Матвеенко А.М. (ред.) - Системы оборудования летательных аппаратов - 2005
.pdfПринципы охлаждения, используемые в авиационной технике 111
возможных состояний вещества, называемого применительно к рассматриваемой задаче рабочим телом.
Каждая точка характеризует всю совокупность параметров со стояния (давление, плотность, энтальпию и др.), которые, как по казано в термодинамике, являются однозначными функциями двух других параметров состояния (в данном случае — темпера туры и энтропии).
В исходном положении, характеризуемом точкой 7, рабочее тело (например, идеальный газ) имеет температуру, равную тем пературе окружающей среды. Воспринимать тепло от объекта ох лаждения с более низкой температурой Тк рабочее тело в состоя нии 1 неспособно. Чтобы понизить температуру рабочего тела до уровня Тк, осуществим его идеальное расширение. При идеаль ном расширении энтропия остается постоянной, а параметры (для идеального газа) изменяются по уравнению адиабаты
(4.17)
В состоянии, характеризуемом точкой 2, рабочее тело, будучи приведенным в тепловой контакт с объектом охлаждения, теоре тически способно воспринять от него заданное количество тепла Qx (потребная холодопроизводительность). В реальном процессе теплообмена для этого необходима разность температур между объектом охлаждения и рабочим телом. Однако существование конечного значения разности температур делает процесс тепло обмена необратимым, что противоречит требованию идеальности цикла. В то же время нулевая разность температур теоретически не препятствует теплообмену, только в реальных условиях тепло вые потоки, направленные навстречу друг другу, статически урав новешиваются. Для идеальной схемы можно допустить и неурав новешенную передачу тепла либо в одном, либо в другом направ лении в зависимости от требуемого хода процесса.
Передача тепла к рабочему телу при изотермических условиях будет приводить к возрастанию его энтропии в соответствии с из вестным из термодинамики соотношением dQ = TdS. Если холо допроизводительность системы Qx задана, то поглощение требу емого количества тепла приведет к изменению энтропии на AS = = Q J Тк. Заметим, что на диаграммах состояния обычно отобра жают экстенсивные параметры состояния — энтропию, энталь пию, объем и др. — в форме удельных величин, отнесенных к еди нице массы вещества. В соответствии с этим потребное измене ние энтропии Д S при заданной холодопроизводительности Qx будет зависеть от количества используемого в цикле рабочего тела.
112 Авиационные системы кондиционирования воздуха
На диаграмме наглядно воспроизводится графический эквива лент удельной холодопроизводительности системы в виде площа ди прямоугольника 2 — 3 — б — а, которая, как известно, равна произведению длины основания AS на высоту Тк. Для идеальных газов изобары на диаграмме состояния изображаются в виде вос ходящих вогнутых кривых. Это означает, что в точке 3 давление меньше, чем в точке 2, и, следовательно, линия 2 — 3 отображает процесс изотермического расширения рабочего тела.
Восприняв заданное количество тепла от объекта охлаждения, необходимо осуществить его передачу в окружающую среду. С этой целью из точки 3 начинается процесс идеального адиабат ного сжатия рабочего тела до достижения им температуры 7 ^ в точке 4. Теперь становится осуществимой обратимая передача тепла от рабочего тела в окружающую среду при нулевом перепаде температур аналогично процессу 2 — 3.
Если в процессе, начинающемся из точки 4, осуществить пе редачу только того тепла Qx, которое было воспринято рабочим телом от объекта охлаждения, то потребное изменение энтропии
^*^1 — Ос/Гокр
окажется меньше изменения энтропии AS в процессе, который показан линией 2 — 3 (так как Гокр > Тк), и процесс должен быть остановлен в точке Г, не совпадающей с точкой 1. Цикл окажется незавершенным. Чтобы вернуться в исходную точку 1 цикла, необходимо передать от рабочего тела в окружающую среду дополнительное количество тепла. Единственной воз можностью выполнения данного условия является использова ние для получения требуемого количества тепла дополнитель ного внешнего источника энергии.
Потребные затраты энергии от внешнего источника легко оп ределить по разности между количеством тепла, передаваемого от рабочего тела в окружающую среду в процессе, показанном ли нией 4 — 1, и количеством тепла, воспринимаемого рабочим те лом от объекта охлаждения в процессе, показанном линией 2—3.
N = T0KPA S - TKAS= (Токр - TK)AS.
Эти потребные затраты энергии наглядно представляются на диаграмме цикла площадью прямоугольника 1 — 2 — 3 — 4, рав ной произведению основания AS на высоту (7"окр — Тк).
