CN115097874B - 飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统及其参数优化方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统及其参数优化方法，涉及飞机测试技术领域，包括飞机停放舱，位于飞机停放舱外部一侧的高温蒸汽组件，位于飞机停放舱内部一侧设有的副楼内、且与高温蒸汽组件连接的蒸汽加湿组件，蒸汽加湿组件包括若干个干蒸汽加湿器、主喷管以及喷汽组件，喷汽组件包括与飞机停放舱内壁转动连接的副喷管，与副喷管末端固定连接的中空的喷汽板，以及用于驱动副喷管和喷汽板转动的传动组件。本发明的加湿系统能够为飞机整机湿热试验的开展提供支持，能够针对不同大小的飞机试验提供不同的加湿方式，加湿效率高，易于控制加湿量的大小，安全性高，可以在严酷的湿热工况下稳定运行。

Description

飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统及其参数优化方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统及其参数优化方法。

背景技术

飞机在实际使用中经常碰到高温、低温、湿热、日照、降雨、降雾、冻雨、大风、降雪等气候环境，有时甚至会遇到极端恶劣的气候环境，其中湿热是最常见的气候环境。有研究表明，30种飞机相关机械设备使用两年，由于温湿度影响故障高达46000次。由此可见高温、湿热环境是考验飞机环境适应性的关键性指标，气候实验室的加热加湿系统是实验室建设的重点部位，必须引起足够的重视。

为了确保新研发的飞机具有很强的环境适应性，美、英等国在研制要求中对环境适应性有严格的要求和验证规定，从元器件到系统的各种环境试验，直至全机气候试验和恶劣气候条件下的飞行试验，这些试验构成了一个完整的验证体系，确保新研制飞机具有很强的环境适应性。其中全机气候试验是整个验证体系中的重要一环，是新机研制必经的验证项目，通过试验可以暴露飞机气候环境适应性方面的缺陷，同时也为分析故障机理提供条件，为采取补救措施及改进设计提供依据，同时为飞机在恶劣气候条件下试飞提供安全保证。

目前，我国还没有颁布用于飞机测试的大型气候实验室湿度控制设计规范，对于大型飞机气候模拟用的实验室以及实验系统也处于逐步发展阶段，尤其是对密闭环境加湿系统的模拟方面，市面上常见的加湿器如离心加湿器、干蒸汽加湿器、高压喷雾加湿器等往往不能直接使用到飞机气候模拟实验室中。研究发现国内在气候实验室湿度控制系统设计中的关键性参数加湿量，往往是通过简化模型来得到近似解或依据工程经验得到。随着计算机科学的快速发展，数值模拟作为一种研究方法逐渐被应用在空调加湿控制领域，但研究主要集中在室内送风方式、温度场均匀性、稳态传热、瞬态传热等研究领域，对于密闭实验室湿度场的分析与控制相对较少，针对大型密闭实验室加湿量的计算资料更少。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统及其参数优化方法。

本发明的技术方案是：

飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统，包括飞机停放舱，位于所述飞机停放舱外部一侧的高温蒸汽组件，位于飞机停放舱内部一侧设有的副楼内、且与所述高温蒸汽组件连接的蒸汽加湿组件；

所述飞机停放舱内顶部设有氙灯阵，飞机停放舱外部远离所述高温蒸汽组件一侧设有若干用于调节飞机停放舱内部压力的调压器；

所述高温蒸汽组件包括空压机房，与所述空压机房连接的若干蒸汽锅炉，每个所述蒸汽锅炉下方均与蒸汽总管连接，所述蒸汽总管末端分出若干蒸汽支管，蒸汽总管中部设有疏水阀；

所述蒸汽加湿组件包括若干个干蒸汽加湿器、主喷管以及喷汽组件，所述干蒸汽加湿器设置在所述副楼内部的夹层中，干蒸汽加湿器与所述蒸汽支管数量对应且一一对接，位于最靠近飞机停放舱正面内壁的一个干蒸汽加湿器输出端与所述主喷管连接，其余的干蒸汽加湿器均与所述喷汽组件对接；

