基于實地測試及數值計算的大型噴漆機庫氣流組織研究

中國航空規劃設計研究總院有限公司 代 丹 劉曉雨 張景林 肖 武 清華大學 王 歡

0 引言

隨著現代民用航空工業的發展，飛機的載客量和尺寸不斷增大，對應的噴涂車間的尺寸也隨之加大。而隨著建筑空間的擴大，在高度方向上由于密度差會引起溫度及污染物濃度分層效應，導致豎直方向上的參數分布不均勻；水平方向上由于空間較大，擴散速度慢，不均勻性更為顯著。這些不利因素對噴涂車間的環境控制提出了更高要求。空調通風系統是噴漆機庫設計的重點，如何有效組織通風氣流，最大限度地控制漆霧擴散并及時將有害物排除，是重要課題。

朱能等人針對大型飛機噴漆機庫通風送風速度確定的問題，通過對對流傳質工況的分析，結合實驗數據得到傳質與風速關系的曲線，認為在飛機噴漆后的干燥過程中，工作區域風速應控制在1 m/s以下[1]。商懿對大型噴漆機庫的通風工程設計與噴漆過程中職業病危害因素控制效果的關系進行了分析，認為大型噴漆機庫具有特殊性，需采取特殊的通風設計，當噴漆處送風風速控制在0.4～1.0 m/s范圍內時，職業病危害因素控制效果較好[2]。Gupton等人提出了噴漆機庫水平層流、下沉氣流、下沉與水平混合流等氣流組織形式，并分別計算了各氣流組織在準備、脫漆、噴漆及干燥階段的冷熱負荷[3]。GB 50671—2011《飛機噴漆機庫設計規范》規定，噴漆機庫采用上送下排的氣流組織，氣流在飛機表面形成覆蓋，將噴漆及褪漆時飛濺的漆霧壓下，由排風地溝經漆霧凈化過濾裝置后排至室外[4]。梁乃正以天津某民航飛機噴漆機庫為例，介紹了噴漆機庫通風系統的氣流組織、空氣處理及控制原理[5]。譚智威分別采用換氣次數法和稀釋通風法，對某飛機噴漆維修機庫防爆通風系統的通風量進行了節能計算[6]。

噴漆機庫作為高大工業建筑，由于送風口與操作面較遠，并且受噴漆操作平臺的影響，實際飛機噴漆機庫控制工作區的風速達到0.25～0.50 m/s存在難度。目前，對于噴漆廠房內流場的實測數據較少，通風氣流組織形式難以得到驗證。因此，針對現有噴漆機庫的運行情況，筆者對大型噴漆機庫空調通風系統進行了實地測量，對風量平衡、送風衰減規律及操作平臺對氣流的影響進行了評估，供同行參考。

1 測試對象及方法

1.1 測試對象

測試分別在北京和成都的2個噴漆機庫中進行，噴漆機型與機庫類型見表1。測試工作包括：機身、機翼和尾翼表面附近氣流均勻性測試；機身沿軸線方向中部氣流方向測試；送風口沿高度方向風速衰減測試。

表1 測試地點及機庫情況

1.2 測試方法

1.2.1測試儀器

噴涂車間影響噴涂的主要因素包括風速和關鍵部位的風向。針對噴漆機庫大廳和尾翼噴漆操作區域，采用技術成熟、操作難度小的熱球風速儀，對機身、機翼、尾翼三大部分周圍的風速進行了測量。熱球風速儀測量風速的范圍分低速(0～5 m/s)、中速(5～40 m/s)、高速(40～100 m/s)，測頭的反應時間短于3 s，測量誤差在±5%(滿量程)以內。受現場測量空間條件和時間的限制，本文只針對風速方向較敏感的機身最高點處采用精度較高的三維超聲波風速儀進行測試。三維超聲波風速儀能提供U、V、W(分別代表x、z、y3個方向)速度分量信息，并且可以進行時均速度和脈動情況的計算，其測量精度為5%測量值±0.05 m/s，頻率能達到50 Hz。在實際測試中，本文采用多次測量取平均值來規避測量誤差。