Наряду с описанным «формальным» обоснованием потребнос ти затрат энергии для осуществления искусственного охлаждения можно дать и другую более «физичную» формулировку: затраты энергии в холодильном цикле требуются для переноса заданного количества тепла с низкого энергетического уровня, характеризу
Принципы охлаждения, используемые в авиационной технике 113
емого температурой Тк, на более высокий энергетический уро вень, характеризуемый температурой !roKp.
Для полноты описания холодильного цикла Карно необходимо отметить, что процесс, показанный линией 4— 1, с учетом отме ченных выше свойств идеальных газов представляет собой этап изотермического сжатия рабочего тела, а дополнительная работа, подведенная к рабочему телу, определяется как разность между затратами на сжатие в процессах, показанных линией 3 — 4— 1, и работой, получаемой при расширении рабочего тела в процес сах, показанных линией 1— 2 — 3.
Для оценки относительного уровня холодопроизводительности системы на единицу затраченной энергии используют параметр,
называемый холодильным коэффициентом: |
|
||||
V = |
= |
T*AS |
= |
1______ |
(Л1о\ |
* |
N |
(T0KP- T K)AS |
|
( Т ^ р / т у - Г |
> |
Из (4.18) следует, что удельные затраты энергии в идеальном холодильном процессе определяются только отношением темпе ратур Токр/Т к, что они возрастают при необходимости охлаждения объектов до более низких температур и что охлаждение до абсо лютного нуля технически недостижимо, так как требует бесконеч ных затрат энергии.
Холодильный коэффициент, представляющий собой отноше ние полезного эффекта — холодопроизводительности — к затра там энергии на охлаждение, по форме похож на коэффициент по лезного действия. Но при определении коэффициента полезного действия обычно исходят из того, что достигнутый энергетичес кий эффект получается непосредственно из затраченной энергии, в то время как в холодильном цикле энергия затрачивается только на перенос заданного количества тепла с одного энергетического уровня на другой. В частности, поэтому величина холодильного коэффициента может быть больше единицы (при 1 < 7 ^ /Тк < 2), даже принимать значение, равное бесконечности, что для коэф фициентов полезного действия в принципе невозможно.
Величиной, аналогичной КПД в холодильных процессах, яв ляется коэффициент г|х эффективности реальных систем охлаж дения, представляющий собой отношение холодильного коэффи циента tL p рассматриваемой системы к холодильному коэффи циенту К^ш цикла Карно:
Лх _ ^-Х.р/^-Х-ИД*
Проведенный анализ позволяет сделать следующие выводы:
■охлаждение в условиях, когда температура объекта ниже тем пературы среды, в которую передается тепло, возможно, но
114 |
Авиационные системы кондиционирования воздуха |
требует специальных затрат энергии и применения специаль ного рабочего тела;
■для осуществления процессов, обеспечивающих изменения со стояния рабочего тела, требуемых при искусственном охлаж дении, необходимы соответствующие технические устройства (в схемах процессов, аналогичных циклу Карно, — расшири тель, компрессор, теплообменники).
РАЗНОВИДНОСТИ СИСТЕМ И МЕТОДОВ ОХЛАЖДЕНИЯ, ИСПОЛЬЗУЕМЫХ В АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКЕ ПРИ КОНДИЦИОНИРОВАНИИ ВОЗДУХА КАБИН
Авиационные системы охлаждения отличаются достаточным разнообразием схем и использованием агрегатов различных ти пов. Поэтому возможна классификация систем охлаждения по различным признакам. По мнению авторов [57], наиболее суще ственные черты систем определяются применяемым рабочим те лом и используемыми принципами охлаждения. Названные отли чия позволяют выделить следующие типы систем и методов ох лаждения.
Системы охлаждения с воздушным циклом отличаются тем, что
вкачестве рабочего тела в них используется воздух, идущий для наддува и вентиляции кабин. Вид и последовательность процес сов обработки воздуха в системе охлаждения принципиально те же, что и в холодильном цикле Карно: сжатие — передача тепла
вокружающую среду — расширение — поглощение тепла в ох лаждаемом объекте. Основной особенностью рассматриваемой
системы является то, что благодаря использованию «вентиляци онного воздуха» цикл удается «разомкнуть» и исключить из числа необходимых агрегатов один ТО, поскольку рабочее тело погло щает тепло непосредственно внутри объема кабины и затем вы брасывается в атмосферу.
Схема системы и диаграмма реализуемого в ней цикла показа ны на рис. 4.3. На схеме представлены агрегаты, наиболее часто используемые в авиационных системах с воздушным циклом ох лаждения: источник сжатого воздуха — компрессор (К) ВРД, воз- духо-воздушный теплообменник (ВВТ) и турбохолодильник (ТХ).
