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

Влияние влажности воздуха на работу систем кондиционирования 151

15

5

-5

-15

-25

0.1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6 Р, МПа

Рис. 4.26. Зависимость температуры точки росы для воздуха на выходе из турбохо­ лодильника от давления на входе при фиксированной температуре подачи в состо­ янии насыщения:

Гвых — температура точки росы на выходе, °С; р, Тш — давление (МПа) и температура (°С) на входе в турбину

лении 0,5 МПа возрастает до 55 °С. Аналогичный, но меньший рост температуры точки росы при увеличении давления проис­ ходит при меньших влагосодержаниях. Из этих же графиков мож­ но установить, что температуре 15 °С при давлении 0,6 МПа со­ ответствует несколько меньшее насыщающее влагосодержание — 2 г/кг сух. возд.

Эти же зависимости можно представить по-другому. Пусть на входе в турбохолодильник влажный насыщенный (но не содержа­ щий жидкости!) воздух имеет одну и ту же заданную температуру Твх при разных давлениях. Спрашивается, какой будет темпера­ тура насыщенного влажного воздуха, если давление снизить до 0,1 МПа? Ответ показан на рис. 4.26 для входных температур 0; 5; 10; 15 и 20 °С. Из графиков видно, что воздух, охлажденный до +5°С при давлении 0,5 МПа, остается "сухим" до температуры —14°С при атмосферном давлении (р — 0,1 МПа).

В типовых схемах (см. рис. 4.3 и 4.4) простейшей системы ох­ лаждения воздушного цикла с отделением влаги за турбохолодиль­ ником (в линии низкого давления) для получения температуры на выходе, равной +3 °С, и давлении на входе в турбину, равном при­ мерно 0,5 МПа, достаточно обеспечить за воздухо-воздушным теплообменником (ВВТ) температуру порядка 70...80°С при вла-

152	Авиационные системы кондиционирования воздуха

госодержании 20 г/кг сух. возд. На выходе из турбины при этом образуется туман с водностью примерно 15 г/кг сух. возд., очень трудно отделяемый от воздуха из-за мелкой дисперсности капель воды. Чтобы получить воздух, не содержащий капельной влаги на выходе из турбины при температуре +3°С и менее, необходимо осуществить предварительную осушку воздуха до входа в турби­ ну, для чего требуется достигнуть при давлении 0,5 МПа более низкой температуры, примерно равной 5...10°С (см. рис. 4.25 и 4.26).

Указанная задача может быть решена путем введения в систему так называемой петлевой схемы, показанной на рис. 4.27 и вклю­ чающей теплообменник-конденсатор и теплообменник-перегре­ ватель. В горячей линии с высоким давлением теплообменни­ ка-конденсатора температура потока снижается до уровня тем­ пературы точки росы вследствие теплообмена с "холодным" воздухом, поступающим в линию низкого давления из турбохо­ лодильника. Конденсирующаяся влага начинает прежде всего осаждаться на холодных стенках. Впоследствии водяная пленка со стенок теплообменника стекает в форме струй и/или сравни­ тельно крупных капель в выходной трубопровод, где с помощью влагоотделителей простейшего типа она может быть удалена из воздуха. (В этом заключается одно из основных достоинств пет­ левых схем влагоотделения, поскольку, как это уже отмечалось выше, отделение влаги из потока, выходящего из турбохолодиль­ ника, крайне затруднено из-за чрезвычайно малых размеров (микронного уровня) капель, образующихся в проточной части турбины.)

После теплообменника-конденсатора осушенный во влагоотделителе воздух высокого давления поступает в теплообмен­ ник-перегреватель, основное назначение которого — снижение относительной влажности воздуха, прошедшего по линии высо­ кого давления через конденсатор и направляемого в турбохоло­ дильник, с целью предотвращения обмерзания и эрозии лопаток проточной части турбины. Наряду с выполнением этой функции применение перегревателя увеличивает энергетическую эффектив­ ность петлевой схемы, так как из-за роста температуры на входе

втурбохолодильник увеличивается и перепад температур на нем.

