Автор: Воронин Г.И.
Теги: техника средств транспорта кондиционирование летательные аппараты авиатехника кондиционирование воздуха
Год: 1973
Текст
Г. И. ВОРОНИН
СИСТЕМЫ
КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
ВОЗДУХА
НА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТАХ
Допущено
Министерством высшего и среднего специального образования СССР
в качестве учебника для студентов высших учебных заведений
Москва
МАШИНОСТРОЕНИЕ
1973
УДК 629 78048 3(075 8)
Воронин Г И Системы кондиционирования воздуха на
летательных аппаратах М, «Машиностроение», 1973, стр 444
В книге изложены теоретические основы, методы расчета
и проектирования систем кондиционирования воздуха гермети-
ческих кабин и специальных отсеков самолетов и других лета-
тельных аппаратов
Рассмотрены энергетические источники и процессы наддува
кабин и отсеков воздухом, внутренние и внешние процессы
теплообмена в них, системы-кондиционирования воздуха с их
основными агрегатами и аппаратурой автоматического регули-
рования заданных климатических условий в кабинах и отсе-
ках
Специальным разделам предшествуют разделы о физиче-
ских характеристиках атмосферы Земли, гигиенических и фи-
зиологических условиях полета \
Книга предназначается для студентов втузов и может быть
полезна инженерам авиационной, ракетно-космической и дру-
гих отраслей машиностроения
Табл 30. Илл 254 Список лит 18 назв
Рецензенты кафедры МАИ и д-р техн наук, проф Я В Кравцов
Научный редактор канд техн наук В С Дорожкин
3166 1Ь8
038(01) 72
168-72
ПРЕДИСЛОВИЕ
Развитие летательных аппаратов идет по пути увеличения
высоты, скорости и дальности полета Именно эти характеристи
ки определяют в основном насколько совершенен на данном
этапе тот или другой летательный аппарат Эта же условия по-
лета обусловили необходимость применения систем кондициони
рования сначала на самолетах, а затем на ракетах, спутниках
и космических кораблях В настоящее время на летательных
аппаратах без системы кондиционирования воздуха невозможно
обеспечить ни жизнедеятельность человека ни нормальное функ-
ционирование бортовой аппаратуры Этим определяется большое
значение придаваемое развитию техники -кондиционирования
воздуха на летательных аппаратах
J Чем выше поднимается летательный аппарат над поверхно-
стью Земли, тем естественно, больше отличаются окружающие
его условия от наземных В первую очередь эти изменения свя-
заны с уменьшением атмосферного давления и температуры
с высотой Но организм человека сохраняет свою жизнедеятель-
ность лишь в пределах небольших отклонении от нормальных
наземных условии Для нормального функционирования обору
дования и приборов также требуются определенные условия
Таким образом, на любой высоте полета летательного аила
рата для его экипажа, пассажиров и оборудования должны быть
созданы условия жизнедеятельности и функционирования, близ
кне к тем которые имеются на Земле
Каковы же эти основные физические условия существования
люДеи на Земле как влияют отклонения от этих условий йа
физиологию человека ив каких пределах они допустимы, каковы
окружающие условия для различных летательных аппаратов, что
нужно и как можно сделать для обеспечения высотных полетов —-
эги и ряд других сложных проблем встают перед работниками
занимающимися вопросами кондиционирования аппаратов
Поэтому к работе над такими проблемами привлекаются спе
циалисты по многим конкретным областям иаукн и техники
Однако разработчик систем кондиционирования должен также
обладать определенными сведениями из этих областей знания
Системы кондиционирования летательных аппаратов являют
ся универсальными, в которых решается задача обработки воз
духа по гораздо большему числу параметров, при значительно
1897
более сложных условиях работы системы, чем в промышленных,
жилищных, транспортных и других системах кондиционирования,
являющихся как бы частным случаем систем кондиционирова-
ния, предназначенных для летательных аппаратов, которые в тео-
ретическом, конструктивном и производственном отношении на-
ходятся на более высоком уровне развития, чем наземные.
Вследствие ,множества функций, возлагаемых на системы
кондиционирования летательных аппаратов, большого количест-
ва параметров, которые должны поддерживаться системой в за-
данных пределах, и разнообразных, все время изменяющихся ус-
ловий, в которых работают системы, им стали дабать различные
названия, вкладывая в эти названия основные выполняемые ими
функции: системы вентиляции, отопления, обогрева, охлаждения,
терморегулирования, термостатирования, теплотехнические, ис-
кусственного климата, микроклимата, генерации, регенерации,
жизнедеятельности, биотехнические, обитаемости, авиационно-
космической энвироники, жизнеобеспечения и т- д.
Анализируя сказанное, правильнее было бы систему конди-
ционирования назвать системой жизнеобеспечения. Но, учитывая
распространенность названия «кондиционирование», будем
условно называть любую из перечисленных выше систем систе-
мой кондиционирования, подразумевая под этим создание в огра-
ниченных объемах необходимых условий для жизни живых орга-
низмов, растений, а также для работы оборудования
и аппаратуры. Поэтому и данный курс носит название «конди-
ционирование воздуха на летательных аппаратах». Кстати, сле-
дует упомянуть, что термин «кондиционирование» происходит от
латинского слова conditio, что значит «условие».
В настоящее время частичные сведения по кондиционирова-
нию на летательных аппаратах изложены в книгах и статьях.
Круг людей, занимающихся этими вопросами, расши-
ряется. Поэтому возникла необходимость в выпуске учебника
по системам кондиционирования на летательных аппаратах, в
котором были бы обобщены и систематизированы достижения
в этой области. Очевидно, что в рамках учебника по такой объем-
ной специальности, как кондиционирование на летательных аппа-
ратах, могут быть изложены лишь самые необходимые сведения.
Основные сведения об атмосфере, высотных полетах, герме-
тических кабинах, наддуве кабин и о термодинамике систем кон-
диционирования, изложенные в первых пяти главах, являются
обязательным материалом, который необходимо знать,
прежде чем перейти к изучению собственно систем кондициони-
рования и основных составляющих их элементов, рассмотренных
в последующих главах книги. Материал по системам космиче-
ских кораблей представлен лишь частично; в дальнейшем пред-
полагается выпуск отдельного учебного пособия по этим вопросам*.
Все замечания по книге следует направлять по адресу:
Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3, изд-во «Машиностроение».
ВВЕДЕНИЕ
Аппарат тяжелее воздуха, т. е. самолет, впервые в мире был
создан в России А Ф. Можайским в период 1855—1882 гг. Спу-
стя 21 год, 'в 1903 г., поднялся в воздух самолет братьев Райт
в США. До 1910 г. в России и во всех Других странах авиации
почти не существовало. В 1910—1913 гг. в России начали выпу-
скать самолеты «Русский витязь», «Святогор», «Илья Муромец»,
которые имели скорость 80—100 км/ч и высоту полета 1—2 км.
Кабина на этих самолетах была открытая.
В двадцатых годах с ростом скорости полета до 500 км/ч на
самолетах стали появляться полузакрытые кабины.
В следующее десятилетие дальнейшее повышение скорости
до 800 км/ч и высоты до 10 км привело к созданию на самолета?
закрытых негерметических кабин с применением кислорода для
дыхания экипажа На самолетах кондиционирование воздуха
вначале сводилось к подогреву воздуха в кабинах в зимнее вре-
мя и летом при полете на больших высотах. Циркуляция и смена'
воздуха в кабинах происходили под действием перепада давле-
ний у щелей кабины.
" В сороковых годах в связи с увеличением скорости полета до
1500 км/ч и высоты до 20 км на самолетах стали применяться
герметические кабины с системами кондиционирования, обеспе-
чивающими в кабинах не только заданные температуры, но так-
же давление, влажность и чистоту воздуха. В это же время по-
являются системы кондиционирования приборных кабин. Необ-
ходимость в них возникла вследствие того, что при больших
колебаниях температур окружающего воздуха и низких давле?
ниях его на больших высотах многие приборы, аппараты и агре-
гаты не могли надежно работать. Для обеспечения нормальной
их работы потребовалось сузить диапазоны колебаний темпера-
туры и давления воздуха только в специальных герметических
приборных кабинах, в которых размещали оборудование.
С развитием авиации стали появляться 'более совершенные
системы кондиционирования, которые обеспечивали не только
необходимые температуры, давления, влажность и чистоту воз-
духа, но и заданные скорость и расход воздуха и скорость изме-
нения давления в кабине. Высокие скорости и большие ускорения
5
на самолетах обусловили значительные динамические перегрузки
и высокочастотные вибрации, что привело ,к дальнейшему услож
нению систем кондиционирования При этом все оборудование
систем кондиционирования, жестко закрепленное на летательном
аппарате в определенном положении должно надежно работать
при любых эволюциях летательного аппарата (набор высоты,
снижение развороты, фигуры высшего пилотажа и т д)
Системы кондиционирования на самолетах и ।вертолетах за
1960—1970 гг сильно усложнились вследствие возросших скоро
сти, высоты и дальности полета и стали более совершенными
уменьшились их масса и габариты Вследствие многорежимности
работы систем кондиционирования появилась необходимость
в автоматическом управлении давлением температурой, вл а ж
ностью расходом, скоростью изменения давления и т д
За последнее десятилетие резко повысились температура
и давление воздуха, отбираемого от авиационных двигателей
для наддува кабин Это повлекло за собой применение новых
материалов для оборудования систем кондиционирования Так,
алюминиевые сплавы заменились титановыми и стальными
а резиновые уплотнители—графитовыми и металлокерамиче
скими
В 1950—1960 гг с возникновением и развитием ракетной
и космической техники системы кондиционирования появляются,
на ракетах спутниках и космических кораблях Появляются но»
вые требования к системам кондиционирования — безотказная
надежная работа всего оборудования в условиях невесомости
глубокого вакуума весьма низких температур, космической ра
диации и т д. i
В начале шестидесятых годов в СССР впервые в мире были
созданы и совершили полеты по околоземным орбитам пилота
руемые космические корабли Возникла необходимость поддер
живать в кабинах кораблей нормальный (наземный) газовый
состав по кислороду углекислому газу азоту водяному пару
и т д Кроме того, система кондиционирования не должна была
допускать накопления токсичных газов выделяемых человеком,
оборудованием и материалами, находящимися в кабине, а также
появления неприятных запахов Таким образом функции систем
кондиционирования воздуха с появлением спутников >и космиче
ских кораблей значительно расширились
Текущее десятилетие в авиационной и космической технике,
очевидно будет характеризоваться дальнейшим увеличением
скорости высоты и дальности полета самолетов, расширением
функции космических кораблей и значительной длительностью
полета орбитальных космических станции Это еще болееуслож
НИт системы кондиционирования и расширит их функции Систе
МЫ космических кораблей основанные в настоящее время на за
пасах воды кисторода и пищи, для длительных полетов не яв
ляются оптимальными Они вероятно будут заменены сначала
фмзико химическим» регенеративными системам», а затем, по
мере увеличения доодалжитадьности помета, комбинированными
состоящими^ физико-химических и биотехнических систем и
наконец, очень длительных полетов — биотехническими
При этом надо полагать, что в ближайшие годы на борту
косвдвческих кораблей и станции должна появиться физике хи
яеиэдская система регенерации воды, а затем уже физике хи ми
ческая иди биотехническая система регенерации кислорода Со
здание системы регенерации пищи является делом далекого
будущего
Для создания более комфортных условий полета можно ожи
дать -В ближайшее время введения в системы кондиционирования
специальных устройств по дезодорации, озонированию иониза
ции .и парфюмеризации кабинного воздуха
Таким образом, функции системы кондиционирования заклю
чаются в создании нормальных условии для жизни и работы
человека а также для надежной работы различных приборов,
аппаратов агрегатов и машин при полете в атмосфере и кос
мосе Конкретно — это поддержание в кабине требуемых значе
ний давления, скорости изменения давления, температуры, илаж
ности скорости и расхода воздуха уровня шума, парциального
давления кислорода, углекислого и других тазов, очистка воз
духа от аэрозольного, дипольного, химического биологического
и радиационно ядерного засорения дезодорация, озонирование
ионизация и парфюмер из ация кабинного воздуха физико хими
ческая и биологическая регенерация воды кислорода и пищи
При этом функционирование систем кондиционирования лета-
тельных аппаратов происходит в условиях вибраций, больших
перегрузок, эволюций летательного аппарата в пространстве
разных высот с различными температурой давлением и влаж
«остью окружающей среды, невесомости вакуума и космическо
го радиационного облучения
При всем многообразии и сложности выполняемых задач
я условии работы на системы кондиционирования накладывают
eg довольно жесткие ограничения до массовым, габаритным
и энергетическим характеристикам Кроме того существует оп
ределенная взаимосвязь системы кондиционирования с противо-
обледенительными противопожарными топливными, гидравли
ческими и другими системами летательных аппаратов Таким
образом сложность и многогранность функции, выполняемых
системами кондиционирования очевидны
Рассмотрим кратко некоторые вопросы относящиеся к систе
ме кондиционирования
Условия в которых человек живет на земле, не являются по
стоянными Они значительно изменяются. Мы живем, как изве
стио на дне огромного воздушного океана, который находится
в вечном движении и изменении Один лишь фактор является
практически неизменны»? -* это состав воздуха Давление возДу
ха, например, у поверхности Земли изменяется от 90,6 до
108 кН/м2 (от 680 до '810 мм рт. ст.), температура от —88 до
+ 60° С, относительная влажность от 10 до 100%. В широких пре-
делах колеблется засоренность воздуха различными твердыми
частицами. Атмосферный воздух все время находится в движе-
нии, скорость которого колеблется практически от нуля до
100 м/с, засорен различными продуктами горения и разложения
веществ, токсичными газами, продуктами ядерного распада, и
т. д., всегда содержит различные микробы и бактерии, в том
числе и опасные для жизни человека. Влияние изменений пере-
численных факторов на организм человека огромно.
Человеческий организм непрерывно вырабатывает тепло, ко-
личество которого переменно и является в основном функцией
физических особенностей, возраста, пола, интенсивности мус-
кульной работы и воздействия внешней среды. Для того что!бы
физиологические процессы в организме человека протекали нор-
мально, окружающая среда должна обладать способностью вос-
принимать тепло, вырабатываемое организмом. Если все тепло,
которое выделяет человеческий организм, полностью восприни-
мается окружающей средой, то такое состояние считается нор-
мальным. В данном случае имеем нулевой уровень теплового
ощущения, так как если окружающая среда отводит больше то-
го количества тепла, которое вырабатывается организмом, то им
ощущается холод, если же меньше, то перегрев.
Человеческий организм обладает способностью регулировать
соотношение между отдельными видами теплоотдачи. Но
эта способность не безгранична. Отклонение температур, превы-
шающее возможную способность регулирования, является недо-
пустимым, угрожающим жизни человека. Чтобы обеспечить себе
жизнь за пределами этих возможностей, человек с далеких вре-
мен стал создавать для себя специальные условия. Долгое время
он не мог изменить для себя климатические условия, а затем
стал делать оцределенные сдвиги в этом направлении. Первые
попытки человека сузить предел колебания температуры, влаж-
ности, скорости воздуха можно увидеть в создании одежды, за-
тем жилья. Облачение в одежду, переход в жилище, т. е. в огра-
ниченный объем,—это первые шаги создания изолированного
климата, микроклимата. Поэтому одежду и помещение надо рас-
сматривать как начало создания систем кондиционирования
воздуха. Воздух, заключенный между телом и одеждой, нагре-
вается теплом, вырабатываемым организмом человека, а воздух
помещения — теплом, вырабатываемым печью, котельной. Вот
и вся довольно простая схема этого кондиционирования.
С развитием науки и техники многие отрасли промышлен-
ности потребовали создания изолированного климата. Построе-
ны подземные заводы и сооружения, есть огромные ограничен-
ные объемы, где осуществлено кондиционирование воздуха, без
которого немыслимы жизнь и работа в этих помещениях.
8
Можно смело утверждать, что недалеко то время, когда чело-
вечество поставит перед собой задачу создания систем конди-
ционирования в объемах, не ограниченных никакими стенами
и потолками.
А пока что преждевременно рассматривать кондиционирова-
ние воздуха вне какого-либо объема, изолированного от всего
воздушного пространства.
Для разработки системы кондиционирования прежде всего
необходимо знать во всех деталях тот объем, в котором нужно
создать требуемые условия для жизни и деятельности человека,
а также для функционирования техники и выполнения различ-
ных рабочих процессов.
Влияние колебания давления воздуха на организм человека
не менее серьезно, чем колебания температуры. Так, например,
при повышении давления воздуха до 1000 кН/м2 еще возможно
использование его для дыхания. При давлении выше 1000 кН/м2
жизнь и деятельность человека становятся крайне затруднитель-
ными, появляется так называемая кессонная болезнь. Азот воз-
духа при больших давлениях действует на организм как нарко-
тическое средство. Азот начинает растворяться в крови и в ор-
ганизме и может вызывать заболевания даже со смертельным
исходом. Для борьбы с этим явлением для дыхания на неболь-
шой период времени применяют специальную газовую смесь из
кислорода и гелия. При понижении давления до 50 кН/м2 еще
возможно нормальное функционирование организма. При более
низких давлениях жизнь человека невозможна, так как кровь
начинает кипеть, наступают кислородное голодание и потеря
сознания.
Большая скорость изменения давления также чревата тяже-
лыми последствиями для сердца, легких и полости среднего уха
человека. Независимо от характера и способа охлаждения воз-
духа кабин непрерывная смена воздуха в самолетных кабинах
неизбежна. Непрерывная подача воздуха в кабину вызывается
также необходимостью восполнения потерь 'воздуха, всегда су-
ществующих вследствие некоторой негерметичности кабин. Для
нагнетания воздуха в кабины на всех современных летательных
аппаратах имеются источники наддува, различные по характеру
работы и конструкции. Основная их функция вместе с другими
специальными устройствами системы кондиционирования — под-
держивать в кабине заданные законы изменения давления по
высотам и скорость изменения давления.
Такие величины, как скорость, массовый расход и влажность
воздуха и количество выделяющегося в кабине тепла, связанные
с температурой и давлением, имеют определяющее значение при
создании системы кондиционирования. Помимо изучения объек-
тов, где требуется создать соответствующие условия, т. е. кабин,
необходимо знать законы изменения давления в кабине, наддув
кабин и термодинамические основы систем кондиционирования.
9
Для создания систем особенно «ажио знать их возможные схе-
мы, тепловые процессы, циклы
Современная авиационно-космическая техника характерна
большим количеством типов и назначений летательных а£тй>а-
тов Рассмотрение систем кондиционирования современных ле-
тательных аппаратов отражает по существу всю историю разви-
тия систем, так как в любой современной авиационной системе
кондиционирования есть почти все элементы ранее применявших-
ся систем кондиционирования В современную авиационную си-
стему кондиционирования летательного аппарата входит около
500 разных агрегатов, аппаратов и приборов, обеспечивающих
необходимую обработку воздуха Сложная система кондициоии
ро’ван.ия, применяемая в космической технике, имеет еще боль-
шее количество аппаратуры, а будущая система, включающая
в себя регенерацию воды, кислорода и пищи, очевидно, будет
иметь более тысячи наименований различной по назначению
и конструкции аппаратуры Следует иметь в виду, что в это коли-
чество входит также аппаратура для автоматического управле-
ния всеми процессами, относящимися к работе системы конди-
ционирования
................................ * "jr1."11!1. И'А! J."*11
............"I* Illi III 111..............................
МйеМвн*
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ АТМОСФЕРЫ
1 1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Атмосферой (от греческого at|*o£—пар и отраода— шар) на
зывают газообразную оболочку планеты Атмосферу Земли об
разно можно представить как воздушный океан, на дне «которого
т е на всей поверхности Земли и воды, а также в их глубинах,
протекает жизнь растительного и животного мира Атмосфера
состоит из смеси различных газов
Масса земной атмосферы составляет около 5,27 10м кг, т е
она равна примерно одной миллионной доле массы Земли По
ловина всей массы атмосферного воздуха сосредоточена в пре
делах нижних 5,5 км высоты и 94% — в первых 120 км
Атмосфера условно разделена на несколько слоев (зон),каж
дыи из которых характеризуется определенными физииолметео
дологическими свойствами Согласно общепринятой международ
ной классификации основными зонами атмосферы являются
тропосфера в пределах высоты 0—13 км, стратосфера —13—
55 км, мезосфера —55—80 км, термосфера — 80—1000 км и экзо
сфера — выше 1000 км Эти зоны отделяются одна от другой нс
большими по высоте переходными слоями так называемыми
паузами Между тропосферой и стратосферой существует тропо
пауза и далее соответственно стратопауза, мезопауза и термо
пауза
Земную атмосферу в зависимости от характера воздействия
на нее Солнца обычно разделяют на нижнюю и верхнюю обла
сти Нижняя область совпадает с тропосферой Влияние Солнца
в этой области проявляется весьма слабо и сводится к нагрева
нию земной поверхности в результате поглощения ею лучистой
солнечной энергии Верхняя область охватывает все слои, рас
положенные над тропосферой Почти все явления, происходящие
в этой области например фотоионизация, фотодиссоциация, све-
чение ночного неба полярные сияния и т д, обусловлены воз-
действием Солнца
11
Одной из характерных особенностей атмосферы является не-
однородность ее свойств, наиболее сильно проявляющаяся в (рас-
пределении температуры и давления по (высоте.
Основными характеристиками атмосферы являются степень
радиации, газовый состав, плотность, температура, влажность,
запыленность твердыми микрочастицами. Поскольку эти пара-
метры зависят от географических иооординат места, времени года
и других факторов, вводится понятие о стандартной атмосфере.
1.2. РАДИАЦИЯ
Первые существенные сведения о проникающем излучении,
приходящем на Землю из космического пространства, относятся
к началу XX столетия.
Около 85% первичной космической радиации образуют про-
тоны— ядра атомов водорода, остальная часть состоит из а-ча-
стиц, или ядер атомов гелия, и ядер тяжелых атомов (например
углерода, азота, кислорода, натрия, магния, алюминия, кремния,
серы, аргона, кальция, железа и др.). Космическое излучение
представляет собой поток ядер атомов элементов, лищенных
электронов и ускоренных до больших энергий. Среднее значение
энергии, которой обладают частицы космического излучения, со-
ставляет примерно 5 ДО-10 Дж, или ЗДО9 эВ, а энергия некото-
рых из обнаруженных частиц достигает 0,16 Дж, или 1018 эВ.
Космические лучи обладают большой проникающей способно-
стью Проникновение лучей через атмосферу Земли эквивалент-
но прохождению их через свинцовую стенку толщиной 940 мм-
Явления, связанные с взаимодействием космического излуче-
ния с частицами атмосферы, чрезвычайно сложны. Поток косми-
ческих лучей за пределами земной атмосферы составляет в сред-
нем около 2 ДО4 частиц на 1 м2 в секуцду. Вблизи магнитных
полюсов величина падающего потока частиц наибольшая
и уменьшается по мере приближения к экватору. Частицы дви-
жутся с огромными скоростями (самые быстрые из них об-
ладают скоростью, мало отличающейся от скорости света, ско-
рость наименее быстрых из них составляет примерно 0,75 от
скорости света).
Земное магнитное поле оказывает влияние на падающую пер-
вичную компоненту космических лучей. Если направление дви-
жения частицы составляет угол 90° с направлением силовой
линии земного магнитного поля, то отклоняющее действие этого
поля оказывается наибольшим. В результате отклонения косми-
ческих лучей в магнитном поле Земли в экваториальные районы
могут попадать лишь частицы с энергией, большей^,2 ДО”9 Дж,
или 1,4 ДО10 эВ, а минимальная возможная скорость протона, до-
ст и тающего атмосферы в зоне магнитного экватора, всего на
0,5% меньше скорости света На высоких широтах космическим
лучам нужна сравнительно' небольшая энергия — порядка
1,6 ДО”10 Дж (9 эВ), чтобы преодолеть магнитное поле Земли.
12
Несмотря на то что земное магнитное поле у магнитных по-
люсов не накладывает никаких ограничений на скорость, все-
таки существует нижний предел скоростей для достижения ча-
стицами границы земной атмосферы. Интенсивность космическо-
го излучения возрастает с увеличением расстояния от магнитного
экватора к полюсам. Однако для магнитных широт, больших 58°
северной и южной широты, дальнейшего возрастания интенсив-
ности излучения не наблюдается.
Траектории космических частиц различных энергий закручи-
ваются в земном магнитном поле Более медленные частицы от-
ражаются обратно в мировое пространство и не успевают дойти
до плотных слоев атмосферы. Самые медленные частицы, свя-
занные не с космическим излучением, а с корпускулярным излу-
чением Солнца, уже на большом расстоянии от Земли отклоня-
ются к полярным районам и вызывают полярные сияния. Части-
цы больших энергий попадают в земную атмосферу совсем по
иному направлению, чем они входят в зону действия земного маг-
нетизма.
Космические частицы, попадающие в земную атмосферу,
вступают с ней в сложное взаимодействие, в результате которого
отдают часть своей кинетической энергии на ионизацию и воз-
буждение атомов атмосферы. Первичные космические частицы,
являющиеся атомными ядрами, лишенными электронных оболо-
чек, обладают неуравновешенным электрическим зарядом. Когда
такая частица проходит сквозь вещество, то ее электрическое
поле воздействует на электронные оболочки атомов, находящих-
ся вблизи траектории частицы, вынуждая некоторые электроны
покинуть атомы или перейти на другие орбиты электронной обо-
лочки, т. е. вызывает ионизацию. Таким образом, первичная ча-
стица оставляет за собой след из ионизированных и возбужден-
ных атомов, теряя при этом свою энергию и затормаживаясь.
Общая ионизация, вызываемая быстрой частицей, пропорци-
ональна ее начальной кинетической энергии. На образование
каждой пары ионов космическая частица, проходящая через ве-
щество, теряет примерно 30 эВ энергии. Протон в космических
лучах, обладая энергией 9,6-10“10 Дж, способен образовать
200 миллионов пар ионов. Хотя ионизация, вызванная быстрой
частицей, зависит от ее начальной энергии, плотность иониза-
ции вдоль пути частицы зависит от Характера этой частицы
и плотности вещества, через которое она движется. Наиболее
важным фактором при этом является величина электрического
заряда частицы, так как чем больше заряд, тем мощнее элек-
трическое поле, окружающее частицу, и тем больше вероятность
того, что это поле окажется в состоянии переместить электроны
с одних электронных оболочек на другие»
Скорость частицы также является фактором, влияющим на
плотность ионизации, оказывающейся наименьшей, когда ско-
рость частицы составляет примерно 97% скорости света. При
13
больших скоростях степень ионизации вдоль трека частицы воз-
растает сначала медленно, а затем быстро Общая глубина
проникновения частицы в какое-нибудь вещество зависит от его
плотности, а также от начальной .кинетической энергий и заряда
частицы Путь, пройденный частицей в веществе, тем больше,
чем больше кинетическая энергия, и тем меньше, чем больше
электрический заряд частицы, так как в последнем случае ча-
стица теряет больше энергии на единице длины трека
Глубина проникновения космических частиц зависит от ча
моты столкновений с ядрами атомов вещества, при этом легче
затормаживаются более тяжелые ядра Так, например, высоты
18 км достигает не более 1 % ядер железа, имеющихся в соста-
ве первичных космических частиц, а ядер углерода—примерно
10%
Ядро атома невелико по сравнению с размерами самого ато-
ма и представляет собой очень небольшую мишень для косми-
ческой частицы Вероятность того, что быстрая частица выбьет
один нз электронов с электронной оболочки, в миллионы раз
больше вероятности столкновения с ядром атома В результате
столкновения .первичных частиц космического излучения с атом-
ными ядрами газов при достаточно высокой энергии этих частиц
возникают ядерные ливни, в которых значительная часть энер
гни падающей частицы расходуется на Образование новых не-
устойчивых частиц из осколков ядра мишени, так называемых
вторичных частиц космического излучения
При столкновении первичной частицы с ядром атома один из
нуклонов ядра-мишени может приобрести большую чанугь импуль-
са частицы и будет выброшен из ядра Образовавшаяся вторич-
ная частица называется в этом случае «выбитой», она обладает
столь высокой энергией, что в результате столкновений ее с дру-
гими ядрами образуются частицы третьего и последующих .поко-
лений
Вторичной частицей другого типа, также появляющейся в ре-
зультате мощного лобового удара о ядро мишень, является мезон
с массой, в 280 раз большей массы электрона Нейтральный
л°-мезон распадается на два фотона у лучей высокой энергии,
что приводит к образованию электронно фотонной, или мягкой,
компоненты проникающего излучения Последняя затем интен
сивно размножается вследствие каскадного образования элек
тронно позитронных пар и тормозного излучения новых у-кван-
тов Положительно заряженный л+-мезон преобразуется в поло
жительно заряженный ц+-мезон Отрицательный л_-мезон может
преобразоваться в отрицательный р_ мезон Положительные и
отрицательные ц-мезоны в дальнейшем распадаются на элек
«оны (или позитроны) и два нейтрино Рассмотренные выше
битые частицы имеют одну общую характеристику — они дви-
жутся от места столкновения в узком конусе относительно исход-
йрпо направления .падающей частицы
U
При столкновении образуются такж« нторайше яаетнцы дру
|OFo типа Эта частицы называются *и<сиэд>нйшнмиея» так как
образуются вследствие того что после столкновения с первич-
ной частицей ядро мишень остается ® весьма возбужденном или
«нагретом», состоянии и частицы могут как бы «испариться» из
такого ядра Эти испарившиеся частицы являются главным обра
зом протонами нейтронами дейтронами (ядрами атома тяже
лого водорода или деитерия) тритонами (ядрами атома сверх
тяжелого водорода — трития) ядрами гелия 3 (два цротона
и нейтрон) или а частицами (два про
тона и два нейтрона) Общая кинети
ческая энергия испарившихся частиц
составляет в среднем примерно
3 2 10~“ Дж
Рис 1 1 Схема столкнове
ния космических частиц
с атомными ядрами
Рис 1 2 Расположение радиационных поя
сов относительно Земли
Остатки космического излучения наблюдаемые на малыше вы
сотах представляют собой смесь электронов и позитронов р. ме
зовов у лучей и в относительно небольшом количестве протонов
и нейтронов образованных в результате описанных выше ядер
ных столкновений Схема столкновения космических частиц
с атомными ядрами приведена на рис 1 1
Изучение радиации в околоземном пространстве проведенное
с помощью советских и американских искусственных спутнцкои
Земли и ракет показало что Земля окружена радиационными
поясами—внутренним и внешним На рис 1 2 показано расло
ложение этих поясов относительно Земли Внутренний пояс ра
диации расположен на расстоянии от 1000 примерно до 5000 км
от Земли в восточном полушарии он начинается на расстоянии
1500 км в западнбм (над Америкой) —гораздо ниже — ца рас
стоянии 500 км Причиной несимметричности нижней границы
внутреннего пояса является эксцентричный характер магнитного
поля Земли центр которого сдвинут примерно на 500 км огне
сительно центра Земли На расстояние около 1000 км внутрен
ний пояс простирается от 35 южной до 35 северной геомагняда
ной широты Между зонами имеется пространство где интенсив-
15
ность излучения значительно меньше, чем в каждой из этих зон.
Внешний пояс расположен на расстоянии 10 000—50 000 км от
Земли. Состав излучения © обоих поясах различен. Во внешней
зоне находятся электроны сравнительно малых энергий, порядка
Ю-15—10"16 Дж, во ©нутренней зоне —частицы больших энергий
(около 10~10—1СГ11 Дж) —протоны, образовавшиеся в резуль-
тате распада нейтронов, возникших в свою очередь при взаимо-
действии космического излучения с земной атмосферой По со-
временным представлениям, оба пояса интенсивного излучения
Рис 1 3 Изменение интенсивности излучения J по высоте h
7—кривая нормальной солнечной радиации, 2~кривая активной солнечной радиа-
ции, й—расстояние от центра Земли, v—число импульсов в секунду
составляют одну область частиц, захваченных магнитным полем
Земли, с различным распределением интенсивности излучения
и энергии частиц.
Согласно законам движения частиц, обладающих электриче-
ским зарядом, в магнитном поле Земли эти частицы перемеща-
ются по замкнутым траекториям Полеты спутников и космиче-
ских ракет позволили регистрировать эти частицы на различных
расстояниях от Земли и на разных силовых линиях. Оказалось,
что количество частиц резко растет по мере удаления от Земли.
На расстоянии от Земли 15 000 км частиц в 700 раз больше, чем
на расстоянии 400 км на той же силовой линии Это означает, что
из 700 частиц, существующих на расстоянии 15 000 км, лишь
одна достигает малых высот, а остальные 699 колеблются вдоль
силовой линии, переходя из одного полушария в другое и об-
ратно.
На рис. 1.3 показано изменение интенсивности излучения на
разных расстояниях от Земли. Это изменение зафиксировано
при полетах советской космической ракеты (рис. 1. Зжа) и амери-
канских космических аппаратов (рис. 1.3, б). По оси абсцисс
отложено расстояние от центра Земли, а по вертикальной оси —•
относительная интенсивность излучения, захваченного земным
геомагнитным полем. За единицу интенсивности на рис 1.3, &
16
принята величина первичного космического излучения на рас-
стоянии более 60000 км. Эта часть кривой изображена на графи-
ке пунктиром с увеличением в 100 раз. Из графика видно, что
на расстоянии нескольких радиусов от Земли интенсивность,
а следовательно, и опасность излучения в сотни раз больше, чем
в межпланетном пространстве.
1. 3 ГАЗОВЫЙ СОСТАВ
Слой атмосферы, в котором химический состав газа не изме-
няется с высотой, принято называть гомосферой. Толщина гомо-
сферы примерно 100 км. Вся остальная часть атмосферы, где
химический состав воздуха изменяется с высотой, называется
гетеросферой. Газовый состав гомосферы может быть определен
анализом состава сухого воздуха на уровне моря (табл. 1. 1).
Таблица 11
Состав сухого воздуха на уровне моря
Газ
Химическая
формула
Содержание в %
по объему
Молекулярный вес
Азот
Кислород
Аргои
Углекислый газ
Неои
Гелий
Криптон
Ксенон
Водород
Озои
N2
О2
Аг
СО2
Ne
Не
Кг
Хе
Н2
О3
78,09
20,95
0,93
0,03
1,8*10-з
5,24*10-4
1,0*10-4
8,0*10-6
5,0*10—5
1,0*10-6
28,016
32,000
39,944
44,010
20,183
4,003
83,80
131,8
2,016
48,000
Толщина тропосферы в умеренных и полярных широтах око-
ло 10—11 км, а в тропических — 14—17 км Приведенные значе-
ния зависят, кроме того, от ряда других факторов, например от
времени года. Для европейских широт и широт Северной Аме-
рики высоту тропосферы принимают равной 11 км. В тропосфере
формируются облйка, возникают воздушные течения и другие
явления погоды. Основная масса водяных паров сосредоточена
в тропосфере.
В верхних слоях атмосферы, на высоте около 100 км и выше,
под воздействием ультрафиолетового излучения Солнца происхо-
дят интенсивные фотохимические процессы, в результате которых
существенно изменяется химический состав атмосферы.
17
На рис 1 4 приведены типичные реакция происходящие на
разных высотах в атмосфере При поглощении коротковолновой
солнечной радиации кислород подвергается фотодиссоциации
в результате чего образуется атомарный кислород Атомарный
кислород может появиться также в результате фотолиза озона
Несмотря на то что рекомбинация атомарного кислорода проте
кает медленно он не накапливается на больших высотах так
как из нижних слое» атмосферы постоянно поступают молекулы
h км
Рис 1 4 Фотохимические реак
ции в атмосфере и изменение
средней температуры воздуха
по высоте атмосферы h
Рис 1 5 Изменение концентрации газов по
высоте атмосферы h
кислорода Содержание атомарного и молекулярного кислорода
по высоте определяется сложным взаимодействием фотохимиче
ских и диффузионных процессов
На высоте порядка 100 км наблюдается диссоциация азота
Концентрация атомарного азота в значительной мере опреде
ляется ионизациеи молекул азота сопровождающейся рекомби
нацией Существенное значение имеет рентгеновская и ультра
фиолетовая солнечная радиация также вызывающая ионизацию
азота Образованию атомарного азота в значительной мере сио
собствует атомно ионный обмен Атомарный азот (©ступая в ре
акцию с кислородом образует окись азота которая вступая
в реакцию с атомарным азотом приводит к образованию моле
кулярного азота и атомарного кислорода
Данные о химическом составе ионосферы на высотах от 100
До 500 км полученные при масс-спектрометрических исследова
нцях проведенных на искусственных спутниках и ракетах пока
вали что главным газовым компонентом в ионосфере является
18
атомарный кислород Содержание атомарного азота в агойг-вмамнк?
Невелико от I до 10% по отношению к -кислороду € ростом
высоты резко уменьшается также относительное содержание
тяжелых ионов окиси азота и молекулярного азота
На -рис 1 5 приведен график изменения концентрации раз
личных газов в атмосфере. На высотах порядка 100 км преоб
задают положительные ионы молекулярного кислорода, а на
больших — атомарный кислород и азот
1 4. ПЛОТНОСТЬ
Плотность воздуха на высоте до 100 км рассчитывают но
уравнению состояния иа основании прямых измерении давления
и температуры На больших высотах плотность измеряют непо
следственно, и полученные данные служат для определения дру
гнх параметров Наблюдается суточное изменение плотности
с максимумом в околополуденное время и минимумом в ночные
часы, кроме того, отмечается восьмичасовая периодичность
На высоте 200—300 км ночная плотность мало отличается от
дневной на высоте 550—650 км указанное отличие больше, в ре
зультдте чего заметно уменьшается период обращения спутника
при переходе с освещенной стороны на теневую Плотность воз
духа на высоте 400 500, 600 и 700 км в дневное время больше
чем в ночное соответственно в 1,6 3 6 и 11 раз
Главной причиной суточного изменения плотности является
нагревание атмосферы в результате поглощения солнечной элек
тромагнитнои радиации
На высотах меньших 200 км суточное изменение плотности
выражено в меньшей степени Так на высоте 96 км амплитуда
суточного изменения плотности составляет примерно 13% от
средней плотности Плотность на высоте 266 км в 10 миллиар
дов раз меньше чем у поверхности Земли а на высоте около
360 км она уменьшается еще в 10—12 раз На высоте 800 км
в 1 м8 содержится 1,06 1011 ионов Указанная концентрация
ионов на столь большой высоте а также большая концентрация
нейтральных частиц, достигающая 1012 в 1 м3 на высоте 700 км,
значительно отодвигает внешнюю границу воздушной оболочки
Земли, за которую принято считать область где плотность атмо1-
ы становится равной плотности межпланетного газа
В верхних слоях атмосферы существует тесная связь между
плотностью атмосферы п геомагнитными бурями На рис 1 о
представлена зависимость плотности воздуха от высоты, постро
енная на основание данных по торможению спутников Эта зави
симость положена в основу построения стандартной атмосферы
Изменение давления воздуха по высоте показано на рис 1 7
1 5 ТЕМПЕРАТУРА
В тропосфере температура понижается с высотой, средний
вертикальный градиент температуры около 6 град/км
Рис 1 б Зависимость
плотности воздуха Q от
высоты h
Рис 1 7 Изменение дав-
ления воздуха р по вы-
соте h
Рис 1 8 Изменение тем Рис 1 9 Зависимость глубины проникновения
перат}ры атмосферы по солнечной радиации в атмосферу от длины вол-
высоте h ны X Стрелками указаны области поглощения
радиации
20
Наибольшее влияние на изменение температуры воздуха ока-
зывают поглощение и излучение лучистой энергии подстилающей
поверхностью и самим воздухом и вертикальное перемешивание
воздуха, которое выравнивает изменение температуры по высо-
те. Под действием только одного излучения в тропосфере проис-
ходило бы очень быстрое изменение температуры в нижних
слоях и очень медленное в высоких.
Верхней границей тропосферы считают высоту, на которой
прекращается дальнейшее понижение температуры .воздуха. Эта
граница в значительной мере обусловлена влиянием Земли на
состояние атмосферы. Поэтому граница тропосферы на экваторе
выше, чем в средних широтах и на полюсе- Она повышается
в летнее время и понижается зимой. В среднем температура
воздуха в тропосфере убывает от 288 К на уровне моря до 216 К
на границе со стратосферой.
Установлено, что в стратосфере существует очень протяжен-
ный по высоте изотермический слой. Только на высоте 30 км
начинается интенсивный рост температуры. В средних широтах
этот изотермический слой значительно тоньше, чем в экватори-
альных.
На рис. 1.8 приведены кривые изменения температуры воз-
духа по высоте, построенные по результатам летних и зимних
ракетно-акустических исследований. В стратосфере, особенно
в области высоких широт, наблюдаются большие колебания го-
дового хода температуры, чем в нижних слоях атмосферы. Ос-
новной причиной этих колебаний является изменение радиацион-
ного режима, определяемого главным образом солнечной
радиацией, поглощаемой озоном. Стратосфера и мезосфера при-
обретают энергию в процессе поглощения солнечной радиации.
Вместе с поглощением тепла одновременно часть его теряется
в результате теплового излучения атмосферы.
Электромагнитные излучения можно расположить по длинам
волн или частотам, как показано в табл. 1.2. Видимый свет за-
нимает в спектре электромагнитных волн очець небольшую часть
ии ограничивается интервалом частот меньше одной октавы.
На рис. 1. 9 изображена зависимость глубины проникновения
солнечной радиации в атмосферу от длины волны. В рассматри-
ваемой области спектра солнечная радиация практически не
доходит до земной поверхности. В диапазоне длин волн (2000—
3000) 10“10 м солнечная радиация поглощается главным образом
озоном. В области спектра (800—2000) 10-10 м радиацию погло-
щает молекулярный кислород. Пунктирный участок кривой на
высотах 100—110 км связан с тем, что на этих высотах кислород
частично диссоциирован. В области длин волн (200—800) 10~10 м
радиация поглощается молекулярным азотом и атомарным кис-
лородом.
Для мезосферы наличие радиации, регулирующей тепловой
режим, является более важным фактором, чем для стратосферы.
21
Вид излучения
Спектр электромагнитных волн
Интервал частот
Гн
Таблица I 2
Интервал длин ноля
к
.— I « *11 »
Электрические колеба
ния
Радиоволны
Инфракрасное
Видимый свет
Ультрафиолетовое
Рентгеновские лучи
Гамма лучи
Космические лучн
Менее 104
I04—10й
1011—4 1014
4 Ю14—7 5 1014
7 5 1014—3 1018
3 101б~ 3 1020
3 1019—3 1022
3 1021
Более 3 104
3 104—3 1(Н
3 10“3—75 10“7
7 5 ю-7—4 10-7
4 10~7—10-10
Ю“8—10”12
10-11—10-14
Ю-13
В нижних слоях мезосферы основной приток тепла обусловлен
поглощением ультрафиолетовой солнечной радиации озоном
и молекулярным кислородом Вследствие поглощения солнечной
радиации кислородом максимальный приток тепла соответству
ет высотам 45—55 км минимальный—80 км Вертикальны»
профиль температур атмосферы подобен распределению Корот
коволнового лучистого притока тепла и поэтому на указанных
высотах наблюдаются соответственно максимум и минимум тем
ператур
В ионосфере начинается новый рост температуры воздуха
Сведения о верхней атмосфере еще недостаточны для того
чтобы получить строгую картину происходящих |В ней тепловых
явлении Можно лишь указать что источниками тепла поступа
ющего в верхние слои атмосферы являются ультрафиолетовое
и рентгеновское излучение Солнца межпланетный газ корпуску
лярные потоки электрические токи магнитогидродинамические
волны трение земной атмосферы о межпланетный гав микроме
теоры инфразвуковые волны тропосферного происхождения зем
ная «корона»
В гетеросфере кроме температуры изменяется с высотой
и газовый состав Тепловой режим гетеросферы более полно ха
растеризуется молекулярной температурой
Af
еде Mq и Л4 — молекулярный вес соответственно на уровне моря
и на рассматриваемой высоте,
Гм и Т — соответственно молекулярная и кинетическая тем
пер ату ры
22
Изменение молекулярной температуры по высоте показано на
рис I 10 Молекулярный вес воздуха на различных высотах
можно приближенно рассчитать из соотношения
Ж = А В
где Н~———геопотенциальная высота в км (h—теометриче
а + А
ская высота в км а — 6371 кмсредним радиус Земли)
Значения постоянных А В С и D
входящих в формулу (1 1) даны
в табл 1 3
Рассматривая вопрос о распре
делении температуры в атмосфере
необходимо отметить следующую
особенность Одним из основных
специфических условий определяю
щих физические свойства верхних
слоев атмосферы является ее высо
кая разреженность Поэтому по
отношению к верхней атмосфере
нельзя рассматривать температуру
как степень нагрева тела
Приведенные величины темпе
ратуры следует рассматривать для
больших высот как значения кине
тическои температуры определяе
мои средней скоростью теплового
движения частиц Тело находя
щееся в верхних слоях атмосферы
вследствие ее разреженности будет
получать лишь незначительную
энергию от окружающей среды и
при отсутствии солнечного облучения примет температуру зна
чительно более низкую чем кинетическая температура окру
сжающего воздуха
Как известно изолированную систему находящуюся в со
стоянии термодинамического равновесия т е когда в ней пре
Рис 1 10 Изменение моле
куляриой температуры воз
духа по высоте h
М—молекулярный я с Т—«иве
че я ем ер ура Тж—мо-
лекуляр ая мпература
Значения постоянных входящих в формулу (1 1)
В км А 1 в с D
0—90
90—180
180—1200
22
27 106
0
15 8488
24 9307
180
140
4
23
кращаются макроскопические процессы и изменения, можно- при
заданных внешних условиях описать через одну функцию со-
стояния— температуру и, наоборот, по известной температуре
системы, находящейся в статистическом равновесии, можно
определить все ее свойства. ?
Из статистической физики известно, что для любой макро-
системы вероятность состояния с энергией Е
е krgi(Ei)
Ei ’
2е kTgi(Ei)
где gi(Ei) —число состояний с энергией £г-;
Т —термодинамическая температура.
Из указанного -выражения для газообразных систем можно
получить ряд известных законов — Планка, Стефана — Больц-
мана, Кирхгофа, Максвелла и т. д.
Земная атмосфера не является адиабатически изолированной^
поэтому полного термодинамического равновесия в ней нет. Од-
нако для изучения свойств атмосферы применяют законы стати-
стического равновесия.
Использование понятия температуры для описания неравэд-
весных систем оказывается возможным -в двух случаях: в мак-
роскопически малых объектах в целом неравновесной системы
и для определенных конкретных свойств ее. Первая возможность
связана с локальным термодинамическим равновесием, вторая —
с частичными равновесиями.
Локальным и частичным термодинамическим равновесиям
соответствуют следующие определения температур:
1) кинетическая температура, характеризующая максвеллов-
ское распределение скоростей частиц определенного вида, т. е.
электронов, ионов, молекул. Отсюда понятия «электронная»,
«ионная» и «молекулярная» кинетическая температуры;
2) температура возбуждения, которая характеризует относи-
тельное число поглощающих частиц, находящихся на различных
энергетических уровнях;
3) ионизационная температура, характеризующая относи-
тельные числа атомов, находящихся в разных состояниях иониза-
ции;'
4) эффективная температура, которой обладает абсолютно
черное тело, излучающее такое же количество энергии, что и
данное тело;
5) температура излучения, т. е* температура абсолютно чер-
ного тела, которое для волн данной длины излучает столько же
энергии, сколько излучает данное тело.
24
1 6. ВЛАЖНОСТЬ
В общем случае распределение водяного пара по высоте за-
висит от температурных условий, интенсивности восходящих
и нисходящих потоков воздуха, а также от происходящих в ат-
мосфере процессов тепло- и массообмена. конденсации, испаре-
ния, выпадения осадков
В связи со сложностью указанных явлений распределение
влажности по высоте в основном характеризуется эмпирически-
ми соотношениями, аналогичными барометрической формуле
h
1(Г 5000, (1.2)
где dh и dh=^— соответственно влагосодержание на высоте h
и у земной поверхности
В некоторых эмпирических формулах влагосодержание воз-
духа по высоте выражается как функция температуры Так, для
высот до 4 км влагосодержание может быть определено по фор-
муле
du—du lO-ft(/o~^)
где /q и th — температура воздуха соответственно у поверхности
Земли и на высоте h
Принимая во внимание, что в тропосфере температура воз-
духа изменяется с высотой по линейному закону 4 = ^о — bh, по-
лучим
dh=dh^ 10~m.
Для высот 6—10 км расчеты по последней формуле дают зна-
чительные ошибки Лучшие результаты получаются при расчете
по более общей формуле
dh=dh^-™~^ .
Для расчетов влажности воздуха над Западной Европой ко-
жж 1 1
эффициенты в этом уравнении примерно равны Ь — —, с=—.
8 48
1 7 ЗАПЫЛЕННОСТЬ
В атмосферном воздухе содержится некоторое количество
пыли Концентрация пыли в нижних слоях атмосферы колеблет-
ся от 200 000 пылинок на литр в крупных промышленных цент-
рах до 10 пылинок на литр в лесу после дождя
Поведение частиц в воздухе зависит от их размеров При
диаметре более 10 мкм частицы падают в неподвижном воздухе
ускоренно, от 0,1 до 10 мкм с постоянной скоростью, а менее
0,1 мкм они не падают, а находятся в непрерывном беспорядоч-
ном движении, обусловленном столкновением их с молекулами
воздуха.
25
Пыль заносится с поверхности земли в атмосферу в резуль-
тате турбулентных перемещений воздуха, возникающих при вет-
ре С увеличением высоты количество пыли в атмосфере заметно
уменьшается Так, например, в окрестностях Москвы на .высоте
100 м концентрация пыли составляла 10000 частиц на 1 л воз-
духа, а на высотах 200 и 500 м соответственно 6500 и 4000 Кон-
центрация пыли в нижних слоях атмосферы увеличивается
осенью и в начале зимы Летом сильные восходящие потоки
воздуха поднимают пыль из нижних слоев атмосферы в верхние,
вследствие чего запыленность нижних слоев уменьшается За-
пыленность также уменьшается ночью
У1
!> ла v-z ж w ычл хи имъ цу ча л. х-, ж уд д ду vyi iw * * V
значения концентрации пыли в атмосфере над морем 1 мт/м3,
над городами 3 мг/м3, над промышленными центрами 5 мг/м3
После взлета самолетов с полевых аэродромов, не имеющих бе
тонных дорожек, а также в сухое время года с любых дорожек
Концентрация пыли достигает 10 г/м3
1 8 УРАВНЕНИЯ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ АТМОСФЕРЫ
Модели атмосферы строятся на основе уравнений гидроста
тического равновесия и состояния идеального газа Считая ат-
мосферу непрерывной средой, рассмотрим столб воздуха с пло-
щадью основания, равной единице, и высотой dh Давление на
нижнее основание столба на высоте h примем pQ, а на высоте
h-\-dh<^pv+dp Разность этих давлений
dp~g§ dh',
(I 3)
где h'— высота, отсчитываемая от центра Земли,
q — плотность воздуха,
g — ускорение свободного падения
Пренебрегая влиянием атмосферы на величину g, можно на
писать
gtta2=gh'\
(1 4)
где индекс а относится к расстоянию h' = a (а — радиус земного
шара)
Плотность частиц z-ro компонента, входящего в состав воз
духа,
Qi=nlmu (1 5)
где th — концентрация молекул t-ro компонента,
— масса молекулы t-ro компонента
Средний молекулярный вес воздуха
Средняя плотность воздуха
g=mn, (1 6)
где т и п —> соответственно средние значения массы и концент
рации молекул
Уравнение состояния идеального газа можно записать в виде
p=nkT, (1 7)
где k — постоянная Больцмана
Т — температура в К
Используя выражения (14) (15) и (17), преобразуем
уравнение (1 3) к виду
dp _ dn । dT___ gam a2 dh
p ~ n T ~ kT h 2 1 '
Уравнение (1 8) связывает давление температуру и плот
ность воздуха на одной и той же высоте h'
В общем случае для определения этих трех параметров ат
мосферы недостаточно указанных двух уравнении — гидростата
ки и состояния Поэтому для того чтобы замкнуть систему
уравнении и на основе ее решения получить расчетные с
тно
щения дополнительно используют экспериментальные зависимо
сти Для нижнеи атмосферы в качестве таких зависимостей при
нимают законы изменения температуры в соответствующих ело
ях Молекулярный вес воздуха при этом также считается по-
стоянным
Если температура и молекулярный вес воздуха не изменяют
ся с высотой, то интегрируя уравнение (1 8) получим
a h
Р _ Q _ п _а a+h На
Ра 2а ла
(1 9)
где На—------высота однородной атмосферы,
mga
h—h’—а—вертикальная координата отсчитываемая от по-
верхности Земли
В действительных условиях температура и молекулярный вес
могут меняться с высотой Запишем уравнение (1 3) в следую
щем виде
dp _— g dh
~р~~ RT~~
р
где —5—газовая постоянная для воздуха
Af
Интеграл уравнения (1 10) можно написать так
л
APT
(1 10)
p^pfi
(I H)
27
Эта зависимость представляет собой барометрическую фор-
мулу '
Для небольших разностей высот (h' в м) из формулы (1 11)
иожно получить более простую приближенную барометрическую
формулу Бабине
h' = 80002 ?°~р (1 + 0,004/), (1.12)
где t — температура в ° С
Из формул (1 11) и (1 12) видно, что давление вначале при
возрастании высоты убывает быстро, а затем все медленнее
, 1.9 СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА
- ' !> -к.
Как известно,' параметры, характеризующие состояние атмо-
сферы, изменяются в зависимости от географических координат,
времени года и суток, высоты и т д Стандартная атмосфера
(СА) является условной характеристикой, позволяющей сравни-
вать результаты испытаний летательных аппаратов и высотной
аппаратуры в различных условиях Понятие стандартной атмо-
сферы не является достаточно определенным Модель отражает
осредненные характеристики реальной атмосферы по всей 'по-
верхности земного шара на основе многолетних наблюдений Для
построения стандартной атмосферы приняты определенные за-
коны распределения температуры по высоте, полученные в ре-
зультате многочисленных измерений в разное время года Урав-
нения (1 9) и (1 12) используют в авиации для расчетов СА
На уровне моря температура воздуха принята равной 7о =
= 288,15 К=15°С, давление ро=101325 Н/м2 (760 мм рт ст ) и
плотность q= 1,225 кг/м3
В тропосфере изменение основных атмосферных парамет-
ров— температуры, давления и плотности воздуха—согласно
СА выражается следующими соотношениями
Т=Т0 — ah, (1 13)
где h— расстояние от поверхности Земли,
I, h. \5,256
Р~~ Ро\ 44300 )
/, h \ 4.256
О = Оп 1---------------
У °( 44300 J
(1.U)
(Ы5)
где Т, р и q — соответственно температура, давление и плот-
ность воздуха на высоте h,
То, ро и Qo — те же значения на уровне моря;
а = 0,0065° С/м—среднегодовой температурный градиент
28
В стратосфере изменение указанных параметров имеет вид
/=—56,5°С; (1.16)
л-11000
/?=22690 е 6340 Н/м2; ~ 17)
Л-11000
е = 0,3649 е 6340 кг/м3. (1.18)
Приведенные выше формулы получены при следующих допу-
щениях
1 Изменение температуры принято постоянным и равным
а=О,ОО65° С/м до высоты 11 км
2 Для всех высот принимается справедливым уравнение со-
стояния идеального газа
3 Предполагается, что 'воздух абсолютно сухой
4 Состав атмосферы принимается одинаковым для всех вы-
сот, вследствие чего значение газовой постоянной также не из-
меняется
Для получения расчетных зависимостей в гетеросфере, где
меняется химический состав, одновременно с изменением тем-
пературы воздуха с высотой необходимо учитывать изменение
его молекулярного веса, например, установлением определенных
зависимостей для градиента молекулярной температуры по гео-
потенциальной высоте при известных законах изменения молеку-
лярного веса
На основании опытных материалов главным образом СССР
и США, полученных с помощью спутников и исследовательских
ракет, Комитет космических исследований при Международном
совете научных союзов (COSPAR) принял в апреле 1961 г Меж-
дународную стандартную атмосферу США 1965
В СССР принята стандартная атмосфера ГОСТ 4401—64
Таблица стандартной атмосферы устанавливает численные
значения основных термодинамических параметров и других
физических характеристик атмосферы в зависимости от высоты
ГЛАВА II
ВЛИЯНИЕ ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ
НА ОРГАНИЗМ ЧЕЛОВЕКА
2 1 ТРЕБОВАНИЯ К СОСТАВУ ВОЗДУХА
При наличии людей или живых организмов в замкнутых
объемах относительно быстро изменяется состав воздуха, что
приводит к появлению недопустимых условии для жизни По
этому с целью обеспечения требуемых для жизнедеятельности
условии необходимо поддерживать и контролировать следующие
параметры газовой среды при помощи специально создаваемых
технических средств
Парциальное давление кислорода должно находиться в пре
делах 130—270 мм рт ст, парциальное давление углекислого
газа не должно превышать 10 мм рт ст давление воздуха при
этом может колебаться в пределах 550—950 мм рт ст , скорость
изменения давления воздуха должна быть не более 0,1® мм рт ст
в секунду Допустимые концентрации вредных примесеи в воз
духе по окиси углерода аммиаку продуктам пиролиза масел
(синтетических) и жирным кислотам в пересчете на уксусную
кислоту не должны превышать 0 005 мг/л для каждого газа, «во
ацетону 0 004 мг/л сероводороду и альдегидам 0001 мг/л угле
водороду в пересчете на углерод 0 01 мг/л метану 0 5% по
объему по парам топлива 0,3 мг/л и суммарному содержанию
органических примесей—0,15 мт/л Температура воздуха не
должна выходить за пределы 18—22° С и в специальных случа
ях 10—35° С перепад температур по всему объему не должен
превышать 3° С а разность температур между стенками ц воз
духом 5° С относительная влажность воздуха может колебаться
в интервале 20—70%, кратность обмена воздуха должна быть
20—30расход воздуха на одного человека 25—35 кг/ч, ско
рость перемещения воздуха не должна (превышать 0,4 м/с
В воздухе не должно быть раздражающих и неприятных за
на-хов, уровень шума не должен быть выше 100 дБ при низких
частотах 90 при средних и 85 при высоких
30
Указанные значения параметров -следует раосмадрявать как
фактически оптимальные, т е .реализуемые технически и обес
иечййакйцие нормальные условия для жизнедеятельности
2 2 ПРОЦЕССЫ ДЫХАНИЯ,
ВЕНТИЛЯЦИИ И ДИФФУЗИИ
Дыхание
Энергия человеческого организма в виде тепла или механи-
ческой работы воспроизводится в результате окислительных про
цессов, происходящих в клетках тела Для поддержания этих
процессов человек потребляет кислород, воду и пищу.
Основным органом дыхания человека являются легкие Лег
кие совместно с сердечно-сосудистой системой доставляют орга-
низму кислород и удаляют из него углекислоту и другие про
дукты Легкие состоят из воздухопроводящих путей, так назы-
ваемого трахеобронхиального дерева, и большого количества
легочных пузырьков (альвеол), стенки которых пронизаны гу-
стой сетью капиллярных кровеносных сосудов Общая внутрен-
няя поверхность альвеол у взрослого человека 90—150 м2 Раз-
меры альвеол 0,2—0,3 мм в поперечнике при толщине стенки
3—4 мкм Через стенки альвеол происходит обмен газами меж
ду альвеолярным воздухом и кровью Кислород путем диффу-
зии проникает из альвеолярного воздуха в кровь, а углекислый
газ — из крови в альвеолярный воздух
Установлено, что суммарное содержание кислорода И угле
кислого газа во вдыхаемом и альвеолярном воздухе практически
одинаково Это соотношение остается тем же и в высотных услозг
виях при пониженном атмосферном давлении Поэтому с доста-
точной для практических расчетов точностью (ошибка не пре-
вышает 1%) можно принять, что суммарное процентное содер-
жание кислорода и углекислого газа во .вдыхаемом и альвео
лярном воздухе на всех высотах одинаково
Пренебрегая содержанием СОг во вдыхаемом воздухе, имеем
О'-|-СО’ = Оа, или О' = О2—СО',
где О2 — содержание кислорода в альвеолярном возду-
хе в о/о,1
СО2—содержание углекислого газа в альвеолярном воз
духе в %,
Ог — содержание кислорода во вдыхаемом воздухе в %
Из всего количества кислорода, вдыхаемого легкими, орга
низмом усваивается примерно 3—20% Неусвоенный кислород
удаляется легкими в атмосферу с выдыхаемым воздухом
В обычных условиях человек делает 15—18 адохов в минуту,
емкость нормального вдоха 0,5—0,6 л воздуха Если после нор-
мального сделать усиленный вдох, то м4жно ввести в легкие еще
31
до 1,5 л воздуха. В легких имеется резервный воздух объемом
1,5 л, который можно выдохнуть при глубоком выдохе после нор-
мального вдоха. После усиленного выдоха в легких остается 1—*
1,5 л воздуха, называемого остаточным. Таким образом, суммар-
ное количество воздуха, которое составляет жизненную емкость
легких, 0,5+1,5+1,5+1,0 = 4,5 л.
Легочная вентиляция
В авиации получил распространение термин «легочная вен-
тиляция», под которым понимают объем воздуха, вдыхаемого
человеком в течение одной минуты. Легочная вентиляция Vx
равна произведению объема (7В вдыхаемого за один вдох воз-
духа на число циклов п дыхания в минуту:
Vx = nU*.
Среднее значение легочной вентиляции в состоянии покоя
примерно 8—9,5 л/мин. Зависимость легочной вентиляции от ин-
тенсивности физической нагрузки приведена в табл. 2. 1.
Таблица 2.1
Зависимость легочной вентиляции, выделения организмом тепла, паров Н2О
и СО2 и поглощения кислорода от интенсивности физической нагрузки
Состояние человека
Легочная
вентиляция
л/мин
Выделение организмом
тепла НЙО со2
ккал/ч (Вт) г/ч л/ч
Поглоще-
ние орга-
низмом
Оа
л/ч
Покой
Средняя работа
Тяжелая работа
Очень тяжелая работа
8,0—9,5
25
45
75
70 (81,4)
150 (174)
270 (314)
580 (675)
35
50
75
200—300
10
20
45
100
15
25
50
115
Легочная диффузия
Основным фактором, предопределяющим процессы диффузии
кислорода из альвеолярного воздуха в кровь и диффузию угле-
кислоты из крови в альвеолярный воздух, является парциальное
давление кислорода в альвеолярном воздухе и углекислоты в ве-
нозной крови.
Парциальное давление кислорода в альвеолярном воздухе
определяется из соотношения
Ро, ~ (Я ~ ^Н,о) 'йю >
(2.1)
где prQz — парциальное давление кислорода в альвеолярном
воздухе;
32
^н2о — парциальное давление водяных паров в альвеоляр-
ном воздухе;
О' — содержание кислорода в альвеолярном возду-
хе в %;
В — барометрическое давление.
Для наземных условий приближенное содержание основных
газов в альвеолярном воздухе приведено' в табл. 2.2.
Таблица 2.2
Приближенное содержание основных газов
в альвеолярном воздухе в наземных условиях
Объемное содержание газов
в %
Парциальное давление газов
в Н м2 (мм рт, ст.)
Воздух
COj-j-Oa
0g COg Ng
Вдыхаемый 21 0,03
Альвеолярный к 14,9 5,6
моменту выдоха
79
79
21
21190
(159)
14000
(Ю5)
30,6
(0,23)
5330
(40)
80 000
(600)
76 000
(570)
При температуре человеческого организма ^37° С парциаль-
ное давление водяных паров является величиной постоян-
ной и равной /?^2о =6260 Н/м2 (47 мм рт. ст.), так как альвео-
лярный воздух полностью насыщен водяными парами.
2.3. ВЛИЯНИЕ ДАВЛЕНИЯ АТМОСФЕРЫ
НА ОРГАНИЗМ ЧЕЛОВЕКА
Кислородное голодание
С подъемом на высоту снижается атмосферное и парциаль-
ное давление кислорода во вдыхаемом и альвеолярном воздухе
(рис. 2. 1). Насыщение крови человека кислородом уменьшается
с понижением парциального давления в альвеолах легких, так
как при этом уменьшается перенос кислорода диффузией чёрез
тонкие стенки альвеол Возникает кислородное голодание, кото-
рое вызывает ряд неприятных ощущений, а при большой дли-
тельности приводит к обмороку и смерти человека. Сопровож-
дается оно следующими симптомами:
1) головные боли, головокружение, сонливость, замедление
реакций;
2) тоскливое, подавленное настроение или, наоборот, эйфо-
рия— возбужденное состояние, заканчивающееся, как правило,
обмороком;
3) нарушение процесса пищеварения, обмена веществ;
4) нарушение работы слухового аппарата и органов зрения.
л
2 1897 33
В организме человека при кислородном голодании усилива-
ется деятельность сердца и легких, учащается-дыхание, более
кроветворные органы На сравни-
тельно небольших высотах (до 3,5—
4 км) кислородное голодание про-
является весьма слабо, однако выше
10 км оно проявляется настолько
резко, что человек теряет сознание
через несколько секунд
интенсивно функционируют
Рис 2 1 Изменение парци
ального давления кислорода
Pqs с высотой А
/—вдыхаемый воздух 2—аль
веолярный воздух
Парциальное давление
давлении В
Допустимые давления
вдыхаемого воздуха
Если в высотных условиях пар-
циальное давление кислорода во
вдыхаемом воздухе, приведенное
к альвеолярной температуре и
влажности, поддерживать равным
наземному, то сумма парциальных
давлений кислорода и углекислоты
сохранится такой же, как в назем-
ных условиях
кислорода во вдыхаемом воздухе при
Ро, =(В — 6260)
(2 2)
Отсюда получим следующее выражение для п|роцентиого со
держания кислорода, необходимого при заданном давлении В,
для того чтобы обеспечить парциальное давление кислорода, рав
ное наземному
__ 101325 — 6260 01
2~~ В —6260
(2 3)
Из уравнения (2 3) определим предельную высоту, на ко
торой могут быть обеспечены наземные условия для дыхания
Предположив, что вдыхается чистый кислород (100% Оз), из
(2 3) определим В=26260 Н/м2 (197 мм рт ст), которому по
СА соответствует высота h= 100*50 м Однако полученное значе
ние высоты является заниженным Как показали физиологиче
ские исследования н практика полетов, человек сохраняет рабо
тоспособность и удовлетворительное самочувствие на высоте до
4000 м, которой соответствует давление 61 580 Н/м2 (462 мм
рт ст) Подставив в уравнение (2 3) вместо 101 325 значение
>61 580 Н/м2 и решая его относительно В, получим 17 860 Н/м2
(134 мм рт ст) Этому давлению соответствует высота около
12 500 м
34
Физиологические исследования также подтверждают, что Пре-
дельной высотой, на которой возможно длительное пребывание
человека при использовании чистого кислорода., является
-~12 000 м На больших высотах время, в течение которого че-
ловек сохраняет работоспособность, резко уменьшается Поэто-
му на Л> 12 000 м полеты становятся возможными в специаль-
ных скафандрах или кабинах, внутри которых создается повы-
шенное давление
зрывная декомпрессия и аэроэмболизм
Наиболее совершенным способом сохранения работоспособ-
ности экипажа в полете на большой высоте является герметиза-
ция кабины, в которой создается и 'поддерживается необходимое
давление При внезапной разгерметизации кабины на большой
высоте происходит быстрое падение давления до атмосферного,
которое принято называть взрывной декомпрессией
Взрывная декомпрессия сопровождается вредными для здо-
ровья последствиями, зависящими от ряда факторов, главными
ил которых являются скорость декомпрессии и .величина относи-
тельного расширения газов во внутренних полостях человече-
ского тела Скорость декомпрессии характеризуется временем
декомпрессии, т е временем, в течение которого давление вы-
равнивается
Величина относительного расширения газов (ОРГ) выража-
ется уравнением
ОРГ = н 6260
Рк к 6260
где рц н и рк к — соответственно начальное давление в кабине
до декомпрессии и конечное (при рк к=В) Эта формула дей-
ствительна при рк к>6260
Быстрое изменение внешнего давления сопровождается по-
явлением болей в среднем ухе, давление в полости которого не
успевает выравниваться с атмосферным, вследствие чего воздух
давит на барабанную перепонку В легких случаях происходит
кровоизлияние и барабанной перепонке, в тяжелых — могут воз-
никнуть ее разрывы
Быстрое снижение давления вызывает также явление аэро-
эмболизма, т е боли в суставах и тканях организма Явление
а^роэмболизма 'возникает вследствие того, что с изменением дав-
ления нарушается равновесие между парциальным давлением
азота и других газов в атмосфере и ’концентрацией растворов
этих газов в крови
В наземных условиях в крови и тканях человеческого орга-
низма растворено около 1—1,5 л азота С ^подъемом на высоту
и с падением общего атмосферного давления уменьшается пар-
циальное давление азота и, следовательно^ количество этого га-
за, которое может раствориться в крови и тканях. При этом пар-
циальное давление азота* растворенного в организме, приходит
в равновесие с парциальным давлением азота в атмосфере При
небольшом градиенте давления излишки азота удаляются с аль-
веолярным воздухом При больших градиентах давления азот
выделяется в виде пузырьков из крови и тканей При движении
сквозь ткани пузырьки оказывают механическое воздействие,
раздражая нервные окончания и кровеносные сосуды, следстви-
ем чего может быть временное состояние местного паралича
Если давление выравнивается практически мгновенно (время
декомпрессии тдек< (0,02+-0,05) с, то действие взрывной деком-
прессии безопасно при значениях ОРГ, не больших 2,6—3 Если
давление в кабине выравнивается медленно, т е тдек> (0,5—1)с,
то ОРГ можно значительно увеличить
Рио 2 2 Зависимость резерв
ного времени в с от высоты h
при разгерметизации кабины
7—без кислородной маски, 2—с при
менеиибм кислородной маски
Резервное время
Взрывная декомпрессия особенно опасна на больших высо-
тах В этих условиях при разгерметизации кабины экипаж испы-
тывает резкое кислородное голодание Кроме того, крайне огра-
ничено так называемое резервное
время, в течение которого человек
сохраняет активное сознание и мо-
жет принимать меры для своего спа-
сения Средние значения резервного
времени в зависимости от высоты
при разгерметизации кабины без
кислородной маски приведены на
рис 2 2
При использовании кислородной
маски в случае внезапной разгерме-
тизации кабины на высотах 13—
14 км среднее значение резервного
времени несколько увеличивается,
а на еще больших высотах остает-
ся таким же, как и без маски Так,
например, на высоте 16 км атмос-
ферное давление равно 10 260 Н/м2
(77 мм рт ст), а сумма парциаль-
ных давлений насыщенного водяно-
го пара и углекислоты в альвеоляр-
ном воздухе также 6260 + 4000 = 10 260 Н/м2. Таким образом, пар-
циальное давление кислорода в альвеолярном воздухе теорети-
чески равно нулю Поэтому человек на указанной высоте прак-
тически мгновенно теряет сознание.
На больших высотах, когда атмосферное давление становит-
ся равным давлению насыщения воды при температуре чело-
веческого тела, в случае вынужденной разгерметизации кабины
36
может произойти закипание жидкости в тканях тела Давление
насыщения, соответствующее температуре 36,5° С, равно
6260, Н/м2 (47 мм рт ст ) Этому давлению соответствует высота
й=19,2 км Экспериментальные исследования, проведенные над
животными, подтверждают этот вывод
Условия применения компенсирующей одежды
Для предотвращения гибели экипажа на больших высотах
создают повышенное по сравнению с атмосферным давление
в легких Однако при этом необходимо иметь в виду физиологи-
ческие нарушения, которые могут возникать в организме чело-
века при повышении давления в легких Человек выдерживает
без существенных физиологических расстройств избыточное дав-
ление в легких не более 3325 Н/м2 (25 мм рт ст ) При избыточ-
ных давлениях, превышающих 3325 Н/м2, выдох становится на-
VIолько I рудным, чю дыха тельные мышцы не справляются
с ИйГрулкой, ннс гунне г рассчройство дыхания и в результате
дыхание пр&крдщтт'я
Поэтому в lex случаях, когда необходимо обеспечить дыха-
ние при избыточном давлении в легких, большем 3326 Н/м2,
используют искусственные средства, облегчающие работу дыха-
тельных мышц и создающие внешнее механическое давление на
область груди и живота
При избыточных давлениях до 4650—5330 Н/м2 (35—
40 мм рт ст) применяют компенсирующий жилет При боль-
ших избыточных давлениях расширяются кровеносные сосуды
конечностей и образуется застой крови, наступает нарушение
кровообращения В этих условиях применяют компенсирующий
костюм, в котором создают избыточное давление, действующее
на большую часть поверхности тела человека
Компенсирующий костюм в комплекте с кислородной маской
позволяет повысить избыточное давление в легких до 10000 Н/м2
(75 мм рт ст ) При давлениях, больших 75 мм рт ст > расстраи-
ваются зрение и слух Поэтому, чтобы создать в легких избы-
точное давление, превышающее 75 мм рт ст , необходимо гер-
метизировать голову и область шеи, т е применить
компенсирующий костюм с герметизированным, шлемом В этих
случаях можно создать избыточное давление в легких 1Э01—
145 мм pi ci
Барометрическое давление В=19 330 Н/м2 (145 мм рт. ст.)
