旅客机座舱热舒适动态特性仿真

巡航飞行时,旅客机座舱内相对湿度和空气密度都低于地面建筑物环境。低相对湿度会造成更高的蒸发热损失,低密度空气却会减少对流换热,在这2种因素的复合作用下,会使座舱内热舒适性与地面建筑物有所不同。针对传统旅客机环境控制系统不能完全满足座舱内舒适性要求的状况,提出一种直接以舒适指标PMV为控制目标的热舒适控制策略,应用集总参数法建立了座舱热舒适动态特性模型,并采用仿真方法研究了分别以PMV和温度作为控制目标时,座舱内热舒适的动态特性。仿真结果表明,舒适控制能更好地满足座舱内的热舒适;此外与地面建筑物环境相比,需要更高的空气温度才能使座舱达到热舒适。     

载人飞船密封舱热舒适性评价

结合在轨飞行数据,采用PMV-PPD模型对载人飞船密封舱热舒适性进行了评估,基于在轨飞行数据计算了载人飞船PMV值,分析了密封舱空气温度、湿度以及舱内壁温度对热舒适性的影响。同时针对目前载人飞船实际情况,提出了通过提高舱壁辐射温度改善密封舱热舒适性的方法,可为后续的载人航天器特别是载人飞船密封舱在热控设计中提高热舒适性提供参考。     

飞机环控系统供气温度、流量和湿度对座舱热负荷的影响

 将歼击机前机身置于电辐射加温器内,当座舱盖温度达６０℃,飞机座舱驾驶杆周围温度稳定在４０℃时,座舱空气调节系统使用不同的供气温度、供气流量、含湿量进行通风降温,观察对座舱温度和人体温度参数的影响。供气温度与座舱三球温度指数（ＷＢＧＴ）和座舱平均舱温（Ｔｄｂ）呈正相关。供气流量３００ｋｇ／ｈ降温效果优于２５０ｋｇ／ｈ。供气温度与２０ｍｉｎ时的平均皮肤温度下降值（ΔＴｓｋ）呈负相关。供气温度高,人体出汗量高,人体热反应明显。ＷＢＧＴ３０℃,使用０℃供气温度在短时间内可使座舱温度和人体Ｔｓｋ降至工效区范围,多数指标可满足国家军用标准的要求。     

飞机座舱环境控制系统一体化最优设计

保证军用机驾驶员的热舒适是充分发挥武器性能及保障飞行安全的关键之一。多年来,航空工程设计人员和航空医学研究者对此进行了广泛深入的研究。美国曾对大量高性能战斗机的环境控制系统ECS作了试飞研究,结果表明,它们几乎都不能保证驾驶员的热舒适要求,人体存在不同程度的热应激。因此发展高效的飞机ECS已成为迫切需要解决的问题。 传统的ECS设计方法按工程、医学和工效学要求独立进行研究,即只计算座舱的空气温度,然后和医学、工效学要求的温度或温度指数、判别指数进行比较。这种设计方法忽略     

民用飞机个人通风送风温度对人体舒适性的影响

通过对某真实客机座舱进行建模，使用计算流体力学（CFD）的方法计算出不同个人通风送风温度下座舱内的温度场和流场分布。然后提取乘客头部区域温度与试验结果进行对比，验证模拟的可信度。最后结合基于人体平均皮肤温度的热舒适评价方法，对不同个人通风送风温度情况下的乘客舒适性进行研究。结果表明：不同个人通风送风温度对乘客头部区域温度影响较小，随着个人通风送风温度从7℃上升到14℃，乘客头部区域温度变化不超过0.8℃。不同个人通风送风温度对乘客平均皮肤温度以及热舒适性的影响较小，随着个人通风送风温度从7℃上升到14℃，目标乘客平均皮肤温度上升0.33℃。     

火星超压气球温度分布研究

 针对火星气球的温度特性开展研究,首先分析了火星大气的特殊热环境;归纳了影响火星气球温度特性的主要环境因素;设计了两种不同蒙皮辐射特性的原型超压气球;建立了计算火星气球稳态温度分布的模型,并做了合理的简化;选择了热、冷、任意时刻及特殊工况进行气球的蒙皮和内部气体温度计算.结果表明,通过改进蒙皮辐射特性的设计,可以满足火星气球在特定工况下飞行的温度要求.     

