湿度、供气量、空气品质等参数的调节和控制，电子设备的冷却，发动机和机翼防 冰，燃油箱、液压油箱和饮用水增压以及为发动机启动提供气源等。它主要包括引气、加温 制冷、座舱压力调节、座舱温度调节、防冰以及为满足地面环境控制要求的辅助动力装置等系 统。其中空气循环制冷系统是飞机环境控制系统中关键技术最集中的部分，发挥着基础支撑作 用，通常狭义的环境控制系统即指空气循环制冷系统。飞机环境控制系统在保障飞机安全、经 济的飞行和旅客健康、舒适的旅行，以及保证航空电子设备的正常工作等方面起着重要的作用。 因此，近年来飞机环境控制系统在不断的改进，其中最重要的是制冷系统的变化【2 】。 座舱区 图1 1 飞机环境控制系统主要功能及组成 飞机环境控制系统的分类情况如表1 1 所示。 表1 1 飞机环境控制系统的分类 由表1 1 可见，按照制冷原理的不同，目前飞机采用的制冷系统主要有空气循环制冷系统 飞机座舱动态热载荷计算研究 和蒸发循环制冷系统【3 l 。前者重量轻、附件数量少、维护方便，在各种飞机上广泛采用并成为 飞机环境控制系统的主要形式。与空气循环相比，蒸发循环制冷系统具有如下特点：( 1 ) 引气 系统和制冷系统的介质分离，由电能驱动；( 2 ) 制冷效率高，地面时制冷效率可达1 3 2 o ，而 空气循环仅为0 3 ；( 3 ) 蒸发循环制冷系统的噪音较低。但考虑到旅客机通风、增压及制冷的一 体化功能，除了部分老机型如b 7 0 7 系列、d c 一8 系列及现在的超音速飞机使用蒸汽循环制冷装 置外，现役民用大飞机主要采用空气循环制冷系统【4 】。 根据布置方式分类，有两种基本布置方式即理想简单式( 又称涡轮风扇式即t f ) 和升压 式( 又称涡轮压气机式即代) ，将二者的适当组合可形成不同的环境控制系统，如表中1 1 中， 其中：三轮式为代f ；四轮式为f ，其特点为：涡轮由一个改为两个，气流通过涡轮时 的能量损失减少，一级涡轮出口温度在0 l 之间；冷凝器冷边进口温度始终在0 以上， 取消了化冰程序，制冷能力大大增加；系统出口温度及制冷能力在全飞行过程中没有较大幅度 的振荡。两轴式是指：系统为t - f 和1 系统的综合，压气机和一级涡轮、风扇和二级涡轮共 用一轴，压气机和风扇分别由一级涡轮和二级涡轮驱动，能够提供高冗余度，一根轴出现故障 时，仍然具备较大制冷能力。与一f 相比，两轴式系统的质量更轻。 随着飞机、发动机和电子设备的发展，对制冷系统提出了更高的要求。采用空气循环制冷 的制冷系统，在低空高湿度的条件下，无法获得最大的制冷能力，其原因在于为了系统的正常 工作，涡轮出口温度不能低于零度，以避免涡轮出口导管和附件结冰。于是高压除水方法应运 而生，该方法即在空气供入涡轮之前，将其中的水蒸气除去。由于在高压端除水，空气的露点 温度高，水分容易凝出，从而使涡轮出口温度可以不受冰点限制。因此在需要相同制冷量的情 况下，高压除水系统除水效率高、所需的引气量小，可提供干燥的低温空气，不仅节省发动机 功率，而且对保护电子设备非常有利。而蒸发循环制冷系统的除湿则相对简单：在蒸发器的后 面装一个简单的水收集器，调节蒸发器的蒸发温度，使得蒸发器的表面温度低于空气的露点温 度，当空气流过蒸发器时，被冷却到低于空气的露点温度而析出水分，凝结出的水珠附着在蒸 发器的传热表面上，用水收集器将水珠收集起来送往喷水预冷器或直接排剑机外【2 】。 随着飞机新技术的发展，飞机环境控制系统的发展将面临巨大挑战。未来飞机采用何种技 术的环境控制系统取决于飞机的综合要求，如适用的功率形式和消耗冈素，但是飞机对制冷量 的需求增大是必然的趋势【5 1 。