Свыхода турбохолодильника в линию низкого давления теп­ лообменника-конденсатора поступает мелкодисперсный туман, содержащий, в зависимости от уровня температуры, капли воды (которые могут быть переохлажденными при отрицательных тем­ пературах), кристаллики льда или их смесь. Этот поток "холодной" линии теплообменника-конденсатора нагревается, и, даже при сравнительно невысоком значении эффективности (х 0,4) кон­ денсатора, вся вода, находящаяся в жидком и твердом состоянии,

Влияние влажности воздуха на работу систем кондиционирования 153

В о з д у х о з а б о р н и к

может испариться. Следует заметить также, что количество воды, проходящей через турбохолодильник и линию низкого давления конденсатора в петлевых схемах влагоотделения, сравнительно невелико вследствие сепарации сконденсировавшейся воды до входа в турбину. Указанный факт является дополнительным до­ стоинством петлевых схем влагоотделения. Однако наличие в по­ токе хотя бы небольшого количества переохлажденных капель и кристаллов льда может вызвать частичное или полное обледене­ ние входных кромок теплообменного пакета и даже закупорку его каналов, что равносильно отказу системы. Для предотвраще­ ния подобных явлений приходится в конструкции теплообмен­ ников-конденсаторов предусматривать специальные противообледенительные элементы или системы (иногда постоянного действия), организовывать обводные каналы либо принимать какие-нибудь другие специальные меры.

Например, с целью преодоления упомянутого выше недостат­ ка петлевых схем влагоотделения (обмерзание тракта низкого, а иногда и высокого давления теплообменника-конденсатора) на самолете Боинг-777 в турбохолодильнике применена двухсту­ пенчатая турбина, что позволило перевести конденсатор и пере­ греватель в область положительных температур (рис. 4.28). При температуре —12°С на выходе из второй ступени турбины в по-

154	Авиационные системы кондиционирования воздуха

Рис. 4.28. Использование турбохолодильника с двухступенчатой турбиной для за' щиты теплообменников петлевой схемы от обмерзания:

Tl, Т2 — первая и вторая ступени турбины [59]

токе воздуха могут содержаться кристаллы льда, но их количество сравнительно невелико, так что подмешивание к данному потоку рециркуляционного воздуха из кабины позволяет полностью ис­ парить конденсат.

Петлевые схемы влагоотделения используются на самолетах различного назначения (аэробусы А-330, А-340, А-380, Боинг-757, Боинг-767, Боинг-777, Ту-204, Ил-96, F-15, F-18, F-22 и др.).

4 .6 . ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ СКВ С ВОЗДУШНЫМ ЦИКЛОМ ОХЛАЖДЕНИЯ (ПО ВЫСОТЕ И СКОРОСТИ ПОЛЕТА)

При проектировании систем охлаждения их расчетные пара­ метры определяются обычно для одного наиболее нагруженного в тепловом отношении режима полета. Считается, что все осталь­ ные режимы, как более легкие, будут обеспечиваться автомати­ чески и может потребоваться лишь соответствующее уменьшение холодопроизводительности системы, например, посредством ре­ гулирования.

На практике, однако, нередки случаи, когда созданная систе­ ма, удовлетворительно работающая в режиме максимальных теп­

Области применения СКВ с воздушным циклом охлаждения

155

ловых нагрузок, не обеспечивает требуемого охлаждения, напри­ мер, на режиме планирования самолета. Указанные обстоятельства заставляют обращать внимание на возможные изменения пределов работоспособности систем в зависимости от условий полета.

Как известно, холодопроизводительность систем определяется двумя независимыми, но не вполне равнозначными параметрами: температурой и расходом воздуха на выходе из системы. Нерав­ нозначность их заключается в том, что получить требуемый рас­ ход воздуха для обеспечения заданной холодопроизводительности в современных авиационных СКВ обычно технически проще, чем охладить воздух до более низкой температуры. Кроме того, повы­ шение температуры на выходе из системы до уровня, превосхо­ дящего заданную температуру в охлаждаемом объекте, не может быть компенсировано никаким увеличением расхода воздуха. По­ этому представляется возможным и целесообразным оценивать работоспособность авиационных систем охлаждения только по одному параметру — температуре воздуха на выходе из системы, считая, что требуемый расход поддерживается на постоянном уровне специальной системой регулирования.