飞机座舱热环境设计标准情况研究

通过对国内外飞机座舱舒适性影响参数相关标准研究及分析,重点研究和总结国内外标准中热环境参数的规定限值,为目前国内在标准制定方面所面临的主要问题和解决方法提供思路。     

隔板喷嘴吸声机理研究

针对隔板喷嘴抑制高频不稳定燃烧问题,通过COMSOL数值仿真方法,从声能耗散角度研究了热粘性效应下不同隔板喷嘴间隙、直径、频率对声能耗散的影响规律。结果表明:热粘性在隔板喷嘴吸声中起到关键性作用;存在最佳隔板喷嘴间隙,使得隔板喷嘴的吸声效果最好;随着隔板喷嘴直径的增加,最佳声能耗散呈现递减趋势,最佳隔板喷嘴间隙呈现递增趋势;随着声波频率的增加,最佳声能耗散和最佳隔板喷嘴间隙均呈现递减趋势。研究结果为抑制火箭发动机不稳定燃烧的隔板喷嘴设计提供依据。     

大型飞机座舱温度控制系统控制律设计

大型飞机座舱温度控制系统具有温度控制非线性、强耦合、大迟滞性等特点,对控制律设计提出很高要求。根据系统设计要求,结合执行机构动作特性,提出了一种新型座舱温度控制律。系统控制方案采用压气机出口温度控制、组件出口温度控制、座舱供气温度控制和座舱区域温度控制四级控制;压气机出口温度目标值根据大气环境温度确定,座舱供气温度目标值根据座舱区域温度控制误差确定,组件出口温度目标值根据座舱供气温度目标值中的最小值确定;使用专家比例-积分-微分(PID)控制方法设计各级温度控制器,温度控制器的设计融入了解耦控制算法和系统保护控制逻辑,控制周期由各级温度控制响应特性确定。系统地面试验与飞行试验结果显示,该座舱温度控制系统响应速度快,抗干扰能力强,控制精度高,满足系统设计要求。     

平衡气体对乘波体气动力热特性影响

针对乘波体在高空以高马赫数飞行时的特点,给出了一种考虑高温平衡气体效应的乘波体设计方法,并通过数值模拟的方法研究了高空高马赫数飞行条件下高温平衡气体对乘波体气动特性的影响。研究结果表明,相对于完全气体,平衡气体对乘波体的气动力特性影响不大,但对乘波体的前缘驻点区和下表面的热流及辐射平衡温度有较大的影响。另外在乘波体较为适宜的飞行攻角范围内,攻角的增大不会显著改变平衡气体效应对乘波体气动力特性的影响,也不会显著改变平衡气体效应对乘波体前缘驻点区的热流与辐射平衡温度的影响,但却会在一定程度上减小平衡气体效应对乘波体下表面的气动热及辐射平衡温度的影响区域。     

基于集总虚拟湿源的民机客舱湿度预测

 热湿环境是影响国内及国际航线民机客舱舒适性的主要因素,准确获得客舱热湿动态变化特性,对于飞机客舱舒适性研究具有重要意义。从现役国内及国际航线民机热湿环境现状测试分析入手,引入集总虚拟湿源(LVMS)项,建立客舱湿度预测模型,并利用跟机测试数据辨识得到相关机型的模型参数,使用该模型来提高涵盖飞行包线的湿度预测精度。该集总虚拟湿源项能使用简单的集总方程整体地反映所有内饰材料湿气吸收和脱附过程。研究结果表明:提出的湿度预测方法与实测数据吻合较好,能够反应不同机型不同飞行剖面下的客舱湿度变化特性,可为未来我国民机客舱热湿控制系统的设计与控制策略的制定提供依据。     

飞机空气循环系统引气的分析

<正>符号说明H为飞行高度,km;Ma为飞行马赫数;pamb为外界环境压力,Pa;pcabin为座舱压力,Pa;pinlet为空气循环系统入口处压力,Pa;Tamb为外界环境温度,K;Tcabin为座舱温度,K;Tinlet为空气循环系统入口处温度,K;d为状态点含湿量,kg/kg(干);qm为空气循环系统引气质量,kg;Q为座舱热载荷,kW;exinlet     

民用飞机座舱气流组织技术研究现状分析

舒适性是民用飞机的重要要求,座舱气流组织设计是否合理对乘员舒适性和健康性有直接影响。现在最常见和可靠的预测、设计和分析民用飞机座舱舱内气流组织的方法分别是实验测量和数值模拟。分别对这两种方法进行了描述,两种方法各有优劣,用大量CFD模拟配合有限的模拟舱实验被证明是国际上最有效、最可靠、最经济、最快速的研发手段。     

