飛機蒙皮與內飾組合結構熱阻預測方法研究

張肖肖 趙旭升 秦強 叢琳華

摘要：針對由蒙皮、隔熱層、空氣層、內飾板組成的組合結構，本文提出了利用隔熱層等單一成分的少量試驗實測數據計算其整體等效熱阻的預測方法。該方法采用“熱流微調、溫度逼近”的計算思路，將組合結構沿厚度方向離散化，調整熱流計算平衡溫度，同時能夠進行考慮界面接觸熱阻以及隔熱層含水情況下的組合結構熱阻計算。采用“實測熱流、雙向逼近”的方法來計算包含了空氣傳導、對流與上下界面間輻射傳熱效應的空氣層熱導率。單一成分熱阻的預測值與實測數據相比十分接近，組合結構的預測值規律性良好。

關鍵詞：組合結構；熱阻；預測方法；飛機內飾；隔熱層

中圖分類號：V250.2文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.06.006

飛機內飾是飛機客艙的重要組成部分，沿客艙側壁截面從外到內分別為蒙皮、隔熱層、內飾板，以及空氣間隙組成的組合結構，如圖1所示。該組合結構在客艙隔熱降噪中發揮著重要作用，其整體等效熱阻在民機客艙溫度場分析和環控相關系統設計中是十分重要的輸入參數。

近年來，關于“蒙皮+隔熱層+內飾板”的組合結構的研究更多集中在客艙熱載荷和溫度場計算中，在對組合結構建模時通常對組合結構傳熱參數的處理方式分為以下幾種：（1）直接將壁面作為絕熱邊界處理[1]；（2）將組合結構傳熱特性進行整體簡化處理，如參考文獻[2]和文獻[3]中分別直接采用Us、Udoor作為通過蒙皮與隔熱層等組合結構的單位面積傳熱系數，未說明數據來源；（3）采用各成分相關物性參數進行仿真分析，如參考文獻[4]～文獻[8]中分別建立了包含蒙皮、隔熱層、空氣層或內飾板熱導率參數的理論分析模型，直接使用各成分的數據進行計算，并且不考慮熱導率隨溫度的變化；（4）采用串聯或并聯模型根據各成分物性參數計算出組合結構的等效參數，如參考文獻[9]中采用串聯法推導了側壁含隔框、含桁條、不含隔框和桁條三部分等效熱導率與蒙皮、隔熱層、空氣層、內飾板等各成分的熱導率的關系式，采用并聯法推導了當隔框與桁條剖面不在一個平面時的側壁組合結構等效熱導率，參考文獻[10]和文獻[11]中也采用了串聯模型來表示組合結構的傳熱系數，但是這些研究中計算得到的組合結構等效熱導率都是定值，沒有涉及如何利用單一成分的物性參數來預測組合結構在特定溫度邊界下的等效熱導率。

在單獨對組合結構溫度分布的數值計算研究[12-13]中，一般假設物性參數不隨溫度變化，而實際當中物性參數隨溫度變化顯著。總體而言，目前對內飾板、隔熱層和組合結構不同溫度下的隔熱性能測試和相關預測研究開展較少。試驗測試是獲取蒙皮材料、隔熱層、內飾板等單一成分以及相應組合結構的熱導率與熱阻的有效手段，但存在試驗件制造成本高、測試周期長、對測試硬件條件依賴度高等問題，并且對于新的溫度工況、新的結構組成仍然需要重新測試，不能滿足結構設計的快速需求，因此需要研究通過少量試驗數據來計算飛機蒙皮與內飾組合結構整體等效熱阻的預測方法。

本文擬將單一成分少量熱導率測試結果擬合得到熱導率隨溫度變化函數，之后將組合結構沿厚度方向離散化，假定初始平衡熱流值，利用傅里葉穩態傳熱定律計算沿厚度方向各節點溫度，逐步調整熱流水平直至下邊界溫度達到給定值，利用此時的平衡熱流與冷熱端溫度即可計算得到當前條件下的熱阻值。

1測試對象

測試對象包括蒙皮復材試驗件、內飾板、隔熱層和組合結構，試驗件照片如圖2所示。蒙皮復材試驗件平面尺寸為10mm×10mm，厚度2～6mm不等，測試方法為閃光法，測試裝置為激光導熱儀。內飾板為復材蜂窩夾層結構，厚度為10mm左右。隔熱層試驗件由內部隔熱棉和外部包覆層組成，隔熱棉厚度為50.8mm。組合結構由復材蒙皮、隔熱層、內飾板組成，總高度為130mm左右，四周采用復材支架維持結構高度，采用彈性繃帶維持隔熱層壓縮量和空氣層高度。內飾板、隔熱層和組合結構熱阻的測試方法為防護熱板法，測試裝置為采用防護熱板法設計的樣品尺寸為500mm×500mm的熱阻測試儀（見圖3）。

