Министерствообразования и науки Российской Федерации
Федеральное агентствопо образованию
НГТУ
Кафедра ТТФ
Курсовойпроект
«Проектированиесистемы 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 СКВсреднемагистрального пассажирского самолета
Исходные данные: Проектирование СКВпроизводится для выбранного прототипа самолета. При этом считается известнымвсе, кроме схемы, конструкции и характеристик системы кондиционирования.
Содержание расчетной части
1. Разработка техзадания напроектирование СКВ заданного типа самолета
2. Выбор и обоснование принципиальнойсхемы системы кондиционирования.
3. Выбор агрегатов и расчетраспределения температур, давлений и влагосодержаний по трактам СКВ.
4. Моделирование работы системыкондиционирования воздуха на ЭВМ может выполняться совместно с п. 3.
5. Расчет трубопроводов системыкондиционирования :
а) определение диаметровтрубопроводов ;
б) определение шага установкитемпературных компенсаторов по магистралям;
в) определение толщины стеноктрубопроводов по условиям прочности;
г) расчет толщины теплоизоляциитрубопроводов по условиям эксплуатации.
6. Описание работы проектируемойсистемы кондиционирования на различных этапах полета (отбор, обработка ирегулирование параметров воздуха, подаваемого в кабину, салоны и техотсеки сБРЭО; кольцевание подсистем отбора воздуха от двигателей, ВСУ и подсистемохлаждения воздуха). Работа системы в аварийных ситуациях (отказ одного илинескольких двигателей, одной или нескольких подсистем СКВ).
7. Разработка варианта компоновки СКВна летательном аппарате, обеспечивающего минимальное приращение взлетной массысамолета.
Содержание графической части
1. Принципиальная схема системыкондиционирования воздуха со всеми системами отбора, охлаждения, регулированияи раздачи воздуха по обслуживаемым зонам (кабинам, салонам, техотсекам). Схемавыполняется в соответствии с требованиями ЕСКД с использованием программыАвтоКАД.
2. Плакат со схемой компоновкиагрегатов и элементов СКВ на летательном аппарате в ортогональных проекциях илив аксонометрии с использованием программы АвтоКАД.
Содержание
Введение
1. Техническое задание на разработкусистемы кондиционирования воздуха среднемагистрального пассажирского самолетаТу-204
2. Выбор и обоснование принципиальнойсхемы системы кондиционирования
3. Тепло-влажностный расчет системыкондиционирования воздуха
4. Расчет трубопроводов системы кондиционирования
5. Приращение взлетной массы самолетапри установке на нем данной СКВ
6. Сравнение альтернативной СКВ по приращениювзлетной массы
7. Область применения проектируемойСКВ
Заключение
Список литературы
Введение
С развитием авиацииразвивалась и система кондиционирования воздуха (СКВ). С ростом высоты,скорости и времени полета появились гермокабины (КБ), подсистема кислородногопитания, охлаждение ГК и БРЭО. Основной целью СКВ является создать на бортусамолета условия для жизнедеятельности человека в полете: поддержание заданногодавления, температуры и влагосодержания воздуха, очищение воздуха от вредных примесейи охлаждение БРЭО.
Кондиционированиемвоздуха 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 ипассажиров в полете и на земле и обеспечения необходимых режимов работы охлаждаемогобортового оборудования.
Основные требования нормлетной годности самолетов к работе СКВ и ее подсистем сводятся к следующим:
— СКВ должна обеспечиватьзаданные значения давления, влажности и газового состава воздуха в кабине навсех 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 долженосуществляться двумя или более источниками сжатого воздуха. При этом СКВ должнасостоять не менее чем из двух независимых подсистем, поддерживающих в полетенормальные температурные условия в кабинах при выходе из строя одной из них.
— Температура воздуха вкабине и в отсеках должна задаваться и управляться независимо.
— Должнапредусматриваться возможность обогрева и охлаждения кабин на земле без запускадвигателей с помощью бортовых и наземных устройств.
— На самолетах спродолжительностью полета больше двух часов необходимо предусматривать системуувлажнения для поддержания относительной влажности в кабине не менее 25%.
Целью данной работы являетсяразработка системы кондиционирования воздуха среднемагистрального пассажирскогосамолета Ту-204 с помощью тепловлажностного расчета, т.е. определение такихпараметров агрегатов СКВ, при которых температура и относительная влажностьвоздуха в кабине самолета находились бы в заданных пределах.
Расчет СКВ производитьсяприближенным методом на двух режимах работы СКВ: при стоянке самолета и врежиме крейсерского полета. Эти два режима являются предельными и любоеизменение внешних параметров влияющих на работу СКВ ограничено ими. Внутренниепараметры проектируемой СКВ определяются техническим заданием на ее разработку.
Помимо этого, в даннойработе, производится расчет приращения взлетной массы самолета, вызванногоустановкой на нем данной СКВ, приближенный расчет трубопроводов системыкондиционирования и предлагаемая схема компоновки агрегатов и элементов СКВ насамолете.