目前，国内在民用大飞机座舱制冷系统技术研究方面，与国外有 很大的差距，具体如下【3 1 ：( 1 ) 三轮式系统虽装机试用，尚未定型；( 2 ) 空气轴承技术未能突 破，涡轮冷却器的可靠性低；( 3 ) 四轮式系统和电动环境控制系统研究也剐刚起步。 ( 二) 飞机座舱动态热载荷研究意义 在确定飞机环境控制系统的制冷或加温能力时，必须首先对座舱与其周围环境的换热进行 定性的分析和定量的描述。飞机从起飞、巡航到降落的一系列飞行过程中，环境温度和气动加 2 南京航窄航天大学硕士学位论文 热等情况随飞行高度和速度变化十分剧烈，从而导致飞机蒙皮温度和热载荷也随之不断改变。 而飞机在地面停机状态下，由于每天各个时刻太阳辐射和外界大气温度的变化，而且舱内热源 的影响等，座舱热载荷也是变化的。因此，为了满足飞机乘员的热舒适性要求，座舱仪表设备 的正常工作，以及节省系统能耗，需要在飞机设计阶段就精确地计算飞机座舱的稳态和瞬态热 载荷，以及预测冈热载荷的变化引起的舱内温度变化等。 以飞机座舱为研究对象，当维持舱内温、湿度恒定时，单位时间内传入( 或传出) 的净热 量称为座舱热载荷。热量的传递通过对流、辐射、导热及传质过程大致按以下方式进行【6 】： ( 1 ) 附面层气流与飞机外蒙皮以及透明材料之间的对流换热；( 2 ) 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 ) 座舱壁及结构元件的导热；( 4 ) 座舱壁各内表面之间的辐 射换热及它们与座舱空气之间的对流换热；( 5 ) 经过透明表面向乘员、座舱内部设备及舱内表 面的太阳辐射；( 6 ) 舱内乘员和设备的显热散热，它以两种形式进行：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给周围各个表面，然后再通过各个表面以对流换热 的方式传给舱内空气；( 7 ) 舱内乘员的呼吸和汗液蒸发所产生的潜热散热；( 8 ) 由于座舱空气 泄露而直接带走的座舱热量。 上述进入座舱的各种热流可以归纳为两种类型：一类是通过座舱结构的热流，简称为座舱 结构热载荷：另一类是由于舱内附加热源或库舱空气泄漏所产生的热流，简称附加热载荷。按 计算状态分类，座舱热载荷义可分为稳态热载荷和瞬态热载荷，其中，稳态热载荷指座舱与环 境之间的各种换热过程均处于稳定状态时座舱空气所获得的净热流：而在实际情况下，由于环 境温度和气动力加热等情况随飞行高度和速度变化十分剧烈，从而导致飞机蒙皮温度和热载荷 也随之不断改变，即形成瞬态热载荷。上述经由传导、对流方式以及辐射方式传热的座舱热载 荷都是随时间而变化的，它们的取值与传热温差的变化或热量的变化以及结构材料的热阻和蓄 热能力有关。 可见，飞机座舱热载荷的换热形式有内外部空间的对流、辐射，以及通过结构的热传导， 是典型的导热一对流一辐射复合换热过程，计算涉及因素众多，求解十分复杂。对于稳态热载 荷，由于影响因素相对较少，计算方法成熟，而且容易获得精确解，而对于瞬态热载荷计算则 相对复杂得多。 虽然地面空调技术已十分成熟，其空调动态冷负荷计算体系比较完善，空调负荷主要经历 了稳定计算法时期、周期作用下的不稳定计算法时期和动态负荷计算时期【_ 7 1 ，但其在工作环境、 制冷方式等方面都与飞机环境控制系统存在巨大差别，如通常地面建筑空调系统的外界环境在 运行过程中变化维持在5 以内，气流速度在2 5 m s 之间，辐射换热在热负荷计算中所占比 例很小，制冷方式以蒸发循环为主；而飞机在飞行过程中，随着高度的不同，外界环境温度急 剧变化，可以从环境温度一直到一5 0 ，气流速度可达0 8 马赫数左右，其制冷方式以空气循环 3 飞机座舱动态热载荷计算研究 为主【”，而且当飞机飞行在高空时，处于强紫外线辐射环境，与外界的辐射换热十分剧烈。此 外，飞机的结构复杂程度、材料工程热物性参数与地面空调对象也存在很大的差别。