內飾板包括三種測試工況，熱端溫度分別為44℃、34℃和25℃，冷端溫度分別為24℃、14℃和5℃。隔熱層包括三種測試工況，一端溫度恒為24℃，另一端溫度分別為80℃、5℃和-55℃，測試時壓縮量為25%。組合結構包括5種測試工況，內飾板一側溫度恒為24℃，蒙皮一側溫度分別為80℃、50℃、5℃、-25℃和-55℃。

2熱阻計算方法

2.1單一成分與組合結構熱阻計算

參考有限元方法中的結構離散化處理方式與材料參數插值計算以及穩態傳熱迭代計算原理，將節點溫度整體求解更改為按照節點順序逐個求解，建立的單一成分熱阻預測的計算思路如圖4和圖5所示。首先根據測試得到的單一成分如內飾板、隔熱棉的熱導率數據，擬合出熱導率隨溫度變化的函數關系式λ=f （T）。將待預測的試驗件沿厚度方向分為很多薄層，每一層存在兩個節點，每一層的熱導率通過取其中一個節點溫度代入函數關系式求得，如首層熱導率為取自熱端溫度Th計算得到的f（Th），依此類推。初始熱流密度q取一極小值，由于Th、f（Th）、q和薄層厚度d1已知，可以根據傅里葉傳熱定律求得該層另一節點溫度：

對于蒙皮、內飾板、隔熱層、空氣層熱阻計算均采用這一思路。其中計算多層疊加狀態下的隔熱層熱阻時，只需通過將上一層隔熱層得到的Tn作為下一層隔熱層的Th繼續向下計算，比較最底層隔熱層的Tn與冷端溫度的差距來調節熱流大小即可。

對于組合結構，其熱阻計算原理與上述單一成分熱阻計算方法相同，將前一成分的Tn作為下一成分的Th，如蒙皮下表面的溫度作為隔熱層上表面的溫度、隔熱層下表面的溫度作為空氣層上表面的溫度、空氣層下表面的溫度作為內飾板上表面的溫度，依次進行上述計算過程，進而完成從蒙皮至內飾板的節點溫度求解。

2.2層間接觸熱阻處理

2.3空氣層熱導率處理

對于空氣層熱導率的取值，可采用兩種方式：一種是使用參考文獻[14]附錄5中大氣壓力下干空氣的熱物理性質中的數據，將其擬合為空氣熱導率隨溫度變化的函數關系式λ=f（T），典型溫度范圍內的數據見表1；另一種方法是考慮到實際組合結構中空氣層的傳熱方式為包含了空氣傳導、空氣對流，以及隔熱層下表面與內飾板上表面之間輻射換熱的綜合換熱，將單一成分的測試數據與組合結構的測試數據關聯起來，如圖6所示，利用單一成分的熱導率隨溫度變化的函數關系式λ=f（T）、組合結構測試得到熱流密度q，同樣采用上述方法進行計算，從蒙皮一側計算至隔熱層下表面，得到空氣層一側的溫度Ta1，再從內飾板底面計算至內飾板與空氣層接觸一側的表面，得到空氣層另一側的溫度Ta2，這樣便得到空氣層在熱流密度為q、厚度為d、上下表面溫度分別為Ta1和Ta2的穩態傳熱情況，可計算得到空氣層在平均溫度為（Ta1+ Ta2）/2時的熱導率。按照此方法將所有數據計算一遍之后便得到一組空氣在不同溫度下的熱導率數據，再將其擬合為空氣熱導率隨溫度變化的函數關系式λ=f（T）。得到空氣層熱導率后，其熱阻計算過程與上述方法沒有區別。

3預測精度分析

4組合結構熱阻測試影響因素與預測結果

測試中發現相較于內飾板和隔熱層熱阻隨溫度變化的良好規律性，組合結構熱阻測試結果的規律性較差。分析影響其測試因素如下：

（1）蒙皮復材的固化變形

受制造工藝影響，組合結構的蒙皮復材板具有一定程度的固化變形（一側內凹，一側外凸），影響蒙皮與防護熱板裝置中面板的接觸狀態（見圖7），進而影響二者間的接觸傳熱。

（2）組合結構中的空氣層

如圖8所示，空氣為流體，測試過程中空氣層的傳熱方式為傳導與對流的耦合，并且傳熱的劇烈程度跟冷熱板的上下相對位置直接相關，熱板在上時，內部傳熱為傳導為主，而熱板在下時，內部傳熱表現為對流與傳導共同作用，而對流作用可能占主導地位。對于同樣冷熱邊界的測試，熱板在下方時對流換熱要比熱板在上方時更為明顯。同時由于間隙的存在，空氣層兩側隔熱層和內飾板界面之間還存在輻射傳熱。因此，空氣層內部的傳熱過程較為復雜，影響因素較多。

