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

Области применения СКВ с воздушным циклом охлаждения

161

системы охлаждения вообще становится двухсвязной, как пока­ зано на графике штриховой линией.

Использование в системе ВВИТ заметно увеличивает макси­ мальную скорость и высоту применимости систем охлаждения воздушного цикла, однако на больших высотах (более 20 км) диа­ пазон рабочих скоростей не очень велик.

График 3 очерчивает область применимости системы охлажде­ ния, состоящей из ВВТ, топливного ТО и ТХ (для рис. 4.29, а при­ нята равной нулю эффективность испарительного ТО).

Расчет выполнен в предположении, что температура топлива на входе в топливный ТО постоянна и равна +40 °С.

Поскольку принятая температура топлива заметно ниже тем­ пературы кипения воды, на малых высотах правая граница облас­ ти в этой зоне (отрезок а) соответствует существенно более высо­ ким скоростям по сравнению с системами, содержащими ВВИТ. При таких скоростях расчетная степень расширения воздуха в ТХ уже превосходит возможный предел и поэтому ограничивается за­ данным значением (равным 7). При постоянной степени расши­ рения в ТХ срабатывается постоянный перепад температур: пос­ тоянной температуре на выходе из топливного ТО соответствует постоянная температура торможения, что при падении темпера­ туры с высотой приводит к увеличению предельной скорости по­ лета (отрезок а), а для стратосферы (отрезок б) дает постоянную предельную скорость.

Левее верхней границы области (отрезок в) степень расшире­ ния в ТХ является недостаточной для охлаждения воздуха от тем­ пературы на выходе топливного ТО до установленной температу­ ры +5°С. Интересно заметить, что при малых скоростях полета (М < 1) данная граница проходит ниже, чем для простой системы (см. график 1), так как температура на выходе из ВВТ при этих ус­ ловиях оказывается ниже температуры топлива и в топливном теплообменнике происходит подогрев воздуха. Поэтому в данных системах целесообразно предусматривать устройства, отключаю­ щие топливные ТО, когда температура топлива выше, чем темпе­ ратура воздуха на выходе из ВВТ.

Графики 4, 5, 6 относятся к системам, в которых используются ТХ с наддувом. Графики 4 и 5характеризуют простейшие системы данного типа, состоящие только из первичного и вторичного ВВТ и ТХ (для рис. 4.24, б эффективности ВВИТ и ТВТ приняты рав­ ными нулю).

На графиках 4 продемонстрировано влияние на размеры об­ ластей применимости системы охлаждения степени сжатия ос­ новного источника давления системы (компрессора двигателя или специального нагнетателя). Видно, что с ростом степени сжа­ тия (в расчете были приняты значения як, равные 2; 3 и 4) размеры

6 - 1 1 3 6 2

162 Авиационные системы кондиционирования воздуха

области применимости несколько увеличиваются. Это относится в основном к верхней границе области, в то время как правая гра­ ница, в особенности после приближения степени расширения к своему предельному значению, смещается вправо заметно слабее.

Более существенное влияние на правую границу области при­ менимости оказывает изменение КПД турбины ТХ, как это сле­ дует из графиков 5 (штриховая линия соответствует КПД, равно­ му 0,45, сплошная — 0,65). В данном расчете степень сжатия ком­ прессора двигателя была принята равной 3.

Сопоставление графиков 4 и 5 с графиком 1 показывает, что в целом как для простых ТХ, так и для ТХ с наддувом форма и раз­ меры областей применимости оказываются приблизительно схо­ жими. Можно лишь еще раз отметить, что для достижения при­ мерно одинаковых показателей требуется меньшая степень сжа­ тия воздуха в компрессоре двигателя и, следовательно, меньшие энергетические затраты на работу системы.

На графиках 6 представлены результаты расчета пределов ра­ ботоспособности системы, состоящей из воздухо-воздушного теп­ лообменника с впрыском воды в продувочную линию и турбохо­ лодильника, для случаев относительной влажности атмосферного воздуха 0 (сухой воздух, кривые 1—3) и 50 % при повышенной на 22 °С температуре на всех высотах по сравнению со стандартной атмосферой (кривые 4—6).