我国在军 机研制方面，由于技术要求、乘员对象与客机的要求存在很大的区别，导致军机热载荷研究成 果也无法直接用于客机动态热载荷计算上。 综上所述，十分有必要进行基于先进飞机设计要求的客机动态热载荷计算方法研究，为大 型客机环境控制系统的方案选择、参数优化、围护结构的绝热层厚度以及控制规律研究等提供 理论依据。 1 2 国内外研究现状和发展概况 国内外对飞机座舱稳态和瞬态热载荷的计算与研究经历了几十年的探索，逐步形成了飞机 座舱热载荷的计算方法与理论体系，国外对客机环境控制系统开展了深入广泛的研究，对座舱 热载荷计算采用理论研究与实验相结合的手段，而我国仅对战斗机的这方面研究相对比较完善， 公开文献中涉及飞机座舱热载荷内容的数量较少且主要是关于战斗机的，这种现状极不利于我 国大客研制工作的进行。早期研究般局限在稳态热载荷计算；用解析法计算瞬态热载荷，因 受边界条件的限制，只能计算某些特殊条件下的瞬态热载荷，而且计算结果误差很大。现行的 通过求解传热微分方程来计算座舱瞬态热载荷的方法，其主要缺点是求解困难、计算复杂，而 且由丁：简化假设过多使得计算精度不高。关于飞机座舱动态热载荷计算的研究与典型方法发展 如下j 寿荣中，何慧姗等对瞬态热载荷计算进行了重要的理论探讨和试验研究，主要有两种思路【6 l ： ( 1 ) 座舱瞬态热载荷为座舱稳态热载荷与瞬态热载荷增量二者之和，计算涉及到超越方程的求 解，精确求解难度较大；( 2 ) 直接进行瞬态热载荷求解，需要借助于数值方法，一般最常用的 是有限差分法。文献【8 】采用有限差分法对给定的飞行剖线进行了瞬态热载荷计算，用电位分布 来模拟温度场，采用热阻容法求解多维的瞬态热载荷。应文江提出将控制理论应用于座舱热载 荷的计算中，采用了传递函数的方法，将各部分的温度计算简化为乘和加的运算【9 1 0 1 。该方法 避免了地面空调冷负荷系数法只能借助实验计算的缺点，可以满足工程计算的误差要求。文献 【1 1 】研究了在超音速飞行下的座舱瞬态热载荷分析。文献 1 2 根据库舱各部分结构的传热特性， 用能量守恒原理，经适当的简化建立了座舱热载荷的动态数学模型，采用有限差分法进行求解， 并对所建立的动态模型在地面停机状态下进行了仿真。范纬强、庄达民等人提出了针对战斗机 的对流一导热辐射耦合求解座舱热载荷的计算方法【1 3 ，1 4 】，在他们的研究中考虑了太阳辐射和 座舱壁面相互辐射对热载荷的影响。但上述研究没有确定热载荷随飞行状态、供气温度和供气 流量的变换关系。另外，太阳辐射和座舱内壁面的相互辐射对座舱热载荷的具体影响程度没有 进行进一步的研究。于是，文献【1 5 】采用微元体热平衡法计算战斗机座舱瞬态热载荷，得出了 4 南京航空航天大学硕士学位论文 太阳辐射占整个座舱热载荷的比例范围，对在不同马赫数下座舱内壁面间辐射对座舱热载荷的 影响程度进行了计算比较，并得出了座舱热载荷受舱内壁面辐射的影响程度及随飞行马赫数的 变化规律；还计算了不同的飞行剖面线和供气曲线下的飞机座舱瞬态热载荷。文献【1 6 以飞机 整体为研究对象，建立了描述飞机整体瞬态热状况的物理数学模型，将飞机蒙皮外的气动对流 与辐射换热作用转化为舱内热分析的浮动热边界条件，实现了飞机内外耦合热作用的解耦计算。 在多层次区域分解基础上，引入壁面热流函数，采用蒙特卡罗法计算表面间辐射换热 1 7 】，采 用热网络法建立了飞机整体瞬态热分析的数值计算方法。文献【1 8 】提出基于状态空间法的座舱 热载荷计算分析的新思路，目前还处于理论探索阶段。 此外，需要关注的是，飞机座舱热载荷与座舱空气温度的变化是相互影响的，因此有必要 对飞机座舱空气温度研究进行了解。用数学表达式描述非定常传热时的座舱温度随时间的变化 关系称为座舱温度数学模型。