Как видно из рис. 4.3, б, диаграмма воздушного цикла охлаж дения существенно отличается по форме от идеального цикла Карно в силу того, что реальные процессы теплообмена в ВВТ и
вкабине происходят не по изотерме, а по изобаре. Действительно, если пренебречь гидравлическими потерями, то давление воздуха
вканалах ТО и внутри кабины можно считать постоянным. Кроме того, в реальных условиях теплообмен возможен лишь при нали чии конечной разности температур. Сравнение диаграммы воз душного цикла охлаждения с диаграммой цикла Карно, теорети-
Принципы охлаждения, используемые в авиационной технике 115
Рис. 4.3. Схема системы охлаждения воздушного цикла с ТХ (а) и диаграмма цикла (б):
В— вентилятор;
Т- турбина
чески необходимого для получения той же холодопроизводительности, показывает, что по энергетическим затратам воздушный цикл заметно уступает циклу Карно. Кроме того, следует иметь в виду, что в реальных системах энергетическая эффективность еще более понижается в результате различных потерь, в частности, особенно сильно, если энергия, отводимая от турбины ТХ, в даль нейшем не используется полностью.
Несмотря на указанный недостаток, системы охлаждения воз душного цикла находят очень широкое применение в современ ной авиационной технике. Практически все современные само леты оборудованы такими системами. Причиной тому служит их простота, малая масса, нечувствительность к небольшим утечкам рабочего тела, вполне приемлемая надежность и низкая стои мость эксплуатации, а также возможность отбора от компрессо ров двигателей требуемого количества воздуха с достаточным для работы системы давлением.
Возможны различные разновидности систем охлаждения воз душного цикла (перечисленные, например, в книге [14]). Рассмот рим еще лишь один пример такой системы, в которой нагрузкой тур бины Т служит компрессор Кь используемый для дополнительного сжатия воздуха перед турбиной (рис. 4.4). Применение дополни тельного компрессора позволяет при прочих равных условиях пони зить требуемую степень сжатия воздуха в компрессоре двигателя и, следовательно, уменьшить затраты, связанные с отбором воздуха вы сокого давления. Заметим, что применение двухступенчатого сжатия и охлаждения, как это видно из диаграммы, уменьшает теоретически требуемую работу цикла в связи с уменьшением степени перегрева воздуха после каждого сжатия. Однако это одновременно приводит к необходимости некоторого увеличения суммарной массы ТО.
Системы с компрессионно-испарительным циклом охлаждения.
Эти системы базируются на использовании в качестве рабочих тел
116 |
Авиационные системы кондиционирования воздуха |
КИз атмосферы
/ |
I— |
Скоростной |
S ' |
напор |
_ |
Н1 |
|
|
В атмосферу |
|
В атмосферу |
Ф |
|
у |
Рис. 4.4. Схема системы охлаждения воздушно |
|
В атмосферу |
го цикла с турбокомпрессором (а) и диаграмма |
||
|
цикла (б) |
|
|
|
|
|
таких веществ, которые в ходе цикла претерпевают фазовые превра щения: переходят из жидкого состояния в парообразное и обратно.
Известно, что при постоянном давлении в процессе фазового пе рехода температура вещества сохраняется постоянной и при этом поглощается или выделяется определенное количество тепла. Ука занное обстоятельство соответствует на диаграмме состояния вещес тва совпадению изобар с изотермами в зоне влажного пара, что яв ляется очень важным, так как свойство веществ сохранять постоянс тво температуры во время испарения и конденсации позволяет осуществить холодильный цикл, близкий по форме к идеальному.
Действительно, реально возможными являются следующие про цессы.
1.Рабочее тело в жидком состоянии с небольшим содержанием
внем паровой фазы (рис. 4.5, б, точка I) подается в испаритель при
c o n s t
/«const
Перегретый
пар
Ватмо сферу
Влажный пар
S) s
Рис. 4.5. Схема системы охлаждения с компрес сионно-испарительным холодильником (а) и диаграмма цикла (б):
ИСП — испаритель; КОНД — конденсатор; КО —
укомпрессор основной; РВ — расширительный вен
В атмосферу У |
тиль; M — привод основного компрессора |
Принципы охлаждения, используемые в авиационной технике 117
температуре чуть ниже температуры объекта и, испаряясь, погло щает тепло. На диаграмме это соответствует переходу в точку 2.
