Реферат: Проектирование системы кондиционирования воздуха среднемагистрального пассажирского самолета
Министерство образования и науки Российской Федерации
Федеральное агентство по образованию
НГТУ
Кафедра ТТФ
Курсовой проект
«Проектирование системы кондиционирования воздуха среднемагистрального пассажирского самолета»
Факультет: ЛА
Группа: ГС-61
Студент: Соколов Н.Н.
Преподаватель Спарин В.А.
Новосибирск
2010 г.
Задание на КП:
Тема: Проектирование СКВ среднемагистрального пассажирского самолета
Исходные данные: Проектирование СКВ производится для выбранного прототипа самолета. При этом считается известным все, кроме схемы, конструкции и характеристик системы кондиционирования.
Содержание расчетной части
1. Разработка техзадания на проектирование СКВ заданного типа самолета
2. Выбор и обоснование принципиальной схемы системы кондиционирования.
3. Выбор агрегатов и расчет распределения температур, давлений и влагосодержаний по трактам СКВ.
4. Моделирование работы системы кондиционирования воздуха на ЭВМ может выполняться совместно с п. 3.
5. Расчет трубопроводов системы кондиционирования :
а) определение диаметров трубопроводов ;
б) определение шага установки температурных компенсаторов по магистралям;
в) определение толщины стенок трубопроводов по условиям прочности;
г) расчет толщины теплоизоляции трубопроводов по условиям эксплуатации.
6. Описание работы проектируемой системы кондиционирования на различных этапах полета (отбор, обработка и регулирование параметров воздуха, подаваемого в кабину, салоны и техотсеки с БРЭО; кольцевание подсистем отбора воздуха от двигателей, ВСУ и подсистем охлаждения воздуха). Работа системы в аварийных ситуациях (отказ одного или нескольких двигателей, одной или нескольких подсистем СКВ).
7. Разработка варианта компоновки СКВ на летательном аппарате, обеспечивающего минимальное приращение взлетной массы самолета.
Содержание графической части
1. Принципиальная схема системы кондиционирования воздуха со всеми системами отбора, охлаждения, регулирования и раздачи воздуха по обслуживаемым зонам (кабинам, салонам, техотсекам). Схема выполняется в соответствии с требованиями ЕСКД с использованием программы АвтоКАД.
2. Плакат со схемой компоновки агрегатов и элементов СКВ на летательном аппарате в ортогональных проекциях или в аксонометрии с использованием программы АвтоКАД.
Содержание
Введение
1. Техническое задание на разработку системы кондиционирования воздуха среднемагистрального пассажирского самолета Ту-204
2. Выбор и обоснование принципиальной схемы системы кондиционирования
3. Тепло-влажностный расчет системы кондиционирования воздуха
4. Расчет трубопроводов системы кондиционирования
5. Приращение взлетной массы самолета при установке на нем данной СКВ
6. Сравнение альтернативной СКВ по приращению взлетной массы
7. Область применения проектируемой СКВ
Заключение
Список литературы
Введение
С развитием авиации развивалась и система кондиционирования воздуха (СКВ). С ростом высоты, скорости и времени полета появились гермокабины (КБ), подсистема кислородного питания, охлаждение ГК и БРЭО. Основной целью СКВ является создать на борту самолета условия для жизнедеятельности человека в полете: поддержание заданного давления, температуры и влагосодержания воздуха, очищение воздуха от вредных примесей и охлаждение БРЭО.
Кондиционированием воздуха называют автоматическое поддержание в кабинах ЛА параметров воздуха (температуры, давления, относительной влажности, чистоты и скорости движения) на определенном уровне с целью создания комфортных условий для экипажа и пассажиров в полете и на земле и обеспечения необходимых режимов работы охлаждаемого бортового оборудования.
Основные требования норм летной годности самолетов к работе СКВ и ее подсистем сводятся к следующим:
— СКВ должна обеспечивать заданные значения давления, влажности и газового состава воздуха в кабине на всех режимах полета и на земле независимо от внешних климатических условий. Функционирование СКВ в кабине не должно зависеть от работы других систем, использующих общие с ней источники сжатого воздуха.
— Наддув кабины должен осуществляться двумя или более источниками сжатого воздуха. При этом СКВ должна состоять не менее чем из двух независимых подсистем, поддерживающих в полете нормальные температурные условия в кабинах при выходе из строя одной из них.
— Температура воздуха в кабине и в отсеках должна задаваться и управляться независимо.
— Должна предусматриваться возможность обогрева и охлаждения кабин на земле без запуска двигателей с помощью бортовых и наземных устройств.
— На самолетах с продолжительностью полета больше двух часов необходимо предусматривать систему увлажнения для поддержания относительной влажности в кабине не менее 25%.
Целью данной работы является разработка системы кондиционирования воздуха среднемагистрального пассажирского самолета Ту-204 с помощью тепловлажностного расчета, т.е. определение таких параметров агрегатов СКВ, при которых температура и относительная влажность воздуха в кабине самолета находились бы в заданных пределах.
Расчет СКВ производиться приближенным методом на двух режимах работы СКВ: при стоянке самолета и в режиме крейсерского полета. Эти два режима являются предельными и любое изменение внешних параметров влияющих на работу СКВ ограничено ими. Внутренние параметры проектируемой СКВ определяются техническим заданием на ее разработку.
Помимо этого, в данной работе, производится расчет приращения взлетной массы самолета, вызванного установкой на нем данной СКВ, приближенный расчет трубопроводов системы кондиционирования и предлагаемая схема компоновки агрегатов и элементов СКВ на самолете.