所述喷汽组件包括与飞机停放舱内壁转动连接的副喷管，与所述副喷管末端固定连接的中空的喷汽板，以及用于驱动副喷管和喷汽板转动的传动组件，副喷管外壁设有两个挡板，两个所述挡板之间间隔90°，副喷管对应的飞机停放舱内壁上设有半圆环形的转动槽，用于为挡板和副喷管提供转动空间并对挡板进行限位，所述转动槽两侧底部设有磁吸板，两个挡板侧壁设有与所述磁吸板对接的磁吸片，所述传动组件包括两个传动轮和通过两个所述传动轮驱动转动的传动链，所述传动轮与所述副楼内部设有的转动电机输出端连接，所述传动链下表面固定设有用于推动挡板转动的推块。

进一步地，所述氙灯阵包括3个连杆，所述连杆中部与位于所述飞机停放舱内顶部的横梁固定连接，每个连杆下方均设有若干氙灯。氙灯用于为加湿系统内部提供惰性气体。

进一步地，所述飞机停放舱正面设有用于飞机进出的舱门，所述夹层下方的副楼内部设有用于给飞机停放舱内部升温的电加热器，所述电加热器下方的副楼内部设有若干用于吹排积水的风扇，飞机停放舱地面上与所述风扇相对一侧设有排水槽，所述排水槽底部连接有排水管，所述排水管中部设有回冷器，排水管末端设有水冷器，所述疏水阀下端通过导水管与所述回冷器和水冷器之间的排水管连接，回冷器上还设有回水管。通过回水管能够及时对加湿系统内部的积水进行收集同时进行重复再利用。

进一步地，所述喷汽板对应所述飞机停放舱内部的一侧壁设有两排喷汽孔，位于上方的一排喷汽孔为大孔径喷汽孔，位于下方的一排喷汽孔为小孔径喷汽孔，喷汽板为Z字型设置，且每个喷汽板在转动至水平时能够首尾对接，所述主喷管对应飞机停放舱内部的一侧壁设有若干大孔径喷汽孔，主喷管与飞机停放舱侧壁固定连接。两种喷汽孔配合使用能够提高加湿效率。

进一步地，所述空压机房内部设有若干个空气压缩机和空气过滤器。通过空气过滤器可将空气中的杂质进行过滤。

进一步地，所述主喷管、副喷管、喷汽板均为不锈钢材质制成。不锈钢质轻且不易被腐蚀。

上述任意一项所述的飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统的参数优化方法，包括以下步骤：

S1、总加湿量定义：考虑加湿系统的空气泄漏和蒸汽冷凝因素，将加湿系统的总加湿量定义为：

其中，M(i)是干蒸汽加湿器向加湿系统提供的总加湿量，单位为kg/h；M_i1是加湿系统内保持微正压状态下的空气加湿量，单位为kg/h；M_i2是加湿系统内补偿新风的加湿量，单位为kg/h；M_i3是由于蒸汽冷凝损失而补偿的加湿量，单位为kg/h；k是湿空气扩散系数，跟湿空气的粘度有关：

其中，R_ct是湍流施密特数，取经验值为0.9~1.0，u_i是湿空气粘度：

其中，u_t是湿空气的动力粘度，u_c是湿空气的湍流粘度；

S2、空气加湿量计算：在加湿系统保持微正压状态下时，空气加湿量M_i1为：

其中，

是加湿系统某一相对湿度值对应的湿空气密度，单位为kg/m³；h_i是瞬时的实际含湿量，单位为kg/kg；

为初始湿空气密度，h₀为初始加湿系统的含湿量，V为加湿系统体积，单位为m³；

S3、补偿新风加湿量计算：在考虑加湿系统的空气泄漏状态下时，补偿新风加湿量M_i2为：

其中，F_i为加湿系统的新风补偿量，单位为kg/s，其主要来自于密封加湿系统的泄漏量，受加湿系统内风速、内外压差、密封面积以及舱门接缝的尺寸的影响，依据上述物理意义建立公式：