1. Техническое задание на разработку системы кондиционирования воздухасреднемагистрального пассажирского самолета Ту-204
1.Наименование и условноеобозначение разработки.
1.1.Наименование –система кондиционирования воздуха пассажирского самолета Ту-204.
1.2.Условное обозначение– СКВ.
2.Основанием дляразработки является выбранный прототип самолета. При этом считается известнымвсе, кроме схемы, конструкции и характеристик системы кондиционирования.
3.Цель разработки иназначение системы.
3.1.Целью разработкиявляется создание системы кондиционирования воздуха для самолета Ту-204 сминимальной собственной массой и минимальными затратами топлива на работусистемы.
3.2.Системапредназначена:
- для создания и поддержанияв кабинах самолета комфортный условий в соответствии с требованиями ЕНЛГС вовсех ожидаемых условиях его эксплуатации;
- для подачисжатого воздуха при запуске двигателей самолета от наземной и бортовой силовыхустановок, а также от собственных работающих двигателей;
- для обогрева вполете бортовой вспомогательной силовой установки и агрегатов заправки и сливасистемы водоснабжения;
- для наземногокондиционирования кабин самолета.
3.3.Система являетсясъемным оборудованием.
4.Тактико-техническиетребования.
4.1.Состав системы.
4.1.1.Состав СКВустанавливается согласно принципиальной схеме.
4.1.2. Постановка системына самолет производиться поагрегатно.
4.2.Техническиехарактеристики самолета Ту-204.
4.2.1.Состав экипажа (2пилота, бортинженер, 4 бортпроводник).
4.2.2.Количествопассажиров (214 человек)
4.2.3.Объем кабины – 330мі.
4.2.4.Диапазон высотполета – 0…12 км.
4.2.5.Диапазон высоткрейсерского полета – 11…12 км.
4.2.6.Крейсерскаяскорость полета – 850 км/ч.
4.2.7.Скорость захода напосадку – 250…260 км/ч.
4.2.8.Практическаядальность полета – 3000 км.
4.2.9.Максимальныйрабочий перепад давлений в кабине – 0,009 кПа.
4.2.10.Ожидаемые условияэксплуатации:
Давление итемпература по ГОСТ 4401-81 (стандартная атмосфера).
Отклонения отсреднего значения:
- температура полинии минимума для арктических условий и по линии максимума для тропическихусловий.
- Температура уземли от -60єС до +50єС
- Относительнаявлажность воздуха при температурах у замли –50…45єС до 90…100єС
4.2.11.Отбор воздуха длянужд СКВ производится:
— на стоянке (до запускадвигателей) – от вспомогательной силовой установки;
— после запускадвигателей в течение всего полета и до выключения двигателей – от компрессоровосновных двигателей.
4.3.Технические характеристикиСКВ:
4.3.1.СКВ в ожидаемыхусловиях эксплуатации должна соответствовать требованиям ЕНЛГС.
4.3.2.Каждая подсистемаотбора воздуха от двигателя должна выполнять следующие функции:
- поддерживатьпостоянный расход воздух;
Допускается уменьшениерасхода воздуха на режиме работы двигателей «малый газ», а также на высотахполета более 12 км.
Регуляторы расхода вкаждой подсистеме должны быть продублированы.
— ограничивать избыточноедавление в системе на уровне 600 кПа;
— поддерживатьтемпературу на выходе из подсистемы 150…200єС и не допускать ее повышения более250єС при отказе регулятора температуры. Включение и выключение отбора воздухаот двигателя по линии кабинного воздуха должно производиться двумя независимымиустройствами. Должно быть обеспечено экстренное отключение отбора воздуха завремя не более 10 секунд.
4.3.3.Блокиокончательного охлаждения воздуха (турбохолодильные установки) должны выполнятьследующие функции:
— поддерживать постоянныйрасход воздуха, поступающего в кабину от вспомогательной силовой установки вназемных условиях.
— в расчетных условияхавтоматически поддерживать температуру воздуха на выходе из установок науровнях:
- плюс 5±2єС вхолодной линии в режиме полного отбора воздуха от двигателей на земле и на всехвысотах полета;
- минус 5±2єС вхолодной линии на высотах полета 9 км в режиме экономического отбора воздуха отдвигателей.
4.3.4.Значениепараметров, указанные в п.4.3.2 и 4.3.3 должны поддерживаться в установившихсярежимах работы системы. В переходных (неустановившихся) режимах (при изменениирежимов работы двигателей, включение и отключение и т.д.) допускаются следующиеотклонения вышеуказанных параметров:
- по расходу на 20%
- по давлению на20%
- по температуре на15%
4.3.5.В системе должнабыть предусмотрена рециркуляция кабинного воздуха в количестве 3040 кг/ч, приэтом требуется:
- обеспечитьвыполнение требований TYKUCк чистоте воздуха, подаваемого в кабину;
- исключить подачурециркуляционного воздуха в кабину экипажа;
- обеспечитьподдержание в кабинах самолета комфортной температуры. Допускаетсяиспользование рециркуляции только на режиме крейсерского полета.
