Матвеенко А.М. (ред.) - Системы оборудования летательных аппаратов - 2005

Тепловой режим кабин и отсеков JIA и факторы, его определяющие 101

Рис. 4.1. Способы подвода воздуха в ГК:

а — прямая панельная система; 6 — обратная панельная система; 1 — обшивка; 2 — внешняя теплозвукоизоляция; 3 — воздушный канал; 4 — внутренняя теплозвукоизоляция

мых панельных систем не случайна и не должна рассматриваться как явный недостаток, поскольку она отражает лишь специфич­ ность назначения систем подобного типа.

Используемый в них способ подвода воздуха обеспечивает бо­ лее высокую температуру стенки по сравнению с температурой воздуха кабин на режиме обогрева либо более низкую — на ре­ жиме охлаждения. Такое соотношение между температурой сте­ нок и воздуха субъективно воспринимается как благоприятное и увеличивает комфортность условий в кабине. Вполне естествен­ но, что для этого требуются большие затраты энергии.

Определение величины теплового потока от СКВ. Количество тепла, вносимого в кабину с подаваемым воздухом при расходе т* , выражается соотношением

Q cKB = cp m t ( T BX ~ ^вых)>

(4 -4)

где Гвх — температура воздуха на входе в кабину; Гвых — темпе­ ратура воздуха на выходе из кабины.

Если считать, что температура во всех точках пространства ка­ бины одинакова, то очевидно, что температура на выходе будет

102	Авиационные системы кондиционирования воздуха

равна температуре в кабине Твых = Тк. Таким образом, уравнение (4.4) можно записать в виде, в котором оно чаще всего фигурирует при тепловом расчета кабины или отсека:

£?скв = сртк(Тъх ~ Тк).

(4.5)

В случае поверочного расчета значения т* и Твх считаются из­ вестными. Тогда температура воздуха в кабине и тепловой поток от СКВ оказываются однозначно связанными и могут быть опре­ делены друг через друга.

При проектировочном расчете заданной является только тем­ пература воздуха в кабине, и тогда, как следует из формулы (4.5), тепловой поток от СКВ зависит от расхода и температуры пода­ ваемого воздуха. Ясно, что при этом одна из переменных может назначаться произвольно с учетом дополнительных соображений, важно только, чтобы и фиксированная, и зависимая переменные лежали внутри диапазона своих допустимых значений.

Допустимые значения расхода воздуха через кабину ограничива­ ются снизу существующими нормами на вентиляцию (см. разд. 2.4) или необходимостью выполнения условия компенсации утечек (см. разд. 3.4), а сверху — допустимыми максимальными скоро­ стями перемещения воздуха по кабине. Следует заметить, что с целью уменьшения энергетических и массовых затрат на кон­ диционирование расход воздуха желательно устанавливать по воз­ можности меньшим.

Максимально допустимая температура подаваемого воздуха определяется теплостойкостью материалов кабины и системы, а также физиолого-гигиеническими нормами. Обычно она не превышает 80 °С. Минимальная температура выбирается такой, чтобы предотвратить образование на выходе из системы инея или тумана в результате конденсации или вымораживания влаги, со­ держащейся в воздухе, когда температура его становится ниже точки росы. С учетом указанных соображений минимальная тем­ пература назначается либо не ниже +3...+5 °С, либо в системе пре­ дусматривается эффективная предварительная осушка воздуха.

При проектировочном расчете необходимо выбрать те расчет­ ные случаи, при которых количество тепла, поступающего в ГК на режиме охлаждения или уходящего из нее на режиме обогрева, было бы максимальным.

Так, в ГК дозвукового самолета (пассажирского, транспортно­ го, спортивного и др.) или вертолета максимальный тепловой по­ ток поступает в случае полета на минимальной высоте или сто­ янки на земле в ясный летний день при температуре +37 °С и пол­ ной загрузке пассажиров.

Тепловой режим кабин и отсеков JIA и факторы, его определяющие 103

Для сверхзвуковых самолетов различного назначения наиболее нагруженным в тепловом отношении случаем охлаждения является режим, при котором произведение аатм7* (аатм — коэффициент теплоотдачи от набегающего потока; Т* — температура тор­ можения) является максимальным. Коэффициент теплоотдачи, в свою очередь, пропорционален произведению плотности воздуха на скорость, а температура торможения пропорциональна квадрату числа Маха. С учетом типичной конфигурации границ области воз­ можных режимов полета, имеющих предел по максимально допус­ тимому числу Маха, сформулированному условию соответствует полет с максимальной скоростью на минимальной высоте, на ко­ торой эта скорость достижима (обычно на высоте около 11 км).