其中，C为修正系数，与密封材料性能有关；

为泄露方向的压差；S_z为加湿系统舱门总面积；h为舱门厚度；l为舱门总长度；b为舱门接缝的宽度；

为湿空气粘度；

S4、补偿加湿量计算：在考虑加湿系统的蒸汽冷凝状态下时，补偿加湿量M_i3为：

其中，P_i是加湿系统内部压力，单位为kPa；T_b是蒸汽饱和温度，单位为K；T_i是加湿系统内部温度，单位为K；D_a是加湿系统内部凝结气体的摩尔份数；S是实验室内表面积，单位为m²；q_fi是蒸汽汽化潜热，单位为kJ/kg；

S5、总加湿量计算：将步骤S2-S4中计算得到的M_i1、M_i2、M_i3带入到步骤S1中的总加湿量定义公式中，计算得到加湿系统的总加湿量。

进一步地，所述步骤S2中湿空气密度

的数学模型为：

其中，Y是一般大气压力，取值为101325Pa；T_i是实验室温度，单位为K；

是实验室相对湿度；P_b,h是湿空气饱和蒸汽压，单位为Pa。

更进一步地，所述湿空气饱和蒸汽压P_b,h的数学模型为：

其中，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇是湿度参数。

本发明的有益效果是：

（1）本发明的加湿系统能够为飞机整机湿热试验的开展提供支持，能够针对不同大小的飞机试验提供不同的加湿方式，加湿效率高，易于控制加湿量的大小，安全性高，可以在严酷的湿热工况下稳定运行。

（2）本发明的加湿系统通过喷汽组件和传动组件配合使用能够快速完成两种加湿模式的切换，结构设置合理，操作便捷，材料选用质轻且不易被腐蚀的不锈钢材质，两种喷汽孔配合使用能够提高加湿效率，且能够及时对加湿系统内部的积水进行收集同时进行重复再利用。

（3）本发明的加湿系统参数优化方法与传统的加湿量计算方法相比，充分考虑加湿系统内部保持微正压、空气泄漏和蒸汽室内表面冷凝效应，与传统的工程经验和单纯研究循环风量计算加湿量的方法相比较，具有计算简单、计算结果精确、实用性强的特点，有助于大型实验室湿度控制系统方案的优化设计，该计算方法完成了全机气候实验室湿度控制系统加湿量计算，计算结果能够应用于实验室加湿设备选型。

附图说明

图1是本发明的加湿系统整体结构示意图；

图2是本发明的加湿系统整体及内部结构示意图；

图3是本发明的加湿系统副楼内部结构示意图；

图4是本发明的加湿系统喷汽组件及传动组件结构示意图；

图5是本发明的加湿系统副喷管处的截面图；

图6是本发明的加湿系统喷汽板与传动组件工作时的结构示意图；

图7是本发明的加湿系统空压机房内部结构示意图；

图8是本发明的加湿系统参数优化方法流程图。

其中，1-飞机停放舱，11-氙灯阵，12-调压器，13-转动槽，14-磁吸板，15-连杆，16-横梁，17-排水槽，2-高温蒸汽组件，21-空压机房，22-蒸汽锅炉，23-蒸汽总管，24-蒸汽支管，25-疏水阀，26-导水管，27-空气压缩机，28-空气过滤器，3-蒸汽加湿组件，31-干蒸汽加湿器，32-主喷管，4-副楼，41-夹层，42-转动电机，43-电加热器，44-风扇，5-喷汽组件，51-副喷管，52-喷汽板，53-挡板，54-磁吸片，55-大孔径喷汽孔，56-小孔径喷汽孔，6-传动组件，61-传动轮，62-传动链，63-推块，7-排水管，71-回冷器，72-水冷器，73-回水管，8-舱门。

具体实施方式

实施例1

如图1所示，飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统，包括飞机停放舱1，位于飞机停放舱1外部一侧的高温蒸汽组件2，位于飞机停放舱1内部一侧设有的副楼4内、且与高温蒸汽组件2连接的蒸汽加湿组件3；

