解决某型飞机座舱夏季飞行高温问题的方法及有关的计算论证

某型飞机夏季飞行座舱温度高的问题由来已久,在外界环境温度为30℃时,座舱温度高达40℃以上,对飞行人员的身心健康产生了不同程度的影响.通过本文分析得出结论:该型飞机座舱高温问题,主要是由于现有制冷设备的设计制冷能力受到某些环境因素的制约而没能完全发挥作用造成的.通过计算提出了从机外引入冲压空气,降低空气散热器冷边系统的...     

MD-90飞机空气调节系统设计分析

MD-90飞机采用成熟的空气循环式空调系统,为客舱和驾驶舱提供调节空气,用于通风、空气循环、增压和温度调节,由制冷系统、座舱温度控制系统、增压控制系统、再循环系统、冲压空气通风系统与分配系统等子系统组成(参见图1).本文将对与空调系统密切相关的气源系统进行介绍和分析.     

预冷空气涡轮火箭发动机氦循环系统的参数特性

针对预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)方案,建立氦循环系统数学模型,模型考虑组件结构特征、几何尺寸、工质物性等主要因素。数值计算表明:PATR的推力和比冲性能较优,模型可描述发动机氦循环热力过程,其中发动机余气系数是影响发动机推力、比冲的关键参数。提高氦循环系统最高设计压力和降低空气预冷器氦进口温度可有效降低压力损失和氦压气机功率,最高压力每增大1MPa,系统平均压力损失下降1.1%,氦压气机输入功率下降3.2%;空气预冷器氦进口温度每升高1K,系统平均压力损失上升0.086%,氦压气机输入功率升高2.3%。     

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。     

加速长期运转试验方法在涡轮冷却器LQ-7A上的应用

涡轮冷却器LQ-7A是我国运八飞机空调系统的主要附件,用于冷却由发动机引到座舱的高温高压空气,以便给座舱人员提供舒适的环境。产品技术数据: 入口压力(绝对)3.2千克/厘米~2; 出口压力(绝对)1.2千克/厘米~2; 空气流量1300千克/小时; 进出口温降不小于45℃; 产品寿命1000小时;     

ARJ21飞机环控功能自动化试验系统研制

阐述了飞机环境控制系统功能试验的内容和国内新一代ARJ21支线飞机环控功能试验的现状,提出研制飞机环控功能自动化试验系统的架构,研究了飞机环控功能自动化试验中大流量压缩空气流量测量与座舱升降压速率测量的技术方法,最后给出了试验空气加热温度与座舱压力的控制结构.     

歼击机座舱空气流动和传热的数值模拟与实验

根据歼击机座舱内空气流动和传热的特点,建立了座舱内壁面传热边界条件计算模型和空气分配系统供气边界条件计算模型,在此基础上建立了歼击机座舱流场和温度场数值仿真平台,并利用地面模拟实验验证了仿真平台的有效性。计算结果与实验结果的对比表明：该平台能较真实地反映座舱壁面传热的不均匀性,以及空气分配系统供气孔口流出气流流量和温度的不均匀性与非对称性;速度场和温度场计算结果与实验结果的误差分别约为15%和6%,这证明了该平台具有较高的模拟精度和工程应用价值。     

隔板对双座座舱热舒适性的影响

<正>在考虑空气温度、相对湿度、风速和辐射影响的基础上,针对座舱热舒适性开展了研究。通过对湿黑球温度指数的简化,得到简化的湿黑球温度指数WBGTs,并作为座舱热舒适性的评价指标。同时,针对某种型号的双人座舱进行通风方案的数值模拟,研究了内部隔板对人体热舒适性的影响。计算结果表明,在合适的气流组织下,隔板对双座座舱内热舒适性的影响作用不明显,在设计中可以取消隔板设计。     

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。     

高温气体LTE模型参数计算方法及其在非平衡电弧射流状态诊断中的应用研究

运用统计力学的方法建立了高温氮氧氩混合气体LYE模型参数计算方法及标准程序(压力：10Pa～10^7Pa、温度：3000K～30000K)，这在国内是没有的。在此基础上，建立了高温气体LYE模型参数测量方法，对电弧等离子体射流的非平衡性质进行了检验，结果表明：电流80A、压力0．027MPa下，亚音速氩射流中心是LYE的，中心之外非平衡效应显著，偏离LYE、但是PLTE的，LYE温度与电子温度相差最大达3000K；电流70A、压力0．00149MPa下，超音速氩射流非平衡效应非常显著，LTE模型温度与电子温度相差最大达5000多K。     

甲醇超临界水完全气化制氢系统的火用分析

基于热力学火用平衡方程所揭示的实际用能过程和理想用能过程,通过引入"偏离值"、"偏离度"两个指标,对甲醇超临界水制氢系统进行了火用分析。首先确定了加热和反应环节为重点优化环节;然后研究了此二环节的"偏离度"分别随压力、温度的变化规律,并比较了压力和温度对"偏离度"的影响作用大小。在提高甲醇制氢系统的能质利用率方面进行了有益的探讨,其结论对制氢系统的节能工作具有一定的参考价值。     