4.3.6.Начальная подача воздуха вкабину самолета 4000 кг/ч. Распределение воздуха по потребителямустанавливается принципиальной схемой системы.
4.3.7.Увлажнительная система кабиныэкипажа использует воду из объединенной водяной системы самолета. Работаувлажнительной системы предусматривается только на режиме крейсерского полета.
4.3.8.Работа системы после включенияотбора воздуха от двигателей или силовой вспомогательной установки должна бытьполностью автоматизирована.
4.3.9.Время непрерывной работысистемы до 12 часов.
4.3.10.Суммарная масса готовыхизделий СКВ – не более 1000 кг.
2. Выбор и обоснованиепринципиальной схемы системы кондиционирования
Система кондиционированиявоздуха предназначена для выполнения следующих функций:
— обеспечения нормальныхусловий жизнедеятельности пассажиров и экипажа в полете и на земле;
— охлаждения бортовойрадиоэлектронной аппаратуры.
СКВ самолета Ту-204состоит из двух подсистем, каждая их которых включает в себя:
— систему отбора воздухаот двигателей самолета или от вспомогательной силовой установки;
— систему охлаждениявоздуха и его влажностной обработки;
— систему подачи ираспределения воздуха в кабине самолета;
— систему контроля иуправления.
2.1 Система отборавоздуха от двигателей
Отбор воздухапроизводиться от ступеней компрессора двигателей. Система отбора воздухасостоит из:
— узла отбора воздуха отдвигателя;
— регулятора давления,который обеспечивает требуемое давление на входе в систему охлаждения;
— теплообменногоаппарата, обеспечивающего температуру на выходе из системы отбора не более 200С.
2.2 Система охлаждениявоздуха
По рекомендациям изметодических указаний, для данного типа самолета, выбираем двухступенчатуюдвухтурбинную СКВ с влагоотделением в линии высокого давления и регенерациейтеплоты на входе в турбину турбохолодильника (рис. 1)
Преимущество этой схемыСКВ перед схемами с влагоотделением в линии низкого давления заключается вболее высокой степени осушки охлаждаемого воздуха. Применение второй ступенипромежуточного сжатия охлаждаемого воздуха позволяет повысить экономичность итепловую эффективность СКВ, а подогрев воздуха перед турбиной – увеличитьресурс работы турбохолодильника.
Воздух из системы отбораподается в систему охлаждения через регулятор расхода. Сначала воздухохлаждается в предварительном теплообменнике АТ1 до некоторой температуры (определена в п.3), затем поступает в компрессор КМ турбохолодильной установкиТХ. После компрессора воздух поступает в «петлю» отделения влаги перед турбинойТ, которая образована регенеративным теплообменником АТ3, для испаренияконденсата, и конденсатором АТ4 для конденсации влаги. Охлаждение воздуха вконденсаторе до необходимой температуры производится воздухом, выходящем изтурбины. Водный конденсат отделяется во влагоотделителе ВД и впрыскивается вмагистраль продувки основного теплообменника и далее в атмосферу. От установокохлаждения левого и правого борта воздух поступает в единый коллектор холодноговоздуха, а оттуда – в кабину.
/>
Рис.1. Двухступенчатаясистема охлаждения с влагоотделением высокого давления.
кондиционированиевоздух самолет
2.3 Система распределенияи подачи воздуха
Система распределения иподачи предназначена для подготовки воздушной смеси с необходимыми параметрами,ее подачу в кабину и распределения в салонах, кабине экипажа и бытовыхпомещениях самолета. Система включает в себя:
— коллектор холодноговоздуха;
— коллектор горячеговоздуха;
— датчики температуры идавления воздуха в кабине;
— устройствараспределения воздуха в салонах, кабине экипажа и бытовых помещениях.
Регулирование температурывоздуха в кабине производиться подмешиванием горячего воздуха в воздух изсистемы охлаждения.
Часть воздуха из пассажирских салоновс помощью электровентиляторов через фильтры подается в эжекторы, в которыхпроисходит смешивание свежего и использованного воздуха и его подачи в коллекторхолодного воздуха. Эжекторы выполнены так, что воздух после них можетпоступать: смешанный – в салоны, а свежий – в кабину экипажа.
3. Тепло-влажностныйрасчет системы кондиционирования воздуха
/>
Рис.2. Расчетная семадвухступенчатой системы охлаждения с влагоотделением высокого давления.
3.1 Расчет системыкондиционирования при стоянке самолета
— Расход воздуха в однойподсистеме СКВ:
/>, (3.1)
где: Gn – расход воздуха, подаваемыйсистемой отбора в установку охлаждения, n -число подсистем СКВ.
Gn= 6594 кг/ч;
n=2
Gn1= 3297 кг/ч
— Для данного расходавоздуха из справочных данных выбираем стандартный тубохолодильник с номинальнымдавлением на входе Рmx вх, котороеявляется требуемым давлением в точке 10 расчетной схемы (рис.2):
Р10mp=350000 Па.
