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摘 要：本文建立了通气管路和管内空气之间热传导的数学模型，全面分析了通气系统对惰化系统除水效率的影响，并以A320飞机典型飞行剖面为例，计算了惰化系统能带走的水蒸汽总量。
关键词：惰化系统;蒸汽压;导热系数;马赫数;比热容
1 通气系统介绍
1.1 通气管路所处环境
一般来说，通气管路一般位于燃油箱内部顶端，考虑到适航条款要求燃油箱必须留出总容积的5%作为膨胀空间。因此通气管路绝大多数时间处于燃油液面上方。其温度环境取决于油箱内空气温度。
1.2 NACA通气口盖对通气管路的影响
为提升燃油泵工作效率、防止燃油过多挥发，飞机都会通过冲压空气口盖使油箱内维持一定正压力。
冲压进气口盖
此种进气口盖的增压效应满足以下函数关系：
1.3 气动加热对通气管路的影响
根据空气动力学知识，随着飞行器速度的加快，空气分子与飞行器表面的摩擦不断加大。在飞行器表面附面层的温度也会随之上升，空中客车公司进行了相关的实验，并提出了以下经验公式。
其中：
TAT – 附面层总温 （k）
SAT – 空气静温 （k）
飞机燃油箱内空气温度主要受机翼上表面温度、燃油温度、惰性气体温度和油箱内设备散热影响。
1.4 气化潜热对通气管路的影响
水蒸汽气化潜热对湿空气汽化潜热有较大影响，本文以5%的分压进行计算，湿空气比热容约为114000 J/Kg。实际飞行过程中，气压和温度都处于变化状态。本文将根据实际飞行过程中参数，计算各时刻的湿空气比热容。
2 惰化系统对通气管路中气体流向的影响
在上升阶段，燃油消耗导致A320飞机油箱每秒约释放出1升空间。惰化系统在标准大气压下流量约为1.6L/s。惰化系统提供的惰化空气，完全可以补偿燃油消耗带来的油箱空间增长。飞机平飞阶段，燃油消耗量大幅下降，惰化系统产气量基本保持稳定，空气流向与上升阶段相同。下降阶段最大质量流量为0.0075kg/s，惰化系统在高流量模式下的质量流量为0.00875kg/s，也超过压力导致的气体补偿需求。
3 管路温度变化数据模型数据模型
3.1数据模型
管路内外温差，管路的导热系数对水蒸汽的冷凝有决定作用。建立传热学模型，可得温度计算公式如下：
3.2模型计算
根据空客公司公布的温度参数，通气管路进口处为温度约为298.15K，通气管路所处环境温度约为265k至290K。极端情况下温度更具代表性，因此假设管路所处温度为265K。使用MATLAB对管路各处温度进行仿真计算，可知湿空气通过空气管路到达通气油箱时，温度下降至279摄氏度左右，温度差值约为13摄氏度。
3.3除水量计算
通过工程热力学知识可知，水的饱和蒸汽压可表达为温度的函数，一般可使用“兰金公式”进行计算。
单位质量中饱和空气中水的质量可使用如下公式计算：
其中：
Pat– 当地大气压 （K）
Psat– 饱和蒸汽压 （Kpa）
mwater– 含水质量（kg）
mob– 单位时间排气质量（kg）
通气系统排向大气的水蒸汽的质量是质量流量和温度的函数。据此使用MATLAB编制计算机程序计算得出，在8000秒的飞行过程中，惰化气体最多能从燃油中吸收2.5kg的水。考虑到飞行后燃油箱内存留有较多空气，经计算此部分空气含水不超过0.5kg。因此合理设计通气管路的情况下，可以使用惰化气体有效消除燃油中溶解的水和沉降在油箱底部的游离水。
参考文献：
[1]Council， C. R. （2004）. CSC Report No.635， 3rd Edition. Handbook of Aviation Fuel Properties.
[2]FAA. （2012）. PART 25—AIRWORTHINESS STANDARDS：. FAA.
[3]M. Burns， W. M. （2004）. Evaluation of Fuel Tank Flammability and the FAA Inerting System on the NASA 747 SCA，. FAA.
[4]NASA. （2016）. EARTH AMOSPHERE MODEL. NASA.
[5]O. Merkulov， V. Z. （2011）. OBIGGS for Fuel System Water Management - Proof of Concept. SAE International Journal of Aerospace.
[6]S. Tomlinson， M. B. （2011）. Mathematical model of water contamination in aircraft fuel tanks. SAE Technical Papers.