该模型可以用于：座舱温度变化过程计算、停机时座舱的加温和 制冷能力估算以及用于建立“舱一人”系统温度数学模型。飞机座舱温度数学模型有三种情况： ( 1 ) 建立方程时只考虑座舱围护结构的热容引：( 2 ) 建立方程时只考虑座舱空气的热容幢0 。：( 3 ) 建立方程时同时考虑座舱围护结构的热容和座舱空气的热容幢。文献 2 2 】针对传统的计算方法 常常将座舱空气温度视为常数来对瞬态热负荷求解影响较大的情形，提出了以龙格一库塔法求 解座舱空气温度的数值算法。文献【2 3 】对驾驶舱的热力状态以宏观的方法加以研究，在座舱温 度数学模型的应用中，着重讨论了“舱人”系统的温度数学模型，可以片j 于1 ：程计算。文献【2 4 】 采用数值方法研究座舱内空气微环境参数随座舱结构参数、空调系统供气参数的变化规律，并 与实验研究进行了对比。文献【2 5 】利用f l u e n t 软件在战斗机座舱空气分布数值模拟过程中加入了 辐射模型，在热边界条件中加入太阿 辐射，并在固体壁面采用对流和辐射混合热边界条件。 由上述发展现状可见，目前战斗机的热载荷计算研究比较成熟，但是由于战斗机与客机的 结构复杂程度、人员环境需求、飞行任务等的不同，显然战斗机热载荷计算不能完全适用于大 型客机热载荷计算，但是其研究思路可以为本文客机座舱动态热载荷计算提供重要参考。 1 3 本文的主要研究工作 本文在对国内外飞机座舱热载荷计算研究进行充分文献调研与总结的基础上，确定了采用 数值计算法进行客机动态热载荷计算。以朋r j 2 1 7 0 0 型客机为例进行了地面停机状态下及飞行 过程的飞机座舱动态热载荷计算研究，为大型客机环境控制系统的方案选择、参数优化、围护 结构的绝热层厚度以及控制规律研究等提供理论依据，主要工作有： ( 1 ) 以删2 1 7 0 0 型客机为例，通过对飞行包线内的环境条件、结构布置、内部热源等内外 部因素的分析与评估，建立了飞机分舱、分区域围护结构的传热计算模型。 ( 2 ) 结合座舱空气传热模型，采用有限差分法获得各围护结构的温度分布，获得了极热天和极 飞机座舱动态热载荷计算研究 冷天地面停机状态下定舱内供气参数模式下的飞机座舱瞬态热载荷和飞机座舱瞬态温度，此处 的座舱包括驾驶舱、客舱、前货舱、后货舱和电子设备舱( 即e e 舱) ，下同。 ( 3 ) 在地面计算基础上，将驾驶舱和客舱舱内温度看作定值，其他舱仍然按定舱内供气参数模 式计算，分别获得了极热天和极冷天按设计飞行任务剖面飞行的客机座舱动态热载荷计算。 ( 4 ) 定量考察了的材料层布置方式、空气夹层厚度、空间位置以及绝热层厚度等对飞行过程中 飞机非透明围护结构的绝热效果的影响进行了研究，并对非透明围护结构中空气层瞬态实际热 阻与最大热阻进行了对比。 ( 5 ) 将非透明围护结构的传热计算模型三种简化情况进行了传热对比计算，定量分析了隔框对 围护结构传热的影响。 6 南京航窄航天大学硕士学位论文 第二章飞机座舱传热计算模型建立 2 1 概述 本章通过对飞机飞行包线内环境条件、太阳辐射，以及飞机座舱结构特点等的分析和评估， 建立飞机驾驶舱、客舱、前货舱、后货舱和电子设备舱的围护结构传热模型，并介绍了经透明 表面的太阳辐射热载荷计算、附加热载荷计算以及蒙皮温度、舱外气流温度、舱外对流换热系 数和舱内对流换热系数等参数的计算方法。 如绪论所述，座舱热载荷包括两类：结构热载荷和附加热载荷，前者包括：( 1 ) 座舱外壁 的热流；( 2 ) 通过座舱隔舱壁的热流：( 3 ) 通过透明表面的太阳辐射热流：( 4 ) 座舱壁内表面 之间的辐射热流：主要是透明结构与非透明结构间的辐射传热。后者包括：( 1 ) 乘员散热；( 2 ) 舱内电气和电气设备散热；( 3 ) 防冰装置带给座舱的热流，该项主要针对战斗机而言；( 4 ) 座 舱空气泄露所带走的热流。