— Требуемое давление запромежуточным компрессором:
/>, (3.2)
Где: /> -потери давления восновной линии от выхода компрессора до входа в турбину.
Р4mp=389000 Па.
— Требуемое давление вточке отбора воздуха от компрессора двигателя:
/> (3.3)
Где: /> - аэродинамическоесопротивление теплообменника системы отбора ВВТО и первичного теплообменникаВВТ1, />=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 навходе в компрессор двигателя:
/> (3.5)
где: />=0,97 – коэффициентпотерь полного давления в дозвуковом воздухозаборнике:
Рвх= 98285.25 Па
— Требуемая степеньсжатия воздуха в компрессоре двигателя:
/> /> (3.6)
— Требуемое числоступеней компрессора двигателя:
/> (3.7)
где: />=1,31 – степень сжатияодной 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 закомпрессором двигателя в точке отбора:
/> (3.9)
где: />=0,84 – КПД компрессора
Т0= 491.152 К.
— Температура воздуха навходе из системы отбора:
/> (3.10)
Где: Тпр=Т* – температурапродувочного воздуха на входе в теплообменник; />=0,5 – тепловая эффективностьвоздухо-вохдушного теплообменника ВВТО.
Т1= 401.076 К.
— Температура воздуха навыходе из первичного теплообменника :
Т3=Т1-/> (3.11)
Где: Т2=Т* – температурапродувочного воздуха на входе в теплообменник; />=0,6 – тепловая эффективностьвоздухо-воздушного теплообменника
Т3= 347.03 К
— Давление воздуха затурбиной:
/> (3.12)
где: Рк= 109325 Па –давление воздуха в кабине самолета; />Р11-12=5000 Па – аэродинамическоесопротивление конденсатора по холодной линии; />РВРС=5000 Па – аэродинамическоесопротивление воздухораспределительной сети
Р11= 109325 Па
— Степень расширениявоздуха в турбине:
/> /> (3.13)
— Температура воздуха закомпрессором турбохолодильника:
/> (3.14)
где: />=0,69 – КПД компрессоратурбохолодильника,
/>= 1.2
Т4= 373.952 К
— Температура горячеговоздуха на входе в конденсатор:
/> (3.15)
где: Т6=Т* – температурапродувочного воздуха на входе в теплообменник; />=0.5 – тепловая эффективностьвоздухо-воздушного ВВТ2 на данном режиме работы СКВ; />=0,38 – тепловая эффективностьрегенератора; Т9= 299.16 К – предварительно заданное значение температурывоздуха перед теплообменником регенератором.
Т7= 326.016 К
— Температура воздуха навыходе из основного теплообменника:
/>, Т5= 315.62 К (3.16)
— Температура воздухаперед турбиной:
Т10=Т9пр-(Т5-Т7), Т10=315.62 К (3.17)
— Расчет системыкондиционирования на данном режиме работы производится при максимальномвлагосодержании наружного воздуха:
/>
— Давление воздуха вгорячей линии перед выходом в конденсатор:
/> (3.18)
где: /> — падение давления на участкесхемы от выхода промежуточного компрессора до входа в конденсатор по горячейлинии:
Р7= 373300 Па.
— Содержание капельнойвлаги в воздухе на входе в конденсатор:
/> (3.19)
/>
/>
— Давление воздуха передвлагоотделителем:
P8=P7-/>Pкд (3.20)
где: />=5000Па –аэродинамическое сопротивление конденсатора по горячей линии.
Р8= 368333.33 Па.
— Количество капельнойвлаги перед влагоотделителем:
/> (3.21)
где: Рн8= 2762 Па –давление насыщения водяных паров при температуре Т8=Т9
/>
— Влагосодержание воздухаза влагоотделителем:
/> (3.22)
где: /> - коэффициентвлагоотделения влагоотдлелителя высокого давления.
/>
— Расход воды высаждаемыйво влагоотделителе:
/> Gвд= 41.431 кг/ч (3.23)
— Температура влажноговоздуха за турбиной находится уз уравнения баланса энтальпий влажного воздухаза турбиной :
r(d10-dн11)=ср(Т11вл-Т11) (3.24)
где: r=2500000 Дж/кг – теплотапарообразования воды; Ср=1005 Дж/кгК – изобарная теплоемкость воздуха;d10 = d 9
— Температура сухоговоздуха Т11 на выходе из турбины:
/> (3.25)
где: />= 0.5 – КПД турбины наданном режиме работы системы .
/>
— Влагосодержаниенасыщенного воздуха за турбиной:
/> (3.26)
где: Рн11- давлениенасыщения водяных паров при температуре Т11вп
Решая совместно уравнения(3.24 – 3.26) методом итераций получаем:
Т11вл= 276.549 К, />
— Температура воздуха вгорячей линии на выходе из конденсатора:
/> (3.27)
где: /> - тепловаяэффективность конденсатора.