1. Техническое задание на разработку системы кондиционирования воздуха среднемагистрального пассажирского самолета Ту-204
1.Наименование и условное обозначение разработки.
1.1.Наименование – система кондиционирования воздуха пассажирского самолета Ту-204.
1.2.Условное обозначение – СКВ.
2.Основанием для разработки является выбранный прототип самолета. При этом считается известным все, кроме схемы, конструкции и характеристик системы кондиционирования.
3.Цель разработки и назначение системы.
3.1.Целью разработки является создание системы кондиционирования воздуха для самолета Ту-204 с минимальной собственной массой и минимальными затратами топлива на работу системы.
3.2.Система предназначена:
— для создания и поддержания в кабинах самолета комфортный условий в соответствии с требованиями ЕНЛГС во всех ожидаемых условиях его эксплуатации;
— для подачи сжатого воздуха при запуске двигателей самолета от наземной и бортовой силовых установок, а также от собственных работающих двигателей;
— для обогрева в полете бортовой вспомогательной силовой установки и агрегатов заправки и слива системы водоснабжения;
— для наземного кондиционирования кабин самолета.
3.3.Система является съемным оборудованием.
4.Тактико-технические требования.
4.1.Состав системы.
4.1.1.Состав СКВ устанавливается согласно принципиальной схеме.
4.1.2. Постановка системы на самолет производиться поагрегатно.
4.2.Технические характеристики самолета Ту-204.
4.2.1.Состав экипажа (2 пилота, бортинженер, 4 бортпроводник).
4.2.2.Количество пассажиров (214 человек)
4.2.3.Объем кабины – 330 мі.
4.2.4.Диапазон высот полета – 0…12 км.
4.2.5.Диапазон высот крейсерского полета – 11…12 км.
4.2.6.Крейсерская скорость полета – 850 км/ч.
4.2.7.Скорость захода на посадку – 250…260 км/ч.
4.2.8.Практическая дальность полета – 3000 км.
4.2.9.Максимальный рабочий перепад давлений в кабине – 0,009 кПа.
4.2.10.Ожидаемые условия эксплуатации:
Давление и температура по ГОСТ 4401-81 (стандартная атмосфера).
Отклонения от среднего значения:
— температура по линии минимума для арктических условий и по линии максимума для тропических условий.
— Температура у земли от -60єС до +50єС
— Относительная влажность воздуха при температурах у замли –50…45єС до 90…100єС
4.2.11.Отбор воздуха для нужд СКВ производится:
— на стоянке (до запуска двигателей) – от вспомогательной силовой установки;
— после запуска двигателей в течение всего полета и до выключения двигателей – от компрессоров основных двигателей.
4.3.Технические характеристики СКВ:
4.3.1.СКВ в ожидаемых условиях эксплуатации должна соответствовать требованиям ЕНЛГС.
4.3.2.Каждая подсистема отбора воздуха от двигателя должна выполнять следующие функции:
— поддерживать постоянный расход воздух;
Допускается уменьшение расхода воздуха на режиме работы двигателей «малый газ», а также на высотах полета более 12 км.
Регуляторы расхода в каждой подсистеме должны быть продублированы.
— ограничивать избыточное давление в системе на уровне 600 кПа;
— поддерживать температуру на выходе из подсистемы 150…200єС и не допускать ее повышения более 250єС при отказе регулятора температуры. Включение и выключение отбора воздуха от двигателя по линии кабинного воздуха должно производиться двумя независимыми устройствами. Должно быть обеспечено экстренное отключение отбора воздуха за время не более 10 секунд.
4.3.3.Блоки окончательного охлаждения воздуха (турбохолодильные установки) должны выполнять следующие функции:
— поддерживать постоянный расход воздуха, поступающего в кабину от вспомогательной силовой установки в наземных условиях.
— в расчетных условиях автоматически поддерживать температуру воздуха на выходе из установок на уровнях:
— плюс 5±2єС в холодной линии в режиме полного отбора воздуха от двигателей на земле и на всех высотах полета;
— минус 5±2єС в холодной линии на высотах полета 9 км в режиме экономического отбора воздуха от двигателей.
4.3.4.Значение параметров, указанные в п.4.3.2 и 4.3.3 должны поддерживаться в установившихся режимах работы системы. В переходных (неустановившихся) режимах (при изменении режимов работы двигателей, включение и отключение и т.д.) допускаются следующие отклонения вышеуказанных параметров:
— по расходу на 20%
— по давлению на 20%
— по температуре на 15%
4.3.5.В системе должна быть предусмотрена рециркуляция кабинного воздуха в количестве 3040 кг/ч, при этом требуется:
— обеспечить выполнение требований TYKUC к чистоте воздуха, подаваемого в кабину;
— исключить подачу рециркуляционного воздуха в кабину экипажа;
— обеспечить поддержание в кабинах самолета комфортной температуры. Допускается использование рециркуляции только на режиме крейсерского полета.
4.3.6.Начальная подача воздуха в кабину самолета 4000 кг/ч. Распределение воздуха по потребителям устанавливается принципиальной схемой системы.
4.3.7.Увлажнительная система кабины экипажа использует воду из объединенной водяной системы самолета. Работа увлажнительной системы предусматривается только на режиме крейсерского полета.
4.3.8.Работа системы после включения отбора воздуха от двигателей или силовой вспомогательной установки должна быть полностью автоматизирована.
4.3.9.Время непрерывной работы системы до 12 часов.
4.3.10.Суммарная масса готовых изделий СКВ – не более 1000 кг.