При расчете на обогрев принимаются наиболее тяжелые усло­ вия: зима, ночь, минимальная загрузка пассажиров, отсутствие теплопоступлений от внутреннего оборудования кабин и т. д. При этом следует рассмотреть либо случай полета на максимальной высоте, либо стоянку самолета на земле в зависимости от того, где расчетная минимально возможная температура меньше.

Потребный расход от СКВ на режиме охлаждения, как прави­ ло, больше, чем на режиме обогрева.

При проектировании СКВ часто оказывается целесообразным устанавливать в качестве расчетного наибольший из двух потреб­ ных расходов воздуха (на охлаждение и на обогрев) и фиксировать его для всех режимов, добиваясь необходимого регулирования ве­ личины потока (?скв путем изменения температуры его подачи. Такой вариант (в отличие от возможного регулирования измене­ нием расхода подаваемого в кабину воздуха) обеспечивает более благоприятные условия для системы регулирования давления воз­ духа в кабине, для режима работы компрессоров.

Определение величины теплового потока от оборудования. Выде­ ление тепла оборудованием, расположенным в кабине, обычно

рассчитывается по формуле
0об = Щ ( 1 - Л/),	(4.6)

где Nj — потребляемая мощность отдельных установок оборудо­ вания, работающих одновременно; щ — КПД /-го устройства.

Весьма сложно учесть тепловой поток оборудования на неустановившемся тепловом режиме. Поэтому более надежным явля­ ется использование экспериментальных данных.

Определение величины теплового потока от экипажа и пассажи­ ров. Как было отмечено в разд. 2.3, количество тепла, выделяемого человеческим организмом, может колебаться в довольно широких пределах и зависит от тяжести выполняемой работы, теплового воздействия окружающей среды и т. п. Выделяемое тепло переда­

104 Авиационные системы кондиционирования воздуха

ется в окружающую среду конвекцией, излучением, теплопровод­ ностью, а также с парами воды, испаряемой при дыхании и по­ тоотделении.

Ориентировочная величина теплового потока от людей считает­ ся равной: для пассажиров (в состоянии покоя) — примерно 100 Вт; для летчиков при совершении простого полета — 130 Вт, при со­ вершении полета средней сложности — 200 Вт, во время сложного полета — 300 Вт.

Определение величины теплового потока от солнечного излуче­ ния, проникающего в кабину через остекленные участки поверхнос­ ти. Поток солнечной радиации на уровне земной орбиты за пре­ делами атмосферы составляет 1388 Вт/м2. Проникновение сол­ нечного излучения внутрь кабины существенно влияет на ее тепловой режим, в особенности, когда застекленные участки име­ ют относительно большую суммарную площадь.

Солнечное излучение может существенно повысить темпера­ туру наружной поверхности JIA и воздействовать на тепловой ре­ жим кабины соответствующей передачей тепла через стенки теп­ лопроводностью.

Зависимость, по которой подсчитывается тепловой поток от проникающего в кабину солнечного излучения, сравнительно проста:

Qc = W o X A ^ c o s c p ,

(4.7)

где kc — коэффициент, учитывающий состояние атмосферы (об­ лачность, запыленность и т. п.) и время суток; kh — коэффициент, учитывающий изменение потока солнечного излучения с высотой; /0 — солнечная постоянная (1388 Вт/м2); Dci — коэффициент пропускательной способности остекления, зависящий от толщины, числа слоев, материала остекления, угла падения солнечных лучей;

— площадь рассматриваемого участка остекления; щ — угол па­ дения солнечных лучей; / — номер участка, в пределах которого конструкцию и свойства остекления можно считать неизменными.

Сложность точных расчетов по формуле (4.7) связана с недоста­ точной определенностью коэффициентов кс и kh, принимаемые в расчетах значения которых приведены в ряде источников, напри­ мер в работе [11]. Для расчетов можно полагать kckhI0= 1000 Вт/м2.

Определение величины теплового потока инфильтрации. Для JIA учет теплового потока инфильтрации может оказаться существен­ но важным лишь в случаях обогрева и охлаждения негерметичес­ ких кабин.

Теоретическое определение расхода воздуха через неплотности т* Нф является, как правило, затруднительным, так как заранее редко бывают известными размеры щелей и отверстий. Поэтому

Тепловой режим кабин и отсеков JIA и факторы, его определяющие 105

оценку теплового потока инфильтрации надежнее всего произво­ дить по экспериментальным данным.