Кривые 1 и 4 соответствуют режиму, когда впрыск не произ­ водится; кривые 2 и 5 — в продувочный воздух впрыскивается во­ да, сконденсировавшаяся и сепарированная в основном потоке; кривые 3 и 6 — в продувочный воздух впрыскивается вода из бака в количестве, достаточном для получения заданной степени на­ сыщения воздуха.

Для расчета были приняты следующие значения параметров системы: степень сжатия воздуха в компрессоре двигателя як = = 4,4; КПД воздухо-воздушного теплообменника цввт = 0,75; со­ отношение расходов по линиям теплообменника 1:1; КПД турби­ ны турбохолодильника r\jx = 0,85; предельная степень понижения давления на турбине турбохолодильника ятхпред = 7; требуемая температура на выходе из системы tK= +8 °С.

В результатах расчета системы с впрыском воды прежде всего обращает на себя внимание отсутствие на графиках варианта 2 (варианты обозначены цифрами 1...6 около соответствующих кривых). Причина проста: в сухом воздухе отсутствует влага, ко­ торую можно было бы выделить для последующего впрыска. Сле­ дует отметить, что при 50 %-ной влажности воздуха ни один из вариантов системы не является работоспособным у земли (до вы­ соты примерно 1 км), т. е. температура на выходе из системы пре­ вышает заданный уровень. Вместе с тем относительная влажность

Области применения СКВ с воздушным циклом охлаждения

163

атмосферного воздуха практически перестает оказывать влияние на характеристики систем на высотах более 3...5 км (варианты 1, 4, 5 я 3, 6 сливаются).

Применение впрыска из бака (варианты 1 и 3) довольно су­ щественно расширяет область работоспособности системы как по скорости (не менее чем на 0,45 числа Маха), так и по высоте полета (примерно на 2,5 км). Впрыск сепарированной воды расширяет область работоспособности системы только на ма­ лых высотах при умеренных (около М » 0,6) скоростях полета (кривая 5).

Примечательно, что варианты 5 и 6 на малых высотах совпа­ дают до скорости полета М » 0,6. Это означает, что на указанных режимах сепарированной воды хватает для заданного (в данном примере до 95 %) насыщения продувочного воздуха.

Затем можно проанализировать изломы кривых. Для вариантов 1, 4, 5, 6 первый из них происходит при скорости полета М » 1,2, что соответствует достижению на турбине турбохолодильника принятой для данного примера предельной (ограничиваемой) сте­ пени понижения давления, равной 7. Второй перелом в кривых 1, 4, 5 на высоте около 10 км отмечает конец участка, на котором степень понижения давления на турбине равна 7. На больших вы­ сотах степень понижения давления становится меньше 7 (и про­ должает уменьшаться). На высоте 11 км излом всех кривых соот­ ветствует переходу из тропосферы в стратосферу (температура ат­ мосферного воздуха перестает понижаться с высотой).

Обращаясь к верхней (высотной) границе работоспособности систем с впрыском воды из бака (варианты З я б ) , можно отме­ тить, что ее участок а является общим как для систем с впрыском, так и для систем без впрыска. Этот участок соответствует режи­ мам полета, на которых температура воздуха на входе в продувоч­ ную линию ВВТ (температура торможения) меньше 0 °С, и впрыск воды неосуществим. На участке б температура торможения ста­ новится положительной, но впрыск воды остается ограниченным из-за достижения равновесной температуры после испарения впрыснутой воды 0°С. И только на участке в хладоресурс впрыска начинает использоваться полностью.

Правая (скоростная) граница области работоспособности сис­ тем с впрыском воды из бака соответствует реализации возмож­ ностей предела расширительной способности турбины турбохо­ лодильника (в нашем примере равного 7).

