民用飛機干燥系統分析設計

郭天鵬 孫學德 汪光文 / GUO Tianpeng SUN Xuede WANG Guangwen(上海飛機設計研究院，上海 201210)(Shanghai Aircraft Design & Research Institute, Shanghai 201210)

民用飛機干燥系統分析設計

郭天鵬 孫學德 汪光文 / GUO Tianpeng SUN Xuede WANG Guangwen
(上海飛機設計研究院，上海 201210)
(Shanghai Aircraft Design & Research Institute, Shanghai 201210)

以建模和計算分析為手段，完成民用飛機干燥系統的需求分析和方案設計。首先建立民用飛機客艙橫截面的幾何模型和傳熱模型；基于飽和含濕量和溫度之間的關系分析客艙頂部干燥控制需求；比較干燥控制需求和民用飛機典型巡航工況下的相關參數確定干燥系統設計方案；最后將設計方案與實際應用進行比照，實際應用和設計方案吻合較好，說明了設計過程的合理性。

民用飛機；干燥系統；分析設計；濕度

0 引言

隨著民航運輸業的快速發展和民用飛機主制造商之間競爭的日趨激烈，民用飛機環境控制和經濟性顯得越來越重要。其中后者又與飛機的實際重量尤其是實際重量中的有效商載息息相關。

經調研表明，隨著飛機運行時間的增加，客艙中的冷凝水，尤其是絕熱隔聲層中冷凝水會不斷增加，根據飛行環境、飛機容積等的不同干線客機增重會達到200kg ～ 600kg，極大地影響了飛機的實際重量和有效商載。

同時，冷凝水的滲出還直接影響乘客的環境感受，同時可能對電氣系統造成間隙性短路，甚至腐蝕結構和電氣，對飛機安全性、維修性等造成影響。

國內外對溫濕度的研究較多，但主要是針對人體的舒適性感受，針對干燥方面的理論研究則比較少。

因為缺乏相關研究，目前民用飛機上干燥系統尚不是必裝，但在實際運行過程中上述問題不斷出現，迫使包括A320、波音737等系列在內的很多客機都進行了干燥系統的加裝改裝，這種應用在遠程寬體客機上則更加廣泛。目前為止，所有在役客機的干燥系統均采用轉輪除濕。據了解，相關公司并沒有理論計算和模擬仿真，國內外也沒有對干燥系統方案設計的相關研究。

轉輪除濕干燥系統主要利用來自三角區的廢氣，經干燥處理后通向客艙頂部區域，對絕熱隔聲層及區域內設備進行干燥，如圖1所示。

本文根據某民用飛機干燥系統需求分析和方案設計，通過建模和分析計算建立一般民用飛機干燥系統的需求分析和方案設計方法，并通過調研現有機型設計結果對模型和設計方法進行驗證，確定設計的合理性。

1 客艙頂部幾何和傳熱模型

1.1 幾何模型

為了完成計算首先建立客艙頂部區域的簡易模型,如圖1所示。

首先確定關鍵的幾何參數，參考簡化后的一般民用客機正圓機身典型剖面初步設計方案，以確定客艙頂部內壁板的等效長度Leff，Sonfloor為設計橫截面地板以上的面積，Scabin為客艙等效橫截面積，Scrown為客艙頂部等效橫截面積，Vcabin為客艙容積，R為聲明的客艙半徑：

在簡化模型中，將頂部區域與客艙實際區域以平面隔開，以及兩者的橫截面分界線為橫截面的圓形中的一條弦，假設寬度為wide，弦對應的圓心角為ω,Scrown可以通過弦的兩個端點對應的圓心角的扇形和三角形面積做差得到，并同時通過測量弦長wide得到對應的圓心角ω。

絕熱隔聲層將客艙頂部分成1∶X的比例區域，亦即：

絕熱隔聲層從外到內兩層的厚度d1和d2為已知量(只有一層的情況下則一個參數為0)，材料導熱系數分別為αdamp1與αdamp2亦可以查詢得到；同樣也包括比熱cdamp，材料密度ρdamp等。