соответствует высоте 12 км На этой высоте при дыхании чистым
кислородом человек сохраняет (работоспособность в течение дли-
тельного времени Если на высотах, больших 12 км, поддержи-
вать абсолютное давление в легких 19 330 Н/м2 и подавать для
дыхания чистый кислород, то будут обеспечены достаточные
условия для функционирования экипажа.
37
Избыточное давление, которое необходимо создать в легких
на данной высоте, чтобы сохранить работоспособность, опреде-
ляется из соотношения
р = В12 —ВЛ, (2 4)
где В12 и Bh—-соответственно барометрическое давление на
высоте 12 км и Л,
При помощи компенсирующего костюма с герметизирован-
ным шлемом можно создать кратковременное избыточное дав-
ление до 19330 Н/м2 Очевидно, что при использовании этого
комплекта (возможно пребывание человека на любых высотах
теоретически вплоть до абсолютного вакуума, где Вд=0, но это
связано с большими неудобствами из за сложности в эксплуа-
тации Поэтому стремятся применять более простое и удобное
оборудование — компенсирующий костюм или жилет с маской
В этом костюме избыточное давление в легких человека не мо-
жет быть выше 1 104 Н/м2, а по уравнению (2 4) Вд—19 330 —
— 10 000 = 9330 Н/м2 {70 мм рт ст) Давлению 9330 Н/м2 соот-
ветствует высота h ~ 16,7 км 4
Путем аналогичных рассуждений можно установить, что пре-
дельная высота при применении компенсирующего жилета
с маской /г= 14 км, Вд=19 330 — 5330=14 000 Н/м2 Без приме-
нения компенсирующей одежды эта высота уменьшается до
13,2 км, Вд=49 330 — 3330= 16000 Н/м2
Удовлетворительное снабжение организма кислородом под
повышенным давлением без применения компенсирующей одеж-
ды или при применении только компенсирующего жилета воз-
можно при абсолютном давлении в легких примерно 15 330 Н/м2
В этих условиях человек сохраняет работоспособность в течение
5—10 мин, что достаточно для снижения самолета при внезап-
ной разгерметизации кабины до безопасной высоты — 12 км
В табл 2 3 приведены значения избыточных давлений в лег-
ких на (высоте от 13 до 40 км при абсолютном давлении в лег-
ких 19330, 17330 и 15330 Н/м2 (145, 130 и 115 мм рт ст) Из
этих данных видно, что при абсолютном давлении в легких
115 мм рт ст экипаж может ограничиться только кислородны-
ми приборами с повышенным давлением до высоты 15 км (вме-
сто 13,2 км при абсолютном давлении в легких 19 330 Н/м2),
а в комплекте с компенсирующим жилетом — до 16 км вме-
сто 14
Сохранение минимально допустимого абсолютного давления
15 330 Н/м2 на более низких высотах нецелесообразно, а поэто-
му с уменьшением высоты полета абсолютное давление в легких
повышают и на высоте 12—12,5 км доводят до 18 600—
19 330 Н/м2 (140—145 ммрт ст)
Компенсирующие костюмы с масками позволяют сохранить
удовлетворительную работоспособность в течение 5—10 мин при
абсолютном давлении в легких 17 330 Н/м2 (130 мм рт ст ) Пр>
88
* I
Высота в км 13 0 13 5 14 О 16 0 18 0 20 0 25 0 30 0 35 0 40,0
1
Атмосферное давление Н/М2 16530 15330 14 130 I 10260 г 7 465 5 465 2533 1200 533 267
мм рт ст 124 115 106 1 90 1 77 56 41 19 9 4 2
Абсолютное давление в лег 19 330 Н/м2 2 800 4000 5200 7330 9 070 11865 13 865 16797 18 130 18797 19063
ких 145 мм рт ст 21 30 39 55 68 89 104 126 136 141 143
17 330 Н/м2 800 2000 3200 5330 7070 9865 11865 14797 16130 16797 17063
130 мм рт ст 6 15 24 40 53 74 89 111 121 126 128
15330 Н/м2 0 1200 3 330 5 070 7865 9 865 12797 14130 14797 15 063
115 мм рт ст «IW 0 9 25 38 59 74 96 г 106 111 113
максимально допустимом в этом случае избыточном давлении
в легких 104 Н/м2 минимальное атмосферное давление, дающее
в сумме с избыточным величину абсолютного- давления
17 330 Н/м2 (130 мм рт ст), соответствует высоте примерно
18 км
Данные, приведенные в табл 2 3, изображены графически на
рис 2 3 Прямая II соответствует полету с кислородным прибо-
ром при повышенном давлении в комплекте с компенсирующим
костюмом и герметизированным шлемом В этом случае в лег-
Рис 2 3 Избыточное и абсолютное
давление в легких человека на раз-
ных высотах (ph — атмосферное дав
ление)
/—прямая зависимости атмосферного дав
ления от высоты согласно стандартной
атмосфере II III н IV—горизонтали со
ответствующие давлениям 19330 17330 и
15330 Н/м2 V VI VII VIII—прямые соот
ветствующие избыточному давлению 3330
и 19 330 Н/м2
7—2—прямая аб
солютного давления в легких при отсутст
вии компенсирующей одежды 1—5—3—
прямая или 1—2—3—ломаная абсолютного
давления в легких с компенсирующим
жилетом 1—4—прямая абсолютного дав
ления в легких с кислородным прибором
и компенсирующим костюмом 6—точка
предельной высоты полета без компенси
рующей одежды 7—точка предельной вы
соты полета с компенсирующим жилетом
8—точка предельной высоты полета с ком
пенсирующим костюмом и кислородной
маской
ких поддерживается абсолютное давление, равное атмосферно-
му на высоте 12 км Величина избыточного давления ® зависи-
мости от высоты равна вертикальному отрезку, заключенному
между прямыми I и II Прямая 1—2 указывает допустимое аб-
солютное давление в легких на соответствующей высоте, когда
отсутствует компенсирующая одежда Точка 1 соответствует вы-
соте 12 км, а точка 2— 15 км Избыточное давление и данном
случае измеряется величиной вертикальных отрезков, заключен
ных между пиниями I и 1—$
При полете с компенсирующим жилетом рациональным ха-
рактеристикам в отношении абсолютного давления в легких со-
ответствует прямая 1—5—3 или ломаная 1—2—3 В точке 3
(выста 16 км) абсолютное давление равно 15 300 Н/м2, избы
точное — 6060 Н/м2 Если выдерживать режим полета по прямой
/—5—3, то в этом случае физиологические условия более благо
приятны, чем при полете по ломаной 1—2—3 Полет без ком
пенсирующего жилета в первом случае допустим до высоты
14 км (точка 5), а во втором — до 15 км (точка 2)
Прямая 1—4 соответствует режиму полета с кислородным
прибором и компенсирующим костюмом Точка 4 соответствует
40
абсолютному давлению 15 300 Н/м2 (Л~ 18 км) и избыточному
10000 Н/м2 Точки 6, 7 и 8 соответствуют предельным высотам
применения кислородных приборов, обеспечивающих на высотах
более 12 км абсолютное давление в легких 19 330 Н/м2 Точка 6
соответствует полету без компенсирующей одежды, точка 7 —
с компенсирующим жилетом и 8 — с компенсирующим костюмом
в комплекте с маской
2 4 ВЛИЯНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ И ВЛАЖНОСТИ ВОЗДУХА
НА ОРГАНИЗМ ЧЕЛОВЕКА
t Теплообмен человека с окружающей средой
Человеческий организм непрерывно выделяет тепло, количе-
ство которого зависит от интенсивности мышечной работы, вы-
полняемой человеком в определенных метеорологических усло-
виях
1мю\ими1нч’кие процессы, особенно в области головы, трудной
клоткн и жишна, npoivkaioT координированно при температуре
около 37е С. При отклонении температуры тела на несколько
(рмдусов от этой величины нарушаются физиологические про-
цессы — появляются неприятные ощущения, снижается работо-
способность, возникают боли и т д Наивысшая температура
организма (замеренная в прямой кишке), которую выдерживает
человек, 43° С, наименьшая — 25° С
Человек постоянно находится в процессе теплового взаимо-
действия с окружающей средой Чтобы физиологические процес-
сы в его организме протекали нормально, эта среда должна пол-
ностью отводить вырабатываемое организмом тепло Количество
гепла, выделяемого в результате биохимических превращений
организмом взрослого человека, находящегося в покое, (пример-
но 80 Вт (~69 ккал/ч) Это количество зависит от телосложе-
ния, возраста, пола, питания, окружающей среды и т п При
физической работе количество выделяемого человеком тепла воз-
растает
Теплообмен между организмом и окружающей средой зави-
сит как от состояния поверхности человеческого тела, так и от
климатических условий окружающей среды
Тепло от организма к окружающей среде передается в ос-
новном конвекцией в результате омывания тела воздухом, тепло-
проводностью через одежду, а также путем лучистого тепло-
обмена организма с окружающими предметами Часть тепла
отдается -в процессе массообмена—при испарении влаги, выво-
димой на поверхность кожи потовыми железами, и при ды-
хании
На рис 2 4 и 2 5 приведены тепловые балансы человека при
различных величинах производимой работы и разных условиях
окружающей среды Тепловой баланс, приведенный на рис 2
41
составлен по опытным данным для случая езды на велосипеде*
полученным при температуре воздуха 22,5° С, влажности 45%
I-1--1-L-J__L—J_L J- I -
О М 80 120 PfSr
Рис 2 4 Тепловой баланс рабо
тающего человека в зависимости
от нагрузки (о — скорость езды
иа велосипеде» Р—нагрузка, Qi—
тепловыделение Q2 — теплоот
дача)
/—изменение общей затраты энергии
организмом 2—механическая работа
совершаемая организмом 3—тепло вы
деляемое организмом в зависимости
от нагрузки 4—-изменение суммарной
теплоотдачи (теплопроводность кон
векция излучение) человеческого тела
от нагрузки 5—тепло затрачиваемое
телом иа испарение влаги в зависимо
сти от нагрузки
Рис 2 5 Тепловой баланс ра
ботающего человека в зав ней-
мости от температуры среды
(Qi — тепловыделение, Qa — те
плоотдача)
/—суммарная энергия организма
2—мускульная работа 3—выделен
ное тепло 4—-тепло переданное
теплопроводностью 5—тепло пере
данное излучением б—тепло от
данное при испарении пота 7—
тепло отданное при испарении с
поверхности тела 8—тепло поте
рянное с каплями пота
На рис 2 5 построен тепловой баланс идущего человека при
различных температурах окружающего воздуха, постоянной
влажности ~52% и скорости 3,5 км/ч
।— Терморегуляция
Человеческий организм обладает способностью к терморегу-
ляции, т е поддерживанию приемлемой для него температуры
тела независимо от колебания температуры окружающей среды
Терморегуляция достигается организмом вследствие изменения
обмена веществ, снабжения кровью поверхности тела и потовы-
деления
Обмен веществ человека без одежды »в спокойном состоянии
имеет минимальную величину при температуре среды около 30° С
(рис 2 6) При уменьшении температуры обмен увеличивается
Для работающего человека зависимость обмена от температуры
среды сохраняется такой же, только при этом «зона термиче-
42
йэйяю нейтралитета», т е зона минимального обмена, сдвигается
р область низких температур тем дальше, чем тяжелее работа
г В эоне температур, более высоких, чем в термически нейт-
ральной зоне, обмен веществ также повышается с ростом темпе-
ратуры окружающей среды Это обусловлено частично активи-
зацией процесса регулирования (повышением частоты дыхания
нт д ), а также тем, что при постоянно
сохраняющейся высокой температуре доста-
точно лишь незначительно увеличить
температуру тела, чтобы интенсифициро-
вать протекание биохимических процессов
Другая способность организма регули-
ровать теплообмен с окружающей средой
д СМ3
*мим 100 см3
ZElLi— 1—
20 30 t°C
Рис 2 7 Изменена^
кровеснабжения в за
висимости от темпера
туры среды
Рис 2 б Изменение обмена ве
ществ человека, характеризуемое
потреблением кислорода в зави
симости от температуры окружаю
щей среды
1 3 3 и 4 обмен веществ разных лю
дей при одинаковых условиях ДО2—
увеличение расхода кислорода
проявляется в изменении характера переноса тепла из централь-
ных областей тела к поверхностным Перенос тепла с потоком
крови имеет большое значение вследствие низких коэффициен-
тов теплопроводности тканей человеческого организма (от
0,314 до 1,45 Вт/м °C) Кровь воспринимает тепло в органах те
ла, температура которых выше ее температуры, выполняя при
этом роль хладагента в этих органах При низких температурах
окружающей среды поток тепла к поверхности организма умень-
шается вследствие того, что при этом уменьшается снабжение
ее кровью При высоких температурах окружающей среды вмес-
те с возрастанием кровеснабжения увеличивается поток тепла к
поверхности организма Как видно из рис 2 7, величина крове
снабжения Q (в см3/мин на 100 см3 тканей тела) при высокой
температуре среды может быть в 30 раз выше, чем при низкой
В пальцах кровеснабжение может измёняться даже в 600 раз
При высоких температурах возможность сохранять тепловой
баланс за счет интенсификации кровеснабжения ограничена
43
С увеличением обмена веществ возрастает температура поверх-
ности кожи и вместе с ней теплоотдача в окружающую среду.
Можно подсчитать, что при температуре кожи около 37° С теп-
ло, выделяемое организмом в состоянии покоя, может полностью
передаваться в окружающую среду при температуре ее не выше
34,5° С. При более тяжелой физической работе температура
Рис. 2.8. Зависимость
потовыделения М от фи-
зической нагрузки и тем-
окружающей среды не должна превы-
шать 30° С.
Важной физиологической реакцией
организма при терморегуляции являет-
ся выделение пота, с которым отво-
дится та часть тепла, которая не мо-
жет быть отведена путем теплопровод-
ности, конвекции и излучения.
На рис. 2.8 приведены данные, по-
лученные в опытах с людьми, совер-
шавшими физическую работу различ-
ной тяжести в помещении с разной
температурой. Выделение пота при
низких температурах помещения вна-
чале медленно повышается с ростом
температуры. При этом организм от-
дает влагу через кожу только путем
ее дыхания. Теплоотдача, обусловлен-
ная испарением воды, у человека, на-
пер а туры среды:
lt 2, 3, 4 и 5—физическая на-
грузка, при которой человек
выделяет тепла соответст-
венно 116, 224, 326, 425
и 64Q Вт
ходящегося в покое, составляет в сред-
нем 25% общей теплоотдачи, а у ра-
ботающего это доля еще меньше.
В дальнейшем выделение пота воз-
растает линейно с увеличением темпе-
ратуры. С ростом температуры среды
уменьшается способность организма отводить тепло путем теп-
лопроводности, конвекции и излучения. Как известно, теплоот-
дача конвекцией возрастает с увеличением скорости воздуха,
поэтому необходимость в потовыделении уменьшается. Данные
о потовыделении при движущемся воздухе приведены на
рис. 2.9. Зависимость потовыделения от количества тепла, выра-
батываемого организмом, приведена на рис. 2.10. Верхний гра-
фик показывает изменение потовыделения в том случае, когда
при неизменных параметрах окружающей среды увеличивается
нагрузка организма за счет физической работы. Из этого гра-
фика видно, что потовыделение возрастает более интенсивно, чем
выделение тепла. Вследствие этого уменьшается температура
поверхности кожи (кривая 2 на нижнем графике). Одновременно
уменьшается разность температур между телом и окружающей
средой (прямая 5), а следовательно, уменьшаются и тепловые
потоки, обусловленные теплопроводностью, конвекцией и излуче-
нием. При этом увеличивается перепад температур между внут-
44
ренней областью организма (в прямой кишке, кривая /) и ко-
жей (кривая 2)
Вода и соль, уносимые с потом, должны в достаточной мере
возмещаться, так как их потери могут, привести к тяжелым по-
следствиям В противоположность
установившемуся мнению величина
потовыделения мало зависит от не-
достатка воды в организме или, на-
Рис 2 10 Зависимость пото-
выделения М и температуры
тела от выделения тепла орга-
низмом
Рис 2 9 Зависимость потовы-
деления М от скорости и тем
пературы обдувающего воз
духа
кривая /—скорость воздуха, равная
нулю кривая 2—1 м/с
обороц 01 чрезмерного употребле-
ния ее У человека, работающего
в Течение 3 ч без питья, образуется
только на 8% меньше пота, чем при
полном, возмещении воды, отданной
с потом При возмещении воды,
А—сидящий человек, В—человек,
идущий со скоростью 3,5 кМТч,
С, D и Е—идущий с углом подъема
соответственно 2,5, 5 и 6°
/—изменение температуры внутри
тела в зависимости от выделения
тепла организмом, 2—изменение
температуры кожи тела в завися
мости от выделения тепла организ
мом 3—температура окружающей
среды (влажность 60—65%, скорость
воздуха 0,5 м/с)
вдвое большем, чем было отдано с потом, потовыделение увели-
чивается только на 6% по сравнению со-случаем, когда вода
возмещалась на 100%
<— Акклиматизация
Цри повторяющихся достаточно сильных термических воздей-
ствиях организм человека может претерпевать изменения, при-
водящие к улучшению процессов терморегуляции
В то время как способность человека к акклиматизации
в холодных условиях изучена мало, хорошо известна его способ-
ность приспосабливаться к жаре Акклиматизация в условиях
жары выражается прежде всего в том, что при повторяющемся
пребывании в среде с повышенной температурой увеличивается
45
способность человека к потовыделению Температура кожи
вследствие увеличивающейся отдачи тепла испарением умень-
шается, а повышенная температура внутренних участков тела,
появившаяся при первом воздействии высокой температуры сре-
ды, постепенно уменьшается и исчезает совсем Одновременно
может понизиться частота пульса Изменения происходят также
в обмене веществ Объем крови в процессе акклиматизаций
может увеличиваться на 40% по сравнению с обычным Содер-
жание поваренной соли в поту снижается при известных усло-
виях с 0,4 до 0,03%, несмотря на возрастающее потоотделение
Пределы регулирования температуры тела при охлаждении
определяются <в первую оче(редь тем, что организм не может уве-
личивать сколь угодно обмен веществ и, следовательно, выде-
ление тепла Так как возможный уровень повышения обмена
веществ зависит от его длительности, то и возможность поддер-
живать температуру организма постоянной определяется време-
нем пребывания на холоде У человека без одежды в помещении
с температурой —1°С из-за усиления теплообмена и появления
ощущения холода выделение тепла увеличивается на 430 Вт
(370 1ккал/ч) При этом температура внутри организма поддер-
живается в течение 2 ч постоянной Температура поверхности
тела непрерывно снижается Даже при достаточно высокой тем-
пературе тела холодная среда становится невыносимой, если
температура поверхности тела сильно понижается, что вызывает
болезненные ощущения кожи Если тепловые потери достаточно
долго превышают тепловыделение, то понижается температура
как наружной поверхности тела, так и внутри организма В за-
висимости от индивидуальных особенностей организма отклоне-
ния могут быть очень большими
Так как испарение является важнейшим условием снижения
перегрева организма, то границы терморегулирования в области
высоких температур окружающей среды прямо или косвенно
определяются особенностями потовыделения
Известное в настоящее время максимальное потовыделение
составляет ~4,5 л/ч Можно считать, что при потовыделении
3 л/ч, сопровождающемся выделением тепла 600 Вт, при темпе
ратуре огкружающей среды 50° С (случай очень тяжелой работы)
организм сохраняет способность к терморегуляции при условии
если вся масса пота полностью испаряется Максимальная спо-
собность потовых желез к потоотделению определяется не толь
ко условиями, при которых температура тела может регулиро-
ваться Известно, что в некоторых условиях выделение пота
не может превышать 1 л/ч, так как аппарат потовых желез утом-
ляется подобно мышечной системе.
На рис 2 И представлена зависимость интенсивности пото-
отделения человека без одежды, выполняющего тяжелую физи-
ческую работу, от температуры помещения при различной влаж-
ности воздуха Приведенные кривые могут быть разделены на
участка При низких температурах помещения, когда пот
не выделяется, наклон кривой к оси абсцисс ничтожен (уча
/) В зоне комфорта (участок 2), которая начинается от
температуры 21° С, зависимость имеет линейный характер и угол
(Наклона прямой к оси абсцисс увеличивается При более высо
кцх температурах (участок 3) потоотделение увеличивается
экспоненциально и начиная с температуры 35° С возрастает при
влажности окружающей среды
(00% в среднем на 800 г/ч при
повышении температуры на 1°С
Эта третья область начинается
при тем более низкой темпера
туре, чем больше влажность на
ружного воздуха
Однако и при достаточном
потоотделении и испарении могут
нарушаться физиологические про
цессы, так как слишком большие
потери воды и соли не компенси-
руются соответствующим их под-
водом Потери воды приводят
к уменьшению количества цирку-
лирующей крови Потери солей
могут вызвать затруднения, свя-
занные с содержанием электроли-
тов в крови Нарушения, возникающие при недостатке воды и
солей в организме, проявляются по разному При чрезмерной
нагрузке шледстние большой потери воды может возникнуть
коллапс
Таким образом, организм человека хотя и обладает способ
иостью к терморегуляции и акклиматизации, все же он не в со-
стоянии защитить себя от больших колебаний температуры
и влажности окружающей среды Для создания нормальных ус
ловий жизнедеятельности организма человек искусственно сужа
ет колебания этих параметров при помощи различных устройств
Рис 2 11 Зависимость потовыде
ления М от температуры и влаж
ности воздуха <р
/—условия при которых пот не виде
ляется 2—комфортные условия 3—
дискомфортные условия
Эффективная температура
Эффективной температурой (ЭТ) считают температуру насы
щепного воздуха, который обладает такой же охлаждающей спо
собностью, как воздух с заданными значениями температуры
и влажности Если при определенной эффективной температуре
воздуха тепловое ощущение находится на уровне нормального,
то при более высокой ЭТ воздух будет создавать ощущение пере
грева и, наоборот, пр>и более низкой будет ощущаться лереох
лаждение
Приведенные рассуждения справедливы только для опреде
ленной интенсивности мышечной работы Таким образом, для
данной интенсивности мышечной работы существует только одно
значение ЭТ воздуха, обеспечивающее наилучшее тепловое ощу-
щение
На основе статистических наблюдений создана шкала эффек-
тивных температур, построенная
Рио 2 12 Номограмма дчя опреде
ления эффективных и эквивалентно
эффективных температур
на сочетании значений темпе-
ратуры и влажности воздуха
без учета скорости воздуха и
лучистого теплообмена (рис.
2 12) Влагосодержание воз-
духа рекомендуется поддержи-
вать в пределах 30—70%
Эквивалентно-эффективная
температура
Использование понятия эф-
фективной температуры (ЭТ)
позволяет построить более пол-
ную графическую зависимость,
включив в определяющие па-
раметры также скорость воз-
духа Для любого сочетания
температуры, влажности и ско-
рости среды можно определить
температуру неподвижного на-
сыщенного воздуха, который
создает такое же тепловое
ощущение В отличие от эффективной температуры для непо-
движного воздуха эту температуру называют эквивалентно-
эффективной (ЭЭТ)
Эквивалентно-эффективная температура не равна температу-
ре окружающего воздуха Эта величина является условной, ха-
рактеризующей определенный отвод тепла от тела человека
Влажный воздух при низкой температуре и сухой (воздух при
более высокой могут оказывать одинаковое влияние на орга-
низм, что будет соответствовать одинаковой эквивалентно-эф-
фективной температуре Чем выше температура воздуха, тем
ниже должна быть его влажность для создания тождественного
ощущения, так как при этом ослабление теплоотдачи конвекци-
ей компенсируется массообменом, т е обильным потовыделе-
нием
На рис 2 12 приведена номограмма, позволяющая определять
ЭТ и ЭЭТ для различных сочетаний температуры, влажности
и скорости воздуха Номограмма составлена без учета лучистого
теплообмена, на основе наблюдений над нормально одетыми
людьми, находящимися в состоянии покоя в помещении, темпе-
ратура стенок которого равна температуре воздуха Эквивалент-
но-эффективная температура определяется в точке пересечения
48
прямой, соединяющей показания сухого и мокрого термометров
(что соответствует определенной ‘влажности воздуха) с линиями
постоянных скоростей воздушной среды.
Радиационно-эффективная температура
При средних значениях температуры окружающего воздуха
слагаемые теплоотдачи человеческого тела имеют в среднем сле-
дующие значения: доля тепла, теряемого при испарении, 22%,
передаваемого конвекцией — 32% и излучением — 46%. Таким
образом, основную роль в тепло
обмене играют конвекция и лучи-
стый обмен. На тепловые ощуще-
ния главное влияние оказывает со-
вокупное воздействие температуры
воздуха и окружающих предметов.
Следовательно, для создания тож-
дественных тепловых ощущений
данной интенсивности мышечной
работы имеется множество комби-
наций температуры воздуха и окру-
жающих предметов. Каждое из та
ких сочетаний может быть выра-
Рис. 2. 13. Шкала радиационно-
эффективных температур
(ZK—конвективная температура,
/р—радиационная температура)
жено соответствующей радиа
ционно-эффективной температурой
(РЭТ).
Шкала радиационно-эффектив-
ных температур изображена на
риг. 2. 13. Тик как масштаб радиационной температуры одинаков
С масштабом конвективной температуры, то угол наклона пря-
мой / составляет 45°. Линии, идущие вниз справа от прямой /
и вверх слева от нее, представляют собой геометрическое место
сочетаний температур воздуха и окружающих тел, соответст-
вующих постоянному значению РЭТ.
Комфортные температура и среда
Если окружающая среда имеет такие температуру и влаж-
ность, что количество тепла, вырабатываемое организмом, нахо-
дится в равновесии с количеством тепла, отбираемым средой,
среда и температура являются комфортными. В условиях ком-
форта температура не вызывает беспокоящих человека тепловых
ощущений — холода или перегревания. С изменением физиче-
ской работы человека, скорости воздуха и других факторов зна-
чение комфортной температуры изменяется.
В настоящее время еще недостаточно данных о количествен-
ной связи между тяжестью физического трудя и условиями
внешней спелы. В левой колонке табл. 2.4 приведены условия,
49
Таблица 2 4
Влияние физической работы, влажности
и скорости воздуха на комфортную температуру
Исходные условия
Физическая нагрузка
или изменение внешних
условий
Необходимое изменение
температуры окружающего
воздуха
1 Сидящий без одеж
ды человек, температура
помещения 29° С, влаж-
ность средняя, скорость
воздуха 0,1—0,5 м/с
2 То же
Тяжелая работа, рав-
ноценная выделению теп-
ла 490 Вт (420 ккал/ч)
Уменьшение на 20°
3 »
4 Сидящий человек»
влажность воздуха ЗО®/о,
скорость 0,5 м/с
а) человек раздет,
/=29° С
б) человек одет,
/=21°С
5 Сидящий человек,
влажность 50%, скорость
воздуха 0,5 м/с
а) человек раздет,
/=29° С
б) человек одет,
/«29°С
6 Температура поме
щения t~20° С
Работа средней труд-
ности, равноценная вы-
делению тепла 290 Bi
(250 ккал/ч)
Легкая работа
Повышение влажности
Уменьшение на 10°
а) с 30 до 70%
б) с 30 до 70%
Уменьшение на 7—10°
Уменьшение на 6°
Уменьшение на 2°
Повышение скорости
воздуха
а) с ОД до 1 м/с
б) с ОД до 1 м/с
Изменение температу-
ры излучателей лучисто
го тепла на 5°
Повышение в среднем
иа 2,5°
Повышение на 2°
Изменение температу
ры воздуха с обратным
знаком на 3°
при которых испытатель чувствует себя достаточно хорошо
В правой колонке показано, как должна измениться температу-
ра окружающего воздуха, чтобы при физической нагрузке или
при изменении влажности или скорости зоздуха человек продол-
жал сохранять нормальное самочувствие Физическая нагрузка
и пределы изменения влажности и скорости воздуха при-
ведены в средней графе таблицы, из которой видно, что комфорт
в большой степени зависит от трудности физической работы.
Изменение влажности воздуха сказывается на раздетом
человеке гораздо сильнее, чем на одетом, потому, что разность
давлений пара, соответствующая изменению влажности (напри-
мер, с 30 до 70%) при температуре 29° С (комфортная темпера-
Wpa для человека без одежда), больше, чем цри 21° С (ком-
фортная температура для одетого человека)
2 5 ВЛИЯНИЕ РАДИАЦИИ НА ОРГАНИЗМ ЧЕЛОВЕКА
Уровень космической радиации 1вокруг Земли в обычных
условиях не представляет большой опасности для космонавтов,
и защита от вредных излучений не представляет технических
'трудностей Опасность существенно усиливается во время вспы-
шек на Солнце, когда огромный поток космических лучей дости-
гает верхней части атмосферы, особенно в районе полюсов, где
§тог поток встречает мень-
Шее сопротивление со
стороны магнитного поля
Земли Космическая ра-
диация в эти периоды
увеличивается в 103—105
раз по сравнению с обыч
ной На рис 2 14 пред-
ставлен график расчетных
мощностей дозы радиа-
ции для различных высот
Солнечные вспышки не
имеют определенного цик-
ла В среднем они проис-
Рис 2 14 Мощность дозы радиации по
высоте в Дж/кг мин
ходят один раз в месяц,
причем в июне и декабре наблюдаются редко Средняя продол-
жительность вспышки — около 80 ч, хотя некоторые Из них на-
блюдались в течение 8—10 дней
Основная возможная опасность космического излучения за-
ключается в повреждении живых тканей организма Ионизация
в живых тканях может вызвать биологические повреждения
в результате разрушения клеток ткани аналогично действию про-
никающего излучения атомных реакторов и радиоактивных изо-
топов В настоящее время трудно оценить степень этой опасно-
сти для экипажей высотных самолетов и космических летатель-
ных аппаратов Степень лучевых поражений в данном объеме
живых тканей зависит, естественно, от общей ионизации в этом
объеме Для оценки опасности лучевых поражений важно знать
характер накопления ионизации
Время максимально допустимой продолжительности облуче-
ния в космосе существенно отличается от установленных норм
радиационной безопасности для медиков и промышленных рабо-
чих Земные дозы облучения приняты с большим запасом Рав-
ные дозы облучения, полученные за различные периоды времени,
вызывают различную степень поражения, что учитывается коэф-
фициентом времени Так, например, мгновенное облучение всего
тела дозой 100 бэр вызывает острые симптомы недомогания,
а такая же доза, равномерно распределенная на несколько днейу
не влияет на работоспособность человека
В зависимости от траектории и скорости космического ко-
рабля время облучения может длиться от нескольких часов до
нескольких суток, причем мгновенная мощность дозы может
изменяться в весьма широких пределах
Плотность ионизации в треке может приводить к повреж-
дению хромосом клеток организма, а это может вызвать
разрушение клетки, когда она совершает акт деления.
При облучении космическими лучами необходимо принимать
во внимание ионизацию, вызываемую не только первичными ча-
стицами, но также и вторичными, образовавшимися при ядер-
ных столкновениях Наибольшие биологические повреждения
вызывают тяжелые первичные космические, а также «испарив-
шиеся» частицы, образовавшиеся при ядерных столкновениях.
Степень опасности и воздействие космической радиации в зави-
симости от времени облучения устанавливают предположи-
тельно Так, например, по нормам Комиссии по атомной энергии
США максимально допустимая доза для рабочих составляет
0,003 Дж/кг в неделю Это соответствует ~4,5 Дж/кг за 30 лет
работы и, по-видимому, не вызывает явных признаков заболе-
вания Однако та же доза в 4,5 Дж/кг, полученная в виде крат-
ковременного излучения, действующего на все тело, будет, ве-
роятно, смертельной для 50% людей В табл 2 5 приведены
данные по воздействию различных доз излучения на все тело
человека Еще не накоплено достаточно данных, по которым
можно с достоверностью судить о влиянии космических лучей
на различные живые организмы и особенно на организм челове-
ка Рентгеновские и другие излучения могут вызывать серьез-
ные нарушения в живом организме спустя длительное время
после облучения Эти нарушения в состоянии вызвать также
Таблица 2 5
Влияние дозы облучения на людей
Суммарная доза кратко- временного обтучеиия Дж/кг Без госпитализации в % При госпитализации в %
незначитель- ное влияние легкое заболевание умеренное заболе- вание серьезное заболе- вание тяжелое заболе- вание смертель- ное забо- левание
б »— i 1 * 100
5 1 6 94
4 — и 3 58 39
3 — —. б 68 2Ь -
2 1 33 64 2 ' 1 —
1 98 2 — 11^ ^*1
52
наследственные изменения. В частности, материалы о взрыве
атомной бомбы в Хиросиме и Нагасаки показывают, что многие
люди в Японии до сих пор страдают от последствий лучевой
болезни.
2.6. ВЛИЯНИЕ НЕВЕСОМОСТИ НА ОРГАНИЗМ ЧЕЛОВЕКА
Невесомость есть состояние, при котором любое тело в любом
виде (твердом, жидком, газообразном) не испытывает действия
земного притяжения. Существуют понятия статической и дина-
мической невесомости. Статической невесомостью называют
такую, которая обусловлена отсутствием гравитационных сил.
Под динамической невесомостью понимают такое физическое
состояние, когда результирующая всех внешних сил (гравита-
ционных, инерционных и др.) равна нулю.
В случае отсутствия равновесия этих сил говорят о неполной
невесомости. Например, на спутниках Земли, имеющих естест-
венный конечный срок полета, строго говоря, полной невесомо-
сти нет, но для практических целей можно считать, что как ,в це-
лом спутник, так и все находящееся в спутнике не имеет веса.
Невесомость создает существенные неудобства обитания
в космическом корабле и всевозможные затруднения. Например,
все предметы быта, инструмент и пр- должны быть укреплены на
своих местах, космонавт при движении м работе должен иметь
точки опоры или реактивные силы, равные активным; все жидко-
сти должны храниться в герметических емкостях; газы и жидко-
сти могут перемещаться только принудительно вследствие отсут;.
ствия конвективных потоков; дыхательные органы должны быть
защищены от попадания в них жидкости и твердых предметов,
плавающих в пространстве, и т. д.
В кратковременных полетах, как известно', невесомость не
оказывает существенного влияния на организм человека. Одна-
ко, несмотря на общее хорошее самочувствие, у космонавтов во
время полетов наблюдались различные физиологические изме-
нения.
В первые минуты пребывания в невесомости у космонавтов
отмечались ориентировочные реакции, проявлявшиеся в некото-
рой настороженности, пониженной или, наоборот, повышенной
двигательной и речевой активности.
Через несколько часов, когда большинство из перечисленных
ориентировочных реакций стихало, наблюдалось головокруже-
ние, дискомфорт в желудочно-кишечном тракте, повышенное по-
тоотделение и некоторые другие вестибуло-вегетативные реак-
ции.
После угасания ориентировочных реакций и постепенного
привыкания к условиям полета космонавты начинали замечать
проявления регуляторных процессов, обусловленные этим изме-
нением. К концу первых суток они ощущали приливы крови
53
к голове Это связано с перераспределением крови к верхней
части тела за счет более высокого тонуса сосудов нижней поло-
вины туловища, которые в условиях земной гравитации испыты-
вают гидростатическое воздействие столба крови Постепенно
все указанные реакции ослабевали и наступала адаптация орга-
низма к новым условиям
В невесомости увеличивалось выведение жидкости и солей
кальция из организма с некоторой его стабилизацией на повы-
шенном уровне к 6—7 суткам полета Изменения мышечного
тонуса и функций кровообращения находились в прямой зави-
симости от длительности пребывания в космосе Чем продолжи-
тельнее космический полет, тем сильнее изменения антигравита-
ционного мышечного’ аппарата
В организме человека, продолжительное время находящегося
в невесомости, происходят, следовательно, физиологические из-
менения двух типов вестибуло-вегетативные и двигательные
с
ункциональные, которые в зависимости от наступления адап-
тации сглаживаются и проходят полностью, а также изменения
в костно-мышечном аппарате и
31
функции кровообращения, кото-
рые с наступлением адаптации не только не уменьшаются, а,
наоборот, увеличиваются Последняя группа изменений ?в дли-
тельных полетах требует обязательных профилактических мер
2 7 МЕТЕОРНАЯ ОПАСНОСТЬ
На поверхность Земли из космоса ежегодно падает несколь-
ко тысяч разных твердых тел Размеры этих тел различны и мо-
гут достигать нескольких метров <в поперечнике Одновременно
с относительно крупными телами на Землю падает значительное
количество мелких. Общая масса метеорной материи, падающей
на Землю в течение суток, составляет в среднем 15 т
Твердые тела, достигшие поверхности Земли, можно разде-
лить на две основные группы К первой группе относятся камен-
ные тела, содержащие до 36% кислорода, до 26% железа и в
меньшем количестве кремний, магний, алюминий и т д , ко вто-
рой группе — железные, содержащие до 90% железа Плотность
каменных тел примерно 3000 кг/м3, железных — значительно
выше (8000 кг/м3)
Средний видимый метеор имеет диаметр 1—2 мм и весит
сотые доли грамма. Наблюдаемые ночью отдельные метеоры
называют спорадическими; они движутся вокруг Солнца по
различным независимым орбитам Однако иногда можно на-
блюдать весьма большое количество метеоров, число которых
в исключительных случаях достигает нескольких сотен в минуту
При этом метеоры как бы исходят из одной точки, так называе-
мого радианта Такая группа связанных между собой метеоров
Называется метеорным ливнем, или метеорным потоком Эти ме-
теоры движутся по более или мейее одинаковым параллельным
54
*
Орбитам вокруг Солнца Явление радианта объясняется эффек-
том перспективы. Так как Земля проходит через орбиту мете-
орного потока примерно в одни и те же дни в году, то появле-
ние этих потоков можно предсказать Метеоры в данном потоке
распределены неравномерно вдоль его орбиты, и интенсивность
потока может от года к году изменяться
При прохождении через плотные слои атмосферы метеорные
тела вследствие трения раскаляются и часть из них «сгорает», не
достигнув земной поверхности. Падение крупных тел на Землю
сопровождается ‘взрывом, в результате которого обычно основная
масса их превращается в газ, а остальная разлетается в виде
осколков. При этом на поверхности Земли образуются большие
кратеры Так, кратер в Аризоне (США) имеет поперечник при-
мерно в 1 км и глубину 100 м Достигать поверхности Земли
могут не только большие, но и малые тела
Скорость вхождения некоторых метеорных тел в атмосферу
чрезвычайно велика Поэтому, несмотря на малую массу, тело
обладает значительной кинетической энергией, которая рассеи-
вается при столкновении с молекулами атмосферы При этом
часть излучения имеет форму видимого света, другая часть мо-
жет быть невидимым тепловым (инфракрасным) излучением.
Часть энергии затрачивается на отрыв электронов от атомов
воздуха на пути тела. Образовавшийся ионизированный след
сохраняется в течение нескольких секунд после пролета тела
и обладает свойством отражать радиоволны Это явление исполь-
зуется для радиолокационного обнаружения метеоров.
Количество метеорных тел, пересекающих единицу поверхно-
CI и земной атмосферы вблизи Земли, резко уменьшается с уве-
личением их размеров Вблизи Земли поток тел диаметром
5 ПО”4 мм составляет примерно 53 единицы на 1 м2 в час. Для
тел диаметром 10"2 мм этот поток составляет 0,0093 1/м2 ч,
а диаметром 1 мм — незначительную величину (примерно
Ь10“8 1/м2ч).
Метеорная опасность существует лишь для искусственных
спутников Земли и ракет. Для самолетов, летающих в непосред-
ственной близости от земной поверхности, эта опасность практи-
чески отсутствует В табл 2 6 приведены значения вероятного
времени пробоя спорадическими метеорами оболочки спутника
Земли диаметром 0,91 м.
Вероятное время столкновения может быть подсчитано на
основании следующих соображений Допустим, что средний объ-
ем пространства, содержащего один метеор, равен V Если лета-
тельный аппарат с поперечным сечением F движется относитель-
но метеоров со скоростью v, то за время т объем, покрываемый
этим аппаратом, будет равен Fvr Очевидно, средний интервал
времени между двумя опасными столкновениями т= —. Вре-
мя т и называется временем вероятного столкновения. Для ис-
§5
Таблица 26
Материал оболочки
Вероятное время пробоя метеором
оболочки искусственного спутника диаметром 0,91 м
Толщина оболочки мм дур алюмин или медь алюминий хромистая сталь нержавеющая сталь
127 10 106 лет 5,5 Ю6 лет 270 106 пет 180 106 лет
25,4 83 103 лет 47 103 лет 2 106 лет 1,5 106 лет
12,7 10 103 лет 5,5 Ю3 лет 270 103 лет 180 103 лет
2,5 83 года 47 лет 2300 лет 1450 лет
1,27 10 лет 5,5 года 270 лет 180 лет
0,25 30 дней 17 дней 2,3 года 1,5 года
0,13 3,5 дня 2 дня 100 дней 65 дней
0,025 43 мин 25 мин 19,5 ч 12,75 ч
Земли
столкновения
.время
путем
IB в|роя ТНО.ПО
Обозначим число всех ме-
кусственного спутника
можно определить следующим
теоров, выпадающих на Землю за единицу времени, через N
Тогда на поверхность искусственного спутника выпадает за это
2V/-2
же время количество метеоров п =----, где г — радиус спутника
и R— радиус Земли Вероятное время столкновения равно 1/п
Несмотря на весьма малую вероятность столкновения лета-
тельного аппарата с метеорными телами, необходимо иметь в ви-
ду эту опасность и .принимать соответствующие меры защиты
Бомбардировка поверхности искусственного спутника микроте-
лами, кроме прямой опасности разрушения обшивки, может при-
вести к изменению ее оптических свойств и нарушить тем самым
температурные условия внутри спутника
В настоящее время еще не разработаны радикальные спосо-
бы противометеорной защиты, хотя имеется ряд предложений
в этом направлении
ГЛАВА III
ГЕРМЕТИЧЕСКИЕ КАБИНЫ
3 1 СХЕМЫ И КОНСТРУКЦИИ КАБИН
Условимся называть кабиной отсек фюзеляжа, кабину, салон,
фюзеляж ит д, т е любой объем на летательном аппарате,
ограниченный замкнутой оболочкой В зависимости от высоты
помета, назначения и других данных летательных аппаратов ка-
бины делают с различной степенью герметичности Бывают
кабины и с предельными степенями герметичности, т е полно-
стью открытые, сообщающиеся с атмосферой, и закрытые, не со-
Рис 3 1 Формы кабин
общающиеся с окружающей средой Вопросы о степени и спо-
собах герметизации изложены ниже, в данном же разделе при-
ведены схемы кабин и рассматривается конструктивное их
выполнение
Кабина может иметь форму шара, цилиндра, конуса и т д
(рис 3 1) Чаще всего кабины имеют неправильную форму, об-
разованную поверхностями различной кривизны Шарообразные
кабины проще, легче и устойчивее при воздействии внутренних
и внешних давлений по сравнению с кабинами иных форм Эти
кабины используются преимущественно на космических кораб-
лях
На самолетах кабины, как правило, бывают довольно слож-
ной формы Фюзеляж самолета почти всегда имеет несколько
кабин (отсеков) На рис 3 2 приведен фюзеляж самолета с че-
тырьмя основными герметическими кабинами: носовая, средняя,
задняя и хвостовая В виде примера кратко рассмотрим заднюю
кабину (рис. 3 3), как наиболее характерную.
57
Обшивка 3 является силовой, изготовляемой из листов
Д16А-М.0, Д16А-Т, Д16А-ТНВ толщиной 1,2 мм вверху и внизу
и 1,5 мм по бокам В местах вырезов под входную и грузовую
двери, окна, люк санузла и у стыков обшивка подкреплена под-
Рис 3 2 Фюзеляж самолета
А В В—носовая средняя и задняя кабины Г—хвостовое оперение
/—фонарь штурмана 2—остекление между шпангоутами 3—фонарь
летчика 4—нижний люк 5—ниша переднего колеса 6—бортовые
люки с окнами 7—багажные люки 8—грузовой люк 0—входные
двери 10—ниша главных ног шасси //—грузовая дверь 12—окна
13—ниша под хвостовую опору 14—техническая кабина /5—об
шивка
хладными и накладными листами Вся обшивка усилена шпан-
гоутами 1 и стрингерами 2 Между стыкуемыми листами обшив
ки и стрингером прокладываются дуралюминовая толщиной
1,5 мм и уплотнительная ленты Для лучшей герметичности меж
ду общинной и стрингерами проложена уплотнительная лента
Рис 3 3 Задняя кабина самолета
1—шпангоуты 2—стрингеры 3~обшивка, 4—грузовая дверь 5—
окия 6—входная дверь 7—багажные кабины под полом
Поперечные стыки листов обшивки выполнены или на силовых
и стыковочных шпангоутах или при помощи стыковых накладок
Расположение продольных и поперечных стыков обшивки, стрин-
геров и шпангоутов по всей кабине обеспечивает сборку обшивки
58
стрингерами и шпангоута ми отдельными панелями Стыковые
.(крайние) стрингеры в герметической Насти кабин выполнены
Из прессованных профилей бул ьбошвеллер кого сечения Все
стрингеры изготовлены из материал а Д16-Т, большинство ободов
Шпангоутов—из листового материала толщиной 1,5 мм Шпан-
гоуты стыкуются между собой при помощи накладок Все стрин-
геры связаны со шпангоутами кницами уголкового или тавро-
вого сечения, изготовленными из листового материала и прес-
сованных профилей
Окантовка выреза под заднюю входную дверь 6 отштампо-
вала из листового дуралюмина и входит в силовой каркас ка-
бины При помощи специальных деталей (накладок, книц, диаф-
рагм, балочек) окантовка связана с обшивкой, шпангоутами
и стрингерами кабины Дверь отштампована из дуралюминового
листа, подвешена на двух кронштейнах, открывается внутрь
кабины назад по полету, а закрывается специальным замком
Имеется электросигнализация об открывании и закрывании две-
ри, а также ее стопорении Герметизация двери обеспечивается
специальными устройствами
Грузовой дверью 4 размером 1300X1500 мм, расположенной
в правом борту кабины, пользуются в том .случае, если кабина
предназначена не для пассажиров В каркас двери вклепаны
чашки, окантовывающие вырез под окно, и фланец подключения
наземного кондиционера Фланец снаружи закрывается дуралю-
миновой крышкой, подвешенной на петле Запирается крышка
с уплотнителем рычажным замком, обеспечивающим герметич
ность устройства подключения кондиционера Грузовая двер^*
в отличие от входной подвешена на трубке, укрепленной на
шпангоутах В открытом положении дверь сдвигается на роли-
ках назад по полету
Обшивка кабины имеет семь окон, двери — по одному окну
Диаметр окна около 400 мм Окантовка окна,, входящая в кар-
кас кабины, представляет собой штампованную дуралюминовую
чашку, соединенную при помощи балочек, диафрагм и книц
с обшивкой, шпангоутами и стрингерами В чашке имеются вы
резы для циркуляции воздуха, поступающего из системы конди
цианирования Остекление окон состоит из двух выпуклых орга
нических стекол—наружного толщиной 8 мм и внутреннего
6 мм Стекла склеены между собой на резиновом кольце Окна
герметизированы резиновыми манжетами и прокладками
По левому борту кабины расположен лючок водозаправочнюй
панели, внизу — люк санузла Под полом кабины имеются три
багажные кабины 7 объемом около 1,5 м3 каждая
Поперечный набор каркаса пола кабины составляют нижние
части шпангоутов, продольный набор—профвди и рельсы, ко
торне одновременно служат для крепления пассажирских сиде-
НИй, и балки между шпангоутами Балки клепаной конструкции
й стенки со стойками крепятся к шпангоутам при помощи фитин
№
гов, выполненных из прессованных профилей Настил пола вы-
полнен из дуралюминовых листов толщиной 1 мм, подкреплен-
ных корытообразными коробками.
Задняя кабина со средней соединяется стальными болтами
диаметром 8—10 мм, которые затягиваются тарированным ,клю-
чом, а с хвостовой кабиной — неразъемно
По описанной с^еме строится большинство кабин летатель-
ных аппаратов
Для герметических кабин большое значение имеет степень их
герметичности и применение уплотнений разъемных соединений
каждой кабины
3 2 ГЕРМЕТИЗАЦИЯ КАБИН
Герметические кабины современных самолетов, как правило,
имеют значительный объем, а следовательно, и большую по-
верхность В стенках кабин имеются отверстия различной формы
и величины Некоторые из них, например вырезы для дверей,
люков и т п , закрываются только на период полета Так как
полной герметичности кабины достигнуть невозможно, то в по-
лете всегда происходят утечки воздуха через неплотности в раз-
личных местах кабины
Для оценки степени негерметичности кабин можно пользо-
ваться безразмерным коэффициентом
k —
кс р >
где F — площадь поверхности кабины, fc —сумма площадей всех
отверстий, через которые происходит утечка воздуха при данном
перепаде давлений между кабиной и атмосферой Значение fc
определяется экспериментально по изменению избыточного дав-
ления в кабине ют заданной начальной величины Приближенно
fc можно определить по размерам, указанным в чертежах на все
негерметические элементы кабины
Существующая в данное время степень герметичности кабин
не является предельно достижимой Можно добиться практиче-
ски полной герметичности, как это имеет место на обитаемых
космических кораблях, но такая герметичность не является оп-
тимальной для самолетов Поскольку для современных конст-
рукций кабин утечка воздуха составляет очень малую величину
относительно всего расхода воздуха через кабину в единицу «вре-
мени, то, естественно, нет смысла- делать кабины самолетов аб-
солютно герметическими Высокая степень герметичности вызва-
ла бы значительное увеличение массы кабины и ее стоимости
Конструкторы обычно стремятся простыми средствами добиться
уменьшения kc При конструировании кабин большое внимание
уделяется надежности уплотнений всех герметизируемых соеди-
нений
60
Уплотнение заклепочных и болтовых соединений
Как уже отмечалось, конструкция кабины состоит из боль-
шого количества листов и других элементов, соединяемых клеп-
кой или сваркой Особого внимания заслуживает вопрос о на-
дежности уплотнений заклепочных швов Эти швы обычно гер-
метизируются уплотнительными тиоколовыми лентами (УТЛ)
и уплотнительной тиоколовой замазкой (УТЗ) Тиокол представ-
ляет собой синтетический каучукоподобный материал на основе
высокомолекулярной цепи из атомов углерода и серы Тиоколо-
вая уплотнительная лента представляет собой ткань типа марли
с нанесенным с двух сторон слоем смеси на основе тиокола ДА.
Рис 3 4 Герметическое болтовое со-
единение
стенка, 2—шайба резиновая, 3—шайба
металлическая давление воздуха в ка-
бине, внешнее атмосферное давление
Рис 3 5 Уплотнение дверей и
люков
а—типовое уплотнение дверей кабин,
б—типовое уплотнение люков кабин,
1 и 5—крышки дверей и люков, 2—про
филь резиновый, 3 и 6—окантовки,
4—шланг резиновый
голщипп Леты 0,4 мм Замазка приготавливается на тиоколовой
основе; при температуре 20—30° С она размягчается и становит-
ся липкой. При наложении на обезжиренную поверхность метал-
ла лента и замазка плотно прилипают к металлу
Для герметизации болтовых соединений применяются специ-
альные шайбы (2 и 3 на рис 3 4)
Другие места кабин герметизируются специальными уплот-
нениями или ддя этих целей принимаются специальные конст-
руктивные решения
Уплотнение проемов для стекол, дверей и люков
Проемы для остекления кабин герметизируются резиновой
прокладкой, уплотнительной тиоколовой лептой УТЛ и замазкой
УТЗ
Для герметизации дверей и люков, открывающихся наружу,
применяются специальные надувные камеры и профиле
(рис 3 5) При необходимости герметизации в камеру и шланг
подается воздух под давлением Обычно для наддува применяю!
давление" 300 кН/м2, под действием которого уплотнители рас
81
ширяются и заполняют зазоры по .всему периметру Двери и лю
ки, открывающиеся внутрь герметических кабин, герметизируют-
ся при помощи резиновых профилей
Уплотнение отверстий для тросов и тяг
В местах выхода из герметической кабины тросов и тяг уп
равления устанавливаются специальные герметичные выводы
(рис 3 6) Трос проходит внутри резинового шарика 7, зажато-
го между двумя колодочками 2 со сферическими гнездами
Рис 3 6 Конструктивная схе
ма вывода тяги из герметиче
свои кабины
/—стенка 2—колодочки 3— муфта
4—тр ос 5—т ионоловая лента 6—
тноколовая замазка 7—шарик
резиновый
зирует его выход Затяжка
Муфта 3 крепится к стенке 1 вин-
тами и герметизируется лентой
УТЛ и замазкой УТЗ В центре
шарика 7 имеется отверстие для
троса диаметром на ОД мм мень-
ше номинального диаметра тро-
са Для возможности установки
или замены шарика при смонти-
рованных тросах в шарике име-
ется односторонний радиальный
разрез Трос в месте прохождения
через герметичный разъем тща-
тельно пропитывается специаль-
ным составом из 10% канифоли,
25% говяжьего сала и 65% нату-
рального пчелиного воска Ша-
рик, зажимаемый в колодочках,
плотно облегает трос и гермети-
производится с таким расчетом,
чтобы усилие на протаскивание троса через герметичный вывод
было не более 8 Н Для уменьшения износа и усилия, требуе-
мого для перемещения троса через герметичный вывод, отверстие
в шарике покрывается смазкой ЦИАТИМ 201
Уплотнение отверстий для трубопроводов и жгутов
Для герметизации выводов трубопроводов воздушных и гид-
равлических систем в стенках герметической кабины устанавли-
вают переходные штуцера Специальные резиновые шайбы обес-
печивают герметичность установки штуцеров на стенках кабины
Для герметизации выводов электро- и радиопроводов (жгу-
тов) на стенках кабины устанавливают специальные штепсель-
ные разъемы (ШРГ) и герметичные вводы с применением уплот-
нительных резиновых прокладок
Все перечисленные выше выводы и уплотнения конструктив-
но следует выполнять так, чтобы они не были хорошими про-
водниками тепла и звука
62
3 3 ТЕПЛОВАЯ И ЗВУКОВАЯ ЗАЩИТА КАБИН
В зависимости от назначения, величины, скорости и высоты
"полета для кабин летательных аппаратов применяют тот или
иной способ внешней и внутренней тепловой защиты
Известны следующие способы тепловой защиты
— применение теплоизоляции поверхности кабин,
— тепловая защита абляцией, т е путем нагревав расплав*
ления, жпарения и перегрева массы защитного вещества, уно-
симого окружающей средой,
— отражение лучистого тепла специальными защитными по*-
крытиями,
— конвективное охлаждение при помощи охлаждающей
жидкости или газа, омывающего противоположную сторону на-
гретой поверхности,
— охлаждение газами, подаваемыми к поверхности через
специальные отверстия,
охлаждение газами или жидкостями, подаваемыми через
пориоую тонерхпосгь в наружный пограничный слой,
пленочное охлаждение, при котором охлаждающая
жидкость образует на нагреваемой поверхности защитную
пленку,
— л амин аризация пограничного слоя для уменьшения тепло-
отдачи от пограничного слоя к поверхности, а также выбор тела
оптимальной формы и размеров с этой же целью,
— комбинированные способы
Эти способы тепловой защиты имеют различную степень при-
меняемости Рассмотрим кратко наиболее распространенные из
них
Тепловая защита при помощи изоляции
Наиболее распространенным способом тепловой защиты яв-
ляется установка изоляции, уменьшающей теплообмен между
кабиной и окружающей средой Материал для теплоизоляции
должен обладать возможно меньшей теплопроводностью и в
случае использования его при неуст ан овившемся тепловом ре-
жиме — наибольшей теплоемкостью Наличие теплоизоляции
приводит к дополнительному повышению температуры внешней
поверхности летательного аппарата, что обусловливает повыше
ние требований по термической устойчивости материала обшив-
ки и самой изоляции
В табл 3 1 приведены физические свойства некоторых жаро-
стойких материалов, пригодных для изоляции При использова-
нии этих материалов возникают трудности с креплением слоя
изоляции к обшивке кабины, так как при интенсивных тепловых
потоках, сопровождающихся большими перепадами температур,
слой изоляции растрескивается К изоляционным материалам,
обладающим высокой жаростойкостью, относятся карбиды раз-
63
Таблица 31
Физические свойства некоторых жаростойких материалов
Материал
Коэффициент теплопро
водности в Вт (м °C)
Удечьная теплоемкость
в Дж/(г °C)
Г рафит
Окись алюминия
Окись магния
Карбид титана
Окись циркония
Нитрид бора
Карбид кремния
Нитрид титана
Окись бериллия
Карбид тантала
Пиролитический
графит
Карбид циркония
Окись тория
Нитрид циркония
3650*
2050
2800
3250
2600
300
2700
2950
2550
3900
3650*
3175
3050
2980
69 (от 155 до 30)
2,44 при Z— 1100° С
10,3 (от 29,6 до 8 1)
7,75 (от 27,6 до 5,2)
1,0 при £=1100° С
1,2 (от 1,73 до 1,04)
52 (от 121 до 13,8)
10,3 (от 45 до 8,1)
43 (от 220 до 13,8)
11,5 (от 17,3 до 7,7)
0,6 (от 4,25 до 0,35)
24
3,42 (от 12 до 2,5)
8,65 (от 17,3 до 6,5)
1,76 (от 0,84 до 2,0)
От 1,17 до 1,26 при
£=1700° С
1,25 (от 0,92 до 1,42)
0,86 (от 0,5 до 0,92)
0,73
0,92 (от 0,46 до 0,96)
1,26 (от 0,67 до 1,68)
0,88 (от 0,59 до 1,0)
1,8 (от 0,84 до 2,1)
0,2 (от 0,167 до 0,3)
1,8 (от 0,9 до 2,45)
0,525
0,32 (от 0,29 до 0,34)
0,49 (ог 0,38 до 0,53)
1680
3460
4900
2210
3170
5430
2755
14400
2000
6885
9660
6885
* Температура при которой происходит сублимация
Примечание Приведены средине значения теплопроводности и удельной
теплоемкости В скобках указаны приближенные значения этих величин соответст
вующие изменению температуры от нормальной до температуры плавления
личных металлов, хотя изоляционные свойства карбидов ниже,
чем окислов
Для изоляции конструкций, подвергающихся кратковремен-
ному нагреву до очень высоких температур, применяются слои-
стые пластики Так, стеклотекстолит при длительном нагревании
выдерживает температуру не выше 300° С, а при кратковремен
ном-—до нескольких тысяч градусов Один из стеклотекстолитов
«астролит» /выдерживает кратковременное воздействие темпера-
туры 2750° С Для оценки устойчивости теплоизоляционных ма-
териалов к действию высоких температур в табл 3 2 приведены
значения отношения потери массы к ее первоначальной величине
для различных материалов после 10 с пребывания в струе плаз
мы с температурой 7000° С при тепловом потоке <? = 22,6Х
XilO6 Вт/м2
Высокие жароупорные свойства стеклопластиков объясняют
ся, в частности, их абляциеи при нагреве Слоистые пластики,
64
Таблица 32
относительная потеря массы образцов из различных материалов
в результате воздействия струи плазмы
Материал
Относительная потеря массы
Графит
Фенольная смола с нейлоновым во
локном
Карбид кремния
Фенольная смола с кварцевым во
локном
Кремний
I липок м
Мулл hi
Медь
0,91
1,0
1,7—0,3
2,2
2,3
6,9—13,7
8,22
60,0
кйк инвгстно, могут применяться в качестве изоляции приборных
uicckoh самолеюв и искусственных спутников Земли
В качестве теплоизоляционных веществ могут применяться
также тонкодисперсные силикатные аэрогели, теплопроводность
которых значительно ниже, чем воздуха, при аналогичных уело
виях Hainpena В связи с этим такие вещества представляют
большой шт рис для практического использования их в качест
нс нысокоэффекишных юплоизоляторов Сверхнизкая тепло
пронодность таких анцестн связана с тем, что в капиллярно-по
рИСТЫХ телах, у которых радиус пор г меньше длины свободного
Пробега молекул А, имеет место специфический механизм пере-
носа тепла
Коэффициент теплопроводности X тонкодисперсных веществ
при вязкостном режиме течения воздуха, когда А<г, не зависит
от давления, при молекулярном режиме течения, когда А>г,
он связан с радиусом капилляра г и давлением р соотношением
X = 2r с v
ЗР'Т
(3 I)
где cv — удельная теплоемкость воздуха при постоянном объеме,
р — молекулярная масса воздуха,
Т — температура,
Rf — газовая постоянная
Таким образом, в микрокапиллярах тонкодисперсных ве-
ществ % уменьшается с уменьшением давления и радиуса капил
ляра Обычное представление о том, что величина коэффициента
теплопроводности пористого материала является промежуточной
3 1897 6$
между коэффициентами теплопроводности твердого остова м за
полняющего поры воздуха можно распространить на тонкодж
персные вещества но с поправкой учитывающей что теплодро
водность заполняющею воздуха ниже чем молекулярная тепло
Рис 3 7 Изменение коэф
фициента теплопроводности
X отложений золы различ
кого фракционного состава
6 в зависимости от темпе
ратуры
/—0=290—340 кг/м и 6 = 1 1^
16 мкм 2-0—170-250 г/м и
6-1 2 мкм 3—Q—60-200 кг/м
и 6-11 мкм 4—воздух (для
ср виения)
проводность воздуха при нормальном давлении На рис 3 7
показано изменение коэффициента теплопроводности отложении
золы различного фракционного состава в зависимости от темпе
ратуры t
Тепловая защита абляцией
Явление абляции используется как эффективное средство
тепловой защиты при полетах аппаратов с большой скоростью
Жидкая пленка образующаяся при плавлении теплозащитного
материала при определенных условиях может поглотить до 30%
тепла передаваемого летательному аппарату до того как она
будет унесена обтекаемым потокам Для процесса уноса массы
теплозащитного материала наибольший интерес представляет
случай когда разрушающийся материал испаряется и в газооб
разном виде проникает в прилегающий пограничный слои воз
духа изменяя при этом характер течения в нем При этом аэро
динамический нагрев как бы «блокируется» вследствие одновре
менно протекающих следующих процессов 1) поглощение энер
гии пограничного слоя испаряющимся теплозащитным веществом
в результате теплоемкости его паров при диффузии через погра
ничныи слои 2) уменьшение аэродинамического нагрева вслед
ствие изменения профиля Скоростей и температур в пограничном
слое 3) поглощение тепла (вследствие химических превращении
газов (разложения диссоциации)
Теплотой абляции называется эффективная энтальпия тепло
защитного материала уносимого с нагреваемой поверхности
Среднее значение этой теплоты за время полета в плотных ело
ях атмосферы когда происходит аэродинамический нагрев зави
сит от среднего перепада энтальпии в пограничном слое Абля
графит
ционными материалами могут служить керамика
чистые пластмассы и стекло а также смеси этих веществ Me
вб
одновремен
этих про
теп
всту
и окислы металлов обладают худшими свойствами так
имеют низкую сопротивляемость тепловым нагрузкам пло
теплопоглощательную способность в связи с плавлением
УНОСОМ ЭТИХ веществ & также высокую теплопроводность
АблНЦИЯ может проис
ДИТЬ при плавлении суб
ЯШЦии или
М протекании
НвСС'ОН При абляции
ДОНЩитный материал
IttT в сложное взаимодействие
§ пограничным слоем
На рис 3 8 приведен гра-
фик изменения теплоты абля
ДНИ Н в критическом точке для
МВЯриа / и стекловолокна 2
Кик видно теплота абляции
В значительной степени зави
ГИТ ОТ энтальпии заторможен
ИДГО Потока воздуха
Рио 3 8 Изменение теплоты абля
ции Н (в критической точке для квар
ца 1 и стекловолокна 2) в зависимо
сти от энтальпии t заторможенного
потока воздуха
Комбинированные способы тепловой защиты
Не практике широко используются комбинированные системы
ТМ1Л<МЮЙ защиты сочетающие различные указанные выше спо^
собы
Комбинированная абляционная тепловая защита может быть
основана на применении аблирующего теплоизоляционного ма
тс риал а и низкотемпературного охлаждения Радиационная за
щита конструктивно часто состоит из внешней излучающей обо
ЛОМКИ м слоя волокнистой теплоизоляции
Сложная теплозащитная оболочка обычно состоит из слоя
Высокотемпературного изоляционного материала с внешней сто
роны и слоя высокоэффективной волокнистой изоляции с вну+рен
ней Наружным изоляционным слоем может служить либо пори
стая керамика либо материал обугливающийся в процессе на
грев® Применение сложно» теплозащитной оболочки приводит
к экономии общей мчссы изоляции по сравнению с простои обо
ломкой примерно до 20% при удельном тепловом потоке аэроди
намического naipeaa ^«167 МВт/м2 и до 50% при меньших
значениях q Сложная теплозащитная оболочка такого типа ыо
жет выдерживать и более интенсивный нагрев если керамиче
скии слои покрыт слоем графита
Для сравнения различных способов тепловой защиты исполь
зуется понятие эффективности теплозащиты Е представляющей
собой отношение полной тепловой нагрузки Q к массе теплоза-
щиты G на 1 м2 поверхности обшивки:
Q
G
Дж/кг.
ективность низкотемпературных аблирующих
«
Э
материа-
лов, для которых не требуется дополнительного охлаждения, не
зависит от Q и равна теплоте абляции Характерные значения
средней теплоты абляции низкотемпературных аблирующих ма-
териалов составляют ~9 10б Дж/кг (2200 ккал/кг) при вхож
дении в плотные слои атмосферы с орбитальной скоростью
и ~15*106 Дж/кг при вхождении со второй космической ско-
ростью Эффективность керамической тепловой защиты более
чем вдвое ниже эффективности металлической Применение обо-
их указанных способов ограничено* величиной удельного тепло-
вого потока, при которой возникают предельно допустимые для
наружной поверхности температуры (1370° С для металла
и 2200° С для керамики)
При использовании сложных теплозащитных оболочек эф-
фективность керамической тепловой защиты возрастает При
удельных тепловых потоках до 330 кВт/м2 наибольшей эффек-
тивностью обладают оболочки из волокнистой теплоизоляции
с металлической обшивкой При тепловых потоках от 330 до
500 кВт/м2 наиболее эффективны оболочки, выполненные из не-
скольких слоев различных материалов Теплозащитные матери-
алы с пропиткой можно применять для потоков более 2—
3 МВт/м2 Для больших значений тепловых потоков используют
обугливающиеся аблирующие материалы
При тепловой защите с паровым охлаждением между тепло-
изоляцией и обшивкой помещают слой с испаряющимся охлаж-
дающим веществом Такие способы защиты делят на активные
и пассивные
В активных способах защиты охлаждающий агент прокачи-
вается по трубам, прикрепленным к герметичной оболочке,
тепло, прошедшее через слой изоляции, нагревает этот хла-
дагент, который передает тепло* испаряющемуся или сублимиру-
ющему веществу, а образующийся пар отводится в атмосферу
При пассивном способе защиты теплопоглощающая прослойка
состоит из впитывающего материала, расположенного между
обшивкой и теплоизоляцией и заполняемого хладагентом непо
средственно перед полетом Пассивный способ защиты обладает
большей надежностью, чем активный, и для его реализации
требуется меньшая масса Однако активная защита рассчитана
на большие тепловые потоки Любая тепловая защита кабин
является в значительной степени и звукоизоляцией
68
Звукоизоляция
Звукоизоляция предназначена для поглощения больших шу
мов, вызываемых работой двигателей, и ‘вибраций некоторых
элементов летательного аппарата
Изоляция выполняется обычно комбинированной и состоит
нз нескольких слоев стекловолокна АТИМС, АТИМСС, губчатой
резины (вибропаглотителя) Р 29 общей толщиной до 100 мм
Материал АТИМСС, изготовленный из рыхлого слоя штапель
ного стеклянного (волокна длиной 45—55 мм и диаметром 5—
7 мкм, предназначен в качестве теплозвукоизоляции при темпе
ратуре от —60 до +150° С Первый слой ‘изоляции из АТИМСС
заделывается в наволочку из капроновых тканей А1Т и АЗТ
и приклеивается к обшивке кабин клеем № 88 Резина Р 29
предусматривается в местах наибольшей вибрации и приклей
вается также клеем № 88 Между собой слои изоляции сшива
ются капроновыми нитками № 18 и крепятся капроновыми пен
теми, проходящими через отверстия в шпангоутах Поверх изо
лицин ставится декоративная обшивка из материала АНКМ,
А1Тидр
Тепловой и звуковой изоляцией покрывается не только внут
ренняя поверхность оболочки кабины, но и наружная поверх
ность трубопроводов, по которым подводится воздух в кабину
Толщина слоя изоляции около 10 мм, материал тот же, что для
кабин
I4 ВОЗДУХОПРОВОДЫ
Но современных многоместных пассажирских и сверхзвук^
вых самолетах общая длина воздухопроводов ‘составляет около
500 м Поэтому форма, сечение, масса, гидравлическое сопротив
ление, тепловые потери, размещение, надежность трубопроводов
приобретают важное значение
К воздухопроводам предъявляются следующие требования
а) конфигурация и монтаж их должны быть такими, чтобы
к ним был возможен доступ,
б) воздухопроводы должны быть рассчитаны на определен
иые расход воздуха, его скорость, давление в системе, а также
обесш чивать требуемую величину потерь давления,
в) воздухопроводы должны быть надежными в эксплуата
НИИ
( i чини воздухопроводов может быть круглым и прямоуголь
ным Последние более удобны в монтаже, но потери давления
в них больше чем в круглых Поэтому вне герметической каби
ны и в тех местах, где воздухопроводы не создают конструк
тивных неудобств, они должны выполняться круглыми Прямо
угольные трубы более удобны для кабин, особенно пассажир
69
ских Трубы (распределяющие воздух внутри кабины, могут
иметь различные сечения круглое, овальное эллиптическое,
прямоугольное и фигурное (рис 3 9)
Рис 3 9 Формы сечений воздухопроводов
Сечение и масса
При выборе сечения воздухопроводов учитывают допустимую
скорость воздуха Количество воздуха в воздухопроводе по ме-
ре распределения по потребителям непрерывно уменьшается
в связи с чем должно уменьшаться и сечение воздухопровода
принимать следую
кабинах пассажир
1£Ю м/с в каналах
qb ЗбООе,
где F, — площадь поперечного сечения t го участка возду-
хопровода
GB j — часовой расход воздуха на данном участке
vs и qb —скорость и плотность воздуха
Чтобы уменьшить массу воздухопроводов целесообразно вы
бирать максимальную скорость проходящего через них воздуха
Однако скорость воздуха необходимо рассчитать так, чтобы ви
брацииишум, вызываемые течением воздуха, а также гидравли
ческое сопротивление не превышали допустимых значении На
основании эксплуатационных данных можно
щие скорости воздуха в воздухопроводах в
ских самолетов 15—52 м/с вне кабины до
до 300 м/с
Воздухопроводы температура воздуха в
шает 250° С изготовляют из алюминиевых сплавов для более
высоких температур воздуха применяются трубопроводы из не
ржавеющей стали Толщина стенок алюминиевых воздухопро
годов порядка 1,0 мм стальных — 0 5 мм
Для температурной компенсации воздухопроводов в соеди
нениях применяются эластичные элементы в (соединениях труб
диаметром до 90 мм устанавливают дюритовые муфты или силь
фоны а в воздухопроводах большего диаметра — гофрирован
ные патрубки с фланцами
которых не правы
Гидравлическое сопротивление
Гидравлический расчет воздухопроводов состоит в опреде
яеянк потерь давления Потери давления воздуха, нагнетаемого
19
/, складываются из потерь в воздухопроводах, аррега
арматуре системы кондиционирования Задавшись дав
! кабине и определив потери давления в системе, можно
Определить потребное давление на выходе из кабинного наг не
Тйтеля Расчет потерь давления в разветвленной системе ведут
ПО участкам
Различают потери давления, возникающие в результате тре
НИЯ, и местные потери Потери давления в результате трения
определяют по уравнению
AAp=^4--V-Z’ (3 3)
а суммарные потери давления на данном участке
Д/?=Др<гр4"Дрм» (3 4)
где А, — коэффициент сопротивления трения воздуха прохо
дящего через трубу
d —диаметр воздухопровода
v —средняя скорость воздуха
I — длина соответствующего участка воздухопровода
Дрм — потери давления вследствие местных сопротивлений
(3 5)
— коэффициент местного сопротивления
Коэффициент сопротивления трения X зависит от числа Рей
польдса При ламинарном течении в круглых трубах (Re<
<0300) значение X определяют по формуле Стокса
(3 6)
В воздухопроводах системы кондиционирования на летатель
ных аппаратах течение воздуха как правило, турбулентное,
И коэффициент сопротивления трения определяют опытным пу
тем Для приближенных расчетов можно пользоваться следу
ющими расчетными формулами
1) уравнением Блазиуса справедливым для Re=3000—
100 000
? о 3164
~ Re025
2) формулой Женеро для Re=4000—2 10т
' 0 16
Л ....