Т8= 313.649 К
/> /> (3.28)
— Температура воздуха навходе в воздухораспределительную (на стоянке рециркуляция кабинного воздухаотсутствует, т.е. Т13=0) сеть находится из решения уравнения баланса энтальпийпотоков холодного и горячего воздуха в конденсаторе:
/> (3.29)
— Влагосодержаниенасыщенного воздуха на входе в воздухораспределительную сеть:
/> (3.30)
где: Рн12- давлениенасыщения 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
— Увеличениевлагосодержания воздуха в кабине за счет влаговыделения пассажирами и экипажем:
/> (3.31)
кондиционированиевоздух самолет взлетный
где: nнэ=220 чел. – количество пассажиров ичленов экипажа на борту самолета; gл- влаговыделение одного человека при кабинной температуре tк=20С; Gскв – общий расход воздуха, подаваемый системойкондиционирования в кабину.
/>
— Относительная влажностьвоздуха в кабине самолета:
/> (3.32)
где: d12=d9 – влагосодержание воздуха поступающего в кабину из СКВ;Рнк=2339 Па
– давление насыщениявоздуха при кабинной температура tк=20С.
/>%
В соответствии стребованиями ЕНЛГС относительная влажность воздуха в кабине самолета должнабыть в пределах 25…60% на всех режимах полета. Расчетной относительнаявлажность удовлетворяет этим требованиям и является оптимальной.
3.2 Расчет системыкондиционирования на режиме крейсерского полета
На режиме крейсерскогополета в самолете работает система рециркуляции кабинного воздуха и системаувлажнения воздуха подаваемого в кабину экипажа.
— Расход воздуха в однойподсистеме СКВ определяется по формуле (3.1)
Gn= 3297 кг/ч
— Требуемое давление вточке 10 расчетной схемы ( рис.2) принимаем таким же, как и в п.3.1: Р10mp=350000 Па
— Требуемое давление запромежуточным компрессором определяется по формуле (3.2): Р4mp=389000 Па.
— Требуемое давление вточке отбора воздуха от компрессора двигателя определяется по формуле (3.3): />
— Давление торможенияопределяется по формуле (3.4) при Рн=19391 Па и Мн=0,8 (для высоты полетаН=12000 м и скорости полета М=850 км/ч):
Р*=29560 Па.
— Давление воздуха навходе в компрессор двигателя определяется по формуле (3.5) при соответствующемзначении давления торможения Р*:
Рвх=28670 Па
— Требуемая степеньсжатия воздуха в компрессоре двигателя определяется по формуле (3.6) присоответствующих значениях параметров:
/>=12.605
— Требуемое числоступеней компрессора двигателя определяется по формуле (3.7):
nст= 9.385, принимаем nст=10
— Температура торможенияопределяется по формуле (3.8) при Тн=231К (МСА, Н=12000 м):
Т*= 260.568 К
— Температура воздуха закомпрессором двигателя в точке отбора по формуле (3.9):
Т0= 549.665 К
— Температура воздуха навыходе из системы отбора определяется по формуле (3.10) при соответствующихзначениях параметров:
Т1=356.368 К
— Температура воздуха навыходе из первичного теплообменника определяется по формуле (3.11) присоответствующих значениях параметров:
Т3= 405.116 К
— Давление воздуха затурбиной определяется по формуле (3.12) при Рк=75391 Па (в соответствии с закономрегулирования давления в кабине):
Р11= 85390 Па
— Степень расширениявоздуха в турбине определяется по формуле (3.13) при соответствующих значенияхпараметров:
/>=4,099
— Температура воздуха закомпрессором турбохолодильника определяется по формуле (3.14) при соответствующихзначениях параметров:
Т4= 343.087 К
— Температура горячеговоздуха на входе в конденсатор определяется по формуле (3.15) при />=0 ( на высотекрейсерского полета основной теплообменник отключен) и Т9= 311.73 К:
Т7= 285.089 К
— Температура воздуха навыходе из основного теплообменника :
Т5=Т4, Т5= 301.827 К
— Температура воздухаперед турбиной определяется по формуле (3.17) при соответствующих значенияхпараметров:
Т10= 307.967 К
— Расчет системыкондиционирования на высоте крейсерского полета производится при сухом наружномвоздухе (dн=0), т.е. влагоотделитель неработает.
— Температура воздуха навыходе из турбины определяется по формуле (3.25) при />=0,5 ( на высоте крейсерскогополета включена обводная линия турбины) и соответствующих значениях параметров:
Т11= 256.845 К
— Температура воздуха вгорячей линии на выходе из конденсатора определяется по формуле (3.27) приТ11вл=Т11 и соответствующих значениях параметров:
Т8= 293.404 К
— Температура воздуха навходе в воздухораспределительную сеть ( без учета рециркуляции кабинноговоздуха и увлажнения воздуха в кабине экипажа):
Т12=Т11+(Т7-Т8) (3.34)
Т12= 269.032 К или tскв= -3.968 С
Полученная на выходе изустановки охлаждения температура tсквявляется допустимой для данного режима полета, что оговорено в техническомзадании (п.4.3.4, в).
