【主编特邀】——大型客机座舱空气环境质量研究大型客机座舱空调通风实验平台搭建及实验研究

刘俊杰，李建民，李 斐，沈 忱

(1. 天津大学环境科学与工程学院，天津 300072；2. 铁道第三勘察设计院集团有限公司，天津 300251)

近年来，随着全球化进程的加快，越来越多的人以飞机作为出行方式．乘客的年龄跨度也从婴儿到老人变得越来越广泛．据报道，在 2000年，有 16亿5千万名乘客选择飞机作为出行方式，预计这个数字到2015年会增长4.4%[1]．但是，乘客对于机舱空气品质以及机舱热舒适的投诉也时有发生，据调查，国际航班中有一半的乘客感到不舒适[2]．另外，近年来大型传染病(SARS、H1N1等)在世界范围内爆发也都被发现与飞机内的机舱环境有关．Olsen等[3]2003年报道一个从香港飞往北京的航班的120名乘客中有22名感染了SARS，因此，如何创造一个舒适、无空气污染的机舱环境就成为关键的科学问题．座舱空调通风不仅满足乘客的热舒适需要，而且气流是空气污染物传播的媒介，限制污染物的传播需要合理调节机舱内通风气流运动形式．而飞机中为机舱提供空调通风气流的是环境控制系统(environment control system，ECS)．因此，为设计出更好的环控系统气流组织，需要研究真实巡航状态下飞机座舱内空气流场、温度场和污染物浓度场的分布．

目前，研究座舱通风气流组织的主要方法包括实验和计算流体力学(CFD)模拟两种方法[4]．其中实验测量方法虽然耗时费力，但却是最可靠的研究方式；CFD模拟省时省力，但需要精确的几何模型和高精度的边界条件进行模拟以及高精度实验数据进行验证．因此，营造一个真实、功能齐全、几何尺寸精确、边界条件稳定的座舱环境实验平台对于获取完整的座舱气流实验数据、提高数据的可信度和准确度，为CFD模拟提供精确的边界条件和验证数据是非常有必要的．

从世界范围来看，目前大型客机座舱实验平台主要分为两类，即仿真模拟座舱和真实飞机机舱的一部分或全部．Garner等[5]在一架波音 B747飞机的一段舱中进行了流场测量实验，测量过程中为了方便，机舱为没有座椅的空舱，这显然与真实完整的飞机满员飞行状态差异很大，因此他们的实验结果实用性不高．Lin 等[6]在机舱模型等温空舱工况下进行测量，这和真实机舱满员工况有很大差别．Zhang 等[7]在一个4排、双过道机舱模型中对流场和污染物分布进行了测量．由于模型机舱过短以及不标准的送风口造成机舱气流组织非常复杂不能代表实际机舱中的气流组织形式．Kühn 等[8]在空客 A380中对流场和温度场分布测量了有限的数据，也没有提供详细的热边界条件，这很难和 CFD模拟结果进行对比．类似的相关研究还有 Mizuno 等[9]和 Rosenstiel 等[10]在全尺寸机舱模型空舱工况下，Poussou 等[11]在小比例充水模型中，Müller 等[12]和 Bosbach 等[13]分别在空客A340 和 A380 中，Sun 等[14]、Zhang 等[15]、Yan 等[16]和 Zitek 等[17]在波音 767机舱模型中进行相关的实验．从上述前人研究中可以看出，大部分实验都是在仿真模拟座舱或飞机的一部分中进行的，而且没有发动机、辅助动力系统(auxiliary power unit，APU)等．从测量结果可以看出，机舱模型有很强的末端效应，而且应用机舱模型实验，没有考虑加热假人或座椅以及环控系统的影响，机舱内的气流模式和真实客机座舱气流模式有很大差别．因此，为得到可靠的高质量数据来研究真实客机座舱中的流场、温度场和污染物浓度场分布以及传播规律，保证座舱几何尺寸及环控系统的真实性和完整性，采用整架飞机的完整座舱作为实验平台是最好的选择．