Re016
(3
(3 8)
При больших числах Рейнольдса (Re=105—108) применяет-
ся уравнение Никурадзе
X=0,0032 +
0,221
Re0237
(3 9)
Кроме этих эмпирических уравнений, можно пользоваться
полутеоретическим уравнением Кармана
Х=---------5--------. (3 10)
[21g(Re/x)-0,8]2
Это уравнение решается способом последовательных прибли-
жений или графически
Для шероховатых воздухопроводов коэффициент трения не
зависит от Re и может быть определен на основании полутео-
ретического уравнения
L_=21g-y+l,74,
k
(3 11)
где г—радиус трубы,
k — мера шероховатости трубы, зависящая от радиуса
и диаметра трубы
Для труб, .поперечное сечение которых отличается от кругло-
го, в расчетные формулы необходимо подставлять величину
эквивалентного диаметра daKn——— ,Где п — периметр попереч-
ного сечения воздухопровода
На рис 3 10 приведена номограмма для определения потерь
давления на трение в воздухопроводах
В случае панельного обогрева воздухопроводы и панели со-
ставляют как бы единую систему подвода воздуха в кабину
и отвода его из кабины
3 5 ПАНЕЛЬНЫЙ ТЕПЛООБМЕН
Принцип панельного теплообмена кабин заключается в сле-
дующем Горячий воздух от компрессора после соответствующей
тепловой и влажностной обработки в системе кондиционирова-
ния поступает в воздухопровод /, расположенный под полом
кабины (рис 3 L1) Равномерно распределяясь по панелям, теп-
лый воздух проходит по воздухопроводу, нагревая внутреннюю
тепло-звукоизоляционную стенку до заданной температуры по
всей длине панели
Стенку 2 устанавливают для поглощения шума, проникаю-
щего в кабину, и для создания необходимого теплового сопро-
тивления Охлажденный (воздух .ив панели частично отводится
в атмосферу через клапан 5, а основная часть его поступает
через воздухопровод 6 в кабину для вентиляции Из кабины
72
(Lt м3/ман
Рис. 3 10 Номограмма для определения
потерь давления на трение в воздухо-
проводах
Рис 3 11 Схема кабины с па-
не пьным теплообменом
/ во |Д ухопровод 2—внутренняя
[спло звукоизоляционная стенка, 3—
воздухопровод панели, 4—стенка
кабины, 5—клапан, воздухопро
вод
73
воздух (выбрасывается в атмосферу или направляется в регене-
рационную установку, из которой после подогрева и очистки
вновь поступает в панели Между стенкой кабины 4 и стенкой 2
помещают такую же изоляцию, как в описанных выше кабинах
без панельного теплообмена
Толщина изоляционных слоев для всех случаев определяется
методом, изложенным в курсах теплопередачи
3 6 ЛОКАЛЬНЫЕ ПРОДУВОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
из Воздухопроводе
Для индивидуального обдува воздухом каждого пассажира
применяются устройства различных конструкций Для примера
рассмотрим только пневмоэлектромагнитный клапан без воз-
душных трубоцроводов и элементов управления этим клапаном
(рис 3 12) При избыточном давлении
воздуха в полости А более 4 кН/м2 го-
ловка клапана 2 отходит от седла кор-
пуса 1 и воздух направляется к пасса-
жиру Пружина 3 при этом сжимается
усилием, равным произведению разности
площадей головки клапана и плунжера
на давление воздуха перед клапаном.
Если давление снизилось до величины
ниже требуемой, пружина возвращает
клапан в исходное состояние Винтом 4
регулируется усилие пружины
Клапан может обеспечить подачу воз-
духа к пассажирам и тогда, когда избы-
точное давление воздуха в полости Д'
меньше 4 кН/м2, но для этого необходимо
подать ток на катушку соленоида 5, под
действием которого плунжер 6, соединен-
ный с головкой клапана 2, притянется
к упору 7 и откроет доступ воздуха к пас-
сажирам Такое открытие клапанов осу-
ществляют при охлаждении или нагреве
кабин от аэродромного кондиционера Количество локальных
устройств в кабине самолета соответствует числу кресел пасса-
жиров
Масса клапана обычно не превышает 200 г Расход воздуха
при полностью открытом клапане около 40 кг/ч, гидравлическое
сопротивление при этом не более 2000 Н/м2, потребляемый ток
не более 1 А при напряжении постоянного тока 27 В
Помимо выполнения указанных функций, клапан может слу-
жить для защиты воздухопроводов от действия избыточного
давления в них выше 4000 Н/м2 и поддерживать это давление
в пределах 3000^-4500 Н/м3
* *
Рис 3 12 Конструктив
пая схема клапана про-
дувочного устройства
Г—корпус 2—головка кла
пава 3—пружина 4—винт
5—соленоид 6—плунжер 7—
упор
74
Е» В этой главе рассмотрены схемы конструкций кабин спо
рбы их герметизации методы тепловой и звуковой защиты
ДЯНЫ сведения о воздухопроводах и панелях используемых для
Ладвода воздуха в кабины В этих кабинах изолированных от
внешней среды должны быть созданы соответствующие уело
Вия для жизни и работы людей во время полета а также для
нормальной работы приборов аппаратов н другого оборудова
ЦИЯ Для этого необходимо иметь прежде всего чистый воздух
Требуемых параметров (давление температура влажность га
зовый состав и т д)
Перейдем к рассмотрению средств с помощью которых со
вдается и поддерживается заданное давление воздуха в каби
нах законов изменения этого давления и т д
ГЛАВА IV
НАДДУВ ГЕРМЕТИЧЕСКИХ КАБИН
4.1. ЗАКОНЫ ИЗМЕНЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХА
В КАБИНАХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Требования, определяющие законы изменения давления воздуха
Обеспечение на летательном аппарате нормальных наземных
условий для летного состава по давлению, температуре, влаж-
ности, газовому составу, чистоте воздуха, перегрузкам, искусст-
венной гравитации, равной земной, и т. д. потребовало бы такого
увеличения массы конструкции аппарата и энергозатрат, которое
сделало бы его совершенно нерентабельным транспортным сред-
ством.
Естественно поэтому возникла необходимость в проведении
медицинских исследований в целях выявления допустимых для
человека отклонений перечисленных параметров воздуха в ка-
бинах от нормальных (номинальных). В результате этих иссле-
дований получены медицинские предельные отклонения пара-
метров воздуха от номинальных значений, хотя не совсем пол-
ные и окончательные, которые и используются при разработке
новых образцов летательных аппаратов.
Так, например, минимально допустимое давление для пасса-
жирских кабин установлено не менее 76 кН/м2 (567 мм рт. ст.),
что соответствует высоте 2400 м по стандартной атмосфере
(ГОСТ 4401—64). При таком давлении воздуха в кабинах дли-
тельность полета не ограничивается и кислородные приборы для
дыхания не требуются. Если бы для современных пассажирских
летательных аппаратов было принято давление 101 кН/м2
(760 мм рт. ст.) вместо 76 кН/м2, то масса герметической части
фюзеляжа увеличилась бы в 3—4 раза. Кроме того, повышение
давления влечет за собой увеличение массы устройств, нагне-
тающих воздух в кабину, и мощности, расходуемой на нагнетание
в связи с увеличением степени сжатия воздуха.
Итак, постоянное стремление уменьшить массу летательного
аппарата вызывает необходимость отступать от обычных назем-
76
НЫХ значений различных параметров воздуха в кабине и идти
ИВ компромисс. В частности, появляется требование в создании
для человека в кабине самолета на период полета давления,
отличного от наземного и изменяющегося по заданному закону
ДЛЯ данного типа' летательного аппарата. Этот закон доджей
учитывать три вида давлений: внешнее атмосферное рн, внутрен-
нее абсолютное давление в герметической кабине рк и избыточ-
ное (манометрическое) давление воздуха ри=рк—Ph-
! ' Внешнее давление
f Внешнее, или атмосферное (барометрическое), давление ръ
воздуха изменяется в зависимости от высоты, географических
координат места, времени суток и периодов года. Суточные и
годовые колебания давления обусловлены изменением метеоро-
логических условий. Предельные зафиксированные значения
атмосферного давления на уровне моря составляют 91,2
и 108,8 кН/м2 (~680 и ~810 мм рт. ст.). Такие значительные
колебания давления вызывают большие неудобства при аэроди-
намических расчетах и затрудняют сравнение летных характе-
ристик летательных аппаратов, получаемых при испытаниях
в разных местах и в различное время года.
Для устранения этих неудобств принята стандартная модел!
атмосферы Земли, в которой за начало отсчета взято давление
101,3 кН/м2 (760 мм рт. ст.) на уровне моря и географическо!
широте <р = 45°32/40" при температуре 15°С = 288,15К (темпера
тура ртути 273,15 К, средняя ее плотность 13595,1 кг/м3, ускоре
и не свободного падения тела 9,80665 м/с2).
Внутреннее давление
Внутреннее давление в герметических кабинах пассажирских
самолетов рк допускается, как упоминалось выше, не менее
76 кН/м2 (567 мм рт. ст.), а для других самолетов не менее
67 кН/м2 (-'-500 мм рт. ст.) без применения кислородных прибо-
ров для дыхания и не менее 29 кН/м2 (220 мм рт. ст.) с приме-
нением кислорода.
Величина минимального давления рн зависит от длительности
полета, например, при продолжительности полета т^2 ч
p„5s29 кН/м2, а при т>2 ч рк^43 кН/м2.
Избыточное давление
Избыточное (манометрическое) давление ри является в дан-
ном случае разностью между абсолютным внутренним давлением
воздуха в кабине летательного аппарата рк и внешним давле-
нием атмосферного воздуха ph. Максимальное избыточное дав-
ление на пассажирских самолетах обычно не превышает
59 кН/м2 (0,6 кг/см2). На других самолетах ри уменьшается
77
ло 25 кН/м2 (0 25 кг/см2) Величина избыточного давления в гер
метическои кабине ограничивается прочностными характер»
стиками ее конструкции С увеличением высоты полета значе
ние ри растет от нуля (у земли) до максимально допустимого,
достигаемого на определенной высоте
Дальнейшее увеличение высоты полета для данного типа
летательного аппарата возможно лишь при понижении абсолют
кого давления в кабине до величины, обеспечивающей допусти
мое избыточное давление
Во всех случаях избыточное давление поддерживается систе
мой наддува герметической кабины
Законы изменения давления
Для каждого типа летательного аппарата в зависимости от
его назначения устанавливается свои закон изменения давления
воздуха в кабине, учитывающий высоту полета и сочетание ука
занных выше требовании
по допустимым значениям
абсолютного и избыточ
ного давлении Наиболее
широкое применение по
лучили следующие два ви
да закона для пассажир
ских самолетов и два—
для остальных
1 Самый распростра
ненныи и простой закон
изменения по высоте дав
леиия в кабинах пасса
жирских машин пред
ставленный кривой рк=
=<Р1(/г) (рис 4 1), со-
стоит в том, что давление
101 кН/м2 (760 ммрт ст)
поддерживается до такой
высоты на которой дости
гается предельно допу
стимыи перепад между
внутренним и внешним давлениями, — участок 1—2 и далее это
максимальное избыточное давление сохраняется неизменным —
участок 2—3
Указанный закон можно выразить следующими уравнениями
для двух участков полета соответственно Первое из этих урав
нении
Рио 4 1 Закон изменения давления воз
духа по высоте полета в кабине пассажир
ского самолета
PA“f(h)—изменение давления воздуха с высотой
(по ГОСТ 4401—64) pH=q>i(h)—изменение давле
ния воздуха в кабине по высоте
рк=ри+Ph = const (4 1)
Действительно на участке полета от Л=0 до высоты где избы-
точное давление достигает максимально допустимой величины
ри=494 кН/м2 (368 мм рт ст ) и рь—101—494=526 кН/м2
(392 мм рт ст ) т е до h=5250 м Второе уравнение имеет вид
ри=Рк—рл=const (4 2)
и действительно от h=5250 м до высоты где рк достигает мини
мально допустимой величины 76 1 кН/м2 (567 мм рт ст) а рп=
=76 1—49 4 = 26 7 кН/м2 (200 мм рт ст ) т е до h=9960 м
Поэтому при полетах на больших высотах экипажу и пасса
жирам необходимо пользоваться кислородно дыхательной аппа
ратурой.
Рис 4 2 Закон изменения давления
воздуха по высоте в кабине самоле
тов с малой продолжительностью
полета
Рис 4 3 Закон изменения давления
воздуха по высоте в кабине самоле
тов с большой продолжительностью
полета
2 Другой закон изменения давления для кабин непассажир
ских самолетов с ограниченной продолжительностью полета
представленный кривой рк=ф2(Л) (рис 4 2) состоит в том что
до h = 2000 м т е на участке 1—2 давление рк изменяется по
стандартной атмосфере (герметизации нет) а от 2000 до
12000 м на участке 2—3 происходит герметизация кабины дав
теине ри повышается до максимально допустимого равного
29 5 (220) или в некоторых случаях 36 кН/м2 (268 мм рт ст)
Далее на участке 3—4 ри=const
3 Закон изменения давления для самолетов с большой про
должительностью полета приведен на рис 4 3 Как и в преды
д>щем случае давление до высоты 2000 м изменяется по стан
дартнои атмосфере На этой высоте при давлении рь = Рк—
80 кН/м2 (596 мм рт ст) наступает герметизация кабины и рн
остается постоянным до высоты 7140 м где ри достигает макси
мального значения 38 8 кН/м2 (294 мм рт ст) — участок 2—3
Далее ри=const на участке 3—4
4 Более общий закон изменения давления в кабинах пасса
жирских самолетов показан на рис 4 4 Давление р* как это
79
видно из кривой 1—3—4, равно атмосферному давлению на
аэродроме в момент взлета до тех пор, пока ря не достигнет мак-
симально допустимой величины, которая затем сохраняется с по-
вышением высоты.
Если для данного типа самолета необходимо уменьшить зна-
чение ри, то при помощи задатчика давления можно установить
закон изменения давления, соответствующий кривой 1—2—5.
Изменением настройки регулятора давления можно осущест-
влять изменение давления в кабине по закону, представленному
кривой 1—6—4 или 1—8—7—4.
Если ошибочно по задатчику
будет установлено давление,
превышающее атмосферное
давление на аэродроме в мо-
мент взлета, то давление в ка-
бине будет повышаться до за-
данной величины — участок 1—
9, затем на участке 9—10
будет оставаться постоянным
и далее станет изменяться по
кривой 10—4 при ря — const
В обитаемых отсеках оте-
чественных космических кораб-
лей давление не зависит от вы-
соты полета аппарата. Номи-
Рис. 4.4. Общий закон изменения
давления воздуха в кабине пас-
сажирского самолета
нальное значение давления воздуха в отсеке в течение всего вре-
мени полета сохраняется постоянным и равным 101,3 кН/м2. Из-
меняется рк только вследствие изменения температуры воздуха
отсека и парциальных давлений кислорода, углекислого газа
и водяных паров. Обычно изменение этих параметров во время
полета незначительно, и интервал колебания давления воздуха
соответствует допуску ±4 кН/м2 (30 мм рт. ст.).
В американских обитаемых космических кораблях давление
рк также является постоянным, но значительно меньшим, рав-
ным ~'30,9 кН/м2 (230 мм рт. ст.). Такое низкое давление воз-
можно вследствие применения чистого кислорода вместо
воздуха.
Для создания безопасных условий полета недостаточно вы-
держать изменение давления в отсеке по определенному задан-
ному закону, необходимо также обеспечить определенную ско-
рость изменения давления воздуха dpjdx.
Скорость изменения давления
В специальных барокамерах определены допустимые
скорости изменения давления воздуха в кабинах летательных
аппаратов. Ограничения, накладываемые на скорость изменения
давления, обусловлены способностью человеческого организма
80
выравнивать давление во внутренних его полостях (главным
образом в области среднего уха) с давлением в окружающей
среде. В зависимости от типа и назначения летательного аппа-
рата устанавливаются различные нормы скорости изменения
давления.
Скорость изменения давления воздуха в кабинах пассажир-
ских самолетов не должна превышать 24 Н/м2с (или
0,18 мм рт. ст./с) при любых режимах работы двигателя, что
соответствует вертикальной скорости 2 м/с, если принять, что
внешнее давление изменяется по стандартной атмосфере.
В кабинах экипажей других самолетов скорость изменения
давления допускается не более 650Н/м2с (5 мм рт. ст./с). Однако
на практике эта скорость достигает 1300 Н/м2с вследствие боль-
ших вертикальных скоростей самолетов при наборе высоты и пи-
кировании и малого избыточного давления в кабине.
Допустимые для человека скорости понижения давления при-
мерно в 2 раза выше по сравнению со скоростями его повыше-
ния. Поэтому скорость перехода с нормального давления на по-
ниженное не должна превышать 2660 Н/м2с (или 20 мм рт. ст./с),
а скорость аварийной разгерметизации кабины для всех само-
летов допускается от 2660 до 5350 Н/м2с (20—40 мм рт. ст./с).
Указанные значения скорости изменения давления в кабине
обеспечиваются специальными автоматическими устройствами
лишь при строгом соблюдении установленных режимов полета.
При нарушении этих режимов действительные скорости измене-
ния давления в кабинах самолетов могут превосходить допусти-
мые величины, и никакими созданными техническими средствами
этого избежать невозможно. В результате неизбежно возникают
болевые ощущения в ушах и легких вплоть до появления серьез-
ных травм.
Анормальные режимы полета
Анормальные режимы полета могут появляться во время на-
бора высоты и снижения летательного аппарата.
При взлете самолета с обычных равнинных аэродромов
и наборе высоты давление в кабине сохраняется до высоты
5,2 км на всех пассажирских самолетах, кроме Ил-62, для кото-
рого эта высота равна 7,5 км. Поэтому до этой высоты скоро-
подъемность самолетов и любые их эволюции, связанные с из-
менением высоты, не влияют на dpv]dx. На больших высотах при
повышении летчиком заданного режима скороподъемности нару-
шаются установленные значения скорости изменения давления
в кабине (рис. 4. 5, а). Максимальная величина dpK/dx на само-
лете Ил-62 на высоте 7,5 км в 1,7 раза больше нормы, или
0,044 кН/м2с (0,325 мм рт. ст./с) вместо установленной
0,024 кН/м2с (0,18 мм рт. ст./с), а на других самолетах на вы-
81
соте 5,2 км оказывается в 3 раза больше допустимой, или
0,07 кН/м2с (0,52 мм рт. ст ./с).
Указанное нарушение скорости изменения давления является
следствием превышения допустимой скороподъемности самолета
и возникает только в результате неправильного пилотирования.
При снижении самолета также может быть не выдержана допу-
Рис 4 5 Допустимые и располагаемые скорости изме-
нения высоты при взлете и снижении самолета
/—кривая максимально допустимых скоростей набора высоты,
2—кривая располагаемых скоростей набора высоты, БВГБ—диа-
пазон возможного нарушения скорости изменения давления воз-
духа в кабине самолета Ил-62 и АВДА— на всех других экс-
плуатируемых самолетах. 3—кривые изменения давлений при
снижении самолета, приводящем к разгерметизации кабины
стимая скорость изменения давления из-за несоблюдения летчи-
ком требуемого по инструкции режима полета. Заданная вели-
чина dpKl(h при спуске может быть превышена по следующим
причинам Если давление рк на максимальной высоте самолета
на 25,9 кН/м2 (193 мм рт. ст.) ниже давления в кабине в момент
взлета, то для повышения давления в кабине на эту величину
за время снижения нужно производить спуск не менее чем за
29,5 , о
Tses ----!--=18 МИН
0,024-60
82
Снижение за более короткое время будет протекать с повы-
шенной скоростью изменения давления в кабине. На рис. 4.5, б
показано, при каком давлении наступает анормальное явление,
если спуск продолжается 15, 10 и 5 мин.-
Из сказанного ясно,, что превышение dp^d-t относительно
заданной величины при снижении, так же как и при подъеме,
может возникать только по вине летчика и никакими регулято-
рами давления воздуха не Допустить этого явления невозможно.
4.2. ДВИГАТЕЛИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Для поддержания в герметической кабине летательного аппа-
рата требуемых значений давления, температуры и скорости газа
применяются различные источники наддува. Наиболее часто
наддув кабин обеспечивается двигателями летательных аппара-
тов, реже — автономными двигателями и иногда — встречным
потоком воздуха и специальными емкостями со сжатым или
жидким газом — воздухом, кислородом и др.
На летательных аппаратах используются различные типы
двигателей. Наиболее широкое применение получили винтомо-
торные установки и реактивные двигатели.
Основными элементами винтомоторной установки являются
поршневой двигатель и воздушный винт, создающий тягу, необ-
ходимую для полета самолета, и являющийся, таким образом,
движителем. Сила тяги возникает в результате того, что поток
воздуха, проходя через ометаемую винтом плоскость, получает
ускорение.
В реактивных двигателях двигатель и движитель соединены
в одном агрегате. Сила тяги в них образуется вследствие реак-
ции потока газов, выходящих из реактивного сопла двигателя.
Изменение количества движения, обусловливающее создание
силы тяги, в винтомоторных установках достигается в результате
небольшого изменения скорости больших масс воздуха, в то
время как в реактивных двигателях значительно изменяется
скорость сравнительно небольших масс. Эти особенности опре-
деляют различный характер преобразования мощности двига-
теля в полезную тяговую работу в зависимости от скорости
полета. При относительно малой скорости полета (до 800 км/ч)
кинетическая энергия истечения газов из сопла реактивного дви-
гателя используется неэффективно, значительная часть ее рас-
сеивается в окружающую среду.
В винтомоторных самолетах энергия топлива преобразуется
в тяговую работу на этих скоростях полета более эффективно,
чем в реактивных. На больших скоростях полета более эффекти-
вен реактивный двигатель, так как к. п. д. винта в этих условиях
резко уменьшается.
В некоторых типах двигателей тепловой двигатель и движи-
тель лишь частично совмещены в одном агрегате; имеется также
83
отдельный движитель — винт, приводимый во вращение тепло-
вым двигателем. К таким двигателям относятся турбовинтовые
и двухконтурные.
Винтомоторные установки
С возникновением авиации наибольшее распространение по-
лучили винтомоторные установки с бензиновыми поршневыми
двигателями, до настоящего времени используемые на самоле-
тах с малой скоростью полета. Сила тяги винта определяется
выражением
(4.3)
где Р — сила тяги в Н;
Ne — эффективная мощность двигателя в Вт;
Цв — к. п. д. винта;
V — скорость полета в м/с.
С увеличением скорости полета Ne остается неизменной,
а к. п. д. винта уменьшается, следовательно, сила тяги также
уменьшается.
Несмотря на непрерывное совершенствование поршневого
двигателя и воздушного винта, все же пришло время, когда они
уже не могли обеспечить дальнейшего увеличения скорости лета-
тельных аппаратов и уступили место новым типам двигателей—
реактивным.
Реактивные двигатели
Преимущество реактивных двигателей заключается в том,
что ими можно создать в несколько раз большую тягу, чем
винтомоторной группой, имеющей поршневой двигатель, причем
их мощность и экономичность с увеличением скорости полета
не уменьшаются, а значительно увеличиваются, отношение массы
их к силе тяги намного меньше, чем у винтомоторной группы
с поршневым двигателем. В настоящее время наиболее широко
распространены следующие типы реактивных двигателей.
1. Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ)—весьма
простые по конструкции (рис. 4.6). В качестве топлива для них
используется порох или специальные составы, которые сгорают
в самом двигателе. Образующиеся продукты сгорания истекают
через сопло в атмосферу, создавая реактивную силу, направлен-
ную в сторону, противоположную направлению потока газов. Из-
менение по длине двигателя давления и скорости истечения га-
зов показано на рис. 4.6. Процесс сгорания топлива считается
изобарным. Недостатками РДТТ являются трудность регулиро-
вания силы тяги в полете и сравнительно невысокий удельный
импульс. Эти двигатели получили широкое распространение
в ракетно-космической технике; применяются они также и в ави-
84 '
ации для облегчения взлета летательных аппаратов и реже как
ускорители.
2. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) по конструкции
сложнее предыдущих (см. рис. 4.7). Горючее и окислитель в них
из баков 1 и 5 насосами 2 и 6 подаются в камеру сгорания 3. Для
этой цели можно использовать систему выдавливания топлива
из баков под действием давления газов, в этом случае насосы
не нужны.
Горючим и окислителем для ЖРД являются различные пары,
например бензин—жидкий кислород, керосин—жидкий кисло-
Рис. 4.6. Схема ракетного двига-
теля твердого топлива (РДТТ)-.
Z—порох; 2—камера сгорания; 3—реак-
тивное сопло (р, w—изменение давле-
ния н скорости газов по длине дви-
гателя)
Рис. 4 7 Схема жидкостного
ракетного двигателя (ЖРД):
1, 5—баки с горючим и окислите-
лем; 2, 6—насосы; 3—камера сгора-
ния, 4—сопло, 7—форсунки
род, бензин—азотная кислота, керосин—азотная кислота, мети-
ловый спирт—80%-ная перекись водорода, жидкий кислород—
жидкий водород.
Смесь горючего и окислителя поджигается в камере сгорания
искровой свечой или свечой накаливания, и сгорание протекает
непрерывно при постоянном давлении. При прохождении по
соплу 4 газообразных продуктов сгорания давление их посте-
пенно падает и на выходе из сопла будет равно атмосферному,
а скорость истечения на выходе более 3000 м/с. Максимальное
давление при сгорании в современных двигателях 4000 кН/м2,
температура — 3200°С. Так как такую температуру металл не
может выдержать, то камера 3 и сопло 4 охлаждаются горючим
или окислителем, которые затем поступают в камеру сгорания.
Двигатели жидкого топлива обладают некоторыми преиму-
ществами по сравнению с двигателями твердого топлива. По-
скольку запасы горючего и окислителя (баки 1 и 5) находятся
не в двигателе, а на летательном аппарате, то время работы
ЖРД значительно больше, чем РДТТ. В отличие от пороховых
двигателей тягу у ЖРД можно регулировать путем изменения
расхода горючей смеси, подаваемой в камеру сгорания. Кроме
того, ЖРД позволяет осуществлять многократные запуски. До-
стоинством ЖРД, как и РДТТ, также являются возможность его
85
работы внб земной атмосферы, независимость силы тяги от ско-
рости полета, увеличение мощности с ростом скорости полета
и возможность полетов в межпланетном безвоздушном прост-
ранстве
Основным недостатком ЖРД является низкий к. п, д., что
приводит к большому удельному расходу топлива (в 20—50 раз
больше, чем в поршневом) В то же время он в 20—30 раз легче
поршневого двигателя, что обеспечивает преимущество ЖРД
при кратковременной работе В настоящее время ЖРД ставятся
на ракеты, космические летательные аппараты и на дру-
Рис 4 8 Схема прямоточного воз-
душно-реактивного двигателя
(ПВРД)
/-—2—диффузор 2—3—камера сгорания,
3—5—реактивное сопло (р, Т, w—измене
вне давления, температуры и скорости
газа по длине двигателя)
гие типы самолетов для об-
легчения взлета и для разгона
их во время полета.
3 Прямоточные воздушно-
реактивные двигатели (ПВРД)
Для обеспечения работы ЖРД
необходимо иметь на борту
летательного аппарата запасы
как горючего, так и окисли-
теля, причем масса окислителя
в 3—5 раз больше массы горю-
чего Поэтому целесообразно
использовать в качестве окис-
лителя содержащийся в воз-
духе кислород На этом прин-
ципе основаны различные типы
воздушно-реактивных двигате-
лей Для их работы, кроме
топлива, запасаемого на борту летательного аппарата, не-
обходимо забирать из атмосферы большое количество воздуха
и обеспечивать повышенное давление в камере сгорания.
ПВРД являются относительно простыми по конструкции
и представляют собой цилиндрические каналы переменного
сечения Эти двигатели отличаются друг от друга по форме
и размерам внутреннего канала, которые рассчитываются
по заданной скорости летательного аппарата На рис 4.8 пред-
ставлена схема ПВРД и характер изменения давления р, тем-
пературы Т и скорости w газа в двигателе
При полете летательного аппарата энергия скоростного' на-
пора поступающего в двигатель воздуха используется для сжа-
тия этого воздуха в диффузоре. Для превращения кинетической
энергии дозвукового потока воздуха в потенциальную диффузор
должен расширяться При этом в диффузоре давление р и тем-
пература воздуха Т увеличиваются, а скорость потока w умень-
шается
Как известно, при сверхзвуковых скоростях полета перед
входом в диффузор образуется скачок давления, за которым
скорость воздуха становится меньше скорости звука.
86
В сечении 2 сжатие заканчивается, давление здесь макси-
мальное, а скорость минимальная. Участок 2—3 представляет со-
бой камеру сгорания, в которой обеспечивается горение топлива
при постоянном давлении путем установки соответствующего
сечения 3. В начале камеры сгорания около сечения 2 установ-
лены форсунки, через которые впрыскивается топливо (обычно
бензин). Топливо подается в камеру сгорания иасосом и поджи-
гается искровой свечой.
Газодинамические процессы в реактивном сопле по характеру
изменения параметров газа обратны процессам, протекающим
в диффузоре, т. е. если в диффузоре осуществляется торможе-
ние потока, то в реактивном сопле — его разгон. В сечении 3 по-
ток имеет дозвуковую скорость, поэтому сопло на участке 3—4
сужается; в сечении 4 поток приобретает звуковую скорость
и критическое давление, а на участках 4—5 скорость потока
выше скорости звука, вследствие чего канал здесь расширяется.
Давление в сопле непрерывно уменьшается и в сечении 5 ста-
новится равным атмосферному.
Таким образом, в ПВРД за счет энергии, выделяемой при
горании топлива, скорость потока газов на участке 2—5 непре-
ывно увеличивается, вследствие чего создается реактивная сила,
:оторая движет летательный аппарат в сторону, противополож-
ную истечению газов.
При дозвуковых скоростях полета ПВРД неэкономичны.
Существенным недостатком их, обусловленным самим принципом
их действия, является отсутствие силы тяги при нулевой скорости
встречного потока воздуха, входящего в двигатель. Поэтому длиь
взлета летательного аппарата с ПВРД необходимо применение
дополнительных устройств. ПВРД вступают в работу по дости-
жении летательными аппаратами больших скоростей полета.
При больших сверхзвуковых скоростях полета, когда М>3, эко-
номичность ПВРД значительно повышается. Большим преиму-
ществом этих двигателей является простота их конструкций
и малое отношение массы к силе тяги (почти в 10 раз меньше,
чем у поршневых двигателей).
4. Импульсные (пульсирующие) воздушно-реактивные дви-
гатели (ИВРД) отличаются от ПВРД тем, что топливо в них сго-
рает при постоянном объеме благодаря специальным устройст-
вам, разобщающим в нужный момент камеру сгорания от
диффузора и реактивного сопла. Следовательно, эти распредели-
тельные устройства должны находиться в сечениях 2 и 3 (см.
рис. 4.8). При сжатии воздуха в диффузоре и камере сгорания,
т е. при торможении входящего в двигатель встречного потока
воздуха, клапаны, расположенные в сечении 2, открыты, а в се-
чении 3 — закрыты. По окончании сжатия клапаны в сечении 2
закрываются, смесь поджигается, и процесс сгорания протекает
при v = const. После этого клапаны в сечении 3 открываются
И продукты сгорания выбрасываются в атмосферу через сопло.
87
Затем описанные процессы повторяются. Таким образом, рабо-
чий процесс этих двигателей является пульсирующим, поэтому
и реактивная сила тяги создается и действует толчками —
импульсами с частотой порядка десятков, а иногда и сотен герц.
В остальном схема ИВРД не отличается от схемы ПВРД.
Импульсные двигатели по сравнению с ПВРД являются бо-
лее сложными, но зато они не нуждаются в специальных старто-
вых устройствах, так как засасывание воздуха осуществляется
за счет сил инерции выходя-
щих газовых потоков. Эти
двигатели могут продолжи-
тельное время работать и
создавать реактивную силу
при нулевой скорости лета-
тельного аппарата.
5. Турбокомпрессорные
воздушно-реактивные двига-
тели (ТКВРД) являются
наиболее сложными по кон-
струкции. Как известно,
ПВРД и ИВРД при неболь-
ших скоростях полета имеют
Рис. 4 9. Схема турбокомпрессорного
воздушно-реактивного двигателя
(ТКВРД)
/—диффузор, 2, 9—обтекатели, 3—компрессор
4—форсунки, 5—камера сгорания, 6—сопло,
7—лопатки турбины, 5—реактивное сопло,
р, Т, ш—изменение давления, температуры
н скорости газа по длине двигателя
незначительные степени сжа-
тия воздуха, а вследствие
этого и малые значения
к. п. д. Поэтому в воздушно-
реактивных двигателях ста-
ли появляться компрессоры,
вращаемые газовой турби-
ной и повышающие степень
сжатия воздуха. На рис. 4.9 показана схема двигателя с осевым
компрессором. Осевые компрессоры обладают большим к. п. д.
и меньшими размерами, чем центробежные, вследствие чего они
получили широкое распространение.
Воздух, поступивший в диффузор 7, предварительно сжи-
мается в нем скоростным напором и направляется в компрес-
сор 3 для дальнейшего сжатия. Из компрессора воздух направ-
ляется в камеру сгорания 5 и смешивается в ней с топливом,
непрерывно впрыскиваемым через форсунки 4. В качестве топ-
лива применяются специальные сорта керосина.
Смесь, подожженная искровой свечой, сгорает теоретически
при постоянном давлении. Продукты сгорания, имеющие темпе-
ратуру более 900° С, поступают в сопла 6, где они разгоняются,
т. е. кинетическая энергия их увеличивается. Проходя лопатки
турбины 7, газы отдают ей некоторую часть своей энергии. Про-
изводимая турбиной полезная работа расходуется на приведение
в движение компрессора, сидящего на валу турбины. Газ, ча-
стично расширившись в турбине и выйдя из нее, продолжает
88
расширяться в реактивном сопле 8. На выходе из сопла газ за
счет падения давления и температуры приобретает скорость,
намного большую скорости воздуха, поступающего в двигатель.
Изменение количества движения газа в двигателе вызывает
реактивное действие отбрасываемой массы газа и создает реак-
тивную силу.
Для уменьшения аэродинамических сопротивлений воздуху
на входе в двигатель и газу на выходе из него поставлены обте-
катели 2 и 9. На рис. 4.9 показан характер изменения давления,
температуры и скорости газа, протекающего через двигатель.
Рис. 4 10. Схема турбовин-
тового двигателя (ТВД):
/—диффузор, 2, 9—обтекатели,
3—компрессор, 4—форсунки, 5—
камера сгорания, 6—сопло, 7—
лопатки турбины, 8—реактивное
сопло, 10—редуктор, И—винт
Турбокомпрессор не только повышает экономичность двига-
теля, но и обеспечивает силу тяги на старте при нулевой скоро-
сти летательного аппарата. Для запуска двигателя требуется'
пусковое устройство, приводящее в движение турбокомпрессор.
Как юлько двигатель запускается, пусковое устройство отклю-
чается, и двигатель продолжает работать. После взлета степень
сжатия возрастает вследствие появления скоростного напора,
к. п. д. двигателя увеличивается, и по мере роста скорости по-
лета экономичность ТКВРД повышается.
Вследствие высокой экономичности, компактности, малого от-
ношения массы к силе тяги, наличия силы тяги на старте и спо-
собности развивать большую силу тяги в полете ТКВРД полу-
чили наиболее широкое распространение в авиации по сравнению
с другими типами двигателей.
6 Турбовинтовые двигатели (ТВД). Если в ТКВРД (см.
рис. 4-9) удлинить вал и на его переднем конце установить
воздушный винт, то получится схема турбовинтового двигателя
(рис. 4.10). Для обеспечения оптимальной по величине к. п. д.
частоты вращения винта между валом двигателя и валом воз-
душного винта ставится редуктор 10. В схеме, представленной на
рис. 4.10, газовая турбина 7 приводит в движение компрессор 3
и винт 11. Но существуют двигатели с двумя самостоятельными
газовыми турбинами, одна из которых приводит в движение
89
компрессор, другая — винт. В остальном схемы двигателей
ТКВРД и ТВД одинаковы.
Таким образом, в турбовинтовом двигателе сила тяги со-
здается частично воздушным винтом за счет мощности газовой
турбины и частично за счет реакции массы газа, выходящего из
реактивного сопла.
Турбовинтовые двигатели обычно устанавливаются на транс-
портных самолетах с дозвуковой скоростью полета
7. Двухконтурные двигатели (ДД) Эти двигатели вместо воз-
душного винта имеют низконапорный компрессор, расположен-
ный во втором, внешнем контуре.
Кроме перечисленных схем реактивных двигателей, имеется
немало смешанных силовых авиационных установок, построен-
ных на принципах работы реактивных и поршневых двигателей
в сочетании с различными конструктивными схемами турбин
и компрессоров
4.3. НАДДУВ КАБИН ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Наиболее простой и оптимальной система наддува будет
в том случае, когда отбор воздуха в кабину производится от
компрессора двигателя летательного аппарата и отбираемый
воздух пригоден для дыхания В противном случае воздух при-
ходится очищать от вредных примесей, и такая система наддува
становится нерациональной по энергетическим, массовым и объ-
емным показателям
Поэтому при появлении герметических кабин на летательных
аппаратах прежде всего было отдано предпочтение системе над-
дува воздуха, отбираемого от компрессоров двигателей, причем
были предъявлены жесткие требования к чистоте воздуха Гер-
метические кабины на самолетах появились раньше, чем реак-
тивные двигатели, поэтому впервые наддув кабин был осущест-
влен от поршневых двигателей, которые к этому времени уже
Имели приводные центробежные нагнетатели (ПЦН) и турбо-
компрессоры (ТК) На рис 4 11 и 4 12 показаны принципиаль-
ные схемы отбора воздуха от поршневых двигателей с ПЦН и
ТК Несмотря на совершенство ПЦН и ТК, воздух, поступавший
В кабину, все же загрязнялся парами масла, применяемого для
смазки подшипников ПЦН и ТК Кроме того, при расположении
карбюраторов до ПЦН или ТК (по движению потока воздуха)
поршневые двигатели вообще не могли быть использованы для
наддува кабин, так как в этом случае отбираемый воздух был
насыщен парами бензина.
Эти и другие причины, например падение мощности двигате-
лей на предельных высотах в результате отбора воздуха для над-
дува кабин, заставили конструкторов самолетов применять авто-
номные источники наддува
«О
С появлением реактивных двигателей наддув кабин стал осу-
ществляться от компрессоров двигателей, н с развитием
реактивной авиации этот способ стал доминирующим Так, на-
пример, в Советском Союзе почти все самолеты имеют наддув
кабин от реактивных двигателей В США, Англии и Франции
данный способ наддува кабин также получил широкое распро-
странение По мере развития авиационной техники совершенст-
вовались устройства для отбора воздуха от двигателей в сле-
дующих направлениях
Рис 4 11 Схема отбора воздуха
от поршневого двигателя с при
водным центробежным нагнетате
лем (ПЦН)
Рис 4 12 Схема отбора воздуха
от поршневого двигателя с турбо
компрессором (ТК)
Улучшились конструкции и технология изготовления
уплотнительных устройств в двигателях в целях предотвраще-^
ния загрязнения воздуха, отбираемого от компрессора, маслами,
топливом и другими токсическими веществами
Улучшались конструкции устройств для отбора воздуха
с целью предотвращения попадания в них токсических веществ,
если даже и происходило загрязнение компрессорного воздуха
вредными веществами
Определялись места наиболее рационального отбора воздуха
от компрессора двигателя, а также количество точек отбора
в целях повышения надежности системы наддува, создания
оптимальных условий для ее работы и снижения гидравлических
потерь воздуха, проходящего через двигатель, а следовательно,
и его мощности
В виде примера приведем самолет фирмы Дуглас DC-9, пред-
назначенный для авиалиний малой и средней дальности и имею-
щий кабину на 56—115 пассажиров в зависимости от дальности
В отличие от прежних типов самолетов фирмы Дуглас, имевших
наддув от автономных установок, для самолета DC-9 был избран
наддув кабин от двигателей в связи с тем, что фирма Пратт-
Уитни приняла специальные меры для устранения течи масла
в уплотнениях подшипников вала двигателя и в других местах
Это дало возможность получать от двигателя чистый воздух.
01
Однако применение даже самых совершенных уплотнителей
не может полностью обеспечить требуемую чистоту воздуха.
Со временем уплотнители изнашиваются, возможно также полное
разрушение их во время полета, что неизбежно влечет за собой
загрязнение воздуха. Для предотвращения загрязнения воздуха
существуют и совершенствуются специальные способы, которые
являются как бы второй ступенью защиты. Конструктивно они
реализуются по-разному. На рис. 4.13 показан простой забор-
ник, применявшийся ранее почти на всех двигателях. Но вскоре
было выявлено, что вследствие закрутки воздушного потока
Рис. 4. 14. Схема усовершенствован-
ного заборника воздуха от компрес-
сора реактивного двигателя. Позиции
те же, что на рис. 4. 13.
Рис. 4.13. Схема заборника воз-
духа от компрессора реактивного
двигателя:
1—корпус, 2—лопатки компрессора, 3—
заборник воздуха; 4—отверстие для от-
бора воздуха
в компрессоре и возникновения в связи с этим эффекта центри-
фугирования слой воздуха, текущий непосредственно вдоль сте-
нок корпуса 1 компрессора 2, оказывается особенно загрязнен-
ным и, доходя до заборника 3, беспрепятственно входит в его
отверстие 4.
На рис. 4.14. приведена схема заборника, в котором загряз-
ненный относительно тонкий слой воздуха обходит входное от-
верстие, не попадая в него, а в заборник поступает более чистый
воздух.
На рис. 4.15 приведена более совершенная конструкция за-
борника. Здесь воздух забирается из внутреннего слоя воздуш-
ного потока компрессора при минимальных аэродинамических
возмущениях. С этой целью направляющие лопатки 1 ступени
компрессора, от которой отбирается воздух, выполняют полыми
с каналом 2. На вогнутой поверхности 3 лопатки располагается
параллельно поверхности диска 5 ротора щель 4 прямоугольной
формы для отбора воздуха из компрессора. Внутреннняя вставка 6
придает лопатке необходимую жесткость. Для придания устой-
чивости лопатке щель выполняют так, чтобы ее концы находи-
лись на некотором расстоянии от передней и задней кромок.
Поперечное сечение щели несколько меньше минимального попе-
речного сечения р^родинамического профиля лопатки для отбора
92
требуемого количества воздуха. Отобранный от компрессора
воздух далее по каналу 2 лопатки направляется в коллектор 7,
расположенный над основаниями направляющих лопаток. Из
коллектора чистый воздух подается к потребителям. Форма
щели 4 и ее размещение обеспечивают не Только устойчивость
конструкции лопатки, но и лучшее выравнивание давлений на
поверхности лопаток. Поперечное сечение щели, число полых
лопаток и расположение
коллектора можно изменять
в зависимости от количества
и степени чистоты отбирае-
мого от компрессора возду-
ха. Существуют и другие
способы повышения чистоты
отбираемого воздуха.
Степень чистоты отби-
раемого воздуха, надеж-
ность и экономичность си-
стемы наддува в большой
мере зависят от места от-
бора воздуха, т. е. от вы-
бранной для этого ступени
компрессора. Обычно отбор
воздуха осуществляется от
средней и последней ступе-
ней компрессора, причем от
каждой в отдельности или
совместно от обеих.
Так, например, отбор из
двух ступеней компрессора
Рис. 4.15. Схема лопаточного заборника
воздуха от компрессора реактивного
двигателя:
1—направляющие лопатки, 2—канал; 3—вогну-
тая поверхность лопатки; 4—щель; 5—диск
ротора; 6—внутренняя вставка; 7—коллектор
применен на голландском
самолете Фоккер F-28 и на выполненной в США модификации
Ферчайлд—Хиллер F-228, на истребителе Бак Лайтнинг F-6
и др. Здесь отбор происходит из 8 и 13-й ступеней и при этом
достигается оптимальная экономичность, уменьшается влияние
отбора на работу двигателя, обеспечивается требуемая чистота
отбираемого воздуха и ограничивается его температура. На тур-
бовентиляторных двигателях Пратт-Уитни JT8D предусмотрены
не два,' а четыре места отбора воздуха — из вентилятора и 6, 8
и 13-й ступеней компрессора; при этом чаще всего воздух отби-
рается из 8 и 13-й ступеней. Вместе с тем установлено, что на
определенных режимах воздух из этих ступеней поступает за-
грязненным. Так, например, на режиме реверсирования тяги дви-
гателя воздух из 8-й ступени поступает более загрязненным, чем
из других ступеней. Чтобы не допустить попадания такого воз-
духа в кабину, в воздушном коллекторе системы наддува уста-
навливают специальный обратный клапан, который на режиме
реверсирования не пропускает воздух из 8-й ступени.
93
Часто в системе наддува устанавливают специальный клана»
с термодатчиками, обычно закрытый и открывающийся в том
случае, если количество отбираемого воздуха от 8-й ступени
недостаточно или параметры этого воздуха ниже заданных. Та-
кой клапан обеспечивает более выгодный отбор воздуха, т. е.
позволяет отбирать воздух нз 8-й ступени при заданных парамет-
рах и не допускает отбор его из 13-й при высокой температуре
воздуха, когда возникает опасность появления продуктов пиро-
лиза паров масла при недостаточно надежной работе уплотне-
ний подшипников компрессора Использование клапана наддува
позволяет исключить из системы наддува теплообменник для
предварительного охлаждения отбираемого воздуха либо исполь-
зовать в системе не стальные, а алюминиевые теплообменники,
более легкие и дешевые
Для повышения надежности системы наддува отбор воздуха
производится не от одного, а от всех двигателей, установленных
на самолете В случае остановки в полете одного из двигателей
система наддува автоматически переключается на питание от
работающего двигателя При отказе одного из двигателей на
взлете система наддува автоматически отключается от всех
двигателей, для того чтобы полностью использовать мощность
работающих двигателей на таком тяжелом режиме, как взлет.
К недостаткам рассмотренных систем наддува относятся
1) зависимость работы системы наддува от режима работы
двигателя В частности, при уменьшении частоты вращения дви-
гателя до 80% от максимальной, что часто имеет место в экс-
плуатации, давление отбираемого воздуха резко снижается,
2) необходимость в повышении холодопроизводительности
систем охлаждения при полетах на небольших высотах в усло-
виях высокой температуры атмосферного воздуха,
3) отрицательное влияние систем наддува на работу двигате-
лей, особенно нежелательное на взлете и форсированном
режиме,
4) возможность загрязнения отбираемого воздуха на опреде-
ленных режимах полета и при некоторых условиях эксплуатации
самолета, а также трудности очистки загрязненного воздуха
Эти недостатки побудили к созданию и применению автоном-
ных источников наддува.
4.4. НАДДУВ КАБИН ОТ АВТОНОМНЫХ ИСТОЧНИКОВ
К автономным можно отнести все источники наддува, работа
которых не зависит от двигателей летательных аппаратов. Такие
источники имеют независимый привод для устройств, сжимаю-
щих атмосферный воздух, подаваемый затем в кабину Эти
Источники наддува наибольшее распространение получили на
самолетах США и Англии.
&4
По принципу действия машины для сжатия и нагнетания' га-
зов разделяют на два следующих вида:
1) объемные, сжатие в которых происходит в результате
принудительного изменения объема газа при движении поршня
или взаимодействия вращающихся тел (роторов);
2) лопаточные, в которых повышение давления происходит
в результате изменения количества движения газа.
К объемным машинам (компрессорам.) относятся
— поршневые с кривошипным механизмом,
— поршневые со свободно движущимися поршнями,
— винтовые (с винтовыми роторами);
— роторные (с двумя роторами в форме восьмерок или дру-
гой формы), х
— ротационные (пластинчатые и с жидкостным кольцом)
Лопаточные компрессоры делят на центробежные и осевые
Наибольшее распространение в системах наддува получили
центробежные и винтовые кабинные компрессоры, а также ма-
шины типа нагнетателей Рута
Центробежные компрессоры
Теория компрессорных машин широко изложена в специаль-
ной литературе. Поэтому ниже кратко рассмотрены только
основные вопросы
В компрессорах осуществляются сжатие и перемещение
массы газа из пространства с
с высоким давлением. Рабо-
та компрессора заключается
в сжатии и выталкивании
массы газа
Процесс сжатия и вытал-
кивания газа в идеальном
компрессоре изображен в
диаграмме р—V на рис
4 16 Линия 1—2 соответст-
вует всасыванию газа В иде-
альном (без потерь) ком-
прессоре давление газа в
точках 1 и 2 одинаково и
равно давлению его перед
входом в компрессор Сжатие газа изображается линией 2—3.
Линия 3—4 изображает процесс выталкивания газа из компрес-
сора, т е нагнетания сжатого газа в газопровод при постоянном
давлении В центробежном компрессоре сжатие и перемещение
(нагнетание) газа происходят одновременно. Величина площади
низким давлением в пространство
Рь
Рн
?вс т
1
4 7^ 7^7 7^
4 < < J .Политропа. т>к
(^Адиабата. т~к
'^—Политропа. 1<т.<к
^^зотерма.
dL
2
У-
Рис 4 16
>-v
1
V
95
1—2—3—4 эквивалентна работе компрессора L, определяемой
выражением
£ = J vdp, (4.4)
^ВС
где v — объем газа;
Рве и рн — давление на входе (при всасывании) и давление
нагнетания.
Величина работы зависит от характера кривой 2—3, опреде-
ляемого условиями теплообмена с внешней средой в процессе
сжатия. Если сжатие происходит адиабатно, т. е. pvh = const, то
работа компрессора
= (Рн®^-РвЛс)’ (4-5>
или
£ад=Оср(Пд-Гвс). (4.6)
Практические расчеты обычно ведутся для удельной работы
/ад, отнесенной к 1 кг воздуха:
/ад = ^(ПД-Твс). (4-7)
Используя зависимость температуры от давления в адиабат-
fe—1
Т Id \ й
ном процессе > формулу (4.7) можно преобразо-
вать к виду
/ k-1 \
^ал=ср7'вС \е ft — 1J, (4.8)
в которой Гвс и степень сжатия г = — являются заданными ве-
Рвс
личинами.
Мощность идеального компрессора
/У=07ад, (4.9)
где G' — количество сжимаемого газа в кг/с.
Для оценки эффективности компрессора обычно пользуются
адиабатным к. п. д.
Пад=^’ <4-10>
где Ln — затраченная работа без учета объемных (внешние
утечки) и механических потерь.
В величину Ад' входят все газодинамические потери, в том
числе вызываемые внутренними перетеканиями газа. Утечки газа
96
через концевые уплотнения по эффекту действия аналогичны
механическим потерям на трение в подшипниках, так как они
увеличивают расход энергии, но не изменяют энтальпию газа.
Если потери от утечек через концевые уплотнения учитываются
отдельно, то они характеризуются объемным к. п. д. компрес-
сора:
----• (4.11)
vbc va "Ь ^утеч
Тогда полный относительный к. п. д. компрессора
П=-^=ПаДДм« (4-12)
где цм — механический к. п. д.;
£д—полная затраченная работа.
Действительная удельная работа компрессора 1Л' может быть
представлена в виде
6 -Чд + /л01.. (4-13)
где /доп — дополнительная затрата энергии в реальном компрес-
соре (с учетом всех внутренних аэродинамических по-
терь, учитываемых величиной т]ад).
В соответствии с формулой /ал=*нД — гвс ад набатное прираще-
ние энтальпии газа эквивалентно работе идеального компрес-
сора. В реальном компрессоре дополнительная затрата механи-
ческой энергии /доп превращается в тепло, передаваемое газу^
Приращение энтальпии газа в реальном компрессоре
Д/к=/н-/вС=/д=-^, (4.14)
^ад
где — энтальпия газа на выходе из реального компрессора.
Удельная работа реального компрессора выражается при
этом формулой
(4.15)
где Гн —температура газа в кЪнце сжатия в реальном ком-
прессоре-
Т3*__р , I
т»=твл ---------^=^+-^=^4-5-. (4.16)
^ад ‘р^ад Ср
Центробежные компрессоры имеют ряд преимуществ, глав-
ными из которых являются:
а) высокая производительность;
б) небольшие габариты, масса и стоимость;
1897
97
в) незначительность загрязнения сжимаемого воздуха мас-
лом, что в ряде случаев имеет особое значение;
г) возможность непосредственного соединения с быстроход-
ным приводным двигателем;
д) уравновешенность инерционных усилий;
е) непрерывная и равномерная подача газа без чрезмерных
пульсаций давления.
Рис. 4. 17. Схема рабочего колеса центробежного компрес-
сора (а) и схема треугольников скоростей в рабочем
колесе (б):
/—основной диск; 2—лопатки; 3—покрывающий диск; 4—вал; 5—ло-
патки диффузора; 5—диффузор; 7—обратный направляющий аппа-
рат; 8—входной участок второй ступени
К недостаткам центробежных компрессоров относятся ма-
лая степень сжатия, ограниченные зоны работы, а также невоз-
можность создания компрессора на малые расходы.
Принципиальная схема рабочего колеса многоступенчатого
центробежного компрессора и его основные параметры приве-
дены на рис. 4. 17. Воздух поступает в рабочее колесо по кольце-
образному коллектору у вала 4 «, поворачиваясь под углом 90°,
попадает в лопаточные каналы, образованные основным 1 и по-
крывающим 3 дисками и лопатками 2. Лопатки при вращении
колеса, увлекая воздух, придают ему вращательное движение.
Возникающие при этом центробежные силы перемещают воздух
от центра к периферии колеса и сжимают его. Абсолютное дви-
жение воздуха в рабочем колесе идеального центробежного
компрессора происходит по спиральным линиям.
Из рабочего колеса воздух попадает в диффузор 6, в котором
часть кинетической энергии воздуха преобразуется в потенциаль-
98
ную, в результате чего повышается статическое давление. Диф-
фузоры бывают как с направляющими лопатками 5, так и
безлопаточные. Воздух движется в них по спирали. Величина сте-
пени сжатия воздуха в одной ступени компрессора ограничи-
вается допустимой по условиям прочности окружной скоростью
колеса, а также допустимым снижением экономичности с увели-
чением числа М потока воздуха. Для получения высоких степе-
ней сжатия воздух последовательно проходит несколько
ступеней. Конфигурация обратного направляющего аппарата 7
и выходного участка 8 обеспечивает плавный вход воздуха в ра-
бочее колесо следующей ступени.
Входное устройство компрессора может быть как лопаточ-
ным, так и безлопаточным. При безлопаточном входном устрой-
стве воздух попадает на лопатки рабочего колеса по радиаль-
ным каналам, при лопаточном — воздуху может быть придана
/ьелагельная закрутка.
Основные свойства центробежных компрессоров заклю-
ч.ткисн в следующем.
I. Удельная работа компрессора (или напор) пропорцио-
нальна квадрату окружной скорости и2, т. е. квадрату частоты
вращения, и не зависит от природы газа, его температуры и дав-
ления:
(4. 17)
где 9=-^-— коэффициент закрутки потока.
И2
2. Давление, развиваемое компрессором при данной частоте
вращения, зависит от плотности газа, т. е. от его природы, тем-
пературы и давлении на входе.
3. С изменением давления газа во всасывающем патрубке
при сохранении неизменными всех прочих факторов степень
сжатия не изменяется.
4. Степень сжатия изменяется при изменении температуры
газа на входе в компрессор (при неизменной частоте вращения
и постоянной характеристике сети).
5. Мощность, потребляемая компрессором при неизменных
значениях объемной производительности, частоты вращения
и температуры газа на входе в компрессор, прямо пропорцио-
нальна плотности'поступающего в него газа.
Объемная производительность компрессора, развиваемое им
давление, степень сжатия и частота вращения связаны между
собой соотношениями, которые носят название газодинамических
характеристик компрессора. Обычно их представляют в виде
семейства кривых (рис. 4.18), отличающихся различными тем-
пературами, в координатах ек—VBC или рн—VvC, где вк — степень
сжатия.
Для идеального компрессора газодинамические характери-
стики представляют собой прямые линии, угол наклона которых
4*
99
зависит от угла наклона лопаток колеса 02л. В действительном
компрессоре характеристики значительно отличаются от идеаль-
ных из-за различных потерь. Часть потерь давления (трение,
местные сопротивления и др.) пропорциональна квадрату скоро-
стей, а следовательно, и объемных расходов газа Евс (кривая А
на рис. 4.18). Другие потери, возникающие при входе газа на
лопатки и при выходе из них, зависят от углов атаки и углов
отклонения потока и имеют минимальное значение на расчетном
режиме, возрастая при отклонении от него в ту или другую сто-
Рис. 4.18. Газодинамические характеристики ком-
прессора
рону. Величина этих потерь, представленная кривой В, при-
мерно пропорциональна квадрату разности значений объемной
производительности (Ерасч—Евс) . Аналитически рассчитать эти
потери трудно, поэтому действительные характеристики ком-
прессоров получают опытным путем. Действительная характери-
стика компрессора изображена кривой С.
Очевидно, что каждой частоте вращения соответствует своя
характеристика рн = П^вс), имеющая обычно точку, в которой
давление достигает максимума. С понижением частоты враще-
ния максимум сдвигается в сторону меньшей производитель-
ности. Если соединить максимумы на кривых рн=|(Уво)> то по-
лучим кривую, разделяющую характеристику на две части.
В левой чдсти характеристики давление ря возрастает с ростом
производительности VBC, в правой — уменьшается.
Правая часть характеристики является областью устойчивой
работы компрессора, левая — неустойчивой. Предположим, что
в результате увеличения сопротивления сети ее характеристика
(кривая Г) переместилась в положение Г на рис. 4.18; газодина-
мическое равновесие нарушается, компрессор начинает снижать
подачу, а развиваемое им давление растет. В результате этого
процесса установится новое устойчивое газодинамическое рав-
новесие, характеризуемое точкой 1'.
100
Аналогично будет протекать процесс, если сопротивление
сети снизится так, что ее характеристика переместится в поло-
жение Г'. Если сопротивление сети возрастает настолько, что
характеристика ее перемещается в левую часть диаграммы ком-
прессора (кривая II), то устойчивое газодинамическое равнове-
сие не будет иметь места, а будут наблюдаться непрерывные
пульсации расхода компрессора, сопровождающиеся измене-
ниями давления и обратными перетеканиями газа из сети в ком-
прессор. Это явление называют помпажем. Помпаж сопровож-
дается повышенным шумом, вызывает толчки ротора и вибрации
лопаточного аппарата, газопроводов и т. д. Расход и давление,
при которых возникает помпаж, называют критическими. Гра-
ницы помпажной области полностью определить расчетом пока
невозможно, и поэтому их находят опытным путем.
Характеристики компрессоров позволяют подобрать ком-
прессор и определить требуемые режимы работы, а также усло-
вия совместной работы его с другими агрегатами, в частности,
с турбохолодильником.
Конкретные характеристики компрессора относятся к опре-
деленным значениям температуры и давления на всасывании
и к определенному газу. При изменении условий на всасывании
одному и тому же объемному или массовому расходу газа будет
соответствовать другая степень сжатия. Это обстоятельство
весьма затрудняет практическое использование обычных харак-
теристик, так как давление и температура воздуха на всасыва-
нии в полете резко изменяются.
Чтобы исключить влияние начальных параметров, поль-
зуются так называемыми «приведенными» характеристиками,
которые хотя и являются размерными, но не зависят от пара-
метров воздуха на всасывании. Приведенные характеристики
удобнее для сравнения различных компрессоров и строятся по
следующим формулам:
Q . /~ ^ве
Рве У Я'прТпр
^пр^пР е
Я'Твс ’
-'Vnp = ^
РпР -1 / ^„₽
Рве F R Рве
(4.18)
(4-19)
(4. 20)
(4.21)
В этих формулах Тир и рПр — определенные значения темпе-
ратуры и давления газа на входе в компрессор. При построении
101
приведенных характеристик за величины Тщ, и рпр могут быть
приняты любые значения, например, при которых построена
исходная характеристика. Обычно принимают 7’пр = 288К и рщ> =
= 100 кН/м2.
На рис. 4.19 приведена схема конструкции типового авиа-
ционного центробежного кабинного компрессора. Этот агрегат
Рис. 4. 19. Схема центробежного кабинного компрессора:
/—приводной вал; 2—муфта сцепления; 3—шестерня большого передаточного
числа; 4—шестерни малого передаточного числа, 5—центробежный клапан;
6—муфта свободного хода; 7—сателлнтодержатель; 8—наружная шестерня
планетарного механизма; Р—планетарный привод; 10—крыльчатка компрес-
сора; //—вход воздуха; /2—выход сжатого воздуха; 13—улитка; 14—дренаж;
/5—насос; 16—ограничитель числа оборотов; 17—устройство для замера дав-
ления; 18, Г9—трубопроводы; 20—регулятор расхода; 21, 22—насосы; 23—-масля-
ный бак; 24—трубопровод для слива масла; 25—жиклер; 26—масляная маги-
страль; 27—штуцер заливки; 28—датчик давления; 29 и 31—датчики сигналь-
ной лампочки; 30—датчик температуры; 32—предохранительный клапан;
33—фильтр; 34—обратный клапан; 35—теплообменники; 36—тормозной двига-
тель; 37—дроссельный клапан; 33—фильтр; 39—ж'нклер; 40, 41—клапаны
приводится во вращение через приводной вал 1 и гидравличе-
скую муфту сцепления 2 при помощи передачи, рассчитанной
на крейсерское число оборотов двигателя. Автоматически вклю-
чаемый двухступенчатый привод с гидравлическим управлением
обеспечивает достаточную производительность компрессора при
малой частоте вращения приводящего двигателя, например при
рулении, в полете на режиме с частичным использованием номи-
102
иальной мощности двигателя и при наземных испытаниях уста-
новок наддува и кондиционирования. Кроме того, в нагнетателе
имеется гидравлически управляемый и работающий автомати-
чески планетарный механизм для регулирования частоты враще-
ния крыльчатки с целью поддержания постоянства подачи воз-
духа до заданной высоты полета.
Винтовые компрессоры
В основе работы винтового компрессора используется прин-
цип постоянно направленного вращательного движения рабочих
органов — роторов, имеющих винтовые выступы-зубья, что дает
возможность получать высокие скорости вращения и большую
производительность при малых размерах. Производительность
йинтовых компрессоров 0,4-4-800 м3/мин и давление до
1200 кН/м2. Давление нагнетания в одной ступени винтового
компрессора с охлаждением достигает 700—1000 кН/м2 при дав-
лении на йсйсынйпии 101,3 кН/м2.
Нннгомые компрессоры могут применяться также для созда-
ния яикуумй, При помощи одноступенчатого винтового компрес-
сора можно создать вакуум до 80% при выбросе отсасываемого
। аза в атмосферу.
Основные преимущества винтовых компрессоров:
1) небольшие масса и габариты;
2) отсутствие масла и продуктов износа деталей в подавае-
мом газе;
3) полная уравновешенность вращающихся масс компрес-
сора;
4) высокий к. и. Д., слабо зависящий от частоты вращения;
5) возможность работы на переменных режимах вследствие
отсутствия помпажа и небольшого изменения к. и. д.;
6) независимость степени сжатия компрессора от частоты
вращения;
7) большая равномерность подачи газа, что делает излишним
устройство газосборников;
8) возможность работы на влажном газе и с капельной жид-
костью.
Схема винтового компрессора и принцип его работы приве-
дены па рис. 4.20. При вращении винтовых роторов их зубья
должны образовывать теоретически беззазорное сопряжение.
Между вершинами зубьев и поверхностью корпуса также не дол-
жно быть зазоров. Профиль зубьев выбирается таким, чтобы
линия их контакта при вращении была непрерывной.
В винтовых компрессорах применяются роторы с различным
числом зубьев: 2—5 на ведущем роторе и 2—7 на ведомом. Наи-
более распространенное соотношение в числе зубьев на ведущем
и ведомом роторах равно 4 к 6.
103
Внутренние полости корпуса, где находятся роторы, сооб-
щаются с одной стороны с камерой всасывания, с другой — с ка-
мерой нагнетания. Окно всасывания расположено с одного
торца корпуса винтовых роторов, а окно нагнетания — сбоку
или с другого торца. Крутящий момент подводится к ведущему
ротору и передается ведомому через шестерни, укрепленные на
роторах. Такая передача крутящего момента применяется для
роторов с симметричным профилем зуба. Роторы с асимметрич-
ным и симметричным циклоидным профилем зуба приводятся
не ведущим ротором, а силами давления сжимаемого газа.
Рис. 4.20. Схема винтового компрессора:
/—корпус; 2, 3—роторы; 4, 5—подшипники; 6—шестерни; 7—уплотнения
Шестерни синхронизируют вращение винтовых роторов
и исключают в то же время возможность их заедания. Компрес-
сор работает следующим образом. Газ поступает из патрубка
всасывания в полость между зубьями — полость сжатия — и за-
полняет ее. После поворота ротора на некоторый угол эта
полость, пройдя окно всасывания, разъединяется с камерой вса-
сывания. При дальнейшем повороте винтовых роторов происходит
сжатие газа.
Процесс сжатия газа в полости продолжается до тех пор,
пока изолированная между зубьями полость при вращении рото-
ров не подойдет к кромке окна нагнетания. После этого газ вы-
талкивается из полости в камеру нагнетания. Аналогичные про-
цессы происходят в каждой из полостей. Вследствие высокой
частоты вращения роторов сжатый газ из полостей подается
практически непрерывно почти без пульсаций давления в трубо-
проводе.
Наиболее распространенной конструкцией винтовых компрес-
соров является двухвальная. Конструкции с тремя валами и бо-
лее принципиально возможны, но используются редко из-за кон-
структивных сложностей.
Процесс сжатия газа в винтовом компрессоре характери-
зуется степенью внутреннего сжатия е0, представляющей собой
104
отношение давления внутреннего сжатия ра к давлению на вса-
сывании. Для конкретного типа компрессора отношение полного
объема парной полости сжатия (т. е. расположенной в обоих
роторах) к объему этой полости в момент окончания сжатия,
или так называемая геометрическая степень сжатия еп, является
величиной постоянной.
В процессе сжатия количество сжимаемого газа не остается
постоянным, так как газ, с одной стороны, частично перетекает
из полости сжатия в полость всасывания, с другой, — в полость
сжатия перетекает газ из соседней, передней по ходу, полости
с более высоким давлением газа. Вследствие утечек газа степень
его сжатия меняется с изменением давления нагнетания и ча-
стоты вращения компрессора. Давление сжатого газа в полостях
ведомого и ведущего роторов неодинаково, что вызывает перете-
кание газа из полостей. При этом газ, протекая через щели,
изменяет свои термодинамические параметры. Из теории винто-
вого компрессора известно, что их объемная производитель-
ность определяется количеством засасываемого газа.
Основными характеристиками, определяющими производи-
тельность компрессора, являются длина винтовых роторов, вы-
сота и количество зубьев, а также окружная скорость рото-
ров. Теоретическая объемная производительность компрессора
равна сумме значений производительности ведущего и ведомого
роторов:
Qt = Qti + Qt2J (4.22)
QTi = mi«iVoi; (4.23)
QT2 = m2«2Vo2, (4.24)
где Voi и V02 — объем одной полости соответственно ведущего
и ведомого роторов;
т и п — число зубьев и частота вращения роторов.
В развернутом виде формула для теоретической объемной
производительности компрессора имеет вид
Qr=7-^(X1^ + W), (4-25)
где I — длина ротора в м;
di и d2 — наружный диаметр ведущего и ведомого роторов в м;
i2i — величина, обратная величине передаточного числа;
Xi и /г — коэффициенты полезной площади винтовых роторов:
(4-26)
/2= 1-^2, (4.27)
Si и S2— полные площади торцового сечения соответственно
ведущего и ведомого роторов.
105
Коэффициент полезной площади винтовых роторов при по-
стоянных значениях передаточного числа и высоты зуба умень-
шается С РОСТОМ /П].
Действительная объемная производительность компрессора
С?д меньше теоретической QT. Характеристическим параметром
винтового компрессора, обобщающим влияние различных фак-
торов на его производительность, является коэффициент подачи
Ци, поэтому
Ои=1ъФт- (4.28)
Коэффициентом подачи оцениваются объемные потери.
К основным факторам, влияющим на коэффициент подачи,
относятся утечки газа через щели, гидравлическое сопротивле-
Рис. 4.21. Зависимость коэффи-
циента подачи т| и винтового ком-
прессора от суммарной площади
' сечений щелей
А—компрессор с профилем пинтовых
роторов по Лисхольму для ен—2,15;
В—то же для ен = 1,95. Остальные ха-
рактеристики относятся к компрессору
конструкции Ленинградского корабле-
строительного института
ние всасывающих каналов, температура всасываемого газа,
центробежные силы, действующие на масс-у газа. Например, при
уменьшении длины роторов уменьшается скорость газа на вса-
сывании и, следовательно, гидравлическое сопротивление, что
ведет к увеличению коэффициента подачи компрессоров.
На рис. 4.21 приведены кривые изменения коэффициента
подачи т]г> в зависимости от величины суммарной площади сече-
ний щелей в компрессоре Х/щ и степени сжатия ен. Как видно,
Ци линейно уменьшается с увеличением суммарного сечения
щелей.
При работе винтового компрессора возникают специфические
внутренние и внешние потери энергии, главными из которых
являются потери, обусловленные перетеканием газа из одной
полости в другую и утечками из полостей нагнетания в полость
всасывания, потери при впуске и выпуске газа, потери на трение
торцов винтовых роторов, потери, связанные с утечкой газа через
концевые уплотнения, потери на трение в подшипниках и т. д.
Индикаторные диаграммы действительного рабочего про-
цесса в винтовом компрессоре приведены на рис. 4.22. Действи-
тельный рабочий процесс значительно отличается от теоретиче-
ского вследствие наличия утечек, гидравлических потерь и изме-
нения внутренней степени сжатия. В действительном процессе
106
по сравнению с адиабатным на сжатие затрачивается дополни-
тельная работа.
По аналогии с другими компрессорами энергетическое совер-
шенство винтового компрессора определяется адиабатным
к. п. д.:
Т] = ^25
’ад , >
(4. 29)
где Ад — действительная работа сжатия.
Величина этого к. п. д. в значительной степени зависит от сте-
пени сжатия компрессора, частоты вращения, величины зазоров,
а также от степени откло-
нения действительного ре-
жима компрессора от оп-
тимального. При больших
степенях сжатия возра-
стают утечки и к. п. д.
начинает уменьшаться.
С увеличением частоты
вращения в этой области
уменьшается относитель-
ная величина утечек и
возрастает к. п. д. Влия-
ние площади сечения за-
зоров значительнее ска-
зывается при увеличении
степени сжатия, особенно
при низкой частоте вра-
щения.
При оптимальном ре-
жиме работы компрессо-
ра удельная мощность N
уменьшается с увеличе-
нием частоты вращения
(рис. 4.23).
Рис. 4.22. Индикаторные диаграммы
винтового компрессора:
1—/г-3150 об/мин; рн=2-105 Н/м2; 2—/г=
= 1600 об/мии, рн = 1,8-Ю5 Н/м2; 3—п=
=3150 об/мин, рн=1,2-105 Н/м2; 4—п=
= 1600 об/мин, рн = 1,2*105 Н/м2.
Пунктиром изображены участки кривых,
соответствующие моменту соединения полости
сжатия с камерой нагнетания
и с уменьшением степени сжатия
На рис. 4.24 приведена характеристика винтового компрес-
сора, представляющая собой зависимость относительной объем-
ной производительности от относительной частоты вращения
ведущего ротора. Кривые действительной производительности
расположены ниже прямой 1, характеризующей теоретическую
производительность. При малой частоте вращения производи-
тельность компрессора падает вследствие утечек газа и сопро-
тивлений на всасывании. При увеличении частоты вращения
относительное значение утечек уменьшается и кривые прибли-
жаются к теоретической прямой. При дальнейшем росте частоты
вращения увеличиваются динамические потери.
107
Рис 4 23 Зависимость удельной
мощности W винтового компрессора
от частоты вращения п
Рис 4 24 Зависимость относительной
объемной производительности Q от
относительной частоты вращений п
винтового компрессора
/—теоретическая производительность, 2—
5—действительная производительность при
различных степенях сжатия <ец>е*>вз>е2)
Рис 4 25 Схема роторных на-
гнетателей двух типов
108
Роторные кабинные нагнетатели
Роторные нагнетатели относятся к типу объемных машин
с внешним сжатием. Роторные кабинные нагнетатели, главным
образом с двумя вращающимися роторами специального «вось-
мерочного профиля», наряду с центробежными и винтовыми на-
гнетателями получили распространение в зарубежной практике
самолетостроения.
Схемы роторных нагнетателей двух типов, применяемых
в авиации, приведены на рис. 4.25. Принцип работы этих нагне-
тателей прост. Два расположенных рядом вращающихся пусто-
телых ротора снабжены специально профилированными высту-
пами и впадинами, образующие которых в отличие от винтовых
роторов не являются винтовыми линиями, а параллельны оси
ротора. Для создания профиля впадин и выступов использован
закон зубчатого зацепления, причем роторы соприкасаются с од-
ной стороны со стенками корпуса, а с другой — между собой
и таким образом подают воздух в направлении, перпендикуляр-
ном оси вращения роторов. Нагнетатель приводится в действие
через соответствующую передачу от двигателя самолета.