Определение величины теплового потока от стенок кабины или отсека. Сложность процесса теплообмена через стенки, связанная с быстрым изменением условий полета и вызванной этим нестационарностью теплового режима, недостаточная определенность условий теплоотдачи от воздуха к поверхности стенок привели

ктому, что число предложенных методов расчета довольно велико.

Вобщем случае при определении теплового потока через стен­ ку необходимо прежде всего решать уравнение теплового баланса ее наружной поверхности. Для стенок, выходящих на поверхность ЛА, указанное уравнение теплового баланса может быть записано следующим образом (в удельных величинах, приходящихся на единицу площади поверхности):

(Jam + ?С + - Ящч. - ХдТ/дп = 0,

(4.8)

где qaTM— удельный тепловой поток, возникающий в результате конвективного теплообмена с окружающей средой; qc — удельный тепловой поток от солнечного излучения, падающего на рассмат­ риваемый участок поверхности; q3 — тепловой поток, обуслов­ ленный излучением Земли; <?луч — тепловой поток, теряемый по­ верхностью вследствие лучеиспускания; X — коэффициент теп­ лопроводности материала, выходящего на наружную поверхность стенки; дТ/дп — градиент температуры стенки у ее поверхности (положительным принято направление внешней нормали к по­ верхности).

Тепловой поток qaTMв зависимости от внешних условий может отражать проявление различных физических механизмов и соот­ ветственно этому может быть вычислен с помощью зависимостей различного вида. Например, при стоянке самолета на земле сле­ дует принимать за расчетный режим теплоотдачу от наружной по­ верхности естественной конвекцией, при полете в разреженной атмосфере на больших высотах (80...200 км) характерным стано­ вится свободномолекулярный режим течения с дополнительными тепловыделениями от рекомбинации ионизированных частиц. При полете в плотных слоях атмосферы конвективный теплооб­ мен зависит от режима обтекания поверхности — турбулентного или ламинарного, а также от ряда других факторов.

Для нахождения величины конвективного теплового потока чаще всего используется соотношение

<7атм = а (Те ~ Тцд,

(4.9)

где а — коэффициент теплоотдачи; Те — равновесная температура набегающего потока, т. е. температура, которую принимает в этом

106 Авиационные системы кондиционирования воздуха

потоке идеально теплоизолированная стенка; Tw — температура поверхности стенки.

Все различия в характере любых возможных конвективных ре­ жимов теплообмена отражаются в значении коэффициента теп­ лоотдачи, для условий полета современных самолетов он равен примерно 100 Вт/(м2 *К).

Тепловой поток q~ может быть найден из уравнения, аналогич­

ного уравнению (4.7):
qc = fccMoE^iCosq),-,	(4.10)

где — коэффициент поглощательной способности материала стенки по отношению к солнечным лучам. Для алюминиевых об­ шивок, покрытых белой краской или без покрытия: Д. = 0,2...0,5.

Тепловой поток q3в общем случае складывается из двух состав­ ляющих: из отраженного солнечного потока и собственного теп­ лового излучения земной поверхности и атмосферы. Осредненное значение указанных тепловых потоков вблизи поверхности Земли составляет соответственно 280 и 210 Вт/м2.

Тепловой поток q излучаемый с единицы поверхности JIA, можно вычислить, воспользовавшись формулой Стефана—Боль­ цмана:

0луч = есто ТА,

(4.11)

где £ — степень черноты поверхности стенки; ст0 — постоянная Стефана—Больцмана, а0 = 5,68 • 10-8 Вт/(м2 • К4); Т — абсолют­ ная температура поверхности. Значения степени черноты для алюминиевых сплавов составляют примерно 0,05...0,10; для белых лакокрасочных покрытий и для оргстекла — 0,80...0,95.

Последний член уравнения теплового баланса (4.8) выражает величину теплового потока, идущего с наружной поверхности внутрь стенки. В записанной форме данное соотношение спра­ ведливо как для стационарного, так и для нестационарного режи­ ма теплопроводности. Очевидно, что определение значения гра­ диента температуры дТ/дп представляет значительные трудности. В простейшем случае стационарного одномерного теплового по­ тока величина qCTможет быть найдена по формуле

? с т = М ^ - Тк),

(4.12)

где kj, — коэффициент теплопередачи через стенку с учетом усло­ вий теплоотдачи внутри кабины или отсека.