其中，结构热载荷计算是本文的重点。而由文献【1 5 】可知，壁面间 辐射对库舱热载荷有影响程度如下：当讹2 o 时，考虑与不考虑壁面间辐射对热载荷的影 响在2 3 范围，当施 2 o 时考虑与不考虑壁面辐射对热载荷的影响在逐渐增加。所以，在 座舱热载荷计算过成中，当马赫数较小时( 拖2 o ) ，忽略壁面辐射问题将使计算简化；当 马赫数较大时( 尬 2 0 ) ，壁面辐射的影响将不可忽略。由于本文研究的飞机最大飞行马赫 数为o 7 8 ，因此，本文不考虑座舱肇面间辐射量。下面首先介绍飞行环境特点、太阳辐射情况 以及飞机结构特点，继而对飞机座舱围护结构传热计算进行介绍，尤其是座舱同护结构即透明 结构和非透明围护结构的热载荷计算。 2 1 1 环境特点 地球周围被大气所包围，大气的温度、成分、密度、压强等受太阳活动和地磁活动的影响。 大气层没有明显的上限，它的各种特性沿铅垂方向上的差异非常显著。以大气中温度随高度的 分布为主要依据，可将大气层划分为对流层、平流程、中间层、热层和散逸层等5 个层，其中， 对流层和平流层为飞机的飞行环境2 6 1 。 ( 1 ) 海平面标准大气 海平面的大气压力、温度、密度分别取为： r = 1 0 1 3 2 5 砌、毛= 2 8 8 1 5 k 、p o = 1 2 2 5 姆聊3 ( 2 ) 对流层环境 7 飞机座舱动态热载荷计算研究 对流层是紧贴地面的一层，它受地面的影响最大。因为地面附近的空气受热上升，而位于 上面的冷空气下沉，这样就发生了对流运动。它的下界是地面，上界因纬度和季节而不同。据 观测，在低纬度地区其上界为1 7 1 8 公里；在中纬度地区为1 0 1 2 公里；在高纬度地区仅为 8 9 公里。夏季的对流层厚度大于冬季。对流层的特点包括：对流层包含了大气层质量四分之 三的大气，气体密度最大，大气压力也最高：气温随高度的增加而下降；存在各种气象变化： 风、雨、云、雾、雪等：大气不仅存在水平流动，也存在垂直流动。对流层大气温度瓦、压力 最、密度矶随高度而的变化可分别用以下经验公式表示： 当 1 1 0 0 咖时，则有： 瓦= 兀一口 ( 2 一1 ) ( 2 2 ) ( 2 3 ) 式中：口= 0 0 0 6 5 k m ； r = 2 8 7 0 5 ，( 堙。k ) ；g = 9 8 1 m r 。其他符号意义同上。 ( 3 ) 平流层环境 在对流层的顶部，直到高于海平面5 0 5 5 公里的这一层，气流运动相当平衡，而且主要以 水平运动为主，故称为平流层。平流层主要特点有：平流层内大气只有水平运动( 水平风) ；集 中了全部大气质量的四分之一不到的空气。平流层大气温度死、压力最、密度矶随高度的变 化关系式如下： 当1 1 0 0 0 垅 厅 2 0 0 0 0 小时，则有： 瓦= 2 1 6 6 5 k ( 2 4 ) 2 1 2 太阳辐射 p 。珑6 3 埔唧c 一号学， 胪6 3 9 e 印c 号学， ( 2 5 ) ( 2 6 ) 太阳辐射包括太阳直射辐射、太阳散射辐射和太阳反射辐射三类，其中，太阳散射辐射是 太阳光线经过大气时，由于大气中的水蒸气和尘埃等的作用，光线向各个方向反射和折射，形 8 去 羔p i 。 一懒 厅蛳 o d 风 叩 叫 一r 既 p 南京航空航天大学硕士学位论文 成正果天穹所照射的散乱光。太阳直射辐射强度和太阳散射辐射强度综合作用形成太阳辐射强 度，而太阳反射辐射不影响飞机座舱热载荷，在此不作介绍。 太阳辐射强度情况如下：对于地面，太阳辐射强度为吼= 1 1 3 5 形朋2 ；太阳辐射强度在 极冷天气下取o 形朋2 ，参照1 3 美国军标m i l - e 3 8 4 5 3 ，太阳辐射强度随飞行高度的变化如图 2 1 所示，相应拟合公式为： 当o 8 7 0 0 时： 1o 口。