Используя температуру на выходе в качестве критерия рабо­ тоспособности систем охлаждения, можно выявить области режи­ мов полета, в которых система справляется с возложенными на нее функциями. Сопоставляя конфигурацию этих областей с кри­ выми, изображающими возможные режимы полета данного само­ лета, можно более обоснованно и наглядно выявить зоны дейс­ твительно критические для рассматриваемой системы охлажде­ ния, причем в случае необходимости несложно учесть и тот факт, что в различных точках профиля полета может требоваться своя определенная (не обязательно экстремальная) температура возду­ ха на выходе из системы.

Системы охлаждения воздушного цикла являются наиболее распространенными в современной авиационной технике. Поэ­ тому рассмотрим, как зависят их характеристики от скорости и высоты полета.

Для идеальных систем охлаждения воздушного цикла темпера­ тура воздуха на выходе из системы, состоящей из компрессора, ВВТ и ТХ, не изменяется при изменении скорости полета.

В реальных системах все процессы сопровождаются каки­ ми-либо потерями. В результате в таких системах температура воздуха на выходе всегда выше, чем в идеальных, причем эта раз­ ница возрастает с увеличением температуры набегающего потока при соответствующем увеличении скорости полета.

Данное обстоятельство приводит к тому, что с ростом скорости полета температура на выходе из системы неуклонно возрастает. Таким образом, всегда существует скорость полета, при превыше­

156	Авиационные системы кондиционирования воздуха

нии которой система становится неработоспособной вследствие перехода температуры на выходе за требуемый уровень. Ограниче­ ния, накладываемые на отдельные параметры, например ограни­ чение максимальной степени расширения, или ухудшения харак­ теристик отдельных агрегатов, вызванные достижением нерасчет­ ного режима их работы, дополнительно уменьшают предельную скорость полета.

Изменение высоты полета сказывается двояко на условиях ра­ боты авиационных систем охлаждения. С одной стороны, умень­ шение температуры в тропосфере с ростом высоты приводит к со­ ответствующему отодвиганию скоростной границы, при которой достигается максимально допустимая температура на выходе из системы. С другой стороны, уменьшение давления с высотой при­ водит к соответствующему уменьшению давления за компрессо­ ром. Если бы давление в кабине при этом оставалось равным ат­ мосферному, то степень расширения воздуха в ТХ сохранялась бы неизменной и температура на выходе из системы не зависела бы от высоты. Однако, поскольку для современной авиации харак­ терно использование ГК, в которых поддерживается повышенное по сравнению с окружающим давление, увеличение высоты по­ лета приводит к уменьшению степени расширения воздуха в ТХ и, следовательно, к сокращению диапазона скоростей, где обес­ печивается работоспособность системы. Наиболее отчетливо это должно проявляться в стратосфере в условиях постоянства тем­ пературы окружающей среды.

Уменьшение давления с высотой может ограничивать приме­ нение не только системы охлаждения, но и всего JIA в целом, ког­ да с помощью имеющегося на борту компрессора вообще не уда­ ется обеспечить требуемого давления в кабине.

Области применимости авиационных систем охлаждения раз­ личного типа могут быть определены с помощью соответствую­ щих расчетов на ЭЦВМ.

РАСЧЕТ ГРАНИЦ ПРИМЕНИМОСТИ СИСТЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ

ВОЗДУШНОГО ЦИКЛА С ПОМОЩЬЮ ЭЦВМ

На каждой рассматриваемой высоте итоговая зависимость пре­ дельной для данной системы скорости полета от характеристики отдельных агрегатов складывается из соотношений, отражающих изменения температуры охлаждаемого воздуха, происходящие по тракту системы.

Рассмотрим, как можно решить поставленную задачу для не­ которых вариантов систем охлаждения воздушного цикла. Ана­ лиз позволяет представить довольно большую группу указанных систем двумя вариантами принципиальных схем (рис. 4.29). На схемах отражено максимальное число агрегатов охлаждения, ко-

	Области применения СКВ с воздушным циклом охлаждения				157
	Рис. 4.29. Принци­
	пиальные схемы
	систем охлаждения:			Вкабину
	а — с ТХ; б — с ТХ
	с наддувом; 1 — кол­
	лектор отбора воздуха
	от компрессора двига­
	теля (или нагнетателя);
	2, 2а -	-	ВВТ; 3 —
	ВВИТ; 4		ТВТ; 5 -
	ТХ; 5а	—	турбохоло­
	дильник	с	наддувом;