Для плоских многослойных стенок коэффициент теплопереда­ чи ку в уравнении (4.12) представляется соотношением

Способы обогрева кабин		107
К = —г-^------ ,		(4.13)
	1
1 г + —
h	«вн

где 5/, А,, — толщина и коэффициент теплопроводности /-го слоя стенки; авн — коэффициент теплоотдачи от внутренней поверх­ ности стенки к воздуху кабины.

Сравнение отдельных членов уравнения теплового баланса на­ ружной поверхности показывает, что в большинстве случаев в его решении могут быть допущены некоторые упрощения. В частно­ сти, можно не учитывать теплового излучения Солнца и Земли. Допускаемая при этом ошибка не будет превышать нескольких градусов.

Роль собственного теплового излучения с наружной поверх­ ности в окружающее пространство возрастает с увеличением сте­ пени нагрева стенки. В частности, излучаемый тепловой поток становится сопоставимым с потоком солнечной радиации при температуре поверхности, примерно равной 120 °С. При полете со скоростью, соответствующей числу М к 2,5, понижение темпера­ туры поверхности вследствие лучеиспускания составляет пример­ но 10 °С. Приведенные данные показывают, что во многих случаях можно пренебрегать и собственным тепловым излучением повер­ хности стенки.

Таким образом, для предварительных расчетов очень часто оказывается допустимым при определении теплового потока через стенку принимать температуру наружной поверхности в полетных условиях равной равновесной температуре Те. При определении температуры наружной поверхности во время стоянки самолета на земле допустимо не учитывать тепловой поток внутрь стенки.

В первом приближении можно принимать значение коэффи­ циента теплопередачи к = 1 Вт/м2 • К для ГК легких маневренных самолетов и к = 0,86...0,89 Вт/м2 для кабин пассажирских само­ летов. При этом считать теплопередающей поверхностью всю по­ верхность фюзеляжа, занятую пассажирскими салонами.

4.2. СПОСОБЫ ОБОГРЕВА КАБИН

Обогрев воздухом, отбираемым от компрессоров воздушно-реак­ тивных двигателей (ВРД). В случае применения в силовых уста­ новках JIA ВРД (ТРД, ТВД и др.) решение задачи обогрева кабин не представляет сложности, так как при существующих степенях сжатия в компрессорах температура воздуха в них оказывается вполне приемлемой для целей обогрева. Практически обогрев

108 Авиационные системы кондиционирования воздуха

герметических кабин всех современных пассажирских (например, Ту-134, Ту-154, Ту-204, Ил-86, Ид-96, Як-40, Як-42 и др.) и ско­ ростных маневренных самолетов осуществляется горячим возду­ хом, отбираемым от компрессоров ВРД.

В многоступенчатых компрессорах отбор воздуха можно осу­ ществить и от промежуточных ступеней, руководствуясь следую­ щими соображениями. Температура сжатого воздуха может быть определена по известной из термодинамики формуле

/ к - 1

Т	= Т 1 +	(4.14)
JK	лъх	^к

где ТК— температура сжатого воздуха на выходе из компрессора, К; Гвх — температура воздуха на входе в компрессор, К; для ави­ ационных компрессоров температура воздуха на входе обычно равна температуре торможения; як — степень сжатия в компрес­ соре, равная отношению ръых/рш', к — показатель адиабаты, для воздуха к = 1,4; rjK— КПД компрессора, в первом приближении его можно принимать равным 1 (фактически для авиационных компрессоров г|к = 0,8...0,9).

Степень сжатия многоступенчатого компрессора можно выра­ зить следующим образом (если степени сжатия всех ступеней оди­ наковы):

к1	(4.15)

где як1 — степень сжатия одной ступени; п — число ступеней

вкомпрессоре до точки отбора.

Сучетом приведенных соотношений подходящую для целей обогрева ступень компрессора можно найти по формуле

Т

l g ^
п = 3,5-— —.	(4.16)
lg7tK,

П р и м е ч а н и е . Для осевых компрессоров авиационных двигателей (АД) сте­ пень сжатия одной ступени обычно составляет 1,2... 1,4; для центробежных комп­ рессоров — 4...5.

Использование тепла выхлопных газов двигателей силовой уста­ новки. В тех случаях, когда в силовых установках применяются поршневые двигатели, можно использовать для обогрева кабин

Принципы охлаждения, используемые в авиационной технике 109

тепло выхлопных газов двигателей (например, на самолете И л-14). Для этого требуется установить на выхлопных трубопроводах спе­ циальные теплообменники (ТО). Выхлопные газы имеют обычно довольно высокую температуру, доходящую до 800 °С и более, и отличаются большой химической агрессивностью, поэтому ТО должны изготавливаться из жаро- и коррозинно-стойких сталей, кроме того, в них должна быть предусмотрена защита от возмож­ ного проникновения выхлопных газов в каналы кабинного воздуха.