2. Выбор и обоснование принципиальной схемы системы кондиционирования
Система кондиционирования воздуха предназначена для выполнения следующих функций:
— обеспечения нормальных условий жизнедеятельности пассажиров и экипажа в полете и на земле;
— охлаждения бортовой радиоэлектронной аппаратуры.
СКВ самолета Ту-204 состоит из двух подсистем, каждая их которых включает в себя:
— систему отбора воздуха от двигателей самолета или от вспомогательной силовой установки;
— систему охлаждения воздуха и его влажностной обработки;
— систему подачи и распределения воздуха в кабине самолета;
— систему контроля и управления.
2.1 Система отбора воздуха от двигателей
Отбор воздуха производиться от ступеней компрессора двигателей. Система отбора воздуха состоит из:
— узла отбора воздуха от двигателя;
— регулятора давления, который обеспечивает требуемое давление на входе в систему охлаждения;
— теплообменного аппарата, обеспечивающего температуру на выходе из системы отбора не более 200 С.
2.2 Система охлаждения воздуха
По рекомендациям из методических указаний, для данного типа самолета, выбираем двухступенчатую двухтурбинную СКВ с влагоотделением в линии высокого давления и регенерацией теплоты на входе в турбину турбохолодильника (рис. 1)
Преимущество этой схемы СКВ перед схемами с влагоотделением в линии низкого давления заключается в более высокой степени осушки охлаждаемого воздуха. Применение второй ступени промежуточного сжатия охлаждаемого воздуха позволяет повысить экономичность и тепловую эффективность СКВ, а подогрев воздуха перед турбиной – увеличить ресурс работы турбохолодильника.
Воздух из системы отбора подается в систему охлаждения через регулятор расхода. Сначала воздух охлаждается в предварительном теплообменнике АТ1 до некоторой температуры ( определена в п.3), затем поступает в компрессор КМ турбохолодильной установки ТХ. После компрессора воздух поступает в «петлю» отделения влаги перед турбиной Т, которая образована регенеративным теплообменником АТ3, для испарения конденсата, и конденсатором АТ4 для конденсации влаги. Охлаждение воздуха в конденсаторе до необходимой температуры производится воздухом, выходящем из турбины. Водный конденсат отделяется во влагоотделителе ВД и впрыскивается в магистраль продувки основного теплообменника и далее в атмосферу. От установок охлаждения левого и правого борта воздух поступает в единый коллектор холодного воздуха, а оттуда – в кабину.
Рис.1. Двухступенчатая система охлаждения с влагоотделением высокого давления.
кондиционирование воздух самолет
2.3 Система распределения и подачи воздуха
Система распределения и подачи предназначена для подготовки воздушной смеси с необходимыми параметрами, ее подачу в кабину и распределения в салонах, кабине экипажа и бытовых помещениях самолета. Система включает в себя:
— коллектор холодного воздуха;
— коллектор горячего воздуха;
— датчики температуры и давления воздуха в кабине;
— устройства распределения воздуха в салонах, кабине экипажа и бытовых помещениях.
Регулирование температуры воздуха в кабине производиться подмешиванием горячего воздуха в воздух из системы охлаждения.
Часть воздуха из пассажирских салонов с помощью электровентиляторов через фильтры подается в эжекторы, в которых происходит смешивание свежего и использованного воздуха и его подачи в коллектор холодного воздуха. Эжекторы выполнены так, что воздух после них может поступать: смешанный – в салоны, а свежий – в кабину экипажа.
3. Тепло-влажностный расчет системы кондиционирования воздуха
Рис.2. Расчетная сема двухступенчатой системы охлаждения с влагоотделением высокого давления.
3.1 Расчет системы кондиционирования при стоянке самолета
— Расход воздуха в одной подсистеме СКВ:
, (3.1)
где: Gn – расход воздуха, подаваемый системой отбора в установку охлаждения, n -число подсистем СКВ.
Gn= 6594 кг/ч;
n=2
Gn1= 3297 кг/ч
— Для данного расхода воздуха из справочных данных выбираем стандартный тубохолодильник с номинальным давлением на входе Рmxвх, которое является требуемым давлением в точке 10 расчетной схемы (рис.2):
Р10mp=350000 Па.
— Требуемое давление за промежуточным компрессором:
, (3.2)
Где: -потери давления в основной линии от выхода компрессора до входа в турбину.
Р4mp=389000 Па.
— Требуемое давление в точке отбора воздуха от компрессора двигателя:
(3.3)
Где: — аэродинамическое сопротивление теплообменника системы отбора ВВТО и первичного теплообменника ВВТ1, =1,345 – степень сжатия в компрессоре турбохолидильника.
— Давление торможения:
(3.4)
где: Рн=101325 Па – атмосферное давление по МСА на высоте Н=0 м; Мн=0 – число Маха полета самолета
— Давление воздуха на входе в компрессор двигателя:
(3.5)
где: =0,97 – коэффициент потерь полного давления в дозвуковом воздухозаборнике:
Рвх= 98285.25 Па
— Требуемая степень сжатия воздуха в компрессоре двигателя:
(3.6)
— Требуемое число ступеней компрессора двигателя:
(3.7)
где: =1,31 – степень сжатия одной ступени компрессора.
ncт= 4.822, принимаем nст=4
— Температура торможения:
(3.8)
где: Тн=311К – температура окружающего воздуха по МСА, при Н=0 м.
Т*=Тн
— Температура воздуха за компрессором двигателя в точке отбора:
(3.9)
где: =0,84 – КПД компрессора
Т0= 491.152 К.
— Температура воздуха на входе из системы отбора:
(3.10)
Где: Тпр=Т* – температура продувочного воздуха на входе в теплообменник; =0,5 – тепловая эффективность воздухо-вохдушного теплообменника ВВТО.