如图1-3所示，飞机停放舱1内顶部设有氙灯阵11，氙灯阵11包括3个连杆15，连杆15中部与位于飞机停放舱1内顶部的横梁16固定连接，每个连杆15下方均设有12个氙灯，飞机停放舱1外部远离高温蒸汽组件2一侧设有6个用于调节飞机停放舱1内部压力的调压器12，飞机停放舱1正面设有用于飞机进出的舱门8，夹层41下方的副楼4内部设有用于给飞机停放舱1内部升温的电加热器43，电加热器43下方的副楼4内部设有4个用于吹排积水的风扇44，飞机停放舱1地面上与风扇44相对一侧设有排水槽17，排水槽17底部连接有排水管7，排水管7中部设有回冷器71，排水管7末端设有水冷器72，疏水阀25下端通过导水管26与回冷器71和水冷器72之间的排水管7连接，回冷器71上还设有回水管73；

其中，氙灯、调压器12、电加热器43、回冷器71、水冷器72均为市售产品。

如图1、7所示，高温蒸汽组件2包括空压机房21，空压机房21内部设有7个空气压缩机27和1个空气过滤器28，与空压机房21连接的5个蒸汽锅炉22，每个蒸汽锅炉22下方均与蒸汽总管23连接，蒸汽总管23末端分出7个蒸汽支管24，蒸汽总管23中部设有疏水阀25；

其中，蒸汽锅炉22、疏水阀25、空气压缩机27和空气过滤器28为市售产品；

如图2、4所示，蒸汽加湿组件3包括6个干蒸汽加湿器31、主喷管32以及喷汽组件5，干蒸汽加湿器31设置在副楼4内部的夹层41中，干蒸汽加湿器31与蒸汽支管24数量对应且一一对接，位于最靠近飞机停放舱1正面内壁的一个干蒸汽加湿器31输出端与主喷管32连接，其余的干蒸汽加湿器31均与喷汽组件5对接，干蒸汽加湿器31为市售电动式干蒸汽加湿器；

如图1、4-6所示，喷汽组件5包括与飞机停放舱1内壁转动连接的副喷管51，与副喷管51末端固定连接的中空的喷汽板52，以及用于驱动副喷管51和喷汽板52转动的传动组件6，副喷管51外壁设有两个挡板53，两个挡板53之间间隔90°，副喷管51对应的飞机停放舱1内壁上设有半圆环形的转动槽13，用于为挡板53和副喷管51提供转动空间并对挡板53进行限位，转动槽13两侧底部设有磁吸板14，两个挡板53侧壁设有与磁吸板14对接的磁吸片54，传动组件6包括两个传动轮61和通过两个传动轮61驱动转动的传动链62，传动轮61与副楼4内部设有的转动电机42输出端连接，转动电机42为市售电机，传动链62下表面固定设有用于推动挡板53转动的推块63，喷汽板52对应飞机停放舱1内部的一侧壁设有两排喷汽孔，位于上方的一排喷汽孔为大孔径喷汽孔55，位于下方的一排喷汽孔为小孔径喷汽孔56，喷汽板52为Z字型设置，且每个喷汽板52在转动至水平时能够首尾对接，主喷管32对应飞机停放舱1内部的一侧壁设有12个大孔径喷汽孔55，主喷管32与飞机停放舱1侧壁固定连接，主喷管32、副喷管51、喷汽板52均为不锈钢材质制成。

实施例2

本实施例是在实施例1的基础上提供了飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统的参数优化方法，包括以下步骤：

S1、总加湿量定义：考虑加湿系统的空气泄漏和蒸汽冷凝因素，将加湿系统的总加湿量定义为：

其中，M(i)是干蒸汽加湿器31向加湿系统提供的总加湿量，单位为kg/h；M_i1是加湿系统内保持微正压状态下的空气加湿量，单位为kg/h；M_i2是加湿系统内补偿新风的加湿量，单位为kg/h；M_i3是由于蒸汽冷凝损失而补偿的加湿量，单位为kg/h；k是湿空气扩散系数，跟湿空气的粘度有关：