飞机送风条缝射流速度大小和方向对于研究机舱内流场、污染物传播以及 CFD模拟至关重要．目前，测量飞机送风条缝速度边界条件的仪器有热线风速仪、热球风速仪(hot-sphere anemometer，HSA)、粒子成像测速仪(particle image velocimetry，PIV)和超声波风速仪(ultrasonic anemometer，UA)．Zhang等[7]利用热球风速仪对一机舱模型送风条缝风速进行测量，但没有获得准确的速度角度．Günther 等[18]利用 PIV测量一机舱模型空舱速度边界，由于过于简化，得到的速度边界没有实际用处．Zhang 等[19]利用粒子条纹测速仪(particle streak velocimetry，PSV)测量一5排机舱模型的送风边界条件，由于边界对光的反射以及固定的曝光时间，在送风边界处测量到很少的速度信息．综上所述，对于机舱送风边界条件测量面临着空间狭窄、定位复杂、送风条缝尺寸小和对测量仪器传感器尺寸要求高等问题．因此，寻找新方法获得真实客机座舱准确送风条缝速度边界条件至关重要.

本研究以一架退役但功能完备的MD-82飞机建立了一个大型客机座舱环境实验平台．首先，通过设计地面空调车，提供准确、稳定的速度边界条件．然后，通过外敷保温层和铝箔，内部放入发热假人模型提供机舱内部准确、稳定的温度边界条件．最后，结合多种测量技术，热球风速仪测出风速度大小，超声波风速仪测量速度方向，同时利用热成像技术获得条缝送风口及内壁面准确的边界条件．在此基础上，利用此实验平台，可以系统测量座舱不同位置上的非定常风速分布、温度分布、示踪气体浓度分布和不同粒径的颗粒物浓度时空分布，为 CFD模拟计算模型的验证提供基础数据．

1 实验平台组成

1.1 MD-82飞机简介

MD-82飞机是美国麦克唐纳&道格拉斯飞机制造公司研制生产的中短程运输机中的主力机型．本实验用的MD-82飞机1990年制造，由中国南方航空公司进行商业运作到 2009年，目前停放于天津机场旁边的中国民航大学停机坪内．飞机最大载客数为142，最大起飞质量为 67.812,t．客机使用寿命一般为50年，MD-82客机目前在中国市场已经退役，但是在美国等其他国家仍在大量使用．

MD-82飞机的外观如图 1所示，飞机座舱平面示意、经济舱内部结构及送风形式分别如图 2(a)、2(b)和 2(c)所示．MD-82飞机座舱的尺寸为27.79,m(长)×2.91,m(宽)×2.04,m(高)，单通道，分成头等舱和经济舱两部分，共计 142个座位．客舱(包括头等舱和经济舱)送风口分为送风格栅和个性送风口(如图3所示)，送风格栅沿机舱左右两侧对称分布，每侧有上下两排，个性送风口每个座位配备一个，位于行李箱下部．整体通风形式为混合(mixing)通风形式，空调气流由壁面两侧的格栅风口或个性送风口进入舱内，再由位于壁面下方、靠近客舱地板的格栅回风口流出．

图2 飞机座舱平面示意Fig.2 Layout of the aircraft cabin in MD-82

图3 MD-82飞机送风口形式Fig.3 Forms of the MD-82 outlet

1.2 座舱通风空调系统设计

为机舱通风供气源有3种形式：发动机运行带动客机自身的环控系统运行送风、辅助动力系统(APU)运行带动自身环控系统运行送风和外接地面空调车(ground air-conditioning cart，GAC)送风．MD-82 飞机自身的环控系统功能完备，这对于地面气源供气方式的顺利实现至关重要．图 4给出了 3种供气方式送风气流流程．从图中可以看出，3种供气方式最终都经由混合箱和冷空气干管送入机舱．混合箱连接的送风管道分为2个管道，一管道送气到驾驶舱送风格栅，另一管道送气到旅客舱送风格栅，冷空气干管连接的个性送风口的气流不经由混合箱直接送入机舱．3种供气方式可以实现相同的供气效果．实验平台在运行时，格栅送风均处于开启状态，个性送风可选择开闭，用以将来研究个性送风对机舱流场、温度场等的影响．