Представленные расчетные данные по областям применимос­ ти различных систем охлаждения воздушного цикла носят при­ ближенный характер, так как получены без учета возможных кор­ ректив, связанных с изменением условий полета, целого ряда по­ казателей системы: коэффициента восстановления давления

6*

164Авиационные системы кондиционирования воздуха

ввоздухозаборнике, степени сжатия в компрессоре двигателя, КПД всех основных элементов (компрессора двигателя, теплооб­ менников, компрессора и турбины турбохолодильника), коэффи­ циента относительных потерь давления по тракту системы. Вмес­ те с тем, как это отмечалось выше и как было показано на пред­ ставленных графиках, имеется возможность задавать для расчетов различные значения перечисленных показателей для приближен­ ного очерчивания истинных границ применимости системы и для оценки возможного влияния отдельных показателей на положе­ ние этих границ. Указанные возможности являются весьма важ­ ными для проектирования систем особенно в случаях, когда ре­

жимы их использования близки к предельным.

Сопоставление полученных графиков с областью возможных режимов полета самолета или другого J1A, для которого проекти­ руется система, позволяет проверить, везде ли рассматриваемый вариант схемы является приемлемым, а также выявить зоны, в ко­ торых запасы работоспособности ограничены или, напротив, яв­ ляются чрезмерными.

4 . 7. ПРИМЕРЫ СИСТЕМ

КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

Система кондиционирования воздуха самолета Ту-204. Принци­ пиальная схема системы, в которой используется открытый воз­ душный цикл охлаждения, представлена на рис. 4.31 (система разработана НПО "Наука").

На самолете Ту-204 применены все имеющиеся к настоящему времени способы уменьшения взлетной массы самолета, связан­ ные с установкой СКВ, такие как применение трехколесного тур­ бохолодильника и петлевой схемы влагоотделения, отбор воздуха от двух ступеней компрессора двигателя, выпуск воздуха из ГК че­ рез выпускные клапаны (см. рис. 3.13), обеспечивающие частич-

Рис. 4.31. Принципиальная схема системы кондиционирования воздуха самолета Ту-204:

1,2 — регуляторы избыточного давления; 3 — предварительный ВВТ; 4 — жалюзийная за­ слонка; 5 — заслонка включения отбора воздуха от ВСУ; 6, 7— краны кольцевания; 8 — дат­ чик расхода воздуха; 9 — регулятор расхода; 10 — блок охлаждения; 11 — первичный ВВТ; 12 — регулируемый воздухозаборник; 13 — вторичный ВВТ; 14 — трехколесный турбохоло­ дильник (т — турбина, к — компрессор, в — вентилятор); 15 — перегреватель; 16 — конден­ сатор; 17, 19, 20, 25 — регулирующие заслонки; 18 — щелевой влагоотделитель; 21 — эжек­ тор-смеситель; 22 — кран подачи горячего воздуха; 23 — рециркуляционные вентиляторы; 24 —двухступенчатые фильтры; 26 — глушители шума; 27 — штуцер подключения наземного кондиционера

воздуха кондиционирования систем Примеры

а\

in

166 Авиационные системы кондиционирования воздуха

ную компенсацию потерь энергии на отбор воздуха в систему кон­ диционирования.

Отбор воздуха от компрессора маршевого двигателя и стаби­ лизация его параметров по давлению и температуре осуществля­ ются подсистемой отбора и предварительной подготовки воздуха, расположенной непосредственно на внешней поверхности двига­ теля (рис. 4.32, а).

На всех основных режимах полета воздух отбирается от фланца 7-й ступени компрессора высокого давления. В корпусе фланца встроен обратный клапан грибкового типа, предотвращающий перетекание воздуха в двигатель через 7-ю ступень при отборе от последней 13-й ступени. Далее воздух поступает на нормально открытый пневматический регулятор 2 избыточного давления, поддерживающий за собой давление 320 кПа. Этим же регулято­ ром производится штатное включение и выключение отбора воз­ духа.