1.2.2測點布置

1) 機身測點布置。

飛機機身呈細長條狀，機身大部分截面是圓形，因此測點布置時首先考慮在機身長度方向上布置多個截面，然后在截面的不同位置上布置測點。在長度方向上以前起落架位置為基準點，設置了多個測量截面。在每個測量截面上布置了測點1、2、4、5、6、7共6個風速測量點，以及測點3三坐標風速測量點。測點3位于機身中線位置，測點1、5位于舷窗下部，測點6、7位于機腹處，測點2、4位于上機身圓弧的中間位置。受現場測試平臺的限制，測點距離飛機金屬蒙皮的距離為8 cm(即測試中各測點能實現的到達飛機表面最近的距離)。

2) 機翼測點布置。

機翼測點布置沿著其長度方向取A～F 6個截面，測點設置在機翼中線和機翼前沿的位置。左右機翼的測點對稱布置，見圖1。測量時受現場環境的限制不能直接接觸機翼表面，測點距離機翼表面的距離約1 m。

圖1 機翼測點布置圖

3) 尾翼測點布置。

豎直尾翼測點沿著高度方向取A～H 8個截面，在每個截面上沿著水平方向均勻取3個測點，左右豎直尾翼的測點對稱分布，見圖2a。在設置水平尾翼測點時，首先沿著長度方向取A～C 3個截面，再在每個截面沿寬度方向均勻取3個測點，并且左右測點對稱分布，見圖2b。

圖2 尾翼測點布置圖

2 系統風量平衡測試

2.1 氣流均勻性分析

2.1.1機身表面附近氣流均勻性分析

機庫Ⅰ沿機身每隔6 m取1個測試截面，共48個測點，各測點風速如圖3所示。從圖3可以看出，機身整體風速較低，小于0.2 m/s，機身風速分布不均勻，機身左側風速高于右側，機頭和機尾兩側的風速高于機身中部。其中，在機頭處位于機身中部的測點2風速相對較高，而在機尾處位于機身中部的測點6、7風速相對較高。

圖3 機庫Ⅰ機身風速曲線和測試截面

機庫Ⅱ沿機身每隔3 m取1個測試截面，共72個測點，各測點風速如圖4所示。從圖4可以看出，機身風速分布不均勻，機身右側風速波動較大，機頭處風速高于機尾。機身下方的測點由于受到操作平臺的阻擋，風速進一步降低。

圖4 機庫Ⅱ機身風速曲線和測試截面

2.1.2機翼表面附近氣流均勻性分析

對機庫Ⅰ不同截面機翼中線機翼上、下表面附近共24個測點的氣流速度進行了測試，測試結果見圖5。從圖5可以看出，風速分布不均勻，機翼左側風速高于右側，機翼下表面的速度明顯低于上表面。

圖5 機庫Ⅰ機翼風速曲線

機庫Ⅱ機翼風速測點布置在沿長度方向A～F 6個截面上，在每個截面上取機翼上表面中間和機翼后沿共24個測點，測試結果見圖6。從圖6可以看出，機翼附近氣流分布不均勻，機翼中間風速高于后沿。

圖6 機庫Ⅱ機翼風速曲線

2.1.3水平尾翼表面附近氣流均勻性分析

水平尾翼表面測點布置及測試結果分別見圖7、8，從測試結果可以看出，機庫Ⅰ、Ⅱ水平尾翼處氣流均呈現不均勻的分布。機庫Ⅰ由于距離送風口較近，水平尾翼的風速有所提高，但在尾翼根部測點7～12受操作平臺的遮擋風速較低。機庫Ⅱ左、右兩側不均勻性嚴重，左側風速明顯高于右側，且受操作平臺的影響，尾翼根部測點1、4、7處風速也有降低的現象。

