【摘要】：開展飛機熱管理和座艙熱舒適性研究,有助于解決飛機返航熱沉不足問題,改善飛行員的熱舒適性,提高熱管理系統(tǒng)性能。本文采用數(shù)值方法對飛機的熱管理和駕駛艙人員熱舒適性進行研究,分析了氣動熱、座艙熱舒適性、新型空氣熱沉獲取技術(shù)等問題,并實現(xiàn)了熱管理系統(tǒng)的多目標(biāo)優(yōu)化。論文的主要工作如下:(1)為了更精確的解決飛機座艙和機翼油箱熱負(fù)荷問題,采用RANS和SAS方法對其進行研究。結(jié)果表明,機身表面的氣動熱溫度呈非均勻分布,且在飛機座艙蓋位置出現(xiàn)局部高溫,這與繞過飛機座艙的氣流出現(xiàn)先壓縮后膨脹的現(xiàn)象有關(guān)。飛機機翼表面的氣動熱分布較為平均,僅在后緣附近的溫度略有升高,這與后緣處存在渦脫落現(xiàn)象有關(guān)。(2)采用理論分析與數(shù)值仿真相結(jié)合的方法,針對飛機座艙的熱舒適性進行研究。建立適用于飛機駕駛艙高太陽輻射、天空輻射等特殊熱環(huán)境的人員熱舒適性的評價指標(biāo)PMV_F,并應(yīng)用于飛機座艙的熱舒適性評價中。研究表明,當(dāng)飛機的飛行高度較高時,人體的熱舒適性越好;當(dāng)飛行馬赫數(shù)越小時,人體的熱舒適性也越好。此外,當(dāng)飛行馬赫數(shù)達到2時,無論高低空飛行,人體頭部和肩部的PMV_F指標(biāo)均不能滿足熱舒適性要求。(3)為解決飛機熱舒適性及熱沉不足問題,開展沖壓引射技術(shù)和環(huán)形散熱器技術(shù)及其相關(guān)機理的研究。結(jié)果表明,在亞音速飛行工況下,沖壓空氣引氣量增量最大可達58.5%,沖壓引射技術(shù)有利于提高進氣道內(nèi)的動量輸運,增加引氣量;在超音速飛行工況下,沖壓引氣量會出現(xiàn)負(fù)增長,這與此時沖壓引射抑制進氣道內(nèi)的動量輸運有關(guān)。環(huán)形散熱器中的主流體側(cè)為發(fā)動機進氣道,故對流換熱Nu數(shù)變化不大;二冷流體側(cè)的對流換熱Nu數(shù)則受構(gòu)型的影響較大,這與二冷流體側(cè)的流體運動方式有關(guān)。在二冷流體側(cè),構(gòu)型的變化可以改變壁面附近的渦運動,進而影響強迫對流換熱。構(gòu)型優(yōu)化結(jié)果表明,半圓形二冷流體通道的環(huán)形散熱器換熱效果優(yōu)于長方形通道,最大可提升39%左右。(4)對飛機熱管理系統(tǒng)進行研究,并以熱舒適性為優(yōu)化目標(biāo)之一實現(xiàn)了系統(tǒng)的多目標(biāo)優(yōu)化。研究表明,長時間巡航(45分鐘以上)會使燃油熱沉溫度超標(biāo)(超過40℃),增加空氣熱沉可以使燃油溫度控制在安全范圍內(nèi)。通過對燃油代償、座艙熱舒適性等的多目標(biāo)優(yōu)化,發(fā)現(xiàn)當(dāng)發(fā)動機引氣量為0.22 kg/s、沖壓空氣量為0.20 kg/s、初級換熱器效率為0.85、次級換熱器效率為0.9時,系統(tǒng)性能最優(yōu),其中次級換熱器效率對系統(tǒng)性能的影響最大。以空調(diào)子系統(tǒng)為例的熱管理系統(tǒng)故障分析表明,在渦輪等部件增加測點的方法可以使系統(tǒng)的故障檢測率從91.4%提高到100%,使系統(tǒng)的故障隔離率從32.9%提高到83.9%。
【圖文】：

究背景和現(xiàn)狀著現(xiàn)代航空航天技術(shù)的發(fā)展，特別是軍事領(lǐng)域航空技術(shù)的快速更迭，新一代飛機來戰(zhàn)場中的優(yōu)勢，必須裝備大量先進電子設(shè)備。同時隱身的要求，對飛機機載設(shè)機熱管理系統(tǒng)提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。由于新一代飛機的機載電子設(shè)備不僅需要承擔(dān)艙參數(shù)顯示、飛行狀態(tài)控制、飛行導(dǎo)航等傳統(tǒng)的基本任務(wù)，還需要進行電子對抗電子戰(zhàn)任務(wù)，因此機載電子設(shè)備無論是在數(shù)量還是在發(fā)熱功率上都比之前大大增以及熱流密度也遠(yuǎn)超過以前的飛機。例如作為第四代戰(zhàn)斗機典型代表的美國 F-2，其設(shè)有兩個電子設(shè)備艙，總設(shè)計熱載荷達到了 55kW。同時，新一代戰(zhàn)斗機對等方面的要求，制約了沖壓空氣制冷系統(tǒng)的制冷能力。此外，復(fù)合材料蒙皮、高高度嵌入的飛行器系統(tǒng)將使得飛機散熱更加困難，加劇了熱管理方面的技術(shù)挑戰(zhàn)尋新的熱沉或新型的熱沉獲技術(shù)，從整機的角度對飛機熱系統(tǒng)進行綜合熱管理就。了解決下一代戰(zhàn)斗機的熱管理需求，美國空軍先后實施了“飛行器能量綜ENT）計劃、“綜合推進、動力與熱管理技術(shù)”等多項計劃，并在 2016 年啟動了、電力與控制”（NGT-PAC）的科研計劃。

飛機熱管理與座艙熱舒適性研究作為冷源具有一定的局限性。因為受到新一代飛機影身要求的限制量都受到制約，從而限制了飛機沖壓空氣的進氣量降，是的飛機空降低。另外，在新一代飛機進行超音速巡航(以馬赫數(shù) Ma=1.2-1.6 ，其引入的沖壓空氣溫度也會有所提高，從而大大降低沖壓空氣作為增加飛機的阻力代償。為此，，俄羅斯曾采用發(fā)動機外涵道換熱技術(shù)法雖然改善了空氣熱沉的制冷能力，但卻增加了發(fā)動機外涵道的阻修。對于以往的機載制冷方法，環(huán)控系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、熱量交叉較少，各系統(tǒng)之間不能進行能量的流動，從而使得熱量不戰(zhàn)斗機設(shè)計研究中，為了能夠滿足新一代飛機隱身性、機動性、超面的高性能要求，必須采用新的熱沉獲取技術(shù)，將相關(guān)熱系統(tǒng)進行合制冷，最終實現(xiàn)從飛機熱管理的角度對飛機的熱量進行分配與優(yōu)
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V223

【參考文獻】

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本文編號：2672139