На малых режимах работы двигателя (при планировании са­ молета) отбор производится от 13-й ступени компрессора и через нормально закрытый пневматический регулятор 1 избыточного давления, поддерживающий за собой давление 280 кПа, по тру­ бопроводу с шаровыми соединениями воздух поступает к выход­ ному регулятору 2. Оба регулятора избыточного давления имеют аварийные пневматические силовые приводы, перекрывающие отбор воздуха при отказах регуляторов или повышении темпе­ ратуры на выходе систем отбора за теплообменником 3 выше 250 °С.

Предварительное охлаждение воздуха до температуры 200 °С осуществляется в теплообменнике 3, установленном в окне обе­ чайки внешнего контура двигателя, воздухом вентиляторного контура. Регулирование температуры воздуха производится с по­ мощью жалюзийной заслонки 4, установленной на выходе тепло­ обменника.

Двухступенчатый отбор позволяет обеспечить стабильную по­ дачу воздуха в салоны на всех этапах полета, в том числе при сни­ жении на малом газе.

Установки охлаждения, выполненные в виде моноблоков 10 (см. рис. 4.32, б), производят дальнейшее охлаждение воздуха. Ус­ тановки обеспечивают подачу 15 кг/ч воздуха, отбираемого от двигателя, на одного пассажира. Величина расхода выбрана из ус­ ловия выполнения требований по поддержанию необходимого га­ зового состава воздуха в салонах.

Отличительными чертами установок являются использование трехколесной турбохолодильной машины 14 и схемы отделения влаги в линии высокого давления. Воздух через регулятор расхода 9 подается на первичный теплообменник 11 к охлаждается в нем

168 Авиационные системы кондиционирования воздуха

до температуры 150 °С, затем поступает в компрессор 14к, служа­ щий основным тормозом турбохододильной машины. Нагретый в компрессоре 14к воздух охлаждается в основном (вторичном) противоточном теплообменнике 13. Поток охлаждающего воздуха через первичный и вторичный теплообменники на стоянке созда­ ется вентилятором 14в трехколесной машины, а в полете — ско­ ростным напором.

Охлажденный в теплообменнике 13 воздух подается в контур отделения влаги, включающий конденсатор 16, влагоотделитель 18, перегреватель 15. В конденсаторе 16 воздух высокого давления охлаждается воздухом, поступающим с выхода турбины 14т. В пе­ регревателе 15 при подогреве воздухом с более высокой темпера­ турой, выходящим из теплообменника 13, испаряется незначи­ тельное количество влаги, оставшейся после щелевого влагоотделителя 18. Отделившаяся влага впрыскивается в охлаждающий воздух перед теплообменником 13.

Окончательное охлаждение воздуха происходит при его расши­ рении на турбине 14т. Мощность турбины отводится компрессо­ ром и вентилятором в соотношении 4:1. Вал турбохолодильной машины вращается в газовых опорах с частотой до 40 ООО об/мин.

Поддержание заданной температуры на входе в компрессор 14к обеспечивается изменением расхода охлаждающего воздуха через теплообменники установки охлаждения с помощью регули­ руемого воздухозаборника 12.

Регулирование температуры воздуха на выходе из установки осуществляется перепуском горячего воздуха со входа в компрес­ сор или из-за первичного теплообменника 11 на выход с помощью перепускных заслонок 17 и 20.

Пневматический перепускной клапан 19 обеспечивает подачу горячего воздуха на вход конденсатора 16 при повышении его гид­ равлического сопротивления в случае замерзания влаги на вход­ ном фронте и трубках конденсатора.

Установка охлаждения воздуха с трехколесной турбохолодиль­ ной машиной и отделением влаги в линии высокого давления пе­ ред турбиной позволила на 50 % повысить холодопроизводительность системы по сравнению с традиционными схемами.

Непосредственно на выходе из установок охлаждения располо­ жены узлы эжектора-смесителя 21 для смешения рециркуляцион­ ного воздуха с воздухом, выходящим из установок. Смешение по­ токов обеспечивает повышение температуры смеси до +2...+3°С в режиме максимального охлаждения на земле. По центральному трубопроводу свежий воздух подается в кабину экипажа. Рецир­ куляционный воздух забирается из салонов вентиляторами 23, проходит через двухступенчатые фильтры 24 и подается к эжек­ тору-смесителю 21. Соотношение расходов свежего и рециркуля­

Примеры систем кондиционирования воздуха

169

ционного воздуха — 1:1, и общая подача воздуха в кабину состав­ ляет 30 кг/ч на одного пассажира.