2. Образовавшийся пар засасывается в компрессор (КО) и сжи мается, температура его повышается до значения, несколько пре восходящего температуру окружающей среды (точка 2). Вследс твие потерь при сжатии энтропия рабочего тела в точке 3 может стать больше, чем в точке 2.
3.Сжатый пар поступает в конденсатор, где он передает тепло в окружающую среду и конденсируется, переходя в жидкое состояние.
4.Жидкость-конденсат направляется через расширительное устройство снова в испаритель, после чего все процессы повторя ются. Расширительное устройство для жидкости может представ лять собой простой дроссель, так как ввиду несжимаемости жид кости энергия ее расширения невелика и потери от замены ак тивного расширения дросселированием незначительны. Наличие потерь при расширении проявляется в возрастании энтропии ра бочего тела в точке 1 по сравнению с точкой 4.
На рис. 4.5, б видно, что диаграмма рассмотренного цикла до статочно близка к диаграмме теоретически необходимого цикла Карно. Это определяет относительно высокую эффективность компрессионно-испарительных систем охлаждения, и КПД до стигает у них примерно 80 %.
Возможный вариант схемы авиационной компрессионно-ис парительной системы охлаждения показан на рис. 4.5, а. В соб ственно компрессионно-испарительную систему входят четыре аг регата: испаритель, компрессор, конденсатор и расширительный (регулирующий) вентиль. Представленный на схеме воздушный компрессор обеспечивает только наддув и вентиляцию кабины, а ВВТ — предварительное охлаждение сжатого воздуха. Естест венно, что степень сжатия воздушного компрессора и размеры ВВТ могут быть в данном случае намного меньше, чем в системах с воздушным циклом охлаждения. Привод основного компрессора КО системы может быть осуществлен от любого вспомогательного источника энергии, например, с помощью электродвигателя М.
В качестве рабочих тел в компрессионно-испарительных си стемах охлаждения использовали чаще всего фреоны, особенно стью которых являются широкий диапазон температур и давлений фазового перехода, малотоксичность и безопасность в пожарном отношении. Однако для предотвращения вредного воздействия на озоновый слой атмосферы принято решение заменить фреоны Другими веществами.
Высокий КПД компрессионно-испарительных систем, их срав нительная автономность, позволяющая обеспечить охлаждение кабины во время стоянки на земле, обусловливают в некоторых случаях целесообразность их применения на JIA. Пример: систе-
118 |
Авиационные системы кондиционирования воздуха |
мы охлаждения вертолета Ми-8 и самолета Ан-2 (сельскохозяй ственный вариант). Однако такие системы имеют бблыную массу и стоимость в производстве и эксплуатации по сравнению с сис темами охлаждения воздушного цикла.
Использование аккумулированного холода является одним из на иболее рациональных дополнительных способов охлаждения в ави ации при относительно малой продолжительности функциониро вания системы. В качестве источника аккумулированного холода чаще всего используются либо специальные хладагенты, запасае мые на борту JIA, либо топливо основной силовой установки, пока температура его остается приемлемой для целей охлаждения.
В качестве хладагента наиболее широко применяется вода или водоспиртовые смеси, последние — в тех случаях, когда требуется обеспечить низкую температуру замерзания жидкости. Вода явля ется наиболее эффективным хладагентом, поскольку обладает са мой высокой (после водорода) удельной теплоемкостью и очень большой теплотой парообразования.
Использование топлива в качестве хладагента является также очень эффективным и находит применение на большинстве ско ростных самолетов (при М > 1,3), например на самолете Ту-144, поскольку даже во время сверхзвукового полета топливо прогре вается сравнительно медленно. Опыт эксплуатации современных скоростных самолетов показывает, что температура топлива в ба ках к концу полета редко поднимается выше 70 °С, что является вполне приемлемым для охлаждения.
Термоэлектрическое охлаждение базируется на эффекте, откры том в 1834 г. физиком Пельтье, и заключается в том, что при про пускании постоянного тока через электрическую цепь, составлен ную из двух разнородных проводников (рис. 4.6), один из спаев проводников охлаждается, а другой — нагревается, причем «горя чий» и «холодный» спаи меняются местами при изменении направ ления тока. Количество тепла, поглощаемого холодным спаем, пропорционально силе тока и зависит от материалов проводников (1 и 2); чем больше разность термоэлектрических коэффициентов проводников, тем больше получается степень охлаждения.
Однако, несмотря на простоту и надежность, термоэлектричес кое охлаждение в связи с малой энергетической эффективностью (КПД » 5 %) применяется пока только для локальных задач (тер мостабилизация отдельных электронных блоков, глубокое охлаж дение приемников инфракрасного излучения и т. п.).