圖7 機庫Ⅰ水平尾翼風速曲線和測點位置

圖8 機庫Ⅱ水平尾翼風速曲線和測點位置

2.2 氣流方向分析

三維超聲波風速儀可以測得測點的矢量圖和U、V、W速度分量。本文采用此測試方法對機庫Ⅰ、Ⅱ機身中線位置測點氣流的方向進行了研究。

1) 機庫Ⅰ。

機身中部測點3使用三維超聲波風速儀進行測量，測點距離飛機金屬蒙皮約為8 cm，圖9為測點3數據矢量圖。從圖9a、b可以看出，機庫內出現明顯的橫向氣流，從飛機的左側流向右側，并且風速較大，說明機庫內飛機左右風系統不平衡。

圖9 機庫Ⅰ三維超聲波風速儀數據矢量圖

對三維超聲波風速儀測量得到的U、V、W速度分量進行統計，統計結果見表2。U、V、W分速度的坐標指向與測量截面關系見圖10。整體而言，機身中線處受飛機操作平臺的遮擋較少，風速較高。但需要指出的是，該處的湍流度較高，遠高于常規房間有組織通風的湍流度，說明風向變化頻繁，室內氣流組織較差，其可能的原因是受室外滲透風或風量分布不均勻的影響。

表2 機庫Ⅰ三維超聲波風速儀測量結果

圖10 機庫Ⅰ三維超聲波風速儀U、V、W分速度的坐標指向和測量截面位置

2) 機庫Ⅱ。

機身中部測點使用三維超聲波風速儀進行測量，圖11為測量數據矢量圖。從圖11a、b可以看出，廠房內出現較明顯的大型渦流，在機頭位置由機身左側流向右側，而到了機尾由機身右側流向左側。

圖11 機庫Ⅱ三維超聲波風速儀數據矢量圖

機庫Ⅱ不同速度分量的統計結果見表3，U、V、W分速度的坐標指向與測量截面分布見圖12。對比機庫Ⅰ的結果可以看出，整體湍流度下降很多，風速的均勻性也有所提升。

圖12 機庫Ⅱ三維超聲波風速儀U、V、W分速度的坐標指向和測量截面位置

表3 機庫Ⅱ三維超聲波風速儀測量結果

2.3 送風速度衰減分析

為了掌握送風口的氣流速度衰減規律，以確認飛機機身兩側送風量不均衡的情況，選取了尾翼附近2個位置完全對稱的送風口，在不同高度測量了送風速度，各測點與風口的距離分別為：A1=1.92 m，B1=3.02 m，C1=3.87 m，D1=4.77 m，E1=5.72 m，F1=6.60 m。測點布置原則為測試距離送風口豎直向下每隔1 m處送風速度的衰減情況。從圖13可知，速度衰減近似線性變化。此外，兩側送風口的送風速度相差1倍，說明兩側送風量相差較大。

圖13 風口速度衰減曲線和測點位置

從風口的安裝方式上可以看出，主風管與送風口之間沒有風量調節閥，并且距離較短。一方面，在主送風管距離較長且沒有風口調節閥及初調節的情況下，很難保證送風口的風量平衡；另一方面，由于送風口與主風管垂直連接，較短的風口連接距離難以保證主風管的氣流沿著送風口的軸線進入送風口，從而導致送風口氣流出現橫向運動。

2.4 測試總結

通過對北京和成都2個機庫的測試結果進行分析總結，發現導致流場均勻性差、系統風量不平衡的主要原因為：

1) 系統安裝后初調節效果差，甚至沒有進行風量平衡的測試和調試。

2) 送風口與主風管段距離太近，且沒有單獨的調節閥，使得系統過度依賴送風口的阻力配平。

3) 2個對稱風口本身的送風速度有較大的不同，送風口速度衰減呈直線趨勢，說明系統初調節和風口配平存在問題。

4) 操作平臺由于采用盲板，對氣流阻擋作用較大，機體下部風速較小。

5) 由于系統運行時間較長，送風機組的性能有所衰減或者風道積灰，導致在機身縱向方向上送風出現衰減，機尾風速降低，需要及時對系統進行維護。

3 操作平臺對流場的影響分析

為了研究操作平臺對氣流阻礙的影響程度，本文以成都噴漆機庫為原型，采用CFD數值計算方法分別對有、無操作平臺時的噴漆機庫流場進行模擬計算，并對計算結果進行了對比分析。