С выхода эжекторов-смесителей 21 поток поступает в коллек­ тор холодного воздуха, а из него подается к распределительным коробам переднего и заднего салонов. Регулирование температу­ ры, осуществляемое раздельно для кабины экипажа, переднего и заднего салонов, производится подмешиванием к холодному потоку горячего воздуха из специального коллектора с помощью заслонок 25 с управляемым электроприводом.

Система кондиционирования воздуха вертолета Ми-8. На верто­ лете Ми-8, имеющем негерметическую кабину, задачи вентиля­ ции, обогрева и охлаждения обеспечиваются различными систе­ мами.

На рис. 4.33 представлена компоновка системы отопления и вентиляции пассажирского варианта вертолета, основные агре­ гаты которой расположены в капоте-обтекателе, являющемся продолжением правого подвесного топливного бака.

Рис. 4.33. Компоновка системы отопления и вентиляции пассажирского вертолета Ми-8:

1 — сетка; 2, 8, 12, 14 — трубопроводы; 3, 9 — вентиляторы; 4 — керосиновый обогреватель; 3, 6 — правый и левый вентиляционные короба; 7— патрубки индивидуального обдува пас­ сажиров; 10, 11 — левый и правый короба отопления; 13 — короба обдува стекол; 15 — за­ слонка; 16 — приемный патрубок

170Авиационные системы кондиционирования воздуха

Врежиме отопления воздух засасывается вентилятором 3 через воздухозаборник, защищенный сеткой 1, или (для ускоренного прогрева) из пассажирской кабины через отверстия в вентиляци­ онном коробе 5 и, нагреваясь в калорифере керосинового обог­ ревателя 4, подается в короба отопления 10, 11. Подача воздуха

вкамеру сгорания керосинового обогревателя по параллельной линии осуществляется тем же вентилятором 3, который вращается электродвигателем. Теплопроизводительность системы регулиру­ ется подачей топлива.

Врежиме вентиляции воздух проходит по тем же каналам без подогрева. Кроме того, атмосферный воздух от скоростного на­ пора поступает в приемный патрубок 16 и по вертикальному тру­ бопроводу 2 в вентиляционные короба 5, 6. В дополнение верто­ лет оборудован вытяжной вентиляцией, обеспечивающей прину­ дительный отсос воздуха из кабины вентилятором 9.

Вжаркое время года вертолет оборудуется двумя бортовыми фреоновыми кондиционерами (см. рис. 4.5). Все агрегаты кон­ диционеров, кроме испарителей, устанавливаются на месте ке­ росинового обогревателя. Для обдува конденсаторов использует­ ся тот же воздухозаборник, что и в системе отопления и венти­ ляции. Испарители кондиционеров располагаются на багажных полках в передней и задней частях кабины. Кабинный воздух, продуваемый вентиляторами через теплообменные каналы испа­ рителя, поступает обратно в кабину через поворотные лопатки, дающие возможность регулировать направление выхода холодно­ го воздуха [20].

Как видно из приведенных на рисунках компоновочных схем, СКВ занимают достаточно большие объемы, а следовательно, имеют значительные установочные массы. Масса СКВ и расход воздуха через системы некоторых современных отечественных пассажирских самолетов приведены в табл. 4.2.

					Таблица 4.2
		Масса СКВ и расход воздуха пассажирских самолетов
	Тип самолета		Взлетная масса,	Расход воздуха	Масса СКВ (включая
			кг	через СКВ, кг/ч	трубопроводы), кг
	Ту-204		93 850	4500	1555
	Ту-154М		100 000	5000	1800
	Ту-134		42 000	3500	1400
	Ил-86		208 000	14 000	2900
	Ил-62М		167 000	10 800	2600
	Як-42		54 000	4350	1200