Т1= 401.076 К.
— Температура воздуха на выходе из первичного теплообменника :
Т3=Т1-(3.11)
Где: Т2=Т* – температура продувочного воздуха на входе в теплообменник; =0,6 – тепловая эффективность воздухо-воздушного теплообменника
Т3= 347.03 К
— Давление воздуха за турбиной:
(3.12)
где: Рк= 109325 Па – давление воздуха в кабине самолета; Р11-12=5000 Па – аэродинамическое сопротивление конденсатора по холодной линии; РВРС=5000 Па – аэродинамическое сопротивление воздухораспределительной сети
Р11= 109325 Па
— Степень расширения воздуха в турбине:
(3.13)
— Температура воздуха за компрессором турбохолодильника:
(3.14)
где: =0,69 – КПД компрессора турбохолодильника,
= 1.2
Т4= 373.952 К
— Температура горячего воздуха на входе в конденсатор:
(3.15)
где: Т6=Т* – температура продувочного воздуха на входе в теплообменник; =0.5 – тепловая эффективность воздухо-воздушного ВВТ2 на данном режиме работы СКВ; =0,38 – тепловая эффективность регенератора; Т9= 299.16 К – предварительно заданное значение температуры воздуха перед теплообменником регенератором.
Т7= 326.016 К
— Температура воздуха на выходе из основного теплообменника:
, Т5= 315.62 К (3.16)
— Температура воздуха перед турбиной:
Т10=Т9пр-(Т5-Т7), Т10= 315.62 К (3.17)
— Расчет системы кондиционирования на данном режиме работы производится при максимальном влагосодержании наружного воздуха:
— Давление воздуха в горячей линии перед выходом в конденсатор:
(3.18)
где: — падение давления на участке схемы от выхода промежуточного компрессора до входа в конденсатор по горячей линии:
Р7= 373300 Па.
— Содержание капельной влаги в воздухе на входе в конденсатор:
(3.19)
— Давление воздуха перед влагоотделителем:
P8=P7-Pкд (3.20)
где: =5000Па – аэродинамическое сопротивление конденсатора по горячей линии.
Р8= 368333.33 Па.
— Количество капельной влаги перед влагоотделителем:
(3.21)
где: Рн8= 2762 Па – давление насыщения водяных паров при температуре Т8=Т9
— Влагосодержание воздуха за влагоотделителем:
(3.22)
где: — коэффициент влагоотделения влагоотдлелителя высокого давления.
— Расход воды высаждаемый во влагоотделителе:
Gвд= 41.431 кг/ч (3.23)
— Температура влажного воздуха за турбиной находится уз уравнения баланса энтальпий влажного воздуха за турбиной :
r(d10-dн11)=ср(Т11вл-Т11) (3.24)
где: r=2500000 Дж/кг – теплота парообразования воды; Ср=1005 Дж/кгК – изобарная теплоемкость воздуха;d10 = d9
— Температура сухого воздуха Т11 на выходе из турбины:
(3.25)
где: = 0.5 – КПД турбины на данном режиме работы системы .
— Влагосодержание насыщенного воздуха за турбиной:
(3.26)
где: Рн11- давление насыщения водяных паров при температуре Т11вп
Решая совместно уравнения (3.24 – 3.26) методом итераций получаем:
Т11вл= 276.549 К,
— Температура воздуха в горячей линии на выходе из конденсатора:
(3.27)
где: — тепловая эффективность конденсатора.
Т8= 313.649 К
(3.28)
— Температура воздуха на входе в воздухораспределительную (на стоянке рециркуляция кабинного воздуха отсутствует, т.е. Т13=0) сеть находится из решения уравнения баланса энтальпий потоков холодного и горячего воздуха в конденсаторе:
(3.29)
— Влагосодержание насыщенного воздуха на входе в воздухораспределительную сеть:
(3.30)
где: Рн12- давление насыщения водяных паров при температура Т12; Р12=Рк+Рврс, Р12= 106300 Па
Решая совместно уравнения (3.28 и 3.29) методом итераций получим:
Т12= 283.314 К или tскв= 5.912 оС
— Увеличение влагосодержания воздуха в кабине за счет влаговыделения пассажирами и экипажем:
(3.31)
кондиционирование воздух самолет взлетный
где: nнэ=220 чел. – количество пассажиров и членов экипажа на борту самолета; gл- влаговыделение одного человека при кабинной температуре tк=20С; Gскв – общий расход воздуха, подаваемый системой кондиционирования в кабину.
— Относительная влажность воздуха в кабине самолета:
(3.32)
где: d12=d9 – влагосодержание воздуха поступающего в кабину из СКВ; Рнк=2339 Па
– давление насыщения воздуха при кабинной температура tк=20С.
%
В соответствии с требованиями ЕНЛГС относительная влажность воздуха в кабине самолета должна быть в пределах 25…60% на всех режимах полета. Расчетной относительная влажность удовлетворяет этим требованиям и является оптимальной.
3.2 Расчет системы кондиционирования на режиме крейсерского полета
На режиме крейсерского полета в самолете работает система рециркуляции кабинного воздуха и система увлажнения воздуха подаваемого в кабину экипажа.
— Расход воздуха в одной подсистеме СКВ определяется по формуле (3.1)
Gn= 3297 кг/ч
— Требуемое давление в точке 10 расчетной схемы ( рис.2) принимаем таким же, как и в п.3.1: Р10mp=350000 Па
— Требуемое давление за промежуточным компрессором определяется по формуле (3.2): Р4mp=389000 Па.