Далее посмотримобеспечивает ли расчетная температура tскв заданный температурный режим в кабине самолета.
Для этого произведемрасчет раздельного регулирования воздуха в кабине самолета.
— Уравнение тепловогобаланса для воздуха подаваемого на охлаждение размещенного в кабине самолетаоборудования :
Gобtоб=Gобгtг+Gобхtx (3.35)
Где: Gоб=Gобг+Gобх –суммарный расход воздуха, подаваемый на охлаждение размещенного на бортуоборудования, определяемый по тепловыделениям оборудования, Gоб=45 кг/ч; Gобг, Gобх –расходы соответственно горячего и холодного воздуха, подаваемого на охлаждениекабинного оборудования; tоб=5оС – температура воздуха, необходимая для охлаждения оборудования; tг=80 оC, tx=tскв – температура воздуха в горячей ихолодной линии соответственно.
— Уравнение тепловогобаланса 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 потребностипассажиров и теплового расчета кабины самолета, Gпс=6600 кг/ч; Gпсг, Gпсх, Gp – расходы соответственно горячего, холодного и рециркуляционноговоздуха, подаваемого в пассажирские салоны, Gp=0,46Gпс; t2=80 C, tx=tскв, tp=32 оC –температура воздуха в горячий, холодный и рециркуляционной линияхсоответственно; tк=20 оС –заданная температура воздуха в пассажирских салонах (и кабине экипажа).
— Уравнение тепловогобаланса 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 экипажаи теплового расчета кабины самолета, Gкэк=120 кг/ч; Gкэкг, Gкэкх, Gувл – расходы соответсвенно горячего, холодного иувляжняющего воздуха, подаваемого в кабину экипажа, Gувл=0,12Gкэкх;tг=80 С, tx=tскв, tувл=45 оС – температура воздуха вгорячей и холодной, увлажнительной линиях.
— Суммарный расход воздухав горячей и холодной линиях:
Gг=Gкэкг+Gпсг+Gобг
Gx=Gкэкх+Gпсх+Gобх (3.38)
— Суммарный расходвоздуха, 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 потребностипассажиров и членов экипажа, теплового расчета кабины самолета и ограничений поотбору воздуха от двигателя.
Решая совместнонелинейный уравнения (3.35 – 3.39) получим расход воздуха во всех линиях прирасчетной 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, приданной температуре на выходе из установки охлаждения tскв система кондиционирования воздуха обеспечивает заданныйтемпературный режим в кабине самолета при расходе в холодной линии, т.е. черезобе установки охлаждения Gх=3101 кг/ч, что не превышает заданный ранее расход.
Теперь пересчитаем запасводы в самолете, необходимый для обеспечения нормальной работы увлажнителейвоздуха и, следовательно, рассчитанного выше температурного режима в кабинеэкипажа:
/> (3.40)
где: Ркэк=Рк=75391 Па –давление воздуха в кабине экипажа;
Рнкэк=2339 Па – давлениенасыщения при кабинной температуре tк=20 оС.
/>
— Увеличениевлагосодержания воздуха в кабине за счет влаговыделения экипажа определяется поформуле (3.31) при nn=3 исоответствующих значениях параметров:
/> , />(3.41)
-Требуемоевлагосодержание воздуха после увлажнителя находится из уравнения тепловогобаланса воздуха в точке смешения воздуха из установки охлаждения Gкэк и воздуха после увлажнителя Gувл:
/>, /> (3.42)
— Требуемый расход воды вувлажнителе:
Gвод увл=Gувлdувл, Gвод увл= 9.403 кг/ч (3.43)
— Требуемый запас воды всамолете:
Gвод сам=Gвод увл/>Gвод сам= 32.91 кг/ч (3.44)
где: />=3,5 часа – времякрейсерского полета самолета, т.е. время работы увлажнителей.
4. Расчет трубопроводовсистемы кондиционирования
Расчет трубопроводовсистемы кондиционирования воздуха самолета будем производить по параметрамнаиболее нагруженного режима, т.е. стоянки самолета (п.3.1.) Схема СКВ длярасчета трубопроводов по участкам приведена на рис.3
/>
Рис. 3. Схема СКВ длярасчета трубопроводов
4.1 Определение диаметровтрубопроводов
Рассмотрим участок 1-2
Р1-2 = 3.614 бар; t1-2= 128.076 С
Плотность воздуха научастке 1-2 трубопровода:
/>,
где R=287 Дж/кг — газовая постоянная длявоздуха.
По рекомендацииметодического указания выбираем среднюю скорость воздуха в трубопроводе: />
Площадь проходногосечения участка 1-2 трубопровода:
/>
Расчетный диаметр участка1-2 трубопровода:
/>
По справочной таблицевыбирается ближайший к расчетному условный диаметр трубопровода: />
4.2 Расчет толщины стенкитрубопровода:
— Условие тонкостенноститрубы:
/> (4.4)
где /> — внешний диаметр трубы,м; />-толщина стенки трубы, м.