計算可得絕熱隔聲層外層到蒙皮內壁的空氣厚度Lout和Linside(絕熱隔聲層內側到內壁板的空氣厚度)。

因此有客艙頂部有效體積：

V=

1.2 傳熱模型建立

從蒙皮內壁開始到客艙壁板的熱模型可以簡化為圖2所示。

圖2 從蒙皮到客艙內壁的傳熱示意圖

圖中T表示溫度(下標表位置，1,2,3,4分別表示絕熱隔聲層外層外側、外層內側、內層外側和內層內側)，R表示熱阻。

對于各個截面的溫度計算基于能流的平衡：

Qoverall=Qskin?damp1=Qdamp1=Qdamp2

考察從蒙皮到客艙的能流：

外層絕熱隔聲層的能流：

內層絕熱隔聲層的能流：

內外絕熱隔聲層相貼，因此外層絕熱隔聲層內壁溫度等于內層絕熱隔聲層外部溫度T2=T3：

從蒙皮到外層絕熱隔聲層的能流：

從內層絕熱隔聲層到客艙壁板的能流：

通過客艙壁板的能流：

H為頂部對流換熱系數。

計算可知，在不加裝干燥裝置的情況下有：

客艙典型設計溫度Tcabin為已知量。

飛機蒙皮溫度的計算尤為重要。

本文所述嚴酷情況指從地面熱天飛到空中冷天即最可能造成冷凝水析出的工況，冷天最低溫度由飛機設計溫度包線決定，為已知量。

h為海拔高度，Ma典型巡航速度均為飛機設計值，由此可以推導出飛機蒙皮溫度Tskin，并確定在不加裝干燥裝置的情況下，巡航穩態的內壁亦即絕熱隔聲層內外的溫度。

1.3 含濕模型

對于飽和水蒸氣分壓力有pp,q(pa)

其中Td(℃)為干球溫度[1]；

更進一步，客艙頂部的含濕量主要來源于兩個部分：第一是原常溫空氣在冷卻過程中形成的飽和濕空氣的含濕量(樂觀假設其他形態的水可以被帶走，這種估計是合適的，因為就穩態而言這部分除以時間相比是很小的)，其次是客艙氣體向頂部區域的滲入中攜帶的水分：

又外層空氣質量小于內層空氣，且由飽和水蒸氣分壓力計算式可知外層空氣飽和濕度遠小于內層空氣，因此含濕主要是內層空氣含濕：

mH2Oairsat?mairinside·HAsat(Tairinside)

HAsat可以計算得到，

θ為內層空氣與外層空氣的體積比例，由圖1可知：

其中,hcpcs為巡航階段座艙壓力高度，為飛機設計值。

mH2Oground=mairground·HAsat(Tgound)·HRground

因為，結合溫度估算出的內壁溫度，比較巡航狀態可容納的氣相水和區域中地面浸潤后的含水量即可判斷是否有水析出，從而確定干燥系統加裝是否必要。

2 干燥裝置的的權衡設計

假設(大型商用飛機也確實如此)有水析出，則有必要也建議進行干燥系統的加裝。

考慮客艙水分向上的散失：

其中：ζ水蒸氣回收系數；nn旅客數；np空勤人員數；qn旅客蒸發，qp空勤人員蒸發。[2]

干燥系統從其作用過程分析，干空氣應該具備兩方面的作用：第一，利用干空氣的不飽和性對已經凝結的水分進行除濕，把凝結水帶走；第二，在特定的絕對濕度情況下，利用干空氣將客艙向頂部散失的水分帶走，保證不產生結露。

2.1基于除去既有凝結水的計算

在此需求中，干燥系統應該具備將上述中由于空中溫度的降低所產生的冷凝水全部帶走的能力：

因此有除濕需求：

ΔmH2O=mH2Oground-mH2Ocruise

(25)