— Требуемое давление в точке отбора воздуха от компрессора двигателя определяется по формуле (3.3):
— Давление торможения определяется по формуле (3.4) при Рн=19391 Па и Мн=0,8 (для высоты полета Н=12000 м и скорости полета М=850 км/ч):
Р*=29560 Па.
— Давление воздуха на входе в компрессор двигателя определяется по формуле (3.5) при соответствующем значении давления торможения Р*:
Рвх=28670 Па
— Требуемая степень сжатия воздуха в компрессоре двигателя определяется по формуле (3.6) при соответствующих значениях параметров:
=12.605
— Требуемое число ступеней компрессора двигателя определяется по формуле (3.7):
nст= 9.385, принимаем nст=10
— Температура торможения определяется по формуле (3.8) при Тн=231К (МСА, Н=12000 м):
Т*= 260.568 К
— Температура воздуха за компрессором двигателя в точке отбора по формуле (3.9):
Т0= 549.665 К
— Температура воздуха на выходе из системы отбора определяется по формуле (3.10) при соответствующих значениях параметров:
Т1=356.368 К
— Температура воздуха на выходе из первичного теплообменника определяется по формуле (3.11) при соответствующих значениях параметров:
Т3= 405.116 К
— Давление воздуха за турбиной определяется по формуле (3.12) при Рк=75391 Па (в соответствии с законом регулирования давления в кабине):
Р11= 85390 Па
— Степень расширения воздуха в турбине определяется по формуле (3.13) при соответствующих значениях параметров:
=4,099
— Температура воздуха за компрессором турбохолодильника определяется по формуле (3.14) при соответствующих значениях параметров:
Т4= 343.087 К
— Температура горячего воздуха на входе в конденсатор определяется по формуле (3.15) при =0 ( на высоте крейсерского полета основной теплообменник отключен) и Т9= 311.73 К:
Т7= 285.089 К
— Температура воздуха на выходе из основного теплообменника :
Т5=Т4, Т5= 301.827 К
— Температура воздуха перед турбиной определяется по формуле (3.17) при соответствующих значениях параметров:
Т10= 307.967 К
— Расчет системы кондиционирования на высоте крейсерского полета производится при сухом наружном воздухе (dн=0), т.е. влагоотделитель не работает.
— Температура воздуха на выходе из турбины определяется по формуле (3.25) при =0,5 ( на высоте крейсерского полета включена обводная линия турбины) и соответствующих значениях параметров:
Т11= 256.845 К
— Температура воздуха в горячей линии на выходе из конденсатора определяется по формуле (3.27) при Т11вл=Т11 и соответствующих значениях параметров:
Т8= 293.404 К
— Температура воздуха на входе в воздухораспределительную сеть ( без учета рециркуляции кабинного воздуха и увлажнения воздуха в кабине экипажа):
Т12=Т11+(Т7-Т8) (3.34)
Т12= 269.032 К или tскв= -3.968 С
Полученная на выходе из установки охлаждения температура tскв является допустимой для данного режима полета, что оговорено в техническом задании (п.4.3.4, в).
Далее посмотрим обеспечивает ли расчетная температура tскв заданный температурный режим в кабине самолета.
Для этого произведем расчет раздельного регулирования воздуха в кабине самолета.
— Уравнение теплового баланса для воздуха подаваемого на охлаждение размещенного в кабине самолета оборудования :
Gобtоб=Gобгtг+Gобхtx (3.35)
Где: Gоб=Gобг+Gобх – суммарный расход воздуха, подаваемый на охлаждение размещенного на борту оборудования, определяемый по тепловыделениям оборудования, Gоб=45 кг/ч; Gобг, Gобх – расходы соответственно горячего и холодного воздуха, подаваемого на охлаждение кабинного оборудования; tоб=5 оС – температура воздуха, необходимая для охлаждения оборудования; tг=80 оC, tx=tскв – температура воздуха в горячей и холодной линии соответственно.
— Уравнение теплового баланса для воздуха подаваемого в пассажирские салоны:
Gпсtk=Gпсгt2+Gпсхtx+Gptp (3.36)
Где: Gпс=Gпсг+Gпсх+Gp – суммарный расход воздуха, подаваемый в пассажирские салоны, определяемый из условия потребности пассажиров и теплового расчета кабины самолета, Gпс=6600 кг/ч; Gпсг, Gпсх, Gp – расходы соответственно горячего, холодного и рециркуляционного воздуха, подаваемого в пассажирские салоны, Gp=0,46Gпс; t2=80 C, tx=tскв, tp=32 оC – температура воздуха в горячий, холодный и рециркуляционной линиях соответственно; tк=20 оС – заданная температура воздуха в пассажирских салонах (и кабине экипажа).
— Уравнение теплового баланса для воздуха подаваемого в кабину экипажа:
Gкэкtк=Gкэкitг+Gкэкхtx+Gувлtувл (3.37)
Где: Gкэк=Gкэкг+Gкэкх+Gувл – суммарный расход воздуха, подаваемый в кабину экипажа, определяемый из условия потребности членов экипажа и теплового расчета кабины самолета, Gкэк=120 кг/ч; Gкэкг, Gкэкх, Gувл – расходы соответсвенно горячего, холодного и увляжняющего воздуха, подаваемого в кабину экипажа, Gувл=0,12Gкэкх; tг=80 С, tx=tскв, tувл=45 оС – температура воздуха в горячей и холодной, увлажнительной линиях.