图4 MD-82客机座舱空调送风气流流程Fig.4 Airflow diagram of air-conditioning system in the MD-82 aircraft cabin

按照 ASHRAE 161—2007[20]标准的要求，飞机理想座舱送风量需要达到 9.4,L/(s·人)，飞机最小送风量也需达到 7.1,L/(s·人)，对于 MD-82飞机而言即送风量至少需要 3,757,m3/h．座舱内部空气温度需要控制在18.3,～23.9,℃之间．

为了达到上述要求，可以开启飞机发动机进行引气，这最能接近真实飞机巡航状态下客舱内的空气流动情况，但是由于发动机引气工况在地面停机状态下实现起来操作难度较高，对非专业人员要求过高，且耗油量过大，因此在实验中不作为重点研究．

飞机的辅助动力单元(APU)是一台离心涡轮发动机和有关发电设备．飞机在地面上起飞前，由APU供电来启动主发动机，从而不需依靠地面电、气源车来发动飞机．在地面时 APU提供电力和压缩空气，保证客舱和驾驶舱内的照明和空调．APU送风经实验结果验证，发现送风温度控制范围有限，而且送风量过低，仅有 1,053,m3/h(即 2,L/(s·人))，远远低于理想要求的机舱内送风量(9.4,L/(s·人))，所以无论是风量还是送风温度控制精度，APU供气模式都无法满足实验要求．

鉴于上述两种供气模式均不满足要求，本研究专门设计并调试成功一台移动式地面空调机组(GAC)．根据地面运行状态下客机座舱空调负荷计算确定夏季的最大制冷量为 106.8,kW，冬季最大制热量为 78,kW，地面空调车可以全年运行．空调送风温度范围为 8～26,℃．夏季制冷模式为集中式空调系统将空气降温除湿之后再辅以电加热再热调节送风温度，制冷剂采用 R22，采用空气冷却．冬季制热模式为无级电加热器等湿加热，即将室外空气直接加热至所需的温度进行送风．图 5展示了空调系统的设备原理，图中显示有 4台压缩机(3台变频压缩机及 1台定频压缩机)和加热器，通过这 4台压缩机PID和加热器的占空比调节，实现全年室外温度不断变化时空调送风温度的恒定．本文采用的 GAC为全新风送风方式，总送风量为 4,914,m3/h，满足最小送风量3,757,m3/h的要求．

图5 地面式空调机组设备原理Fig.5 Schematic of GAC

1.3 座舱保温层及假人发热系统设计

本实验台建立的目的是为了模拟真实飞机停放在地面候机状态和巡航状态下飞机座舱的气流模式．飞机飞行时表面蒙皮受到高速气流摩擦的影响，与室外温度有很大差别．而且飞机飞行海拔高度非常高，与室外接触的环境空气温度非常低，根据天津四季气温统计情况，只有在冬季时，天津地区室外空气平均温度约为-9.6,℃，地面停放的飞机的外蒙皮表面温度接近飞机实际高空(距地面 5,000～8,000,m)巡航状态下外蒙皮表面温度．而夏季显然无法模拟真实飞行状态下的室外温度环境．因此在实验过程中，设定冬季实验来模拟真实飞行时的飞机座舱气流状态，而在夏季则模拟的是飞机停放于地面起飞前的座舱气流状态．