Объем воздуха, подаваемого нагнетателем за один оборот,
определяется геометрическими размерами ротора и может быть
найден из соотношения
л 7)2
1/н=_±21£роЛ, (4.30)
|де /Эрот - наружный диаметр ротора;
/-рот длина ротора;
коэффициент использования габаритных размеров
ЛГрот
нагнетателей; для «восьмерочных» роторов %s=
= 0,534-0,59, для роторов с тремя выступами %s=
= 0,494-0,527;
AS — разность между площадью круга, описанного во-
круг ротора, и площадью поперечного сечения са-
мого ротора.
Основными характеристиками объемного нагнетателя яв-
ляются производительность, потребляемая мощность, давление
и температура воздуха на выходе из нагнетателя, уровень шума,
возникающего при работе. Производительность нагнетателя за-
висит от частоты вращения роторов и объема воздуха, засасы-
ваемого за один оборот:
Рн = Т]г-УнЛ, (4.31)
где т]и — коэффициент наполнения (подачи), учитывающий по-
тери воздуха в результате утечки его из полости нагне-
109
Рис. 4.26. Зависимость коэффициента
наполнения ц„ роторного нагнетателя
от высоты полета h и степени сжатия е:
/—Л=18 км; 2—Л=14 км (с обдувом); 3—h=
= 14 км (без обдува); 4—Л ==10 км; 5—h==G км;
6—h=0
тания в полость всасывания через зазоры, а также
потери, возникающие из-за изменения параметров атмо-
сферного воздуха, попадающего в полость всасывания
(Л в=0,754-0,84).
Коэффициент наполнения уменьшается с увеличением сте-
пени сжатия, так как при этом возрастают утечки воздуха через
зазоры между роторами и стенками корпуса.
На рис. 4.26 Представлено характерное изменение гц с изме-
нением степени сжатия е и высоты полета. Из приведенных зави-
симостей видно, что объ-
емные нагнетатели приме-
нять на больших высотах
(12—15 км) нецелесооб-
разно. Увеличение произ-
водительности нагнетате-
ля связано с возраста-
нием его размеров и, сле-
довательно, массы. На
больших высотах массо-
вая производительность
нагнетателя резко умень-
шается вследствие умень-
шения плотности и увели-
чения количества перете-
кающего воздуха через
зазоры из пространства
за нагнетателем в по-
лость всасывания.
Мощность, необходимая для привода кабинного нагнетателя,
уу (рн Рве)
(4. 32)
На малых высотах, где разность рн—рве невелика, мощность
нагнетателя также мала.
Характерная особенность роторных нагнетателей — сильный
шум вследствие пульсации воздуха, нагнетаемого роторами.
Перечисленные средства наддува могут иметь электрические,
гидравлические, пневмотурбинные и газотурбинные приводы. Все
автономные источники питаются атмосферным воздухом, посту-
пающим через профилированный заборник воздуха под дейст-
вием скоростного напора.
К недостаткам автономных источников наддува, кроме ранее
указанных, следует отнести невозможность создания оптималь-
ного нагнетателя, обеспечивающего все режимы работы системы
наддува; более низкий к. п. д. по сравнению с компрессором
двигателя летательного аппарата, а также усложнение и удорр-
110
жание эксплуатации данной системы наддува и относительно
меньшую надежность работы. Для повышения надежности на
некоторых самолетах, например на американском сверхзвуковом
самолете Боинг и т. д., предусмотрена возможность отбора воз-
духа от двигателей самолета при выходе из строя автономной
системы наддува.
В результате рассмотрения систем наддува кабин от двигате-
лей и автономных установок нельзя сделать вывод о безуслов-
ном применении одного какого-либо метода наддува, хотя, не-
сомненно, предпочтение следует отдать системе отбора воздуха
от двигателей.
Оптимальный метод наддува определяется в каждом от-
дельном случае с учетом различных конструктивных, эксплуа-
тационных и других характеристик двигателя и самолета и не
является однозначным для всех случаев. 1
Рассмотренные системы наддува обеспечивают не только за-
данное давление в кабинах, но и значительные расходы воздуха,
необходимые для отвода тепла из кабин. Если тепло из кабин
отводится иным способом и больших расходов воздуха не тре-
буется, то наддув кабин возможен более простыми техническими
средствами, а именно при помощи специальных емкостей, напол-
ненных воздухом или кислородом. \
4.5. НАДДУВ КАБИН ОТ ЕМКОСТЕЙ
Наддув кабин от емкостей применяется преимущественно на
космических кораблях и на самолетах с малым радиусом дейст-
вия и незначительным потреблением воздуха. Источником над-
дува в таких системах являются цилиндрические или шаровые
баллоны со сжатым до 40 000 кН/м2 воздухом или кисло-
родом.
При более значительном потреблении газа используются
газификаторы с жидким воздухом или кислородом. Жидкость
в газификаторах находится под давлением до 1100 кН/м2. Эти
системы много легче и компактнее баллонных, поскольку 1 кг
жидкого кислорода после испарения его при нормальном дав-
лении и температуре 15°С дает 824 л газообразного кисло-
рода.
Системы наддува от баллонов и газификаторов являются
наиболее простыми и надежными. Основным недостатком систем
наддува кабин от газификаторов является потеря газа вслед-
ствие испаряемости жидкости. Эти потери, достигающие 8%
первоначального объема в течение суток, обусловливаются низ-
кой температурой кипения кислорода, равной 90 К, тепловыми
мостиками и теплоизлучением. Вследствие этого недостатка га-
зификаторы применяются главным образом в индивидуальных
111
кислородных системах с кислородно-дыхательной специальной
аппаратурой, о чем подробнее сказано в гл. IX.
В данной главе рассмотрены различные системы наддува ка-
бин и законы изменения давления воздуха в кабинах. Во время
полета в кабине необходимо поддерживать не только заданное
давление воздуха, но и заданную температуру. Эта задача ока-
зывается значительно сложнее первой, так как для обеспечения
заданной температуры воздуха в кабине требуется поддерживать
баланс между притоком тепла в кабину и отводом его из ка-
бины в условиях протекания нестационарного теплового режима
в течение всего полета
ГЛАВА V
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ
КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
5 1 ТЕПЛОВОЙ БАЛАНС КАБИНЫ
Главы III и IV посвящены вопросам обеспечения необходи-
мого давления в герметических кабинах в условиях высотных
полетов. На большинстве типов летательных аппаратов этот во-
прос решается применением наддува кабин. Однако воздух,
получаемый от источников наддува, имеет достаточно высокую
температуру и должен быть охлажден, прежде чем он будет
подан непосредственно в кабину. Если воздух поступает в ка-
бину с температурой, большей или меньшей, чем температура
воздуха в кабине, то он, следовательно, будет нагревать или
охлаждать ее. Таким образом, наддув кабины одновременно
может обеспечить и некоторое регулирование температуры.
Обычно того количества воздуха, которое необходимо подавать
в кабину для поддержания заданного закона изменения давле-
ния, бывает недостаточно для обеспечения одновременно и тре-
буемой температуры в кабине. Однако для большинства лета-
тельных аппаратов по конструктивным и экономическим сообра-
жениям оказывается целесообразным совместить систему надду-
ва с системой обеспечения требуемой температуры в кабине.
В этом случае от источников наддува отбирается воздух в коли-
честве, достаточном для поддержания теплового баланса в ка-
бине на требуемом уровне температуры, а избыток воздуха по
сравнению с его утечками вследствие негерметичности сбрасы-
вается через регулятор давления, устанавливаемый в кабине
При рассмотрении теплового баланса предположим, что все
процессы теплообмена протекают при постоянной температуре
воздуха в кабине tK, а температура окружающей среды выше tK-
В этом случае система кондиционирования, т. е указанная выше
совмещенная система обеспечения давления и температуры
в кабине с дополнительными (при необходимости) устройствами
регулирования влажности, газового состава воздуха и т. п, дол-
113
жна подавать на вход в кабину воздух с температурой ic.K,
меньшей tK. Количество тепла, которое сообщается поданному
в кабину воздуху, складывается из различных внутренних тепло-
выделений в кабине Q<BH и тепловых потоков Q,:H, поступающих
в кабину снаружи. Тогда уравнение теплового баланса в кабине
можно записать в следующем общем виде:
(5-1)
i i
где G — расход воздуха, поступающего в кабину, в кг/с;
с? — теплоемкость этого воздуха при постоянном давлении
в Дж/кг°С;
QiBH — тепло, выделяемое людьми, находящимися в кабине,
в Вт;
Q2bh — тепловыделение изделий, размещенных в кабине, в Вт;
Q3bh — тепловыделение изделий системы кондиционирования,
соприкасающихся с кабинным воздухом, в Вт;
QiH — тепло, вносимое в кабину через остекление вследствие
радиации Солнца (и Земли для спутников), в Вт;
QsH — тепло, передаваемое через стенки кабины от ее внеш-
ней оболочки, нагреваемой пограничным слоем и ра-
диацией Солнца и Земли и др., в Вт;
V—температура воздуха в кабине в °C;
tc.K — температура воздуха, подаваемого в кабину системой
кондиционирования, в °C.
В ряде случаев в уравнении теплового баланса учитывают
также параметры, отражающие влияние различных других фак-
торов, к которым, например, относится тепло, выделяющееся
из воздуха при конденсации влаги на- внутренних поверхностях
кабины, тепло, выделяющееся при образовании на этих поверх-
ностях инея и льда, а также тепло, затрачиваемое на испарение
влаги, попадающей в герметическую кабину с воздухом.
При рассмотрении нестационарного теплового режима в ка-
бине в левую часть уравнения (5.1) добавляется слагаемое,
учитывающее поглощение части тепла (при сделанном выше
предположении о нагреве кабины) массой кабины. При этом
отдельные слагаемые в правой-части могут меняться со време-
нем. Кроме того, следует отметить, что слагаемые в правой части
уравнения (5.1) следует учитывать алгебраически, т. е. с поло-
жительным знаком при выделении тепла в кабину и с отрица-
тельным при отводе тепла из нее.
Если температура окружающей среды ниже температуры
воздуха в кабине и отвод тепла наружу превосходит внутренние
тепловыделения, то правая часть уравнения (5. 1) будет отрица-
тельной, откуда следует, что должно быть tc.K>tK. Следователь-
но, независимо от предположений, сделанных при выводе урав-
нения (5. 1), оно остается справедливым для любых условий.
114
Таким образом, тепловой баланс кабины определяется рядом
«факторов, главными из которых являются количество людей в ка-
бине, мощность установленного в кабине оборудования, масса,
поверхность и объем кабины, поверхность остекления, термиче-
ское сопротивление материала обшивки и тепловой изоляции,
скорость и высота полета, характер распределения теплового
пограничного слоя на наружной поверхности кабины, время су-
ток и года, продолжительность полета, степень герметичности
кабины и т. д. Точно учесть все эти факторы бывает трудно,
а иногда и невозможно. Кроме того, в этом практически и нет
особой необходимости, так как система кондиционирования
предназначена для работы не в каких-то определенных ограни-
ченных условиях, а в большом их диапазоне. Поэтому обычно
бывает достаточно учесть основные факторы, определяющие
тепловой баланс кабины, но при этом спроектированная система
кондиционирования должна обладать определенным «запасом»
по своим возможностям на случай отличия реальных условий
эксплуатации от расчетных.
5.2 ТЕПЛО, ВЫДЕЛЯЕМОЕ ЛЮДЬМИ
В разделе 2.4 указывалось, что тепло, выделяемое людьми,
определяется тепло- массообменом между человеком и окру-
жающей средой. При этом предполагается, что самочувствие
человека соответствует так называемому нормальному тепло-
вому самочувствию.
Выше подчеркивалось, что организм человека обладает спо-
собностью регулировать свой теплообмен со средой за счет из-
менения различных составляющих теплоотдачи в зависимости от
изменения окружающих условий. Вследствие этого для целей
кондиционирования нет необходимости в определении отдельных
составляющих процесса тепло-массообмена человека с окружаю-
щей средой и достаточно установить суммарное количество
тепла, отдаваемого человеком.
При определении значения QiBH тепло, выделяемое человеком
в час, можно принимать в первом приближении равным 100 Вт.
Следовательно, при количестве пассажиров п имеем
Qi" = 100n. (5.2)
5. 3. ТЕПЛО, ВЫДЕЛЯЕМОЕ ИЗДЕЛИЯМИ
На летательных аппаратах из года в год растет количество
бортовых изделий и потребляемой ими энергии. Изделиями усло-
вимся называть электромеханизмы, радиоэлектронную аппара-
туру, гидроагрегаты, пневмоустройства, приборы и многие дру-
гие установки, размещенные на летательном аппарате.
У таких изделий, как радиоэлектронные аппараты, устрой-
,а для перемещения воздуха и др., почти вся потребляемая
115
ими энергия преобразуется в тепло. Но есть изделия, у котоит.,
только разность между потребляемой и отдаваемой мощностями
переходит в тепло, которое и учитывается при определении зна-
чения (?2ВН, поскольку их мощность используется вне кабины.
Общая формула для определения (?2ВН имеет вид
где Nt — потребляемая мощность z-ro изделия;
T]i — коэффициент полезного действия i-ro изделия;
kt — коэффициент загрузки изделия во время полета.
При определении кг пиковыми кратковременными нагрузками
обычно пренебрегают.
5.4. ТЕПЛО, ВЫДЕЛЯЕМОЕ В КАБИНУ
ИЗДЕЛИЯМИ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
При сравнении между собой различных систем кондициони-
рования важно знать количество тепла <Эзвв, выделяемое в ка-
бину изделиями, входящими в эти системы. Из сравниваемых
систем с одинаковой холодопроизводительностью более совер-
шенной нужно считать ту, у которой значение QaBH является
наименьшим.
Величина Qam складывается из тепловыделений компрессора,
вентилятора, кислородного газификатора и т. д. Еще раз под-
черкнем, что этой величиной учитывается только то тепло, кото-
рое непосредственно передается воздуху в кабине. Кроме того,
необходимо учитывать знак каждой составляющей <Эзвн. Напри-
мер, кислородные газификаторы, наполненные жидким кисло-
родом, поглощают тепло. Процессы же сорбции углекислоты и
влаги проходят с выделением тепла. Таким образом, величина
QsBH должна определяться для каждой конкретной системы кон-
диционирования исходя из ее состава и расположения отдель-
ных изделий относительно кабины.
Величина Сзвн характеризует степень работы системы на
себя, поскольку часть холодопроизводительности системы, рав-
ная <2звн, расходуется на то, чтобы охладить воздух кабины,
подогретый изделиями системы.
Прежде чем перейти к определению количества тепла, посту-
пающего в кабину снаружи, рассмотрим несколько подробнее
тепловые потоки, поступающие к внешней поверхности летатель-
ного аппарата из окружающей среды.
5.5. РАДИАЦИОННЫЕ ТЕПЛОВЫЕ ПОТОКИ
Радиационные тепловые потоки поступают к летательному
аппарату вследствие излучения Солнца и Земли, а также отра-
женного Землей солнечного излучения.
116
Основным источником лучистой энергии, поступающей извне
к поверхности летательного аппарата, является Солнце. Поток
лучистой энергии, испускаемой Солнцем и приходящейся на
единицу поверхности, помещенной вне атмосферы нормально
к солнечным лучам, называется солнечной постоянной. Солнеч-
ная постоянная увеличивается по мере удаления от поверхности
Земли и приближения к Солнцу. Количество лучистой солнечной
энергии, поступающей к плоской произвольно помещенной в про-
странстве поверхности единичной площади,
<7c=<$ocos<p, (5.4)
где <р — угол, образованный направлением солнечных лучей и
нормалью к поглощающей поверхности;
So — плотность потока прямого солнечного излучения (сол-
нечная постоянная). На больших высотах можно при-
нять S0=l,4 кВт/м2.
Влияние собственного излучения Земли и ее атмосферы зави-
сит от расстояния до поверхности Земли и положения погло-
щающей поверхности относительно земной вертикали. Удельный
тепловой поток земной радиации для площадки, перпендикуляр-
ной к геовертикали, определяется выражением
<73=0,1575So(—5—У , (5.5)
где 7?з — средний радиус Земли, а Н — высота.
Таким образом, интенсивность земной радиации значительно
меньше солнечной.
Поверхность Земли и ее атмосфера частично отражают па-
дающее на них солнечное излучение. Отраженный тепловой по-
ток имеет несколько большую интенсивность, чем собственное
излучение Земли, и зависит от высоты и углового расстояния от
линии Земля — Солнце, а также от отражательной способности
земной поверхности (альбедо). Для площадки, перпендикуляр-
ной к геонормали и находящейся на линии Земля — Солнце на
высоте 1000 км, удельный тепловой поток отраженной солнечной
радиации <?о = О,38 кВт/м2, т. е. более чем вдвое превосходит
поток собственного излучения Земли.
Указанные лучистые потоки характеризуются различными
областями спектра частот, что необходимо учитывать при опре-
делении количества поглощаемого тепла. Поглощение данной
поверхностью теплового излучения Земли определяется степенью
черноты е этой поверхности. Поглощение прямого и отраженного
солнечного излучения учитывается коэффициентом поглоще-
ния As видимой части спектра. Таким образом, количество погло-
щаемой единичной площадкой лучистой энергии определяется
выражением
<7л=Дз?с + е^з+Д^°Тр. (5.6)
117
Лучистые тепловые потоки являются определяющими в теп-
ловом балансе космических летательных аппаратов. Для самоле-
тов эти тепловые потоки обычно бывают несущественными и ими
пренебрегают или ограничиваются учетом лишь прямой солнеч-
ной радиации.
5.6. КОНВЕКТИВНЫЙ ТЕПЛООБМЕН С ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДОЙ
Теплообмен между пограничным слоем воздуха, обтекающего
летательный аппарат, и внешней поверхностью стенки кабины
прежде всего определяется скоростью полета. При одинаковой
скорости полета теплообмен уменьшается с увеличением высоты.
Расчет теплообмена стенки кабины с окружающим воздухом
при полете с дозвуковой скоростью не представляет особых
трудностей и может быть произведен по уравнениям для несжи-
маемого газа. При обтекании обшивки ламинарным потоком
местный коэффициент теплоотдачи а можно определить из зави-
симости числа Нуссельта Nu — — от критериев Рейнольдса
X
vxL v
Re=-^- и Прандтля Рг = — для плоской пластины:
v а
Nu = 0,332 Re0’5 Pr1'3, (5.7)
где vx — скорость невозмущенного потока;
v — кинематическая вязкость;
L — расстояние от передней кромки обтекаемого тела.
Средний коэффициент теплоотдачи а на участке L с ламинар-
ным пограничным слоем определяется из выражения
Nu = —= 0,664 Re0,5 Рг1/3. (5.8)
V
Ламинарный пограничный слой существует в области чисел
Re<5-105 в том случае, если пластина имеет острую кромку
со стороны набегающего потока. При тупой кромке турбулент-
ный пограничный слой существует на всей поверхности. Коэффи-
циент теплоотдачи для турбулентного течения (5 - 105<Re< I07)
определяется из выражений
Nu = 0,029 Re°>8 Р г1/3 (5.9)
и __
Nu = 0,037 Re°'8PrI/3. (5.10)
В расчете теплообмена при больших перепадах температур
между пограничным слоем и обшивкой летательного аппарата
необходимо учитывать зависимость плотности газа от давления
и температуры, а также других физических" параметров газа
(ц, X, Ср) от температуры. При гиперзвуковых скоростях полета
и температурах торможения выше 2000—3000° С следует допол-
118
нительно учитывать химические превращения в газе, диссоциа-
цию и рекомбинацию молекул, передачу тепла излучением, иони-
зацию и др. На рис. 5.1 приведены кривые изменения некоторых
физических характеристик воздуха в зависимости от его темпе-
ратуры. Из графика видно, что с ростом температуры удельная
теплоемкость возрастает, показатель адиабаты k уменьшается,
а число Прандтля Рг изменяет-
ся незначительно.
Аэродинамический нагрев
летательного аппарата в- по-
лете возникает в результате
превращения в тепло механиче-
ской энергии, затрачиваемой
на преодоление сил трения
между слоями воздуха вблизи
поверхности тела, а также
вследствие сжатия воздуха на
передней кромке аппарата.
В пограничном слое при боль-
шой скорости полета происхо-
Рис. 5. 1. Изменение физических ха-
рактеристик воздуха в зависимости
от его температуры
дят одновременно два процес-
са — выделение и отвод тепла (путем теплопроводности, конвек-
ции и радиации).
В случае полного превращения кинетической энергии потока
в тепло температура заторможенного потока
k~ 1
2
Mi),
(5.11)
где индекс 6 обозначает местные параметры на внешней границе
пограничного слоя.
Если наружная стенка кабины теплоизолирована, т. е. от нее
не отводится тепло внутрь кабины и наружу путем излучения,
то температура воздуха у поверхности стенки, или так называе-
мая температура восстановления Те, близка к температура тор-
можения То и отличается от нее вследствие рассеяния части
кинетической энергии при переходе ее в тепло:
\ 2 )
(5. 12)
Коэффициент восстановления температуры г показывает, ка-
кая часть кинетической энергии внешнего потока превратилась
в тепло на стенке аппарата.
Коэффициент восстановления зависит в основном от струк-
туры пограничного слоя и физических свойств воздуха, опреде-
ляемых числом Прандтля.
119
Приближенно для инженерных расчетов в случае ламинар-
ного пограничного слоя можно принять
Гл=(Рг*)1/2 (5.13)
(для воздуха гл~0,84) и в случае турбулентного пограничного
слоя
Лт=(Рг*)1/3 (5.14)
(для воздуха гт = 0,89).
Число Прандтля Рг* вычисляется по определяющей темпе-
ратуре
Г*=Г54-0,5(7’ст-Г8;4-0,22(Гв-Г8), (5.15)
где Т8 — температура на внешней границе пограничного слоя:
Определяющая температура учитывает изменение темпера-
туры по толщине пограничного слоя.
Удельный тепловой поток от пограничного слоя к стенке
9’ст = а(Ге—Пт). (5.16)
Коэффициент теплоотдачи а изменяется в широком диапа-
зоне и определяется главным образом скоростью, плотностью и
теплоемкостью воздуха. Обычно коэффициент теплоотдачи выра-
жается в безразмерной форме через число Nu или число St:
Nu = StRePr, (5.17)
где число Стантона
s,=^Ar ’ (5-
Qe и — плотность и скорость на внешней границе погранич-
ного слоя.
Число Стантона в общем случае зависит от ряда величин:
St=f (мв, Re, Pr, ReM 2k , , AA
\ Tq dx dx X J
где X — характерный размер летательного аппарата;
Ret — число Рейнольдса, соответствующее переходному ре-
жиму от ламинарного течения к турбулентному;
х — координата в направлении потока.
Зависимость числа Стантона от чисел Re и М для ламинар-
ного и турбулентного пограничного слоев по Ван-Драйсту при-
ведена на рис. 5.2. При турбулентном пограничном слое тепло-
отдача имеет значительно большую величину, чем при ламинар-
ном. Таким образом, ламинаризация пограничного слоя имеет
120
существенное значение для уменьшения теплоотдачи от потока
к обтекаемой им стенке Ламинаризация пограничного слоя при-
водит также к уменьшению сопротивления трения
Число Стантона связано с коэффициентом местного трения
соотношением
St=s-^-
2
(5 19)
где з — коэффициент аналогии Рейнольдса, величина которого
зависит от структуры пограничного слоя, чисел Re и М Для ма-
Рис 5 2 Изменение числа St от чисел Re и М для ламинар'
иого и турбулентного пограничного слоя
лых скоростей и небольших разностей температур в погранич-
ном слое (ламинарном и турбулентном)
s = pr-2/3
При учете сжимаемости воздуха зависимость s от Рг оказы-
вается иной Однако с достаточной точностью может быть со-
хранена эта зависимость Значения s изменяются в довольно
узком диапазоне При ламинарном пограничном слое для инже-
нерных расчетов можно принять s = 0,79, для турбулентного
s=0,825—0,835 Для ламинарного пограничного слоя коэффи-
циент трения
_ 0,664
J/R^
Для турбулентного пограничною слоя при ResglO7
_ 0,057
С/0 Re0,2
и при 106sg Resg 109
0,37
С/о~ (IgRe)2’884 '
(5 20)
(5.21)
(5 22)
121
Усредненный по длине рассматриваемого участка коэффи-
циент трения в этом случае можно определить по соотношению
cfi=0,455 (lg Re/)-2,58.
Градиент давления, обусловленный переменной толщиной
пограничного слоя, оказывает значительное влияние на местный
коэффициент трения при ламинарном пограничном слое. При
турбулентном пограничном слое градиент давления мал и его
влияние на местный коэффициент трения невелико.
При изменении температуры стенки изменяется также тол-
щина пограничного слоя. Величины dpldx и dT^/dx характери-
зуют влияние на теплоотдачу формы тела и градиента темпера-
туры у его поверхности.
Приведенные уравнения для определения сд> можно приме-
нять и для сжимаемого газа, если при нахождении числа Рей-
нольдса пользоваться определяющей температурой.
В уравнении (5.18) число Стантона отнесено к параметрам
воздуха на внешней границе пограничного слоя. С учетом сжи-
маемости газа эти параметры необходимо также относить
к определяющей температуре.
Расчет теплообмена требует знания распределения скоростей
и давлений на границе пограничного слоя. При обтекании лета-
тельного аппарата воздухом с дозвуковой скоростью эти пара-
метры могут быть аналитически получены на основании теории
плоского потенциального течения газа.
___При сверхзвуковых скоростях распределение скоростей и дав-
лений на границе пограничного слоя определяется эксперимен-
тально при продувках конкретных тел. Если экспериментальных
данных нет, то поверхность рассматриваемого тела делят на
участки, каждый из которых по аэродинамическим и тепловым
условиям можно считать однородным. Участки можно рассмат-
ривать как плоские пластинки, образующие определенный угол
с набегающим потоком. Поэтому к таким участкам можно при-
менить данные продувок для плоских пластин, расположенных
под углом к набегающему потоку.
На рис. 5. 3 представлены результаты продувок самолета, из
которых видно, что местное число Mg и, следовательно, осталь-
ные зависящие от М параметры воздуха на различных участках
поверхности самолета значительно отличаются от числа М набе-
гающего потока.
На рис. 5.4 приведено изменение числа М и высоты полета
в зависимости от времени, а также распределение температур
на различных элементах поверхности обшивки при маневре
сверхзвукового самолета. Как видно, различные участки поверх-
ности самолета находятся в резко отличных температурных
условиях.
122
На рис. 5. 5 и 5.6 приведены результаты продувок плоских
пластинок, расположенных под различными углами атаки к на-
бегающему потоку. Приведены местные значения 1Д/акр и отно-
сительного давления в зависимости от угла атаки <р и числа М
полета:
7Г’Л(М'Т); „-ТГ^=Л(М, т).
“КР О-бОеЛ.»
где и И? полное давление и скорость на границе погра-
ничного слоя;
Voo — скорость в невозмущенном потоке;
Рис 5 3 Значения местных
чисел М s для различных
участков самолета
/—обтекатель, 2—верхняя по
верхность фюзеляжа (кабина),
5—нижняя поверхность фюзе
цяжа (кабина) 4—фонарь 5—
игла воздухозаборника двига-
теля, 6~ воздухозаборник, 7—
передняя кромка двигателя
Рис 5 4 Изменение числа М, высоты полета h
и температуры на различных участках об-
шивки в зависимости от времени маневра
самолета:
/—кривая числа М полета, //—кривая высоты полета;
/—кривая температуры торможения, 2—кривая тем-
пературы на обшивке воздухозаборника 5—кривая
температуры на поверхности элерона, 4—кривая тем-
пературы на поверхности центральной части фюзе
ляжа (кабин) 5—кривая температуры на передней
части фюзетяжа (кабин) 6—кривая температуры на
обшивке крыла
По числу М свободного потока при помощи кривых продувок
определяется отношение ®{/акр и я». Для некоторых простейших
случаев, например для осевого обтекания круговых конусов, па-
раметры на внешней границе пограничного слоя конуса после
скачка можно определить по соответствующим диаграммам
и таблицам.
По полученным значениям газодинамических величин опре-
деляется удельный тепловой поток на рассматриваемом участке
стенки.
123
Коэффициенты теплоотдачи можно определить из следую-
щих соотношений-
для ламинарного пограничного слоя
ал=3,26(Не*)-0’5(Рг*)_2/3е*с*1/8, (5 23)
для турбулентного пограничного слоя и Re^lO7 /
aT==0,29(Re*)-°’2(Pr*)-2/3Q*cX, ' ~ (5 24)
для турбулентного пограничного слоя и 106 sgj Resold9 Ср
срИ>^ z? aT= 1,81 (lgRe*)-2’584(Pr*)~2/3Q*CpIZ8. (5.25)
' На очень больших высотах вследствие большого разрежения
воздуха обычная теория пограничного слоя неприменима для
расчета теплового режима летательного аппарата На этих высо-
тах средняя длина свободного пробега молекул А может ока-
Рис 5 5 Изменение относи
тельного полного давления
Рои
--------- на внешней гра-
Qoo^t/2
ннце пограничного слоя в за-
висимости от числа М по-
лета н угла атаки <р плоской
пластины
Рис 5 6 Изменение местных зна-
чений Vj/акр от числа М полета
и угла атаки <р плоской пластины
заться много больше размеров
тела X, и число Кнудсена
Кп=А-»Ь (5.26)
А
Область свободно-молекулярного потока характеризуется
значением Кп>10. Для характеристики теплоотдачи в свободно-
молекулярном потоке вводят коэффициент аккомодации, харак-
теризующий относительное количество энергии, передаваемой
молекулами стенке.
По найденному коэффициенту теплоотдачи по формуле
(5 16) определяется тепловой поток от воздуха к стенке
124
5.7. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВНЕШНИХ ПРИТОКОВ ТЕПЛА В КАБИНУ
Расчет радиационного тепла, вносимого в кабину через остек-
ление, может быть выполнен приближенно следующим образом.
Перенос лучистой энергии в лучепоглощающей среде описы-
вается законом Бугера
Jx^Joe-kx\ (5.27)
где ]х — интенсивность лучистой энергии на расстоянии х от
точки входа луча в данную среду;
/о — начальная интенсивность в точке входа луча в среду,
т. е. при х — 0;
k — коэффициент поглощения;
х — длина пути луча;
q — плотность среды.
Закон Бугера справедлив для монохроматического света, но
с достаточной для технических расчетов точностью может быть
применен и для интегрального излучения. В этом случае удель-
ные величины лучистой энергии, поглощаемой и пропускаемой
остекленной частью поверхности летательного аппарата при
однослойном остеклении, определяются соотношениями
А=Л - Jr - Jd = (А - Jr) (1 - е~*ге), (5.28)
JD=HJ0-jR)e~fctQ (5.29)
(/д— отраженный лучистый поток; I — толщина стекла; Jd —
лучистый поток, прошедший через стекло; Ja — лучистый поток,
поглощенный стеклом).
Для получения полной величины тепла, вносимого в кабину
через остекление, необходимо учесть облучаемую площадь остек-
ления Гост:
Qi =JdF ост-
Определение тепла, поступающего в кабину через стенки
летательного аппарата, связано обычно с более сложным расче-
том. В простейшем случае все тепло, поглощаемое внешней
поверхностью стенки летательного аппарата, передается через
эту стенку теплопроводностью внутрь кабины. Полагая, что
стенка состоит, как это обычно бывает, из внешней обшивки и
нескольких слоев различной изоляции, нетрудно написать сле-
дующее уравнение теплового баланса для этой стенки:
а(Те—ТСт)+<7л = ^(ГСт—Гк), (5.30)
где Тст — температура внешней поверхности летательного
аппарата;
125
k — коэффициент теплопередачи от внешней поверхно-
сти стенки к воздуху кабины в Вт/(м2 °C):
U «вн
б < и — толщина и коэффициент теплопроводности соответ-
ствующего слоя изоляции;
Овн — коэффициент теплоотдачи от внутренней поверхно-
сти стенки к кабинному воздуху в Вт/(м2 °C):
авн=6,91/^, (5.32)
бк^и пк — плотность и скорость воздуха в кабине.
Из уравнения (5 30) определяется температура внешней по-
верхности стенки ГСт, а затем находится суммарная величина
тепла, проходящего в кабину через стенки:
Q« = й(Тст—Тк)77ст, (5.33)
где FCT — площадь поверхности стенок кабины.
Вследствие того что коэффициент теплоотдачи от погранич-
ного слоя к поверхности летательного аппарата а зависит от Тст,
для определения Гст может потребоваться метод последователь-
ных приближений. В соответствии с конкретными условиями
в уравнении теплового баланса стенки летательного аппарата при
необходимости должны быть также учтены теплоотдача излуче-
нием с внешней и внутренней поверхностей стенки, а также
различные особенности передачи тепла через стенку («тепловые
мосты», движение воздуха в прослойках между слоями изоля-
ции и др.).
Следует заметить, что при составлении уравнений теплового
баланса кабины и стенки летательного аппарата использовалась
одна и та же температура воздуха в кабине tK. В действитель-
ности имеет место некоторая неравномерность температуры воз-
духа в кабине. Вследствие этого часть воздуха, выходящего че-
рез регулятор давления или из-за негерметичности кабины,
может иметь температуру, отличную от tK. Аналогично и тепло-
отдача от стенок кабины может отличаться от расчетной из-за
неравномерности поля температуры в кабине. Однако в настоя-
щее время определить поля температуры и скорость воздуха
в кабине достаточно надежно можно лишь экспериментальным
путем. Поэтому при проектировании систем кондиционирования
летательных аппаратов приходится пользоваться условной осред-
ненной величиной tK. С другой стороны, обеспечение требований
по комфорту в кабине связано с отработкой такой системы раз-
дачи воздуха в кабине, которая максимально приближает тем-
пературное поле в кабине к равномерному.
126
Из уравнения теплового баланса при заданных значениях
температуры воздуха tK и подаваемого расхода G определяется
необходимая температура воздуха на входе в кабину <Ск, которая
должна быть обеспечена системой кондиционирования.
Схема теплового баланса кабины представлена на рис. 5.7.
а
И
1
Рис. 5 7 Схема теплового баланса кабины:
—тепло, выделяемое пассажирами. Q% —тепло, вы
деляемое различными изделиями, размещенными в ка-
инне; —тепло, выделяемое изделиями системы кон-
диционирования; Qi —тепло, вносимое в кабину через
остекление вследствие радиации Солнца и Земли; Qo —
тепло, поступающее в кабину через стенки от внешней
оболочки, QK—тепло, поступающее к внешней обшивке
кабины от пограничного слоя воздуха; фл—тепло, посту-
пающее к внешней обшивке кабины вследствие радиа-
ции Солнца и Земли
Прежде чем перейти к изложению режимов работы и струк-
тур построения систем кондиционирования, рассмотрим рабочие
процессы и циклы этих систем.
Наибольшее распространение в системах кондиционирования
получили воздушные, паровые, испарительные и смешанные
циклы. z
5.8. ВОЗДУШНЫЕ ЦИКЛЫ ОХЛАЖДЕНИЯ
Воздушные циклы охлаждения являются первыми из приме-
ненных на летательных аппаратах. В этих циклах используется
атмосферный воздух, нагнетаемый в кабину компрессором дви-
гателя или автономным источникам-иеддуца. ' - '
Наиболее важными параметрами любой системы кондицио-
нирования являются давление и температура в кабине летатель-
ного аппарата. Поэтому классификацию циклов и систем охлаж-
дения условимся построить по характеру изменения давления
и температуры воздуха на пути движения его в кабину. Будем
называть в дальнейшем ступенью повышения давления или
просто ступенью какое-либо нагнетающее устройство (кроме
диффузора), в котором происходит повышение давления воз-
127
духа, движущегося в кабину, и по аналогии будем называть кас-
кадом понижения температуры или просто каскадом какое-либо
устройство, где температура воздуха, следуемого в кабину, пони-
жается.
Одноступенчатые воздушные циклы с одним,
двумя и тремя каскадами охлаждения
Одноступенчатые однокаскадные воздушные схемы. В винто-
моторных самолетах, имеющих небольшие скорости полета, для
наддува кабин используется приводной центробежный нагнета-
тель, а для охлаждения воздуха — воздухо-воздушный тепло-
обменник, в котором воздух, поступающий в кабину, охлаж-
дается воздухом встречного потока. Первая
ступень повышения давления воздуха осущест-
вляется в двигателе самолета. Следовательно,
схема охлаждения, изображенная на рис. 5.8,
относится к простейшей одноступенчатой-одно-
каскадной. В настоящее время эта схема на
летательных аппаратах встречается редко.
Одноступенчатые двухкаскадные схемы воз-
душных циклов (рис. 5. 9). Схема, приведенная
на рис. 5.9, а, состоит из теплообменника и
турбохолодильника с вентилятором. Кабинный
воздух после охлаждения в теплообменнике
поступает в турбохолодильник, где понижает-
ся его температура при расширении, и направ-
ляется в кабину. Продувочный воздух, пройдя
теплообменник и компрессор, выбрасывается
в атмосферу.
Компрессор, загружающий турбину, позво-
ляет увеличить расход продувочного воздуха
через теплообменник.
Схема, приведенная на рис. 5.9,6, отличается от предыду-
щей тем, что компрессор турбохолодильника сжимает атмосфер-
ный воздух и направляет его в эжектор. Последний служит для
того, чтобы-подсасывать продувочный атмосферный воздух и на-
правлять его через воздухо-воздушный теплообменник.
В схеме рис. 5.9, в воздух, отбираемый от двигателя, охлаж-
п',',-'ся в теплообменнике noQ,T,rxoM встречного потока, предвари-
тельно охлажденным в турбохолодильнике и подсасываемым
компрессором.
Одноступенчатые трехкаскадные схемы воздушных циклов
(рис. 5.10). Воздух, выходящий в атмосферу из герметической
кабины (рис. 5.10, а) и имеющий температуру более низкую, чем
заторможенный внешний поток, направляется в регенеративный
теплообменник, в котором он охлаждает отбираемый от двига-
теля воздух и затем выбрасывается в атмосферу. В первом ка,с-
Рнс. 5. 8. Односту-
пенчатая однокас-
кадная воздушная
схема охлаждения:
/—кабинный воздух,
поступающий от ис-
точника наддува; 2—
охлажденный кабин-
ный воздух, движу-
щийся в кабину; 3—
теплообменник; 4, S—
наружный воздух,
поступающий от
встречного потока и
выбрасываемый в ат-
мосферу
128
Каде охлаждения, т. е. в теплообменнике, кабинный воздух ох-
лаждается воздухом встречного потока. Последним третьим
Каскадом охлаждения кабинного воздуха является турбохоло-
дильник.
Рис. 5.9. Одноступенчатые двухкаскадные воздушные схемы
охлаждения:
/—кабинный воздух, поступающий от источника наддува; 2—воздух,
выбрасываемый в атмосферу; 3—теплообменник; 4—наружный воздух,
поступающий от встречного потока, 5—турбина расширения воздуха;
6—охлажденный воздух, движущийся в кабину, 7—вентилятор, 8—ком-
прессор; 9—Эжектор
На рис. 5.10, б воздух, поступающий в теплообменник из ка-
бины, предварительно смешивается с частью кабинного воздуха,
отводимого через клапан 8 за турбиной. В остальном эта схема
не отличается от предыдущей.
Рис. 5. 10. Одноступенчатые трехкаскадные воздушные схемы
охлаждения:
/—кабинный воздух, поступающий от источника наддува; 2—турбина
расширения кабинного воздуха; 3—теплообменник; 4— наружный воз-
дух. поступающий от встречного потока н выбрасываемый в атмо-
сферу, 5 кабина; 6—теплообменник. 7—кабинный воздух, выбрасывае-
мый в атмосферу. S—клапан
Последние две схемы имеют следующие недостатки, ограни-
чивающие их применение:
— при нарушении герметичности кабины воздух из нее не по-
ступает в линию охлаждения регенеративного теплообменника,
что нарушает режим работы системы кондиционирования;
5 1897
129
— согласование и регулирование режимов работы различных
агрегатов системы кондиционирования усложняется;
— размеры и масса регенеративного теплообменника относи-
тельно велики.
Двухступенчатые воздушные циклы с двумя
и тремя каскадами охлаждения
Двухступенчатые двухкаскадные воздушные схемы (рис. 5. 11).
Кабинный воздух дополнительно сжимается (поддувается) ком-
прессором, затем охлаждается в теплообменнике наружным воз-
духом встречного потока, поступает в турбину, где охлаждается
и следует в кабину (im. рис. 5. 11,а). В схеме, показанной на
рис. 5. 11,6, поступающий от двигателя воздух сжимается в ком-
Рис. 5.11. Двухступенчатые двухкаскадные воздушные схемы
охлаждения:
1 — кабинный воздух, иоступающий от источника наддува; 2 и 5—тур
бины расширения воздуха; 3—теплообменник, 4—наружный воз-
дух, поступающий от встречного потока и выбрасываемый в атмо-
сферу, 6—охлажденный воздух, движущийся в кабину; 7—компрессор
турбин расширения
прессоре, охлаждается в теплообменнике наружным воздухом
встречного потока, предварительно охлажденным в турбине 2,
и попадает в турбину 5, где вторично охлаждается, и направ-
ляется в кабину.
На рис. 5.11,б представлена схема, состоящая из тех же
изделий, что и предыдущая. Отличие заключается в том, что
охлаждающий воздух поступает не от встречного потока (как на
рис. 5.11,6), а от компрессора двигателя летательного аппа-
рата. Температура охлаждающего воздуха после расширения
в дополнительной турбине будет выше, чем температура
встречного потока забортного воздуха после рас-
ширения в аналогичных турбинах (см. рис. 5.9,в и 5.11,6).
Однако мощность турбины, затрачиваемая на привод компрес-
сора, будет также больше, и компрессор создаст больший пере-
пад давлений. Поэтому кабинный воздух хотя и имеет за тепло-
обменником 3 более высокую температуру, чем в схеме
рис. 5.10, б, но в турбине 5 он может расшириться до более низ-
кой температуры.
130
К основным недостаткам последней схемы (см. рис. 5.11, в)
относятся большой расход отбираемого от двигателя воздуха
И большие перепады давлений в турбинах 2. Что касается термо-
динамических характеристик, то схема с наддувом, приведенная
Иа рис. 5.11,в, имеет преимущества перед аналогичной схемой
С поддувом, показанной на рис. 5. 11,6, при относительно малых
Степенях сжатия воздуха в компрессоре двигателя. При больших
Рис. 5. 12. Двухступенчатые трехкаскадные воз-
душные схемы охлаждения:
1 —кабинный воздух, поступающий от источника над-
дува; 2—компрессор. 3, 7, 8—теплообменники; 4—наруж-
ный воздух, поступающий от встречного потока и вы-
брасываемый в атмосферу, 5—турбина расширения ка-
бинного воздуха, 6—охлажденный воздух, движущийся
в кабину
степенях ежгния (порядка ек = 10) схема с поддувом, выполнен-
ная по рис Г» 11,5, iiMeei лучшие высотные'и скоростные данные^
при милых сверх Жуковых скоростях полета.
Двухступенчитые грехкаскадные воздушные схемы (рис. 5. 12).
Схема рис, 5, 12,ы енличается от схемы рис. 5.11,а наличием
дополнигелыю1 о каскада охлаждения; в остальном схемы оди-
наковы. Как видно из рис. 5. 12, а, кабинный воздух охлаждается
воздухом встречного потока в двух теплообменниках, располо-
женных до и после компрессора. Третьим каскадом охлаждения
кабинного воздуха служит турбина. Эта схема воздушного цикла
обеспечивает более низкую температуру воздуха, поступающего
в кабину.
Схема рис. 5.12,5 составлена из схем, изображенных на
рис. 5.11,5 и в. В этой схеме воздух, поступающий от двигателя
летательного аппарата, охлаждается в теплообменнике, затем
сжимается в компрессоре, являющемся тормозом турбин расши-
рения, и снова охлаждается в теплообменнике 8 и в турбине 5.
Кабинный воздух охлаждается в теплообменниках наружным
воздухом, предварительно охлажденным в турбине. При этом
кабинный воздух на выходе из турбины имеет температуру
ниже tK и давление выше рк.
Основными особенностями схемы с турбиной расширения,
работающей на встречном потоке воздуха, является наличие
5*
131
вращающихся элементов и значительных аэродинамических
сопротивлений в линии встречного потока, а также конструктив-
ные и эксплуатационные затруднения, возникающие при исполь-
зовании турбин расширения, т. е. сложность компоновки, воз-
можность разрушения подшипников от высоких температур,
необходимость в частой заправке маслом и т. д.
Несмотря на широкий эксплуатационный диапазон по высоте
и скорости полета, схемы с турбиной на встречном потоке воз-
духа не могут обеспечить требуемых температур с высокими ско-
ростями полета (порядка М = 3) на больших высотах.
Трехступенчатые воздушные циклы
с тремя и четырьмя каскадами охлаждения
Трехступенчатые трехкаскадные схемы воздушных циклов
(рис. 5.13) отличаются от предыдущих схем большей высот-
ностью, так как они обеспечивают большую степень сжатия воз-
духа. Кабинный воздух 1 после сжатия в компрессоре 7 и охлаж-
Рис. 5. 13. Трехступенчатая
трехкаскадная воздушная схе-
ма охлаждения:
1—кабинный воздух, поступающий
от источника наддува; 2, 7—ком-
прессоры (тормоза) турбины рас-
ширения; 3, а—теплообменники; 4—
наружный воздух, поступающий от
встречного потока и выбрасывае-
мый в атмосферу-. турбина рас-
ширения кабинного воздуха; 6—
охлажденный воздух, движущийся
в кабину
Рис. 5. 14. Трехступенчатая четырех-
каскадная воздушная схема охлаж-
дения:
/—кабинный воздух, поступающий от ис-
точника наддува 2, 7—компрессоры (тор-
моза) турбины расширения, 3, 8, 9 — тепло-
обменники; 4—наружный воздух, поступаю-
щий от встречного потока и выбрасывае-
мый в атмосферу, 5—турбина расширения
кабинного воздуха; 6—охлажденный воз-
дух, движущийся в кабину
дения в теплообменнике 8 снова сжимается в компрессоре 2, за-
тем охлаждается в теплообменнике 3 и в турбине 5, после чего
направляется в кабину. В теплообменниках кабинный воздух
охлаждается воздухом встречного потока 4.
Трехступенчатая четырехкаскадная схема воздушных циклов
(рис. 5.14). Первым каскадом охлаждения кабинного воздуха 1
является теплообменник 9, четвертым — турбина 5. Первая сту-
пень давления получена в компрессоре двигателя, третья —
В компрессоре 2. После каждого повышения давления кабинный
воздух охлаждается в теплообменниках воздухом встречного
132
потока, а затем в турбине. Эта схема воздушного цикла, так же
как и предыдущая, характеризуется большой высотностью и бо-
лее глубоким охлаждением кабинного воздуха.
5.9. ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ВОЗДУШНЫХ
СХЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ
Все рассмотренные схемы основаны на различном сочетании
охлаждения кабинного воздуха в турбохолодильниках и воздухо-
воздушных теплообменниках. В одних схемах воздух, поступаю-
щий от двигателя летательного аппарата или от любого источника
наддува, охлаждается в теплообменнике воздухом встреч-
ного потока и в турбине расширения. В других — воздух встреч-
ного потока предварительно расширяется в турбине и его тем-
пература понижается, после чего этим воздухом охлаждается
в теплообменнике кабинный воздух. В третьих — кабинный воз-
дух охлаждается в теплообменнике воздухом, отбираемым от
источника наддува, с предварительным охлаждением его в тур-
бине расширения. В четвертых — кабинный воздух охлаждается
в теплообменнике воздухом, выходящим из кабины. Кроме того,
возможны другие комбинированные схемы охлаждения кабин-
ного воздуха.
Цикл воздушной холодильной машины
Как уже отмечалось, применение воздуха в качестве хладо-
носителя экономически выгодно. Кроме того, отсутствие строгих
требований по герметичности, которые предъявляются обычно
к фреоновым холодильным машинам, создало условия для при-
менения системах кондиционирования летательных аппаратов
янздушного цикла, Эки цикл заключается в следующем. Воз-
душный компрессор всасывает наружный воздух и сжимает его
ДО требуемого давления. Сжатый компрессором воздух посту-
пит I воздухо-воздушный теплообменник, где он охлаждается
потоком наружного воздуха, затем расширяется в турбохоло-
дильнике и поступает в кабину.
Данный теоретический цикл представлен в диаграмме Т—S
на рис. 5.15.
Холодопроизводительность 1 кг воздуха на диаграмме опре-
деляется площадью с вертикальной штриховкой, а затрата ра-
боты L — горизонтальной штриховкой. Коэффициент полез-
ного действия цикла 1 -2—3—4—1, как видно из диаграммы,
шачительно ниже к. п. д холодильного цикла Карно, у которого
адиабаты а— 2 и Ь~4 и изобары 2—3 и 4—1 соответственно за-
менены изотермами а—3 и b—1 (цикл 1—а—3—Ь—/).
Осуществление процессов изотермического сжатия и изотер-
мического расширения соответственно в воздушных компрессо-
рах и турбинах невозможно вследствие низких коэффициентов
теплоотдачи от воздуха к стенке, малых поверхностей теплооб-
133
мена и ограниченности времени протекания процессов тепло-
отдачи в машинах со скоростями порядка 20 тыс. об/мин. Чем
выше скорости в поршневой машине, тем ближе кривые сжатия
и расширения приближаются от политропы к адиабате. Другими
словами, при современных высоких средних скоростях поршня
с достаточной степенью точности можно считать указанные про-
цессы близкими к адиабатным.
В особо быстроходных машинах, какими являются в основ-
ном центробежные, процессы за счет дополнительных потерь
Рис. 5. 15. Цикл воздуш-
ной холодильной машины
в диаграмме Г—5:
1—2—3—4—/—цикл машины;
1—а—3—b—/—цикл Карна;
2—3 и 4—2—изобары; 1—2 и
3—4— адиабаты; а—3 и Ь—1—
изотермы
Рис. 5, 16. К сравнению
воздушных холодильных
циклов поршневой и цен-
тробежной машин в
диаграмме Т—S;
/—2—3—4—/—цикл поршне-
вой машины; /—5—2—3—
6—/—цикл центробежной
машины
всегда будут значительно отличаться от адиабатных. Указанные
потери обусловливаются поворотом потока при входе в колеса
на угол 90°, преодолением вихревых сопротивлений в проточной
части колес и диффузорах, разворотом потока на 180° при входе
в обратные направляющие аппараты, скачками скоростей в по-
токах газа при прохождении различных круговых решеток и т. д.
Именно поэтому для центробежных компрессорных машин
политропа сжатия на диаграммах Т—S и I—]gp отклоняется
вправо от адиабаты, ухудшая и без того несовершенный цикл
воздушной холодильной машины.
Увеличение затраты работы хорошо видно по диаграмме, при-
веденной на рис. 5.16: оно определяется площадями треуголь-
ников а—2—3—а и Ь—4—1—b в поршневой машине и площадью
1—5—3—а—1 и разностью площадей /—f—6—1 и 3—b—f—3
в центробежной. В данной машине на величину площади
4—6—1—Ь—4 уменьшается холодопроизводительность, что при-
водит к еще большему уменьшению к. п. д. холодильной машины.
134
Последнее обстоятельство приводит к необходимости увеличи-
вать расход воздуха через компрессор, на который и без того
затрачивается значительная работа. Необходимо подчеркнуть,
что из-за потерь при теплообмене воздуха со стенками цилинд-
ров, при трении в машине и других необратимых потерях инди-
каторная мощность, подсчитанная теоретическим путем, обычно
составляет 20—25% эффективной мощности на валу, т. е. тео-
ретическую мощность следует уве-
личивать примерно в 5 раз.
Если при использовании турбины
расширения возникает необходи-
мость охлаждения влажного воз-
духа, то эффект охлаждения сни-
жается на величину теплопроизво-
дительности, идущей на образова-
ние конденсата. Возможно образо-
вание снега в воздухе, выходящем
из турбины. Воздух из турбины
в этом случае обычно выпускается
через влагоотделитель или циклон.
Недостатком воздушных холо-
дильных машин является также
шум, создаваемый ими при высокой
частоте вращения, что вынуждает
устанавливать громоздкие средства
глушения, занимающие до 20% по-
лезного объема. Несмотря на боль-
шие рашеры глушителей, интенсив-
ное и. рабочего пизкотопалыюго
шума в радиусе 5 м достигает
100 дБ.
Рис. 5. 17. Характеристики схем
воздушного охлаждения:
1, 2, 3, 4—кривые зависимости от-
ношения температуры кабинного
воздуха к температуре торможения
воздуха от отношения давления
воздуха после компрессора к дав-
лению в кабине, построенные со-
ответственно для схем рис. 5. II, а,
5. 12, а, 5. 13, 5. 14
Примерные термодинамические характеристики схем прямого
охлаждения, изображенных на рис. 5.11,а, 5.12,а, 5.13, 5.14,
представлены на рис. 5. 17. На оси абсцисс нанесено отношение
давлений воздуха после компрессора р' и в кабине рк, на оси
ординат — отношение температуры кабинного воздуха Тк к тем-
пературе торможения воздуха встречного потока То. Как видно
из графика, дополнительные элементы схем воздушного цикла,
т. е. теплообменники и компрессоры, улучшают термодинамиче-
ские характеристики схем.
Для некоторых схем характерно охлаждение воздуха в про-
межуточном теплообменнике забортным воздухом с использова-
нием скоростного напора. В этом случае температура охлаждаю-
щего воздуха и, следовательно, кабинного после промежуточ-
ного теплообменника при прочих равных условиях будет
определяться скоростью и высотой полета.
Схемы, показанные на рис. 5.9, а, в, являются наиболее про-
стыми и могут быть применены при достаточно большом распо-
135
лагаемом давлении перед турбохолодильником. Такие схемы
получили широкое применение в дозвуковых самолетах с неболь-
шой высотой полета. Расчеты показывают, например, что на вы-
соте 20 км при температуре торможения около 100° С и давлении
в герметической кабине 30 кН/м2 давление перед турбохолодиль-
ником должно составлять 200—300 кН/м2. Если учесть, что дав-
ление за компрессором должно быть выше этого значения на
величину гидравлических сопротивлений системы кондициони-
рования до турбохолодильника, то для приведенного примера
степень сжатия компрессора должна составлять примерно 50—
60. Таким образом, очевидно, что эти схемы не могут найти при-
менения на высотных самолетах.
На меньших высотах полета, где легче получить необходимое
давление перед турбохолодильником, по указанным схемам
можно охлаждать и более горячий воздух. В таких случаях сле-
дует применять многоступенчатые турбохолодильники или после-
довательно включать одноступенчатые. При давлении воздуха
за компрессором, не позволяющем получить нужную степень
расширения, необходимо применять более сложные схемы охлаж-
дения воздушного цикла.
Для выяснения границ возможных областей применения раз-
ных схем в зависимости от режима и условий полета рассмот-
рим влияние некоторых факторов на охлаждение воздуха
в цикле.
Температура воздуха на входе в герметическую кабину
в общем случае определяется следующими аэродинамическими,
тепловыми и конструктивными факторами: температурой окру-
жающей среды, высотой и скоростью полета, к. п. д. теплотехни-
ческих агрегатов системы, степенью сжатия компрессоров и рас-
ширения турбин. Для получения зависимости, связывающей тем-
пературу кабинного воздуха с этими факторами в случае простой
схемы охлаждения (см. рис. 5.9, а), введем следующие обо-
значения:
Тк — температура кабинного воздуха;
Т\ — температура воздуха после компрессора двигателя;
Т2 — температура воздуха после теплообменника;
роо и Tw — давление и температура торможения встречного по-
тока забортного воздуха;
ек — степень сжатия в компрессоре;
лт — степень расширения в турбохолодильнике;
. Ту —- 7"о
г]то — к. п.д. теплообменника, Лто=-г-!—?
Л —~оо
/ Т - 7 \
т]к — к. п. д. компрессора, ( Пк = —;
/ 1 — /00 /
/ Т — Т \
т]т — к. п. д. турбохолодильника, pT= * |;
\ 1 1 к /
138
рк — давление в кабине;
Рн — давление атмосферного воздуха;
Th — температура атмосферного воздуха;
Т1ая— температура воздуха после компрессора^ при адиа-
батном сжатии;
Ткая — температура воздуха на выходе из турбины при адиа-
батном расширении.
Температура воздуха после компрессора
(5.34)
Температура кабинного воздуха на выходе из теплообмен-
ника
Л=Л>о 14-
Температура воздуха, поступающего в кабину (на выходе из
турбохолодильника),
Давление во речною потока забортного воздуха >
it
Рт> /МН-0,2м»)*-1. (5.35)
С учетом этого уравнения степень расширения воздуха в тур-
вохолодильиике (гидравлическими потерями в системе прене-
брегаем)
к
Ъ__1
я Аю£к Ph (1+0.2 М2) sK
Рх Рх
и
Г fe—1 п
/ ft-1 X -] 6
ТК = ТОО 1 + U* -1(-~^то 1-Пт + Тг-4^----------------- .
к 00 L ' т)К J L т 1 т 1 + о,2М2 J
Используя выражение для температуры торможения
7'oo=Th(l + 0,2M2), получим окончательно
( —
1 “Ь кек* — 1
тк=тк
т Г —’
—(1—Пт) (1+0,2М1) + пт
Ik J L \4Phl .
137
Последнее выражение представляет собой зависимость тем-
пературы воздуха, поступающего в кабину, от тепловых, аэро-
динамических и конструктивных факторов. Очевидно, что при
прочих равных условиях температура кабинного воздуха возра-
стает с увеличением числа М и высоты полета. Поэтому в дан-
ном случае систему охлаждения следует рассчитывать на усло-
Рис 5. 18 Области приме-
нения схем охлаждения
воздушных циклов:
вия максимальной высоты полета.
При охлаждении воздуха в тур-
бохолодильнике до заданной тем-
пературы необходимая степень рас-
ширения растет при повышении на-
чальной температуры. Предел повы-
шения степени расширения в тур-
бине определяется окружной ско-
ростью колеса турбины или венти-
лятора, допустимой по условиям
механической прочности, и частотой
вращения турбины, обусловленной
надежностью подшипников.
На рис. 5.18 приведены границы
возможных областей применения
различных схем охлаждения воз-
душного цикла в зависимости от
высоты h и числа М полета для сте-
1, 2, 3, 4, 5—кривые, показываю-
щие области применения схем
охлаждения
соответственно
5. 11, б,
сти от
воздушного никла
для рис. 5 9, а,
5. 12, 5. 13, в зависимо-
высоты полета h и чис-
ла М
пени сжатия компрессора ек= 10.
Как видно из этого графика, схема
охлаждения (кривая /), соответст-
вующая рис. 5.9, а, имеет ограни-
ченную область применения. Более
широкие области характерны для
скоростные характеристики, приведен-
схем. Высотные и
рис. 5. 18, получены при следующих допущениях: к. п. д.
Других
ные на
компрессора 0,6, к. п. д. турбины 0,7, к. п. д. теплообменника 0,8,
температура воздуха на входе в кабину Тк = 283К; коэффициент
восстановления скоростного напора в воздухозаборнике принят
по усредненным экспериментальным данным NASA, окружаю-
щие условия по высоте — по MCA, потери давления в трубопро-
воде отбора воздуха от двигателя составляют 15% давления
в точке отбора, потери давления в каждом из теплообменников
равны 10%, отношение потерь давления в трубопроводе между
турбохолодильником и кабиной к давлению на выходе из тур-
бины 5%.
5.10. ИСПАРИТЕЛЬНЫЕ ЦИКЛЫ ОХЛАЖДЕНИЯ
В рассмотренных выше схемах воздух, поступающий в си-
стему кондиционирования, охлаждается забортным воздухом
6 воздухо-воздушных теплообменниках, а также при расширении
^38
в турбохолодильниках. Разновидностью систем охлаждения воз-
духа являются схемы с испарительным циклом, в которых охлаж-
дение производится при помощи установок, работающих по
обращенному циклу Карно с использованием скрытой теплоты
испарения хладагента, циркулирующего в замкнутой системе.
Простым вариантом этой системы являются испарительные
теплообменники, в которых образующийся при отборе тепла
от охлаждаемого воздуха газообразный хладагент выбрасы-
вается в атмосферу.
Хладотеплоносители и хладагенты
Понятие «хладоноситель», широко применяемое в холодиль-
ной технике, появилось давно — одновременно с появлением
холодильной машины. В первых машинах искусственное охлаж-
дение осуществлялось при помощи промежуточного тела, которое
выполняло единственную функцию — носило холод (отсюда и
ею название — «хладоноситель»). Аналогично возникло понятие
«теплоноситель» — вещество, переносящее тепло от греющего
источника к потребителю. Понятие «хладагент» также устано-
вившееся. Хладагент — это вещество, обеспечивающее работу
холодильного цикла и являющееся, таким образом, средством
трансформации, т. е. передачи тепла с более низкого уровня
температур на более высокий. Часто эти названия заменяют
одним — «рабочее тело».
Все эти названия с точки зрения кинетической теории газов
являются устаревшими, но они прочно укоренились в техниче-
ской терминологии.
В качестве хладоносителей чаще всего применяются растворы
хлористого кальция, поваренной соли, а также вода, воздух.
В последнее время, особенно при температурах от минус 50 до
минус 90° С, с успехом применяется фреон-30.
Хладотеплоносители в процессе работы, т. е. передачи тепла,
не изменяют своего фазового состояния, в чем п состоит их
основное отличие от хладагентов. Изменяется лишь один основ-
ной их параметр — температура и как следствие — вязкость
и плотность.
Выбор того или иного хладоносителя зависит от многих
факюров, важнейшими из которых являются:
средняя температура;
характеристики магистралей, по которым будет прохо-
дить хладоноситель;
— безвредность хладоносителя в данных условиях;
— стоимость хладоносителя;
— возможность компенсации потерь;
— свойства хладоносителя, в том числе физические — тепло-
емкость, теплопроводность, плотность, вязкость;
139
— автономность установки;
— связь со смежными системами и т. д.
Из всех веществ только воздух и вода обладают важными
преимуществами благодаря их доступности и простоте примене-
ния. Однако в некоторых аэропортах не всегда имеются доста-
точные запасы воды. В связи с этим воздух начинает занимать
доминирующее положение, несмотря на ряд своих отрицатель-
ных качеств — необходимость и сложность очистки, непостоян-
ное влагосодержание и т. д. Кроме того, сама специфика само-
лета ограничивает введение жидкого хладоносителя, поскольку
--в этом случае увеличивается масса самолета.
Такие же соображения определяют и выбор теплоносителя.
Однако здесь, кроме того, приходится еще учитывать степень
испаряемости для жидкостей, что не относится к воздуху.
У воздуха, как и у всякого газового теплоносителя, есть свои
недостатки: слабая аккумуляция тепла вследствие малой удель-
ной теплоемкости, малые коэффициенты теплоотдачи. Однако
простота технической реализации, а также другие преимущества
экономического и эксплуатационного характера часто являются
решающими при выборе воздуха в качестве хладотеплоносителя.
Еще сравнительно недавно в качестве хладагентов применя-
лись двуокись углерода (СО2), сернистый ангидрид (SO2). Даже
теперь иногда используются такие «старые» вещества, как
аммиак (NH3), хлорметил (СН3С1), этан (С2Н6), пропан (С3Н3).
Однако с развитием техники искусственного охлаждения воз-
никли новые, более серьезные требования, при которых была вы-
явлена необходимость изменения некоторых свойств хладаген-
тов. Такая задача была решена около 30 лет назад. В качестве
исходных веществ для хладагентов были предложены продукты
органических веществ — метана и этана. Эти производные полу-
чаются из ценного сырья, которым является фтористая сурьма
(SbFg), мало распространенная в природе и относительно доро-
гая. Однако для удобства обозначения полученных конечных
продуктов часто пользуются условным приемом: считают их
производными метана и этана. В табл. 5.1 представлены все
практически применяемые галогенопроизводные метана, полу-
чившие общее название фреонов. Галогенами, замещающими
атомы водорода во фреонах, являются фтор и хлор.
Торговые марки фреонов, например F-12, F-22, состав-
ляются по следующему принципу. Если фреон представляет со-
бой галогенопроизводную метана, он обозначается двузначным
номером. Число десятков п в номере фреона означает, что в мо-
лекуле метана осталось п—1 атомов не замещенного галогенами
водорода. Число единиц в номере фреона означает число атомов
фтора, заместивших атомы водорода. Пользуясь этим правилом,
нетрудно решить обратную задачу нахождения марки фреона
по его химической формуле. Так, например, если известна фор-
мула фреона CHF2C1, то:
140
Таблица 5. 1
Галогенопроизводные метана—фреоны
Число неза- мещенных атомов водорода Число атомрв фтора
0 1 2 3
0 — CFC13 F-11 CF2C12 F-12 CF3C1 F-13
1 — CHFC12 F-21 CHF2C1 F-22 На практике пока не при- меняется
2 СН2С12 F-30 — — __
3 СН3С1 F-40 — — —
— по валентности углерода (4) можно установить, что это
галогенопроизводная метана, обозначаемая двойным номером;
— так как число незамещенных атомов водорода равно еди-
нице, то число десятков в марке равно двум;
— ввиду того что число ато-
мов фтора, означающее число
единиц в марке, равно двум, тор-
говая марка фреона будет F-22.
Из рис. 5 19 следует, что за-
мещение фтора хлором в направ-
лении оси х повышает, а замеще-
1 к+ F-12 -30 F-13 -81,5
F-21 F-22
+9
ние хлора водородом в направле- у
нии у, понижает нормальные тем-
пературы кипения веществ, а еле- Рис 5 19 Температура кипе-
довательно, и его критические ния Фреонов
параметры рКр, 7кР, икр. Такое
важное обстоятельство, позволившее в определенной мере «по-
лучать» нужное вещество, в большой степени определило веду-
щее положение фреонов в холодильной технике за последние
десятилетия.
Друтим не менее важным обстоятельством явилась сравни-
тельная безвредность фреонов (табл. 5.2). Однако фреон-12
может разлаяться в присутствии открытого пламени с выделе-
нием весьма ядовитых веществ. Отсюда вытекают определенные
правила техники безопасности при работе с фреонами, в частно-
сти, курение в помещении с выделением фреонов недопустимо.
Фреон-12, наиболее безвредный и распространенный хлад-
агент, по своим термодинамическим свойствам уступает лишь
аммиаку, поскольку для той же холодопроизводительности тре-
141
Таблица 5.2
Сравнительные сведения по токсичности фреонов
Группа хлад- агентов Химическая формула хладагента Название хладагента Смертельное или почти смертельное воздействие наступает при
содержании в возлухе (объемном) % времени действия ч
1 so2 Сернистый газ От 0,5 До 1 ,0 0,08
2 NH3 Аммиак „ 0,5 , 1,0 0,5
3 СНС13 Фреон-20 . 2,0 . 2,5 1,0
4 СН3С1, СН2С12 фреон-40 Фреон» 30 , 2,0 . 2,5 2,9
5 СО2, CFC13 Углекислый газ, фреон-11 Воздействие гораздо менее вредное, чем у группы 4
C2Hg, С3Н8 Этан, пропан Воздействие среднее между группами 5 и 6
6 CF2C12 Фреон-12 Никакого 20,0 вреда 2,0
буется почти вдвое больший расход фреона-12, что, в свою оче-
редь, приводит к увеличению сечений магистральных трубопро-
водов.
Так как действительные циклы холодильных машин осущест-
вляются с помощью дросселирующего вентиля, заменяющего
расширительное устройство, от хладагентов требуются:
1) низкая удельная теплоемкость;
2) высокая скрытая теплота парообразования;
3) крутизна нижней пограничной кривой или значительное
переохлаждение хладагента в том случае, когда не может быть
обеспечена крутизна нижней пограничной кривой.
Фреон-12 уступает по всем пунктам, например, аммиаку, но
при переохлаждении вследствие меньшей крутизны пограничной
кривой дает небольшое преимущество. Фреон-12, как и вообще
все фреоны, имеет высокую стоимость главным образом из-за
дороговизны сырья. Однако высокие молекулярные веса (напри-
мер, у фреона-12 и -121), позволяющие с успехом применять эти
хладагенты в центробежных фреоновых компрессорах—издели-
ях наиболее передовой области компрессоростроения, — вместе
с рассмотренными выше другими их положительными свойст-
вами сыграли^решающую роль при выборе их в качестве основ-
142
ных хладагентов зарубежными и отечественными предприя-
тиями, производящими холодильные машины.
При отсутствии влаги фреон-12 является инертным вещест-
вом, т. е. не действует на металлы (как черные, так и цветные,
кроме цинка). В присутствии влаги при высоких температурах
он разрушает материалы трубопроводов. В связи с этим фрео-
новые машины тщательно осушаются перед заполнением. Кроме
того, должен осушаться и заправляемый в них фреон (обычно
силикагелем).
Фреоны очень хорошо растворяются в различных маслах.
При применении их в машинах с поршневыми компрессорами
необходимо учитывать это обстоятельство. Взаимная раствори-
мость фреонов и масел увеличивается при понижении темпера-
туры и при увеличении давления. Естественным следствием
взаиморастворимости хладагента и масла является резкое сни-
жение смазывающей способности последнего.
Для обеспечения надлежащей смазки движущихся частей
компрессора в этих условиях применяют ряд конструктивных
решений, облегчающих возврат масла, уносимого из компрес-
сора в систему. Кроме того, систему тщательно очищают перед
заполнением ее фреоном.
В практике разработки систем кондиционирования воздуха
могут встретиться особые условия, исключающие применение
такого хладагента, как фреон-12. Это может иметь место в том
случае, когда система предназначается для работы в условиях
с температурами конденсации фреона плюс 60° С и более. В этих
условиях может быть выбран другой хладагент из группы
фреонов.
Уже упоминалось, что в качестве исходного вещества для
фреонов, помимо метана, применяется этан. Производные этого
вещества представлены в табл. 5.3.
Таблица 5. 3
Галогенопроизводные этана
Число неза- мещенных атомов водорода Число атомов фтора
0 1 2 3 4
0 — — — C2F3CI3 F-113 c2f4ci2 F-114
1 — — — — —
2 — — —
3 — — c2h3f2ci F-142 —
143
Торговые марки этана обозначаются трехзначными числами,
причем в разряде сотен наиболее часто употребляется единица.
Фреон-113 и фреон-114 являются лучшими хладагентами для
центробежных компрессорных машин. Что касается фреона-142,
то он в настоящее время применяется в поршневых компрессор-
ных машинах.
Этановые «тяжелые» фреоны имеют следующие нормальные
температуры кипения: фреон-113-------1-47,8° С; фреон-114 —
+ 3,7° С и фреон-142 — 2,8° С, откуда следует, что фреон-142 при
условиях кондиционирования имеет весьма небольшие давления.
Так, при рабочей температуре около +2° С фреон-142 имеет дав-
ление порядка 160 кН/м2.
Из перечисленных производных этана в настоящее время
широко применяется фреон-142, который подобно фреону-12 при
отсутствии воды химически не взаимодействует с черными
и цветными металлами — сталью, чугуном, алюминием, медью,
латунью. Кроме того, фреон-142 задерживается этими метал-
лами. Исключение в этом отношении составляет чугун, который,
являясь по своей структуре пористым, свободно пропускает
фреоны. В тех случаях, когда применение чугуна необходимо,
в него добавляют специальные присадки.
Фреон-142 не взаимодействует также со спаями цветных ме-
таллов: латунными Л-62 (ПМЦ-54), серебряными ПСР-45,
оловянносвинцовистыми ПОС 30, ПОС 40 и алюминиевыми 34А.
Однако плохие протравливание и промывка спаев после изготов-
ления часто являются причиной возникновения течи. Как и все
фреоны, фреон-142 является прекрасным растворителем: он ра-
створяет компрессорное масло ХФ-12 и грязь, остающуюся в не-
промытых системах. Поэтому системы перед монтажом промы-
ваются под давлением высококачественными растворителями
типа четыреххлористого углерода ССК-
В качестве прокладочных материалов при монтаже фреоно-
вых коммуникаций обычно используют парониты. Но возникает
необходимость производить перетяжку соединений вследствие
усыхания паронита. Поэтому приходится применять неусыхаю-
щий прокладочный материал, например фторопласт-4, работаю-
щий при температурах до 250° С. Являясь продуктом разложе-
ния фреонов, фторопласт (иногда называемый тефлоном) не
взаимодействует с ними и не растворяется в них. Он является
достаточно пластичным и затекает в уплотнительные риски.
Экономически целесообразно применение воздуха и воды
в холодильных циклах. Область применения воды ограничи-
вается пароэжекторными холодильными машинами, которые
отличаются экономичностью работы при наличии больших коли-
честв охлаждающей воды, во-первых, и больших расходов пара
со сравнительно высокими давлениями (400—600 кН/м2),
во-вторых. Основным недостатком воды как хладагента является
то, что температура ее затвердевания находится вблизи нуля.