= 一二二一 2 + o 0 5 五+ 1 1 3 0( 2 7 a ) 。 7 5 6 9 0 0 0 当办8 7 0 0 时： 式中：吼的单位为朋2 。 董 磊 霎 娄 + 吼= 1 3 7 5 ( 2 7 b ) 两层，m 图2 1 太阳辐射强度随飞行高度的变化关系曲线 太阳辐射对飞机座舱热载荷的影响较大，影响程度随座舱围护结构的材料组成不同而有所 差异，太阳辐射对飞机热载荷的影响主要表现在以下几方面1 5 ，2 3 】： 1 ) 对于下文的非透明围护结构，太阳辐射直接影响蒙皮的传热情况，根据热平衡方程，计 算中可将太阳辐射折合到蒙皮温度的计算中，体现在蒙皮的控制方程中；2 ) 通过对流、导热的 传热形式被透明材料吸收，从而影响透明围护结构的温度分布，本文将其当作透明围护结构的 内热源项，详见2 2 节；3 ) 透过透明材料直接进入座舱内部，成为座舱热载荷的一部分，详见 2 4 节。 2 1 3 飞机结构特点 由传热学可知，对于相同的环境条件，不同的传热结构模型，其传热瞬态计算结果也会有 9 飞机座舱动态热载荷计算研究 所不同，因此，本文以j 埘2 l 一7 0 0 型飞机( 全经济级布局9 0 座) 为算例进行具体座舱热载荷 计算，从而为大型客机座舱热载荷计算提供奠定重要理论基础。需要指出的是，下面的客机都 是指j 删2 1 7 0 0 飞机。 由于飞机环境控制系统的设置主要目的之一是飞机增压区的环境控制，而非增压区无需考 虑环境控制问题，因此本文主要研究飞机增压区的瞬态传热情况。飞机增压区域以及舱位分布 情况如图2 2 ( a ) 、2 2 ( b ) 、图2 3 所示： 1 0 臣至习 弦黝 睡蕊 豳圜 习 驾驶舱 由空调系统调温调压 由驾驶舱排气增压 由货舱压力平衡活门控制压力。温度受控 由货舱压力平衡活门控制压力。温度不受控 非增压区 ( a ) 飞机增压区域示意图 客舱 莆货舱 设备舱后费舱 ( b ) 飞机舱位示意图 图2 2a r j 2 卜7 0 0 型飞机增加区域及舱位结构示意图 飞机对称平面 l 飞机基准平面 厂 一 ，i = 2 6 8 1 5 时，瓦= 死一0 0 0 6 5 j i l ； 当瓦 2 6 8 1 5 时：令鬼= ( 2 6 8 1 5 一死) 0 0 0 6 5 ，则有： 当| j i - 乜时，死= 瓦； 当j i l l i l 1 0 0 0 0 时，死= 2 0 3 1 5 ； 上述式中：瓦为海平面大气热力学温度。 2 ) 舱外气流温度 对于地面停机状态，舱外气流温度可取为舱外环境温度；而对于飞行情况，当飞行马赫数 小于2 时，也可取为按公式( 2 6 4 ) 计算的附面层温度。 ( 二) 舱外对流换热系数口。计算 由于机身为流线型平滑表面，且曲率半径较人，因此一般都是按流体沿平板强迫流动情况 处理的。根据传热学，确定局部换热系数的准则方程式为哺1 ： m ：望芷：o 3 3 2 i 沁o 5p r o 3 3 ( 层流) ( 2 6 5 a ) m ：竺芷：0 3 3 2 r e o 8 p r o 。4 ( 紊流) 旯 ( 2 6 5 b ) 式中： x 为离附面层起点的距离，小：r c = p 脒。 对于停机工况，则有： 口。= 2 + o 3 1 乱。f ， ( 2 6 6 ) 式中：“时为舱外气流速度。 ( 三) 舱内对流换热系数计算 座舱围护结构内壁面与舱内空气间的传热，是依靠座舱通风空气的强迫对流作用或非通风 空间的自然对流作用来实现的。表面传热系数实验曲线方程为1 ： 2 8 口。= 1 1 3 4 + 5 7 7 ”。 ( 2 6 7 ) 南京航窄航天大学硕士学位论文 式中：通常舱内空气流速“。变化范围为o 1 0 1 1 以。 2 7 本章小结 本章首先介绍了飞机飞行环境特点、太阳辐射计算及飞机结构特点，其中，对太阳辐射的 处理分为两种情况：一是对于非透明围护结构将其考虑到蒙皮温度上；二是对于透明围护结构 又分为两种情况：直接透射进入座舱成为座舱热载荷的一部分；通过影响围护结构的自身 温度分布从而影响其传热效果，将其按内热源处理。以j 埘2 1 7 0 0 型飞机为例，结合座舱内外 环境条件：对于透明围护结构，外边界为第三类边界条件，对于非透明围护结构，外边界为定 蒙皮温度边界，而内边界条件都为第三类边界，在对飞机增压区进行分舱、分区的结构分析基 础上，获得了包括驾驶舱主风挡、通风窗和后观察窗的透明结构以及客舱观察窗和包括侧壁和 天花板以及地板以下处围护结构、客舱行李架处围护结构、地板结构以及相邻舱隔舱板( 包括 驾驶舱与客舱之间的隔舱板和客舱尾部球面框) 等非透明结构的传热模型。此外，对经透明围 护结构的太阳辐射热载荷计算方法、附加热载荷计算方法以及蒙皮温度、舱外气流温度、舱外 对流换热系数和舱内对流换热系数等参数计算方法进行了介绍。 飞机座舱动态热载荷计算研究 第三章传热方程的离散 3 1 概述 由绪论可知，飞机瞬态热载荷计算方法主要两种思路”：( 1 ) 座舱总的瞬时热载荷由初始 稳态热载荷和瞬时热载荷增量两部分组成，解析求解难度较大，涉及到超越方程的求解，仅适 用于座舱温度与座舱内表面传热系数保持常数的情况或环境控制系统制冷能力不变的情况；( 2 ) 结合飞机座舱内外环境条件，借助数值方法求得座舱围护结构的瞬态温度分布，进而获得瞬态 热载荷，更具通用性，目前尚处于理论探索阶段。本文即采用数值计算方法进行瞬态热载荷计 算。 在不考虑热量损失的情况下，座舱瞬态热载荷可以表示为1 0 1 ： q ( r ) = 口d 彳，( ( f ) 一疋( r ) ) ) ( 3 1 ) f - l 式中：口。，为第f 块罔护结构与舱内空气的对流换热系数；彳，为第f 块嗣护结构与舱内空气的对 流传热面积；( r ) 为f 时刻第f 块闸护结构的内壁面温度：c ( r ) 为f 时刻舱内空气温度， 其他符号意义同上。 由公式( 3 1 ) 可知，对于特定的结构，当舱内空气温度已知时，其瞬态热载荷计算的核心 问题就是围护结构瞬态温度分布的计算。本文采用有限差分方法对前述第二章的各围护结构传 热模型进行离散化处理，进而获得各结构的瞬态温度分布。 有限差分法就是：将求解区域用与坐标轴平行的一系列网格线的交点所组成的点的集合来 代替，在每个节点上，将控制方程中每一个导数用相应的差分表达式来代替，从而在每个节点 上形成一个代数方程，每个方程中包含了本节点及其附近一些节点上的未知值，求解这些代数 方程就获得了所需的数值解。有限差分法分为显式和隐式两种格式，前者的差分方程求解简单， 但其稳定性是有条件的，时间和空间的步长之间需要满足一定的稳定性判据：而隐式格式计算 过程相对复杂，但却是无条件稳定的，时间步长和空间步长可以任意选取。有限差分法的特点 是直接求解基本方程和相应定解条件的近似解。它可以处理某些相当复杂的问题，当节点较多时， 近似解的精度可以得到改进。在流体分析中有限差分法具有优势，但当处理几何形状复杂的问题 时，它就面临极大困难0 1 。 如前所述，非稳态导热的瞬态温度分布计算主要得益于有限差分方法的应用，其求解流程 如图3 1 所示。对于不同维数的结构，有限差分法的具体格式也有所差别，下面针对前述飞机 座舱具体结构传热模型获得差分方程进行具体介绍： 3 0 南京航空航天大学硕士学位论文 有限差分法中常用的网格划分方法有先界面后节点( 内节点法) 和先节点后界面( 外节