СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА В КАБИНЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF CONTROLLING AIRCRAFT CABIN AIR TEMPERATURE AND DEVICE TO THIS END

Изобретение относится к способам обработки воздуха, подаваемого в гермокабины воздушных судов.
Известна система кондиционирования воздуха [1], состоящая из заборника воздуха от двигателя (компрессора) с запорным клапаном, регулятора абсолютного давления, теплообменника, распределительного крана, горячей магистрали, холодной магистрали, в которой последовательно располагаются турбохолодильник и воздухо-воздушный радиатор, обратный клапан, заслонка, регулятор подачи воздуха, регулятор давления, предохранительный клапан, датчик расходомера и терморегулятор.
Недостатком такой системы является уменьшение тяги двигателя (хотя и небольшое) и значительная масса конструкции охлаждающих воздух блоков, а также расход топлива на нагрев воздуха, используемого в системе кондиционирования.
Известна система кондиционирования воздуха летательного аппарата [2], содержащая горячую магистраль с установленным в ней дроссельным устройством, холодную магистраль с последовательно установленным в ней турбохолодильником, влагоотделителем и датчиком влагосодержания. После соединения этих магистралей, перед гермокабиной, установлено второе дроссельное устройство. В систему входят также три регулятора температуры и три датчика температуры. В магистрали холодного воздуха имеется обводная линия с дроссельным устройством.
Недостатком данной системы кондиционирования является также уменьшение тяги двигателя из-за отбора воздуха от него, значительная масса охлаждающих воздух блоков, расход топлива на нагрев воздуха, используемого в системе кондиционирования.
Известна также система кондиционирования воздуха для летательного аппарата [3], включающая в себя магистраль горячего воздуха с установленным в нем дроссельным устройством, магистраль холодного воздуха с последовательно установленными в ней турбохолодильником с обводной линией, включающей дроссельное устройство, и влагоотделителем, датчик температуры, установленный в магистрали холодного воздуха и связанный, через регулятор температуры, с дроссельным устройством обводной линии, датчик температуры, установленный в гермокабине и связанный со входом второго регулятора температуры.
Недостатком данной системы кондиционирования, принятой за прототип, является уменьшение тяги двигателя, значительная масса охлаждающих горячий воздух блоков, расход топлива на нагрев воздуха, используемого в системе кондиционирования.
Задачей изобретения является устранение недостатков прототипа, основанное на нагреве части забортного воздуха, забираемого в систему кондиционирования, теплом от нагретой до высокой температуры поверхности какого-либо агрегата летательного аппарата в процессе его функционирования.
Технической задачей изобретения является увеличение тяги двигателя при работающей системе кондиционирования, уменьшение массы агрегатов, входящих в систему кондиционирования, а также снижение расхода топлива на нагрев воздуха системы кондиционирования.
Известно [4], что тяга реактивного двигателя равна:
,
где  - секундная масса воздуха, входящего в двигатель;
4
C - скорость выходящих из двигателя газов;
V - скорость движения самолета;
4
F - площадь сопла;
4
ρ - давление газа в сопле;
н
ρ - атмосферное давление.
в
Из уравнения видно, что чем меньше G, тем меньше тяга двигателя. Поэтому, если воздух отбирается из компрессора в систему кондиционирования, то тяга двигателя будет уменьшаться. Можно утверждать, что масса воздуха, отбираемого системой кондиционирования, по сравнению с массой воздуха, потребляемого двигателем, невелика, но всякое уменьшение тяги двигателя приводит к уменьшению максимальной скорости, потолка и т.п. Например, если на самолете ИЛ-76 забирать только 1% массы воздуха двигателя в систему кондиционирования самолета, то тяга одного двигателя уменьшится на 120 кг (1200 н) [5], а четырех - на 480 кг (=0,5 т). А это уже существенно.
В системах кондиционирования, указанных выше (в том числе и в прототипе), воздух забирается, как правило, из воздухозаборника от компрессора двигателя и поступает в систему кондиционирования уже нагретым до достаточно высокой температуры. На этот нагрев затрачивается энергия, т.е. тратится топливо. При такой высокой температуре воздух нельзя подавать в кабину, т.к. люди получат ожоги. Поэтому его предварительно охлаждают несколькими агрегатами, в частности водовоздушным радиатором, воздуховоздушным радиатором, турбохолодильником. Эти агрегаты имеют заметную массу. И получается, что воздух для системы кондиционирования сначала нагревается, на что тратится топливо (сокращается дальность и продолжительность полета), а затем устанавливаются агрегаты охлаждения, имеющие значительную массу, что увеличивает километровый расход топлива q [6]:
,
где G - сила тяжести самолета, в состав которой входят составляющими и блоки охлаждения системы кондиционирования. Увеличение же километрового расхода топлива уменьшает дальность и продолжительность полета [6]:
.