144
Поэтому рабочая температура в испарителе должна быть не
ниже 7—10° С, что приводит к еще более высокой температуре
обрабатываемого воздуха.
При протекании цикла паровой холодильной машины хлад-
агент изменяет свое агрегатное состояние: из газообразного со-
стояния он переходит в жидкое, а из жидкого — в газообразное.
При совершении цикла газовой холодильной машины указан-
ного изменения агрегатного состояния не происходит, следова-
тельно, в цикле функционирует хладотеплоноситель, который
остается все время в газообразном состоянии. В этих машинах
рабочей средой служат воздух, водород, неон, гелий и др. Рас-
смотрим циклы паровых холодильных машин.
Цикл холодильной машины с влажным ходом
Холодильная машина, как отмечалось, может использоваться
для отвода тепла от воздуха кабины. При этом температура
наружного воздуха в момент окончания ци^ла охлаждения
остается всегда выше температуры воздуха кабины. Следова-
тельно, холодильная машина отбирает тепло с более низкого
температурного уровня и передает его на более высокий темпе-
ратурный уровень, затрачивая определенную работу. Эта зако-
номерность устанавливается вторым законом термодинамики.
Второй закон термодинамики гласит, что в процессе могут
естественно происходить только такие тепловые процессы, в ко-
торых энтропия всей системы участвующих в процессе тел уве-
личивается или остается постоянной. При необратимых процес-
сах энтропия замкнутой системы увеличивается, при обратимых
она не изменяется. При этом энтропия отдельных тел, состав-
ляющих замкнутую систему, может как возрастать, так и умень-
шаться. Так, при охлаждении тела энтропия уменьшается, при
нагревании увеличивается.
Математически выразить второй закон термодинамики для
замкнутой системы тел можно формулой
dS>d-t. (5.36)
В применении к холодильным машинам второй закон термо-
дипнмики формулируемся гак: передача тепла с низшего темпе-
pin урного уровня ни высший невозможна без затраты механи-
ческой работы. Эта работа производится компрессором холо-
дильной машины. Соотношения между затраченной работой L
и холодопроизводительностью Qo могут быть установлены по
тепловой диаграмме Т—S (рис. 5.20). Если площади, отмечен-
ные вертикальной и горизонтальной штриховками, равновелики
145
и равны Qo, то при работе холодильной машины уменьшение
энтропии объема воздуха составит
1 Т’о
а увеличение ее в случае передачи тепла охлаждающему воздуху
Тк
причем | AS] | > | AS2|.
Общее уменьшение энтропии
д5=:Д5 — &S2 = Q0 (—----М .
к Тр тк I
На основании второго закона термодинамики
Рис. 5. 20. Цикл паровой хо-
лодильной машины в диа-
грамме Т—S-.
х-0—пограничная кривая жид-
кости; х=1—пограничная кри-
вая пара; Qo—холодопроизводи-
тельность машины
Отсюда видно, что затрата работы
прямо пропорциональна холодопроиз-
водительности Qo, т. е. количеству
тепла, переносимого с одного уровня
на другой. Кроме того, она пропор-
циональна разности температур.
Для сравнения степени совершенства холодильных машин
часто используют холодильный коэффициент цикла Карно
Qo То
L "" Гк-Г0
(5.38)
Холодильный коэффициент представляет собой отношение
холодопроизводительности холодильной машины к затраченной
работе и, естественно, в системах кондиционирования он всегда
больше единицы. Являясь сравнительным показателем степени
совершенства машины, холодильный коэффициент в то же время
не является ее к. п. д., поскольку этим показателем учитывается
тепло, не только получаемое при работе, но и забираемое маши-
ной через воздухоохладитель извне. Последнее обстоятельство
146
при постоянном давле-
Рис. 5.21. К сравнению цик-
лов паровой и воздушной
компрессорных машин в диа-
грамме Т—S-
в решающей степени определяет применение холодильных машин
в качестве тепловых насосов.
На рис. 5.21 представлен цикл паровой холодильной машины.
В области влажного пара, где происходит вся работа цикла, изо-
бары совпадают с изотермами. Это позволяет значительна при-
близить указанный цикл к обратному циклу Карно и повысить
сравнительный холодильный коэффициент Не-
основным процессом холодильной парокомпрессорной ма-
шины является кипение жидкости (4—1)
нии с отбором тепла от кабинного воз-
духа. Влажный пар засасывается ком-
прессором в точке 1, после чего сжи-
мается по адиабате до точки 2, кото-
рая определяется температурой кон-
денсации хладагента. Процесс конден-
сации 2—3 протекает с передачей теп-
ла наружному воздуху. Т емпература
конденсата при этом всегда несколько
выше температуры наружного охлаж-
дающего воздуха. Наконец, процесс
3—4 — адиабатное расширение —
проходит в расширительном ци-
линдре.
Из диаграммы видно, что пло-
щадь, ограниченная прямой 4—1, мень-
ше площади, ограниченной прямой 2—3, на величину L. На-
грузка конденсатора определяется по формуле
Qk — Qo + ^-.
Таким образом, формула парокомпрессорной машины соот-
ветствует закону сохранения энергии. Это можно сформулиро-
зать так: тепло, трансформируемое на верхний температурный
уровень, равно сумме тепла нижнего температурного уровня
л затраченной механической работы.
В последнее время вместо расширительного цилиндра уста-
навливают более простой по конструкции регулирующий вен-
тиль. Несмотря на дополнительные потери, возникающие в связи
с его использованием, вентиль позволяет с удобством эксплуа-
тировать холодильную машину, а также осуществлять ее регу-
лирование.
Принципиальная схема парокомпрессорной машины приве-
дена на рис. 5.22. Компрессор засасывает пары хладагента
(фреона-12) из испарителя, где хладагент при i«=2°C кипит
(4—1) вследствие подвода тепла Qo от охлаждаемого воздуха,
который далее направляется в кабину. При этом наружный воз-
дух, охлаждаясь, следует к кабине, а хладагент подается в виде
•сжатого пара в конденсатор. Здесь при давлении около
1300 кН/м2 и температуре около 55° С из хладагента начинает
147
конденсироваться жидкая фаза 2—3, собираясь в сборниках-
ресиверах. Далее жидкий хладагент через дросселирующее уст-
ройство 3—4 снова поступает для питания в испаритель. Регули-
руя производительность компрессора и увеличивая или умень-
шая расход жидкого хладагента, можно установить оптимальный
процесс охлаждения заданного количества воздуха.
Включение в схему холодильной машины регулирующего
вентиля вместо расширительного цилиндра связано, как уже
отмечалось, с определенными потерями. Эти потери обусловлены
Рис. 5.23. Дополнитель-
ные потери при замене
расширительного цилин-
дра регулирующим вен-
тилем в холодильной ма-
шине
Рис. 5. 22. Принципиальная
схема парокомпрессорной
холодильной машины:
4—1—процесс кипения теплоно-
сителя; 1—2—процесс сжатия
пара компрессором; 2—3—про-
цесс конденсации, 3—4— процесс
дросселирования
необратимым переходом части работы в тепло. В рассматривае-
мом случае указанные потери возникают из-за того, что процесс
в регулирующем вентиле идет при постоянной энтальпии (4'),
а не адиабатно (рис. 5.23). Таким образом, помимо потери
работы в вентиле LB (горизонтальная и вертикальная штри-
ховки), имеется и потеря холодопроизводительности, определяе-
мая площадью с вертикальной штриховкой, т. е. потеря работы
влечет за собой бесполезное испарение части хладагента в регу-
лирующем вентиле до поступления в испаритель, где эта часть
могла бы быть использована.
Теория холодильных машин показывает, что площадь, соот-
ветствующая дополнительной затрате работы LB, приблизительно
равна площади 3—4—а—3. Отсюда следует, что характер ниж-
ней пограничной кривой хладагента, в частности ее крутизна,
сказывается на экономичности холодильной машины. Чем круче
кривая при одинаковой скрытой теплоте парообразования, тем
меньше потеря от замены расширительного цилиндра регули-
рующим вентилем. Наиболее неблагоприятными с этой точки
зрения являются хладагенты с кривой типа 3—а'" (рис. 5.24).
Относительная потеря тем меньше, чем больше скрытая теплота
парообразования хладагента.
148
Потеря £в зависит от разницы граничных температур tK—10:
С увеличением этой разницы величина потери увеличивается.
Отрицательный эффект, связанный с заменой расширительного
цилиндра вентилем, может быть ослаблен путем переохлаждения
агента в теплообменном аппарате и иногда в конденсаторе на
Рис. 5.25. К влиянию про-
цесса переохлаждения хлад-
агента на работу пароком-
прессорной машины:
^—температура конденсации;
t0—температура кипения; ?п—
температура переохлаждения
хладагента
Рис. 5.24, к влиянию
свойств различных хлад-
агентов на процесс дрос-
селирования
величину, соответствующую разнице 1К—tn (рис. 5.25), причем
при специально сконструированном теплообменнике процесс
переохлаждения может протекать по нижней пограничной кри-
вой. Конечная точка переохлаждения окажется тем левее, чем
более пологой будет эта пограничная кривая. Значит, пологость
нижней пограничной кривой может оказаться предпочтительнее.
Отсюда могут быть сформулированы термодинамические тре-
бования к хладагентам, приведенные выше.
Цикл холодильной машины с сухим ходом
Для парокомпрессорной холодильной машины с влажным
ходом наивыгоднейшим считается процесс сжатия по адиабате
с конечной точкой 2' (рис. 5.26) на верхней пограничной кривой
(х=1). Такой процесс должен в максимальной степени прибли-
жать цикл к обратному циклу Карно. Если начальную точку
сжатия в компрессоре 1' сдвинуть в положение 1 или несколько
правее, то адиабата сжатия 1—2 переместится в область пере-
гретого пара, а перед процессом конденсации появится процесс
охлаждения хладагента до точки начала конденсации 2'. При
этом процесс охлаждения 2—2', протекающий при постоянном
давлении, уже не совпадает с изотермой. Выигрыш в холодо-
производительности в этом случае выразится площаДью AQ0,
заштрихованной вертикально, а затрата работы — площадью,
заштрихованной горизонтально. В этой области увеличение
затраты работы, как видно из диаграммы, идет быстрее при-
роста холодопроизводительности. Цикл, представленный на этой
149
диаграмме, отличается от обратного цикла Карно и носит назва-
ние цикла с сухим ходом, или цикла Ренкина.
Таким образом, потеря холодопроизводительности при замене
расширительного цилиндра регулирующим вентилем и замена
сжатого влажного пара перегретым теоретически вызывают
дополнительную затрату работы.
Теоретически цикл с сухим ходом дает для некоторых хлад-
агентов (например аммиака) проигрыш, а для других (напри-
мер углекислоты) — выигрыш в несколько процентов общей
I
Рис. 5. 26 Цикл Ренкина в диа-
грамме Т—S:
7'—2'—сжатие по адиабате; 1—2—
сжатие перегретого пара, 2—2'—ох-
лаждение пара; 2'—3—конденсация,
3—4—дросселирование жидкости,
4—Г—испарение
Рис. 5. 27 Цикл Ренкина в диа-
грамме i—lg р:
З'—З—процесс переохлаждения жид
кости; остальные обозначения те
же, что на рис. 5. 26
холодопроизводительности. Однако действительный цикл с сухим
ходом во всех случаях значительно выгоднее — увеличение
холодопроизводительности достигает 25%.
Причиной, обусловливающей низкий действительный к. п. д.
в цикле паровой компрессорной машины с влажным ходом,
является низкий индикаторный к. п. д. вследствие интенсивной
теплоотдачи от стенок компрессора к влажному пару. Помимо
этого, в поршневых компрессорных машинах наличие влаги
в цилиндрах приводит к гидравлическим ударам и повреждению
крышек цилиндров.
Все эти обстоятельства приводят к тому, что на практике все
холодильные парокомпрессорные машины работают по циклу
с сухим ходом.
На рис. 5.27 цикл с сухим ходом представлен в диаграмме
/—1g р, из которой видно, что весь процесс в конденсаторе (2—
3) располагается на прямой. Это весьма удобно, поскольку воз-
можен расчет по отрезкам энтальпий, расположенных парал-
лельно оси i. Так, например, по диаграмме хорошо видно, что в
конденсаторе холодильной машины хладагент последовательно
проходит три процесса:
150
— охлаждение пара воздухом до точки конденсации (2—2');
— конденсация пара (2'—3') с передачей тепла воздуху;
— переохлаждение (3'—3) жидкости воздухом.
Если добавить процессы 3—4 — дросселирования жидкости
(Z=const), 4—1 — испарения жидкости (точнее жидкостно-паро-
вой смеси), 1—2 — сжатия, то цикл с сухим ходом в диаграмме
t—Ig р, вполне соответствующий принципиальной схеме пароком-
прессорной холодильной машины (см. рис. 5.22), будет пол-
ностью замкнут.
В существующих холодильных машинах обычно имеют место
циклы с переохлаждением жидкого хладагента перед регулирую-
щим вентилем.
Цикл холодильной машины с промежуточным теплообменником
Если в фреоновой паровой холодильной машине для сжатия
хладагента применяется поршневой компрессор, то в этом слу-
чае всегда имеет место цикл с промежуточным теплообменником,
заключающийся в следующем.
Рис. 5. 29. К сравнению циклов-
холодильной машины с проме-
жуточным теплообменником и
без него
Рис. 5.28. Принципиальная
схема парокомпрессорной хо-
лодильной машины с теплооб-
менником:
Р—ресивер. ТО—теплообменник
Сухой ход компрессора обеспечивается подогревом пара на
5—20° С теплым жидким хладагентом, протекающим по герме-
тическому змеевику от ресивера Р холодильной машины к тер-
морегулирующему вентилю (рис. 5.28). При этом цикле, как
видно из диаграммы i—1g р (рис. 5.29), теоретически получается
относительно небольшой выигрыш, обусловленный малой тепло-
емкостью паров фреона (пограничная кривая х=1 имеет боль-
шую крутизну). Если переохлаждение в теплообменнике выра-
жается отрезком 3'—3, то пар, выходящий из него, будет иметь
соответственно большую энтальпию, чем в точке 1, на отре-
151
зок Г—1, равный отрезку 3'—3. При засасывании пара из зоны
перегретого пара справедливо неравенство
^*2 ””~ ^2'
При температурах около нуля увеличение холодильного коэф-
фициента составляет несколько процентов. Однако не это застав-
ляет вводить теплообменники на всех поршневых фреоновых
машинах. Выше было указано отрицательное свойство фреонов,
заключающееся в том, что они растворяют масло. Это явление
имеет свои законы, изучаемые с помощью кривых раствори-
мости. Из анализа этих кривых видно, что при некотором подо-
греве масло выделяется из фреона. С другой стороны, указыва-
лось, что поршневой компрессор выбрасывает при работе опре-
деленную часть масла через нагнетательные коммуникации
в конденсатор, заставляя тем самым масло принимать участие
в циркуляции по фреоновой системе. Но вследствие герметично-
сти всей системы потери масла в компрессоре могут компенсиро-
ваться только из фреона, попадающего в компрессор через вса-
сывающую полость из испарителя, всегда обильно заполненного
маслом, что возможно при «затопленном» типе испарителя, яв-
ляющегося самой низкотемпературной частью машины значи-
тельной емкости. Если при этом на пути в компрессор пары
фреона подогревать при помощи теплообменника, то масло нач-
нет выделяться из фреона и следовать вместе с ним, заполняя
нижний сегмент трубопровода, если трубопроводы всасывающей
линии проложены с уклоном до 0,015 в сторону компрессора.
Попадая во всасывающую полость поршневого компрессора,
масло, будучи значительно тяжелеё паров фреона, оседает на ниж-
ней части этой полости, обычно сообщенной небольшим отвер-
стием с картером. Через это отверстие и происходит компенса-
ция потери масла, уносимого из картера компрессора поршнями.
Все дополнительные меры в виде устройства петель на всасы-
вающих линиях, способствующих увеличению подачи масла
в картер компрессора, и т. п. не приносили ощутимых резуль-
татов.
Для фреоновой поршневой машины наилучшей надо признать
схему с воздухоохладителями сухого типа, имеющими верхний
подвод жидкости, с горизонтально расположенными теплообмен-
никами и с заметным наклоном трубопроводов всасывающей
линии.
С другой стороны, если промежуточный теплообменник
во фреоновой машине отсутствует, ненагретые пары фреона с по-
вышенным содержанием масла могут поступать в цилиндры ком-
прессора. При всасывании в цилиндре создается большее разре-
жение, чем во всасывающем трубопроводе, и из фреоно-масляной
пленки на стенках цилиндра начинает испаряться фреон. Пары
152
фреона, во-первых, разрушают масляную пленку на стенках
цилиндра, что создает полусухое трение, и, во-вторых, ухудшают
всасывание очередной порции паров фреона, что, в свою очередь,
ухудшает коэффициент подачи компрессора в целом.
Указанные обстоятельства обусловливают необходимость
установки промежуточного теплообменника в поршневой фреоно-
вой холодильной машине. Этими же причинами объясняется
и отсутствие теплообменников при применении в холодильной
машине центробежных компрессоров: эти компрессоры лишены
всех перечисленных недостатков ввиду отсутствия масла в хлад-
агенте, поступающем в конденсатор.
' Незамкнутый испарительный цикл
Схема охлаждения с незамкнутым испарительным циклом
показана на рис. 5.30. В испарителе протекает процесс кипения
до полного испарения всего запаса жидкости. Пары хладагента
выбрасываются из испарителя в атмосферу.
При длительном полете хладагент подво-
дится из специальных баков в испаритель
по мере его расхода. Схема охлаждения
весьма простая. В качестве хладагента
в рассматриваемых схемах охлаждения
Рис. 5.30. Схема ох-
лаждения с незамкну-
тым испарительным
циклом:
/—воздух, поступающей
от источника наддува;
2—испаритель; 3—охлаж-
денный воздух, посту-
пающий в кабину, 4—•
пары хладагента, выбра-
сываемые в атмосферу
используются вода, водо-спиртовая смесь,
водо-гликолевая смесь, водяной раствор
аммиака, аммиак, пропан, азот и др.
Схема незамкнутого испарительного
цикла нашла применение также в системах
кондиционирования воздуха кабин космиче-
ских кораблей. Воздух, забираемый венти-
лятором из кабины космического летатель-
ного аппарата, нагнетается в испаритель,
охлаждается в нем и поступает снова в ка-
бину, а пары хладагента выбрасываются в космическое простран-
ство. Данный способ охлаждения связан с потерей значитель-
ной массы хладагента, поэтому используется при кратковремен-
ных режимах работы. Для длительных полетов космических
аппаратов применяется радиационный процесс охлаждения.
Преимущества и недостатки воздушных
и испарительных циклов охлаждения
Системы охлаждения с воздушным циклом применяются на
большинстве летательных аппаратов. Преимущества этих систем
заключаются в том, что они обладают высокой надежностью,
возможностью рассредоточения изделий системы в свободных
местах летательного аппарата, независимостью от положения
летательного аппарата в пространстве, простотой в эксплуата-
ции, не требуют заправки системы теплоносителем, строгого
153‘
наблюдения за герметичностью системы и т. д. Даже при значи-
тельной негерметичности в воздушной системе охлаждения не
прекращается работа системы, а лишь уменьшается ее холодо-
производительность.
К числу недостатков систем с воздушным циклом можно
отнести следующее. При равной холодопроизводительности
система с воздушным циклом потребляет примерно в Зраза боль-
шую мощность, чем система с испарительным циклом. Эта мощ-
ность отбирается от силовых установок, и с ее возрастанием
ухудшаются летные характеристики летательного аппарата.
Так, например, для обеспечения работы системы кондициониро-
вания при скорости полета, соответствующей М = 0,9, на высоте
10 500 м отвод 1% воздуха в систему 100-местного пассажир-
ского самолета вызывает потерю тяги двигателей, равную 2,5%,
при одновременном увеличении удельного расхода топлива на
1,9%. Естественно, что уменьшение мощности, потребляемой
системой охлаждения, приводит к снижению расхода топлива
и увеличивает полезную нагрузку летательного аппарата.
При проектировании системы с воздушным циклом охлажде-
ния необходимо учитывать влажность атмосферного воздуха при
полетах на небольшой высоте. Расчетная степень расширения
в турбохолодильнике должна быть такой, чтобы в охлаждаемом
воздухе не образовывался лед. Температурный перепад при
расширении воздуха в турбине уменьшается за счет конденса-
ции влаги, что снижает эффективность воздушного цикла. Для
удаления влаги необходимо устанавливать влагоотделители,
которые увеличивают массу и усложняют конструкцию системы.
Система воздушного цикла с наддувом от двигателей лета-
тельного аппарата не может работать на стоянке. При рулении
и взлете система охлаждения воздушного цикла также часто
оказывается непригодной, так как скоростной напор воздуха
перед теплообменниками мал. Кроме того, при взлете необхо-
дима максимальная мощность двигателей, и нежелательно ее
уменьшать из-за отвода части воздуха в систему охлаждения.
На некоторых летательных аппаратах применяются системы
охлаждения с испарительным циклом. К основным преимущест-
вам этих систем относятся меньшая затрата мощности на си-
стему при полете и независимость ее от аэродромных кондицио-
неров. Применение системы с испарительным циклом охлаждения
особенно целесообразно для летательных аппаратов с рейсами
небольшой протяженности, у которых относительная продолжи-
тельность пребывания на земле, а также в условиях руления
п полета на малых высотах больше, чем у аппаратов с большей
дальностью полета.
К основным недостаткам испарительных систем нужно от-
нести следующие.
При появлении малейшей негерметичности в жидкостном
(контуре теплоноситель вытекает и система охлаждения перестает
'154
работать. Часто возникает сложность компоновки системы на ле-
тательном аппарате, поскольку элементы системы невозможно
разместить в разных местах самолета. Усложняется эксплуата-
ция вследствие необходимости заливки и периодической доливки
хладагента в систему, хранения его на складах аэродрома и дру-
гих трудностей, связанных с токсичностью хладагента при повы-
шенных температурах.
Поэтому система с замкнутым компрессорно-испарительным
циклом охлаждения применяется в редких случаях. Чаще, не-
смотря на худшие массовые характеристики, применяются
системы с незамкнутым испарительным циклом охлаждения, как
более надежные и простые для компоновки и эксплуатации.
5. 11. РАДИАЦИОННЫЙ ПРОЦЕСС ОХЛАЖДЕНИЯ
Радиационный процесс охлаждения как способ отвода тепла
от воздуха кабин применяется только на космических летатель-
ных аппаратах (рис. 5.31).
Кабинный воздух 1 забирается вентилятором 2, нагнетается
в теплообменник 3, охлаждается в нем и затем выпускается
в кабину, распределяясь по всему объему ее. Циркуляция тепло-
носителя через теплообменники 3 и 7 обеспечивается насосом 5.
Рис. 5.31. Схема радиацион-
ного охлаждения воздуха
кабины:
/—кабинный воздух, забирае-
мый вентилятором 2, 3—тепло-
обменник. 4—охлажденный ка-
бинный воздух, 5—жидкостной
насос; теплоноситель, 7—ра-
диационный 1(41 'ЮОбМСНННК
В радиационном теплообменнике 7 теплоноситель охлаждается
вследствие излучения тепла в космическое пространство, а в теп-
лообменнике 3 нагревается кабинным воздухом.
Таким образом, в этой схеме имеется промежуточный тепло-
носитель, который может претерпевать фазовые превращения
или оставаться жидкостью без' фазового превращения-
Схемы без промежуточного теплоносителя, т. е. с непосред-
ственным охлаждением воздуха продувкой его через радиацион-
ный теплообменник, находящийся вне кабины космического аппа-
рата, как это показано на рис. 5.32, применяются реже, по-
скольку это связано со следующими трудностями:
— вывод воздухопроводов на поверхность аппарата увели-
чивает опасность утечки воздуха в космическое пространство;
— пробой поверхности теплообменника метеором вызывает
декомпрессию кабины;
— вследствие неравномерного омывания больших поверхно-
стей теплообменника влажным воздухом температура отдельных
его участков может упасть ниже нуля, что приведет к вымора-
155
живанию влаги и забиванию льдом проходных сечений воздухо-
проводов.
В приведенных схемах охлаждения необходимо учитывать
сжимаемость газа. На рис. 5.33 представлен цикл схем охлаж-
дения с газовым теплоносителем.
Рис 5 33 Газовый
Рис 5 32 Схема ра-
диационного охлажде
ния кабинного воз
духа.
/—•охлажденный воздух,
поступающий в кабину 6,
2—нагретый в кабине
воздух, поступающий в
компрессор 5, 3—сжатый
воздух, поступающий в
радиационный теплооб-
менник 4 { Qi— тепло, пе
реданиое кабиной возду-
ху, Q2—тепло, получен
ное воздухом в резуль
тате его сжатия, Q—
тепло, излученное тепло-
обменником)
цикл охлаждения
в диаграмме Т—S
/—2—нагрев газа
(воздуха) в кабине;
2—3—сжатие газа в
компрессоре; 3—1—
охлаждение газа в
радиационном тепло
обменнике (pi—дав
ленке газа на входе
в кабину р2—давле-
ние газа на входе
в компрессор, pi—
давление газа иа вы
ходе из компрессора,
Qi, Q2 и Q—то же, что
и на рис. 5.32)
Процессу нагрева газа в кабине 6 (см. рис. 5.32) соответст-
вует кривая 1—2 (рис. 5.33); газ принимает тепло, равное
Qi = Grcp г(7’2—11) •
Процессу сжатия газа компрессором (см. рис. 5. 32) соответ-
ствует кривая 2—3 (рис. 5.33); газ приобретает тепло, равное
Q2— GTCp т(Т$—Т2).
Процессу отвода тепла в космическое пространство соответст-
- вует кривая 3—1; газ (см. рис. 5. 32) отдает тепло, равное
Q==Qi + Q2=GrCpr(rs—Т[),
где Gr — расход газа;
сР г — теплоемкость газа при постоянном давлении;
Ti —температура газа на выходе из радиационного тепло-
обменника или, что то же самое, на входе в кабину;
Т2 — температура газа на входе в компрессор;
Гз — температура газа на выходе из компрессора или, что
то же самое, на входе в теплообменник.
156
Площад г _______,„.>нного теплообменника с газовым тепло-
носителем определится из уравнения
(5.39)
где р2 — давление газа на входе в компрессор (обычно при-
нимают pi — p?);
Рз — давление газа на выходе из компрессора;
т)к — к. п. д. компрессора.
Кроме рассмотренных воздушных, испарительных и других
циклов охлаждения, в системах кондиционирования применяются
также смешанные циклы охлаждения.
5. 12 СМЕШАННЫЕ ЦИКЛЫ ОХЛАЖДЕНИЯ
Наиболее целесообразными схемами охлаждения кабин лета-
тельных аппаратов, имеющих скорость полета М>3 и высоту
полета Я>30 км, являются смешанные, использующие как воз-
душные, так и испарительные циклы. На рис. 5.34 приведена
смешанная схема, состоящая из одноступенчатой однокаскадной
схемы охлаждения воздушного цикла и схемы испарительного
цикла, а на рис. 5.35 — схема, состоящая из одноступенчатой
двухкаскадной схемы воздушного цикла и схемы испарительного
цикла. Следовательно, первая схема имеет два каскада охлаж-
дения, вторая — три.
Воздух от источника наддува 1 (см. рис. 5.34) поступает
в регенеративный воздухо-воздушный теплообменник (ВВТ),
в котором он охлаждается воздухом, выходящим из кабины 4.
Из теплообменника 2 кабинный воздух поступает в испаритель 3,
охлаждается в нем испаряющимся хладагентом и далее движется
в кабину 4. Пары хладагента 5 выбрасываются в атмосферу,
так же как и воздух 6. Во второй схеме (см. рис. 5.35) воздух
от источника наддува 1 вначале также поступает в теплообмен-
ник, в котором он охлаждается воздухом, выходящим из ка-
бины 5. Затем кабинный воздух поступает в турбину расшире-
ния 3, после чего в испаритель 4 и, наконец, в кабину 5. Ком-
прессор 6 является тормозом турбины 3. Пары хладагента 7
и воздух 8, прошедший через компрессор, выбрасываются в ат-
мосферу.
При больших скоростях полета температура воздуха за диф-
фузором перед теплообменником достигает больших значений.
157
Так, например, при скорости полета /и = 4,5 на высоте 25 км и
при коэффициенте восстановления давления многоскачкового
воздухозаборника 0,6 температура воздуха перед ВВТ равна
830° С без учета сжатия воздуха в компрессоре двигателя. Если
принять к. п. д. ВВТ 0,75, а температуру воздуха на выходе из
отсека 60° С, то температура воздуха перед испарителем соста-
вит 250° С. Для охлаждения этого воздуха в испарительном
теплообменнике требуется большое количество воды, вследствие
чего масса системы кондиционирования сильно увеличивается.
Рис. 5 34 Смешанная схема
охлаждения
/—источник наддува, 2—регенера
тивный теплообменник, 3—испари-
тель, 4—кабина, 5—хладагент, 6—
воздух, выбрасываемый в атмо
сферу
Рис 5 35 Смешанная схем»
охлаждения, состоящая из одно-
ступенчатой двухкаскадной схемы
воздушного цикла и схемы испа-
рительного цикла:
/—источник наддува, 2—регенератив-
ный теплообменник, 3—турбина расши-
рения, 4—испаритель, 5—кабина; 6—
компрессор 7—выход хладагента 8—
воздух выбрасываемый в атмосферу
Для уменьшения массы и снижения температуры воздуха пе-
ред испарителем, например, устанавливают турбину после ВВТ,
как показано на рис. 5. 35.
Температура воздуха за турбиной при степени расширения 5,
и к. п. д. турбины 0,7 уменьшается до 120° С. Количество хлад-
агента, необходимого для охлаждения воздуха в испарительном
теплообменнике, снижается в этом случае примерно в 2,5 раза.
Недостатком установки, приведенной на рис. 5 35, по сравне-
нию со схемой на рис. 5.34 является наличие вращающихся
агрегатов — турбины и компрессора. Вода, применяемая как
хладагент в испарительном теплообменнике, имеет относительно
большую температуру кипения; температура воздуха на входе
в кабину также относительно велика, а температурный напор
мал. Поэтому для отвода определенного количества тепла через
кабину продувается большое количество воздуха. Это связано
с увеличением поверхности теплообмена ВВТ и испарителя,
а также габаритов и массы турбины и компрессора. Чтобы
уменьшить габариты и массу теплотехнических агрегатов, необ-
ходимо снизить расход воздуха через указанные агрегаты. Для
этого нужно увеличить температурный перепад воздуха на входе
в кабину и на выходе из нее.
Если в установке (см. рис. 5.35) вместо воды применить
аммиак и понизить таким образом температуру воздуха, входя-
щего в отсек, до —10° С вместо 20° С, то можно значительно
158
уменьшить массу системы. При этом снизится расход воздуха
через систему и заданная теплоотдача в ВВТ и турбине будет
обеспечена при меньших поверхностях теплообмена и меньших
габаритах и массе турбины.
В рассматриваемых схемах воздух, охлаждающий кабину,
циркулирует по разомкнутому контуру, но это движение воздуха
может происходить и по замкнутому контуру Для этого, напри
мер, воздух 8 следует направлять не в атмосферу, а в кабину 5.
Существует множество сочетаний применяемых схем воздуш-
ных и испарительных циклов, здесь же приведены как пример
две схемы охлаждения. В последнее время смешанные схемы
охлаждения — радиационные и незамкнутые испарительные —
стали применяться также и на космических аппаратах.
В предыдущих параграфах этой главы рассмотрены процессы
и циклы охлаждения кабинного воздуха. Но на летательных
аппаратах приходится иметь дело и с процессами нагрева.
5 13. ПРОЦЕССЫ НАГРЕВА ВОЗДУХА КАБИН
На самолетах с невысокой скоростью полета, на вертолетах
воздух, поступающий в кабины, приходится иногда не охлаж-
дать, а нагревать. Поэтому наряду с наличием на каждом лета-
тельном аппарате системы охлаждения на многих самолетах
и почти на каждом вертолете имеется еще и система нагрева
воздуха в кабине. Воздух нагревается в теплообменниках про-
дуктами сгорания двигателей летательных аппаратов, eeHSHHtf1-
выми и керосиновыми генераторами тепла, специальными элек-
трическими генераторами тепла и тепловыми насосами, т. е.
непосредственно в кабину он подается без охлаждения или ча-
стично охлажденным. Нагретый воздух используется также для
предотвращения запотевания и обмерзания остекления кабин
и защиты всего летательного аппарата от обледенения.
На рис. 5.36 показана схема нагрева кабинного воздуха.
Забортный воздух 1 от заборника поступает в компрессор 2, из
которого направляется к распределителю 3. Далее некоторая
часть воздуха поступает в генератор тепла 4, затем в смеситель 5,
а остальная часть его направляется к смесителю, минуя генера-
тор тепла. После смесителя горячий воздух движется в кабину 6,
где отдает часть тепла и выбрасывается в атмосферу. В зависи-
мости от заданной температуры воздуха в кабине распредели-
тель обеспечивает требуемый расход воздуха через генератор
тепла.
На рис. 5.37 представлен процесс нагрева воздуха кабины.
Количество тепла, сообщенное 1 кг воздуха в процессе сжатия
определяется площадью 2'—2—4—4!—2'. Количество тепла,
сообщенное воздуху в генераторе тепла (<7П), характеризуется
площадью 2'—2—3—3'—2'. Поскольку воздух входит в кабину
159
с параметрами точки 3, а выходит из нее с параметрами точки 5,
то количество тепла, отданное кабине 1 кг воздуха (<?«), опреде-
лится площадью 5'—5—3—3'—5'.
Пренебрегая тепловыми потерями в системе нагрева, к. п. д.
системы, определяемый отношением количества тепла, передан-
Рис. 5. 36. Схема нагрева кабинного воздуха:
/—забортный воздух, 2—компрессор; 3—распределитель;
4—генератор тепла, 5—смеситель; 6—кабина; 7—воздух, вы-
брасываемый в атмосферу или возвращаемый в компрессор
кого кабине, к количеству тепла, полученного системой, можно
выразить следующим уравнением:
Т] — Тк
Vc + ?п Тз — 7\
(5.40)
В современных системах нагрева ц^0,6. Можно значительно
~ повысить т), если применить рециркуляцию воздуха, т. е. выхо-
дящий из кабины воздух 7 не выбрасывать в атмосферу, а на-
правлять к входу в компрессор 2, как это показано пунктирной
линией на рис. 5.36.
Рис. о. 37. Процесс нагрева
кабинного воздуха в диа-
грамме Т—S:
2—2—процесс сжатия воздуха
в компрессоре; 2—3—процесс
нагрева воздуха в генераторе
тепла; 5—5— процесс охлажде-
ния (передача тепла кабине)
воздуха; 5—процесс удаления
воздуха из кабины и охлажде-
ние его вне кабины; Ti, pt—тем-
пература и давление воздуха
в начале процесса сжатия (точ-
ка 2); Гк, рк—температура и
давление воздуха в кабине
(точка 5)
Повышение q возможно и другими способами, например, при
помощи регенеративного теплообмена или утилизации энергии
выходящего из кабины воздуха, но на практике этими способами
очень редко пользуются вследствие малой их эффективности
и значительных конструктивных усложнений системы нагрева.
ГЛАВА VI
СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
6.1. ОДНОСТУПЕНЧАТЫЕ ДВУХКАСКАДНЫЕ СИСТЕМЫ
КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Система с конвективным теплообменом
Принципиальная схема системы кондиционирования пасса-
жирского самолета с наддувом кабины от компрессора двига-
теля приведена на рис. 6.1. В общем случае бортовая система
кондиционирования в герметической кабине при любых атмо-
сферных условиях и для всех режимов полета должна поддер-
живать заданные давление, температуру, влажность, физико-
химический состав воздуха, а также допустимый уровень шума.
В соответствии с этими задачами в систему кондиционирова-
ния (СК) входят следующие основные элементы:
1) агрегаты оборудования;
2) приборы автоматического регулирования;
3) приборы ручного управления;
4) контрольная аппаратура;
5) сигнализационная аппаратура;
6) вспомогательное оборудование и монтажные конструкции.
Атмосферный воздух забирается воздухозаборником /, очи-
щается от механических примесей в фильтре 2 и поступает в ком-
прессор 3 двигателя. Основная масса воздуха после сжатия
в компрессоре 3 направляется в камеру сгорания самолетного
двигателя, а'часть его отбирается в СК кабин пассажирской и
экипажа. Этот воздух проходит перекрывной кран 4 (дистанци-
онную заслонку), регулятор — ограничитель абсолютного дав-
ления 5, обратный клапан 6, газовый фильтр 9 и через распреде-
лительный кран 10 поступает в другие агрегаты системы конди-
ционирования. В самолетах с несколькими двигателями воздух
для наддува кабины отбирается одновременно от всех компрес-
соров или нагнетателей.
Регулятор абсолютного давления или регулятор расхода
ограничивает максимальное значение абсолютного давления воз-
6
1897
161
духа в системе и вместе с мерной трубкой и гидравлическим
сопротивлением системы ограничивает максимальный расход
воздуха Регулятор расхода воздуха должен обладать большой
Рис 6 1 Схема системы кондиционирования
I—воздухозаборник двигателя 2 9—фильтры (Ф) 3—компрессор двига
теля (К) 4—перекрывной кран (дистанционная заслонка) 5—регулятор
ограничитель абсолютного давления (Рд) 6 37—обратные клапаны, 7—
штуцер к наземному кондиционеру 8 18 26 58 61—заслонки 10—распре
делительный кран //—сепаратор влаги 12 64—генераторы тепла 13—воз
духозаборники теплообменника 14—воздухо воздушный теплообменник
(BBT) 15—выходная заслонка 16—турбохолодильник (ТХ) 17—влагоот
делитель 13—глушитель шума 20—расходомер воздуха 21—смеситель
22—датчик температуры 23—задатчик температуры 24 4/—регуляторы рас
хода (Рр) 25 55—увлажнители 28—воздух нз туалета 29—привод заслон
ки 30—заслонка 81—регулятор влажности (Рв) 32 33 39—распределители
воздуха 34—пассажирская кабина 35—термостат 36—электромагнитный
клапан 37—бак для воды 38—термометр 40—сервопривод 42—регулятор
давления (Рд) 43 46—предохранительные клапаны 44 62—межкабнниые
клапаны 45—бачок для воды 47—ограинчнтель температуры остеклении
48—осушительный патрон 49—щиток 50—кабина экипажа 5/—электро
магнитный клапан 52 53—расходомер 53 67—дроссельная заслонка
54—регулятор влажности 56—воздух в камбуз 57—термостат 59—воздух
в туалет 60—выброс воздуха в атмосферу 65—регулятор давления
66—воздухозаборник 68—воздух нз атмосферы
чувствительностью и быстротой срабатывания, чтобы в кабине
не возникали пульсации давления, а число оборотов турбохоло
дильника не превышало допустимого Давление воздуха за ре
гулятором и в кабине должно оставаться постоянным, несмотря
На то, что изменение режима работы двигателей, от которых
отбирается воздух, может вызвать значительные изменения дав-
ления перед регулятором расхода (порядка до 40-104 Н/(м2с)
Пульсации давления могут возникать также при переключении
регулятора температуры и соответствующем изменении расхода
воздуха по горячей и холодной линиям.
Обратный клапан 6 служит для автоматического отключения
системы в случае выхода из строя самолетного двигателя или
разрушения воздушной магистрали на участке от двигателя до
обратного клапана. Дистанционная заслонка 4 предназначена
для включения и выключения системы кондиционирования
й пульта летчика.
Газовый фильтр 9 служит для очистки воздуха от вредных,
преимущественно газовых примесей (окиси углерода, продуктов
пиролиза и т. д.). Распределительный кран 10 направляет посту-
пающий воздух по горячей (байпасной) и холодной линиям
системы в зависимости от температуры этого воздуха, холодо- и
теплопроизводительности холодной и горячей линий. Управление
распределительным краном осуществляется регулятором темпе-
ратуры, с помощью которого летчик устанавливает температуру
в пределах 5—20° С. Датчиками служат термостаты 35 и 57,
установленные в кабинах, а исполнительным механизмом — сер-
воприводы распределителей.
Воздух, поступающий из распределительного крана в холод-
ную линию, охлаждается в воздухо-воздушном теплообмен-
нике 14 забортным воздухом, подаваемым под скоростным
напором или нагнетаемым вентилятором турбохолодильника. Теп-
лообменник 14 устанавливается в специальном туннеле, имею-
щем воздухозаборник 13 и выходную заслонку 15. В некоторых
случаях на входе в воздухо-воздушный теплообменник устанав-
ливается регулирующая заслонка, которая для предохранения
от обледенения обогревается воздухом, подаваемым через гене-
ратор тепла 12.
Для предотвращения попадания влаги в СК, например, при
полете в тумане или при взлете гидросамолетов устанавливают
сепаратор влаги 11.
Первым каскадом охлаждения обычно является воздухо-воз-
душный теплообменник, вторым — турбохолодильник 16, вклю-
чаемый при помощи заслонки 18 Воздух, охлажденный в тепло-
обменнике, направляется непосредственно на турбину или в ком-
прессор, если турбохолодильник выполнен с центробежным
компрессором (по схеме «с поддувом»).
Окончан'льно охлажденный воздух поступает во влагоотде-
лшель 17 Влага из воздуха выпадает вследствие понижения
его темпера!уры при расширении в турбохолодильнике. Это осо-
бенно важно учитывать при полете на небольших высотах в теп-
лое время года при высокой влажности воздуха. Размеры ча-
стиц водяного тумана, выходящего из турбохолодильника, 1—
2 мкм. Поэтому вначале необходимо осуществить коагуляцию
168
этих частиц при помощи фильтра в небольшие капли, а затем
уловить их в инерционных ловушках, из которых влага уда-
ляется затем наружу.
Из влагоотделителя 17 воздух попадает в глушитель шума
19, создаваемого турбиной и вентилятором, а также компрессо-
ром самолетного двигателя.
Расходомеры 20 служат для измерения количества воздуха,
подаваемого в кабины. При продувке кабины забортным возду-
хом под скоростным напором (а у некоторых самолетов также
в полете на большой высоте) теплосодержание воздуха даже
при отключенной холодной линии может быть недостаточным
для поддержания требуемой температуры в кабине. В этих слу-
чаях воздух подогревается в генераторе тепла 64, установлен-
ном в горячей линии. Подогреватель представляет собой топ-
ливный или электрический генератор тепла.
На горячей линии устанавливают расходомер 63 и регулятор
давления 65, поддерживающий давление примерно равным дав-
лению воздуха в холодной линии за турбохолодильником. Горя-
чая и холодная линии за турбохолодильником соединяются
в смесителе 21, и воздух направляется в пассажирскую кабину 34
и кабину экипажа 50.
Температура воздуха в пассажирской кабине регулируется
при помощи термостата 35, передающего импульс через щиток 49
на сервопривод распределительного крана 10. Так как кабина,
представляющая собой большую емкость, обладает значитель-
ной тепловой инерцией, то регулирование температуры только
при помощи термостата 35 происходить с'большим запаз-
дыванием. Для- уменьшения запаздывания в воздухопроводе
перед входом воздуха в кабину установлены датчик 22 и задат-
чик 23 температуры, также передающие импульс на сервопри-
вод распределительного крана 10. На некоторых пассажирских
самолетах с целью создания температурных условий в кабине
экипажа, отличных от условий в пассажирской кабине, устанав-
ливается дополнительный распределитель воздуха 39, приводи-
мый сервоприводом 40. Импульс сервоприводу 40 подается от
термостата 57, установленного в кабине экипажа. Расход воз-
духа в пассажирской кабине и кабине экипажа регулируется
при помощи регуляторов расхода 24 и 41.
Перед поступлением в коллектор кабины воздух увлажняется.
Увлажнитель может управляться вручную или автоматом регу-
лирования влажности 31 и 54. Вода в увлажнители 25 и 55 по-
дается из баков 37 и 45 через электромагнитные клапаны 36 и 51.
Обратный клапан 27 служит для автоматического отключе-
ния кабины от системы кондиционирования в случае поврежде-
ния последней, а также при вентиляции кабины от аэродромного
кондиционера. Из коллектора воздух направляется по разводя-
щим трубопроводам для обдува стекол фонаря через ограничи-
тель температуры остекления 47 и осушительный патрон 48,
164
к членам экипажа через дроссельную заслонку 53 и расходо-
мер 52, а также к отдельным агрегатам. При этом в кабине
создается избыточное давление, всегда определяемое регулято-
ром давления воздуха 42, а в отдельных случаях предохрани-
тельным клапаном 46. Из кабины нагретый или охлажденный
воздух с продуктами дыхания, выделяемыми экипажем, выбра-
сывается в атмосферу через регулятор давления 42, а при пере-
наддуве— через предохранительный клапан 46.
Регулятор давления 42 служит для поддержания давления
воздуха в кабине по заданному закону, а также для ограничения
максимальной скорости изменения давления. Клапан 46 служит
для предохранения кабины от разрушения при кратковременном
возникновении избыточного давления в кабине сверх допусти-
мого из-за резкого увеличения количества подаваемого в кабину
воздуха. Предохранительный клапан в случае выхода его из
строя в открытом положении обеспечивает дросселирование
выхода воздуха -для поддержания определенного давления в
кабине. На всех высотах полета на каждого пассажира и
члена экипажа должно подводиться не менее 0,54 кг/мин воз-
духа. ,
На большинстве самолетов наддув кабины регулируется пу-
тем подачи сигнала от командного прибора регулятора давления
на выпускные клапаны, дросселирующие воздух, выпускаемый
в атмосферу.
Количество воздуха, подаваемого в кабину, определяется
в основном требованиями охлаждения и в меньшей степени тре-
бованиями удаления СО2 и других токсичных газов.
Наддув на пассажирском самолете не должен вызывать пуль-
сирующих давлений воздуха в кабине. Кабинный регулятор дав-
ления воздуха должен поддерживать заданные скорости измене-
ния давления в течение всего полета, а также во время подъема и
спуска самолета. В полете происходит непрерывная вентиляция
кабины самолета воздухом, который уносит избытки тепла или
холода, а также продукты дыхания в атмосферу.
Если на самолетах несколько герметических кабин, то''си-
стема кондиционирования выполняется с автономными линиями
для каждой кабины. Кроме того, на пассажирских самолетах
число автономных линий наддува обычно равно числу двигате-
лей. Этим обеспечиваются надежность системы и равномерное
распределение воздуха в кабине без превышения допустимых
скоростей его движения. Системы кондиционирования пассажир-
ской кабины и кабины экипажа отделены одна от другой кла-
панами 44 и 62 для автоматического отключения подачи воздуха
в кабину экипажа в случае нарушения ее герметичности. При
полете на небольших высотах наддув кабин осуществляется
атмосферным воздухом через заборник 66 и дроссельную за-
-слонку 67. Уменьшение массового расхода воздуха, подводимого
в кабины, из-за выхода из строя одного из самолетных двигате-
165
лей или какого-либо агрегата системы не должно влиять на ре-
гулирование наддува
Воздух из туалетных, камбузных и грузовых кабин не должен
попадать в пассажирскую кабину Для этого давление воздуха
в таких кабинах должно быть меньше, чем в пассажирских.
С целью противопожарной безопасности необходимо иметь воз-
можность перекрывать доступ воздуха в кабины при помощи
дроссельных заслонок 58 и 30
Система кондиционирования включает в себя комплект конт-
рольной аппаратуры, в который входят следующие приборы:
а) указатель высоты полета и перепада давлений в кабине
и в окружающей среде;
б) расходомер для измерения количества воздуха, поступаю-
щего в герметическую кабину,
в) термометр для измерения температуры воздуха в гермети-
ческой кабине,
г) указатель температуры воздуха на остеклении для предо-
хранения его от перегрева,
д) указатель окиси углерода для предупреждения экипажа
о появлении ее опасной концентрации;
е) влагомер для измерения влажности воздуха в кабине
В комплект сигнализационной аппаратуры входят следую-
щие приборы
а) сигнализаторы для предупреждения экипажа о достиже-
нии самолетом предельной высоты;
б) сигнализатор для предупреждения экипажа о возникно-
вении предельных перепадов давлений;
в) сигнализатор, предупреждающий экипаж об отклонении
влажности воздуха от нормы;
г) сигнализатор окиси углерода;
д) сигнализатор предельных температур воздуха и др.
Несмотря на то что система кондиционирования с конвектив-
ным теплообменом получила широкое распространение, опыт ее
эксплуатации показывает, что она обладает двумя значитель-
ными недостатками При конвективном теплообмене имеет место
значительный перепад между температурой внутренней стенки
кабины и кабинным воздухом Это объясняется небольшой вели-
чиной коэффициента теплоотдачи от движущегося с малой ско-
ростью кабинного воздуха к внутренним стенкам кабины
Согласно санитарно-гигиеническим нормам разница между тем-
пературой воздуха в кабине и температурой внутренних стенок
не должна превышать 3°С Уменьшить температурную разность
между стенкой и воздухом можно несколькими способами; уве-
личением термического сопротивления стенки, увеличением ин-
тенсивности теплообмена между циркулирующим в кабине воз-
духом и внутренними стенками кабины и др. Первый способ свя-
зан с увеличением массы теплоизоляции и, следовательно, при
этом ухудшаются летные характеристики самолета. Второй спо-
166
соб приводит к значительному увеличению скорости воздуха вну-
три кабины, что противоречит требованиям, согласно которым
скорость воздуха в кабине не должна превышать 0,5 м/с, кроме
того, при этом увеличивается необходимый расход воздуха
Другим недостатком СК с конвективным теплообменом
является неравномерность распределения охлаждающего воз-
духа по кабине, вследствие чего в некоторых точках объема
кабины температура воздуха может значительно отличаться от
требуемой по техническим условиям
Устранить в какой-то мере указанные выше недостатки,
обеспечив равномерное температурное поле во всем объеме ка-
бины с сохранением температуры ее стенок на определенном
уровне, можно при переходе к СК с панельным теплообменом
Система с панельным теплообменом
Схема системы кондиционирования пассажирского самолета
с панельным теплообменом приведена на рис 6 2. Воздух, отби-
раемый от каждого двигателя, через перекрывные краны 2, огра-
ничители давления 3, обратные клапаны 4 и 5, дроссельные
заслонки 8 и другие агрегаты системы кондиционирования посту-
пает в кабину. С помощью перекрывного крана основной
системы 11 и распределительного крана 34 воздух направляется
в воздухо-воздушный теплообменник 37 и турбохолодильник 36
или, минуя турбохолодильник, через перепускной клапан 35, а за-
тем через обратный клапан 33, задатчик расхода 32, глушитель
шума 31 и увлажнитель 19 по разводящим воздухопроводам
поступает в обогревательные панели кабины Задатчик рас-
хода 32 воздействует на командный прибор регулятора расхода
30, который через синхронизатор расхода 28 изменяет положе-
ние дроссельных заслонок 8 Вода в увлажнитель 19 подается из
бака 15 через соленоидный клапан 17, управляемый импульсом
от датчика влажности 39 и задатчика влажности 38 через уси-
литель 18 Из нагревательных панелей воздух через отверстия 16
поступает в пассажирскую кабину и оттуда через насадки 23
и регулятор давления 21 выбрасывается в атмосферу. Предохра-
нительный клапан 22 выполняет ту же роль, что и в системе кон-
диционирования конвективного типа
Теплообмен в кабине экипажа осуществляется путем конвек-
ции В системе кондиционирования установлен дополнительный
распределительный кран 29 для подмешивания к кабинному
воздуху горячего воздуха из основной системы пассажирской
кабины. Далее воздух через перепускной клапан 27 направляется
в кабину экипажа, где установлены регулятор давления 25, пре-
дохранительный клапан 26 и термостат 24, дающий импульсы на
серводвигателе распределительного крана 29. Часть воздуха,
отбираемого в систему кондиционирования, в Случае обледенения
самолета может быть отведена в противообледенительную
-167
систему через заслонку 6 и перекрывной кран 7. Кроме описан-
ной выше системы кондиционирования, имеется другая, дубли-
рующая система, работающая при выходе из строя первой^.
Рис. 6.2. Схема системы кондиционирования пассажир-
ского самолета с панельным теплообменом:
/—отбор воздуха из двигателя; 2—перекрывной кран; 3—ограни-
читель давления; 4, 5, 33—обратные клапаны; 6—заслонка
к противообледенительной системе; 7—перекрывной кран; 3—
дроссельная заслонка; 9—перекрывной край эжектора; 10—пере-
крывной кран дублирующей системы; //—перекрывной кран
основной системы; 12—турбохолодильная установка дублирую-
щей системы (ТХУ); J3—обратный клапан; /4—эжектор дубли-
рующей системы (Э); /5—бак для воды; 16—воздухоподводящие
отверстия; 17—соленоидный клапан; 18—усилитель; 19—увлаж-
нитель; 20—фильтр (Ф); 21—регулятор давления в кабине (Рд);
22, 25—предохранительный клапан; 23—насадка; 24—термостат;
25—регулятор давления (Рд); 27—перепускной клапан; 28— син-
хронизатор расхода; 29—распределительный кран; 30— регулятор
расхода (Рд); 31—глушитель шума; 32—задатчик расхода;
34—перекрывной и распределительный край; 35—перепускной
клапан; 36—турбохолодильник (ТХ); 37—воздухо-воздушный
теплообменник (ВВТ); 33—задатчик влажности; 39—датчик
влажности; 40—термостат
Работа системы панельного теплообмена может осущест-
вляться по открытой, замкнутой и смешанной принципиальным
схемам. При открытой схеме нагретый воздух, отдав тепло стен-
кам панели, выводится в атмосферу. Для вентиляции кабины
используется отдельная система. Преимущество такой схемы
заключается в том, что система кондиционирования получается
168
более простой, чем при конвективном теплообмене, так как отпа-
дает необходимость обеспечения теплового режима в кабине.
Недостатки этой схемы — сложность и большая масса, обуслов-
ленные необходимостью применять две системы — систему па-
нельного теплообмена и систему кондиционирования воздуха
в кабине.
В замкнутой схеме панельного теплообмена нагретый воздух
из панелей возвращается в теплообменник, после чего нагнетате-
лем подается снова в панели. При этом получается выигрыш
в массе нагнетателя и теплообменника благодаря меньшим, чем
в открытой системе панельного теплообмена, перепаду давлений
и температурам на входе в нагнетатель и теплообменник и вы-
ходе из них. Кондиционирование воздуха в кабине, как и в от-
крытой системе, обеспечивается отдельной системой.
При смешанной схеме часть нагретого воздуха, отдав тепло
панелям, выводится в атмосферу или направляется в теплооб-
менник, а основная часть его поступает в кабину для вентиляции,
после чего направляется в атмосферу или в регенерационную
установку.
При этой системе создается выигрыш в массе вследствие
совмещения систем панельного теплообмена и кондиционирова-
ния, но усложняется регулирование.
На основании предварительных расчетов, в которых за кри-
терий оценки систем была принята необходимая мощность,
можно сделать следующие выводы.
1. На малых высотах целесообразно применять открытую
схему панельного теплообмена.
2. На больших высотах более выгодна замкнутая схема, так
как при этом нагнетающая система значительно легче, чем для
открытой схемы.
3. Смешанная схема по потребляемым мощностям занимает
среднее место между открытой и замкнутой. Однако в этом слу-
чае усложняются проблемы кондиционирования воздуха
в кабине.
В системе панельного теплообмена температура воздуха на
входе в панель или на выходе из нее и скорость воздуха в ней
задаются такими, чтобы получилось определенное соотношение
между температурой пола и потолка, а также между температу-
рой «теплой стенки» и воздухом в кабине.
Основной недостаток системы кондиционирования с панель-
ным теплообменом сводится к следующему. При условии сохра-
нения тех же летно-технических данных самолетй, что и при
конвективном теплообмене, переход к панельному теплообмену
связан с затрата! и мощности на провоз дополнительного груза
вследствие конструктивных особенностей системы, а также на
преодоление дополнительных внешних и внутренних сопротив-
лений.
169
Вторым серьезным недостатком системы кондиционирования
с панельным теплообменом по сравнению с конвективным
является сложность конструктивного ее выполнения и отработки
Тепловой расчет кабины с панельным теплообменом
Для проведения поверочного теплового расчета кабины
с пацельным теплообменом необходимы следующие исходные
данные крейсерская скорость полета V, высота полета й, объем
кабины Vk, обогреваемая поверхность фюзеляжа 5, длина ка-
бины /к, высота кабины йк, длина одной панели /п, количество
панелей лп, средняя температура воздуха в кабине tK, средняя
температура внутренних стенок кабины iB, допустимые перепады
температур воздуха по высоте и длине кабины At^h и Msi, допу-
стимый перепад температур поверхности внутренней стеики Д£в
по ее высоте, допустимая скорость воздуха в кабине vK> количе-
ство пассажиров в кабине, теплоизоляционные, массовые и меха-
нические характеристики тепло-звукоизоляционных материалов,
изменение давления в кабине по высоте полета
Расчет системы панельного теплообмена для режима крейсер-
ской скорости полета на рабочей высоте при минимально воз-
можной температуре атмосферного воздуха производится мето-
дом последовательных приближений Тепловой и гидравлический
расчет проводится для одной панели, в предположении что теп-
лообмен и сопротивление всех панелей одинаковы Основной
задачей теплового расчета является определение перепада тем-
ператур воздуха и панели при выполнении указанных выше тех-
нических требований
При расчете системы, работающей по смешанной схеме,
последовательно определяют следующие параметры
1 Массовый расход воздуха через одну панель
______Очас
'-*11_ч
где Счас — часовое количество воздуха, поступающего в панели,
определяемое из условий вентиляции кабины
Очас = ПбУк,
где п — кратность обмена (обычно принимается п>10),
о — плотность воздуха
Давление воздуха в панелях принимается равным давлению
в кабине
2 Теплофизические характеристики Воздуха (вязкость и теп-
лопроводность), подаваемого в панель, задаваясь температурой
воздуха на входе в панель tn =25—35° С (в зависимости от тем-
пературы торможения и температуры наружной обшивки сЗмо-
70
лета) Температура воздуха на выходе из- панели принимается
равной температуре воздуха в кабине /и = /к Средняя темпера-
тура воздуха в панели
"п ср g
3 Площадь поперечного сечения панели для прохождения
воздуха
/7п = Мп м2,
где Ьа — толщина, 1П — длина панели
Средняя скорость движения воздуха в панели
G„ ,
D —-----п-- м/с
" ЛЛсрЗбОО 1
Число Рейнольдса для воздуха, движущегося в панели,
Re=-^2-
Vcp
4 Число Нуссельта
Nun=l,02Re°>38 при 0<Re<3000,
Nun= 1,128Re07 при Re>5000
Проектировать панели для работы в переходной области
(3000<Re<5000) не рекомендуется, так как небольшое измене-
ние скорости воздуха или ширины воздухопровода в панели мо-
жет резко изменить величину теплового потока
5 Коэффициент теплоотдачи от поверхности панелей к ка-
бинному воздуху из критериального уравнения теплообмена при
свободном движении воздуха вдоль вертикальной стенки
NuK=c(Gr Рг)п,
где Gr — число Грасгофа, с и п — коэффициенты
За определяющую температуру принимается средняя темпе-
ратура
2 _ ^СТ + (к
гср— 2
где tK — средняя температура воздуха в кабине,
/от — средняя температура стенки со стороны кабины, обычно
/от принимают на 1—2* С выше температуры кабинного
воздухе /к
171
Число Грасгофа
где
V2
д/ ^ст ^к,
h — высота панели, равная высоте кабины hK.
Значения коэффициентов сип, входящих в приведенное
выше уравнение, определяются в зависимости от величины про-
изведения (Gr Рг). Коэффициент теплоотдачи от воздуха внутри
панели к ее стенке
NunXcp
Коэффициент теплоотдачи от стенки панели к кабинному
воздуху
_ NuKXK
ак~~Т-
Учитывая, что в кабине имеет место направленное движение
воздуха, эффективный коэффициент теплоотдачи принимают на
25% больше ак:
ОСк.эф = 1,25 (Хк.
Коэффициент теплоотдачи от обшивки к наружному воздуху
определяется из уравнений, приведенных в разд. 5.6.
При определении коэффициента теплопередачи k от воздуха
панели к воздуху кабины можно пренебречь термическим сопро-
тивлением стенки.
6. Количество тепла, передаваемого от панели в кабину,
Ql = Vl(Aicp- tK\
Количество тепла, передаваемого от панели наружному воз-
духу,
Qa — ср te),
где te — температура восстановления.
Площади внутренней и наружной поверхностей панелей отли-
чаются незначительно, поэтому можно принять F2=Fi.
7. Теплопередачу через пол кабины. Для этого задаются тем-
пературой пола со стороны кабины inn примерно на 10° С ниже
температуры воздуха в кабине /к. Затем определяют теплофизи-
172
ческие характеристики воздуха (ц, о, v, X) при средней темпера-
туре воздуха у пола кабины:
где /’ — температура воздуха на выходе из кабины (прини-
мается на 1—2° выше средней температуры воздуха
в кабине).
Коэффициент теплоотдачи от воздуха кабины к полу aM опре-
деляют из условий свободной конвекции, аналогично тому, как
это делалось для панелей. С учетом некоторой турбулизации
воздуха у пола полученное таким образом значение коэффи-
циента теплоотдачи необходимо увеличить на 25%, а затем,
учитывая, что тепловой поток направлен сверху вниз, уменьшить
на 30%:
«11лэф=2г^=0,96апл.
1, о
Теплопередачу через воздушную прослойку пространства под
полом определяют, пользуясь величиной эквивалентного коэф-
фициента теплопроводности. Высота воздушной прослойки равна
высоте помещения под полом за вычетом толщины изоляции
внутри обшивки. Задаются температурой пола tB пл И ИЗОЛЯЦИИ
61из (со стороны воздушной прослойки). Средняя температура
воздушной прослойки под полом
'ср пл 2
8 Теплофи шческие харакн’рисгики воздуха при температуре
t, |, п „ а также число Грасгофа:
Огпл = ^ Д/ПЛ)
^ПЛ
где б — высота воздушной прослойки под полом:
А^в пл = пл ^в из-
По величине произведения Gr Рг находят значения коэффи-
циентов с и и, а по ним — коэффициент конвекции:
eK = c(Gr Рг)пл".
При 103< (Gr Рг)пл< Ю6
8K = 0,105(Gr Рг)пл0,3;
при 106< (Gr Рг)пл<Ю10
8K = 0,4(Gr Рг)пл0,2.
173
Тепловой поток передаваемый через воздушную прослойку
^ЭВВ^^В пл
Я в п« ; 5
о
где Аэкв — эквивалентный коэффициент теплопроводности
^экв = 8к^
С учетом лучистого теплообмена между полом и изоляцией
эффективный коэффициент теплопроводности прослойки может
быть представлен в виде
А^пл эф = 8кХ + Одб
где ал — приведенный коэффициент теплоотдачи излучением
Коэффициент теплопередачи от воздуха кабины к наружному
воздуху через пол
где ао — коэффициент теплоотдачи от обшивки к наружному
воздуху
Количество тепла QnT отдаваемого через потолок кабины
определяют аналогичным методом задаваясь температурой
внутренней стенки кабины Эта температура примерно равна
температуре пола При определении коэффициента теплоотдачи
от воздуха к потолку учитывают турбулизацию воздуха около
потолка (увеличивая расчетное значение коэффициента на 25%)
а также направление теплового потока (вверх к потолку), допол
нительно увеличивая это значение еще на 30%
После проведения всех расчетов составляют тепловой баланс
кабины
Q14" Ql' Qm—Qn т= ДчасСрД^к
где ДД — изменение температуры воздуха в кабине a Qi — коли
чество тепла, выделяемое пассажирами откуда температура воз
духа на выходе из кабины
^к = 4" Д^к
Далее проверяют среднюю температуру воздуха в кабине
к 2
В случае больших отклонений tK от принятого значения расчет
повторяют до удовлетворительного совпадения
174
6 2 ОДНОСТУПЕНЧАТЫЕ ТРЕХКАСКАДНЫЕ СИСТЕМЫ
КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Системы с воздушным циклом
Система кондиционирования типового зарубежного истреби-
теля (рис 6 3) отличается от системы пассажирского самолета
простотой принципиальной схемы, так как здесь главное вни-
мание уделяется максимальной надежности и максимальному
уменьшению массы системы и герметической кабины
При сверхзвуковых скоростях полета температура торможе-
ния наружного воздуха возрастает настолько, что при охлажде-
Рис 6 3 Схема системы кондиционирования
истребителя
/—компрессор двигателя (К) 2 6—турбохолоднль
вики (ТХ) 3—регулятор абсолютного давления (Рд)
4—топливо воздушный теплообмеияик (ТВТ) 5—воз
Духо воздушный теплообменник (ВВТ) 7—распреде
лительный крац в Ю 24—обратные клапаны 9—водо
воздушный испаритель (ВВИ) //—заслонка /У—
воздухозаборник 13—ручной регулятор воздуха,
14—ограничитель давления /5—ограничитель темпе-
ратуры 16—предохранительный клапан /7—коллек
тор остекления /в—указатель температуры на остек-
лении 19—регулятор давления (Рд) Я?—осушитель
иый патрон 21—регулятор температуры (Рт) 22 29—
заслонки 23—заборник 25—генератор тепла 26—ре
дуктор давления 27—распределительный кран 28—
штуцер к противоперегрузочному костюму
нии в теплообменнике температура кабинного воздуха перед тур-
бохолодильником остается слишком высокой Чтобы поддержи-
вать температуру кабинного воздуха перед входом в кабину
в заданных пределах, приходится вводить третью ступень охлаж
дения Для этого, кроме воздухо воздушных теплообменников
и турбохолодильников, часто устанавливают испарительные
теплообменники, воздух в которых охлаждается за счет скрытой
теплоты испарения хладагентов Испарительные теплообменники
работают по открытому циклу
Воздух, отбираемый от компрессора 1 самолетного турбо-
реактивного двигателя, проходит через регулятор абсолютного
давления 3, заслонки 29 и распределительный кран 27 в холод-
ную и горячую линии системы кондиционирования На самоле
тах-истребителях для более эффективного использования системы
кондиционирования по высотам часто ее форсируют, т е на
больших высотах отбор воздуха автоматически переключается
на другую ступень компрессора с более высоким давлением
175
Перед распределительным краном имеется штуцер 28 для
отвода воздуха в противоперегрузочный костюм. В холодной
линии кабинный воздух предварительно охлаждается в воздухо-
воздушном теплообменнике 5 встречным потоком атмосферного
воздуха. Управление вторым распределительным краном 7 про-
изводится регулятором температуры 21, который приводит в дей-
ствие первый распределительный кран 27. Это — вторая линия
автоматического регулирования температуры кабинного воздуха.
Оба распределительных крана сблокированы между собой. При
работе крана 27 второй кран 7 не работает и находится в таком
положении, что воздух полностью направляется в турбохоло-
дильник 6, минуя водо-воздушный испаритель 9. При работе
крана 7 кран 27 не работает и находится в положении, когда
горячая линия полностью перекрыта.
В линии водо-воздушного испарителя 9 установлен обратный
клапан 8, предотвращающий испарение жидкости, когда воздух
направляется в турбохолодильник 6, минуя .испаритель. За тур-
бохолодильником установлен обратный клапан 10.
Температура воздуха, отбираемого от самолетного двигателя,
понижается с увеличением высоты, и с некоторой высоты она
может оказаться недостаточной для обогрева кабины и остекле-
ния фонаря. Поэтому в системе кондиционирования устанавли-
вают специальный генератор тепла 25. Редуктор давления горя-
чей линии 26 понижает давление до величины, равной давлению
холодного воздуха за турбохолодильником. За генератором тепла
установлен обратный клапан наддува 24, предохраняющий ка-
бину от разгерметизации в аварийных случаях.
За обратным клапаном наддува 24 обе ветви системы соеди-
нены, а в питающей линии установлен переключатель воздуха 13,
которым летчик вручную регулирует подачу воздуха в кабину
от обеих ветвей системы. Так, например, при некоторых условиях
полета в зоне интенсивного обледенения необходима увеличен-
ная подача нагретого воздуха на остекление фонаря кабины.
В этом случае переключателем горячий воздух направляется
из левой ветви воздухопровода в правую. В другом случае при
больших теплопотерях кабины весь горячий воздух необходимо
подавать в кабину для поддержания в ней необходимой темпе-
ратуры.
Ограничитель температуры 15 предохраняет остекление от
перегрева и связан с указателем температуры воздуха на остек-
лении 18 и с холодной ветвью системы. В случае недопустимого
повышения температуры воздуха йа остеклении ограничитель
перекрывает воздухопровод с горячим воздухом и перепускает
воздух из холодной ветви воздухопровода. Патрон 20 предназ-
начен для полной осушки воздуха, подаваемого к стеклам.
Из осушительного патрона воздух через коллектор остекле-
ния 17 поступает на остекление фонаря герметической ка-
бины.
176
Ручной регулятор подачи воздуха 13 используется при отказе
Системы автоматического регулирования. Заборник 23 предназ-
начен для подсоединения к аэродромному кондиционеру борто-
вой системы кондиционирования. Внутри кабины имеется отвод
для наддува скафандра летчика. Требуемая температура воз-
духа для скафандра регулируется автоматически и вручную лет-
чиком при помощи крана-смесителя, который в зависимости от
требуемой температуры воздуха в скафандре распределяет его
по горячей и холодной линиям. Регулятор температуры 21 управ-
ляется задатчиком температуры, установленным на пульте
летчика.
Воздух, попадая в скафандр, вентилирует его и через регу-
лятор давления скафандра выбрасывается в кабину. Подачу воз-
духа в скафандр можно изменить соответствующим регулятором.
В скафандре поддерживается заданное избыточное (над кабин-
ным) давление, достаточное для его вентиляции. При разгерме-
тизации кабины в скафандре поддерживается избыточное (над
атмосферным) давление в зависимости от высоты полета.
При опасном перепаде давлений автомат высокого давления
через соленоидный клапан включает аварийный наддув и элек-
трический генератор тепла. Из баллона аварийного наддува
сжатый воздух поступает в редуктор, далее по трубопроводам
через соленоидный и обратный клапаны и кран аварийного над-
дува — в электрический генератор тепла. Нагретый воздух на-
правляется через мерную шайбу в скафандр, вентилирует его
и через регулятор давления скафандра с продуктами дыхания
и выделенной влагой выходит в кабину. При необходимости
аварийный наддув может быть включен летчиком вручную.
Для уменьшения влияния больших перегрузок на организм
при эволюциях самолета применяется противоперегрузочный
костюм (ППК), наддув которого осуществляется от системы
кондиционирования через штуцер 28. При нормальной работе
системы кондиционирования воздух для ППК отбирается за ре-
гулятором абсолютного давления. При выходе из строя системы
кондиционирования кабины наддув ППК производится от линии
аварийного наддува скафандра. При этом основная линия над-
дува ППК автоматически отключается обратным клапаном. При
дежурстве самолета на аэродроме в боевой готовности скафандр
вентилируется от специального аэродромного кондиционера, ко-
торый подключается к борту самолета через обратный клапан.
Часть воздуха отводится из системы кондиционирования через
топливо-воздушный теплообменник 4 и турбохолодильник 2 к
кабинам вооружения.
Системы с испарительным циклом
Фюзеляж пассажирского самолета, кроме кабин передней
стойки, главных ног шасси, обтекателя антенны, хвостового обте-
177
кателя и центральной подпольной части, полностью герметизи-
рован. В кабинах не допускается максимальный перепад давле-
ний выше 61781 Н/м2 (0,63 кгс/см2). При полете самолета на
высоте 12 км в кабине обеспечивается давление, соответствую-
щее высоте 1,8 км. Кроме автоматического регулирования дав-
ления воздуха в кабине, предусмотрено и ручное управление.
При помощи специальной панели управления наддувом можно
задавать и поддерживать определенное давление в кабине,
а также скорость его изменения. При выходе из строя регулято-
ров, обеспечивающих нормальный перепад давлений в кабине,
в работу вступают аварийные регуляторы выпускных клапанов,
которые поддерживают в кабине давление, соответствующее
высоте 2,7 км Если давление в кабине превышает 64 724 Н/м2
(0,66 кгс/см2), два автоматических предохранительных клапана
предотвращают перенаддув кабины Если же давление атмо-
сферного воздуха превышает давление кабинного воздуха, обрат-
ные перепускные клапаны, расположенные в выпускных предо-
хранительных клапанах, обеспечивают возможность ограничения
перепада давлений не выше 3432 Н/м2 (0,035 кгс/см2).
Принципиальная схема системы кондиционирования с замк-
нутым испарительным циклом представлена на рис 6.4 Система
кондиционирования дублирована, что повышает безопасность
и общую надежность в эксплуатации, и размещена вне гермети-
зированной части фюзеляжа Воздух нагнетается в систему
четырьмя винтовыми кабинными компрессорами 33 объемного
типа, установленными на каждом из четырех двигателей само-
лета. Эти нагнетатели оборудованы встроенными скользящими
клапанами регулирования расхода воздуха, позволяющими по-
высить экономичность системы. Производительность каждой пары
кабинных нагнетателей определяется регуляторами массового
расхода. Нормальное давление в кабине может поддерживаться
любой парой нагнетателей Воздухозаборники расположены на
передней кромке обтекателей обшивки между каждой парой дви-
гателей От задней части воздухозаборников, где расположены
приемные камеры мусоросборников, отводятся по два трубопро-
вода. Через них воздух поступает к каждому из кабинных нагне-
тателей, которые имеют перепускные трубопроводы с отстойни-
ками и дренажными отверстиями, что позволяет перепускать
в атмосферу избыточный воздух через перепускные клапаны
42 и 44.