7
Рис. 4.6. Термоэлектрическое охлаждение:
1, 2 — проводники
Основные элементы СКВ, их устройство и принцип действия |
119 |
4 .4 . ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ АВИАЦИОННЫХ СКВ,
ИХ УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
ТЕПЛООБМЕННЫЕ АППАРАТЫ
Теплообменным аппаратом называется агрегат, в котором про исходит процесс передачи тепла от среды с большей температурой
ксреде с меньшей температурой.
ВСКВ применяются следующие типы ТО: ■ воздухо-воздушные (ВВТ);
■ топливовоздушные, в которых охлаждение воздуха происходит
спомощью топлива, подаваемого из баков в двигатели само
лета (ТВТ);
■испарительные, в которых охлаждение горячего воздуха проис ходит в результате изменения агрегатного состояния хладоносителя (воды, водоспиртовых смесей, сжиженных газов и т. п.).
Анализ современных СКВ показывает, что масса теплообмен ников на некоторых самолетах достигает 30 % массы системы.
Авиационные ТО характеризуются максимальной интенси фикацией теплообмена, минимальными габаритными размерами и гидравлическим сопротивлением. Это отличие приводит к при менению в конструкции тонкостенных материалов и обязатель ному при этом усложнению технологии изготовления.
В зависимости от направления относительного движения теп лоносителей ТО бывают прямоточные, противоточные и пере крестноточные. В прямоточных ТО тепло- и хладоносители дви жутся параллельно друг другу, поэтому разность температур по длине теплопередающей поверхности уменьшается (один поток охлаждается, а другой — нагревается) и этот тип ТО наименее эф фективен. В противоточном ТО потоки движутся навстречу друг другу, при этом разность температур мало изменяется и теорети чески можно теплоноситель охладить до входной температуры хладоносителя. Однако осуществить конструкцию противоточного компактного авиационного ТО не всегда удается. Поэтому на практике применяют перекрестноточные многоходовые ТО. В перекрестноточном многоходовом ТО (при двух-трех ходах) Удается обеспечить практически ту же эффективность, что и в противоточном. Обобщенной характеристикой совершенства ТО является эффективность или температурный КПД теплообменни ка г), представляющий собой отношение количества переданного тепла Qк максимально возможному Qmax. Выразив Qи Qmax через принятые в теплотехнике водяные эквиваленты w = т*ср и тем пературы потоков, имеем
120 Авиационные системы кондиционирования воздуха
ц = Q |
= ^ropC^ropi W 2 ) ^ |
(4 .1 9 ) |
^max |
^miri ( ^гор 1 _ ^хол 1) |
|
где индексы 1 и 2 относятся к входу и выходу соответственно го рячего (гор) и холодного (хол) теплоносителей; wmin — минималь ное из двух (по холодной или горячей линии) значений водяного эквивалента.
Эффективность ТО зависит от относительного движения теп лоносителей, отношения водяных эквивалентов и совершенства теплообменной поверхности, определяемой числом единиц пере носа тепла П, которое определяется как
П = - J — \ k j i F = |
(4.20) |
wmin |
wmin |
Современные ТО характеризуются значениями коэффициента теплопередачи Ат.ср = 75... 140 Вт/(м2 • К) [14]. Эффективность ТО равняется 0,5...0,95 и зависит в основном от его конструкции и со отношения водяных эквивалентов холодного и горячего потоков.
Одно и то же значение эффективности ТО может быть достиг нуто либо увеличением числа П, что приводит к увеличению пло щади теплообмена F, а следовательно, массы и объема ТО, либо увеличением расхода по холодной линии (водяного эквивалента и>хол), при этом установочная масса уменьшится, а стартовая будет увеличиваться.
Для авиационных теплообменников наиболее типичными яв ляются соотношения водяных эквивалентов wX0JI/w r0p = 2...3.
Выбор размеров ТО производится в каждом конкретном случае с учетом условий его компоновки на самолете.
По конструктивному оформлению теплопередающей поверх ности компактные ТО можно разделить на две группы — трубча тые и пластинчатые.
В трубчатых ТО горячий воздух высокого давления проходит внутри трубок, а хладоноситель — между трубок. На рис. 4.13 представлен общий вид трубчатого стального двухходового топ ливовоздушного теплообменника.
Большое распространение благодаря высокой интенсифика ции теплообмена, компактности и простоте изготовления полу чили пластинчато-ребристые ТО.
В пластинчато-ребрис тых ТО теплопередающая поверхность (рис. 4.7) состоит из плос
ких листов, между которыми располагаются гофрированные листы. Гофры, соединяя листы в монолитную конструкцию, вы-