（3）隔熱層的褶皺狀態

隔熱層質地柔軟，承壓能力較弱，并且內部隔熱棉回彈性差，因此其壓縮量與壓力之間沒有規律性的關系，測試只能采用厚度控制。其表面包覆層容易發生褶皺，會對隔熱層與復材蒙皮之間的接觸狀態產生影響，內部隔熱棉也容易發生褶皺，同樣影響包覆層與隔熱棉之間的接觸傳熱。

（4）測試工況與試驗件熱阻的匹配性

熱導率測試中試驗件厚度不易過厚，對于較厚的試驗件，冷熱端溫差應相應地增大。而組合結構作為測試中厚度最大、熱阻最大的試驗件，5℃工況中冷熱端溫度僅相差19℃，所需的平衡熱流較小，并且熱端溫度24℃又接近室溫，難以使熱板中發熱元件達到較穩定的較大加熱功率狀態，影響了測試結果的穩定程度和精度。

綜合上述組合結構件存在的諸多因素，導致其與防護熱板法要求的測試模型相距甚遠，并且難以定量評估這些因素的綜合影響程度。因此，采用蒙皮、隔熱層、內飾板等單一成分的測試結果，按照理想的測試模型，利用組合結構熱阻預測方法來預測其熱阻值，可能比通過現有試驗件獲得的實測值更能接近理論的熱阻值。圖9和圖10為由鋪層順序為[45/-45/45/90/0/-45/0]s的復材蒙皮、兩層壓縮量為25%的50.8mm隔熱層、41mm空氣層、10mm內飾板組成的總高度約130mm的組合結構的熱阻預測值和平衡熱流預測值隨冷熱端平均溫度變化曲線，各測試工況的平均溫度分別為-15.5℃（-55℃工況）、-0.5℃（-25℃工況）、14.5℃（5℃工況）、37℃（50℃工況）、52℃（80℃工況）。可以看到直接根據單一成分熱阻的實測值獲取組合結構熱阻的預測值隨平均溫度升高而下降，平衡熱流的預測值與冷熱端溫差大小呈現正相關、與熱阻大小呈現負相關，兩種預測值的規律性良好，說明該預測方法可以滿足設計需求。

5結論

針對飛機蒙皮、隔熱層、空氣層、內飾板組成的組合結構，提出了整體等效熱阻的預測方法，進行了相應的試驗測試與預測精度分析，得到了以下結論：

（1）采用“熱流微調、溫度逼近”的預測方法，能夠通過單一成分的少量實測數據計算得到組合結構等效熱阻。經對比驗證，單一成分熱阻的預測值與實測數據相比十分接近，組合結構的預測值規律性良好。

（2）組合結構中空氣層的傳熱包含了空氣傳導、空氣對流以及隔熱層下表面與內飾板上表面之間輻射換熱的綜合效應，可以采用“實測熱流、雙向逼近”的方法來計算考慮上述效應在內的等效熱導率。

（3）受組合結構件自身因素影響，準確測試其熱阻存在一定問題。采用蒙皮、隔熱層、內飾板等單一成分的測試結果，利用組合結構熱阻預測方法來預測其熱阻值，可能比通過試驗測試獲得的實測值更能接近理論的熱阻值。

參考文獻

[1]楊文強，張翠峰，張冕.大型飛機客艙氣流組織分析及優化設計[J].航空科學技術， 2017， 28（6）： 15-20. Yang Wenqiang， Zhang Cuifeng， Zhang Mian. Analysis and design optimization of airflow distribution for large aircraft cabin[J]. Aeronautical Science & Technology， 2017， 28（6）： 15-20.（in Chinese）

[2]袁建新，劉牧.通風失效后民用飛機EE艙溫度計算研究[J].民用飛機設計與研究， 2015（2）： 60-62. Yuan Jianxin， Liu Mu. Temperature calculation of civil aircraft EE bay after ventilation failed[J]. Civil Aircraft Design and Research， 2015 （2）： 60-62.（in Chinese）

[3]楊智，程湛.民用飛機客艙艙門區域溫度控制研究[J].民用飛機設計與研究， 2013（3）： 46-48. Yang Zhi， Cheng Zhan. Research on the temperature control of the cabin door area for civil aircraft[J]. Civil Aircraft Design and Research， 2013（3）： 46-48.（in Chinese）