Применение специальных бензиновых или керосиновых обогрева­ телей. При определенных обстоятельствах это оказывается целе­ сообразным по условиям компоновки или другим мотивам. Дан­ ные обогреватели содержат специальные камеры сгорания и теп­ лообменные устройства, в которых производится подогрев воздуха, идущего на вентиляцию кабины, например, вертолета Ми-8.

Бензиновые и керосиновые обогреватели имеют сравнительно небольшую установочную массу и обладают достаточно высокой экономичностью в потреблении топлива. Так, при теплопроизводительности в 45 кВт, достаточной для обогрева кабины самолета Ту-134, расход топлива составляет примерно 5,5 кг/ч.

Электрообогрев является очень удобным методом получения тепла. Электрообогреватели отличаются простотой конструкции и легкостью осуществления дистанционного управления и автома­ тизации работы. Однако, как правило, располагаемой мощности бортовых источников электроэнергии не хватает для обогрева всей кабины в целом. Поэтому известны лишь единичные случаи электрообогрева полного пространства кабины (например, на са­ молете «Электра» фирмы Локхид), а чаще всего электрообогрева­ тели используются для решения локальных задач.

4.3 . ПРИНЦИПЫ ОХЛАЖДЕНИИ, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ В АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКЕ

ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ ЗАДАЧ ОХЛАЖДЕНИЯ

При всем многообразии условий, встречающихся в технике ох­ лаждения, отличия принципиального характера возникают только в двух случаях. Характерным признаком этих случаев является соотношение между температурой, требуемой для охлаждаемого объекта, и температурой окружающей среды.

Температура объекта (кабины, оборудования и т. п.) выше тем­ пературы окружающей среды. При данных условиях сущность за­ дачи охлаждения сводится только к интенсификации процессов теплопередачи от объекта к среде, поскольку естественное направ­ ление теплового потока — из пространства с высокой температурой

110Авиационные системы кондиционирования воздуха

всторону низкой — совпадает с требующимся. Возможные затраты энергии и массы, а также применение вспомогательных устройств связаны только с решением задачи интенсификации теплообмена.

Температура, которую требуется поддерживать в охлаждаемом объекте, ниже температуры окружающей среды (точнее среды, в которую предстоит передать тепло от объекта охлаждения). Отли­ чие от предыдущего случая заключается в том, что при охлажде­ нии необходимо передавать тепло с менее высокого на более вы­ сокий энергетический (температурный) уровень, т. е. в направ­ лении, противоположном естественному. Из термодинамики известно, что осуществление указанного процесса искусственного охлаждения возможно лишь при условии дополнительных, спе­ циальных затрат энергии.

Вприроде существует достаточно большое число физических

ихимических явлений, сопровождающихся поглощением тепла

ипонижением температуры. В качестве примеров можно назвать: расширение газов (и других веществ); фазовые превращения (плавление и парообразование); растворение (для некоторых со­ четаний растворяемых веществ и растворителей); эндотермичес­ кие химические реакции; десорбцию; магнитотермические эф­ фекты; термоэлектрический эффект; энергетическое разделение потока в вихревых трубах (эффект Ранка); дросселирование (эф­ фект Джоуля—Томсона) и др.

Для определения минимального потребного уровня затрат энергии на искусственное охлаждение рассмотрим возможную последовательность идеальных процессов, составляющих замкну­ тый цикл. Условиями идеальности процессов являются: 1) отсут­ ствие внутренних потерь (на трение, вихреобразование и т.п.); 2) отсутствие неконтролируемого обмена энергией с окружающей

средой либо		с другими элементами рассматриваемой системы;
			3) обратимость, т. е. возможность осу­
			ществления процесса в обратном на­
	1	*	правлении при одних и тех же сочетани­
			ях рабочих параметров.
	Щ |||		В холодильном цикле Карно в качест­
			ве таких процессов, соответствующих ус­
		т	ловиям идеальности, предлагаются рас­
2			ширение, сжатие и теплообмен. В T—S
			(абсолютная температура — энтропия)
			координатах цикл Карно имеет форму
			прямоугольника 1 — 2 — 3 — 4, ограни­
а	AS	& S	ченного двумя изотермами 7 ^ и Тк и
			двумя изоэнтропами (рис. 4.2). Заметим,
Рис. 4.2. Диаграмма холо­			что в указанных координатах точками
дильного цикла Карно			в первом квадранте отображается поле