3.1 邊界條件

廠房跨度90 m，進深75 m，大廳吊頂高28 m，尾翼部分吊頂高30 m，服務的飛機型號為A330-300。在噴漆工位上方布置送風口，下方設置回風地溝，采用上送下排的氣流組織。機庫空調通風系統共182個自平衡型射流風口，風口直徑為630 mm，每個風口的出風量均為5 000 m3/h，送風方向為豎直向下，排風地溝出口設置為壓力出口。

3.2 計算模型

1) 幾何模型。

數值計算幾何模型如圖14所示，模型主要包括：地板、四面圍護結構、屋頂、排風地溝、送風口(182個)、飛機、操作平臺。

1.送風口；2.排風地溝；3.操作平臺。圖14 噴漆機庫數值計算幾何模型示意圖

2) 網格劃分。

模擬計算采用非結構化網格，并在綜合考慮計算準確性和經濟性的前提下在送風口和排風地溝處進行了網格局部加密處理。對模型進行了網格無關驗證后的網格劃分情況為：總節點635 591，流體節點568 306，固體節點67 285，總單元2 522 018，流體單元1 964 951，固體單元557 067。計算結束后計算域流場連續性方程、動量方程、能量方程均得到很好的收斂。

3.3 計算結果分析

為比較實測結果和有、無操作平臺時數值計算結果，定義實測結果與有操作平臺時數值計算結果的誤差率為δY，實測結果與無操作平臺時數值計算結果的誤差率為δN，有操作平臺與無操作平臺數值計算結果的誤差率為δS。δY、δN與δS的計算式分別為

(1)

(2)

(3)

式(1)～(3)中T為實測結果，m/s；SY為有操作平臺時的數值計算結果，m/s；SN無操作平臺時的數值計算結果，m/s。

3.3.1操作平臺對機身氣流分布的影響

機身實測值與數值計算結果的比較見圖15。從圖中可以看出，T

圖15 機身實測風速與有、無操作平臺時風速計算結果

3.3.2操作平臺對機翼氣流分布的影響

飛機左、右機翼實測風速與數值計算的風速結果見圖16。從圖中可以看出，T

圖16 機翼實測風速與有、無操作平臺時風速數值計算結果

3.3.3操作平臺對水平尾翼氣流分布的影響

飛機左、右水平尾翼實測風速與數值計算結果見圖17。從圖中可以看出，T

圖17 水平尾翼實測風速與有、無操作平臺時數值計算結果

3.4 計算總結

在進行噴漆機庫氣流組織數值計算時應注意：采用湍流模型，風口處網格進行局部加密處理，篦子開孔率設置為0.5～0.7。對噴漆機庫機身、機翼、水平尾翼風速的實地測試與有、無操作平臺時的數值計算結果比較發現，實測結果與有操作平臺時數值計算結果的最大誤差率為9%，從工程應用的角度認為數值計算的結果是可靠的；而比較有、無操作平臺時數值計算結果發現，有操作平臺時的風速小于無操作平臺，二者誤差率超過20%。這說明操作平臺對噴漆機庫內流場影響較大，尤其對機翼和水平尾翼根部的氣流阻礙較嚴重。因此，建議采用開孔的支架板作操作平臺，以緩解盲板對機身、機翼和水平尾翼周圍氣流的影響。

4 結論

結合實際項目，基于實地測試和數值計算的方法，本文對大型噴漆機庫的氣流組織進行了研究。通過對大型噴漆機庫通風空調系統氣流均勻性、氣流方向、送風速度衰減和操作平臺阻擋的分析，總結得出噴漆作業區氣流均勻性差、氣流沿豎直方向呈線性衰減、噴漆操作平臺對氣流遮擋作用明顯等大型飛機噴漆廠房空調通風系統氣流組織共性問題。建議在設計階段，送風口與主風管段距離不要太近，或在每個送風口上設單獨的調節閥；在調試階段，系統安裝后需進行風量平衡調試；在運維階段，定期作風量平衡測試和系統維護保養；操作平臺采用開孔支架。