[4]馬鵬真，張騰飛，王鳳，等.基于內外環境耦合的客機表面溫度的預測[J].建筑熱能通風空調， 2016， 35（7）： 1-6. Ma Pengzhen， Zhang Tengfei， Wang Feng， et al. Prediction of aircraft surface temperatures based on the onboard and outboard coupling[J]. Building Energy & Environment， 2016， 35（7）： 1-6.（in Chinese）

[5]林家泉，張學峰.飛機客艙能耗模型的構建研究[J].中國民航大學學報， 2017， 35（5）： 17-21. Lin Jiaquan， Zhang Xuefeng. Research on energy consumption model of aircraft cabin[J]. Journal of Civil Aviation University of China， 2017， 35（5）： 17-21.（in Chinese）

[6]劉永輝.基于機理的飛機客艙能耗模型研究[D].天津：中國民航大學， 2016. Liu Yonghui. The research of aircraft cabin energy consump- tion model based on mechanism[D]. Tianjin： Civil Aviation University of China， 2016.（in Chinese）

[7]張學峰，林家泉.機客艙內傳熱舒適性調節控制研究[J].計算機仿真， 2017， 34（9）： 79-82. Zhang Xuefeng， Lin Jiaquan. Research on heat transfer comfort regulation control in aircraft cabin[J]. Computer Simulation， 2017， 34（9）： 79-82.（in Chinese）

[8]郭天鵬，孫學德，汪光文.民用飛機干燥系統分析設計[J].民用飛機設計與研究， 2017（2）：100-104. Guo Tianpeng， Sun Xuede， Wang Guangwen. Design of dehumidification system for civil aircraft[J]. Civil Aircraft Design and Research， 2017（2）：100-104.（in Chinese）

[9]安璐.大型客機駕駛艙快速冷卻過程的氣流組織數值模擬及優化[D].天津：天津大學， 2013. AnLu. Numericalsimulationandoptimizationofair distribution in a commercial airplane cockpit during the rapid cooling process[D]. Tianjin： Tianjin University， 2013.（in Chinese）

[10]龔垚.大型客機座艙穩態熱載荷計算[D].南京：南京航空航天大學， 2010. Gong Yao. Air bus steady-state thermal load calculation of the cockpit[D]. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics & Astronautics， 2010.（in Chinese）

[11]周月，張鶴林.電動環控系統優化仿真分析[J].航空科學技術， 2019， 30（6）： 56-61. Zhou Yue， Zhang Helin. Optimization and simulation analysis of electric environmental control system[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019， 30（6）： 56-61.（in Chinese）

[12]蔡宇宏，蔣彥龍，蔡玉飛，等.民機客艙熱載荷的數值計算[J].世界科技研究與發展， 2010， 32（6）： 794-797. Cai Yuhong， Jiang Yanlong， Cai Yufei， et al. Numerical calculation of heat load for civil-aircraft cabin[J]. World Scitech R&D， 2010， 32（6）： 794-797.（in Chinese）

[13]張秋，蔣彥龍，佘陽梓，等.飛機座艙組合結構瞬態溫度分布的數值計算[J].南京航空航天大學學報， 2010， 42（4）： 466-471. Zhang Qiu， Jiang Yanlong， She Yangzi， et al. Numerical calculation of transient temperature distribution of civil-aircraft cabin[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics， 2010， 42（4）： 466-471.（in Chinese）

[14]楊世銘，陶文銓.傳熱學[M]. 4版.北京：高等教育出版社， 2006. Yang Shiming， Tao Wenquan. Heat transfer[M]. 4th Edition. Beijing： Higher Education Press， 2006.（in Chinese）

（責任編輯皮衛東）

The Prediction Method for the Thermal Resistance of the Assembled Structure Made of the Skin and the Interior

Zhang Xiaoxiao，Zhao Xusheng，Qin Qiang，Cong Linhua Aircraft Strength Research Institute of China，Xian 710065，China

Abstract： With small amount of test data of single compositon like the thermal insulation layer， a prediction method for the equivalent thermal resistance of the assembled sructure made of the skin， thermal insulaiton layer， air layer and the interior was presented.The assembled structure was discrete in thickness orientation and the equilibrium temperature was calculated with the modulated heat flux under the algorithm of "modulating heat flux slightly， approaching equilibrium temperature closely". The equivalent thermal resistance considering the thermal contact resistance and the thermal resistance of the thermal insulation layer with some extent of water could be also calculated. The thermal conductivity of the air layer considering thermal conduction， convection and radiation between its upper and lower surface was calculated by the algorithm of "approaching from both sides with the test heat flux". The predicted value of the thermal resistance of the single composition was quite close to the test data， and the predicted value of the thermal resistance of the assembled structure was good in orderliness.

Key Words： assembled structure； thermal resistance； prediction method； aircraft interior； thermal insulation layer