6 — турбина; 7 — вен­ тилятор; 8 — компрес­ сор ТХ

в)

торые могут использоваться в анализируемых системах. Последова­ тельность включения агрегатов соответствует предполагаемой до­ стижимости на каждой очередной ступени все более низких темпе­ ратур воздуха. При назначении эффективности агрегата, равной нулю, любой из элементов системы может быть фактически исклю­ чен из схемы. Этим обеспечивается возможность получения допол­ нительных вариантов схем на базе только двух изображенных.

В основу расчетов представленных схем положены следующие зависимости и соотношения.

1.Изменение давления и температуры по высоте определяется по формулам стандартной атмосферы.

2.Давление и температура торможения вычисляются по фор­ мулам

Дорм = Рн( 1 + 0,2М2)3’5; 7;орм = Т„(1 + 0,2М2).

3.Предполагается, что давление в ГК является заданной фун­ кцией высоты полета и поддерживается на требуемом уровне с по­ мощью специального регулятора.

4.Давление воздуха на входе в компрессор (или в специальный нагнетатель) определяется по давлению торможения с учетом воз­ можных потерь в воздухозаборнике.

158Авиационные системы кондиционирования воздуха

5.Давление за компрессором находится по значению степени сжатия як, которая считается известной или заданной:

Рк ~ пкРвх-

6.Гидравлические потери давления в агрегатах (кроме ТХ) и в воздухопроводах системы оцениваются с помощью статистичес­ ких коэффициентов относительных потерь.

7.Конкретные различия между ТО учитываются разницей тем­ ператур соответствующих хладоносителей, а также КПД.

В частности, для ВВТ, в котором в качестве хладоносителя ис­ пользуется атмосферный воздух, его входная температура прини­ мается равной температуре торможения.

В случае водовоздушного испарительного теплообменника (ВВИТ) температура хладоносителя считается равной температуре кипения воды на рассматриваемой высоте полета, причем если температура кипения оказывается выше, чем температура воздуха на ВВИТ, то следует рассматривать ТО неработающим (т. е. пред­ полагать, что в этом случае температура воздуха, проходящего че­ рез ВВИТ, не изменяется).

Для топливного ТО температура топлива на входе считается постоянной на всех режимах работы системы и равной, например, среднему или максимальному ее значению за полет. Указанное допущение принимается в связи с тем, что точный характер из­ менения температуры топлива в баках зависит как от типа само­ лета, так и от конкретного профиля полета.

8. В расчете можно при необходимости предусмотреть ограни­ чение величины, получающейся при вычислении степени расши­ рения. Такое ограничение в некоторых схемах реализуется с по­ мощью специальных агрегатов, а для схем, в которых ограничи­ тели степени расширения отсутствуют, введение определенного верхнего уровня данной величины позволяет приближенно учесть факт резкого уменьшения КПД турбины при переходе степени расширения за границы оптимальных значений.

Приведенные соотношения достаточно легко реализуются в виде программы на одном из алгоритмических языков для ЭЦВМ.

В частности, в осуществленном варианте программы опреде­ ление областей, в которых рассматриваемая система обеспечивает температуру на выходе не больше заданной, ведется в два этапа. На первом этапе для зафиксированной высоты полета методом "грубого" перебора скорости сравнивается: больше или меньше температура воздуха на выходе из системы по сравнению с задан­ ным значением. Факт перехода указанной температуры из области допустимых значений в область недопустимых значений и наобо­ рот служит сигналом для начала второго этапа расчета, в ходе ко­ торого отыскивается с заданной точностью значение скорости по­ лета, соответствующее моменту перехода.

Области применения СКВ с воздушным циклом охлаждения

159

ХАРАКТЕР ЗАВИСИМОСТЕЙ ПРЕДЕЛЬНОЙ СКОРОСТИ ОТ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА ДЛЯ НЕКОТОРЫХ ВАРИАНТОВ СИСТЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ

На рис. 4.30 представлены графики результатов расчета на ЭЦВМ границ применимости для пяти разновидностей систем охлаждения воздушного цикла со значениями параметров, харак­ терными для современных самолетов, и температурой на выходе +5°С.