（中國商飞民用飞机试飞中心，上海 201323）
关键词：惰化系统;蒸汽压;导热系数;马赫数;比热容
1 通气系统介绍
1.1 通气管路所处环境
一般来说，通气管路一般位于燃油箱内部顶端，考虑到适航条款要求燃油箱必须留出总容积的5%作为膨胀空间。因此通气管路绝大多数时间处于燃油液面上方。其温度环境取决于油箱内空气温度。
1.2 NACA通气口盖对通气管路的影响
为提升燃油泵工作效率、防止燃油过多挥发，飞机都会通过冲压空气口盖使油箱内维持一定正压力。
冲压进气口盖
此种进气口盖的增压效应满足以下函数关系：
1.3 气动加热对通气管路的影响
根据空气动力学知识，随着飞行器速度的加快，空气分子与飞行器表面的摩擦不断加大。在飞行器表面附面层的温度也会随之上升，空中客车公司进行了相关的实验，并提出了以下经验公式。
其中：
TAT – 附面层总温 （k）
SAT – 空气静温 （k）
飞机燃油箱内空气温度主要受机翼上表面温度、燃油温度、惰性气体温度和油箱内设备散热影响。
1.4 气化潜热对通气管路的影响
水蒸汽气化潜热对湿空气汽化潜热有较大影响，本文以5%的分压进行计算，湿空气比热容约为114000 J/Kg。实际飞行过程中，气压和温度都处于变化状态。本文将根据实际飞行过程中参数，计算各时刻的湿空气比热容。
2 惰化系统对通气管路中气体流向的影响
在上升阶段，燃油消耗导致A320飞机油箱每秒约释放出1升空间。惰化系统在标准大气压下流量约为1.6L/s。惰化系统提供的惰化空气，完全可以补偿燃油消耗带来的油箱空间增长。飞机平飞阶段，燃油消耗量大幅下降，惰化系统产气量基本保持稳定，空气流向与上升阶段相同。下降阶段最大质量流量为0.0075kg/s，惰化系统在高流量模式下的质量流量为0.00875kg/s，也超过压力导致的气体补偿需求。
3 管路温度变化数据模型数据模型
3.1数据模型
管路内外温差，管路的导热系数对水蒸汽的冷凝有决定作用。建立传热学模型，可得温度计算公式如下：
3.2模型计算
根据空客公司公布的温度参数，通气管路进口处为温度约为298.15K，通气管路所处环境温度约为265k至290K。极端情况下温度更具代表性，因此假设管路所处温度为265K。使用MATLAB对管路各处温度进行仿真计算，可知湿空气通过空气管路到达通气油箱时，温度下降至279摄氏度左右，温度差值约为13摄氏度。
3.3除水量计算
通过工程热力学知识可知，水的饱和蒸汽压可表达为温度的函数，一般可使用“兰金公式”进行计算。
单位质量中饱和空气中水的质量可使用如下公式计算：
其中：
Pat– 当地大气压 （K）
Psat– 饱和蒸汽压 （Kpa）
mwater– 含水质量（kg）
mob– 单位时间排气质量（kg）
通气系统排向大气的水蒸汽的质量是质量流量和温度的函数。据此使用MATLAB编制计算机程序计算得出，在8000秒的飞行过程中，惰化气体最多能从燃油中吸收2.5kg的水。考虑到飞行后燃油箱内存留有较多空气，经计算此部分空气含水不超过0.5kg。因此合理设计通气管路的情况下，可以使用惰化气体有效消除燃油中溶解的水和沉降在油箱底部的游离水。
参考文献：
[1]Council， C. R. （2004）. CSC Report No.635， 3rd Edition. Handbook of Aviation Fuel Properties.
[2]FAA. （2012）. PART 25—AIRWORTHINESS STANDARDS：. FAA.
[3]M. Burns， W. M. （2004）. Evaluation of Fuel Tank Flammability and the FAA Inerting System on the NASA 747 SCA，. FAA.
[4]NASA. （2016）. EARTH AMOSPHERE MODEL. NASA.
[5]O. Merkulov， V. Z. （2011）. OBIGGS for Fuel System Water Management - Proof of Concept. SAE International Journal of Aerospace.
[6]S. Tomlinson， M. B. （2011）. Mathematical model of water contamination in aircraft fuel tanks. SAE Technical Papers.
（中國商飞民用飞机试飞中心，上海 201323）