另外，该平台直接暴露在室外环境中，受室外太阳辐射和日气温逐时变化的影响．天津室外最大季节日平均温差达到 33,℃，最大地面太阳辐射强度达到 919,W/m[21]，实验时间内一天最大温差为 10,℃.飞机座舱内壁面的温度会有较大的变化，无法保证座舱稳定的热边界条件，这种情况下测量的座舱流场、温度场和浓度场实验数据很难保证准确性、稳定性和重复性的质量要求．因此，本研究在飞机蒙皮的外表面覆盖了两层保温材料并在保温层外窗户所在位置覆盖铝箔以确保在座舱内空调送风的条件下飞机座舱窗户和壁面温度不受室外日逐时气温变化和太阳辐射影响而改变，以更加贴近稳态的实验状态．保温材料是闭孔海绵，其热扩散率为 1.90×10-7,m2/s，每层的厚度为 3,cm，保温后 MD-82飞机如图 6所示．图 7显示了室外气温、座舱送风和壁面温度在2013年某一日内的测量结果，实验结果证明，在单个实验日里空调车的送风温度和机舱壁面温度在9:00—18:00没有出现较大的温度变化，通过 PID调节电加热的方法可以将送风温度控制在每个实验日内±0.3,K，通过外敷保温材料，机舱壁面温度变化在±0.5,K以内，从而保证机舱稳定的热边界和速度边界条件．由于季节日平均温差太大，壁面温度将会有较大偏差，测量结果将不属于同一工况．天津大学沈忱[22]通过连续测量和一维非稳态导热模型模拟表明连续两个月内机舱壁面温度变化在±1,K以内，可认为是同一热边界条件，因此一个实验工况的实验应在2个月内完成，机舱内的气流分布必须在满舱工况下研究才有意义．由于雇佣大量实验人员导致每个人在性别、高矮、体重和发热量都不同，而且不安全，条件不可控，需要高昂的资金支撑，故普遍使用假人模型来代替真人进行实验．暖体假人在过去半个世纪经历了很大的发展和创新．Zhang等[7]和Zhang等[23]利用简化了的金属盒子代替真人，将电灯放入金属盒子中来模拟真人发热．Tanabe 等[24]和Yang[25]利用时尚服装假人模型代替真人，假人模型表面被发热电阻丝缠绕来模拟真人发热．Fan等[26]甚至利用可以呼吸和出汗的假人模型，但是非常昂贵.

图6 外蒙皮保温后的MD-82飞机实验平台Fig.6 Experimental platform of MD-82 airplane with outer skin insulation

图7 实验平台送风口、壁面温度以及室外温度日变化Fig.7 Diurnal variation of temperature of the platform diffusers，wall and outdoor environment

综合考虑，本研究利用缠有发热电阻丝的假人模型代替真人，如图 8(a)所示．该假人模型坐姿高度为1.28,m，最大宽度为 57,cm，表面总面积为 1.134,m2，与中国人体型较为近似，其表面被发热电阻丝缠绕．根据人体各部位典型发热量分布，假人被分为 6个部分：头部和颈部、躯干、左右胳膊和左右腿部．为模拟机舱中典型乘客发热量，假人模型的理论总发热功率设定为 75,W，根据加热模型各部位发热量不同，缠不同长度的电阻丝．假人模型的发热功率由一台电压调压器控制，同时保证每个假人电阻值之间相差比例在 10%以内．沈忱[22]利用热流计测量假人模型身体各部位发热量，并与 Tanabe裸体假人模型[23]进行了对比，验证了其热量分配的合理性．同时利用热成像仪对假人表面温度进行了拍摄，如图 8(b)所示，假人放在一个 21,℃恒温低风速空间内，从图中可以看出假人表面温度分布非常均匀，且和真实人体温度相似．

图8 机舱中发热假人模型Fig.8 Thermal manikins seated in the cabin

2 实验平台边界条件的测量

对于研究真实客机座舱气流分布和污染物传播以及 CFD模拟初始条件的赋值，准确测量飞机送风边界及壁面热边界条件至关重要．MD-82飞机送风口形式如图3所示，本研究只测量条缝送风口的边界条件，每个条缝送风口有上下两行共 280个条缝，条缝长22,mm、宽3,mm，条缝之间间距为6,mm．

由于条缝尺寸非常小，本研究首先利用体积较小的热球风速仪(HSA)测量条缝送风口速度大小. HAS根据牛顿冷却定律原理，当空气流过风速仪时将传感器冷却，根据感应到的温度测出当时风速．HSA参数如表 1所示，Liu等[27]的研究结果表明，气流沿条缝长度方向均匀射出且HAS传感器与来流方向夹角在15°范围内测量结果准确．因此，测量过程中 HAS尽量平行于条缝射流方向，距离条缝 3,mm，测量条缝中间代表性位置即可．