г.п.
Здесь L - дальность горизонтального полета;
т.г.п.
G - запас топлива для горизонтального полета.
Также, чем больше масса самолета, тем больше минимально-допустимая скорость полета [6]:
Следовательно, увеличивается посадочная скорость и длина взлетно-посадочной полосы. Таким образом, если не забирать воздух от компрессора двигателя, то можно заметно улучшить летно-технические характеристики самолета.
Сущность изобретения заключается в том, что в систему кондиционирования забирается забортный воздух, но не от компрессора. Этот воздух не нагрет. В летнее время в средней полосе России его температура на уровне моря редко поднимается выше 30°С. Однако высота, на которой осуществляется крейсерский режим полета (минимальный расход топлива), составляет для самолетов 10÷11 км, где температура окружающего воздуха составляет (-50)÷(-56)°С. Уже на высоте 2 км температура окружающего воздуха составляет - 2°С [4, Международная стандартная атмосфера]. Этот холодный заборный воздух предлагается нагревать на поверхности самолетного агрегата, имеющего в эксплуатации высокую температуру, например внешняя поверхность корпуса реактивного двигателя, после чего его подавать в кабину летательного аппарата.
Заявляемый способ реализуется в устройстве, которое содержит заборник атмосферного воздуха, электропневмоклапан, управляемый из кабины летательного аппарата, компрессор, засасывающий забортный воздух и подающий его в систему кондиционирования, предохранительный клапан, стравливающий излишки воздуха в атмосферу, горячую линию, в которой располагается нагреватель, обеспечивающий нагрев воздуха в горячей линии и находящийся на нагретой поверхности какого-либо агрегата, например реактивного двигателя, и дроссельное устройство, управляемое регулятором температуры, на входы которого подаются сигналы с датчика температуры, расположенного в магистрали после соединения горячей и холодной линий и датчика влагосодержания, находящегося в холодной линии, в которой смонтировано дроссельное устройство, управляемое регулятором температуры, на вход которого сигнал поступает от датчика температуры и за которым располагается влагоотделитель, а перед кабиной в магистрали установлено третье дроссельное устройство, регулирующее количество вентилируемого через кабину воздуха и управляемое регулятором температуры, на входы которого сигналы поступают от датчика температуры в кабине и датчика влагосодержания.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, являются:
1. Использование ненагретого предварительно атмосферного воздуха, подаваемого в систему кондиционирования.
2. Нагрев части забираемого в систему воздуха на нагретой, в результате функционирования, поверхности какого-либо блока, например реактивного двигателя.
Существенными отличительными признаками по устройству являются:
- наличие компрессора;
- нагреватель воздуха;
- устройство горячей линии, линии включающей в себя нагреватель;
- устройство холодной линии, исключающей охлаждающие блоки, в частности турбохолодильник.
Использование новых признаков, в совокупности с известными, и новых связей между ними обеспечивают достижение технического результата изобретения, а именно: сохранение тяги двигателя на более высоком уровне при работающей системе кондиционирования; уменьшение расхода топлива на предварительный нагрев воздуха, подаваемого в систему кондиционирования; уменьшение массы системы кондиционирования за счет отсутствия блоков охлаждения воздуха.
На фиг.1 приведена структурная схема системы регулирования температуры в кабине летательного аппарата.
Она содержит заборник 3 воздуха из атмосферы (забортного воздуха), за которым установлен электроклапан 4, управляемый из кабины. После электроклапана располагается компрессор 5, обеспечивающий наддув забортного воздуха в систему кондиционирования самолета, за которым установлен предохранительный клапан 18, стравливающий воздух из системы кондиционирования в атмосферу, когда его давление превысит допустимое значение. Далее система кондиционирования разветвляется на горячую линию 1 и холодную линию 2. В горячей линии 1 последовательно установлен нагреватель 19 в виде короба на поверхности, нагретой до высокой температуры, например на внешней поверхности реактивного двигателя 20, и дроссельное устройство 7, регулирующее количество нагретого воздуха, протекающего через горячую линию. Управляет дроссельным устройством 7 регулятор температуры 17.