τ為典型巡航時間。

2.2基于保證客艙散失水分不產生結露的計算

保證客艙散失水分不產生結露的目的在于在已經不存在冷凝水的前提下，保證頂部區域(絕熱隔聲層)不產生新的冷凝水。

干燥空氣并不改變空間內的溫度分布，換言之干燥機理不是通過溫升增大頂部區域空氣的含濕能力。

由上文分析可知，巡航狀態下客艙頂部區域全部水分以氣相存在，濕度為飽和濕度狀態；又外層空氣溫度很低，濕度很小，因此即使是飛機蒙皮的凝結水也會最終在絕熱隔聲層上，因此假設干燥是通過保溫達到的，高溫的干燥空氣應該具備將絕熱隔聲層中和內層空氣加溫到Tbut的能力，亦即有換熱關系：

Q為相應下標的熱量：

τunqiueQmtCair(Tgenerator)ΔTairgenerator=∑mdampi

CdampiΔTdampi+mairheatcair(T)ΔTairinside

τunique為單位時間，用于達到量綱的平衡。

i為1，2或inside。

外層空氣密度和體積均遠小于內層，兩層絕熱隔聲層的相關參數在本文中僅傳熱系數不同，基于保溫的計算中又不涉及相關參數，因此有：

τuniqueQmtCair(Tgenerator)(Tgenerator-Tbutgenerator)

+mairheatcair(Tairinside)(Tbutairinside-Tairinside)

τuniqueQmt?mairheat?

因此有：

ΔTi?1,i=內層空氣，絕熱隔聲層

因此在除濕的基礎上進行保溫只是狹義的保溫，亦即保證客艙滲入的水分在進入絕熱隔聲層前仍然有足夠的高溫(高于露點溫度)氣體將其帶走：

以最嚴酷情況進行估計，即帶走濕氣的空氣最終都是在絕熱隔聲層內層附近將水分帶走的，該溫度應該：

Tbutreal≥T4, 且

進一步得到HAsat(Tbutreal)

帶走水量和滲入水量的平衡有：

mairheageneratortHAsat(Tbutreal)=QmtHAsat(Tbutreal)

聯立可得Qmt。

2.3 干燥空氣總需求量的計算

3 算例驗證

為驗證模型的準確性，本文根據實際參數進行了計算，計算過程如下：

假設某大型客機全經濟艙布局440人，空勤人員客艙11人，駕駛艙3人，蒸發量分別為0.065和0.165kg/(h·人)。

客艙長度Leff=48 500mm；客艙容積Vcabin=537.75m3；飛機上內壁半徑R=2 960mm，從外到內絕熱隔聲層厚度分別為50.8mm和12.7mm，絕熱隔聲層材料為A級材料：

比熱cdamp=0.19cal/(g·℃)

密度ρdamp=6.73kg/m3

經計算客艙頂部有效面積約,2.5612m2，目前假設為85%，可得客艙頂部空氣總體積為105.585m3。

飛機UA值假設為840W/K，H一般為13W/(m2·℃)左右，客艙溫度選擇艙典型設計溫度Tcabin=24℃=297.15K，海平面大氣溫度T0=288.15K=15℃，平均溫度直減率α=0.006 5℃/m=0.006 5K/m，空中冷天最低溫度Tamb=-70℃=203.15K，典型設計巡航高度hcruise=43 000ft=13 106.4m，典型巡航速度Ma=0.85。

根據溫度計算模型有：

Tskin=229.57K=-43.58℃

Tinsidewall=291.80K=18.65℃

T4?280.14K=6.99℃

T1?234.23=-38.91℃

各層溫度的差值也證明了絕熱隔聲層是客艙頂部的主要熱阻。

一些基本的物理量：ρ0= 1.225kg/m3；g ≈ 9.81m/s2；R ≈ 287J/kg/K，hcpcs為巡航階段座艙壓力高度，取hcpcs=6 000ft=1 828.8m，地面熱天的考慮以標準海平面溫度+23℃和濕度45%進行計算。飛機過站時間在35～60min之間，典型過站時間56.4min，假設(可以)將飛機完全浸潤通過含濕模型，比較巡航狀態可容納的氣相水和區域中地面浸潤后的含水量，有：