利用烟迹法研究表明，距离条缝35,mm范围内，条缝送风速度方向不变，因此，利用超声波风速仪(UA)测量气流速度方向．超声波风速仪工作原理是利用超声波时差法来实现风速的测量，即利用超声波在两点之间传播时间变化逆向推导风速，原理公式[20]为

式中：vi为某一轴向速度，i＝x，y，z；t1和 t2分别为某一轴上超声波从发射探头向接受探头传播和反向传播的时间；L为两探头之间距离．UA参数如表 1所示．测量过程中超声波采样点距离条缝15,mm．

表1 热球风速仪和超声波风速仪参数Tab.1 Parameters of HAS and UA

为保证测量结果快速、准确及可重复性，测量时，本研究将多个HSA和UA放于可以水平移动的一维导轨支架上，导轨定位精度为0.1,mm，利用激光标线仪将探头对准每一个条缝，如图9所示．导轨每次移动6,mm，HSA每个位置测量30,s，得到240个数据进行平均作为这一条缝速度大小，UA每个位置测量20,s，3个方向分别得到400个数据，分别进行平均．将每个HSA测得的数据根据UA测得的数据分解为3个方向速度作为最终条缝速度，具体计算公式如下．

HSA所测条缝平均速度为

图9 风口边界条件的测量Fig.9 Measurements of the diffuser boundary condition

式中 vj为条缝某一方向分速度，j＝x，y，z．

从图 10中可以看出两次测量结果重复性非常好，相对偏差在 5%以内．经济舱送风条缝速度分布测量结果如图 11所示，从图中可以看出，机舱内条缝送风速度非常不均匀．为提供精确的送风边界条件，每个条缝速度都需要测量．

同样，由于 MD-82飞机停放于中国民航大学停机坪，处于室外环境，会受到微气候条件如室外温度和太阳辐射等变化的影响，因此获取准确的热边界条件至关重要．本研究采用热成像仪来获取机舱内部的热边界同时使用标准的水银温度计进行校准．热成像仪量程为-40～1,200,℃，在0～100,℃范围内即本研究温度范围测量精度为±1.5,K．与平面垂直方向偏转 60°时，物体红外线发射率急剧降低，热成像仪测量误差急剧增大，同时，拍摄距离越近，测量结果越精确，因此测量过程中拍摄角度尽量垂直靠近于所测平面．由于机舱壁面不是平整的(见图 2(c))，不同位置处材料不同、温度不同，因此本研究将壁面按行李箱、送风口、窗户、回风口以及窗户上壁面和下壁面划分72个网格，如图12网格线所示，每个网格拍摄一幅照片并利用标准水银温度计校准求取平均值．拍摄并校核后的结果如图 12所示，从图中可以看出壁面温度分布均匀，同时由于太阳辐射影响，右壁面温度略高于左壁面温度．

图10 风口可重复性测量Fig.10 Repeatability measurement of the diffusers

图11 经济舱送风条缝速度分布Fig.11 Velocity distribution from the diffuser slots in the economy-class cabin

3 结 语

本文基于真实的MD-82飞机建立了一个研究座舱内气流组织的实验平台．通过采用自主设计的地面空调机组向座舱内供气，可以满足送风量(9.4,L/(s·人))和恒定送风温度(±1,K)要求．该平台直接暴露在室外环境，通过对飞机外表面铺设6,cm厚度的闭孔海绵保温材料，可以保证一天实验测量时间内内壁面温度在±0.5,K范围内波动，创造一个稳态、可靠且可重复的内壁面温度边界条件，降低室外天气变化对机舱内壁面温度的影响．通过设计的一套发热假人模型系统，可以用于模拟真实机舱满员工况．最后，利用热球风速仪和超声波风速仪辅以激光标线仪和一维导轨多测量技术相结合测量速度边界，两次测量结果相对偏差在 5%以内，得到了可靠、准确的速度边界条件，并利用热成像仪获得热边界条件，为CFD模拟提供精确的边界条件．

另外，通过对 MD-82送风条缝速度的测量，送风速度分布非常不均匀，这与飞机环控系统设计成二维且无纵向流动的气流的理想情况不同，这种真实的送风形式在机舱仿真模型中是无法实现的．

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