От кабинных нагнетателей отходят питающие трубопроводы
с обратными клапанами 35, которые затем попарно объеди-
няются в правый и левый распределительный трубопроводы
Последние проходят в хвостовой части фюзеляжа и подсоеди-
няются через расходомерные трубки 37 к воздухо-воздушным
теплообменникам 39 От теплообменников, где кабинный воздух
Предварительно охлаждается продувочным атмосферным возду-
хом, по правому и левому подводящим каналам воздух направ-
ив
дается к топливо-воздушным теплообменникам, а затем к испа-
рителям 22 правой и левой систем. Для более простого монтажа
И обслуживания система устанавливается на самолет в собран-
Рис 6 4 Схема системы кондиционирования с замкнутым испари-
тельным циклом
1—кабинный задатчик, 2—усилитель, 3—выпускной клапан, 4—встречный поток
забортного воздуха, 5—воздух из системы противообледеиеиня крыла, б—выход
воздуха в атмосферу, 7—фреоновый конденсатор (ФК), 8—вентилятор конденса
тора (В), 9—турбокомпрессор (ТК), /0—выход воздуха в атмосферу, И—ресивер,
22— вход воздуха в жалюзи, 13—вентилятор наддува жалюзи (В). 14—вход воз
духа в кабину летчика, 15, 24, 35, 48—обратные клапаны, 16—клапан выравни-
вания расхода, П—термостат перегрева в трубопроводе 18—устройство подсоеди-
нения аэродромного кондиционера, 19—увлажнитель, 20—запорный кран линии
жалюзи, 21—терморегулнрующий вентиль, 22—фреоновый испаритель (ФИ);
23—воздух из рециркуляционного трубопровода, 25—перекрывной кран рецирку-
ляционной линии 26—рециркуляционный вентилятор 27—вход атмосферного воз-
духа, 28—клапан системы вентиляции, 29—топливо воздушный теплообменник
(ТВТ), 30—дроссельный клапан 31—термостат, 32 38—вход встречного потока
забортного воздуха 33—винтовой компрессор (ВК) 34—устройство подсоедине-
ния компрессора для опрессовки трубопроводов 36—датчик с двойным усилите
лем 37—расходомер 39—воздухо воздушный теплообменник (ВВТ), 40—модули
рующий клапан охлаждения 41 43—выход воздуха в атмосферу, 42, 44—пере
пускные клапаны 45—запорный кран, 37—переключатель перепада давлений
43—осушитель воздуха 49—фильтр 50—вход воздуха в пассажирскую кабину,
51—предохранительный клапан 52—клапан сброса 53—клапан охлаждения; 54-
усилитель тяги 55—устройство подсоединения компрессора для опрессовки кабин
ном виде В качестве холодильного агента применяется
фреон-114 Рабочая температура испарения фреона 3,3° С, соот-
ветствующее ей давление испарения 101 кН/м2 (1,03кгс/сМ2), т е
процесс идет без образования вакуума в испарителе. Образую-
179
щиеся пары отсасываются одноступенчатым центробежным ком-
прессором 9, сжимаются до давления конденсации и направ-
ляются в конденсатор 7. Тепло, отведенное при охлаждении па-
ров фреона и их конденсации, передается забортному воздуху,
продуваемому через конденсатор вентилятором 8. Жидкий фреон
высокого давления, выходящий из конденсатора 7, поступает
в ресивер 11, а из него — в терморегулирующий вентиль 21, где
дросселируется до давления испарения. Образовавшаяся при
дросселировании паро-жидкостная смесь поступает в испари-
тель 22, где происходит кипение фреона. Центробежные фреоно-
вые компрессоры и вентиляторы, продувающие воздух через
конденсаторы, приводятся в действие пневмотурбинами. Воздух
к приводным турбинам подается по трубопроводам противо-
обледенительной системы.
Воздух, отбираемый от двух двигателей самолета, проходит
через осушитель воздуха 48 и фильтр 49. Затем через редукцион-
ный клапан он поступает к регулирующему клапану турбоком-
прессора. Соленоид по сигналу от устройства регулирования
температуры воздуха в кабине пропускает воздух в мембранное
сервоустройство, открывающее доступ воздуха в приводную тур-
бину компрессора. Производительность турбокомпрессора 9 ре-
гулируется изменением количества воздуха, подаваемого на тур-
бину. При повышении температуры воздуха на выходе из испари-
теля 22 увеличивается давление паров в термочувствительном
патроне вентиля 21. Повышение давления на мембрану способ-
ствует увеличению подачи фреона в испаритель, в результате
чего температура воздуха снижается. Предусмотрено автомати-
ческое регулирование температуры воздуха в кабинах пассажир-
ской и экипажа. В случае выхода из строя автоматического
регулирования требуемая температура поддерживается ручным
регулированием. За испарителями 22 расположены увлажнители
воздуха 19 с ручным переключением для поддержания в кабинах
заданной влажности.
На рис. 6. 5 приведена схема размещения элементов системы
кондиционирования. В передней части пассажирской кабины
вдоль ее левого борта расположен распределительный трубопро-
вод 22, проходящий в носовую грузовую и приборные кабины.
Правый разветвленный распределительный трубопровод 22 так-
же идет в носовую грузовую кабину. Одно из ответвлений этого
канала доходит до буфета и туалетов. В хвостовой части пасса-
жирской кабины вдоль правого и левого бортов расположены
раздвоенные трубопроводы 8. По наружным трубопроводам 8
с каждой стороны воздух подается главным образом в централь-
ную часть кабины, по трубопроводам 8 — в заднюю пассажир-
скую кабину, буфет и туалеты.
От распределительных трубопроводов с каждой стороны фю-
зеляжа ответвляются гибкие трубопроводы, через которые воз-
дух подается в изолированные стенные ниши в пространство
180
вокруг иллюминаторов, откуда через решетки, расположенные
в верхней части ниш под светильниками, он поступает в кабину.
Гибкие подающие трубопроводы подсоединяются к входным
воздушным клапанам.
Через электрический дроссельный клапан выравнивания рас-
хода от правого рукава коллекторного трубопровода вдоль ле-
вого борта самолета по трубопроводу 4 охлажденный воздух
Рис 6 5. Схема размещения элементов системы кондиционирования:
1— выпускные и предохранительные клапаны, 2—клапан сброса, 3—вентиляторы охлажде-
ния радиоаппаратуры, 4—распределительный трубопровод кабины экипажа; 5—рецирку-
ляционный трубопровод; 6—кабина холодильной установки 7, 21—холодильные испари-
тельные установки, 8, 22—распределительные трубопроводы пассажирской кабины, 9—ре-
циркуляционный трубопровод, 10—подводящий трубопровод левой системы, 11, 16, 18—
воздухозаборники, 12, 17—кабинные нагнетатели, 13—выпускной и предохранительный
клапаны, 14, 24—устройство для увеличения тяги, 15—теплообменник, 19—подводящий
трубопровод правой системы, 20, 23—подводящий трубопровод жалюзи
поступает в кабину экипажа. Управление клапаном выравнива-
ния обеспечивается с панели бортинженера посредством трех-
позиционного перекидного переключателя. Избыточный воздух
из правой системы кондиционирования смешивается в коллек-
торном трубопроводе с воздухом левой системы и поступает
В пассажирскую кабину.
Кондиционируемый воздух подается через пол кабины эки-
пажа к обогревателям ног перед каждой парой педалей управ-
ления рулем и к диффузорам, расположенным под сиденьями
летчиков. От подающего канала кабины экипажа по трубопро-
воду воздух подается к решеткам, расположенным над си-
деньями летчиков. Воздух к жалюзи подается через вспомога-
тельный трубопровод, отходящий от правого испарителя. В этом
трубопроводе расположены запорный кран подачи воздуха
к жалюзи и нагнетающий вентилятор. Воздух к жалюзи подается
181
по трубопроводам 20 и 23, соединенным с главными питающими
каналами, которые проходят по всей длине кабины за багажной
сеткой.
Воздух к жалюзи пассажирской кабины, кабины экипажа,
буфетов и туалетов подается через специальные равномерно
расположенные переходные штуцера От каждого из этих шту-
церов отходит гибкий шланг к трем регуляторам подачи воздуха
к жалюзи.
Рис 6 6 Схема потоков воздуха в кабинах самолета
Л 5—выпускные клапаны, 2—герметизирующая шторка, 3—задняя
герметичная перегородка. 4—жалюзи выпуска воздуха в атмосферу
Рециркуляционная сеть подсоединена к каналу перед испари-
телями правой и левой систем кондиционирования. Рециркуля-
ционный воздух в систему кондиционирования подается автома-
тически в зависимости от требуемого температурного режима
в кабине Предусмотрено и ручное регулирование подачи рецир-
куляционного воздуха На самолете имеются две отдельные си-
стемы рециркуляции В носовой части кабины под полом распо-
ложены правый и левый главные рециркуляционные трубопро-
воды 5, идущие в кабину Два дополнительных трубопровода 9,
расположенные между полом кабины и верхней частью кожуха
силового привода по обе стороны от осевой линии самолета,
соединены с кабиной С этой кабиной соединены также рецирку-
ляционные трубопроводы, а с последними — обратные клапаны,
рециркуляционные вентиляторы и испарители. От главного пра-
вого трубопровода 5 имеется отвод через обратный клапан к сети
подачи воздуха.
Кабинный воздух забирается через фильтры выходных узлов
сепараторных коробок, назначением которых является разделе-
ние потоков рециркуляционного и выпускаемого воздуха и отде-
ление их от подаваемого воздуха внутри стенных ниш Выходные
1*9
узлы гибкими трубопроводами соединены с рециркуляционными
трубопроводами. Для вентиляции воздуха в кабинах исполь-
зуются осевые вентиляторы, приводимые во вращение электро-
двигателями.
Вентиляция разгерметизированной кабины самолета атмо-
сферным воздухом производится через клапан, соединенный
трубопроводом с правым рециркуляционным трубопроводом.
Во время стоянки в кабины самолета подается воздух от назем-
ного кондиционера через клапан, расположенный внутри герме-
тичной дверцы обшивки правой кабины. Отработавший воздух
из пассажирской кабины уходит через решетки, расположенные
по всей длине кабины на уровне пола. В пространстве под полом
поток отработавшего воздуха с помощью герметизирующей
шторки 2 (рис. 6.6) разделяется на два самостоятельных потока
и выбрасывается в атмосферу через передний 1 и задний 5 вы-
пускные клапаны. Воздух из носовой и хвостовой багажных
кабин проходит между двойной обшивкой и удаляется за борт
через выпускные клапаны. Отработавший воздух из кабины
экипажа проходит через отверстия в полу и выпускается через
Носовой клапан. Воздух, поступающий на охлаждение электрон-
ного оборудования на стоянке, удаляется вентиляторами непо-
средственно в атмосферу, а в полете — через носовой клапан.
6.3. ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ ЧЕТЫРЕХКАСКАДНАЯ СИСТЕМА
КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Сверхзвуковой самолет «Конкорд», рассчитанный на макси-
мальное число пассажиров 144 и развивающий скорость
2660 км/ч, снабжен системой кондиционирования воздуха, кото-
рая позволяет поддерживать температуру воздуха в кабине от
15 до 30° С. При этом в полете температура внешних поверхно-
стей самолета вследствие аэродинамического нагрева дости-
гает 130° С.
Для повышения надежности система кондиционирования
воздуха составлена из четырех независимых, взаимозаменяемых
систем СК № 1, СК № 2, СК № 3 и СК № 4 (рис. 6.7), каждая
из которых связана со своим двигателем и обеспечивает необхо-
димые температуру и расход воздуха. СК № 1 предназначена
для кабины экипажа, СК № 2 — для передней пассажирской и
СК № 3 и 4 — для задней пассажирской кабин. Общий расход
воздуха через системы 4950 кг/ч.
Две системы, питаемые правыми двигателями № 3 и 4, могут
работать от наземного источника сжатого воздуха через шту-
цер 2. Для предотвращения обратного течения воздуха к дви-
гателю и аэродромному источнику установлены обратные кла-
паны 3. Простая система увлажнения воздуха, предназначенная
только для кабины экипажа и имеющая ручное управление,
поддерживает относительную влажность воздуха не менее 30%.
183.
<30
*й>
Рис. 6.7. Схема системы кондиционирования сверхзвукового пассажирского самолета:
/—устройство отбора воздуха от двигателя, 2—штуцер для отбора воздуха от аэродромного источника сж'атого воздуха, 3, 36—обрат-
ные клапаны; 4—двойной редукционный и перекрывиой клапан, 5— блок защиты СК. 6—регулятор ручного включения СК, 7—клапан
включения эжекторов, 8—выключатель избыточного давления, 9— комбинированный датчик регулятор постоянного массового расхода воз-
духа, 10—промежуточный воздухо воздушный теплообменник (ВВТ); 11—первичный воздухо-воздушный теплообменник (ВВТ), /2—обводной
клапан, 13—эжектор; 14—фильтр (Ф)А 15, 16, 17, 20, 21, 23, 24, 26, 33—датчики температуры воздуха, 18—турбохолодильник с поддувом (ТХ);
19—клапан регулирования температуры, 22—топливо-воздушный теплообменник (ТВТ); 25—промежуточный водоотделитель; 27—дроссельный
топливный кран, 28—сигнализатор обледенения, 29—регулятор температуры (Рт); 30—регулятор топливного крана; 3/—обратный клапан
в линии перепуска топлива; 32—датчик температуры топлива, 34— водоотделитель, 35—датчик указателя массового расхода воздуха; 37—рас-
пределительный трубопровод, 38—задатчик температуры воздуха в кабине, 39—датчик температуры воздуха в кабине; 40—датчик скорости
изменения температуры воздуха иа входе в кабину; 41—датчик температуры воздуха на входе в кабину, 42—устройство автоматического
регулирования давления (Рд); 43—усилительный блок; 44— автоматические регулирующие и предохранительные клапаны; 45—устройство
ручного регулирования давления (Рд), 46—ручные регулирующие и предохранительные клапаны, 47—выключатель электронагревательного
элемента, 48—конденсатор отбойник. 49—котел для воды с электронагревательным элементом; 50—предохранительный клапан; 51—бак
с водой, 52—п^рекрывной кран, 53—дозирующая емкость с поплавковым клапаном
При полном отказе одной системы оставшиеся три обеспе-
чивают полет самолета на заданном крейсерском режиме при
нормальных давлении и температуре лишь с незначительным
уменьшением числа М в конце полета. При отказе двух систем
самолет может продолжать полет с дозвуковой скоростью.
На крейсерском режиме полета для системы кондициониро-
вания от двигателей отбирается воздух с давлением
448161 Н/м2 (4,57 кгс/см2) и температурой 580°С. Воздух от
компрессора двигателя проходит через двойной пусковой редук-
ционный и перекрывной предохранительный клапан 4 и пневма-
тически управляемый комбинированный клапан-датчик регулиро-
вания массового расхода воздуха 9. Воздух охлаждается
до 200° С в первичном воздухо-воздушном теплообменнике 11,
расположенном в потоке наружного воздуха. Требуемая темпе-
ратура поддерживается изменением расхода воздуха, проходя-
щего через теплообменник, при помощи обводного клапана 12.
Затем воздух поступает в фильтр 14, который обеспечивает уда-
ление 100% частиц размером более 30 мкм и 99% частиц бо-
лее 1 мкм.
После сжатия в компрессоре турбо холодильника с подду-
вом 18 температура воздуха повышается до 310°С; затем воздух
охлаждается в промежуточном воздухо-воздушном теплообмен-
нике 10 до 190° С и в топливо-воздушном теплообменнике 22
до 87° С; при этом температура поступающего в двигатель топ-
лива повышается до 75° С.
Перед турбиной предусмотрен промежуточный водоотдели-
тель 25, обеспечивающий удаление влаги за борт самолета. Воз-,
дух окончательно охлаждается в турбохолодильнике 18, затем
проходит через водоотделитель 34, датчик массового расхода 35
и поступает в распределительный трубопровод 37. Регулирова-
нием подачи топлива в топливо-воздушный теплообменник 22
обеспечивается температура воздуха на выходе из турбины не
выше —25° С в течение всего полета.
На выходе из первичного и промежуточного воздухо-воздуш-
ных теплообменников в трубопроводах установлены эжек-
торы 13, которые подсасывают достаточное количество охлаж-
дающего воздуха в полете с малой скоростью и при работе
на земле. Рабочий воздух в эжекторы отбирается из рабочего
трубопровода и управляются пневматическим клапаном 7, сра-
батывающим автоматически с помощью реле давления, реаги-
рующего на перепад давления между охлаждающим продувоч-
ным воздухом на входе в теплообменник и окружающим дав-
лением.
Регулирование давления воздуха и включение его выпол-
няются двойным пусковым редукционным и перекрывным предо-
хранительным клапаном 4. В нормальных условиях клапан
открыт, за клапаном поддерживается давление 448 кН/м2
(4,57 кгс/см2). Предусмотрено закрытие клапана при помощи
185
выключателя избыточного давления 8, если давление в магист-
рали превысит 503 кН/м2 (5,13 кгс/см2) в течение более 2 с
Кроме того, можно открывать и закрывать клапан 4 при помощи
ручного переключателя 6, причем длительность срабатывания
переключателя изменяется от 12 до 60 с, что обеспечивает плав
ное нарастание давления- в кабине при всех возможных
условиях
В кабинах самолета автоматически поддерживается заданное
давление, соответствующее высоте 2500 м, максимальное избы-
точное давление равно 77,5 кН/м2 (0,79 кгс/см2) В системе кон
диционирования имеются регулятор давления, а также задатчик
высоты и скорости изменения давления 42 в кабине На случай
отказа выпускных клапанов за ними установлена трубка Вен
тури для ограничения расхода воздуха
Помимо автоматического регулирования, предусмотрено руч
ное управление 45 клапанами 46, что позволяет экипажу поддер
живать необходимое давление в кабине по приборам Клапаны 44
предохраняют кабину от перенаддува и обеспечивают также
подачу воздуха непосредственно из атмосферы в кабину в том
случае, когда давление атмосферного воздуха превышает давле-
ние кабинного
Массовый расход воздуха регулируется датчиком массового
расхода, трубкой Вентури и клапаном 9 Принцип действия дат
чика массового расхода воздуха состоит в генерировании сигнала
абсолютного давления, пропорционального массовому расходу
воздуха независимо от его плотности, вследствие введения в дат
чик 16 коррекции по температуре воздуха Далее пневматиче-
ский сигнал подается через усилительный элемент на клапан
постоянства расхода Клапан имеет двойную настройку одну
для нормального расхода, другую — для увеличенного в аварий
иых условиях при одновременном отказе двух систем
Дополнительным регулятором массового расхода воздуха
является сопловой аппарат турбины турбохолодильника с под
дувом 18 В нем установлены поворотные сопловые лопатки,
позволяющие увеличивать проходное сечение сопел при умень-
шении давления отбора из двигателей, способствуя обеспечению
массового расхода на всех режимах работы Сопловые лопатки
управляются датчиком, реагирующим на величину давления
отбора воздуха из двцгателя и воздействующим на пневматиче
ский сервопривод для соответствующей перестановки лопаток
в одно из двух положений
Температура в передней и задней пассажирских кабинах
и в кабине экипажа регулируется независимо Принцип регули
рования во всех кабинах одинаков Вся аппаратура регулирова
ния температуры взаимозаменяема, за исключением согласующих
агрегатов, которые приспосабливают общий усилитель к вход-
< иым температурам и характеристикам четырех независимых
систем кондиционирования
18в
Имеющиеся в системе датчики 39 и 41 определяют темпера-
туру воздуха в кабине, температуру и скорость изменения тем-
пературы воздуха на входе в кабину и датчик 33—температуру
смешанного воздуха в магистрали. Для определения темпера-
туры датчики устанавливают по концам кабины в небольшом
канале, через который вентилятором непрерывно засасываются
пробы кабинного воздуха.
С помощью задатчика 38 в кабине можно установить темпе-
ратуру 15—30° С. Системой кондиционирования автоматически
поддерживается заданная температура с точностью до 0,5° С
При автоматическом регулировании от разности между тем-
пературой в кабине и заданной температурой возникает сигнал
рассогласования в регуляторе Этот сигнал ограничивается и за-
тем корректируется сигналом от датчика 40 скорости изменения
температуры на входе в кабину, так что скорость изменения тем-
пературы в кабине не превышает 3° С/мин Затем сигнал прохо-
дит через контур, ограничивающий температуру на входе в
кабину максимальным значением +35° С для обеих пасса-
жирских кабин и +50° С для кабины экипажа и минималь-
ным— 2° С
Для предотвращения обледенения в подводящем трубопро-
воде на высотах менее 9,1 км установлен нижний предел темпе-
ратуры + 5° С. На больших высотах ограничение снижается до
—30° С. Однако, если сигнализатор обледенения 28 даст сигнал
о наличии льда в подводящем трубопроводе, температура воз-
духа в нем начинает повышаться
Кроме автоматического, предусмотрено ручное регулирование
температуры Исполнительным механизмом регулятора темпера-
туры 29 служит клапан регулирования температуры 19 с пнев-
матическим приводом
При необходимости обогрева кабины (на дозвуковых режи-
мах полета) воздух направляется в обход первичного теплооб-
менника 11 при помощи клапана 12 Температура воздуха за
теплообменником в этом случае 100° С. Устройство перепуска
при помощи датчика 15 не будет включаться до тех пор, пока
основной клапан регулирования температуры 19 не откроется
до заранее установленного положения
Если температура воздуха на входе в топливо-воздушный
теплообменник 22 оказывается ниже, чем температура топлива,
которое является охладителем, то холодопроизводительность
системы кондиционирования снижается В этом случае при по-
мощи клапана дросселирования подачи топлива 27 может быть
прекращена подача топлива к теплообменнику 22 Этим клапа-
ном уменьшается также подача топлива, если его температура
оказывается настолько низкой, что температура воздуха перед
турбохолодильником будет ниже —10°С и возникает угроза
обледенения дренажа теплообменника. Дроссельный топливный
клапан может быть отключен вручную.
1S7
Устройство для увлажнения воздуха имеется только в СК
№ 1; включается оно вручную по желанию экипажа и обеспечи-
вает относительную влажность до 30% • Из бака 51 вода по-
дается через перекрывной кран 52 в дозирующую емкость 53,
в которой с помощью поплавкового регулятора поддерживается
постоянный уровень воды для непрерывной подачи ее в котел 49.
В котле 49 установлен электронагреватель, включаемый ручным
выключателем 47. Пар из котла поступает в конденсатор-отбой-
ник 48, из которого капли воды, унесенные потоком пара, воз-
вращаются в котел 49. Одновременно избыток пара по паропро-
воду через предохранительный кдапан 50 направляется в бак 51.
Из конденсатора-отбойника 48 пар поступает к раздаточному
трубопроводу кабины летчиков.
В систему кондиционирования встроены защитные устрой-
ства для отключения ее с помощью перекрывного предохрани-
тельного клапана 4, который получает команду от защитных
устройств управления 5. К защитным устройствам относятся
следующие основные элементы.
1. Высокотемпературный выключатель, установленный на вы-
ходе из первичного теплообменника и приводимый в действие,
когда температура на входе в компрессор турбохолодильника 18
превышает 220° С.
2. Высокотемпературный выключатель, установленный на
входе в топливо-воздушный теплообменник. Выключатель при-
водится в действие при максимальной температуре, равной
210° С, предотвращая поступление более горячего воздуха в теп-
лообменник.
3. Высокотемпературный выключатель, установленный на
входе в турбину. Выключатель приводится в действие при тем-
пературе на входе в турбину выше 120° С, предохраняя турбину
и ее подшипники от перегрева.
4. Выключатель высокой температуры смешанного потока
воздуха Этот выключатель приводится в действие при темпера-
туре за турбохолодильником выше 120° С, защищая кабину и
воздушную магистраль от высокой температуры воздуха.
5. Выключатель избыточного давления. Этот выключатель
приводится в действие в том случае, если падение давления в во-
доотделителе превышает 51 кН/м2. Такое давление возникает
при засорении коллектора и поломке предохранительного
клапана.
6. Отключатель турбохолодильника, вмонтированный в агре-
гат и приводимый в действие при скорости, превышающей
77 000 об/мин.
7. Детектор утечки в турбохолодильнике, вмонтированный
между стенками кожуха компрессора, имеющего двойную
обшивку. Детектор вступает в действие при негерметично-
сти во внутренней стенке кожуха и повышении давления вслед-
ствие этого более 70 кН/м2.
188
6 4 СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ РАКЕТ*
Особенности СК ракет
Системы кондиционирования на ракетах и управляемых
снарядах предназначены для наддува приборных кабин
и охлаждения различной аппаратуры, а также для охлаждения
силовой установки, топливных емкостей, агрегатов подачи топ-
лива и элементов конструкции самой ракеты. При полете ракеты
тепло выделяется вследствие кинетического нагрева, работы
двигателей, электрического, электронного и другого оборудова-
ния. Без охлаждения установленного на ракете оборудования
полет практически невозможен, так как при этом не будет обес-
печена надежная работа автоматической аппаратуры систем на-
вигации, управления, наведения, телеметрии и т. д.
Процесс охлаждения ракеты и ее оборудования имеет сле-
дующие специфические особенности:
- - при полете ракеты возникают большие удельные тепло-
вые нагрузки;
— полет сопровождается большими инерционными и вибра-
ционными нагрузками;
— температура охлаждаемого оборудования в ряде случаев
должна быть очень низкой, а точность ее поддержания — вы-
сокой;
— оборудование работает при высоких напряжениях элект-
рического тока, вследствие чего хладагент должен обладать
высокими диэлектрическими свойствами. у
Для ракетных систем кондиционирования в качестве охлаж-
дающих рабочих веществ используются следующие теплоноси-
тели: компоненты жидкого ракетного топлива, атмосферный воз-
дух для ракет с малыми высотами полета, сублимирующийся или
испаряющийся хладагент и т. д. Часть тепла при полете ракеты
рассеивается излучением. Кроме того, определенное количество
тепла может поглощаться массой конструкции.
В отличие от самолетов в ракетах нет единой централизован-
ной системы кондиционирования, и кондиционирование осущест-
вляется раздельно по кабинам. Такая схема СК на ракетах
объясняется специфическими условиями охлаждения отдельных
узлов ракеты и главным образом резко различными темпера-
турными режимами, которые необходимо создавать для обеспе- '
чения надежной работы двигателей, аппаратуры и т. д
Системы с воздушным циклом
Подобные системы кондиционирования кабин применяются
на ракетах с небольшой высотой и относительно малой скоростью
полета. В этих системах в качестве рабочего вещества-
теплоносителя используется атмосферный воздух. Система кон-
диционирования, приведенная на рис. 6.8, состоит из воздухо-
* По зарубежным источникам.
189
воздушных теплообменников и турбохолодильника. Из компрес-
сора двигателя воздух направляется в ограничитель абсолютного
давления 10 и при помощи распределительного крана 8 делится
на две линии — горячую и холодную Воздух, поступающий в хо-
лодную линию, проходит первый воздухо-воздушный теплооб-
Рис 6 8 Схема системы кондиционирования
ракеты
/—воздух встречного потока 2—воздухе воздушный теп
лообменник (ВВТ), 3—регенеративный воздухо-воздуш
ный теплообменник (ВВТ), 4—турбохолодильник (ТХ),
5—вентилятор (В) в—кабина 7—воздух, выбрасываемый
в атмосферу, 8—распределительный кран 9—регулятор
давления (Рд), 10—ограничитель давления, 11—компре
мированный воздух
менник 2, в котором охлаждается встречным потоком забортного
воздуха, а затем охлаждается во втором воздухо-воздушном теп-
лообменнике 3, в турбохолодильнике 4, смешивается с воздухом
горячей линии и поступает в кабину 6 Отработавший воздух из
кабины при помощи вентилятора 5, приводимого во вращение
турбиной турбохолодильника, просасывается через регенератив-
ный воздухо-воздушный теплообменник 3 и выбрасывается
в атмосферу.
Система с замкнутым испарительным циклом
Для охлаждения оборудования и систем ракет в основном
применяются системы с испарительным циклом В системе с зам-
кнутым испарительным циклом тепло, выделяемое охлаждаемым
оборудованием, отводится испаряющимся хладагентом, который
циркулирует в замкнутом контуре, полученное тепло хладагент
отдает при конденсации окружающему воздуху или другому сво-
бодно испаряющемуся хладагенту. Тепло из приборного отсека
может отводиться испаряющимся хладагентом непосредственно
или через промежуточный теплоноситель — воздух или газ
Схема замкнутой системы охлаждения с отводом тепла при
помощи промежуточного газообразного теплоносителя приведена
на рис 6 9В этой системе испарительный теплообменник 2
открытого типа выполняет функции конденсатора в компрессион-
ной холодильной испарительной установке замкнутого типа На
небольших высотах и при малых скоростях полета испаритель-
ный теплообменник 2 может охлаждаться окружающим возду-
хом. При больших скоростях полета и на больших высотах для
охлаждения используется жидкий хладагент, пары которого 1
выбрасываются за борт. Компрессор 4 холодильной установки
приводится в движение электродвигателем 3. Температура хлад-
агента регулируется расширительным терморегулирующим вен-
Рис 6 9 Схема СК ракеты с замкнутым
испарительным циклом
/—пары хладагента, выбрасываемые в атмосферу
2—испарительный теплообменник (ИТ), 3—Элек
тродвигатель компрессора, 4—компрессор (К),
5—терморегулирующий вентиль, 6—испаритель
(И) 7—вентилятор (В), 3—двигатель вентилятора,
9—отсек
тилем 5. Через испаритель 6 холодильной установки при помощи
вентилятора 7 с двигателем 8 продувается нагретый газ, охлаж-
дающий аппаратуру в отсеке 9. Установки подобного типа рас-
считаны на отвод 100—6000 Вт тепловой энергии
Система с незамкнутым испарительным циклом
На рис 6 10 приведена схема системы с незамкнутым испа-
рительным циклом для охлаждения масла испаряющимся вод-
ным раствором аммиака Система состоит из цилиндрического
испарительного теплообменника 5, клапанов 3 и 4 для регулиро-
вания температуры и давления, устройства для заправки системы
11, ресивера и трубопроводов Холодопроизводительность си-
стемы около 21 кВт. Масса испарителя 0,5 кг, длина 276 мм,
диаметр 63,5 мм. Испарители трубчатого и пластинчатого типа
изготовляются из нержавеющей стали и алюминия Масло 8 про-
ходит по трубам или внутри пластин, а из бака 1 поступает ам-
миак в межтрубное пространство испарительного теплообмен-
ника
Для охлаждения оборудования, находящегося в герметиче-
ских отсеках ракеты, применяются также конвективный и кон
дуктивный способы На рис 6 11 приведена схема установки,
в которой оборудование, находящееся в герметическом отсеке,
охлаждается путем конвекции. В качестве промежуточного теп-
лоносителя применяется газообразное соединение — шестифто-
ристая сера, которая передает выделяющееся в отсеке тепло
аммиаку, испаряющемуся в теплообменнике 6 Аммиак из бака 1
проходит через клапан 2 и перед поступлением в испарительный
теплообменник 6 нагревается в теплообменнике 4 парами
191
аммиака, испарившегося в теплообменнике 6 Газообразная
шестифтористая сера продувается через кабину 8 и испаритель-
Рис 6 10 Схема СК ра
кеты с незамкнутыу
испарительным циклом
/—бак с аммиаком 2—пере
крывной вентиль, 6, 7—шун
ты для перепуска масла
3, 4—клапаны, 5—испари
тельный теплообменник
(ИТ), 8—масло 9, /0—уст
ройства для выхода паров
аммиака, //—устройство для
заправки системы
Рис 6 11 Схема СК ракеты с про-
межуточным теплоносителем
/—бак, 2—клапан 3—пары аммиака,
4, б—теплообменники (Т), 5—вентиля
тор (В), 7—регулятор расхода (Рр),
8—кабина
ный теплообменник при помощи вентиля-
тора 5 Требуемый расход аммиака под-
держивается термостатическим регулято-
ром 7 Пары 3 аммиака выбрасываются
в атмосферу Максимальный размер установки 76 мм, масса
570 г, количество отводимого тепла 200 Вт
Криогенные системы
Охлаждение электронной и инфракрасной аппаратуры наве-
дения ракет и управление ими имеет специфический характер,
связанный с необходимостью использования весьма низких тем-
ператур В качестве хладагента обычно используется жидкий
Рис 6 12 Схема криогенной системы
1—электронагреватель, 2—жидкий азот, по
ступающий в емкость, 3—сосуд, 4—регу
лятор, 5—датчик, 6—теплообменник (Т),
7—кабина, в—вторичный теплообменник
(Т>, 9—газообразный азот, 10—генератор
тока, //--турбина
азот, хранящийся в изолированном сосуде 3 (рис 6 12) При
подогреве жидкости электронагревателем 1 азот под давлением
вытесняется из сосуда и через регулятор 4 направляется в пер-
вичный теплообменник 6 В результате поглощения жидкостью
тепла, выделяемого электронным оборудованием, расположен-
192
ным в кабине 7, жидкость испаряется. Образовавшиеся пары
высокого давления направляются в турбину 11, расширяются
в ней, и отобранная в турбине от азота энергия используется
для привода генератора тока 10, обеспечивающего электроэнер-
гией оборудование, находящееся в кабине 7. Холодный газ 9
низкого давления поступает от турбины во вторичный тепло-
обменник 8 для охлаждения электронных устройств, установ-
ленных в кабине 7. Заданное давление в теплообменнике 6 под-
держивается при помощи регулятора 4, управляемого дат-
чиком 5.
Если для охлаждения аппаратуры достаточно теплоты паро-
образования жидкого азота и нет необходимости иметь в системе
турбину с генератором тока, поток газа, выходящего из тепло-
обменника 6, направляется в струйное сопло летательного аппа-
рата. Естественно, что в этом случае теплообменник 8 исклю-
чается из системы. Указанная схема применяется обычно для
охлаждения инфракрасного детектора управляемых снарядов.
Азот подается к детектору из сосуда по небольшим теплоизоли-
рованным трубкам.
Газообразный азот подводится под давлением примерно
34,323 МН/м2 (350 ат) через специальные клапаны и миниатюр-
ный теплообменник в камеру регенеративного охлаждения.
Детектор охлаждается при расширении газа в сопле, в резуль-
тате чего азот конденсируется, а его скрытая теплота испарения
используется для охлаждения детектора.
Термоэлектрические системы
В некоторых случаях для охлаждения используется термо-
электрический эффект Пельтье. Как известно, электродвижущая
сила Е, возникающая в цепи из двух различных проводников,
в местах контактов которых поддерживается температура
Л и То,
Е= (си—а2) (Л—То),
где си и а2 — коэффициенты термоэлектродвижущей силы
(т. э. д. с.) электродов по отношению к какому-
либо эталонному материалу.
Если в такую цепь включить внешний источник тока, то
в одном спае начнет выделяться тепло, а другой спай будет
охлаждаться. Количество выделяющегося тепла
<2 = П/,
где П — коэффициент Пельтье:
П= (си—аг) Г,
Т — температура соответствующего спая;
/ — сила тока в цепи.
7 1897 193
Если температуру горячего спая, в котором выделяется тепло,
поддерживать неизменной, то температура холодного спая со-
хранится постоянной только в том случае, если тепло Qo, посту-
пающее в холодный спай из окружающей среды, и тепло QTa,
подводимое по термоэлектродам от внешнего источника тока,
в сумме равны теплу, обусловленному эффектом Пельтье Qn:
Qn^Qo+Qra
Разность температур между спаями достигает максимальной
величины в том случае, если холодный спай идеально теплоизо-
лирован Если холодный спай находится в тепловом контакте
с охлаждаемым объектом, то эффект охлаждения уменьшается
Эффективность термоэлектрического охлаждения характери-
зуется холодильным коэффициентом е, т е отношением количе-
ства отводимого тепла Qo к затрачиваемой мощности W.
е=^. '
W
Таким образом, термоэлемент работает аналогично холодиль-
ной машине, в которой роль хладагента выполняет электронный
газ.
Разность температур и холодильный коэффициент е зависят
от силы тока и эффективности термоэлемента z
^^(«1 —«2)2
где R и X — соответственно сопротивление и теплопроводность
термоэлектродов.
Предельное значение холодильного коэффициента
е -
/0 — /1
соответствует большим значениям z.
В диэлектриках величина z мала из-за ничтожно малой их
электропроводности, а в металлах и металлических сплавах низ-
кое значение z обусловлено малым значением т. э. д. с. Поэтому
экономичность металлических термоэлектродов применительно
к охлаждению чрезвычайно низка. Если в качестве материалов
для термоэлектродов применять полупроводники, то эффектив-
ность термоэлементов возрастает в десятки раз.
Схема устройства термоэлектрического охлаждения при по-
мощи полупроводников приведена на рис. 6.13. Холодные спаи 4
термобатареи размещены в местах, подлежащих охлаждению,
горячие спаи <3 выведены в среду, отводящую тепло Для увели-
чения интенсивности теплообмена с газовой средой служат
ребра / При пропускании электрического тока через последова-
194
тельно соединенные полупроводники тепло переносится от Внут-
ренних холодных спаев к внешним аналогично тепловому насосу
Температура горячих спаев должна быть выше температуры
окружающей среды.
Максимальная разность темпера-
тур, которую может создать термоэле-
мент, определяется из соотношения
ч гТ\
То 7’1)тах =
ИЛИ
т. 1 0г — 1
71--------~г '
Понижать температуру дальше
можно применением последовательно-
го соединения термоэлементов Основ-
Рис 6 13 Схема термо-
электрической системы
/—ребра 2—источник тока.
3—горячие спаи, 4—холод-
ные спаи
нои трудностью при использовании
термоэлектрического эффекта охлаждения является увеличение
разности температур Разработанные в настоящее время одно-
ступенчатые охладители Пельтье обеспечивают температуру на
50° С ниже нормальной температуры окружающей среды
Пассивные системы
В данных системах тепло от охлаждаемого ракетного обору-
дования передается массивным элементам конструкции При
этом часто прибегают к предварительному охлаждению конст-
рукции для увеличения ее теплопоглощающей способности Воз-
можность подобного охлаждения обусловлена малой продолжи-
тельностью работы и относительно небольшим количеством
отводимого тепла Способ отвода тепла теплопроводностью осо-
бенно успешно используется для охлаждения полупроводниковой
аппаратуры
В случае повышенной продолжительности работы электроп-
ной и другой охлаждаемой аппаратуры и значительного количе-
ства отводимого от Нее тепла пластина, на которой смонтирована
охлаждаемая аппаратура, обычно охлаждается при помощи спе-
циальных теплообменников При этом теплообменник органиче-
ски включается в монтажную конструкцию электронного обору-
дования в качестве главного или одного из основных элементов
конструкции Электронная аппаратура монтируется непосред-
ственно на теплообменнике, через который циркулирует какой-
либо хладагент В качестве хладагента используется жидкость
или газ, атмосферный воздух с естественной или вынужденной
конвекцией или воздух, охлаждаемый в Холодильной машине.
7
195
Такой способ охлаждения часто называют методов «холодной
пластины». Наибольшая эффективность при этом достигается
в том случае, если охлаждение происходит в результате кипения
и испарения жидкого хладагента, например с помощью пароком-
прессионной машины, работающей по замкнутому испаритель-
ному циклу.
Кроме описанных систем кондиционирования, применяемых на
ракетах и управляемых снарядах, существует много смешанных,
составленных из двух или трех различных систем.
6.5. СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ СКАФАНДРОВ*
Назначение скафандра
Авиационно-космические скафандры представляют собой гер-
метические микрокабины с автономными системами кондициони-
рования воздуха в микрообъемах скафандров. Система конди-
ционирования скафандра является обязательной неотъемлемой
частью его, так как без данной системы человек может нахо-
диться в скафандре не более нескольких минут.
Летчикам часто приходится пользоваться скафандрами. При-
менение скафандра обязательно при полетах на больших высо-
тах. Скафандр спасает жизнь летчику в случае разгерметизации
кабины на больших высотах, а также при аварийном покидании
самолета и спуске на парашюте. В течение всего времени пре-
бывания летчика в скафандре система кондиционирования ска-
фандра должна непрерывно и надежно работать. Особенно высо-
кой надежность работы всех элементов должна быть у ска-
фандра, используемого при выходе космонавта в космос. Суще-
ствует несколько разных систем кондиционирования скафандров.
В зависимости от назначения скафандров их системы конди-
ционирования бывают зависимые, автономные и смешанные.
В зависимые системы поступает воздух, предварительно
обработанный в системе кондиционирования летательного аппа-
рата. Требуемые значения давления, температуры, расхода,
влажности воздуха обеспечиваются системой кондиционирова-
ния скафандра. Функционирование систем кондиционирования
скафандров зависит от работы других систем летательного
аппарата.
Автономные системы кондиционирования скафандров не свя-
заны с другими системами; размещаются они в специальных ран-
цах, укрепленных на спине летчика. После покидания кабины
летчик продолжает пользоваться автономной системой.
Смешанные системы характерны тем, что летчик, находясь
в кабине, пользуется системой кондиционирования летательного
аппарата, а при покидании кабины отключается от общей си-
стемы и переходит на автономную.
Для отвода из скафандра тепла, выделяемого летчиком, при-
* По иностранным источникам.
196
меняют воздушный цикл, незамкнутый испарительный цикл,
охлаждение при помощи криогенной жидкости, сублимирующего
твердого вещества, вихревой трубы и т д Наиболее широко
распространены первые две системы кондиционирования
Система с воздушным циклом
На рис 6 14 показана схема системы кондиционирования ска-
фандра с воздушным циклом, обеспечивающей постоянный рас-
ход воздуха через скафандр, плавное регулирование темпера-
туры, заданное избыточное давление в скафандре и функциони
рование без использования скоростного напора Воздух от
двигателей или автономных источников наддува поступает через
перекрывной кран 1 в теплообменник 3, где охлаждается атмо-
сферным воздухом, нагнетаемым вентилятором 4 Затем по ка-
нату 5 воздух движется в регенеративный теплообменник 12,
22 23 21 2013 18 24 25
Рис 6 14 Схема СК скафандра (воздушный цикл)
1 21—перекрывные краны, 2—датчик давления, 3, 12—тепло
обменники 4—вентилятор, 5—трубка 6—турбина, 7—управ
ляемый датчик давления, 8—заслонка 9—байпасный регу
пятор 10—электродвигатель 11 15 /6—датчики темпера
туры 13—регулятор давления 14, 18 20—клапаны, 17—регу
лятор температуры 19—регулятор расхода 22—скафандр,
23—селектор 24—кабинный регулятор 25—кабина
в котором охлаждается некоторой частью воздуха, охлажденного
в турбине 6 Из теплообменника 12 турбинный воздух выбрасы-
вается в атмосферу Остальная часть турбинного воздуха посту-
пает в скафандр 22 Расход воздуха, поступающего в турбину,
регулируется заслонкой 8, управляемой датчиком давления 7
Тормозом турбины расширения 6 является вентилятор 4 Расход
воздуха, поступающего от турбины к теплообменнику 12, регу-
197
лируется байпасным регулятором 9, который приводится в дви-
жение электродвигателем 10.
Регулятор температуры 17, установленный в кабине 25, имеет
датчик 16, а для уменьшения инерционности системы регулятору
температуры 17 подается сигнал от упреждающих датчиков
температуры 15 и 11 ‘ В зависимости от температуры воздуха
в кабине 25 и давления сжатого воздуха, поступающего от источ-
ника наддува, электродвигатель ставит заслонку регулятора
давления 13 в определенное положение, перепуская требуемую
Часть воздуха мимо турбины 6. При этом клапан 14 перекры-
вается. Датчиком давления регулятора 13 служит чувствитель-
ный элемент 2. Кондиционированный воздух поступает через
регулятор 19 и перекрывной кран 21 в скафандр или через кла-
пан 20 в кабину 25 При повышении давления в кабине выше
заданного воздух стравливается из кабины в атмосферу через
клапан 18. Заданное давление кабинного воздуха поддержи-
вается регулятором 24 Система настраивается на заданный
режим селектором 23.
Система с незамкнутым испарительным циклом
На рис. 6 15 приведена конструктивная схема автономной си-
стемы кондиционирования скафандра с незамкнутым испари-
Рис 6 15 Схема СК скафандра (незамкнутый испари-
тельный цикл):
/—приемник; 2—сосуд; Я—край, 4—регулятор давления; 5—испари-
тель, 6—насос; 7—клапан; 8, /2—теплообменники, 9—трехходовой
кран; /0—стакан; //—выходной канал, 18—клапан сброса; 14—ем
кость, 18—входной канал, IS—улавливатель влаги, /7—перегородка
тельным циклом, которая обеспечивает подачу газа для дыха-
ния, а также нормальные давление, температуру и влажность
в скафандре В два теплообменника 8 и 12 подается жидкий
кислород для дыхания, используемый в то же время для отвода
тепла от летчика Замкнутая кондиционируемая емкость (ска-
фандр) 14 соединена с другой емкостью входным каналом 15
W
и выходным 11. Давление в емкости 14 регулируется клапаном
сброса 13. Корпус холодильного устройства разделен перегород-
кой 17 на два участка: верхний, где располагаются теплообмен-
ники и регулирующая аппаратура, и нижний, из которого в ем-
кость 14 подается кондиционированный газ. В центре верхнего
участка расположен стакан, внутри которого установлены регу-
лирующий клапан 7 и трехходовой кран 9, соединенный с тепло-
обменниками 8 и 12. Криогенная жидкость поступает из сосуда 2,
имеющего две оболочки с вакуумной изоляцией. Конверторный
узел состоит из наполнительного приемника 1, испарителя 5,
трехходового эксплуатационного и вентиляционного крана 3, со-
единенного с газовой фазой сосуда 2, и регулятора давления 4.
При контакте холодного газа, поступающего из сосуда 2, с ре-
циркулирующим газом, забираемым из емкости 14 через ка-
нал 11, влага выпадает и замерзает. Размораживание происхо-
дит при периодическом отключении одного из теплообменников
8 и 12, чем создается требуемая эффективность работы системы.
Газ криогенной жидкости из теплообменника 8 или 12 проходит
через клапан 7 к соплу инжекционного насоса 6 Путем инжек-
ции холодный поток смешивается с рециркуляционным, прошед-
шим через оребренные секции теплообменников В нижней части
корпуса расположен улавливатель 16 для сбора влаги, прони-
кающей через отверстия в перегородке 17.
е 6 СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ КОРАБЛЕЙ
Блочно-модульные системы
Системы кондиционирования (СК) космических кораблей по
массе, объему, энергопотреблению и надежности в значительной
степени зависят от длительности полета. С увеличением времени
полета растут масса, объем, энергопотребление СК Это обстоя-
тельство обусловливает многообразие СК и их принципиальные
етЛичия. В табл. 6.1 представлены основные СК для разной про-
должительности полета
В табл. 6.2 перечислены основные блоки, из которых группи-
руются' СК, краткие характеристики блоков и их условные обо-
значения. В табл. 6 3 показано, из каких блоков состоит каждая
система.
Наиболее целесообразным считается применение блочно-
модульного принципа построения систем космических кораблей.
Данный принцип положен в основу создания СК и блоков, при-
веденных в табл 6 1, 6 2 и 6 3 Хотя эти таблицы и не учиты-
вают всех особенностей и полных технических характеристик
различных блоков, однако они показывают в известной мере воз-
можные перспективы развития и применения СК.
199
Таблица 6.1
Системы космических кораблей
Классификация систем | Условное обозначение 1 Наименование системы Характеристика системы
длительность полета сут тепловыде- ление кВт энергопот- ребление кВт ориеитировоч ная масса кг
Технические С1 Система с запасами кислорода (без воды и и пищи) 0,25 0,3 0,012 25
С2 Система с запасами кислорода, воды и пищи 30 0,3 0,012 325
Химико-техниче- ские СЗ Система с запасами кислорода, пищи и ча- стично воды с конденса- ционной химической ре- генерацией воды 65 0,31 0,014 465
С4 Система с запасом кис- лорода, пищи и химиче- ской регенерацией воды 90 0,33 0,03 470
С5 Система с запасом пи- щи, частичным запасом кислорода, химической регенерацией кислорода и воды 120 2,8 2,16 590
С6 Система с запасом пи- щи, химической регене- рацией кислорода и воды 120 2,25 1,26 325
Биохимические С7 Система с биологиче- ской регенерацией кисло- рода одноклеточными фотоавтотрофами, с за- пасом пищи и солей для питательной среды, с конденсационной химиче- ской регенерацией воды 120— 150 1,2 0,09 455
С8 Система с биологиче- ской регенерацией кисло- рода одноклеточными фотоавтотрофами, с ча- стичным запасом расти- тельной и животной ПИ- ЩИ, с конденсационной химической регенерацией воды и физико-химиче- ской минерализацией 365 1,2 0,13 810
200
Продолжение
Классификация систем Условное обозначение Наименование системы Характеристика системы
длительность полета сут I тепловыде- ление кВт энергопот- ребление кВт 1 ориеитировоч- 1 ная масса 1 кг
Биохимические С9 Система с биологиче- ской регенерацией кисло- рода и частично пищи высшими растениями, с запасом животной пищи, с конденсационной хи- мической регенерацией воды и физико-химиче- ской минерализацией 365 12 0,27 2000
СЮ Система с биологиче- ской регенерацией кисло- рода и пиши одноклеточ- ными фотоавтотрофами, с конденсационной хими- ческой регенерацией во- ды и физико-химической минерализацией 365 1,2 0,19 670
СП Система с биологиче- ской регенерацией кисло- рода и пищи низшими и высшими растениями, с конденсационной химиче- ской регенерацией воды и физико-химической ми- нерализацией 365 7 0,4 1815
С12 Система с химической регенерацией кислорода хемоавтотрофами, с кон- денсационной физико- химической регенерацией воды и физико-химиче- ской минерализацией 365 1,4 1,28 590
Биотехнические С13 Система с биологиче- ской регенерацией кисло- рода, воды и пищи выс- шими растениями и жи- вотными и биологической минерализацией 365 65 1,26 9900
С14 Система с биологиче- ской регенерацией кисло- рода, воды и пищи низ- шими и высшими расте- ниями и животными, биологической минерали- зацией 365 80 2,66 20100
201
Таблица 62
Блоки СК
Наименование и условное обозначение блока Характеристика блока
Я и 43 S X объем л энергопот- ребление кВт
Б1* Блок запаса кислорода (#е=0,5) 60 60 —
Б2* Блок запаса питьевой воды (йе=0,2) 150 150 —
БЗ* Блок Запаса пищи (йе=0,1) 20 20 —
Б4 Блок приготовления пищи (кухня) 20 25 0,002
Б5* Блок химического поглощения углекислоты (Йе=0,1) 50 65 —
Б6* Блок сбора жидких отходов (АСУ) 5 130 0,002
Б7* Блок сбора твердых отходов (АСУ) 5 25 —
Б8 Блок совмещенного сбора жидких и твердых отходов (АСУ) 10 20 0,01
Б9 Блок сбора конденсата 10 60 0,01
Б10 Блок переработки конденсата в пищевую воду 5 5 —
Б11 Блок химической регенерации воды 10 10 0,005
Б12 Блок стерилизации воды озоном 5 ' 5 0,01
Б13 Блок химической стерилизации 3 1 —
Б14 Блок химической регенерации кислорода 130— 100 100 1,4 0,86
Б15 Блок адсорбции и десорбции углекислоты 20 40 0,1
Б16 Блок электролитического разложения воды 5 5 1
Б17 Блок химической минерализации суспензии 5 3 0,01
Б18 Блок химической минерализации жидких от- ходов 5 5 0,01
Б19 Блок химической минерализации твердых отхо- дов 100 5 0,01
Б20 Блок автоматического культиватора однокле- точных фотоавтотрофов 50 120 0,05
Б21 Блок хемосинтетиков 50 100 0,05
Б22 Блок предварительной переработки биомассы (центрифуга) 10 20 0,01
Б23 Блок окончательной переработки биомассы (пищевой автомат) 200 0,5 0,05
Б24 Блок-оранжерея для высших растений 1000 20000 0,05
• Блок рассчитан на работу в течение 30 сут
Наименование н условное обозначение блока
Продолжение
Характеристика блока
св и и 5 <- объем л энергопот- ребление кВт
Б25
Б26
Б27
Б28
Б29
БЗО
Б31
Б32
БЗЗ
Б 34
Б35
Б36
Б37
Б38
Б39
Б40
Б41
Б42
Б43
Б44
Б45
Б46
Б47
Б48
Б49
Б50
Б51
Блок-виварий для высших животных
Блок-аквариум для рыб и моллюсков
Блок низших животных
Блок пищевых микроорганизмов
Блок переработки биомассы высших растений
Блок-комбайн переработки кормов
Блок переработки жидких и твердых отходов
высших животных
Блок приготовления пищи для рыб и мол-
люсков
Блок приготовления пищи для высших живот-
ных
Блок приготовления пищи для низших живот-
ных
Блок биологической минерализации жидких в
твердых отходов человека, животных и растений
Блок аварийного запаса кислорода для человека
Блок аварийного запаса воды
Блок аварийного запаса пищи
Блок аварийного запаса кислорода для живот-
ных
Блок аварийного запаса воды для животных
Блок аварийного запаса кормов
Блок запаса микроэлементов и солей
Блок запаса витаминов
Блок медико-санитарного обслуживания
Блок ветеринарного обслуживания
Блок приготовления питательных растворов для
высших и низших растений
Блок сепарации суспензий
Блок ввода световой энергии
Блок распределения солнечной энергии
Блок запасных инструментов и приборов
Блок инструментов
500
2000
20
10
100
100
50
50
50
15
500
3000
2000
500
10
50
100
100
50
50
20
1200
0,01
0,
0,
0,
0,07
0,01
0,05
0,01
0,01
0,002
0,01
III
1 5 —.
2,5 3
0,6 1 —
10 10 —
12 15 ——*
6 12 ———
60 40 —•
3 3
3 5 —•
5 10 —
10 10 0,002
5 2 0,01
100 40 —
100 80 0,01
5—10% массы си-
стемы
0-,5% массы си-
стемы
203
Таблица 6.3
Блочно-модульное построение СК
СК
С1
С2
СЗ
С4
С5
С6
С7
С8
С9
СЮ
СП
С12
С13
С14
Блоки, входящие в СК
Б1*-1**, Б5*-1**
Б1*-1, Б2*-1, БЗМ, Б4-1, Б5М, Б6*-1, Б7*-1, Б9-1, Б36-П
Б37-1, Б38-1
Б1*-2, Б2М, БЗМ, Б4-1, Б5*-2, Б6*-1, Б7*-2, Б9-1, Б10-1 Б36-П
Б37-1, Б38-1
Б1*-3, Б3*-3, Б4 1, Б5*-3, Б6М, Б7*-3, Б9-1, Б10-1, Б11-1, Б12-1,
Б36-2, Б37-2, Б38-2, Б51-1
Б1*-1, БЗМ, Б4-1, Б5М, Б6*-1, Б7М, Б9-1, Б10-1, БИ-1, Б12-1,
Б14-1, Б16-1, Б36-3, Б37-3, Б38-3, Б50-1, Б51-1
БЗМ, Б4-1, Б6М, Б7М, Б9-1, Б10-1, Б11-1, Б12-1, Б14-1, Б15-1,
Б16-1, БЭ6-3, Б37-3, Б38-3, Б50-1, Б51-1
БЗМ, Б4-1, Б6М, Б7*-5, Б9-1, Б10-1, БН-1, Б12-1, Б20-1, Б36-4,
Б37-4, Б38-4, Б42-1, Б46-1, Б47-1, Б48-1, Б50-1, Б51-1
БЗМ, Б4-1, Б7*-6, Б8-1, Б9-1, Б10-1, Б12-1, Б13-1, Б17-1, Б18-1,
Б19-1, Б20-1, Б22-1, Б36-4, Б37-4, Б38-4, Б42-4- Б43-1, Б44-1, Б46-П
Б47-1, Б48-1, Б50-1, Б51-1
БЗ*-2, Б4-4, Б7*-2, Б8-1, Б9-10, Б10-1, Б12-1, Б13-1, Б18-1, Б19-1,
Б24-1, Б29-1, Б36-4, Б37-4, Б38-4, Б42-4, Б43-1, Б44-1, Б46-1, Б48-1,
Б49-1, Б50-1, Б51-1
Б4-1, Б8-1, Б9-1, Б10-1, Б12-1, Б13-1, Б17-1, Б18-1, Б19-1, Б20-1,
Б22-1, Б23-1, Б36-4, Б37-4, Б38-4, Б42-1, Б43-1, Б44-1, Б46-1, Б47-1,
Б48-1, Б50-1, Б51-1
Б4-1, Б8-1, Б9-5, Б10-1, Б12-1, Б13-1, Б15-1, Б17-1, Б18-1, Б19-1,
Б20-1***, Б22-1, Б24-1***, Б29-1, Б36-4, Б37-4, Б38-4, Б42-1, Б43-1,
Б44-1, Б46-1, Б47-1, Б48-1, Б49-1, Б50-1, Б51-1
Б4-1, Б8-1, Б9-1, Б10-1, Б12-1, Б13-1, Б15-1, Б16-1, Б17-1, Б18-П
Б19-1, Б21-1, Б22-1, Б23-1, Б36-4, Б37-4, Б38-4, Б42-1, Б43-1, Б44-П
Б46-1, Б47-1, Б50-1, Б51-1
Б4-1, Б8-1, Б9-50, Б10-6, Б12-1, Б13-1, Б24-5, Б25-1, Б29-5, БЗО-1.
Б31-1, БЗЗ-1, Б35-1, Б36-4, Б37-4, Б38-4, Б39-1О, Б40-10, Б41-10
Б42-10, Б43-1, Б44-1, Б45-1, Б46-1, Б48-5, Б49-5, Б50-1, Б51-1
Б4-1, Б8-1, Б9-100, Б10-10, Б12-1, Б13-1, Б15-1, Б17-1, Б20-1, Б22-1,
Б23-1, Б24-10, Б25-1, Б26-1, Б27-1, Б28-1, Б29-10, БЗО-1, БЗМ, Б32-1,
БЗЗ-1, Б34-1, Б35-1, Б36-4, Б37-4, Б38-4, Б39-10, Б40-10, Б41-10,
Б42-10, Б43-1, Б44-1, Б45-1, Б46-1, Б47-1, Б48-10, Б49-10, Б50-1, Б5М
* Блок рассчитан на работу в течение 30 сут.
•* Суточная массовая потребность в кислороде и поглотителе СО? составляет
0,23 полной нормы
*•* Производительность блока в данной системе составляет 0,5 номинала.
204
В каждой системе в случае необходимости могут применяться
дублирующие блоки. В конструкции блока и его функциональной
схеме предусмотрено согласование всех параметров входа и вы-
хода для взаимосвязанных блоков. Все данные таблиц приве-
дены из расчета жизнеобеспечения одного члена экипажа в сутки.
Среднее суточное потребление одним космонавтом кислорода,
воды и пищи, а также количество газообразных, жидких и твер-
дых отходов приведены на рис. 6.16. При увеличении числа чле-
нов экипажа пропорционально увеличивается число блоков или
их производительность, удельные же энергопотребление, масса
и объемы (рассчитанные на одного члена экипажа) снижаются.
При продолжительности полета более 30 суток система создается
из пропорционально большего количества одних и тех же бло-
ков, причем ее масса и объем соответственно увеличиваются.
Для блоков запаса кислорода принято минимальное значение
коэффициента йе=0,5, вычисленного по уравнению
/?е =——— .
Ge + G3
где Ge — масса емкости для кислорода;
G3 — масса запаса кислорода.
В случае применения надперекисных соединений (КО2, NaO2
и др.) из системы исключается блок Б5, при применении перекиси
Выделяемая 6 ^12500 кДж
энергия | | (м 00 ккал)
1,15кгуазообразные
579л отходы
Потре6ляемый\ДД1\
кислород
700л
отходы
Потребляемая 3,9кг
Вода
3,9л
Потребляема^ 0,6кг
пища
Космонавт-
9,22кг\ Жидкие
отходы
0,3л
9,2л
0,13кг\ Твердые
0,07л отходы
0,07л
Рис 6 16. Схема суточного массообмена космонавта
водорода исключается блок Б2. В блоке БЗ предусматривается
запас обезвоженной пищи в герметической таре. В системе С1
для скафандров в связи с кратковременностью работы блоки
Б1 и Б5 рассчитаны на 1/4 суточной потребности человека в кис-
лороде и химическом поглотителе углекислоты. Блоки Б6 сбора
жидких и Б7 твердых отходов входят в ассенизационное устрой-
ство. В блоке Б8 предусмотрен совмещенный сбор жидких и
твердых отходов, подлежащих минерализации. В блок Б10 вхо-
дят пассивные фильтры и соленасыщающие устройства для
205
питьевой воды В блоке Б11 предусмотрена активная перера
ботка жидких отходов, т. е. применение испарительных, электро
химических и других устройств с затратой внешней энергии
и окончательной стерилизацией полученной питьевой воды озо-
ном в блоке Б12.
Блок Б14 может быть снабжен или реактором для химиче
ского поглощения (гидроокисью лития и др.) с последующим
термическим разложением СОг и получением кислорода на твер
дом электролите без использования блока Б15, или реактором,
работающим по принципу Сабатье, Боша и др , с использованием
блока Б15 для образования твердого углерода и последующим
электролитическим разложением воды в блоке Б16 Работа
блока Б15 предусматривает адсорбцию и термическую десорб-
цию углекислоты В блоках Б12, Б17, Б18, Б19 предполагается
использование генераторов озона электрического или оптиче-
ского типа Каждый из этих блоков может иметь автономный
генератор озона одинаковой или разной производительности
В случае разной производительности генератор в блоке Б19 дол-
жен обладать наибольшей, порядка 1 кг озона в сутки, в случае
одинаковой — можно одновременно параллельно включать че-
тыре стандартных генератора производительностью каждый
0,25 кг озона в сутки для обслуживания блока Б19
В блоке Б20 могут применяться как зеленые одноклеточные
водоросли — хлорелла, так и сине-зеленые Scenedesmus, а также
другие одноклеточные водоросли В блоке Б24 предусмотрены
подблоки для разных видов высших растений: картофеля,
свеклы, моркови, лука, чеснока, капусты, сои, арахиса. Общая
площадь стеллажей оранжереи 20 м2. Энергия света, подводи-
мого к поверхности листьев, составляет 0,1 от энергии вводимого
в оранжерею света. К. п. д. фотосинтеза принят 0,1. В блоке Б25
предусмотрены подблоки для разных видов высших животных-
коз, кур, кроликов В блоках Б27 и Б28 предусмотрены под-
блоки, каждый из которых представляет собой отдельную кон-
струкцию и имеет систему автоматического управления. Данные,
приведенные для аварийных блоков Б36, Б37, Б38, Б39, Б40 и
Б41, соответствуют потребности на одни сутки
Для систем С2 и СЗ приведена исходная масса агрегатов,
аварийных блоков, устройств регулирования контроля и управ-
ления и т. п. без учета массы жидких и твердых отходов в бло-
ках Б6, Б7, Б9. Масса системы С2 для полета в течение 30 сут
составит около 325 кг, а системы СЗ для полета в течение
65 сут — около 465 кг. Если в системе СЗ упразднить запас газо-
образного, жидкого или твердого кислорода в блоке Б1 и запас
питьевой воды в блоке Б2 и взять запас перекиси водорода
(НгО2), то для полета в течение 65 суток масса системы умень-
шится почти на 150 кг. Кроме того, при разложении перекиси
водорода можно получить полезную энергию мощностью 10—
20 Вт из расчета на одного человека.
При полетах продолжительностью до двух месяцев система
СЗ может успешно конкурировать с системой С4. В системах С2
СЗ выигрыш в массе при применении жидкого, газообразного
^йи твердого кислорода по сравнению с применением надпере-
Жйсных соединений незначителен и составляет не более 10—
<1-5%. Однако при рассмотрении сравнительной надежности си-
стем преимущества окажутся на стороне систем с надперекис-
йыми соединениями
•' Системы С5, С6 и С12 снабжаются мощными энергоустанов-
ками и радиационными теплообменниками, которые увеличи-
вают начальную массу систем. В этих системах не учтена масса
(500 кг) энергоустановки и аппаратуры терморегулирования
В системе С10 не учтена масса (200 кг) энергоустановки для тер-
морегулирования. В массу систем С2 и СЗ входит масса бло-
ков Б6, Б7 и Б9.
Цифры, стоящие после тире в табл 6 3, показывают количе-
ство блоков в системе Суточная массовая потребность в кисло-
роде (Б1) и поглотителе СОг (Б5) системы С1 составляет 0,25
полной нормы, т. е 0,915 кг. Остальная часть массы системы
(24 кг) приходится на массу аппаратуры терморегулирования
и устройства, компенсирующего утечки кислорода из скафандра.
Потребляемая системой С1 электрическая мощность 0,015 кВт.
Производительность блоков Б20 и Б24 в системе СП состав-
ляет 0,5 от их номинала.
Во всех биохимических системах применяется блок сбора
конденсата Б9 В системе С7 предусмотрены запасы пищи, по-
этому биомасса одноклеточных в пищу не используется. Си*
стема С7, так же как и химико-технические, снабжена блоком
Б11 химической регенерации воды Ясно, что даже при наличии
запасов пищи эта система обладает очевидными преимущест-
вами в отношении массы и затрат энергии перед химико-техни-
ческими системами В системе С8 часть биомассы употребляется
в пищу. В этой системе упразднен блок Б11 химической регене-
рации воды, но введены блоки Б10, Б17, Б18, Б19 и Б22. Регене-
рация воды осуществляется путем конденсации испаряемой из
автоматического культиватора воды при совместной работе этих
блоков. В системе С9 вместо низших применяются высшие расте-
ния (см. блок 24), биомасса которых употребляется в пищу,
имеются также запасы животной пищи Система С9 имеет пре-
имущество перед системой С8 в отношении большего комфорта
для экипажа, но она тяжелее последней примерно в 3 раза и,что
самое главное, тепловыделение системы С9 на порядок выше
Так как система С9 обладает обширной испаряющей поверх-
ностью листьев, то необходимо вводить дополнительное количе-
ство блоков Б9 для сбора конденсата В системе СЮ предусмот-
рен пищевой автомат для полной переработки биомассы; эта
система является наиболее оптимальной. В системе СП низшие
207
растения служат источником полноценного белка и липидов,
а высшие — углеводов. Эта система значительно легче си-
стемы С9, так как ее оранжерея и культиватор одноклеточных
в 2 раза меньше стандартных, рассчитанных на производство
750 л кислорода.
Система С12 аналогична системе СЮ и отличается только
тем, что потребляет значительную электрическую мощность.
Система С12 может быть применена при полетах как в пределах
солнечной системы, так и вне ее или в затененных областях кос-
мического пространства. В последнем случае электроэнергия
ядерной или другой силовой установки может быть непосред-
ственно подана в систему с малыми потерями. Биомассу хемо-
Рис 6 17 Зависимость
массы СК G от длитель-
ности полета:
С2—система с запасом кис
лорода, воды и пищи, СЗ—
система с запасом кисло
рода, пищи и частично воды
(с конденсационной химиче
ской регенерацией воды),
С4—система с запасом кис
лорода, пищи (с химиче
ской регенерацией воды),
С6—система с запасом пи-
щи (с химической регенера-
цией кислорода и воды),
СЮ—система с биологиче-
ской регенерацией кислоро-
да и пищи одноклеточными
фотоавтотрофами, с кондеи
сацнонной химической реге
нерацией воды и химической
минерализацией, СП—си
стема с биологической ре
генерацией кислорода и пи
щи низшими и высшими
растениями, с конденсационной химической регенерацией воды и химической минерали-
зацией, С12—система с химической регенерацией кислорода хемоавтотрофамн, с конден-
сационной химической регенерацией воды и химической минерализацией, С14—система
с биологической регенерацией кислорода, воды и пищи низшими и высшими растениями
и животными и с биологической минерализацией
синтетиков можно употреблять в пищу после обработки в бло-
ках Б22 и Б23.
Четвертый класс составляют биотехнические системы С13
и С14. Для системы С13 с использованием высших животных
необходимы пять блоков Б24, а также некоторые другие доста-
точно тяжелые и громоздкие блоки. Ориентировочно масса си-
стемы достигает 9900 кг, а тепловыделение 65 кВт Наконец,
в системе С14 предусмотрено наличие нескольких видов живот-
208
ных и растений, что вызывает необходимость в новых блоках
и увеличивает массу системы до 20100 кг, а тепловыделения
до 80 кВт. С увеличением длительности полета будут увеличи-
ваться число агрегатов в системах С13 и С14 и, следовательно,
масса систем. Для систем СЮ и С12 число агрегатов будет на
1—2 порядка меньше. Поэтому надежность их будет выше, при-
чем возрастание массы будет меньше, чем у систем С13 и С14.
Сводный расчетный массовый график для систем С2, СЗ, С4, С6,
CIO, CH, С12 и С14 приведен на рис. 6.17.
На планетах и естественных спутниках при достаточном энер-
гообеспечении возможно строительство станций из местных мате-
риалов с еще более сложными системами, чем С14, со значи-
тельно большим числом биологических видов растений и живот-
ных, т. е. создание более комфортабельной искусственной
биоэнергетической системы, копирующей земную, для весьма
продолжительного существования людей.
Создание той или иной системы диктуется задачей полета и
в первую очередь энергозатратами для запуска (космического
аппарата. С этой точки зрения наиболее оптимальной является
система СЮ Кроме того,человеку необходимы такие тонизирую-
щие вещества, как лук, чеснок и др. Вспомогательный блок для
этих растений не будет иметь существенного значения в биоэнер-
гетическом балансе замкнутой системы в отношении регенерации
кислорода. Следовательно, наиболее приемлемой является
система с культиватором одноклеточных организмов и со вспо-
могательным блоком Б24 для высших растений, рассчитанным
на производительность 0,05 от стандартного блока Б24.
Количество энергии, запасенной при фотосинтезе пищевых
продуктов, полученных из высших растений, целесообразно
уменьшить до 2—5%. При рациональной конструкции светорас-
пределителей для этого потребуется дополнительно около
10% энергии Солнца, вводимой в систему СЮ Вводить эту до-
полнительную энергию можно через несколько иллюминаторов
обычной конструкции. Около 2—5% регенерируемого кислорода
и потребляемой углекислоты будет приходиться на долю высших
растений блока Б24, что несколько усложнит автоматизацию
системы СЮ.
Работу вспомогательного блока высших растений в отноше-
нии регенерации кислорода можно не автоматизировать, а пред-
усмотреть более широкий динамический диапазон автоматиче-
ского регулирования в культиваторе блока низших растений.
В процессе длительного полета уборку урожая растений и его
обработку можно выполнять силами экипажа с применением
ручных механизмов. Кратковременный или длительный выход
в полете из строя блока Б24 не вызовет существенных отклоне-
ний в биоэнергетическом цикле и физиологии космонавта, так как
в этом случае можно соответственно увеличить производитель-
ность блока Б20 автоматического культиватора по кислороду
209
и пище Блок Б24, размещаемый обычно в кабине корабля,
ремонтируется экипажем, после чего возможен новый посев
растений.
Приведенные в табл. 6.1—6.3 системы являются, конечно,
лишь небольшой частью возможных их вариантов Степень
замкнутости указанных в таблице систем с увеличением их но-
мера постепенно возрастает, однако создать полностью замкну-
тую систему, по современным представлениям, невозможно. Из
системы с кругооборотом веществ всегда будут выходить инерт-
ные отходы. В системе с запасами кислорода, воды и пищи на
каждую единицу массы веществ, потребляемых человеком из
запасов, приходится такая же единица массы инертных отходов
Иными словами, запасенные вещества в процессе жизнедея-
тельности человека превращаются в неиспользуемые инертные
отходы углекислоты, загрязненной воды, жидких и твердых экс-
крементов, что обусловливает замкнутость системы, равную
нулю.
Применение химических регенераторов воды уменьшает вы-
ход инертных отходов из системы на 0,5 от массы веществ,
потребляемых человеком, что обеспечивает замкнутость системы,
равную 0,5. При употреблении в пищу лиофилизированных про-
дуктов и при регенерации воды замкнутость системы может до-
стигать 0,8 Применение систем с биосинтезом увеличивает замк-
нутость системы до 0,95. Однако при оценке степени замкнутости
системы необходимо помнить, что важна не сама по себе полная
замкнутость, а оптимум надежности, массы и потребляемой мощ-
ности системы. Степень замкнутости определяется техническими
требованиями, предъявляемыми к какой-либо определенной
системе в реальных космических аппаратах.
Рассмотрим СК, осуществленные иа советских и американ-
ских космических кораблях.