— Суммарный расход воздуха в горячей и холодной линиях:
Gг=Gкэкг+Gпсг+Gобг
Gx=Gкэкх+Gпсх+Gобх (3.38)
— Суммарный расход воздуха, подаваемый системой отбора в СКВ:
Gскв=Gг+Gх (3.39)
Где: Gскв=3715 кг/ч – расход воздуха, подаваемый системой отбора в СКВ, определяемый из условий потребности пассажиров и членов экипажа, теплового расчета кабины самолета и ограничений по отбору воздуха от двигателя.
Решая совместно нелинейный уравнения (3.35 – 3.39) получим расход воздуха во всех линиях при расчетной температуре tскв. Результаты расчета сведены в таблицу 1.
Таблица 1.
| Линия | Г | Х | псг | псх | кэкг | кэкх | обг | обх | увл | рец |
| G, кг/ч | 614 | 3101 | 583.4 | 2981 | 25.85 | 79.7 | 4.806 | 40.19 | 14.4 | 3036 |
Как видно из таблицы, при данной температуре на выходе из установки охлаждения tскв система кондиционирования воздуха обеспечивает заданный температурный режим в кабине самолета при расходе в холодной линии, т.е. через обе установки охлаждения Gх= 3101 кг/ч, что не превышает заданный ранее расход.
Теперь пересчитаем запас воды в самолете, необходимый для обеспечения нормальной работы увлажнителей воздуха и, следовательно, рассчитанного выше температурного режима в кабине экипажа:
(3.40)
где: Ркэк=Рк=75391 Па – давление воздуха в кабине экипажа;
Рнкэк=2339 Па – давление насыщения при кабинной температуре tк=20 оС.
— Увеличение влагосодержания воздуха в кабине за счет влаговыделения экипажа определяется по формуле (3.31) при nn=3 и соответствующих значениях параметров:
, (3.41)
-Требуемое влагосодержание воздуха после увлажнителя находится из уравнения теплового баланса воздуха в точке смешения воздуха из установки охлаждения Gкэк и воздуха после увлажнителя Gувл:
, (3.42)
— Требуемый расход воды в увлажнителе:
Gвод увл=Gувлdувл, Gвод увл= 9.403 кг/ч (3.43)
— Требуемый запас воды в самолете:
Gвод сам=Gвод увлGвод сам= 32.91 кг/ч (3.44)
где: =3,5 часа – время крейсерского полета самолета, т.е. время работы увлажнителей.
4. Расчет трубопроводов системы кондиционирования
Расчет трубопроводов системы кондиционирования воздуха самолета будем производить по параметрам наиболее нагруженного режима, т.е. стоянки самолета (п.3.1.) Схема СКВ для расчета трубопроводов по участкам приведена на рис.3
Рис. 3. Схема СКВ для расчета трубопроводов
4.1 Определение диаметров трубопроводов
Рассмотрим участок 1-2
Р1-2 = 3.614 бар; t1-2= 128.076 С
Плотность воздуха на участке 1-2 трубопровода:
,
где R=287 Дж/кг — газовая постоянная для воздуха.
По рекомендации методического указания выбираем среднюю скорость воздуха в трубопроводе:
Площадь проходного сечения участка 1-2 трубопровода:
Расчетный диаметр участка 1-2 трубопровода:
По справочной таблице выбирается ближайший к расчетному условный диаметр трубопровода:
4.2 Расчет толщины стенки трубопровода:
— Условие тонкостенности трубы:
(4.4)
где — внешний диаметр трубы, м; — толщина стенки трубы, м.
— Толщина стенки цилиндрической трубы:
(4.5)
где: Р – давление воздуха в трубе; m=0,0003 – отклонение по диаметру; =0,9 — коэффициент, учитывающий отклонение по толщине стенки трубы; = 300 МПа предел текучести материала трубы.
4.3 Расчет толщины теплоизоляции трубопроводов по условиям эксплуатации
— Коэффициент теплоотдачи от воздуха в трубе к ее стенке:
(4.7)
где: A=f(t, Re) – коэффициент, зависящий от температуры воздуха в трубе и режима течения; G – расход воздуха через трубу; F – площадь проходного сечения трубы; dp — расчетный диаметр проходного сечения трубы
(4.8)
где: — коэффициент теплопроводности материала изоляции АНТМ; t – температура воздуха в трубе; — требуемая температура поверхности изоляции; tcp – температура окружающей среды; — коэффициент теплоотдачи от поверхности теплоизоляции в окружающую среду.
Результаты расчета трубопроводов по формулам п.4 сведены в таблицу 2
Таблица 2.
| №участка | Р, Бар | t, оС | , кг/м3 | dц, мм | Материал | , мм | из, мм |
| 1-2 | 3,614 | 128.076 | 3,14 | 100 | 12Х18Н9Т | 0,5 | 15 |
| 3-4 | 3,614 | 74.03 | 3.629 | 100 | АМг-6 | 0,5 | 5 |
| 5-6 | 3.889 | 100.952 | 3.624 | 110 | АМг-6 | 0,5 | - |
| 7-8 | 3.733 | 69.476 | 3.798 | 110 | АМг-6 | 0,5 | - |
| 9-10 | 3.733 | 39.479 | 1.51 | 170 | АМг-6 | 0,5 | - |
| 11-12 | 1.063 | 39.067 | 1.187 | 200 | АМг-6 | 0,5 | - |
| 13-14 | 3,614 | 128.076 | 3,14 | 100 | 12Х18Н9Т | 0,5 | 15 |
| 15-16 | 1.063 | 80 | 1.049 | 210 | АМг-6 | 0,5 | - |
5. Приращение взлетной массы самолета при установке на нем данной СКВ
От величины взлетной массы Мвзл зависят основные тактико-технические характеристики самолета (дальность, скороподьемность, маневренность, высотность). Учет массы системы кондиционирования Мскв необходим 7на ранних стадиях создания летательного аппарата. Собственная установочная масса системы не равна ее взлетной массе Мвзл, так как она требует затрат энергии для своей транспортировки, работы агрегатов, преодоление аэродинамического сопротивления воздухозаборника и т.д.