其中，R_ct是湍流施密特数，取经验值为0.9~1.0，u_i是湿空气粘度：

其中，u_t是湿空气的动力粘度，u_c是湿空气的湍流粘度；

S2、空气加湿量计算：在加湿系统保持微正压状态下时，空气加湿量M_i1为：

其中，

是加湿系统某一相对湿度值对应的湿空气密度，单位为kg/m³；h_i是瞬时的实际含湿量，单位为kg/kg；

为初始湿空气密度，h₀为初始加湿系统的含湿量，V为加湿系统体积，单位为m³；

湿空气密度

的数学模型为：

其中，Y是一般大气压力，取值为101325Pa；T_i是实验室温度，单位为K；

是实验室相对湿度；P_b,h是湿空气饱和蒸汽压，单位为Pa；

湿空气饱和蒸汽压P_b,h的数学模型为：

其中，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇是湿度参数；

S3、补偿新风加湿量计算：在考虑加湿系统的空气泄漏状态下时，补偿新风加湿量M_i2为：

其中，F_i为加湿系统的新风补偿量，单位为kg/s，其主要来自于密封加湿系统的泄漏量，受加湿系统内风速、内外压差、密封面积以及舱门8接缝的尺寸的影响，依据上述物理意义建立公式：

其中，C为修正系数，与密封材料性能有关；

为泄露方向的压差；S_z为加湿系统舱门8总面积；h为舱门8厚度；l为舱门8总长度；b为舱门8接缝的宽度；

为湿空气粘度；

S4、补偿加湿量计算：在考虑加湿系统的蒸汽冷凝状态下时，补偿加湿量M_i3为：

其中，P_i是加湿系统内部压力，单位为kPa；T_b是蒸汽饱和温度，单位为K；T_i是加湿系统内部温度，单位为K；D_a是加湿系统内部凝结气体的摩尔份数；S是实验室内表面积，单位为m²；q_fi是蒸汽汽化潜热，单位为kJ/kg；

S5、总加湿量计算：将步骤S2-S4中计算得到的M_i1、M_i2、M_i3带入到步骤S1中的总加湿量定义公式中，计算得到加湿系统的总加湿量。

实施例3

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：干蒸汽加湿器31的数量为8个。

工作原理：下面对本发明的加湿系统的工作原理进行简要说明，在使用时，首先通过空气压缩机27获取外部空气，再通过空气过滤器28进行过滤，随后由蒸汽锅炉22制备得到高温蒸汽，将高温蒸汽通过蒸汽总管23以及蒸汽支管24输送到每个干蒸汽加湿器31中，得到干蒸汽，再将干蒸汽由主喷管32上的大孔径喷汽孔55、喷汽板52上的大孔径喷汽孔55和小孔径喷汽孔56喷出，对加湿系统内部空气环境进行湿度调节；

当飞机停放舱1内部进行测试的飞机为大型飞机，并占据了飞机停放舱1内部大部分空间时，则在进行湿度调节时应保持喷汽组件5为图4中所示状态，能够使喷出的蒸汽距离更远，覆盖范围更大，从而使整个飞机停放舱1内部湿度均匀；

当飞机停放舱1内部进行测试的飞机为小型飞机，只占据了飞机停放舱1内部一小部分空间，则开启转动电机42，使其带动传动轮61转动，从而带动传动链62转动，同时带动推块63移动并推动挡板53在转动槽13内转过90°，转动后的挡板53通过磁吸片54与磁吸板14吸附贴合固定，另一个挡板53同样转过90°并与磁吸板14分离，从而使副喷管51转过90°，将喷汽板52由图4中的状态变为图6中的状态，在传动链62转动过程中，由左至右每个喷汽板52逐个转动改变角度，从而使喷出的蒸汽高度更低，加湿效率更高，若需要调节回初始状态，则反转传动轮61，在推块63从右至左运动过程中依次接触每个副喷管51的挡板53使喷汽板52逐个转动改变角度变为图4中的状态；