График 1 очерчивает область применимости простейшей сис­ темы охлаждения, состоящей из ВВТ и ТХ (для рис. 4.29, а эф­ фективности ВВИТ и ТВТ приняты равными нулю). Правая гра-

0,5	1,0	1,5	М 0	м о		м
h, к м			Л , к м
©
15 , __	/& Ч	\
		'
10		i )	)
5	А	г
	У			1,0	2,0	М

Рис. 4.30. Графики областей работоспособности для некоторых вариантов систем охлаждения воздушного цикла:

1 — простая схема ВВТ + ТХ; 2 — схема с испарительным теплообменником ВВТ + ВВИТ +

+ТХ (для двух значений КПД турбины); 3 — схема с топливным теплообменником ВВТ +

+ТВТ + ТХ; 4 — простая система, содержащая турбохолодильник «с наддувом» (для трех значений степени сжатия воздуха в компрессоре двигателя); 5 — та же система (для двух зна­

чений КПД турбины турбохолодильника); 6 — схема, содержащая ВВТ с впрыском воды в продувочную линию + ТХ (цифрами обозначены варианты режимов работы систем: 1, 4 — работа без впрыска; 2, 5 — работа с впрыском воды, сепарированной влагоотделителем; 3, 6 — работа с впрыском воды из бака, в количестве, достаточном для обеспечения заданной степени насыщения продувочного воздуха; 1, 2, 3 —атмосферный воздух абсолютно сухой; 4, 5, 6 — относительная влажность атмосферного воздуха равна 50 %)

160 Авиационные системы кондиционирования воздуха

ница области, образуемая отрезками а и б, отражает характер из­ менения предельной скорости полета, при которой достигается заданная температура на выходе из системы (+5 °С) с изменением высоты. Видно, что на отрезке б, начинающемся с высоты 11 км и соответствующем постоянной температуре окружающей среды, предельная скорость уменьшается с высотой вследствие уменьше­ ния степени расширения воздуха на турбине ТХ, вызванного не­ обходимостью наддува кабины. На участке а этот фактор также действует (особенно сильно — начиная с высоты герметизации кабины), однако преобладающим оказывается уменьшение тем­ пературы в атмосфере с высотой, вследствие чего с увеличением высоты полета на данном участке предельная скорость также уве­ личивается.

Верхняя левая граница области (отрезок в) соответствует усло­ вию обеспечения в кабине требуемого по программе регулирова­ ния давления при постоянной степени сжатия воздуха в компрес­ соре (в данном расчете принято як = 4).

Максимально достижимые значения скорости и высоты полета для рассматриваемого случая, как видно из графика, равны при­ мерно М = 1,5 и h = 20 км, что согласуется с имеющимися дан­ ными по простейшим системам.

Графики 2 очерчивают область применимости системы ох­ лаждения, состоящей из ВВТ, ВВИТ и ТХ (для рис. 4.29, а при­ нята равной нулю эффективность топливного теплообменника). Штриховой и сплошной линией отражены соответственно харак­ теристики данной системы при изменении только величины КПД ТХ. Штриховой линией ограничена область, соответствующая меньшему значению КПД (0,45), сплошной линией — большему (0,55).

В очерченных областях для обоих случаев можно выделить две характерные зоны. Левая зона, по форме аналогичная области, представленной на графике 1, и отражающая, следовательно, ра­ боту только ВВТ и ТХ (испарительный ТО в этой зоне не работает, так как температура воздуха на входе в него оказывается меньше, чем температура кипения). Правая зона, факелом уходящая вверх вправо, характеризует влияние на работу системы дополнитель­ ного охлаждения воздуха в ВВИТ. Смещение этой зоны вправо с ростом высоты объясняется уменьшением температуры кипе­ ния воды при понижении атмосферного давления.

Общая конфигурация области в данном случае является доста­ точно сложной. Можно видеть, что на некоторых высотах сущес­ твует определенный интервал промежуточных по величине ско­ ростей полета, в котором система не обеспечивает требуемой тем­ пературы на выходе. Наиболее ярко это проявляется, когда при каком-то сочетании параметров агрегатов область применимости