5.1. Масса топлива, расходуемая на преодоление аэродинамического сопротивления воздухозаборников СКВ
— Внешнее аэродинамическое сопротивление воздузаборников СКВ:
(5.1)
где =0,0047 м2 – площадь миделя частей дополнительного воздухозаборника, выставленных в поток; =0,3118 кг/м3- плотность воздуха на высоте крейсерского полета самолета Н=12000м; = 850 км/ч – крейсерская скорость полета самолета; =0,12 – коэффициент аэродинамического сопротивления частей воздухозаборника, выставленных в поток (воздузаборник расположен в нижней части фюзеляжа под крылом).
— Внутреннее аэродинамическое сопротивление воздузаборников СКВ:
(5.2)
где: =0,346 кг/с – массовый расход воздуха через воздухозаборник; =150 м/с – остаточная скорость на выходе в атмосферу; =25о – угол между направлением выхода струи воздуха и направлением полета.
— Масса топлива, расходуемая на преодоление аэродинамического сопротивления воздухозаборников СКВ:
(5.3)
где К=19 – аэродинамическое качество самолета; g =9,8м/с2 – ускорение свободного падения; Суд =0,57 кг/Нч – удельный расход топлива на крейсерском полете; =3,5 часа – время полета самолета.
5.2 Масса топлива, расходуемая на сжатие в компрессоре двигателя воздуха, подаваемого в СКВ
(5.4)
где =4200 кг/ч – расход воздуха, отбираемого от ступени компрессора; =1160Дж/(кгК) – удельная теплоемкость топлива; =1500К – температура газов в камере сгорания; =44000 кДж/кг – удельная теплота сгорания топлива; =0,98- коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания; =12,5 – степень сжатия воздуха в кабине за последней ступенью компрессора; = 10,669 – степень сжатия воздуха в компрессоре за ступенью отбора.
— Масса топлива, расходуемая на сжатие в компрессоре двигателя воздуха, подаваемого в СКВ:
=947,8кг. (5.5)
5.3 Масса топлива, расходуемая на компенсацию энергии, отбираемой в СКВ с вала двигателя
— Расход топлива на компенсацию потерь энергии, отбираемой с вала двигателя:
где =620 Вт – энергия, снимаемая с вала двигателя.
=66,5586 кг/ч.
— Масса топлива, расходуемая на компенсацию потерь энергии, отбираемой с вала двигателя:
=213,094 кг.
5.4 Массовые характеристики агрегатов СКВ
5.4.1 Теплообменные аппараты
5.4.1.1 ВВТ1 (воздухо-воздушный теплообменник)
— Тепловой поток, отводимый воздухо-воздушным теплообменником:
где =1.032 кг/с – расход воздуха через воздухо-воздушный теплообменник; =401.076 К – температура воздуха перед воздухо-воздушным теплообменником; =347.03 К – температура воздуха на выходе из воздухо-воздушного теплообменника.
=56.05 кВт.
— Масса воздухо-воздушного теплообменника:
5.4.1.2. ВВТ2
— Тепловой поток, отводимый воздухо-воздушным теплообменником:
где =1.032 кг/с – расход воздуха через воздухо-воздушный теплообменник; =373.952 К – температура воздуха перед воздухо-воздушным теплообменником; =342.476 К – температура воздуха на выходе из воздухо-воздушного теплообменника.
=32.65 кВт.
— Масса воздухо-воздушного теплообменника:
5.4.1.3 РГТ (регенеративный теплообменник)
— Тепловой поток, отводимый РГТ:
где =1.032 кг/с – расход воздуха через регенеративный теплообменник; =342.476К – температура воздуха перед регенеративным теплообменником; =326.016К – температура воздуха на выходе из регенеративного теплообменника.
=17.07 кВт.
— Масса воздухо-воздушного теплообменника:
5.4.2 Турбохолодильник
— Тепловой поток, отводимый первой турбиной Т1:
где =1.032 кг/с – расход воздуха через Т1; =315.62 К – температура воздуха перед Т1; =270.947 К – температура воздуха на выходе из Т1.
=46.33кВт.
— Масса первой турбины Т1:
— Тепловой поток, отводимый второй турбиной Т2:
где =1.032 кг/с – расход воздуха через Т2; =315.62 К – температура воздуха перед Т2; =278.912 К – температура воздуха на выходе из Т2.
=38.07 кВт.
— Масса второй турбины Т2:
5.4.3 Влагоотделитель
— Масса влагоотделителя:
где =3715 кг/ч – расход воздуха через влагоотделитель.
=9.538 кг.
5.4.4 Трубопроводы
— Масса трубы:
где — условный диаметр трубы (см. табл. 1.), м; — толщина стенки трубы (см. табл. 1.), м; — длина трубы, м; — плотность материала трубы, кг/м3.
Длины участков трубопроводов определяются по компоновочной схеме размещения СКВ на самолете.
— Плотности материалов трубопроводов:
Материал: 12Х18Н10Т ….=7800 кг/м3
АМг-6……… =2700 кг/м3.
— Масса теплоизоляции трубы:
где — расчетный диаметр трубы; — толщина стенки трубы; — толщина теплоизоляции трубы; — длина трубы; — плотность материала теплоизоляции.
Результаты расчетов трубопроводов сведены в таблице 3.