实验结束后，通过风扇44吹排给水至排水槽17中，由排水管7排至回冷器71将收集到的积水回收利用。

实验例

以实施例2中的方法为例，对本发明的加湿系统进行模拟实验，对大飞机和小飞机先后进行两次模拟实验，实验结果如表1所示：

表1 两组实验中总加湿量计算结果

由表1中数据对干蒸汽加湿器31进行选型，结果如表2所示：

表2 干蒸汽加湿器31选型

最后得出加湿达到最大湿度时间，如表3所示：

表3 加湿达到最大湿度时间

加湿需求量的计算是基于新风量和环境初态参数做出的，所选加湿器的最大加湿能力略高于最大加湿需求量，在空调系统空气循环中除了加湿器外忽略其它吸湿和散湿因素的影响，那么从环境初态加热加湿达到最大相对湿度95%的最短时间，可估算为加湿系统空间容积和新风量之比，由表3可以看出，通过本发明的加湿系统加湿达到最大湿度的时间均小于8小时。

Claims (9)

1.飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统，其特征在于，包括飞机停放舱（1），位于所述飞机停放舱（1）外部一侧的高温蒸汽组件（2），位于飞机停放舱（1）内部一侧设有的副楼（4）内、且与所述高温蒸汽组件（2）连接的蒸汽加湿组件（3）；

所述飞机停放舱（1）内顶部设有氙灯阵（11），飞机停放舱（1）外部远离所述高温蒸汽组件（2）一侧设有若干用于调节飞机停放舱（1）内部压力的调压器（12）；

所述高温蒸汽组件（2）包括空压机房（21），与所述空压机房（21）连接的若干蒸汽锅炉（22），每个所述蒸汽锅炉（22）下方均与蒸汽总管（23）连接，所述蒸汽总管（23）末端分出若干蒸汽支管（24），蒸汽总管（23）中部设有疏水阀（25）；

所述蒸汽加湿组件（3）包括若干个干蒸汽加湿器（31）、主喷管（32）以及喷汽组件（5），所述干蒸汽加湿器（31）设置在所述副楼（4）内部的夹层（41）中，干蒸汽加湿器（31）与所述蒸汽支管（24）数量对应且一一对接，位于最靠近飞机停放舱（1）正面内壁的一个干蒸汽加湿器（31）输出端与所述主喷管（32）连接，其余的干蒸汽加湿器（31）均与所述喷汽组件（5）对接；

所述喷汽组件（5）包括与飞机停放舱（1）内壁转动连接的副喷管（51），与所述副喷管（51）末端固定连接的中空的喷汽板（52），以及用于驱动副喷管（51）和喷汽板（52）转动的传动组件（6），副喷管（51）外壁设有两个挡板（53），两个所述挡板（53）之间间隔90°，副喷管（51）对应的飞机停放舱（1）内壁上设有半圆环形的转动槽（13），用于为挡板（53）和副喷管（51）提供转动空间并对挡板（53）进行限位，所述转动槽（13）两侧底部设有磁吸板（14），两个挡板（53）侧壁设有与所述磁吸板（14）对接的磁吸片（54），所述传动组件（6）包括两个传动轮（61）和通过两个所述传动轮（61）驱动转动的传动链（62），所述传动轮（61）与所述副楼（4）内部设有的转动电机（42）输出端连接，所述传动链（62）下表面固定设有用于推动挡板（53）转动的推块（63）。

2.根据权利要求1所述的飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统，其特征在于，所述氙灯阵（11）包括3个连杆（15），所述连杆（15）中部与位于所述飞机停放舱（1）内顶部的横梁（16）固定连接，每个连杆（15）下方均设有若干氙灯。

3.根据权利要求1所述的飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统，其特征在于，所述飞机停放舱（1）正面设有用于飞机进出的舱门（8），所述夹层（41）下方的副楼（4）内部设有用于给飞机停放舱（1）内部升温的电加热器（43），所述电加热器（43）下方的副楼（4）内部设有若干用于吹排积水的风扇（44），飞机停放舱（1）地面上与所述风扇（44）相对一侧设有排水槽（17），所述排水槽（17）底部连接有排水管（7），所述排水管（7）中部设有回冷器（71），排水管（7）末端设有水冷器（72），所述疏水阀（25）下端通过导水管（26）与所述回冷器（71）和水冷器（72）之间的排水管（7）连接，回冷器（71）上还设有回水管（73）。