Системы космических кораблей «Восток» и «Восход»
Системы космических кораблей «Восток» и «Восход» отно-
сятся к первому классу систем, тек техническим Запасы кис-
лорода, воды и пищи, взятые на борт корабля, расходуются по
мере необходимости, а отходы собираются в специальные
емкости.
Полеты первых кораблей «Восток» были рассчитаны на срав-
нительно непродолжительное пребывание их иа орбите. В них
были предусмотрены меры безопасности в ситуации, при кото-
рой продолжительность полета могла достигать 7—12 суток,
а температура воздуха в кабине повыситься до +39° С. В связи
с этим система кондиционирования воздуха была рассчитана на
12-суточный полет одного космонавта в герметической кабине.
При разработке системы необходимо было прежде всего уста-
новить среднесуточные, а также минимальные и максимальные
210
энергозатраты человека в условиях космического полета, кото-
рые в свою очередь определяли величину газообмена и позво-
ляли судить о потребности человека в пище.
В связи с тем что ко времени создания системы для корабля
«Восток» не было никаких данных о влияний комплекса факто-
ров космического полета на величины энергозатрат и газообмен
человека, потребовалось поставить эксперимент в лабораторных
условиях с воспроизведением характера и объема предполагае-
мой деятельности космонавта в кабине космического корабля
В результате проведенных исследований были получены сле-
дующие данные из расчета на одного космонавта.
— среднесуточное потребление Ог 480—530 л;
— среднесуточное выделение СОг 390—430 л;
— среднесуточное выделение влаги при температуре воздуха
15—22° С 980—1120 г;
— среднесуточное выделение тепла 9700—10700 кДж (2300—
2500 ккал),
— максимальные энергозатраты в период бодрствования
265 Вт (228 ккал/ч),
— минимальные энергозатраты в период сна 82 Вт
(70 ккал/ч)
Одновременно с экспериментами по определению газообмена
и энергозатрат разрабатывался пищевой рацион. Исследовались
основные биохимические показатели обмена веществ космонав-
тов в наземных условиях, имитировавших условия космического
полета. При этом была выявлена несколько повышенная потреб-
ность организма в белках и витаминах, что и было учтено-'
в рационе
Пищевой рацион на кораблях «Восток» был составлен в двух
вариантах В первом варианте учитывалась планируемая про-
должительность полета, при этом калорийность составляла
2500—2700 ккал в сутки при среднем содержании белка 120 г,
жиров 85 г, углеводов 300 г. Второй вариант был предназначен
для использования при аварийной ситуации, когда продолжи-
тельность полета могла увеличиться, калорийность его состав-
ляла 1450 ккал в сутки
Далее от полета к полету в состав пищевого рациона вноси-
лись некоторые изменения, заключавшиеся в основном в частич-
ной замене пюреобразных пищевых консервов (составляющих
основное содержание рациона кораблей «Восток» и «Восток-2»)
натуральными продуктами для последующих полетов
Суточное количество воды, включая воду, содержащуюся
в пищевых продуктах, составило 2,2 кг.
Системы кондиционирования для кораблей «Восток» и «Вос-
ход» включали запасы кислорода и сорбентов, поглощающих
водяные пары и углекислый газ при их малом парциальном дав-
лении. Помимо химического поглощения, некоторая часть влаги
одновременно извлекалась из воздуха кабины, конденсируясь на
211
поверхности холодильно-сушильного теплообменника. Кислород
хранился в химически связанном состоянии в виде надперекисей
щелочных металлов. Как указано выше, химически связанный
кислород применялся для повышения надежности системы при
ее сравнительно хороших массовых характеристиках. Поглощая
влагу, перекиси выделяли кислород, а образовавшаяся щелочь
поглощала углекислый газ. В качестве дополнительных осуши-
телей использовались импрегнированный хлористым литием
силикагель и активированный уголь. Другие газообразные про-
дукты метаболизма разрушались и поглощались специальными
фильтрами.
Рис 6. 18. Схема СК кораблей «Восток» и «Восход»
О-фильтр, /—вентиляторы, 2—блок запаса кислорода 3, 5, 6—осушители,
4—регулятор кислорода, 7, 8—краиы, 9—автоматический кран, 10—тепло-
обменник, 11—шторка теплообменника, 12—исполнительный механизм, 13-
усилитель сигнала датчика температуры, 14—задатчик температуры, 15—
датчик температуры, 16—датчик влажности, 17—измеритель давления;
18—термометр, 19— приборная доска с индикаторами углекислого газа, кис-
лорода, температуры, давления и влажности, 20—датчик давления; 21—
датчик температуры, 22—датчик влажности, 23—датчик газового состава
атмосферы в кабине, 24, 25, 26—газоанализаторы, 27—вентиляторы блока
терморегулирования, 28—трубопровод для выхода хладагента; 29—трубо
провод для входа хладагента в теплообменник
Вентиляция кабины была рассчитана на поддержание кон-
центрации СОг не более 1 % (при выделении одним космонавтом
до 20 л СОг в час) с учетом снижения реакционной способности
вещества по мере его отработки. При этих условиях вентиляция
для корабля «Восток» была установлена в 50 л/мин, а для ко-
рабля «Восход»—180 л/мин.
Системы кондиционирования кораблей «Восток» и «Восход»
212
{езначительно отличались друг от друга; их устройство и прин-
цип работы можно уяснить из принципиальной схемы, приведен-
ной на рис. 6.18.
Система состояла из четырех основных функциональных бло-
ков:
— блока автоматического поддержания необходимого со-
става газовой среды в кабине (1, 2, 3, 4, О, 6);
• — блока автоматического поддержания заданной влажности
воздуха в кабине, или блока осушки (5, 6, 7, 8, 9, 10, 16);
— блока автоматического поддержания необходимого тем-
пературного режима (10, 11, 12, 13, 14, 15 и 27);
— блока приборов контроля основных параметров атмо-
сферы кабины (16, 17, 18, 24, 25 и 26).
Для обеспечения непрерывного потока воздуха через уста-
новку в системе использовались два вентилятора 1 с электропри-
водом, что значительно повышало надежность системы. При
отказе основного вентилятора автоматически включался дубли-
рующий.
Агрегат 2 с регулирующим устройством 4 был объединен
в единый блок, представляющий собой металлический контей-
нер, в котором размещалось вещество с запасом кислорода на
все расчетное время полета. На выходе из блока 2 был уста-
новлен фильтр О. Регулирующее устройство 4 для поддержания
определенной концентрации кислорода в газовой среде кабины
было выполнено в виде двухпозиционного клапана с чувстви-
тельным анероидным элементом, реагирующим на изменение
парциального давления кислорода в кабине. При повышенном
выделении кислорода клапан регулирующего устройства пере-
крывает воздухопровод к блоку 2 и направляет его к последова-
тельно соединенным осушителям 3 и 6. При пониженном выде-
лении кислорода, наоборот, открывается воздухопровод к блоку
2 и частично закрывается воздухопровод к осушителям 3 и 6.
Так как допускаемый диапазон колебаний парциального дав-
ления кислорода во вдыхаемом воздухе был достаточно широк,,
то к регулирующему устройству не имело смысла предъявлять
жесткие требования в отношении ограничения амплитуды колеба-
ний концентрации кислорода при регулировании. Это дало воз-
можность во многом упростить конструкцию устройства и значи-
тельно повысить надежность как регулятора, так и всей системы.
Ввиду того что во время работы блока 2 поглощалась лишь
часть влаги, выделяемой человеком, для удаления из воздуха
оставшейся избыточной влаги в системе был предусмотрен
дополнительный патрон осушки, который должен автоматически
поддерживать заданную влажность воздуха в герметической
кабине.
В блоке осушки первый осушитель 5, имеющий калиброван-
ное отверстие, был подключен к воздухопроводу вентиляторов 1.
Через этот осушитель устанавливался постоянный расход воз-
213
духа при включении всей системы. Вторым осушителем 6, подсо-
единенным к регулирующему устройству 4, можно было допол-
нительно регулировать расход воздуха краном 9 автоматически
по сигналу от датчика 16 или кранами 7 и 8 вручную.
Емкость осушителя 5 и объем вентиляции воздуха через него
были рассчитаны на возможность поглощения всей влаги, выде-
ляемой космонавтом в состоянии покоя (40—50 г/ч), при нор-
мальных температурных условиях за вычетом влаги, поглощае-
мой блоком 2. При этом относительная влажность воздуха
в кабине не должна была превышать 70%. В случае увеличения
относительной влажности выше этого значения автоматически
включался второй резервный осушитель Влаговыделение могло
увеличиться при аварийном повышении температуры воздуха
в кабине или по другим причинам, связанным с эмоциональным
напряжением или активной деятельностью космонавта. При ава-
рийном повышении температуры и соответственно влажности
в результате увеличения выделения пота космонавт мог открыть
краны ручного управления и значительно увеличить вентиляцию
воздуха через осушитель. Это давало возможность сохранить
необходимый баланс между метаболическим тепловыделением
в организме космонавта и его теплоотдачей в атмосферу кабины,
что предотвращало повышение температуры тела при повыше-
нии температуры воздуха в кабине до +35° С
Соотношение между расходом воздуха через осушители 3 и 6
и блок 2, а также влагопоглощение осушителем 5 системы были
определены на основании расчета оптимальных режимов отра-
ботки вещества при соблюдении наиболее благоприятных усло-
вий для космонавтов в нормальной и аварийной ситуации.
Блок автоматического поддержания необходимого темпера-
турного режима состоял из двух контуров: воздушного (вклю-
чающего теплообменник 10 и вентиляторы 27 в диффузоре),
открытого в пространство герметической кабины, и жидкостного,
замкнутого через трубопроводы 28 и 29 на радиационный тепло-
обменник, расположенный на внешней поверхности корабля
Связь контуров теплопередачи осуществлялась через жидко-
стно-воздушный теплообменник 10, находящийся в герметиче-
ской кабине. Конструктивно часть элементов системы была объ-
единена в блок, в котором смонтированы основной и дублирую-
щие вентиляторы 27, теплообменник 10 (с устройством для сбора
конденсата) и автоматический регулятор температуры (12, 13,
14 и 15).
Автоматический регулятор температуры воздуха подавал
управляющий сигнал от чувствительного элемента (датчика 15)
к исполнительному механизму 12, который в зависимости от тем-
пературы, установленной космонавтом на задатчике, изменял
объем воздуха, проходящего через теплообменник, и поддержи-
вал таким образом температуру воздуха с точностью ± 1,5еС
214
На корабле был тцкже установлен аварийный блок термо-
регулирования, основанный на испарении жидкости в космиче-
ское пространство. Блок включался при аварийном повышении
температуры воздуха в кабине до +35° С. Приборы блока конт-
роля основных параметров атмосферы кабины (16, 17, 18, 24,
25, 26) были смонтированы на приборной доске 19 в кабине.
Для контроля с Земли в системе были предусмотрены радио-
телеметрические датчики (20, 21 и 22). Телеметрические показа-
ния позволяли контролировать газовый состав атмосферы ка-
бины и анализировать работу системы кондиционирования.
В случае необходимости с Земли давались сигналы для поддер-
жания необходимых условий.
После серии лабораторных испытаний и соответствующих
доработок образец системы был также испытан на космических
кораблях с животными на борту.
Результаты летных испытаний системы с животными позво-
лили рекомендовать ее для использования в первом полете чело-
века в космос на космическом корабле «Восток» При осущест-
влении этого полета с космонавтом Ю. А. Гагариным на борту
система проработала на Земле и в полете около 5 ч За это
время наблюдались следующие изменения параметров и газо-
вого состава атмосферы кабины:
— давление 99,96—100,63 кН/м2 (750—755 мм рт ст.);
— температура 4-19---(-20° С;
— влажность 62—69%;
— концентрация О2 21—22%;
— концентрация СО2 0,4—0,6%
Осуществленные затем более длительные полеты кораблей
«Восток»-2, -3, -4, -5, -6 подтвердили работоспособность и на-
дежность системы Управление системой кондиционирования
во всех полетах осуществлялось автоматически. В полетах кос-
монавты прибегали также к ручному регулированию темпера-
туры, которая задавалась ими в зависимости от индивидуаль-
ного ощущения тепла. Наиболее продолжительным из всех был
полет космического корабля «Восток-5».
Система кондиционирования при полете корабля «Восход»
с тремя космонавтами проработала 28 ч, из которых 4 ч — на
старте'при подготовке к полету. Герметизация кабины корабля
была осуществлена за 1 ч до запуска корабля. После гермети-
зации температура воздуха в кабине была 4-17° С, относительная
влажность 47%, парциальное давление кислорода 20,3 кН/м2
(152 мм рт. ст), концентрация СО2 ниже 1%, давление
101,5 кН/м2 (762 мм рт ст ).
В процессе полета параметры газовой среды поддерживались
В заданных пределах. Так, давление изменялось в пределах
101,5—106,5 кН/м2 (762—800 мм рт. ст.), температура 17—22° С,
поскольку космонавты были одеты в спортивные костюмы (без
скафандров); относительная влажность воздуха 47—70%, пар-
215
циальное давление кислорода 20,3—24,3 кН/м2 (152—
182 мм рт. ст.), концентрация углекислоты около 1%.
Исследования газообмена и влаговыделения в кабине, прове-
денные в пяти полетах по результатам анализа регенерацион-
ного вещества и по динамике изменения концентрации СОг, кис-
лорода и влаги в воздухе кабины, показали, что специфические
условия космического полета не оказали существенного влияния
на энергозатраты, на расход потребляемого космонавтами кис-
лорода и на количество выделяемого ими углекислого газа
и воды. Заслуживает внимания выявленная в полете некоторая
тенденция к снижению основных показателей обмена, что,
по-видимому, может отчетливее проявиться при более длитель-
ных космических полетах. Пищевой рацион, разработанный для
космонавтов кораблей «Восток» и «Восход», был вполне доста-
точен по калорийности и составу пищевых веществ. Однако
у космонавтов было замечено некоторое повышение интенсив-
ности белкового обмена, а также повышенная потребность в ви-
таминах, особенно в витамине Вб.
Системы космического корабля «Аполлон»
Комплекс американского космического корабля «Аполлон»
включает в себя основной блок и лунную кабину. Стартовая
масса комплекса космического корабля «Аполлон» 0,0455 Мкг
(45,5 т), общая длина его 16,5 м. Основной блок состоит из
отсека экипажа (ОЭ) со стартовой массой 5,5 т, высотой 3,66 м,
диаметром основания 3,96 м и объемом 7,65 м3 и двигательного
отсека (ДО) высотой 7 м, массой 25 т, из которых 17,6 т
приходится на топливо.
В литературе США эти отсеки часто называются соответ-
ственно командным (КМ) и вспомогательным (ВМ) модулями.
Лунная кабина, называемая лунным модулем (ЛМ), массой
15 т, высотой 5,9 м состоит из посадочной ступени и взлетной
ступени объемом 6,58 м3. Корабль «Аполлон» смонтирован на
ракете «Сатурн-5» с полной взлетной массой 2890 т, высотой
около 111м. Первая и вторая ступени этой ракеты обеспечивают
вывод на геоцентрическую орбиту массы 140 т. Часть этой массы
создает импульс тяги для последующего старта к Луне косми-
ческого корабля массой 45,5 т с тремя космонавтами на борту.
Комплекс систем кондиционирования корабля «Аполлон» раз-
мещен в двух отсеках. Кроме систем кондиционирования отсеков,
имеются переносные автономные ранцевые системы кондициони-
рования скафандров. Особенностью системы кондиционирования
основного блока является функциональная связь ее с энерго-
установкой, т. ё. водородно-кислородными топливными элемен-
тами, предназначенными для снабжения электроэнергией
и питьевой водой при полете к Луне и обратно.
216
Отсек экипажа и двигательный отсек основного блока
Теплозащитное покрытие отсека экипажа основного блока
представляет собой армированную пластину. Основу покрытия
составляет сотовая конструкция из стекловолокна (370 000 ячеек).
Теплозащитный слой рассчитан на тепловую нагрузку порядка
1,7-10е кДж (410 000 ккал). При нагреве внешней поверхности
до 2483—3033 К во время входа в плотные слои атмосферы тем-
пература в отсеке экипажа поддерживается 293—305 К- В отсеке'
имеются шесть иллюминаторов: два спереди, два сбоку,
один сзади и один в крышке люка.
Двигательный отсек основного блока не герметизирован. На-
ружная поверхность отсека покрыта теплозащитным слоем, рас-
считанным на температуру 1213—1373 К. Температура внутри
отсека 294—300 К. В двигательном отсеке расположены основные
источники электроэнергии и питьевой воды — три батареи кис-
лородно-водородных топливных элементов, одна из которых
запасная.
Система кондиционирования отсека экипажа основного
блока предназначена для обеспечения жизнедеятельности трех
космонавтов во время их полета к Луне и обратно в течение
8 сут. Общая масса системы 460 кг. Система кондиционирования
состоит из блоков обеспечения кислородом и водой, очистки атмо-
сферы отсека от COz и других вредных газообразных приме-
сей, а также блока терморегулирования. В отсеке расположены
переносные автономные ранцевые системы скафандра, запасы
пищи, а также ассенизационное устройство.
Блок обеспечения кислородом, кроме подачи кислорода
в отсек и скафандры космонавтов, регулирует давление в них
на 1нужном уровне. Блок очистки атмосферы отсека и скафанд-
ров от СОг, помимо основной функции, служит для удаления
других вредных газообразных примесей. Оба эти блока функ-
ционально связаны между собой, а конструктивно трубопрово-
дами разделяются на контуры отсека и скафандров. Блок обес-
печения водой снабжает космонавтов питьевой и гигиенической
водой, а также подает воду в блок терморегулирования. Блок
терморегулирования функционально связан с упомянутыми выше
блоками, осуществляя теплоотвод от них в космос.
Рассмотрим работу перечисленных блоков.
Схема системы кондиционирования отсеков экипажа и двига-
тельного отсека основного блока приведена на рис. 6.19. В бло-
ке обеспечения кислородом газообразный кислород хранится в
двигательном отсеке основного блока при сверхкритических
параметрах в емкостях 1 под давлением 6,86 кН/м2 (70 кгс/см2)
и поступает через быстродействующие разъемы 2 в магистраль
отсека экипажа. Пройдя через дросселирующие обратные кла-
паны 3, в которых его давление понижается до 137,293 кН/м2,
газообразный кислород попадает в распределительный выпуск-
217
ной клапан 4, а затем в отсек Каждый из двух вентиляторов 36
с двигателем 35 мощностью по 28 Вт осуществляет циркуляцию
кислорода внутри отсека с расходом 0,04166 м3/с Вентиляторы
объединены с гликолевыми теплообменниками 37 отсека, осу-
ществляющими теплосъем с циркулирующего кислорода В от-
секе экипажа в полете создается атмосфера из чистого кисло
рода при давлении 34,531—35,316 кН/м2, поддерживаемом ре
гулятором давления 7
Рис 6 19 Схема СК командной и приборной кабин орбитального
корабля «Аполлон»
/—емкость с кислородом 2— быстродействующий разъем 3—дросселирующий
обратный клапан 4—распределительный выпускной клапан 5—обратный кла
пан «—аварийный клапан 7—регулятор давления (Рд) «—разъем скафандра
S—обратный клапан 10—фильтр твердых частиц 11—обратный клапан
12—перепускной клапан 13—компрессор (К) 14—патрон 15—регулятор рас
хода газа (Рр) /«—теплообменный блок скафандров (Т) 77—охладительное
устройство 18—сепаратор /«—аккумулятор воды 20—внешний испаритель
воды (ВИ) 27—гликолевый испаритель воды (ВИ) 22—редукционный клапан
водяной магистрали 23—обратный клапан 24—емкость отработанной воды
25—емкость с питьевой водой 26—обратный клапан 27—быстродействующий
разъем 28—насос (Н) 29— батарея топливных элементов 30—радиационный
теплообменник (РТО) 37—быстродействующий разъем 32—обратный клапан
33—резервуар для гликоля 34—охладительные пластины 35—двигатель 36—
вентилятор (В) 37—теплообменник (Т) 33—обратный клапаи 39—обратный
клапан 40—нмпеллериый насос (Н)
Относительная влажность атмосферы отсека 40—70%, тем
пература 21—27° С При входе в плотные слои температура
в отсеке не превышает 305 К
Возможна аварийная подача кислорода в отсек при
помощи клапана 6 Предусмотрена вентиляция отсека экипажа
земным атмосферным воздухом после посадки на воду Для
этого в обшивку вмонтированы два выпускных клапана и вытяж-
ной люк, открывающийся изнутри. Циркуляцию воздуха обес-
печивает вентилятор, работающий от аккумулятора. Для умень-
шения опасности пожара при наземных испытаниях, старте и на
участке выведения ца орбиту в отсеке создается искусственная
атмосфера, состоящая из 60% кислорода и 40% азота. При
старте космонавты кратковременно используют автономные ран-
цевые системы кондиционирования скафандров с чистым кисло-
родом На орбите кислородно-азотная смесь из отсека экипажа
основного блока стравливается и отсек наполняется чистым
кислородом, который в случае пожара можно также быстро
стравить за борт.
В отсеке космонавт, несущий вахту, находится в скафандре,
а два остальных могут быть без скафандров В этом случае кис-
лород поступает в скафандр из отсека через контрольный кла-
пан, установленный в возвратной магистрали скафандра При
разгерметизации отсека все космо!навты находятся в скафанд-
рах. При этом используется автоматический или ручной способ
подачи кислорода в скафандр В первом случае распределитель-
ный редуктор на входе в компрессор автоматически поддержи-
вает давление кислорода в скафандре на уровне 25,702±
±1,563 кН/м2 Во втором случае космонавт сам управляет калиб-
ровочным клапаном, установленным перед распределительным
редуктором в линии подачи кислорода.
Кислород из емкостей 1 или отсека нагнетается двумя комп-
рессорами 13 в разъемы скафандров 8 и далее через обратные
клапаны 9 и фильтр твердых частиц 10 в патроны 14 Произво-
дительность каждого компрессора 1 м3/мин и потребляемая мощ-
ность 43 Вт
Блок очистки состоит из двух патронов 14, наполненных
гидроокисью лития для поглощения СОг и слоем активирован-
ного угля для удаления неприятных запахов Оба патрона рабо-
тают одновременно При полете на Луну патроны заменяются
через каждые 12 ч Степень использования поглотителя COj
телеметрируется на Землю и регистрируется на приборной доске
отсека.
Блок обеспечения водой имеет два контура- контур снабже-
ния питьевой водой и контур снабжения водой для технических
нужд. Вода, запасенная с Земли и получаемая от батарей топ-
ливных элементов 29, расположенных в двигательном отсеке
основного блока, поступает через быстродействующие разъемы 27
и обратный клапан 26 в емкость с питьевой водой 25, откуда
выдавливается кислородом в магистраль питьевой воды. Воду
можно употреблять как холодную с температурой 283 К после
прохождения через охладительное устройство 17, так и горячую
с температурой 338 К непосредственно из емкости 25.
Вода подается двумя насосами 28 в теплообменный блок ска-
фандров 16, гликолевый испаритель воды 21 и во внешний
219
испаритель воды 20, а затем собирается в емкость отработанной
воды 24. Насосы расположены в двигательном отсеке.
В теплообменный блок скафандров 16 входят гликолевый
охладитель воздуха, гликолевый испаритель воды и сепаратор,
«компонованные в один агрегат. Гликолевый испаритель воды
работает при температуре не выше 10° С. Конденсат влаги впи-
тывается гигроскопическим слоем теплообменника и с помощью
капилляров выводится в аккумулятор воды 19. Аккумулятор
снабжен сильфонами, которые, расширяясь при подаче в них
кислорода, вытесняют воду в емкость использованной воды 24.
Конденсат влаги газовой смеси вытесняется кислородом из акку-
мулятора воды 19 в контур для технической воды. В начале
эксплуатации заполняется емкость с питьевой водой 25. Избыток
воды перепускается в емкость отработанной воды 24, являю-
щуюся резервуаром водяной испарительной системы. В блоке
имеется предохранительный клапан и предусмотрены фильтры
для очистки воды, засоренной в теплообменниках и трубопро-
водах.
Блок терморегулирования имеет два охлаждающих контура,
полностью дублирующих друг друга, каждый из которых имеет
свой испаритель. Переключение контуров производится космо-
навтами. В отсеке поддерживается температура 21—27° С. При
входе отсека экипажа в плотные слои атмосферы температура
в нем не превышает 32° С. Хладагентом является водо-гликоле-
вая смесь — 35% гликоля и 65% воды с добавкой антикоррози-
онного ингибитора. Циркуляция водо-гликолевой смеси обеспе-
чивается тремя импеллерными насосами 40 мощностью 35 Вт
каждый. Создаваемый насосами расход равен 0,025 кг/с. Один
из насосов резервный. Импеллер вращается со скоростью
200об/с. Приводнасоса магнитный. Давление в системе 206 кН/м2.
Через быстродействующий разъем 31 смесь подается в ра-
диационный теплообменник 30, где она охлаждается. Затем че-
рез разъем 31, обратный клапан 32 и гликолевый испаритель 21
смесь поступает в охладительное устройство 17, теплообменный
блок 16, теплообменник кабины 37 и через обратный клапан 39
вновь попадает в импеллерные насосы 40. При циркуляции водр-
гликолевой смеси охлаждаются газовый поток и оборудование
отсека, большая часть которого смонтирована на охладитель-
ных пластинах 34. Гликолевая смесь поступает сначала к охла-
дительным пластинам 34, а затем через обратный клапан 38
к теплообменнику отсека 37. Максимальная тепловая нагрузка
системы 2420 Вт. Средний уровень тепловыделения в отсеке эки-
пажа от космонавтов, гидроокиси лития и других источников
около 428 Вт. Для охлаждения при взлете и пиковых тепловых
нагрузках в полете применяется испаритель 21, в котором глико-
левая смесь испаряет воду в вакуум. Работает этот испаритель
при температуре выше 283 К. Перед стартом с Земли смесь
охлаждается при помощи фреонового испарителя.
220
В ассенизационном устройстве в отсеке, состоящем из кол-
лектора для мочи и емкости для твердых отходов, предусмотрена
возможность сбора мочи и кала космонавтов в полиэтиленовые
мешочки для послеполетного анализа, а также для сброса этих
отходов за борт.
Пищевые продукты упакованы в полиэтиленовые мешочки.
Обезвоженные продукты космонавты разводят холодной (10° С)
или горячей (65° С) водой.
Для удаления мусора в отсеке имеется малогабаритный
пылесос.
Посадочная и взлетная ступени лунной кабины
Система кондиционирования взлетной ступени лунной ка-
бины (ЛК) предназначена для поддержания комфортных зна-
чений давления кислорода, температуры, относительной влаж-
ности в течение 48 ч. За это время два космонавта должны со-
вершить посадку на Луну, провести исследование лунной поверх-
ности, стартовать с Луны и вернуться в отсек экипажа
основного блока корабля, находящегося на окололунной орбите.
Кроме подачи кислорода для дыхания и вентиляции скафанд-
ров и взлетной ступени, система кондиционирования обеспечи-
вает подачу питьевой воды и приготовление пищи, а также под-
зарядку переносных автономных ранцевых систем кондициони-
рования скафандров, которые используются космонавтами при
выходе на Луну. Система кондиционирования удаляет из кисло-
родной атмосферы кабины углекислый газ и вредные примеси.
Максимальная пиковая тепловая нагрузка лунной кабины
2440 Вт. Средняя потребляемая электрическая мощность системы
около 300 Вт. Общая масса системы кондиционирования лунной
кабины 103 кг без воды и 188 кг с водой. В кабине находятся
автономные ранцевые системы кондиционирования скафандров.
Система кондиционирования взлетной ступени состоит из блока
обеспечения кислородом, блока очистки от СОг, блока водообес-
печения и блока терморегулирования.
В переносной автономной ранцевой системе кондиционирова-
ния на скафандр расходуется кислорода 0,00533 кг/с. Переза-
правок кислородом может быть не более пяти. Метаболическое
тепловыделение 106—193 Вт. Температура кислорода на входе
в скафандр предусмотрена при охлаждении 276,3—289,6 К, а при
обогреве не менее 288,5 К- Максимально допустимое парциаль-
ное давление углекислого газа не выше 1,013373 кН/м2.
В кабине запасено восемь малых патронов для поглощения
СОг- Каждая ранцевая система комплектуется одним малым
патроном, а остальные находятся в кабине. Продолжительность
работы ранцевой системы не менее 8 ч.
Система кондиционирования взлетной ступени имеет следую-
щие характеристики.
221
Блок обеспечения ступени кислородом имеет емкость, в кото-
рой поддерживается давление кислорода 3,443310—
7,583130 МН/м2 при температуре 144—344 К Ступень объемом
6,58 м3 наддувается за 70 с Расход кислорода в кабине около
0,066 кг/с Максимальное время сброса давления в ступени при
ее разгерметизации не более 3 мин Максимальная утечка через
ступень 0,0000205 кг/с при давлении в ступени 34,335 кН/м2 Тем-
пература в ступени 15,5—32,2° С, максимальный теплосъем 76 Вт
Мощность каждого вентилятора 36,5 Вт при 216 об/с Относи-
тельная влажность в ступени 40—70%
Рис 6 20 Схема СК лунного корабля «Аполлон»
/—емкость с кислородом высокого давления 2—емкость с кислородом низкого
давления 3—штуцер заправки кислородом ранца 4—соленоидный клапан с ава
рийный ручным регулированием 5—клапан регулирования подачи кислорода
6—теплообменник (T) 7—перекрывной клапан реверсирования направления по
тока 8—скафандр У—штуцер подачи рециркуляционного кислорода в кабину
10—штуцер отбора рециркуляционного кислорода из кабины //—патроны с гид
роокпсью лития /2—вентилятор скафандра (В) 13—сублиматор льда (С) 14—ка
нал сброса пара в космос /5—гликолево кислородный теплообмеииик (ГКТ) 16—
клапан смесительный /7—центробежный влагоотделитель 18—клапан управляв
мый вручную /9—емкость с водой 20—штуцер заправки водой 2/—испаритель
воды (ВИ) 22—гликолевый сублиматор 23—блок насосов для перекачки гли
коля (Н) 24—гликолевый аккумулятор, 25—теплообмеииик запасного блока наве
деиия (Т) 26—теплообменник основного блока наведения (Т) 27—клапан регу
лирования температуры в кабине 28—регенеративный теплообмеииик 29—кабин
ный теплообменник и вентилятор (Т) 30—охлаждающие пластины 31—фреоновый
испаритель (ФИ) 32—штуцер подачи фреона
Блок очистки ступени от СОа снабжен двумя патронами,
каждый из которых наполнен 2,27 кг гидроокиси лития Блок
рассчитан на 41 ч работы
Блок водообеспечения системы кондиционирования ступени
снабжен тремя емкостями Одна из них, вмещающая 166 кг воды,
расположена в посадочной ступени, а две другие по 21,5 кг во-
222
ды—во взлетной ступени лунной кабины. Максимальный расход
воды основными испарителями 0,152 кг/с. Начальное давление
азота для наддува емкости с водой 309,015 кН/м2.
Блок терморегулирования заполняется смесью из 35% гли-
коля и 65% воды по весу, содержащей антикоррозионные инги-
биторы. Производительность насоса 0,00516 кг/с при 86,6 об/с.
Насос на выходе поддерживает давление не более 206,010 кН/to2,
потребляемая мощность 30,5 Вт. Тепловая нагрузка на водяные
испарители не превышает 1,85 Вт. Температура в основном водя-
ном испарителе 279,1—309,6 К, а температура хладагента на вы-
ходе 273,5—280 К. Тепловые нагрузки от электрооборудования
на блоке составляют 167—1620 Вт, от низкотемпературного элек-
трооборудования"^-69—555 Вт, высокотемпературного—13^4—
36,7 Вт, от батарей— 104—418 Вт, гликолевого контура — 170—
602 Вт, а другие нагрузки не превосходят 84 Вт.
Схема системы кондиционирования лунной кабины приве-
дена на рис. 6.20.
В системе кондиционирования лунной кабины применены,
в частности, следующие элементы:
а) саморегулирующийся пористый пластинчатый сублима-
тор вместо ранее применявшихся приборов, где использовалось
обычное испарение воды. Новая конструкция устраняет проб-
лему регулирования противодавления;
б) центробежный влагоотделитель с собственным приводом
для сепарации воды из потока кислорода;
в) модульные конструкции, широкое прийенение которых
исключает монтаж и прокладку трубопроводов, позволяет сни-
зить массу СК и добиться большей компактности при монтаже;
г) рама, выполненная из титана, со стенками очень малой
толщины;
д) взаимозаменяемые патроны с гидроокисью лития;
е) устройство для сброса с борта кабины лишней массы (ем-
костей) после ее использования;
ж) клапан, обеспечивающий одноступенчатое регулирование
давления кислорода, подаваемого из бака, от 6,86 МН/м2 до
23,544 кН/м2 или 34,335 кЙ/м2.
ГЛАВА VII
ТЕПЛООБМЕННЫЕ УСТАНОВКИ
СИСТЕМ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
7. 1 ДОЗВУКОВЫЕ ТЕПЛООБМЕННЫЕ УСТАНОВКИ
\J Аэродинамика теплообменных установок
Теплообменная установка состоит из теплообменника с уст-
ройством для крепления его на самолете, туннеля, в котором он
располагается, и механизма для регулирования расхода заборт-
ного воздуха через теплообменник. Возможные варианты уста-
новки на самолете теплообменников приведены на рис. 7.1, а их
характеристики — в табл. 7.1.
Многообразие конструкций теплообменных установок объяс-
няется невозможностью создания однотипной установки, опти-
мальной для всех видов самолетов, вследствие существенных
различий в их конструкции, компоновке, режимах полета, усло-
виях эксплуатации и т. д.
Схема типовой теплообменной установки приведена на
рис. 7.2. При движении встречного ^бортного воздуха через
туннель изменяются его скорость, давление, температура и плот-
ность. Во входной расширяющейся части туннеля между сече-
ниями 2 и 3 происходит торможение воздушного потока, когда
скорость уменьшается, а давление, температура и плотность уве-
личиваются. В теплообменнике температура и скорость воздуха
повышаются, а давление и плотность уменьшаются. Выходная
часть туннеля в направлении течения воздуха сужается, вслед-
ствие чего потенциальная энергия воздуха превращается снова
в кинетическую: скорость воздуха увеличивается, а давление,
температура и плотность уменьшаются. Нагретый воздух, выхо-
дящий с большой скоростью из туннеля, создает реактивную силу,
которая при определенных условиях может значительно компен-
сировать аэродинамическое сопротивление теплообменной уста-
новки.
Внутреннее аэродинамическое сопротивление теплообменной
установки складывается из сопротивления трения воздуха о по-
224
Рис. 7. 1 Размещение аэродинамических теплообменных уста-
новок на самолете.
/ н мобовой чип и фюзеляжа; 2— под передней частью фюзеляжа; 3, 4, 5—
и »йд|нЙ чисгн фюзеляжа с разной степенью погружения в фюзеляж; 6—
по боким »вдней «инти фюзеляжа; 7, 8, 10, 11—ъ крыле с разными вхо-
дами и выходами во»духа и различным расположением теплообменника
в канале; 9—внутри передней части фюзеляжа; 12—под крылом
Рис. 7.2. Схема аэродинамической теплообменной уста-
новки
1897
225
Таблица 7. 1
Аэродинамические характеристики
самолетных теплообменных установок
Коэффициент взаимосвязи между тунне- лем и потоком воздуха от Полет с Vmax Набор высоты Коэффициент внешнего со- противления установки
X « Т— X .
X . «в С о- винта самолета ПТ Ек ^0 Ра ео Ра Сха
1 0,7—1,0 1—2 0 0 1—2 0 —0,2 0,05—0,10
2 0,71 2—4 0 0 2—4 0 —0,2 0,06—0,12
3 0,6-0,8 4—6 0,2—0,3 0 3-5 0,1—0,15 —0,3 0,08—0,12
4 0,6—0,8 4—6 0,3—0,4 0 3-5 0,2—0,3 —0,3 0,06—0,10
5 0,8—1,0 8—12 0,4—0,6 0 6—10 0,3—0,5 —0,2 0,04—0,1
6 0,8—1,0 8—12 0,3—0,5 0 6—10 0,2—0,3 —0,2 0,06—0,12
7 1,0 4-8 0 0 3—5 0 —0,2 0,03—0,05
8 1,0 3-6 0 0 3-5 0 —0,1 0,04—0,08
9 0,8-1,0 8—12 0,1 0 10—15 0,2 —0,2 0,12—0,18
10 1,0 2-4 0 0 1—3 0 —0,2 0,02—0,04
11 1,0 2—4 0 —0,4 1—3 0 —0,6 0,04—0,08
12 0,8—1,0 6—15 0,2 0 4—10 0,15 —0,2 0,08—0,15
Примем а н и е. J 1 — коэффициент потери напора до входа в туннель; ;к — коэффициент потерь напора в канале; >в — коэффициент статического давления на выходе нз тун- неля.
верхность внутреннего канала, местных сопротивлений на входе
в туннель и теплообменник и на выходе из них, а также из сопро-
тивления, обусловленного срывом и завихрением потока внутри
установки. Если установка помещена не внутри самолета, а пол-
ностью или частично выступает за обычно принятые контуры его,
то, кроме внутреннего, появляется и внешнее аэродинамическое
сопротивление, к которому относится сопротивление в погранич-
ном слое на наружной поверхности туннеля и аэродинамическое
сопротивление формы туннеля и регулирующей заслонки. По-
мимо преодоления указанных сопротивлений, необходима за-
трата энергии, связанная с увеличением массы самолета как за
счет самой теплообменной установки, так и дополнительной
массы конструкции самолета, обусловленной увеличением пло-
щади его несущих поверхностей.
Экономичность теплообменной установки определяется вели-
чиной потерь скоростного напора встречного потока воздуха пе-
ред туннелем, во входной его части, в теплообменнике и выход-
,Н<Ж.учас.тке .туннеля, а также, внешним профилем туннеля,, взаи-
W
модействием туннеля с другими частями самолета, взаимным
влиянием различных туннелей, герметичностью туннеля
Поток перед туннелем Существенное влияние на характер
потока воздуха перед туннелем оказывают форма, размеры и ме-
сто расположения на самолете входного отверстия туннеля Если
заборное отверстие туннеля расположено в лобовых частях
самолета или на передней кромке крыла (варианты 1, 7, 8, 10,11
на рис 7 1), то к входному участку туннеля воздух подходит
с полным напором, равным скоростному напору свободной струи,
набегающей со скоростью самолета При расположении входного
Рис 7 3 Кривые распре
деления относительных
скоростей воздушного по
тока по нормали к по
верхности обшивки в зо
не расположения аэроди
иамических тептообмен
ных установок
1 и 2—кривые относящиеся
соответственно к вариантам
4 и 3 рис 7 1 у — расстоя
ние от обшивки самолета
отверстия туннеля под фюзеляжем, обтекателем двигателя или
крылом характер набегающего потока воздуха отличается от
приведенного выше Выступающие элементы, расположенные
на обшивке самолета, затормаживают воздушный поток На
рис 7.3 приведены кривые распределения относительных скоро-
стей воздушного потока по нормали к поверхности обшивки
где v — местная скорость воздушного потока,
Vi — скорость самолета
Как видно, в случае варианта 4 скорость потока, притекаю-
щего к установке, уменьшается до 45% от скорости свободного
потока
Для увеличения напора перед входным отверстием туннеля
и расхода воздуха через теплообменник в подобных установках
применяется устройство для слива пограничного слоя потока
При помощи такого устройства воздух забирается в туннель
в месте, удаленном от стенки на расстоянии, при котором значе-
ние o/Vi достаточно велико Чем дальше расположена теплооб-
менная установка от лобовых частей самолета, тем больше сни-
жается напор до входа в туннель и тем большее значение при-
8* 227
обретает наличие устройства для слива пограничного слоя. Это
снижение напора характеризуется коэффициентом потери напора
до входа в туннель на участке 1—2 (см. рис. 7.2):
Во
hi
И ’
6 2
(7.1)
Потерю напора й2, которая зависит от характера обтекания,
угла атаки, формы и величины входного отверстия, расхода воз-
духа через туннель и т. д., определяют опытным путем.
Входная часть туннеля. Чтобы получить перед теплообмен-
ником наивыгоднейшую скорость воздушного потока, равную
примерно Vi/4, длину диффузора следует брать около 6d,
где d — наименьший диаметр диффузора, а центральный угол
раствора диффузора а~10°. Однако при выполнении этого тре-
бования чрезмерно увеличивается длина диффузора.
С уменьшением длины диффузора и увеличением его цент-
рального угла возрастает градиент давления воздуха вдоль диф-
фузора. Кинетическая энергия струи воздуха у стенок диффузора
оказывается недостаточной для преодоления быстро возрастаю-
щего давления, что приводит к отрыву потока воздуха от внут-
ренних стенок диффузора. Для предотвращения отрыва потока
стенки диффузора выполняют криволинейной формы, вследствие
чего при движении воздуха создаются центростремительные
силы, уменьшающие давление у стенок и повышающие его у оси
диффузора. Если в прямолинейном диффузоре возникает значи-
тельная неравномерность градиента давления вдоль стенки,
то в диффузоре с криволинейным профилем его можно создать
почти постоянным, рассчитав площадь поперечных сечений диф-
фузора по следующим формулам:
(7.2)
(7. 3)
(обозначения см. на рис. 7.2).
В средней части туннеля расположен теплообменник, в зна-
чительной степени выравнивающий поток воздуха. Этот эффект
выравнивания усиливается с увеличением аэродинамического
сопротивления теплообменника. Потери напора в потоке воз-
228
духа, проходящем через теплообменник, характеризуются коэф-
фициентом потерь
(7-4)
v3
где йт — потери напора в теплообменнике;
Оз — скорость воздуха перед теплообменником.
Величина |т является функцией геометрических параметров
теплообменника, температуры стенок теплообменных элементов
и числа Рейнольдса Re.
Выходная часть туннеля служит главным образом для регу-
лирования температуры теплоносителя путем изменения расхода
охлаждающего воздуха с помощью заслонки, установленной
в выходном отверстии туннеля. Внутренние контуры выходной
части туннеля должны быть плавными, чтобы не возникали
срывы потока при любом положении заслонки.
Аэродинамический расчет теплообменной установки
Целью аэродинамического расчета теплообменной установки
является определение коэффициента полного напора £п, коэффи-
циента внутреннего сопротивления сЖВн> коэффициента площади
выходного отверстия fa и мощности, затрачиваемой на преодоле-
ние дополнительных сопротивлений, связанных с установкой.
В объеме между сечениями 2—3 установки (см. рис. 7.2)
происходит юрможеиие воздуха, в каналах теплообменника
к воздуху подводится тепло, на выходе из установки воздух про-
изводит полезную работу. Термодинамические процессы в уста-
новке протекают с изменением скорости V, давления р, плотно-
сти Q и температуры t воздуха; расчет установки должен произ-
водиться с учетом этих изменений. Но вначале не будем
учитывать влияния сжимаемости воздуха в диффузоре и его на-
грева в теплообменнике, а далее введем необходимые поправки.
Примем, что pi = P5, потери на участке 1—2 отсутствуют,
внешнее обтекание установки происходит без потерь, распределе-
ние скоростей и давлений во всех сечениях канала равномерное;
на участке 4—5 энергия отходящей струи не меняется.
Коэффициент полного напора
Уравнение Бернулли для установившегося потока на участке
1^2 (см. рис. 7.2) в общем случае имеет вид
—+ Pi ——у тАт«г (7-5)
229
Напор на входе
2
/7п=-^ + А-А. (7.6)
Коэффициент напора gn, учитывающий влияние участка при-
текания 1—2 на работу установки, равен отношению напора Нп
к скоростному напору встречного потока:
?п=-4-- (7.7)
vi
61 т
Очевидно, что при Л2=0 коэффициент gn=l и в общем случае
gn=l—go' (см. табл 7.1).
Рис. 7 4 Кривые изменения коэффи-
циентов полного напора по нормали
к поверхности обшивки-
/ и 2—кривые относящиеся соответствен-
но к вариантам 4 и 3 рис 7 1 //—расстоя-
ние от обшивки самолета
На рис. 7.4 приведено изменение коэффициентов gn по нор-
мали к обшивке самолета Кривые 1 и 2, так же как и на
рис. 7 3, относятся соответственно к вариантам 4 и 3 (см.
рис. 7.1).
Коэффициент внутреннего сопротивления туннеля
Для определения мощности, затрачиваемой на преодоление
аэродинамического сопротивления установки, необходимо знать
силу сопротивления Ку. Коэффициент полного сопротивления
установки
сху — .. (7.8)
«iff,
(Fj — см. рис. 7.2).
Коэффициент сяу можно представить в виде суммы двух
коэффициентов:
Сху = Сх вн + СхО- (7-9)
Коэффициент сх0, характеризующий внешнее сопротивление
установки, определяется опытным путем. Коэффициент сжвн, ха-
рактеризующий внутреннее сопротивление установки, часто
можно определить аналитически. Применим теорему импульсов
для течения воздуха через установку:
Kbh=qF(V1-o5), (7.10)
где W — объемный расход воздуха в м3/с.
Введем коэффициент расхода воздуха через туннель:
' а=—. (7.11)
Тогда
W^VsF^aViFi (7.12)
и
(7.13)
Уравнение Бернулли для сечений 1 и 5 (см. рис. 7.2)
01«1 । 65^5 . । . /7
—\-Pi----+а+а»» (7.14)
где h5 — внутренние потери напора в установке.
Полагая qi = Q5 = 0 и Р\ = Ръ, из последних двух формул
получаем
('l - Л1--^. (7.15)
Введя коэффициент характеризующий все внутренние
потери в туннеле в долях скоростного напора в сечении 3,
г£=ек+ет=-Ч-. (7-16)
v3
6 2
где gK и gT — соответственно коэффициенты потерь в канале и
теплообменнике,
находим
схт=Ча(\~У\^) (7.17)
или для случая, когда коэффициент напора не равен единице,
cXBH=2a(l-VV^). (7.18)
231
В полученных выражениях не учтены подогрев воздуха в теп-
лообменнике и сжимаемость воздуха.
Из уравнения состояния при р\ = ръ получим
(7-19)
65 Т1
где Д/у — увеличение температуры воздуха за счет подогрева
его в теплообменной установке.
Тогда из уравнения Бернулли нетрудно получить в общем
случае
aWl + (7.20)
vl \ 71/
Таким образом, влияние подогрева учитывается введением
[ лМ
дополнительного множителя I [ j_i I-
\ Tj
/ Г / AZV \
в«=2а 1 - 1/ I 1 + —у (?П-<Ш
\ г ' 71 '
Следовательно, при подогреве воздуха в теплообменнике
уменьшаются внутренние потери в туннеле.
Уравнение Бернулли для сечений 1 и 3 с учетом сжимаемости
газа можно записать в следующем виде-
v2 „2
v+V+(7 21)
2 Q1 2 Q3
где си — изохорная теплоемкость воздуха.
Воспользовавшись уравнением состояния и принимая
ср—cv=R, запишем последнее равенство в виде
R2 v*
-± + ср7\=-1±срТ3, (7.22)
откуда подогрев воздуха, обусловленный его сжатием,
(7.23)
Считая процесс торможения адиабатным, определим давле-
ние и плотность воздуха в сечении 3—3:
(7-24)
\711
С8=С1(узУ~1. (7.25)
232
При полном торможении (оз=0)
Т--Т‘Ы:
(7.26)
(7.27)
Оз — Qi (1 +
2Cj57'i /
Воспользовавшись выражением (7.27) и введя коэффициент
живого сечения теплообменника как отношение площади живого
сечения теплообменника к его фронтальной поверхности
(7. 28)
получим зависимость для коэффициента расхода воздуха с уче-
том влияния сжимаемости при торможении воздуха в туннеле
__ бз^З , у1 У 1
eiVj Vi \ Чсртх /
(7. 29)
где пт — скорость воздуха в охлаждающих элементах тепло-
обменника.
Коэффициент площади выходного отверстия
Коэффициент площади выходного отверстия fa представляет
собоп 01 ношение площади выходного сечения туннеля к пло-
щади фронта теплообменника Ft = F3 (см. рис. 7.2):
(7-30)
Гз
Из условия неразрывности потока
. (7.31)
fa
Введем величину
(7-32)
2
которая называется коэффициентом статического давления на
выходе из туннеля и зависит от положения регулирующей за-
слонки и расхода воздуха через туннель. Значения ра для раз-
личных теплообменных самолетных установок приведены
в табл. 7.1.
233
Если нет опытных данных, величину ра можно приближенно
определить по эмпирической формуле
1 1 CL • Гл
Ра = Рм+^7-81п Й,
(7.33)
где рм — коэффициент местного статического давления на по-
верхности самолета при отсутствии туннеля, опреде-
ляемый по кривой распределения давления на поверх-
ности в месте выходного отверстия туннеля,
Р — угол между направлением невозмущенного потока
и направлением касательной к наружной поверхности
в конце регулирующей заслонки При отклонении за-
слонки от нулевого положения наружу угол р считает-
ся отрицательным;
k — коэффициент, зависящий от знака при р: й=0,8ч-1,2
для р>0 и & = 2ч-2,5 для р<0.
В первом приближении можно принять ра=ргц. Для полета
с максимальной скоростью обычно ра = 0, а для режима набора
высоты ра = 0,34-0,5.
Разделив уравнение Бернулли для сечений 2—4 на скорост-
ной напор встречного потока, после несложных преобразований
получим
£п Ра & / ,2 ’
V а /
Следовательно,
(7.34)
С учетом влияния подогрева воздуха в теплообменнике
1+^
—Г1_
Sn Ра .
Л2
(7.35)
Если входное отверстие туннеля находится в струе воздуха,
создаваемой винтом самолета, то располагаемый напор увеличи-
вается в (1 +т|тВ) раз, где т]т— коэффициент, учитывающий
взаимосвязь между туннелем и потоком воздуха, создаваемым
234
винтом; значения г]т приведены в табл. 7.1; В — коэффициент
«агрузки на ометаемую винтом площадь:
(7. 36)
О
где Л/е— эффективная мощность двигателя;
т)в — к. п. д. винта,
Qh — плотность воздуха на данной высоте;
А — площадь, ометаемая винтом
В этом случае
(7.37)
На практике влияние г]т учитывается при расчете только для
режима подъема.
7.2. СВЕРХЗВУКОВЫЕ ТЕПЛООБМЕННЫЕ УСТАНОВКИ
Газодинамика сверхзвуковых теплообменных установок
Приведем некоторые зависимости для газодинамики сверх-
звукового течения газа.
В случае истечения газа через сопло из сосуда с повышенным
давлением при уменьшении противодавления массовый расход
вначале возрастает
О=то2р2Л2=А2р01
2k
(k-l)R'T01
(7.38)
где W2, Q2 и p2 — соответственно скорость, плотность и давление
газа на выходе из сопла;
Poi и Го: — давление и температура торможения газового
потока перед соплом (в сосуде).
Скорость истечения
к
PoJ
*-1-
(7.39)
Однако при дальнейшем уменьшении противодавления рас-
ход газа достигает максимального значения, которому соответ-
ствует критическое отношение давлений
к
Ркр / 2 \»-1
Poi \ k + 1 /
(7.40)
235
Если &=1,4, то лКр=0,528. Соответственно критические отноше-
ния температур и плотностей
fe-i
Ли = ( Ро1 \ п __kJr 1 (7 4р
Лер ' Ркр / 2
1 1
6°1 f />01V / fe 4-1 У-1
бкр ' Ркр / \ 2 ,
Максимальный расход газа, соответствующий критическому
истечению,
Q = DPnfy
кр
(7.43)
Значения коэффициента D при R' = 286,7 Н/кг приведены
в табл. 7. 2. Соответственно
wK? = VkR'TKP=c, (7.44)
где с — скорость звука при критической температуре.
Таблица 7.2
Газодинамические функции показателя адиабаты k
k 1,40 1,35 1,30 1,25 1,20 1,15 1,10
fe+1 2 1,200 1,175 1,150 1,125 1,100 1,075 1,050
\ 2 / 1,89 1,863 1,83 1,80 1.77 1,725 1,70
\ 2 / 1,575 1,585 1,592 1,600 1,610 1,615 1,62
k 3,50 3,86 4,33 5,00 6,00 7,67 11,0
k—1
fe+1 k— 1 6,00 6,72 7,67 9,00 11,0 14,35 21,0
1/ — V k—1 2,45 2,59 2,767 3,00 3,31 3,79 4,58
/ ft+1 \/ j 2 2,14 0,394 2,11 0,389 2,08 0,383 2,06 0,379 2,03 0,374 2,00 0,368 1,98 0,364
V I *+1J £>(£'=286,7)
l/ 2 k 0,623 0,617 0,613 0,609 0,603 0,598 0,59
V R' Й-1
238
Таким образом, критическая скорость истечения газа равна
критической скорости звука. Для дальнейшего увеличения ско-
рости истечения необходимо применять сверхзвуковое сопло
(сопло Лаваля).
Отношение скорости истечения газа w к критической ско-
рости называют приведенной скоростью:
Максимальное значение А при —
Ап
^'тах
Атах = 2,45 при & = 1,4.
Отношение скорости потока к местной скорости звука назы-
вается числом Маха:
М ——- w
a VkR’T
(7-46)
При адиабатном торможении изменение температуры и дав-
ления потока определяется выражениями:
А = 1 М2;
Т 1 2
(7. 47)
к к
= = f 1 4- k~1 М2?-1
Р \т j \ 2 ) ’
(7-48)
где ро и То — параметры заторможенного потока.
Нетрудно получить следующее соотношение между критиче-
ской скоростью и числом М:
М=Х1/------?----.
у k + 1 — (k — 1) Х2
(7.49)
Очевидно, что А=1 при М = 1 и А-^-Ашах при М->-оо.
Скоростной напор потока можно выразить через число Мн
набегающего потока:
<7.50)
+ 1 — ---- Х2
k+ 1
Связь между температурой, давлением, плотностью и приве-
денной скоростью набегающего потока выражается следующими
237
соотношениями, называемыми основными газодинамическими
функциями.
функция температуры
Г=,(Ч=|-5=1л", (7.51)
7 0 k + 1
для воздуха
функция давления
fe
(7.52)
Ро \ А +1 /
функция плотности
e(A)=±=[i-tlA‘f1; (7.53)
Qo \ k + 1 ) ’
расходная функция
Использование газодинамических функций, для которых
имеются подробные таблицы, значительно облегчает выполнение
соответствующих расчетов
Расширяющиеся диффузоры воздухозаборников, применяе-
мые для торможения встречного потока при дозвуковых скоро-
стях полета, могут быть использованы также и при небольших
сверхзвуковых скоростях. При больших сверхзвуковых скоростях
(М>2) из-за увеличения интенсивности прямого скачка уплотне-
ния (ударной волны) резко возрастают потери энергии потока.
Так, например, при торможении потока со скоростью М = 2 по-
тери полного давления в прямом скачке достигают 20%, при
скорости М = 2,5 они возрастают до 50% Поэтому на сверхзву-
ковых летательных аппаратах для уменьшения потерь на входе
в туннель устанавливают специальный сверхзвуковой воздухо-
заборник — диффузор
Совершенство диффузора оценивается величиной коэффи-
циента восстановления давления, равного отношению полных
давлений за и перед диффузором:
(7.54)
Для уменьшения потерь при торможении сверхзвукового по-
тока в диффузоре прямой скачок уплотнения заменяют несколь-
кими косыми скачками, завершающимися слабым прямым скач-
ком, в котором скорость потока снижается до дозвуковой
Ан
238
Так как на входном участке сверхзвукового воздухозабор-
ника воздушный поток затормаживается до дозвуковой скорости,
дальнейший аэродинамический расчет теплообменной установки
производится по формулам п 7 1.
Для образования косых скачков уплотнения, сверхзвуковой
диффузор снабжается коническим острием, выступающим из
входного отверстия
Рассмотрим плоский косой скачок уплотнения при обтекании
поверхности клина сверхзвуковым потоком (рис. 7.5) Угол на-
клона скачка а к направлению потока зависит от угла клина со
и скорости потока. Чем больше скорость потока, тем меньше а.
Скорость набегающего потока wB можно разложить на две
составляющие: Wt — twHcosa, параллельную поверхности скачка,
и &ynH=ayHsina, перпендикулярную поверхности скачка Таким
образом, косой скачок можно рассматривать как прямой скачок
в потоке, который набегает перпендикулярно к фронту косого
скачка со скоростью аупн и сносится параллельно этому потоку
со скоростью wt, т е прямой скачок претерпевает нормальная
компонента скорости набегающего потока
Характеристики потока воздуха за косым скачком опреде-
ляются с помощью приведенных выше зависимостей (7 40) —
(7 53).
Температура торможения, соответствующая нормальной ком-
поненте скорости набегающего потока, не меняется при переходе
через скачок:
1^.= 1 sin2a. (7.55)
Т'н 2
Поэтому критическая скорость сп Для нормальной компо-
ненты остается неизменной до скачка и за ним
Нормальная составляющая скорости за скачком определяет-
ся из уравнения неразрывности
ТОЛ1 —- Он __ *Л1
и'лн Q1 ^лн
Так как в прямом скачке
(7.57)
Лгн
ТО
Изменение плотности и давления в косом скачке определяется
по формулам:
Он _ 1 2 1 Д-1 (7. 59)
Qi k 4- 1 М„ sm2a 1 k + 1 ’
Pl n2-o 6—1 Рн Й + 1 k 1 (7. 60)
239
Зависимость плотности за косым скачком от скорости набе-
гающего потока представлена на рис 7 6, а связь между дав-
лением за косым скачком и скоростью набегающего потока —
на рис 7 7
Рис 7 6 Зависимость
плотности за косым скач-
ком от скорости иабе
тающего потока
Рио 7 5 Схема плоского скач
ка уплотнения
Для нормальной составляющей
получаем
он /А — 1
— = wH sin al---------
flL fin __ H I t -
01 + 1
скорости за
2 1 \
k + 1 M2 sin2 a)
скачком
(7 61)
Полная скорость за скачком определяется из треугольника
скоростей (см рис 7 5)
'aii=W/-|-WBI=®H cos2 а -}- sin2 а
k — 1 . 2 1 \ 2-
k + 1 k + 1 М2 sin2 a )
(7 62)
Статическая температура за косым скачком
= ------!---Ц f_?i_MHSin2a-^—
Гн 01 Рн I k + 1 М„ sin2 a k+ 1 j \k+ 1 Л-+1/
(7 63)
Эта зависимость представлена на рис 7 8
Число М за косым скачком
/(k + I)2 cos2 a + sin2 a (k— 1 + •-<, 2
_____________________J:______
(7 64)
240
Рис. 7.7. Зависимость
давления за косым скач-
ком от скорости набе-
гающего потока
Рис. 7 8. Зависимость
температуры за косым
скачком от скорости на-
бегающего потока
Рис. 7.9. Зависимость
числа М за косым скач-
ком от числа Мн набе-
гающего потока
Рис. 7. 10. Зависимость
угла наклона косого
скачка а от числа Мн
набегающего потока
241
Зависимость между Mj и Мв приведена на рис 7 9
Угол наклона косого скачка к направлению невозмущен-
ного потока а определяется из выражения
tg(a—
'к— 1 ।___2 1 \
k 4- 1 ' k + 1 М« sin2 a /
tgu
(7 65)
На рис 7 10 представлена зависимость угла наклона скачка
а от числа М набегающего потока для различных углов <о.
Рис 7 11 Зависимость между
углами конуса (Окон и клина
<оКл дня скачков одинаковой
интенсивности
Каждому числу М соответствует
некоторое предельное значение угла
со Если угол со больше предельного,
то косой скачок становится прямым.
Чем меньше угол со, тем меньше угол
наклона скачка и тем меньше число
М. за скачком отличается от числа
Мн набегающего потока
При обтекании конуса на его вер-
шине образуются не (плоские, а кони-
ческие ударные волны и меньшие воз-
мущения, чем при обтекании клина.
Поэтому скачки равной интенсивнос-
ти получаются в том случае, если
угол три вершине конуса больше
угла при вершине клина Поля ско-
ростей при обтекании конуса получа-
ются неоднородными
Газодинамичеокий расчет обтека-
ния конуса сверхзвуковым потоком
можно значительно упростить, если рассматривать параметры
потока за плоским скачком, образующимся при обтекании кли-
на: угол клина выбирают так, чтобы интенсивность возмущения
получалась такой же, как и при обтекании конуса Связь между
углами кон\ га и клина для этой задачи представлена на рис 7 11
Расчет многоскачкового диффузора
Рассмотрим плоский многоскачковый диффузор (рис. 7 12).
Обозначим углы на ступенях клина через соь ®г и т д, а углы
наклона скачков к направлению потока — ai, as н т. д Углы со
выбираем так, чтобы получить наибольшее восстановление дав-
ления (рис. 7 13)
При работе диффузора на расчетной скорости полета поверх-
ности всех скачков касаются кромки входной щели Исходя из
этого соответствующим образом выбирают расстояния /i, I2
и т д от вершины углов ступеней до плоскости входной щели
После первого косого скачка, образующегося при набегании
потока со скоростью wa на первую ступень клина, поток откло-
нится от первоначального направления и движется параллельно
242
поверхности клина со скоростью wi При этом плотность и дав-
ление потока возрастают, а скорость падает, но остается сверх-
звуковой После второго скачка, образующегося при набегании
потока на вторую ступень клина, скорость продолжает умень-
шаться, направление потока также изменяется и становится
параллельным поверхности второй ступени, скорость остается
сверхзвуковой. Если клин имеет третью ступень, то образуется
Рис 7 12 Схема многоскачко-
вого диффузора
Рис 7 13 Зависимость
максимального коэффи-
циента восстановления
давления скачков Стек от
числа Мн набегающего
потока и числа скачков п
третий косой скачок, в котором происходят аналогичные аэро-
динамические изменения Пройдя через косые скачки, поток под-
ходит к входной щели диффузора сильно замедленным и сжа-
тым Во входной щели возникает прямой скачок, и скорость ста-
новится дозвуковой
Площадь входной щели Ли, измеренная по нормали к направ-
лению потока, захватываемого диффузором (сечение 2—2 на
рис. 7 12),
^—(di-dLJcose), (7.66)
где и б/игл — приведенный диаметр входного отверстия и иглы
в сечении 2—2,
со — полный угол, равный сумме углов на ступенях
Если за прямым скачком участок входного канала сужается,
то поток вновь несколько разгоняется За горловиной следует
расширяющийся участок, представляющий собой дозвуковой
диффузор, аэродинамика которого рассмотрена выше.
При скорости набегающего потока, меньшей расчетной, углы
наклона скачков увеличиваются и конусные поверхности их фрон-
243
тов не пересекаются на входной кромке. В этом случае в возду-
хозаборник попадает лишь часть воздуха, сжатого в системе
косых скачков; остальной воздух проходит мимо входного отвер-
стия. При этом на коническую оболочку диффузора действует
повышенное внешнее давление, что приводит к возрастанию
лобового сопротивления.
Если диффузор работает при скоростях, больших расчетной,
то углы наклона скачков уменьшаются и пересекаются внутри
канала. При набегании невозмущенного потока на выступаю-
щую кромку диффузора возникают дополнительные потери дав-
ления. В результате среднее давление торможения в дозвуковой
части диффузора оказывается меньше максимально возможного
при данной скорости. Таким образом, при использовании много-
скачкового диффузора на нерасчетном режиме эффективность
его уменьшается.
Расчет многоскачкового диффузора проводится в такой по-
следовательности :
1) рассчитывается восстановление давления;
2) определяется геометрическая форма диффузора;
3) определяется критическое сечение диффузора;
4) рассчитывается тормозящий импульс.
Восстановление давления рассчитывают так:
1) задаются расчетной скоростью потока wn, числом ступеней
диффузора п и углом си;
2) определяют угол наклона первого скачка Pi = ai—coi по
уравнению (7.65) или рис. 7.10;
3) находят параметры воздуха за первым скачком по фор-
мулам (7.59) — (7.64) или рис. 7.6—7.9;
4) по числу Mi за первым скачком и углу <в2 на второй сту-
пени клина находят угол наклона второго скачка р2 и параметры
воздуха за ним;
5) определяют параметры потока за завершающим прямым
скачком:
а) абсолютную скорость потока
•Wя = ск = -L=-^— ; (7. 67) к 2 k 1
б) температуру
или 7’з=Гоат(Х8) = Г2-^-) (7.68) т (Х2) Л~ 1 1 Za = *.+ LlL , (7.69) 72 1 k~ 1 >2 ‘ Ж *
244
в) давление
k -|- 1 X2
Р2
(7.70)
k 4- 1 2
7.3. ВОЗДУХО-ВОЗДУШНЫЕ ТЕПЛООБМЕННИКИ
Х/ Конструкции теплообменников
Воздухо-воздушные теплообменники по конструкции поверх-
ности теплообмена можно разделить на две группы: трубчатые
и пластинчатые. Трубчатые теплообменники выполняются с круг-
лыми, овальными и прямоуголь-
ными трубками.
На рис. 7. 14 приведена конст-
рукция теплообменника с оваль-
ной трубкой. Разделанные концы
алюминиевых трубок 1 обтекаемой
формы сварены между собой в то-
рец разделки. К крайним контур-
ным трубкам приварен поясок 2,
к которому припаяны патрубки 3 и
боковины 4. Профили 5 и 6 сваре-
ны между (собой газовой сваркой,
а профили 5 и 7 с боковиной —
точечной электросваркой. Между
рядами трубок проложена алюми-
ниевая прокладка 8, концы кото-
рой скреплены общей планкой.
Теплообменник крепится к профи-
лям 6 и 7 при помощи специаль-
ных рам и лент. К патрубкам 3
приварены алюминиевые фланцы
9, 'с которыми соединяются возду-
хопроводы. Охлаждающий воздух
проходит в межтрубном прост-
ранстве в направлении, перпенди-
кулярном осям трубок. Охлаждае-
мый воздух поступает в коллек-
Рис. 7.14. Конструкция воздухо-
воздушного трубчатого теплооб-
менника:
/—трубки; 2—поясок; 3—патрубки; 4—
боковины; 5, 6, 7—профили; 3—про-
кладка; 9— флаицы
то р, откуда р астредел я ется по
трубкам.
Компонуя теплообменник на самолете, принимают во внима-
ние отведенный для него объем, вследствие чего теплообменник
часто принимает самые сложные геометрические формы.
Конструкция одного из пластинчатых теплообменников при-
ведена на рис. 7. 15. Охлаждающие элементы теплообменника
образуют две полости, в одной из которых проходит кабинный
245
ментов состоит из трех секции
7 2
охлаждаемый воздух, а в другой — охлаждающий наружный
Охлаждающие элементы состоят из гофра 1 и прямоугольных
трубок 2, изготовленных из сплава АМцА-М, толщина стенки
трубок 0,5 мм Гофр изготовлен из биметалла силумин—алюми-
ний—силумин, толщина листа 0,1 мм Блок охлаждающих эле-
Каждая секция собрана из не-
скольких пакетов, плотно при-
легающих один к другому раз-
деланными концами и сварен-
ных по торцам газовой аваркой
Гофр припаивается к листу ме-
тодом спекания в печи К тор-
цам каждой секции приварены
две алюминиевые рамки 3, с по-
мощью которых секция прива-
ривается к корпусу и к сосед-
ней секции Корпус теплообмен-
ника состоит из двух боковин 4,
изготовленных из листового
алюминия толщиной 1,5 мм К
оболочке приварены алюминие-
вые фланцы 5 для соединения
теплообменников с трубопрово-
дами Чтобы предохранить бо-
ковины ют прогибания под дей-
ствием внутреннего давления,
ихчтгягивают круглыми сталь-
ными расчалками 6, располо-
женными в три ряда Расчалки, установленные у фланцев проду-
вочного воздуха, (вставлены в распорные трубки 7 и закреплены
гайками, расположенными внутри алюминиевых профилей 8 с
внешних сторон боковин Профили соединены с боковинами то-
чечной сваркой, а по торцам к фланцам—газовой С двух сто-
рон между секциями в местах разделки обойм установлены по
две алюминиевые ленточные расчалки 9 толщиной 3 мм Эти
расчалки 'вставлены в отверстия боковин н приварены газовой
сваркой снаружной стороны корпуса
Тепловой и аэродинамический расчет теплообменников
Для расчета теплообменника должны быть заданы
1) количество тепла, отбираемого от кабинного воздуха,
в зависимости от высоты полета,
2) температура и давление горячего воздуха перед тепло-
обменником в зависимости от высоты полета,
3) расход горячего воздуха через теплообменник по высотам,
4) величины предельно допустимых потерь давления горячего
воздуха в теплообменнике по высотам;
Рис 7 15 Конструкция воздухе
воздушного пластинчатого тепло
обменника
Г—гофр 2—плоские трлбки 3—рамки
•4—боковина 5—фланцы 6 9—расчач
ки, 7—распорные трубки 8—профили
5) геометрические и аэродинамические характеристики
туннеля.
Если вместо туннеля имеется специальная коммуникация для
холодного воздуха, то должны быть заданы аналогичные вели-
чины для этого устройства.
Для расчета необходимы следующие аэродинамические ха-
рактеристики самолета:
— скорость полета по траектории при наборе высоты на ре-
жиме максимальной скороподъемности
Унаб=Л(Л);
— скороподъемность самолета (барограмма взлета)
ах
— максимальная скорость полета по высотам
V^max = ф(й).
При расчетах авиационных теплообменников, как и рекупе-
ративных теплообменников вообще, наиболее часто возникают
две типовые задачи:
1) определение необходимой поверхности теплообменника S
при заданных условиях на входе и выходе для обеих рабочих
сред;
2) определение количества тепла, которое может быть пере-
дано теплообменником, если заданы его поверхность и условюг
на входе для обеих сред
Если известны входные параметры для обеих рабочих сред •
и передаваемое тепло или одна из температур на выходе, то
остальные температуры можно определить из следующих урав-
нений теплового баланса:
Q = GrCpr(^lr-^2r), (7.71)
Q = GxCpx(f2x—Лх) > (7.72)
где Q — количество переданного тепла;
ср г и ср х — теплоемкость охлаждаемого и охлаждающего воз-
духа;
tr и tx — температуры горячего и холодного воздуха.
По найденным значениям определяют среднюю логарифми-
ческую разность температур:
д/=А^б~А\ (7.73)
где Д^б, Д^м — большая и меньшая разности температур на входе
и выходе теплообменника.
247
Затем определяют коэффициент теплопередачи k в зависи-
мости от конструкции теплообменника, режимов течения и теп-
лофизических параметров обеих сред и находят площадь поверх-
ности S, необходимую для передачи заданного количества тепла,
из выражения
Q = kSM. (7.74)
Если неизвестна температура на выходе для обеих сред, т. е.
неизвестен температурный напор А/, то вычисление можно вы-
полнить только методом последовательных приблйжёнии7“Гфи
этом задаются температурой выходящего из теплообменника
холодного воздуха и определяют количество тепла, которое
должно быть передано холодному воздуху, и температуру кабин-
ного воздуха на выходе из теплообменника. Затем, определив
по заданным значениям температуры среднюю логарифмиче-
скую разность температур, по уравнению (7.74) находят коли-
чество передаваемого тепла. Если определенное по уравнению
(7.71) значение теплового потока оказывается иным, чем по
(7.74), то задаются другим значением температуры холодного
воздуха на выходе из теплообменника и расчет повторяют. Рас-
чет теплообменника осложняется, если еще неизвестен, как это
иногда бывает, расход холодного воздуха. В этом случае необ-
ходимо применять последовательные приближения как по рас-
ходу, так и по температуре холодного воздуха.
В проектных расчетах можно рекомендовать способ, основан-
ный на так называемой термической эффективности теплообмен-
ника. Этот способ позволяет избежать трудностей, связанных
с решением путем последовательных приближений. Рассмотрим
оба способа расчета.
Для теплообменников с эллиптическими трубками коэффи-
циенты теплоотдачи со стороны холодного и горячего воздуха
определяются из критериальных уравнений:
Nux=0,345Re?.f f-M 0,39
Х^г.х /
Nur = 0,105Re$,'r8 (—) °'43
\^г.г /
(7.75)
(7. 76)
где Nu — число Нуссельта.
Физические параметры, входящие в числа Nu и Re в послед-
них двух формулах, отнесены соответственно к средним темпе^
ратурам холодного и горячего воздуха. Коэффициент теплопере-
дачи отнесен к разности средних температур воздуха &t=tr—tx
и к охлаждающей поверхности по холодному воздуху.