警惕飞机的空调空气被污染

我国目前引进的大中型客机多数情况下都在7000～10000米高空中飞行,此高度的空气相当稀薄,大气温度都在0℃以下。为了满足旅客和飞行人员在这种环境下的旅途舒适,飞机上都安装了可靠的、既能进行座舱压力控制,又能进行温度调节的空调     

带座舱飞船高超声速再入非平衡流场的数值研究

本文针对带座舱飞船高超声速再入大气层过程中存在的严重气动加热现象 ,利用简单隐式TVD差分格式和激波捕捉法 ,数值求解三维化学非平衡Navier Stokes方程 ,其中化学模型是 7组分 1 5个化学反应的空气化学模型 ,对带座舱飞船再入高度为 70km和速度为6 7km/s的化学非平衡流场进行了数值模拟 ,给出了带座舱飞船再入迎角为 0°,1 0°和 2 0°情况下的壁面热流、表面压力和电子数密度等参数分布     

正庚烷/空气混合气最小点火能量及其影响因素

利用定容弹燃烧系统对正庚烷/空气混合气的最小点火能量进行了实验测量,获得了不同初始条件下正庚烷/空气混合气的最小电火花点火能量。实验结果表明:正庚烷/空气混合气的最小点火能量随当量比的增大先减小后增大。对于初始压力为0.1MPa和初始温度为450K的混合气,最小点火能量在当量比1.1附近达到最小值,为0.3904mJ。实验发现:正庚烷/空气预混气的初始压力和初始温度对最小点火能量有重要的影响,与对火焰传播速度的影响是一致的。分析表明,初始温度和初始压力无论是对最小点火能量还是对火焰传播速度的影响,都与混合气的化学反应速率密切相关,化学反应速率越快,火焰传播速度越大,最小点火能量越小。      

进口温度对分层旋流火焰燃烧不稳定性的影响

为了研究进口温度对分层旋流火焰燃烧不稳定性的影响,实验在单头部燃烧室上测量了不同进口温度下的动态压力,并采用理论分析了进口温度对压力振荡的影响。实验结果显示:该燃烧室出现的燃烧不稳定性呈现的是Helmholtz模态,并且随着进口温度从530K增加至650K时,压力脉动主频增加,幅值减小。分析表明:进口温度的增加会增强燃油的雾化和蒸发,进而加强其与空气的掺混均匀性,减小了当量比脉动,从而抑制了燃烧不稳定性,压力振荡幅值减小。      

MATLAB/Simulink在R134a热力学性质计算中的应用

<正>符号说明h为比焓,kJ/kg;h1为饱和液体的比焓,kJ/kg;h2为饱和气体的比焓;Cp为比定压比热,kJ/(kg·K);p为压力,kPa;T为热力学温度,K;s为比熵,kJ/(kg·K);s1为饱和液体的比熵,J/(kg·K);s2为饱和气体的比熵,kJ/(kg·K);v为比容,m3/kg;v1     

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。     

S型进气道沿程结冰参数变化的数值模拟

采用欧拉-欧拉法,对低来流马赫数和大气结冰条件下S型进气道沿程的空气-过冷水滴两相流场进行了数值计算,获得了进气道沿程和出口面上结冰参数的分布和变化特征.计算结果表明:当来流马赫数从0.1增加到0.5时,进气道入口处附近相对于来流的气动降温从6K增大到17K左右,进气道出口面上的温度畸变指数逐渐增大,液态水含量畸变指数先急剧增大后缓慢减小,在研究范围内来流马赫数为0.2时液态水含量畸变值达到最大.      

激波管高温空气绝对辐射功率实验测量

利用激波管加热技术,得到1000K～3000K温度范围内的高温空气,利用宽波段能量计、光电探测器以及滤波片等设备,测量出高温空气在0.3μm～9μm宽波段范围内绝对辐射功率,以及中心波长在4.26μm、5.23μm、8.32μm处、单位波长的绝对辐射功率;实验结果表明,在1000K～2000K温度范围内,高温空气宽波段的辐射功率约为60 W/cm~3·MP,且辐射主要集中在21μm～8μm波段范围内;当温度高于2000K以上,辐射功率随着温度的升高增大较快,且辐射向紫外、可见方向移动;在3000K时,高温空气在0.3μm～9μm宽波段范围内的辐射功率约为150W/(cm~3·MP).     

某型飞机微型空气减压器异响故障分析

为解决某型飞机座舱气密系统微型空气减压器异响故障,结合座舱气密系统工作原理和微型空气减压器的工作机制,分析了故障模式和具体产生原因,同时提出相应的解决措施。