4.根据权利要求1所述的飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统，其特征在于，所述喷汽板（52）对应所述飞机停放舱（1）内部的一侧壁设有两排喷汽孔，位于上方的一排喷汽孔为大孔径喷汽孔（55），位于下方的一排喷汽孔为小孔径喷汽孔（56），喷汽板（52）为Z字型设置，且每个喷汽板（52）在转动至水平时能够首尾对接，所述主喷管（32）对应飞机停放舱（1）内部的一侧壁设有若干大孔径喷汽孔（55），主喷管（32）与飞机停放舱（1）侧壁固定连接。

5.根据权利要求1所述的飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统，其特征在于，所述空压机房（21）内部设有若干个空气压缩机（27）和空气过滤器（28）。

6.根据权利要求1所述的飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统，其特征在于，所述主喷管（32）、副喷管（51）、喷汽板（52）均为不锈钢材质制成。

7.根据权利要求1-6任意一项所述的飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统的参数优化方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、总加湿量定义：考虑加湿系统的空气泄漏和蒸汽冷凝因素，将加湿系统的总加湿量定义为：

其中，M(i)是干蒸汽加湿器（31）向加湿系统提供的总加湿量，单位为kg/h；M_i1是加湿系统内保持微正压状态下的空气加湿量，单位为kg/h；M_i2是加湿系统内补偿新风的加湿量，单位为kg/h；M_i3是由于蒸汽冷凝损失而补偿的加湿量，单位为kg/h；k是湿空气扩散系数，跟湿空气的粘度有关：

其中，R_ct是湍流施密特数，取经验值为0.9~1.0，u是湿空气粘度：

其中，u_t是湿空气的动力粘度，u_c是湿空气的湍流粘度；

S2、空气加湿量计算：在加湿系统保持微正压状态下时，空气加湿量M_i1为：

其中，ρ_i是加湿系统某一相对湿度值对应的湿空气密度，单位为kg/m³；h_i是瞬时的实际含湿量，单位为kg/kg；ρ₀为初始湿空气密度，h₀为初始加湿系统的含湿量，V为加湿系统体积，单位为m³；

S3、补偿新风加湿量计算：在考虑加湿系统的空气泄漏状态下时，补偿新风加湿量M_i2为：

其中，F_i为加湿系统的新风补偿量，单位为kg/s，其主要来自于密封加湿系统的泄漏量，受加湿系统内风速、内外压差、密封面积以及舱门（8）接缝的尺寸的影响，依据上述物理意义建立公式：

其中，C为修正系数，与密封材料性能有关；

为泄露方向的压差；S_z为加湿系统舱门（8）总面积；h为舱门（8）厚度；l为舱门（8）总长度；b为舱门（8）接缝的宽度；μ为湿空气粘度；

S4、补偿加湿量计算：在考虑加湿系统的蒸汽冷凝状态下时，补偿加湿量M_i3为：

其中，P_i是加湿系统内部压力，单位为kPa；T_b是蒸汽饱和温度，单位为K；T_i是加湿系统内部温度，单位为K；D_a是加湿系统内部凝结气体的摩尔份数；S是实验室内表面积，单位为m²；q_fi是蒸汽汽化潜热，单位为kJ/kg；

S5、总加湿量计算：将步骤S2-S4中计算得到的M_i1、M_i2、M_i3带入到步骤S1中的总加湿量定义公式中，计算得到加湿系统的总加湿量。

8.根据权利要求7所述的飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统的参数优化方法，其特征在于，所述步骤S2中湿空气密度ρ_i的数学模型为：

其中，Y是一般大气压力，取值为101325Pa；T_i是加湿系统内部温度，单位为K；

是实验室相对湿度；P_i,b是湿空气饱和蒸汽压，单位为Pa。

9.根据权利要求8所述的飞机环境测试试验的密闭环境加湿系统的参数优化方法，其特征在于，所述湿空气饱和蒸汽压P_i,b的数学模型为：

其中，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇是湿度参数。

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