— Толщина стенкицилиндрической трубы:
/> (4.5)
где: Р – давление воздухав трубе; m=0,0003 – отклонение по диаметру; />=0,9 — коэффициент,учитывающий отклонение по толщине стенки трубы; />= 300 МПа предел текучести материалатрубы.
4.3 Расчет толщинытеплоизоляции трубопроводов по условиям эксплуатации
— Коэффициент теплоотдачиот воздуха в трубе к ее стенке:
/> (4.7)
где: A=f(t, Re) – коэффициент, зависящий оттемпературы 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: /> - коэффициенттеплопроводности материала изоляции АНТМ; t – температура воздуха в трубе; /> - требуемая температура поверхностиизоляции; tcp – температура окружающей среды; /> - коэффициенттеплоотдачи от поверхности теплоизоляции в окружающую среду.
Результаты расчетатрубопроводов 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 взлетноймассы самолета при установке на нем данной СКВ
От величины взлетноймассы Мвзл зависят основные тактико-технические характеристики самолета(дальность, скороподьемность, маневренность, высотность). Учет массы системыкондиционирования Мскв необходим 7на ранних стадиях создания летательногоаппарата. Собственная установочная масса системы не равна ее взлетной массеМвзл, так как она требует затрат энергии для своей транспортировки, работыагрегатов, преодоление аэродинамического сопротивления воздухозаборника и т.д.
5.1. Масса топлива,расходуемая на преодоление аэродинамического сопротивления воздухозаборниковСКВ
— Внешнееаэродинамическое сопротивление воздузаборников СКВ:
/> (5.1)
где />=0,0047 м2 – площадьмиделя 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 – коэффициентаэродинамического сопротивления частей воздухозаборника, выставленных в поток(воздузаборник расположен в нижней части фюзеляжа под крылом).
/>
— Внутреннееаэродинамическое сопротивление воздузаборников СКВ:
/> (5.2)
где: />=0,346 кг/с – массовыйрасход воздуха через воздухозаборник; />=150 м/с – остаточная скорость навыходе в атмосферу; />=25о – угол между направлениемвыхода струи воздуха и направлением полета.
/>
— Масса топлива,расходуемая на преодоление аэродинамического сопротивления воздухозаборниковСКВ:
/> (5.3)
где К=19 –аэродинамическое качество самолета; g =9,8м/с2 – ускорение свободного падения; Суд =0,57 кг/Нч – удельныйрасход 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 – расходвоздуха, отбираемого от ступени компрессора; />=1160Дж/(кгК) – удельнаятеплоемкость топлива; />=1500К – температура газов вкамере сгорания; />=44000 кДж/кг – удельная теплотасгорания топлива; />=0,98- коэффициент полнотысгорания топлива в камере сгорания; /> =12,5 – степень сжатия воздуха вкабине за последней ступенью компрессора; />= 10,669 – степень сжатия воздухав 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 накомпенсацию 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 Массовыехарактеристики агрегатов СКВ
5.4.1 Теплообменныеаппараты
5.4.1.1 ВВТ1 (воздухо-воздушныйтеплообменник)
— Тепловой поток,отводимый воздухо-воздушным теплообменником:
/>
где />=1.032 кг/с – расходвоздуха через воздухо-воздушный теплообменник; />=401.076 К – температура воздухаперед воздухо-воздушным теплообменником; />=347.03 К – температура воздуха навыходе из воздухо-воздушного теплообменника.
/>=56.05 кВт.
— Массавоздухо-воздушного теплообменника:
/>
5.4.1.2. ВВТ2
— Тепловой поток,отводимый воздухо-воздушным теплообменником:
/>
где />=1.032 кг/с – расходвоздуха через воздухо-воздушный теплообменник; />=373.952 К – температура воздухаперед воздухо-воздушным теплообменником; />=342.476 К – температура воздухана выходе из воздухо-воздушного теплообменника.
/>=32.65 кВт.
— Массавоздухо-воздушного теплообменника:
/>
5.4.1.3 РГТ(регенеративный теплообменник)
— Тепловой поток,отводимый РГТ:
/>
где />=1.032 кг/с – расходвоздуха через регенеративный теплообменник; />=342.476К – температура воздухаперед регенеративным теплообменником; />=326.016К – температура воздуха навыходе из регенеративного теплообменника.
/>=17.07 кВт.
— Массавоздухо-воздушного теплообменника:
/>
5.4.2 Турбохолодильник
— Тепловой поток,отводимый первой турбиной Т1:
/>
где />=1.032 кг/с – расходвоздуха через Т1; />=315.62 К – температура воздуха передТ1; />=270.947К – температура воздуха на выходе из Т1.
/>=46.33кВт.
— Масса первой турбиныТ1:
/>
— Тепловой поток,отводимый второй турбиной Т2:
/>
где />=1.032 кг/с – расходвоздуха через Т2; />=315.62 К – температура воздуха передТ2; />=278.912К – температура воздуха на выходе из Т2.