Таблица 3
| № уч-ка | 1 | 3 | 4 | 5 | 7 | 8 | 10 | 11 | 12 |
| , м | 15 | 0,1 | 0,1 | 0,1 | 0,3 | 0,1 | 10 | 13 | 150 |
| , кг | 8,927 | 0,017 | 0,203 | 0,178 | 0,061 | 0,017 | 1,714 | 1,543 | 95,378 |
| , кг | 0,823 | 0,077 | - | - | - | - | 0,204 | - | - |
| =108,038 кг | =1,104 кг |
— Масса соединений всех трубопроводов:
где =16 — количество соединений трубопроводов СКВ; — условный диаметр i-го участка трубопровода.
= 0.919 кг.
— Масса креплений всех трубопроводов:
где h = 500мм – средний шаг установки креплений трубопроводов; L – длина i-го участка трубопровода.
= 8.916 кг.
5.4.5 Установочная масса системы кондиционирования воздуха
)
= 314.063 кг.
5.5 Масса топлива, необходимая для перевозки установочной массы СКВ
= 565.649 кг.
5.6 Приращение взлетной массы самолета, вызванное установкой на нем СКВ
=3471кг.
6. Сравнение альтернативной СКВ по приращению взлетной массы
В качестве альтернативной примем одноступенчатую СКВ с влагоотделением в линии высокого давления.
Рис.4. Одноступенчатая система охлаждения с влагоотделением в линии высокого давления.
Данная схема может быть получена из двухступенчатой схемы (рис.1) за счет исключения из нее промежуточного компрессора КМ, вторичного теплообменника ВВТ2, регенеративного теплообменника РГТ и вторую турбину турбохолодильника ТХ2.
Методика тепловлажностного расчета данной схемы такая же как и в пункте 3 при Расчет трубопроводов СКВ и приращения взлетной массы самолета производится по формулам пунктов 4 и 5 при соответствующих значениях параметров.
Расчеты показывают, что приращение взлетной массы самолета при установке на нем альтернативной одноступенчатой СКВ равно 4833 кг. Тепловлажностный расчет данной СКВ показывает, что при расчетных условиях пункта 3 данная схема не обеспечивает необходимую относительную влажность воздуха в кабине самолета. При установке СКВ данной схемы относительная влажность воздуха в кабине самолета более 100%. Кроме того, данная схема, из-за отсутствия вторичного теплообменника ВВТ2, на земле выдает температуру воздуха на выходе из системы равную , что не соответствует нормам.
Из этого можно сделать вывод, что принятая двухступенчатая двухтурбинная схема является наиболее эффективной по сравнению с альтернативной одноступенчатой, так как последняя не обеспечивает требуемые параметры воздуха в кабине, хотя и является более легкой и менее энергоемкой. В режиме крейсерского полета самолета альтернативная одноступенчатая схема по своей эффективности не уступает принятой двухступенчатой схеме, но вследствие небольшой разности приращения взлетных масс самолета при установке на нем одной из данных СКВ, более приемлемой является двухступенчатая двухтурбинная схема, так как она обеспечивает требуемые параметры воздуха в кабине на наиболее нагруженном режиме работы, то есть на стоянке самолета.
7. Область применения проектируемой СКВ
Рассмотрим область применения проектируемой СКВ в зависимости от условий полета самолета.
При расчете области применения данной СКВ считаем, что расход воздуха G, через систему постоянен и равен максимальному, то есть , отсутствует рециркуляция кабинного воздуха, системные параметры приняты такими же как и в пункте 3. Регулирование температуры воздуха на выходе из СКВ производится путем изменения расхода продувочного воздуха основного теплообменника ВВТ2 () и включением обводного канала турбины турбохолодильника ТХ (). Температура воздуха на выходе из СКВ .
Принят следующий закон регулирования в кабине самолета: Рк=101325 Па при Н=0…6300 м, Рк=Рн+56000 Па при Н=6300…12000 м, Рк=80000 Па при Н>12000 м.
Как видно из графика (рис.5.) область применения данной СКВ достаточно узка, особенно при Н>9000 м. Расширить область данной СКВ можно с помощью системы рециркуляции кабинного воздуха (уменьшиться расход G и следовательно степень зависимости СКВ от условий полета) и изменения системных параметров, особенно таких как ,.
Заключение
В данном курсовом проекте был проведен расчет СКВ среднемагистрального пассажирского самолета Ту-204. Полученные в результате расчета параметры СКВ при максимальной холодопроизводительности, а также полученная область применения СКВ удовлетворяет требованиям современных сверхзвуковых истребителей-перехватчиков. Данная схема СКВ поддерживает в норме параметры воздуха в гермокабине и в отсеках БРЭО, необходимые для нормальной работы самолета. Также СКВ удовлетворяет требованиям по минимальной взлетной массе и по габаритным характеристикам.
Литература
1. Спарин В.А. Влажностная обработка воздуха в СКВ летательных аппаратов. Учебное пособие. – Новосибирск: НГТУ, 1998
2. Спарин В.А. Тепловой расчет СКВ летательных аппаратов. Учебное пособие.- Новосибирск: НГТУ, 1995
3. Система оборудования летательных аппаратов / Под ред. А.М. Матвиенко и В. И. Бекасова.- М.: Машиностроение, 1995
4. Рывкин С.А. Трубопроводы систем кондиционирования воздуха летательных аппаратов. Методическое указание. – Новосибирск: НГТУ, 1989
5. Прохоров В. И. Двигатель ПС-90А. Учебное пособие.- Москва: МАИ, 1990
6. Ту-204. Руководство по эксплуатации. Раздел КСКВ-051