В холодной линии 2 последовательно располагаются дроссельное устройство 8, датчик температуры 10, регулятор температуры 9, влагоотделитель 6, датчик влагосодержания 11. Дроссельное устройство 8 управляется регулятором температуры 9. После соединения магистралей 1 и 2 перед гермокабиной 12 установлены дополнительный датчик температуры 13 и дроссельное устройство 14. Система кондиционирования содержит также регулятор температуры 15, входы которого связаны с датчиком влагосодержания 11 и датчиком температуры 16, установленным в кабине, а выход - с дроссельным устройством 14, а регулятор температуры 17 связан входами с датчиком влагосодержанием 11 и датчиком температуры 13, и выходом - с дроссельным устройством 7.
Регулятор температуры 9 в холодной линии 2 входом связан с датчиком температуры 10, а выходом - с дроссельным устройством 8.
Описание работы устройства регулирования температуры в кабине летательного аппарата
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
Воздух, поступающий через заборник воздуха 3 из атмосферы, засасывается компрессором 5 и протекает по магистрали через электроклапан 4, который предварительно включается из кабины одновременно с включением компрессора 5 или ранее, компрессор 5, предохранительный клапан 18 и поступает к развилке горячей и холодной линий. Температура наружного воздуха бывает разной: на земле зимой более холодная, чем летом; или с высотой температура уменьшается (на высоте 10 км она равна примерно - 50°С). Расход воздуха в системе поддерживается примерно одинаковым: производительность компрессора постоянная, а в случае непредвиденного заброса расхода воздуха компрессором его давление повысится, и произойдет стравливание излишков воздуха в атмосферу. Датчик температуры 10 фиксирует температуру воздуха в холодной линии и выдает сигнал на регулятор температуры 9, который управляет дроссельным устройством 8, обеспечивая размеры канала: если температура наружного воздуха выше, то канал расширяется (меньшую массу воздуха надо отправлять на нагрев в горячую линию) и наоборот. Затем, после дроссельного устройства 8 в холодной линии воздух осушается во влагоотделителе 6. Одновременно с направлением воздуха в холодную линию 2 часть забортного воздуха направляется в горячую линию 1, где, проходя через нагреватель 19, повышает свою температуру и далее протекает через дроссельное устройство 7 на соединение с холодной линией. Величина канала в дроссельном устройстве 7 определяет массу воздуха, протекаемого по горячей линии и нагреваемого в нагревателе 19. Если наружный воздух более холодный, то в горячую линию будет поступать больше воздуха на нагрев, нежели это происходит с более теплым наружным воздухом, т.е. канал в дроссельном устройстве 7 будет шире в этом случае. Управляет же размером канала в дроссельном устройстве 7 регулятор температуры 17, на один из входов которого поступает сигнал от датчика температуры 13, расположенного в магистрали после смешивания воздуха, поступающего из горячей и холодной линий 1 и 2. На второй вход регулятора температуры 17 поступает сигнал с датчика влагосодержания 11. Уменьшая или увеличивая размеры канала в дроссельном устройстве 7, регулятор температуры 17 обеспечивает, после смешивания двух потоков воздуха из горячей и холодной линий, приемлемую температуру воздуха для человека. Окончательное регулирование температуры воздуха в гермокабине 12 осуществляется путем изменения общего расхода вентилирующего воздуха регулятором температуры 15 через дроссельное устройство 14 по сигналам датчика 11 влагосодержания и датчика температуры 16, установленного в кабине, причем регулятор температуры 15 настраивается на температуру в кабине в зависимости от влагосодержания воздуха за влагоотделителем 6.
После дроссельного устройства 14 воздух с заданной температурой и влажностью поступает в гермокабину 12.
Предлагаемый способ регулирования температуры воздуха в кабине летательного аппарата позволяет не уменьшать тяговые характеристики реактивных двигателей, не тратить топливо на нагрев воздуха и заметно уменьшить массу системы кондиционирования воздуха на летательном аппарате.
Источники информации
1. Основы конструкции самолетов. / Под редакцией Туркина К.Д. - М.: Воениздат, 1974. - с.386.
2. Авторское свидетельство СССР, №527878, Кл. В64D 13/08, 1973 «Система кондиционирования воздуха для летательного аппаратам.
1
3. Авторское свидетельство СССР, №1621352 А кл. В64D 13/06 «Система кондиционирования воздуха для летательного аппарата».
4. Малый Б.Д., Трифонов А.Н. Основы теории и автоматического регулирования реактивных двигателей. - М.: Воениздат, 1972. - с.22.
5. Практическая аэродинамика самолета ИЛ-76. Учебное пособие. - Монино, 1984. - 21 с.
6. Аэродинамика и динамика полета маневренных самолетов. /Под ред. Лысенко Н.М. - М.: Военное издательство, 1984. - 544 с.