因此即便不考慮乘客水分向空中的散失，同時假設內層空氣溫度都以壁面溫度計，如果不加裝干燥裝置，飛機在巡航狀態也會不斷在內層空氣中析出冷凝水。

事實上，通過計算可知，同上文工況，即使地面濕度20%的熱天也會造成冷凝水的析出，因此干燥裝置的加裝是十分必要的。

基于除去既有凝結水的計算中，正常情況下單位時間內的單位時間內的干燥空氣量遠小于頂部空氣總量，且前者密度小于后者密度，因此除濕過程不考慮其對溫度的影響(事實上也幾乎沒有影響，2.2節中ΔTi?1的分析也證明了該論斷的準確性，HAsat(T)中的T依然取Tinsidewall為即保證巡航階段頂層空氣最大含濕能力最樂觀估計，HAgenerator為經過處理的干燥空氣，濕度遠小于HAsat(T)，因此

HAset(T)?

聯立可得Qex：

Qex=0.002 82kg/s

換算成體積流量為2.757 4l/s

基于保證客艙散失水分不產生結露的計算中，對干燥空氣有：Tgenerator<110℃,入口溫度，出口溫降后小于60℃。

查詢干空氣的主要物理參數表可知cair在110℃時約為1.024kJ/(kg*K)：

以最嚴酷情況進行估計，即帶走濕氣的空氣最終都是在絕熱隔聲層內層附近將水分帶走的，該溫度應該：

Tbutreal≥T4,且

因此此處取：

Tbutreal?7℃

HAsat(Tbutreal)=0.006 203 8kg/kg

聯立有：

Qmt=0.136 2kg/s

換算成體積流量為152.50l/s

Qtotal=Qex+Qmt=176.258 4 l/s

附注，該流量重新帶入模型可得：

ΔTi?1

同樣計算過程還得出，對于大型商用客機Qex?Qmt,干燥系統干空氣量。

目前在役機型使用的干燥系統均使用轉輪除濕型干燥組件，該干燥組件聲明流量約90l/s。

即算例中的大型客機需要加裝兩套干燥系統，該算例中各參數選擇與現役某型寬體客機極為近似，該型號客機干燥系統作為選裝件，但是所有架次均有加裝，加裝數量兩套。

4 結論

本文利用建模計算方法對客機干燥系統加裝與否的必要性進行探討，并通過現有機型的調查得出模型的有效性，得出如下結論：

1)為了避免客艙頂部產生凝結水影響飛機運行重量等，大型客機需要加裝干燥系統。

2)即干燥系統更多的是用于防止客艙散失的水分在客艙頂部的凝結。

[1] 沈維道，蔣智敏，童鈞耕合編.工程熱力學[M].北京：高等教育出版社，2003.

[2] 壽榮中，何慧姍編著.飛機環境控制[M].北京：北京航空航天大學出版社，2004.

[3]SAE-ARP85E,AirConditioningSystemsforSubsonicAirplanes[S]. 2006.06.

Design of Dehumidification System
for Civil Aircraft

Based on modeling and analysis, this paper applies for achieving requirement analysis and proposal design for dehumidification system of civil aircraft. Firstly, geological and thermal transfer models are set up based on cabin vertical section. Secondly, relationship between saturated humidity and temperature is analyzed to capture dehumidification requirement. Thirdly, comparing requirement and relative parameters on typical aircraft cruise condition, dehumidification system design is proposed. Lastly, the quantities of components applied on real aircraft, analysis and design rationality is demonstrated.

civil aircraft; dehumidification system; analytical design; humidity

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.02.016

V216.5

A

郭天鵬 男，碩士，工程師。主要研究方向：民用飛機濕度控制系統、民機噪聲等；E-mail：guotianpeng@comac.cc

孫學德 男，碩士，高工。主要研究方向：民機噪聲、民機通風系統設計、低壓管路、濕度控制等；E-mail：sunxuede@comac.cc

汪光文 男，博士，高工。主要研究方向：民用飛機空調系統、座艙舒適性、通風系統等；E-mail：wangguangwen@comac.cc