/>=38.07 кВт.
— Масса второй турбиныТ2:
/>
5.4.3 Влагоотделитель
— Масса влагоотделителя:
/>
где />=3715 кг/ч – расходвоздуха 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 участковтрубопроводов определяются по компоновочной схеме размещения СКВ на самолете.
— Плотности материаловтрубопроводов:
Материал: 12Х18Н10Т …./>=7800 кг/м3
АМг-6……… />=2700 кг/м3.
— Масса теплоизоляциитрубы:
/>
где /> — расчетный диаметртрубы; />-толщина стенки трубы; /> — толщина теплоизоляции трубы; /> — длина трубы; /> — плотностьматериала теплоизоляции.
Результаты расчетов трубопроводовсведены 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 всехтрубопроводов:
/>
где />=16 — количествосоединений трубопроводов СКВ; /> — условный диаметр i-го участка трубопровода.
/>= 0.919 кг.
— Масса креплений всехтрубопроводов:
/>
где h = 500мм – средний шаг установкикреплений трубопроводов; L –длина i-го участка трубопровода.
/>= 8.916 кг.
5.4.5 Установочная массасистемы кондиционирования воздуха
/>)
/>= 314.063 кг.
5.5 Масса топлива,необходимая для перевозки установочной массы СКВ
/>
/>= 565.649 кг.
5.6 Приращение взлетноймассы /> самолета,вызванное установкой на нем СКВ
/>
/>=3471кг.
6. Сравнениеальтернативной СКВ по приращению взлетной массы
В качестве альтернативнойпримем одноступенчатую СКВ с влагоотделением в линии высокого давления.
/>
Рис.4. Одноступенчатаясистема охлаждения с влагоотделением в линии высокого давления.
Данная схема может бытьполучена из двухступенчатой схемы (рис.1) за счет исключения из неепромежуточного компрессора КМ, вторичного теплообменника ВВТ2, регенеративноготеплообменника РГТ и вторую турбину турбохолодильника ТХ2.
Методикатепловлажностного расчета данной схемы такая же как и в пункте 3 при /> Расчеттрубопроводов СКВ и приращения взлетной массы самолета производится по формулампунктов 4 и 5 при соответствующих значениях параметров.
Расчеты показывают, чтоприращение взлетной массы самолета при установке на нем альтернативнойодноступенчатой СКВ равно 4833 кг. Тепловлажностный расчет данной СКВпоказывает, что при расчетных условиях пункта 3 данная схема не обеспечиваетнеобходимую относительную влажность воздуха в кабине самолета. При установкеСКВ данной схемы относительная влажность воздуха в кабине самолета более 100%.Кроме того, данная схема, из-за отсутствия вторичного теплообменника ВВТ2, наземле выдает температуру воздуха на выходе из системы равную />, что не соответствуетнормам.
Из этого можно сделатьвывод, что принятая двухступенчатая двухтурбинная схема является наиболее эффективнойпо сравнению с альтернативной одноступенчатой, так как последняя необеспечивает требуемые параметры воздуха в кабине, хотя и является более легкойи менее энергоемкой. В режиме крейсерского полета самолета альтернативнаяодноступенчатая схема по своей эффективности не уступает принятой двухступенчатойсхеме, но вследствие небольшой разности приращения взлетных масс самолета приустановке на нем одной из данных СКВ, более приемлемой является двухступенчатаядвухтурбинная схема, так как она обеспечивает требуемые параметры воздуха вкабине на наиболее нагруженном режиме работы, то есть на стоянке самолета.
7. Область примененияпроектируемой СКВ
Рассмотрим областьприменения проектируемой СКВ в зависимости от условий полета самолета.
При расчете областиприменения данной СКВ считаем, что расход воздуха G, через систему постоянен и равен максимальному, то есть />, отсутствуетрециркуляция кабинного воздуха, системные параметры приняты такими же как и впункте 3. Регулирование температуры воздуха на выходе из СКВ производится путемизменения расхода продувочного воздуха основного теплообменника ВВТ2 (/>) и включениемобводного канала турбины турбохолодильника ТХ (/>). Температура воздуха на выходеиз СКВ />.
Принят следующий законрегулирования в кабине самолета: Рк=101325 Па при Н=0…6300 м, Рк=Рн+56000 Папри 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 следовательностепень зависимости СКВ от условий полета) и изменения системных параметров,особенно таких как />,/>.
/>
Заключение
В данном курсовом проекте былпроведен расчет СКВ среднемагистрального пассажирского самолета Ту-204.Полученные в результате расчета параметры СКВ при максимальнойхолодопроизводительности, а также полученная область применения СКВудовлетворяет требованиям современных сверхзвуковых истребителей-перехватчиков.Данная схема СКВ поддерживает в норме параметры воздуха в гермокабине и вотсеках БРЭО, необходимые для нормальной работы самолета. Также СКВудовлетворяет требованиям по минимальной взлетной массе и по габаритнымхарактеристикам.
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. Системаоборудования 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