载人航天器舱室热舒适温度模糊分析

提出了一种确定载人航天器舱室热舒适温度的模糊分析方法。在分析航天员的活动量、相对湿度和设定温度对热舒适性的影响的基础上,采用模糊理论确定出空调系统的设定控制温度,并给出查询表。结果可以指导航天员根据实际情况设定空调系统的控制温度,也可以为变设定温度空调系统的自动控制设计提供理论依据。     

民用大型飞机座舱制冷技术的发展

民用大型飞机制冷系统的设计,既要满足舱内乘客的温度舒适性,又要增加电子设备的工作可靠性。波音和空客飞机是民用大型飞机的典型代表,对波音787飞机座舱采用的制冷系统进行分析,对我国开展大型飞机的相关技术研究具有一定的参考价值。     

高温高湿环境下机载蒸发循环系统动态特性

为探究高温高湿环境对机载蒸发循环系统的影响,基于AMESim平台构建了系统仿真模型,并结合直升机典型飞行剖面,通过比例积分方法控制压缩机转速,实现此环境下系统性能的动态仿真。结果表明,环境温度或湿度越高,系统制冷量越大、COP越小、座舱达到设定温度所需时间越长。高湿环境还会显著增加蒸发器的制冷剂侧压力损失并降低其换热效率。此外,飞行剖面对系统性能的影响较大。地面待飞阶段和爬升阶段,各特性变化较剧烈;巡航阶段,变化均较小;下降阶段,除COP持续下降外,其他特性由于飞行速度和环境温度对座舱热负荷的耦合作用先升后降,飞行阶段内存在明显的峰值;地面停车阶段各参数均趋于稳定。     

基于AMESim的直升机机载蒸发循环系统动态仿真

为得到直升机机载蒸发循环制冷系统性能动态变化过程,校核是否满足设计要求,文章以国内某直升机为例,基于AMESim仿真平台搭建了制冷系统及座舱的热模型,并通过试验验证了系统的可靠性。在地面初始温度分别为30℃、35℃、40℃、45℃、50℃时,计算得到地面与飞行两种状态下,舱内空气的温、湿度,以及系统制冷量及性能系数随时间的动态变化关系。结果表明:地面状态时,制冷系统在开机20 min后性能达到稳定,且座舱最终温、湿度分别为27℃、60%,满足舒适性指标;在飞行状态下,系统系能受飞行高度影响较大,且海拔越高,系统性能系数越大。建立的仿真模型可以很好地预测在任务剖面下,直升机制冷系统动态变化,为系统的校核及优化提供借鉴。     

某飞机座舱和设备舱温度检测仪的设计

某飞机的大多数设备为模拟系统,座舱的温度通过指针指示,显示不直观.利用单片机P89LPC922FDH、温度传感器DS18820和显示器LM016L等器件,设计的数字式温度检测仪能实时显示座舱和设备舱的温度.该系统具有结构简单、精度高、可靠性高、实用性好的特点,可以大大提高飞行员及机务维修人员的工作效率.     

涡轮叶片尾缘新型结构的换热与流阻

为了提高涡轮叶片的耐温能力,针对涡轮叶片尾缘内冷复合通道提出两种新的隔板结构。通过实验研究了新结构与传统隔板结构对通道的换热和压力损失的规律。采用薄膜加热片作为加热器提供等热流边界条件。实验结果表明：新的隔板结构的设计可以明显增强通道换热的均匀性,其中带孔直隔板提高换热均匀性的同时,部分区域的局部换热能力有所下降,同时压力损失也有所降低;而对于波形隔板结构,部分区域的局部换热能力也有所下降,但平均换热增大。该结构在对换热进行改进的同时,也伴随着压力损失有所增大。实验结论可为大型发动机涡轮叶片的内部冷却结构优化设计提供基础依据。     

民用航空器座舱高低温环境下适航符合性研究

对民用航空器座舱高低温环境适航符合性开展分析。首先对座舱高低温环境适用的适航条款FAR/CCAR 25.831(g)和FAR/CCAR 25.1309(a)(b)(d)进行解读和分析;进一步得出基于人体核心温度的舱内可接受的高低温环境标准;随后,提出针对座舱高低温环境的适航符合性思路,包括:开展失效状态下座舱高低温环境预测,并以此为输入开展人体核心温度数值模拟计算,然后开展高低温环境下人体生理试验以验证人体核心温度模型数值模拟的准确性,最终依据外界环境温度-人体核心温度-生理指标-安全性指标的等效安全准则来说明对适航条款FAR/CCAR 25.831(g)和FAR/CCAR 25.1309(a)(b)(d)的符合性。