248
Коэффициенты сопротивления |,' отнесенные к скоростному
напору в теплообменнике, определяются из уравнений:
?х= 17,25 • 10-4 Re™122 5 f7- 77)
f т.н
$г = 25,7 Re™° 247 (_Ц°'62. (7. 78)
\^т.г )
Для теплообменников с плоскими трубками коэффициенты
теплоотдачи определяются из критериальных уравнений:
Nux= 0,059 Re?;x8; (7.79)
Nur=O,OO25Rei:r02. (7.80)
Коэффициенты сопротивления находят из выражений:
gx= 15,7 Re-°>16; (7.81)
1г = 129 Re-03. (7.82)
Для теплообменников с прямоугольными трубками и пластин-
чатых соответственно
Nux= 0,074 Re?.82(-M °’42; . (7.83)
\^Г.Х
Nur=0,085 Re^05 V’78; (7. 84)
lx = 0,336 ReFx’073 f-M°'89 ; (7. 85)
Wr.x '
=0,073Re7r'04 (7.86)
dr.г
Nux=0,000358 Re1/®2 (-M~°’68; (7.87)
Wr.x /
Nur = 41,4Re?W-^-V’8; (7.88)
Wr.r /
lx=22 Re7x'35 (—Y’6; (7.89)
Wr.x /
lr=0,692 Re™’22 f-M°’84. (7.90)
Wr.r 1
Последние выражения справедливы при движении воздуха
через теплообменник под любым углом от прямотока до противо-
тока, если пластинчатый теплообменник в плоскости /х—/г имеет
форму прямоугольника или параллелограмма. Физические пара-
метры в приведенных выражениях отнесены к средней темпера-
249
туре холодного воздуха. Коэффициент сопротивления отнесен
к скоростному напору в теплообменнике. Коэффициент тепло-
передачи, отнесенный к разности средних температур горячего
и холодного воздуха и к охлаждающей поверхности по холод-
ному воздуху, определяется из уравнения
й =;
_L_ + ^+_A_
®Х.Пр XScp Ог.пР^Г
®г.пр «А,
g _2^х(г)йх(г) (А(гА(г) + 4(гА(г)) .
Ас(г) (2^х(г) ^х(г))
(7.91)
^х(г) —4(г) ®х(г)_;
^х(г)— ^х(г) ®Х(Г).
В формулах (7.75)—(7.91)
Sx, Sr, Sep — соответственно поверхности по холодному,
горячему воздуху и средняя в м2;
«х пр, аг Пр — приведенные коэффициенты теплоотдачи
в Вт/(м2 °C);
аг, ах — коэффициенты теплоотдачи от горячего воз-
духа к стенке и от стенки к холодному воз-
духу В Вт/(м2 °C);
4, 4— длина канала по горячему и холодному воз-
духу;
<4 г, *4х— гидравлический диаметр канала по горячему
и холодному воздуху,
Ft г, frx — коэффициент живого сечения теплообмен-
ника по горячему и холодному воздуху;
п — число трубок;
ЛХ(г), 4(г) — высота и ширина прямоугольных трубок пп
холодному или горячему воздуху;
бх(г) — толщина стенки трубки.
Расчет методом последовательных приближений
Воздухо-воздушные теплообменники проектируют для расчет-
ных условий, выбираемых в зависимости от режима и высоты
полета. Эти условия вытекают из назначения самолета и харак-
теристик работы теплообменника. Так, например, для работы
воздухо-воздушного теплообменника, устанавливаемого на
25Q
истребителе, типичными являются условия, определяемые поле-
том на максимальной скорости при максимальной мощности иа
расчетной высоте. Наиболее тяжелые условия работы теплооб-
менника в этом случае определяются теми же мощностью и вы-
сотой, но при максимальной летней температуре окружающего
воздуха. Для бомбардировщика или транспортного самолета
типичные условия будут уже другие, например крейсерская ско-
рость и т. д. Однако теплообменник должен охлаждать воздух
при любых возможных режимах полета (подъеме, горизонталь-
ном полете на всех высотах) и при различных атмосферных
условиях.
Тепловой, аэродинамический и конструктивный расчеты теп-
лообменника для определенных условий проводятся в следую-
щем порядке
1 . Задаются исходными данными для расчета: Q3 — требуе-
мая величина теплосъема как функция высоты полета; Ар3г —
предельное гидравлическое сопротивление теплообменника по
горячему воздуху, аэродинамические характеристики самолета;
расход горячего воздуха, изменение температуры и давления го-
рячего воздуха по высотам
2 Выбирают конструкцию теплообменника: размеры и
форму поперечного сечения элементов поверхности теплообмена,
способ заделки этих элементов в трубные доски, количество'
трубных досок и т. д Определяют гидравлические диаметры
и коэффициенты живого сечения теплообменника по холодному
и горячему воздуху (</гх, dTT, fTX, ftr). Задаются длиной каналу,
по холодному воздуху /х, т е отношением lxldrx
3 Определяют коэффициент расхода воздуха через тепло-
обменник-
/ --——(7.92)
V 4- + 5к+5т
’ J а
Значения коэффициентов ра, g0' и gK определяются по резуль-
татам продувок аналогичных теплообменных установок и зависят
главным образом от того, где расположен туннель установки
и как он ориентирован относительно скорости набегающего
потока. Для некоторых установок эти значения приведены
в табл. 7.1.
В воздухо-воздушных теплообменниках систем кондициони-
рования обычно отсутствуют заслонки, вследствие чего коэффи-
циент площади выходного отверстия туннеля fa равен отноше-
нию площади выходного отверстия туннеля к фронту теплооб-
менника по холодному воздуху. Если в установке имеется
заслонка, то коэффициент fa равен отношению площади выход-
ного отверстия, образуемого заслонкой, к фронту теплообмен-
251
ника. В этом случае необходимо задаться несколькими значе-
ниями fa и проводить расчеты для всех принятых fa.
4. Определяют скорость холодного воздуха внутри тепло-
обменника:
(7.93)
/т.х
где v3 — скорость в сечении 3—3 (см. рис. 7.2).
5. Находят число Рейнольдса по скорости воздуха внутри
теплообменника
ТЭл Е'т.Х^Г ,х
где vx — коэффициент кинематической вязкости холодного воз-
духа.
Температура холодного воздуха на входе в теплообменник
(приближенно)
/хо=/А+^. (7.94)
где txo — температура заторможенного потока.
Плотность холодного воздуха при данных давлении и тем-
пературе заторможенного потока получают из уравнения состоя-
ния. Давление заторможенного потока определяют по выра-
жению
^0=^(1+0,2 М2)3-5.
Для ориентировочных расчетов при вычислении плотности
воздуха можно применить формулу
(^хО \2’5
ех0=ел “ •
\ Th ]
6. Задаются несколькими значениями площади фронта тепло-
обменника по горячему воздуху FT.r и определяют для них кри-
терий ReT.r:
Температура горячего воздуха на выходе из теплообменника
-й-• (7.95)
Физические константы горячего воздуха принимаются по
Средней его температуре.
252
7. В зависимости от выбранной конструкции теплообменника
по приведенным выше формулам находят критерии Нуссельта
Nux и Nur и коэффициенты теплоотдачи ах и аг:
„ Nux(r)Xx(r)
ах< г > — -
“г.х(г)
(7.96)
Физические характеристики холодного воздуха определяются
по средней его температуре £х.Ср, для вычисления которой необ-
ходимо задаться температурой холодного воздуха на выходе из
теплообменника, Эта температура впоследствии должна быть
уточнена.
8. По найденным коэффициентам теплоотдачи определяют
коэффициент теплопередачи.
9. Количество тепла, передаваемого при перекрестном токе,
наиболее распространенном в авиационных теплообменниках,
находят по приближенной формуле
^г.вх ^х.вх
1 1 1 ’
kS + 2Wx + 2Wr
. (7.97)
где k — коэффициент теплопередачи, отнесенный к средне-
.логарифмической разности температур горячего и
холодного воздуха; '
/гвх— температура горячего воздуха на входе в теплооб-
менник;
/хвх— температура холодного воздуха на входе в теплооб-
менник;
S — поверхность охлаждения по холодному воздуху в м2;
Ws_ и Гг — водяной эквивалент соответственно по холодному
и горячему воздуху, равный произведению тепло-
емкости на массовый расход воздуха.
В данной методике расчета количество передаваемого тепла
является, как указывалось выше, заданной величиной. Для
определения FT х в последнюю формулу подставляют значения
Гх, Гг, Sx:
Гх — Ст хбх^Т xft.xFт.х>
Ст гОгТ?т тУ^г.г^т г’
С___4f Р -_4,/х
А/т.х' тх . ,
“Г.Х “г.х
(7.98)
(7. 99)
(7. 100)
где — объем теплообменника по холодному воздуху.
253
Далее находят величину Ft х для каждого из принятых выше
значений Гтг-
1 1
л. I*. . 2ctxvtxqx/tx
j т у
Fx=—Ад------------------------. (7 101)
*Т ВХ-*Х вХ ______1____
Q3 2<?7 rVT rQr^T г/т г
Таким образом, получают ряд значений FTi=f(/;,Tr)> удовле-
творяющих условию передачи в теплообменнике заданного коли-
чества тепла Очевидно, что для каждого принятого значения
Ртг изменяется величина утг и, следовательно, коэффициенты
теплоотдачи аг и теплопередачи k
10 Находят отношение lT!dTr для каждой принятой величины
площади фронта теплообменника по горячему воздуху при одном
и том же значении fa с помощью выражения
Q^Srat{tr-t„)=4fxtFXT^-{iT-i„)aT, (7 102)
“Г г
где tCt — температура стенки, определяемая из уравнения
ах5(^ст—tx ср) = drSr(Zr ср ter) (7 103)
Температуру стенки со стороны холодного и горячего воздуха
можно принять одинаковой, учитывая малую толщину стенки
теплообменных элементов, применяемых при изготовлении авиа-
ционных теплообменников
11 Коэффициент сопротивления |г теплообменника по горя-
чему воздуху можно представить в общем виде
= (7 104)
\^г г /
Подставляя это выражение в уравнение, определяющее вели-
чину заданной потери давления по горячему тракту теплооб-
менника
о t>m+idm~nn 1п
. „ е г Л “тг “г г
ДР8=5г-у=Л-------------
(7 105)
находят величину утг для каждого из полученных выше значе-
ний IddTT
12 Из соотношения бг^^тг^тг/тг вычисляют значение
фронтовой поверхности теплообменника по горячему воздуху FTr,
удовлетворяющее заданному значению сопротивления Дра Точка
пересечения кривой FTr=f (/r/drr)> удовлетворяющей заданному
значению теплосъема, и кривой /7тг=<р(4'/</гг). удовлетворяющей
заданному значению допускаемого сопротивления теплообмен-
ника по горячему воздуху, дает искомые значения 7тги FTX, та«
%*
как каждому значению FT.r соответствует только одно значение
Frx, удовлетворяющее одновременно и заданному теплосъему,
и заданному сопротивлению. При наличии заслонки каждому
заданному fa соответствует своя кривая. Таким образом, для всех
заданных fa получают сетку кривых (рис. 7.16).
Напомним, что полученные при этом результаты соответст-
вуют определенной величине UJdT.x. Если по каким-либо габарит-
ным или компоновочным характеристикам рассчитанный тепло-
обменник не является оптимальным, расчет может быть повто-
рен для другого значения lxldr^.
Рис. 7. 16 Кривые фронтальной
площади теплообменника
Рис. 7. 17. Кривая, выявляю-
щая оптимальную площадь
фронта теплообменника
Для удобства расчета данные по определению величин FT.X,
Ft г, 1т теплообменника, удовлетворяющих заданному теплосъему
и сопротивлению, сводятся в специальные таблицы. х
13 . Определив по кривым для каждого значения fa фронт
теплообменника по холодному воздуху, находят для каждого
значения Ет х суммарную затрату мощности:
N~NC+NB+N*,
(7.106)
где Nc— мощность, затрачиваемая на преодоление сопротивле-
ния теплообменной установки, которое складывается из
лобового Nx0 и внутреннего сопротивления #х.вн!
Вт, (7. 107)
NB— мощность, затрачиваемая на провоз установки, в Вт:
А^п=9,8 . (7.108)
^ДВ
Здесь Ус — скорость самолета;
jVh — потеря мощности, связанная с нагнетанием горячего
воздуха через теплообменник, в Вт;
= -11 , (7.109)
k — 1 1)к L /
где т]н — к. п. д. нагнетателя.
255
Следовательно, для всех значений фронтовой площади тепло-
обменника, определенных по упомянутым выше кривым, можно
построить график
ЛМ(Лх).
При увеличении FTX растет лобовое сопротивление и одно-
временно уменьшается внутреннее сопротивление теплообмен-
ника Дрх вследствие уменьшения длины трубок по холодному
воздуху /х. Поэтому кривая N=f(FTX) имеет минимум, соответст-
вующий оптимальному значению Гт хопт Однако при выборе
окончательных размеров теплообменника по кривой N=f(FvX)
следует принимать площадь фронта по холодному воздуху FTX
несколько меньшей, чем Т^тхопт, чтобы затрата мощности была
на 5—7% больше Л\пт, поскольку такому увеличению N соответ-
ствует существенное уменьшение площади фронта и массы
теплообменника (рис. 7 17).
После того как размеры теплообменника для расчетных
условий определены, они должны быть проверены дополнитель-
ным расчетом на режимах набора высоты и максимальной ско-
рости полета.
Расчет методом термической эффективности
Под интенсивностью теплообмена понимается глубина охлаж-
дения горячего воздуха
^-=^(41-^) (7.110)
О
КГ4'"
где /Г1 — температура горячего воздуха перед воздухо-воздуш-
ным теплообменником;
/Г2 — температура горячего воздуха за воздухо-воздушным
теплообменником;
ср — теплоемкость горячего воздуха, взятая по средней его
температуре;
ТГг—водяной эквивалент по горячему воздуху.
Введем понятие суммарного коэффициента регенерации или
термической эффективности теплообменника
„ ^г! — ^г2 ?х2 — 6?! /у. 111)
<г1 — txi ^Г1 (ц
где 1FX — водяной эквивалент по холодному воздуху;
— меньшая из двух величин и Wx.
256
Выражение (7.110) с учетом (7.111) можно переписать так:
—==с0о^раеп—, (7.112)
ог р ₽асп wr k
где Д/расп — располагаемый температурный напор:
А/расп = fcl-
Для воздухо-воздушного теплообменника обычно
^-=1.
г 1ГГ
Тогда
= V^Pacn- (7- ИЗ)
«Г
Коэффициент термической эффективности о зависит от трех
факторов: схемы движения теплоносителей в теплообменнике,
отношения водяных эквивален-
тов ITr/Fx и параметра kS/W?,
где k — коэффициент тепло-
передачи, S — поверхность теп-
лообмена.
Аналитически зависимость
между термической эффектив-
ностью о и величиной парамет-
ра kS)WT находят из выраже-
ния
Q = kSEt = Wr(tr}—fr2), (7.114)
где \t — логарифмическая раз-
ность температур; следова-
тельно,
Рис 7 18 Зависимость термической
эффективности теплообменника и от
kSjWv для различных схем движения
теплоносителей’
/—противоток, 2—прямоток, 3—перекрест-
ный ток
— (7.115)
Wr м 4
Зависимость а ют kSIWT для
различных схем движения теп-
лоносителей отри №м = №г пред-
ставлена на рис. 7.18. При по-
строении кривой для перекрестного тока принято, что темпера-
тура воздуха одинакова по всей плоскости, нормальной к на-
правлению потока. С ростом kS/WT величина а возрастает, так
же как и при уменьшении отношения WT/WX. Однако при умень-
шении 1ГгЖ необходимо увеличивать размеры диффузора воз-
духозаборникам, фронта теплообменника и всех коммуникаций
холодного воздуха. При этом уменьшается удельная тяга. Сле-
довательно, увеличение о путем уменьшения отношения WT/WX
9
1897
257
практически неосуществимо. Обычно ограничиваются значения-
ми Гг/Гх, близкими к единице.
Увеличение параметра kS)WT вследствие возрастания S свя-
зано с увеличением габаритов воздухо-воздушного теплообмен-
ника. Из рис. 7. 18 видно, что большие значения о при одинако-
вых величинах kS/WT относятся к противотоку, меньшие —
к прямотоку. Перекрестные схемы движения теплоносителей
занимают промежуточное положение.
Из уравнений (7.113) и (7.114) имеем
-тНтНЧас,.- (7.116)
о «о
Параметр <3l(kSIWT) определяет удельный тепловой поток
Q/S, как это видно из уравнений (7.114) и (7.116).
Как видно из рис. 7.18, при увеличении kSjWr параметр
al(kS/Wr) уменьшается и, следовательно, уменьшается Q/S.
Влияние направления воздушных потоков
на работу теплообменников
Лучшим способом направления потоков теплоносителей
в воздухо-воздушном теплообменнике является использование
Рис. 7.19. Тепловые и массовые характери-
стики теплообменников:
/—противоток, круглые трубки; 2—прямоток, круг-
лые трубки, 3—6—перекрестный ток; 3—сплюснутые
трубки с пережимом; 4—сплюснутые трубки без пе-
режима; 5—шахматное расположение круглых тру-
бок; 6—коридорное расположение круглых трубок
------------G/V;-----Q/G;-----Q/Gr
противоточной схемы. Для прямоточной схемы масса и габа-
риты теплообменника оказываются наибольшими. На рис. 7.19
258
сравниваются теплообменники с различной конструкцией поверх-
ности нагрева при </г.х/^г.г=2,5. При перекрестной схеме шах-
матное расположение трубок имеет незначительное преимуще-
ство перед коридорным.
Существенное влияние на качество воздухо-воздушных теп-
лообменников оказывает dT.T. Лучшие показатели имеет тепло-
обменник с наибольшим значением
коэффициента набивки (3=S/V и наи-
меньшим значением fT. г (кривая 3).
С изменением размеров каналов
холодной и горячей линий, т. е. отно-
шения dT. x/dr, г, коэффициент набивки
Р существенно изменяется (рис. 7.20).
Например, при изменении dr x/dr.r
в 2,5 раза р изменяется при перекрест-
ной схеме движения потоков приблизи-
тельно на 35%. При изменении dr x/dr, г
существенно изменяется и коэффици-
ент теплопередачи. Так, для случая,
иллюстрируемого кривой <3, изменяет-
ся область режимов течения—лами-
нарное течение переходит в турбулент-
ное.
Влияние с?г. х/с/г. г на компактность
и массовое качество теплообменника
зависит от параметра kS/Wr. На
рис. 7.21 эта зависимость приведена
для кривой 5 по рис. 7. 19. Как видно,
с возрастанием dr. x/dr. г компактность
теплообменника улучшается при неко-
тором увеличении его> массы.
Выбирать значения эквивалент-
ного диаметра при расчете сле-
дует так, чтобы их отношение
Рис. 7 20. Зависимость
коэффициентов теплопере-
дачи k и набивки р от отно-
шения гидравлических диа-
метров dr x/dr г. Цифры
у кривых соответствуют ва-
риантам, указанным на
рис. 7. 19
dr. x/dr г подчинялось
зависимости
dp х
dp. г
Гу О.
Г X
Я (Xri) (Рг1)р
?' (Xxi) (Рх1)о
I f (^Х1)о
V (T’rl)o ’
(7.117)
где — приведенный расход:
<7'(х)=
SOKp
(Pri)o, (pxi)o — давление торможения соответственно горячего
и холодного воздуха;
(T’ri)o, (7xi)o — температура торможения горячего и холодного
воздуха.
9*
259
Если основные требования предъявляются к компактности
теплообменника, отношение с?г.х/с?гг следует брать возможно
большим (можно рекомендовать отношение dTT: с?гг=2,5).
Параметр kSIWr должен быть близок к единице, так как при
этом получаются лучшие соотношения между о и , . Ско-
Рис. 7.21. Зависимость компактности Q/V и массового качества Q/G
теплообменника от отношения гидравлических диаметров dr x/dr г для
различных значений feS/W'r
1,0 1,2 1,4 1,6 1,8 2,0 2,2 2,4
^г.х/^г.г
рости воздуха на входе в теплообменник следует выбирать та-
кими, чтобы приведенная скорость K=v : скр не превышала 0,05—
0,1. Отношение расходов воздуха GJGT целесообразно брать
близким к единице.
Работа теплообменника при различных режимах полета
Расчетные высота и скорость полета предопределяют эффек-
тивность работы, габариты и массу теплообменника. Воздухо-
воздушный теплообменник, применяемый в системе кондициони-
рования воздуха, работающий по воздушному циклу, должен
охлаждать воздух до температуры
t — t\ + Д/т.Х,
где t\ — температура воздуха перед кабиной;
Д/т х — перепад температуры в турбохолодильнике.
Температура окружающей среды изменяется в зависимости
от высоты и скорости полета, что в значительной степени ослож-
няет определение условий применения теплообменника.
Одним из основных критериев работы теплообменника
является эффективность теплосъема, характеризующая степень
260
использования располагаемого температурного перепада tj для
охлаждения или нагрева рабочей среды:
т]=/г!-^2 , (7.118)
41 41
где 41, 4г — соответственно начальная и конечная температура
горячего кабинного воздуха;
41 — начальная температура охлаждающего воздуха.
Рассмотрим характер изменения основных параметров,
влияющих на работу теплообменника. С увеличением высоты
полета уменьшаются температура воздуха и коэффициент дина-
мической вязкости ц, но так как при этом плотность воздуха
н.
уменьшается сильнее, то кинематическая вязкость v= ра-
стет. Так, на высоте 15 км значение v примерно в 5 раз больше,
чем на уровне моря, а динамическая вязкость вследствие пони-
жения температуры воздуха уменьшается на 25%. Кинематиче-
ская вязкость холодного атмосферного воздуха с высотой уве-
личивается более резко, чем горячего воздуха, отбираемого
ог двигателя.
Скорость воздуха в теплообменнике и кинематическая вяз-
кость определяют число Рейнольдса в зависимости от высоты
и скорости полета. С подъемом на высоту скорость v горячего
воздуха в теплообменнике увеличивается, так как при этом
растет объемный расход воздуха вследствие уменьшения плотно-
сти воздуха за двигателем:
где КдВ — объемный расход воздуха, отбираемого от двигателя,
в м3/ч;
Ук — объемный расход воздуха в кабине в м3/ч;
gK плотность воздуха в кабине;
бдв — плотность воздуха за двигателем.
Приближенно можно считать, что еДв = бт и Удв = Ут, где
индекс «т» относится к теплообменнику. При этом кинематиче-
ская вязкость увеличивается быстрее, чем скорость, и с высотой
полета число Рейнольдса уменьшается.
Величина коэффициентов теплоотдачи со стороны горячего
и холодного воздуха пропорциональна критерию Re, и, следова-
тельно, коэффициент теплопередачи с высотой полета также
убывает. Таким образом, при постоянной поверхности тепло-
обмена S и незначительном уменьшении водяного эквивалента
1УГ значение &5/1Гг уменьшается. Так как расход охлаждающего
воздуха с подъемом самолета на большую высоту убывает
сильнее, чем горячего воздуха, и значение отношения IFP/IFX ра-
стет, то эффективность теплосъема значительно уменьшается.
261
С увеличением скорости полета при неизменной высоте соот-
ветственно увеличиваются скорость воздуха и коэффициент теп-
лоотдачи, а следовательно, параметр kSjWY. Вследствие увели-
чения 1FX отношение W'r/lFx уменьшается, и, таким образом,
эффективность теплосъема при увеличении скорости полета по-
вышается.
7.4. ИСПАРИТЕЛЬНЫЕ ТЕПЛООБМЕННИКИ
Конструкция теплообменников
Испарительные теплообменники предназначены для охлаж-
дения воздуха и других веществ с использованием скрытой теп-
лоты испарения жидкостей. В качестве рабочих жидкостей —
хладагентов — применяют воду, водо-спиртовую смесь, водо-
гликолевую смесь, пропан, аммиак и др. В соответствии с этим
различают водо-воздушные, пропано-воздушные, аммиачно-воз-
душные и другие испарительные теплообменники. Основные теп-
лофизические характеристики хладагентов, применяемых в испа-
рительных теплообменниках, приведены в табл. 7.3.
Таблица 7.3
Характеристики хладагентов
Хладагент
Хладагент
Вода
Аммиак
Спирт:
этанол
метанол
Кислород
100
—83
2260
1370
78
64
—183
840
1200
214
Углекислота
Азот
Фреон-22
Фреон-1'2
Фреон-11
—78
—196
-39
—30
24
250
210
235
170
180
Испарительный теплообменник состоит из корпуса, крышек
с патрубками и пакета охлаждающих элементов. В качестве
охлаждающих элементов применяются трубки с различным про-
филем сечения и пластины, которые могут быть гладкими или
ребристыми. Водо-воздушный испарительный теплообменник
(рис. 7.22) состоит из коллектора, оболочки, двух боковых кры-
шек и охлаждающих элементов, в качестве которых приме-
няются плоские или круглые трубки. Концы трубок вставляются
в трубные доски 2 и опаиваются припоем. На трубки свободно
нанизаны пластины 3 из листовой латуни толщиной 0,5 мм, пре-
262
дохраняющие трубки от разрушения при большом давлении
внутри них. Трубные доски вставлены в рамки коллектора, на
который надеты два фланца 4, припаянные по периметру
к рамке коллектора и к трубным доскам. К рамкам коллектора
припаяна оболочка 5 из латуни толщиной 0,3 мм. К крышкам
приварены два штуцера 6 и 7 для подсоединения трубопроводов
Рис. 7.22. Конструкция
водо-воздушного испари-
тельного теплообмен-
ника:
7—сетка; 2—трубная доска;
3—пластины; 4—фланец; 5—
оболочка; 6, 7, 9—штуцера;
•3—кронштейн; 10—патрубок
входа и выхода горячего воздуха. На самолете теплообменник
закрепляют четырьмя кронштейнами 8, приваренными к нижней
и верхней частям испарителя. К коллектору приварены штуцер 9
и патрубок 10-, штуцер 9 служит для заполнения межтрубного
пространства водой, а патрубок 10 — для выхода паров в атмо-
сферу. Для предотвращения уноса воды вместе с паром уста-
новлена сетка 1. Конструкция испарительного теплообменника
допускает замерзание в нем воды без нарушения герметичности.
Особенности теплообмена при кипении жидкости
Испарительные теплообменники на современных летатель-
ных аппаратах работают, как правило, при больших удельных
тепловых нагрузках и перепадах температур. Поэтому кипение
в этих теплообменниках может происходить в пузырьковом
режиме, в режиме, близком к критическому, в переходных режи-
мах и в режиме пленочного кипения (в закритической области).
Как известно, кипение жидкости на поверхности нагрева про-
исходит в том случае, если температура поверхности становится
выше температуры насыщения при данном давлении. При доста-
точно больших тепловых потоках температура стенки может
превысить температуру насыщения, даже если основная масса
жидкости не нагрета до этой температуры. В таком случае воз-
никают кипящий граничный слой и более холодное ядро жидко-
263
сти. В ядре происходит полная или частичная конденсация пара,
выходящего из кипящего граничного слоя.
Резкое возрастание температуры воды наблюдается в слое
толщиной 2—5 мм у нагреваемой поверхности (рис. 7.23). Темпе-
ратура частиц воды, непосредственно соприкасающихся с поверх-
Рис. 7.23. Изменение тем-
пературы кипящей воды при
подогреве ее снизу в зави-
симости от расстояния до
греющей поверхности
Ностью нагрева, равна температуре
последней. Следовательно, в приле-
гающем к стенке слое вода перегре-
та относительно температуры насы-
щения на величину перепада темпе-
ратур:
\t=ta — tB, (7.119)
где ta и tB — соответственно темпе-
ратура поверхности нагрева и тем-
пература насыщения.
Начальный диаметр парового
пузырька, возникающего в перегре-
том пограничном слое жидкости,
Т"о
rQ"M ’
^-3,95
(7.120)
где Т" — температура насыщения пара в К;
q" — плотность пара в кг/м3;
г — скрытая теплота парообразования в Дж/кг;
о — коэффициент поверхностного натяжения в Н/м.
Диаметр пузырьков в момент отрыва от поверхности нагрева
при слабой циркуляции жидкости, имеющей температуру насы-
щения, определяется из соотношения
0,00576
(7.121)
где 0 — краевой угол между пузырьком и поверхностью на-
грева;
q' — плотность воды.
По мере возрастания температурного напора увеличивается
число пузырьков, образующихся в единицу времени, и наступает
момент, когда число активных центров парообразования стано-
вится настолько большим, что пузырьки соприкасаются друг
с другом. Этот критический момент можно считать границей
пузырькового режима кипения. Когда разность температур ста-
новится выше критической, наступает переходный режим кипе-
ния, когда активные центры не возникают, образовавшаяся на
горячей поверхности пленка неравномерна и находится в состоя-
нии бурного движения. Пленка пара на греющей поверхности
264
продолжает оставаться неустойчивой при увеличении темпера-
турного напора до некоторого нового значения, соответствую-
щего образованию устойчивой пленки. В этот момент начинается
качественно и количественно отличный от предыдущих двух ре-
жимов третий режим кипения, называемый пленочным. Этот
режим характеризуется тем, что греющая поверхность полностью
изолирована пленкой пара. Парообразование идет в этом 'случае
на границе раздела фаз жидкость —пар. Образовавшийся при
пленочном кипении пар удаляется с поверхности парообразова-
ния в виде пузырей, намного больших, чем в условиях пузырь-
кового кипения.
На рис. 7. 24 в логарифмических координатах приведены ти-
пичные зависимости коэффициента теплоотдачи а от темпера-
турного напора при кипении воды и ртутно-магниевой амаль-
гамы на горизонтальной трубке, погруженной в большой объем
жидкости. При плавном увеличении температурного напора
Рис. 7. 24. Зависимость коэффициента
теплоотдачи от температурного на-
пора при кипении воды и ртутно-маг-
ниевой амальгамы:
А—область пузырькового кипения; В—пе-
реходная область; С—область пленочного
кипения, 1 и 2—кривые соответственно для
воды и ртутно-магниевой амальгамы
Рис. 7.25. Зависимость коэф-
фициента теплоотдачи от теп-
лового потока при кипении
в большом объеме:
А—область пузырькового кипения,
В—переходная область; С—область
пленочного кипения; D—точка пере-
хода от пузырькового кипения
к пленочному, К—точка перехода
от пленочного кипения к пузырько-
вому
коэффициент теплоотдачи а, достигнув максимума, начинает
постепенно снижаться.
В координатах a~f(q) коэффициент теплоотдачи при разно-
сти температур выше критической, соответствующей атах> умень-
шается скачкообразно до величины, характерной для пленочного
режима кипения (рис. 7.25). Чтобы вновь восстановить пузырь-
ковый режим кипения, необходимо значительно уменьшить плот-
ность теплового потока q (точка /(). Таким образом, существуют
два значения критической плотности теплового потока: первое
«7крь при котором происходит переход от пузырькового кипения
265
к пленочному (точка £>); второе ^Р2, при котором разрушается
паровая пленка и восстанавливается пузырьковое кипение
(точка К). Когда плотность теплового потока находится между
этими значениями, то существование обоих режимов кипения
зависит от особенностей протекания процесса.
Пузырьковое кипение
В большом интервале значений плотности теплового потока
и давления связь между коэффициентом теплоотдачи и плот-
ностью теплового потока q при пузырьковом кипении имеет вид
a—Aqn Вт/(м2 °C). (7.122)
Для чистых поверхностей нагрева, принимают п=0,7. Для
стальных труб и латунных труб, бывших длительное время
в употреблении, п=0,6.
При пузырьковом кипении жидкости в большом объеме коэф-
фициент теплоотдачи можно определить также по следующим
формулам:
при 104^ Re* 10~2
Nu* = 0,125 Re*0-65 Рг>/з; (7.123)
при 10-5^Re*^ 10~2
Nu* = 0,0625 Re*0’5 Рг'/з, (7.124)
где
Re* = -^- ; (7. 125)
rQ"V
Nu* = —; (7.126)
X
(7.127)
(/-е")2
о — поверхностное натяжение;
г — теплота парообразования при Т,= 7'НК;
К-—коэффициент теплопроводности жидкости при Т=ТН
(Тв — температура насыщения).
Эти выражения справедливы при 0,86sgCPr^7,6 и давлении
/7^1470 Н/см2. Для воды значения /* и l*/(rQ"v) в зависимости
от температуры 4 приведены в табл. 7.4.
При кипении жидкости, текущей внутри,трубы, в общем слу-
чае можно выделить три зоны.
1. Зона от передних точек нагрева до сечения, в котором
стенка трубы достигает температуры насыщения йп, соответст-
266
Таблица 7.4
Зависимость значений I* и l*[rq"v
от температуры насыщения tB
/н,°С /*•106 м !*• 1QS rq"v м2/Вт к-102 <н,°С /*•106 м 1*-106 rp"v м2/Вт Х-Ю2 rg"v 1/°С
rp"v 1/°С
30 16 450 375 000 1040 200 0,296 0,1664 27,5
40 5950 99 200 782 210 0,200 0,0971 23,5
50 2 305 28 300 587 220 0,136 0,0575 20,2
60 960 8 850 450 230 0,0938 0,0344 17,3
70 423 2 980 347 240 0,0646 0,0209 15,1
30 197 1080 273 250 0,0451 0,0134 13,6
90 96,0 412 216 260 0,0318 0,00802 11,4
100 48,7 165,8 172 270 0,0224 0,00505 9,80
110 25,9 70,1 138 280 0,0158 0,00329 8,80
120 14,2 30,8 110 290 0,0114 0,00207 7,47
130 8,05 14,4 96,0 300 0,00800 0,00123 6,16
140 4,70 6,95 75,0 310 0,00565 0,000823 5,64
150 2,82 3,49 60,5 320 0,00398 0,000525 4,93
160 1,73 1,80 52,6 330 0,00278 0,000337 4,34
170 1,08 0,961 44,5 340 0,00192 0,000214 3,77
180 0,715 0,536 37,5 350 0,00126 0,000134 3,36
190 0,450 0,292 32,2 — — — —
вующей давлению в этом сечении. Длина этой зоны L\ опреде-
ляется из соотношения
/! O,25c's'wo(41 — /1)
10,4 Рг0,6 ( ^-У'2, (7.128)
\ V' /
где D — внутренний диаметр трубы в м;
гс’о — скорость течения жидкости во входном сечении трубы
в м/с;
q — средняя по трубе плотность теплового потока в Вт/м2;
ti — температура жидкости при входе в трубу;
/^ = ^4-91 • io3 STpi?1(6 )т'°£1
(7. 129)
/1" — температура насыщения при давлении р\ во входном
сечении трубы;
267
5тр коэффициент гидравлического трения;
г — удельная теплота парообразования в Дж/кг.
2. Зона от передних точек нагрева до сечения, в котором жид-
кость уже полностью достигла температуры насыщения, соот-
ветствующей давлению в данном сечении. Длину этой зоны на-
ходим из выражения -
Дг. . (7., 30)
D ч
Температуру определяем аналогично температуре
3. Зона развитого кипения. Величина первой критической
плотности теплового потока (перехода от пузырькового кипения
к пленочному) зависит от физических свойств жидкости, скоро-
сти ее течения, паросодержания, недогрева ядра потока до тем-
пературы насыщения, состояния и ориентации поверхности
нагрева.
Критическая плотность теплового потока дкр достигает мак-
симального значения при давлениях, составляющих 0,3—0,5 от
критического. При дальнейшем увеличении давления qKp умень-
шается и при критическом давлении становится равной нулю.
При изменении давления от р= (0,34-0,5) ркр в сторону уменьше-
ния критическая плотность теплового потока падает и при р=0
она равна нулю.
Характер циркуляции в значительной степени определяет
величину критической плотности теплового потока. При вынуж-
денном движении жидкости с ростом скорости критическая плот-
ность теплового потока возрастает, так как при этом увеличи-
вается работа образования паровой пленки на поверхности
нагрева. При кипении в условиях естественной конвекции при-
нимается, что критическая плотность теплового потока соответ-
ствует нулевой скорости жидкости.
Критическая плотность теплового потока для жидкостей,
хорошо смачивающих поверхности нагрева и нагретых до тем-
пературы кипения, определяется по уравнению
?кр1=0,24г/^4/а(е'-е") Вт/м2. (7.131)
Наряду с данной формулой, предложенной С. С. Кутателадзе,
для расчета широко используется формула Г. Н. Кружилина,
выведенная на основе теории подобия;
<7кр1= 1070 Вт/м2. (7.132)
(q ) р
Для второго значения критической плотности теплового по-
тока (точка К на рис. 7.25), т. е. для случая перехода от пленоч-
ного режима кипения к пузырьковому, при тех же условиях
<7кр2=40-10~8г Вт/м2. (7. 133)
268
Вычисленные по приведенным, выше выражениям значения
критической плотности теплового потока дают удовлетворитель-
ные совпадения с опытными данными для кипения воды, бензо-
ла, спирта, пропана, пентана и гептана в большом объеме.
Пленочное кипение
При пленочном режиме кипения коэффициент теплоотдачи
резко снижается (в 20—30 раз), что невыгодно в технико-эконо-
мическом отношении и опасно. В последние годы интерес к пле-
ночному режиму кипения особенно возрос в связи с появлением
ядерных реакторов, резким увеличением удельных тепловых по-
токов в авиационных теплообменных агрегатах и т. д. Однако
пленочное кипение исследовано еще недостаточно. Значительно
меньшая интенсивность теплоотдачи при пленочном кипении
объясняется тем, что в этом случае масса жидкости отделена от
поверхности нагрева слоем пара, имеющего низкую теплопровод-
ность (радиация в начальный период кипения в пленочном ре-
жиме незначительна, ею можно пренебречь). Колебания коэф-
фициента теплоотдачи а в широких пределах в области переход-
ного режима можно объяснить неустойчивостью паровой пленки.
При разрыве паровой пленки жидкость устремляется к горячей
поверхности, но, прежде чем прийти в соприкосновение с поверх-
ностью, она отбрасывается назад микровзрывом пара. Частота
таких взрывов очень велика.
Для расчета коэффициента теплоотдачи при Пленочном кипе-
нии на трубке можно рекомендовать формулу, предложенную
Бромли:
ак =1,8.10-3
(V)4>"(Q' — Q")cpr 1+0,4
сры V
, (7- 134)
|л"£Ш Рг
где D — внешний диаметр трубки в м;
ц" — коэффициент динамической вязкости в Н/(с-м2).
Формула получена без учета радиации при следующих допу-
щениях:
— пленка пара постоянно отделяет жидкость от поверхности
нагрева;
— движение пара вверх определяется разностью плотностей
жидкости и пара и замедляется тормозящим действием твердой
поверхности и возможным торможением со стороны жидкости;
— кинетическая энергия пара незначительна;
— жидкость в любой точке находится при температуре
кипения;
— твердая поверхность везде имеет одинаковую температуру;
— подводимое тепло в основном поглощается скрытой теп-
лотой парообразования;
269
— физические константы пара отнесены к средней арифме-
тической температуре между температурами стенки и жидкости:
^СТ ~Ь tn
2
С учетом радиационной составляющей коэффициент тепло-
отдачи в диапазоне отношений ар/ак = 04-10 имеет, по Бромли,
вид
1
а=акЦ-ар
ар
2,62 + —
ак / J
(7.135)
где ар — коэффициент теплоотдачи радиацией:
о — коэффициент излучения черного тела:
0 = 5,67-10-8 Вт/(м2К4);
ест и еж — коэффициенты излучения стенки трубы и поверхности
жидкости.
На рис. 7.26 приведены ко-
эффициенты теплоотдачи, вы-
численные по формулам (7.135)
и (7. 136) для азота при атмос-
ферном давлении, а также их
опытные значения, полученные
на горизонтальной графитовой
трубке диаметром 9 мм.
Видоизмененная формула
(7. 134) для пленочного кипе-
ния на вертикальной трубе или
плите при наличии только кон-
вективного теплообмена имеет
вид
Рис. 7.26 Опытные и расчетные
данные по теплоотдаче при пле-
ночном кипении
„ Г Х3(с' -е")дг ум
к 1 [ J
(7. 137)
где Ci — коэффициент, характеризующий закон движения жид-
кости;
Л/ — разность энтальпий перегретого пара при темпера-
туре стенки трубки и жидкости в состоянии кипения;
Н — высота трубки или плиты.
270
Формула (7.134) дает хорошие результаты для режимов
с Re<2000; для Re>2000 лучшие результаты получаются при
расчетах по следующей формуле:
а
238w Г (V)3Q"(Q'— Q") ]1/з
.т£>и." [(/')2 J
(7. 138)
+ 11000
где w — максимальная скорость пара.
Теплообмен в испарительных установках
Основными факторами, определяющими процесс теплообмена
в испарительных теплообменниках, являются давление, при ко-
тором кипит хладагент; температурный напор; физические свой-
ства жидкости и пара; условия теплообмена на стороне охлаж-
даемой жидкости или газа; геометрические характеристики теп-
лообменника.
В испарительных теплообменниках процесс кипения жидко-
сти происходит в ограниченном объеме — либо в узких щелях,
либо^ трубных пучках с большой площадью поверхности в еди-
нице объема. Размер канала оказывает большое влияние, в част-
ности, на критическую плотность теплового потока. С уменьше-
нием ширины щели затрудняется удаление пузырьков с поверх-
ности теплообмена, и кризис кипения наступает раньше, чем
в широких щелях. Если при одностороннем обогреве размер
щели становится равным диаметру пузырьков пара при их
отрыве, кризис кипения наступает немедленно после начала
кипения. При кипении в щели с двусторонним обогревом мини-
мальный размер щели, соответствующий возникновению кризиса
в начале кипения, вдвое больше, чем с односторонним. Таким
образом, минимальный размер щели зависит от диаметра паро-
вого пузырька при отрыве, величина которого в свою очередь
определяется физическими и гидродинамическими условиями-
углом смачивания, поверхностным натяжением, плотностью
жидкости и пара, скоростью циркуляции жидкости.
На процесс теплоотдачи при кипении в вертикально располо-
женных плоских щелевых каналах существенно влияет длина
(высота) канала. Пузырьки пара, образующиеся в нижней ча-
сти канала, поднимаются вверх, увлекая за собой жидкость
Скорость паро-газовой смеси с подъемом вверх увеличивается,
так как при постоянном массовом расходе с увеличением паро-
содержания возрастает объемный расход. Коэффициент тепло-
отдачи при этом также увеличивается. В то же время с увели-
чением паросодержания смеси уменьшается эффективная
поверхность теплообмена и возрастает возможность возникно-
вения кризиса в верхней части канала. С увеличением тепловой
271
нагрузки кризис постепенно распространяется на всю высоту
канала. Таким образом, в рассматриваемом случае кризис кипе-
ния для канала в целом выражен не так резко, как при кипении
в большом объеме. Поэтому вместо величины ^кр необходимо
указывать два средних по длине канала значения плотности
теплового потока. Первое из них соответствует появлению кри-
зиса в верхней части канала, во втором случае пленочное кипе-
ние устанавливается во всем объеме.
На'рис. 7.27 представлена зависимость критической плотно-
сти теплового потока от давления при кипении в неограниченном
объеме (Я=^'5о) и в плоских каналах различной ширины:
Л1>Й2> ... >hn. При уменьшении давления критическая тепло-
вая нагрузка для плоской щели вначале имеет то же значение,
что и для неограниченного объема. При дальнейшем уменьше-
нии давления удаление пузырьков из канала начинает затруд-
няться и значение 7кР становится меньшим, чем для того же дав-
Рис. 7.27. Зависимость критиче-
ской тепловой нагрузки от давле-
ния при кипении в неограничен-
ном объеме и в плоских каналах
различной ширины h
Рис. 7.28. К распространению кри-
зиса кипения в щелевом канале:
/01—температура стенки; /н—температура
кипения, Z—длина канала
ления при кипении в большом объеме. Этот процесс отражен
кривой АВ. При дальнейшем уменьшении давления, когда диа-
метр пузырьков при отрыве становится соизмеримым с шириной
щели, <7кр~>0. Чем длиннее канал, тем раньше начинает оказы-
вать влияние конечная высота щели. Для более узкой щели кри-
вая <7кР=/(рн) смещается в область более высоких давлений
(кривая Л1В1).
В условиях вакуума гидродинамика и теплоотдача в вер-
тикальном щелевом канале по его высоте крайне ослож-
нены. Пузырьки пара, образующиеся в нижней части такого
канала, поднимаются вверх, увлекая за собой жидкость. Это
приводит к возникновению пленочного кипения в верхней части
канала непосредственно после начала кипения. С уменьшением
давления кризис кипения распространяется вниз по каналу.
272
На рис. 7.28 показано изменение температуры стенки по вы-
соте канала. Как видно из этого графика, температура стенки
возрастает с уменьшением температуры насыщения. Такое рез-
кое повышение температуры стенки характеризует пленочный
режим кипения.
В рассматриваемом случае кризис кипения для канала в це-
лом выражен не так резко, как для большого объема. Поэтому
понятие критической тепловой нагрузки в том смысле, в котором
оно употребляется при кипении в больших объемах, здесь не-
приемлемо. Коэффициент теплоотдачи а и тепловая нагрузка q
ы.-103Вт/нгп ц-1Г\Вт/м^
Рис. 7.29. Зависимость коэффициента
теплоотдачи и удельной плотности
теплового потока от давления при
кипении воды в щелевом канале
Рис 7 30. Зависимость среднего
коэффициента^ теплоотдачи от
удельной плотности теплового по-
тока при кипении воды в щелевом
канале
при прочих постоянных условиях возрастают с уменьшением
давления в щели до некоторого его значения, после чего начи-
нают уменьшаться (рис. 7.29). Такой характер изменения а и q
также объясняется возникновением одновременного пузырько-
вого, переходного и пленочного режимов кипения. С уменьше-
нием давления уменьшается температура насыщения, вследствие
чего возрастает температурный напор и пленочный режим кипе-
ния распространяется на большую длину канала.
При кипении воды в щелевых каналах возникают пульсации,
в результате чего паросодержание смеси в них не остается по-
стоянным. Граница кризиса кипения перемещается по длине и
высоте щели синхронно с пульсациями смеси, которые изменяют
коэффициент теплоотдачи и температуру стенки, превращая про-
цесс в нестационарный.
На рис. 7.30 приведено изменение интегрального, среднего
для всей поверхности канала, коэффициента теплоотдачи от
стенки к кипящей воде в щели шириной 2,8 мм в зависимости
от удельной плотности теплового потока. Из этого рисунка видно,
что режим работы теплообменника соответствует переходной
области и области пленочного кипения. Вторая критическая
273
точка для данного случая соответствует плотности теплового по-
тока, меньшей, чем при кипении в неограниченном объеме.
В случаях когда вторым теплоносителем в теплообменнике
является газ, теплопередача в условиях развитого пузырькового
кипения определяется интенсивностью теплообмена между газом
и стенкой. При пленочном режиме кипения коэффициент тепло-
отдачи со стороны кипящей жидкости становится соизмеримым
с коэффициентом теплоотдачи от газа к стенке.
Работа испарительного теплообменника в большой степени
зависит от так называемого кажущегося уровня, т. е. от того,
Рис. 7.31. Зависимость
коэффициентов теплопере:
дачи от кажущегося уровня
хладагента:
1 и 2—кривые соответственно
для воды и четыреххлористого
углерода
насколько полно теплообменные элементы омываются жид-
костью. Коэффициент теплопередачи сохраняется неизменным
в достаточно широком диапазоне изменения кажущегося уровня.
На рис. 7.31 приведена зависимость коэффициента тепло-
передачи от кажущегося уровня для воды и четыреххлористого
углерода, кипящих в испарительном теплообменнике. Четырех-
хлористый углерод имеет значительно меньшую величину скры-
той теплоты парообразования, что приводит к более быстрому
росту паросодержания и изменению режима движения пара
в аппарате. При уменьшении кажущегося уровня коэффициент
теплопередачи снижается вследствие того, что возрастает паро-
содержание, происходит срыв и жидкостная пленка высыхает.
При достаточно большой величине кажущегося уровня коэффи-
циент теплопередачи, определяемый термическим сопротивле-
нием со стороны газа, мало зависит от плотности теплового
потока.
Качество работы испарительных теплообменников зависит
от количества жидкости, уносимой с паром при различных теп-
ловых нагрузках. На рис. 7.32 приведены опытные данные, ха-
рактеризующие величину уноса в зависимости от кажущегося
уровня, а на рис. 7.33 — в зависимости от тепловой нагрузки
для- воды. Под величиной уноса понимается отношение количе-
ства жидкости, увлекаемой паром из теплообменника, к общему
274
количеству поступающей в него жидкости. Из приведенных гра-
фиков видно, что в интервале значений кажущегося уровня
Ак=5-н40% величина уноса для воды практически постоянна
Рис. 7.32. Зависимость
величины уноса жидко-
сти % от кажущегося
уровня:
1 и 2—кривые соответствен-
но для воды и четыреххло-
ристого углерода
Рис. 7.33. Зависимость ве-
личины уноса воды % от теп-
ловой нагрузки q и кажу-
щегося уровня
и находится |в пределах 8—15%, а при дальнейшем возрастании
hK резко увеличивается. При увеличении тепловой нагрузки
унос достигает максимального значения, а затем начинает
уменьшаться.
Расчет испарительного теплообменника
Испарительные теплообменники, или просто испарители, осно-
ванные на использовании теплоты испарения хладагента в холо-
дильном цикле, можно разделить на воздушные-—для прямого
охлаждения воздуха и жидкостные — для охлаждения промежу-
точного жидкого теплоносителя (рассола, воды, спирта и др.).
В воздушном испарителе жидкий хладагент подается по труб-
кам сверху, а пары отводятся через нижний штуцер. Процесс
кипения жидкости внутри трубы значительно сложнее, чем на
внешней поверхности. При кипении жидкости внутри трубы
всплывающие пузырьки пара не только участвуют в теплообмене,
но и непосредственно влияют на характер движения жидкости
у стенки.
Наиболее распространенным жидкостным испарителем яв-
ляется трубный, который отличается простотой и надежностью
конструкции, компактностью и высоким коэффициентом тепло-
передачи. Существенным недостатком такого испарителя яв-
ляется возможное замерзание жидкого теплоносителя при слу-
чайном прекращении его циркуляции.
275
Рекомендуемая скорость охлаждаемого теплоносителя
ц = 0,75-? 2 м/с. Чтобы обеспечить эту скорость, полость тепло-
носителя выполняют с перегородками.
Для расчета испарителя должны быть заданы следующие
исходные величины:
— тепловая нагрузка испарителя Qo в Вт;
— температура кипения хладагента tB в °C;
— температура теплоносителя (вбздуха) на входе в испари-
тель /вх;
— массовый расход теплоносителя G в кг/ч;
— массовый расход хладагента Ga в кг/ч;
— рабочее давление хладагента в трубках испарителя р
в Н/м2;
— потери давления по теплоносителю Др в Н/м2.
Сложность расчета испарителя заключается в том, что коэф-
фициент теплоотдачи от стенки к кипящему хладагенту зависит
от удельной тепловой нагрузки, которая заранее неизвестна.
Поэтому сначала задаются ориентировочным значением пло-
щади поверхности теплообмена и определяют удельную тепло-
вую нагрузку, а затем коэффициент теплоотдачи к хладагенту.
Коэффициент теплоотдачи от теплоносителя определяется по со-
ответствующим зависимостям для конвективного теплообмена
при вынужденном движении. Так как в воздушных испарителях
коэффициент теплопередачи определяется в основном коэффи-
циентом теплоотдачи от воздуха, то при определении коэффи-
циента теплопередачи следует учитывать площадь оребрения
поверхности теплообмена по воздуху. При известных значениях
коэффициента теплопередачи и площади теплообменной поверх-
ности испарителя для определения его холодопроизводительно-
сти нетрудно получить зависимость
(7,139)
В случае если полученное значение холодопроизводительности
не совпадает с заданным Qo, необходимо повторить расчет с дру-
гим значением S.
Для расчета испарителя можно использовать также графо-
аналитический метод. Удельная тепловая нагрузка q опреде-
ляется следующей системой уравнений:
^ = Ятф(/т.ср—^ст) >’ (7.140)
q==AqW(tm-tn), (7.141)
где ат — коэффициент теплоотдачи от теплоносителя к стенке;
ф — коэффициент оребрения;
Л-.ср — средняя температура теплоносителя;
tfCT — температура поверхности теплообмена.
276
Из последнего уравнения получим
д0'3—A (tfCT—tH).
(7.142)
Уравнения (7.140) и (7.142) решаются графически
(рис. 7.34). Из точки с температурой ts проводим кривую 1 по
уравнению (7.142), а из точки с температурой Аг.ер — прямую 2
Рис. 7.34. К графо-ана-
литическому расчету ис-
парителя:
/—кривая, полученная по
уравнению (7. 142); 2—пря-
мая, полученная по уравне-
нию (7.140)
по уравнению (7.140). Точка пересечения кривой с прямой опре-
деляет удельную тепловую нагрузку ц. Пунктиром показано ре-
шение для другого значения площади теплообменной поверх-
ности.
7-5. ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ТЕПЛООБМЕННИКА
V ПРИ РАБОТЕ НА ВЛАЖНОМ ВОЗДУХЕ
Расчет теплообменника со смоченной поверхностью
При определенных условиях работы воздушного теплообмен-
ника температура теплообменной поверхности может оказаться
ниже точки росы охлаждаемого воздуха и на поверхности будет
конденсироваться влага. Вследствие этого охлаждение воздуха
происходит при условии тепло- и массообмена его с пленкой
жидкости.
Существующие методы расчета теплообменников со смочен-
ной поверхностью основываются на опытных данных. Эти
методы можно разделить на две группы. К первой группе отно-
сятся методы, основанные на соотношении Льюиса и уравнении
Меркеля, ко второй — базирующиеся целиком на эмпирических
соотношениях.
В общем случае передача тепла через смоченную поверхность
происходит путем теплопроводности, конвекции, радиации
и испарения. Если скорость испарения не очень велика, напри-
мер, при небольших разностях парциальные давлений водяного
пара в окружающей среде и на поверхности и в случае прене-
брежения радиацией, то поток тепла в Вт от воздуха к смоченной
277
конденсатом поверхности можно представить уравнением
Меркеля
Q = a'(i—is)S, (7.143)
где а' — коэффициент массообмена, отнесенный к разности
теплосодержаний i—is, в кг/(м2с);
i и is — теплосодержание влажного воздуха и того же воздуха
при температуре поверхности;
, X — внешняя поверхность труб,
z Согласно Льюису
= (7-144)
где а — коэффициент теплообмена, не осложненного массооб-
меном;
ср' — удельная теплоемкость влажного воздуха.
Таким образом, получаем
q = _E_(/_Zs)5.
вр
(7. 145)
Выразим поток тепла Q через коэффициент теплопередачи
от поверхности с температурой ts к хладагенту, температура ко-
торого ?хл, и через термические сопротивления стенки:
Q
—---------------------— 4л) ^хл’
(7. 146)
где Ххл — поверхность труб со стороны хладагента.
Приравнивая два последних выражения, получим
где
Так как
то
z + а/хл = /в+ats,
(7. 147)
(7. 148)
(7. 149)
(7. 150)
По формулам (7.147) и (7.150) можно определить темпера-
туру поверхности is, если известны теплосодержание влажного
278
воздуха i, температура хладагента tX!i, коэффициент теплоотдачи
для сухого воздуха а и коэффициент теплопередачи k
На рис 7 35 показана зависимость температуры смоченной
поверхности от теплосодержания прилегающего к ней слоя насы-
щенного воздуха (по Броуну) При использовании этого графика
для расчета сначала по уравнению (7 150) определяют вели-
чину а, затем i+atxlI, температуру поверхности ts и теплосодер-
Рис 7 35 Зависимость теплосодержания воздуха is у смочен-
ной поверхности от ее температуры ts
жание влажного воздуха у поверхности is По найденным вели-
чинам из уравнения (7 145) определяют поверхность тепло-
обмена S
Выражение (7 147) можно использовать и для расчета тепло-
обменника с оребренной поверхностью при небольшом перепаде
температур на ребрах В таких теплообменниках температура
поверхности изменяется как по пути движения воздуха, так и
вдоль ребер Это изменение температуры поверхности ребер
характеризуется коэффициентом термической эффективности
Для влажного воздуха коэффициент термической эффектив-
ности
и - 1~‘р - th
1 ‘—‘О ?Jlh
где ₽»= I/ ----- ,
1 V \Ъср
h — высота ребра,
6 — толщина ребра,
(7.151)
(7 152)
279
ip — теплосодержание насыщенного воздуха при темпера-
туре, равной средней температуре ребра;
io — теплосодержание насыщенного воздуха при темпера-
туре основания ребра;
т — коэффициент, определяемый по табл. 7.5.
Таблица 7. 5
Величина коэффициентов т и pi/p
дли прямых и спирально навитых ребер
^ср 0 5 10 15 20 24 30 35 40 45
т 0,430 0,475 0,555 0,665 0,81 1,01 1,25 1,57 2,0 2,56
₽z/₽ 1,33 1,40 1,51 1,65 1,81 2,01 2,23 2,48 2,76 3,08
При теплообмене, не осложненном массЬобменом (для сухого
воздуха), коэффициент термической эффективности
где т]=— —= th(^) , (7.153) t-to № P = ’ (7Л54)
Следовательно, у- ' (7.155)
В табл. 7.5 приведено отношение в зависимости от сред-
ней температуры поверхности ребра /ср- Теплоотдача в ребри-
стом теплообменнике слагается из тепла, отводимого ребрами,
и тепла, передаваемого трубками:
Q—(‘-W+-=-(*-(7.156)
СР ср
Если использовать величину тц по формуле (7.151), то
Q=-5L(Z-Z0)(Vp + $). (7.157)
ср
Введем понятие среднего коэффициента теплоотдачи ореб-
ренной поверхности
/. . Sp \
ар~а (1 + “7“)’
\ О'
(7.158)
280
Тогда полное количество тепла
Q = -^-(i-i0)S. (7.159)
ср
Температуру поверхности трубки определяем из соотношения
i+a't^n= io+о//тр> (7.160)
где
Аналогично (7.150) получаем
а' =---. (7.162)
-^-1
k
При малой разности между температурой воздуха и хлад-
агента, а также в схемах с противоточным движением тепло-
носителя часть теплообменной поверхности при работе может
оставаться сухой, а остальная увлажняется. В этих случаях при
расчетах в теплообменнике условно рассматривают сухую
и влажную зоны. На границе между этими зонами температура
стенки равна температуре точки росы rfs=/pi, и теплосодержание
влажного воздуха на стенке Zs=»'pi. Тогда теплосодержание воз-
духа на границе раздела zVp по (7.147)
z'rp=f'pi Ч-o(^pi ^хл) • (7.163) -
Температура воздуха на границе раздела
/гр=/1--^=^, (7.164)
ср
где t\ и г’1 — соответственно температура и теплосодержание воз-
духа на входе в теплообменник.
Однако эти выражения справедливы лишь для случаев, когда
температура хладагента постоянна. В теплообменниках с пере-
менной температурой хладагента для определения теплосодер-
жания воздуха на границе сухой и влажной зон дополнительно
к выражению (7.163) необходимо составить уравнение тепло-
вого баланса:
Ов (<Г ^гр) = — Охл^хл (^хл! ^хл.гр) >
где /ХЛ] и 4-лгР— температура хладагента на входе в теплооб-
менник и на границе раздела. Знаки « + » и
«—» относятся к теплообменникам соответст-
венно с противоточным и прямоточным дви-
жением теплоносителей.
281
Разделив последнее выражение на GB и обозначив
I)
GB ’
получим '
Й Йр= — b(t-zn\ йсл.гр) •
Для противоточного теплообменника с гладкими трубками
. ________________ а (Й — ^хл1) + Ь (й>1 + ДЙ>1)
<г₽ Т+ь •
Для теплообменника с параллельным током
} о (й + 6йгл1) — b (ipi + айД
г₽~ ‘
Температура воздуха на границе раздела для гладких проти-
воточных и прямоточных теплообменников определяется из урав-
нения (7. 163) или i—d диаграммы. Температура хладагента на
этой границе
i —t h ~ *гр
4хл.гр 4хл1 ±
Для теплообменников с оребренной поверхностью энтальпия
воздуха на границе раздела
йр = Й>1 "Ь ^ср (й>1 йсл) >
где
а тг‘‘
с₽ т
— + 1 — I/
а'
Расчет поверхности ребристого теплообменника, работающего
целиком во влажном режиме, т. е. с полностью смоченной по-
верхностью, проводим в следующем порядке. По табл. 7. 5 опре-
деляем величину т, затем по формулам (7.151) и (7.152) нахо-
дим гр и Рг; по уравнению (7. 158) определяем ар, по формуле
(7.161) или (7.162) находим а', после чего по уравнению (7.160)
или рис. 7.35 вычисляем йр! по формуле (7.164) проверяем зна-
чение йр и окончательно по уравнению (7.159) определяем по-
верхность теплообменника S.
Работа теплообменника в условиях инееобразования
Механизм тепло- и массообмена между влажным воздухом
и смоченной стенкой осложняется, если температура поверхно-
сти теплообменника ниже точки замерзания воды. В этом случае
температура поверхности непрерывно меняется вследствие изме-
нения термического сопротивления растущего слоя льда и инея.
282
Удельный поток тепла от влажного воздуха к стенке условно
можно разделить на две составляющие:
<?s = a(/B—ta) +a'r'(dB—dn), (7.165)
где tn и tn — температура воздуха и поверхности раздела
(инея);
г' — теплота сублимации льда;
dn и dn — влагосодержание воздуха в основном потоке и
у поверхности.
Первый член уравнения представляет собой поток тепла, обу-
словленный конвективным теплообменом; тепловой поток, выра-
жаемый вторым членом, возникает в результате массообмена,
обусловленного фазовым превращением воды. Предположив,
что остается справедливым соотношение Льюиса, получим по-
ток тепла
cfs=ai(in—in), (7.166)
где а, — коэффициент переноса энтальпии;
г'в, in — теплосодержание воздуха при температуре tB и tn со-
ответственно.
Если принять, что все тепло, переданное поверхности раз-
дела, проходит через слой инея, то
= , (7.167)
где Аи — коэффициент теплопроводности инея;
/ст — температура поверхности стенки;
х — толщина слоя инея.
Введем в формулу (7.167) значение энтальпии влажного
воздуха 1 h 1>
4=^в+^в (7- 168)
и определим температуру на внешней поверхности инея:
т /ст
4 =----------------------(7-169)
Ли
+ СрЩ
х
Толщина слоя инея х изменяется во времени, поэтому темпе-
ратура tn также является функцией времени. Значение х для
участка поверхности, на котором температура поверхности раз-
283
дела и свойства воздуха могут быть приняты неизменными, на-
ходим из уравнения
С -Jsl. dr, (7.170)
где т — время;
ри — плотность слоя инея на поверхности.
Влагосодержание воздуха у поверхности dn и плотность инея
фи зависят от толщины слоя инея х, которая определяется рас-
стоянием от места входа в теплообменник. Поэтому без упро-
щающих допущений последнее уравнение интегрировать невоз-
можно.
Тепловой поток от влажного воздуха к стенке может быть
получен для двух предельных случаев. В первом случае тол-
щина слоя инея равна нулю и температура поверхности раздела
равна температуре поверхности стенки. Второй случай соответ-
ствует температуре поверхности раздела ^=0.
При температуре поверхности инея /п=0 и точке росы воз-
духа выше нуля водяной пар из воздуха будет конденсироваться
и впитываться пористым слоем инея. В этом случае вода замерз-
нет, вследствие чего коэффициент теплопроводности слоя будет
расти, приближаясь к максимальному значению, соответствую-
щему коэффициенту теплопроводности чистого льда. При этом
толщина слоя инея увеличивается. После того как коэффициент
теплопроводности слоя достигнет максимального значения,
влага, конденсирующаяся на поверхности, не будет превра-
щаться в'лед, а станет стекать с поверхности. Если температура
точки росы воздуха ниже нуля, то осаждение инея на поверх-
ности прекратится, как только температура поверхности инея
достигнет точки росы.
На рис. 7. 36 и в табл. 7. 6 приведены данные, полученные
К. О. Бетти и др. при исследовании работы теплообменника
в условиях осаждения инея. По оси ординат отложены’значения
эффективного коэффициента теплообмена:
п ?ср '
(X — “
— ^ст
(7. 171)
где <7сР — средний'удельный тепловой поток.
Скорость воздуха уменьшалась с увеличением номера опыта.
На рис. 7.37 приведены кривые изменения коэффициента
теплообмена по мере образования инея, построенные по
табл. 7,6. По оси абсцисс отложены средние значения толщины
инея х, измеренной в трех точках трубы.
284
На рис 7 38 видно, что опытные значения термического со-
противления слоя инея (кривая II) значительно отличаются от
расчетных (кривая /).
Рис 7 36 Зависимость эф
фективного коэффициента
теплообмена ае от времени
осаждения инея т в опытах
1—11 (по табл 7 6)
Рис 7 37 Зависимость ко-
эффициента теплообмена ае
от толщины слоя инея х
для опытов 1—11 (по
табл 7 6)
Рис 7 38 Зависимость
расчетного (/) и опыт-
ного (//) термического
сопротивления 1/ав слоя
инея от его толщины
Таблица 76
Средние параметры при проведении опытов
по теплообмену в условиях осаждения инея
№‘опыта по рис 7 36 Критерий Re Температура ТОЧКИ росы tn °C Температура входящего воздуха t °C Температура металлической поверхности (стенки) tcr °C
1 4700 12,2 16,6 —8,32
2 3650 11,1 16,1 — 12,2
3 3040 11,1 16,6 —9,43
4 2760 11,1 16,1 —8,32
5 2460 12,8 18,9 —9,43
6 2170 13,9 19,4 —8,87
7 1900 10,6 17,2 —7,77
8 1720 16,6 21,1 —8,87
9 1600 12,2 17,8 — 12,2
10 1450 И,1 16,6 —8,87
Л 1270 13,9 18,3 —9,43
285
7.6. ВОЗДУШНЫЕ КОНДЕНСАТОРЫ
Воздушный конденсатор служит для отвода тепла с целью
конденсации газообразного горячего хладагента после его сжа-
тия в компрессоре холодильной установки. На интенсивность
теплообмена между конденсирующимся паром и стенкой конден-
сатора влияют в основном следующие факторы:
1) характер образования жидкости на стенке: коэффициент
теплоотдачи при пленочной конденсации меньше, чем при ка-
пельной;
2) геометрические условия конденсации пара (на наружной
поверхности трубки или внутри нее);
3) расположение труб (вертикальное или горизонтальное);
4) характер расположения труб в пучках (коридорный пучок,
шахматный или пучок Жинаба).
Для расчета воздушного конденсатора необходимо знать сле-
дующие величины:
— нагрузку конденсатора QK в Вт;
— расход хладагента Схл в кг/ч;
— температуру хладагента на входе в конденсатор 4х хл
в °C;
— температуру конденсации tK в ° С;
— температуру хладагента на выходе из конденсатора
4ых хл в°С;
— расход охлаждающего воздуха GB в кг/ч;
— температуру воздуха на входе в конденсатор tBX в 0 С;
— потери давления по воздуху Др в Н/м2.
При расчете задаются изменением температуры охлаждаю-
щего воздуха А/в и геометрическими параметрами теплопереда-
ющей поверхности. Расчет конденсатора, т. е. определение на-
ружной охлаждающей поверхности по воздуху SHaP, выполняется
методом последовательных приближений или графо-аналитиче-
ским в следующем порядке.
1. Определяем коэффициент теплоотдачи по хладагенту
Nu-l,26Re0K’4_0’X°’3(7-y’35 (7. 172)
или
ак = ж4'вн(4У’3^°’^ (7.173)
где
М =------о?8°озТз-; (7.174>
(Г(л)°'5(е") - а ’
q d
Re = -—-----конденсационный критерий Рейнольдса;
r$' V
л0=—-----критерий, учитывающий поверхностное натя-
e'd2
жение пленки конденсата;
286
A"
jtg=—----отношение плотностей пара и жидкости;
е'
X —коэффициент теплопроводности в Вт/(м °C);
о' — плотность конденсата в кг/м3;
q" — плотность пара в кг/м3;
г —теплота парообразования в Дж/кг;
о—-коэффициент поверхностного натяжения в Н/м;
<7sbh — удельный тепловой поток в Вт/м2;
L —длина пути хладагента в м (обычно принимают
L/d=8004-1200);
d — внутренний диаметр трубки в м.
В приведенных зависимостях неизвестны коэффициент тепло-
ОТДЯЧИ1 Ct-к уДвЛЬНЫИ тепловой ПОТОК Коэффициент тепло-
отдачи в указанных выражениях отнесен к внутренней поверх-
ности трубки SBH, но так как величина теплопередающей поверх-
ности определяется стороной, представляющей наибольшее
сопротивление теплопередаче, то необходимо определить наруж-
ную охлаждающую поверхность и, следовательно, коэффициент
теплоотдачи отнести к наружной поверхности трубки SHap- Обо-
значив
МГ = М (уУ’35^0’1, (7.175)
получим
ак=Л41(Д5и; (7.176)
^вИ=(^)2=аЖ2; (7.177)
\ /VI j J
^нар-^аЖ2. (7. 178)
•^иар
С другой стороны,
<7sbh=Ok(^k — ^ст)> (7.179)
где /Ст — средняя температура стенки в ° С.
Удельный тепловой поток, отнесенный к наружной поверхно-
сти трубки,
‘7«нар = ак-~-(^к —^ст);
<>нар
(7. 180)
$иар
“к = <7s нар 7 ~ . •
° ВИ VK £ст/
287
Подставив последнее уравнение в формулу (7.178) и исклю-
чив одно из неизвестных, после преобразования получим
<7SHap = ^J-(/K-/CT)\
Ф
где ф=-^ —коэффициент оребрения.
*->ВН
Обозначим
(7.181)
Ф
Тогда
<7анар=Л^2(^к—^ст)2. (7.182)
2. Находим коэффициент теплоотдачи по воздуху. Для попе-
речного обтекания ребристых труб коэффициент теплоотдачи оп-
ределим из уравнения
<х5нар91 = оо5о9о+а15101, (7.183)
где а, ао, си — значения коэффициентов теплоотдачи, отнесен-
ные соответственно ко всей наружной поверхно-
сти, поверхности pe6etp и межреберной поверх-
ности;
вь 9о — разность соответственно между температурами
основания ребер и охлаждающего воздуха и
между температурами поверхности ребер и воз-
духа;
So— поверхность ребер в м2;
5j —поверхность между ребрами (по наружному диа-
метру трубок).
Принимаем ai = ao. Тогда из последнего уравнения
/ So 90 । Sj \
а = а0 |—У- -f-4-—.
\ ^иар ®1 SHap /
Для круглых ребер, по уравнению Э. Шмидта,
0 Jh (mr0£) 0 .
(7. 184)
(7.185)
(7. 186)
где и = 2(б + /) —периметр сечения у основания ребра в м;
f=ll>—площадь сечения у основания ребра в мг;
% — коэффициент теплопроводности материала реб-
ра в Вт/(м 0 С);
го — наружный радиус трубы в м;
(q - 1) (1+0,35 lgc);
288
R — наружный радиус по ребру в м,
S0=u(7? — г0)п;
п — количество ребер.
Если принять их 21, то уравнение (7. 186) примет вид
т=|/> (7.187)
тогда
а = ао/'Ло_ th . (7.188)
\ ^нар q£ *^нар /
Коэффициент теплоотдачи от поверхности ребер определяем
для пучка труб по формуле
Nu' = 0,31 • (Re')0’65, (7.189)
где Nu' = -^-----параметр Нуссельта;
X
Re' = ——число Рейнольдса;
V
/)2_
d' =—--------Ya — условный диаметр гладкой трубы в м;
D = 2R\ d — 2r0;
а —расстояние между осями ребер в м.
3 Подставив в (7. 184)
01 = /ст /в,
где /в— средняя температура воздуха, получим выражение для
удельного теплового потока
^нар = «0(/ст~4) + . (7. 190)
\ ^нар 05 *^нар /
Так как тепло, отдаваемое конденсирующимся хладагентом
ребристой поверхности, при стационарном режиме равно теплу,
воспринимаемому воздухом от ребристой поверхности, то правые
части уравнений (7 182) и (7 190) должны быть равны между
собой Эти два уравнения решаются методом последовательного
приближения или графо-аналитически Основой графо-аналити-
ческого расчета является условие пропорциональности распреде-
ления разности температур по соответствующим термическим
сопротивлениям конденсатора. Графически этот расчет выпол-
няется в следующем порядке
В прямоугольной системе координат (рис 7.39) по оси
абсцисс откладываем температуру конденсации и расчетную тем-
пературу воздуха /в, по оси ординат — тепловую нагрузку qsnav
на единицу поверхности, омываемой воздухом (SHap) Из точки
10 1897
289
А, соответствующей температуре 4, проводим прямую /, опре-
деляющую количество тепла, отнятого охлаждающим воздухом.
Уравнение этой прямой соответствует формуле (7.190). Из
точки В, соответствующей температуре tK, проводим параболу
II, построенную в соответствии с формулой (7. 182). Точка С
Рис. 7.39. К графо-аналитиче-
скому расчету конденсаторов
пересечения прямой I и параболы II
определяет удельную тепловую на-
грузку конденсатора <?внар и темпе-
ратуру стенки в предположении, что
ни материал стенки, ни загрязнения
не оказывают сопротивления прохож-
дению тепла. Влияние загрязнений
и создаваемых ими тепловых сопро-
тивлений оцениваем тем, что вместо
прямой I проводим прямую III
(AD), соответствующую уравне-
нию
Точка D пересечения прямой III с параболой II определяет
удельную тепловую нагрузку конденсатора <?8нар и температуру
стенки со стороны конденсирующего агента, а точка Е— тем-
пературу стенки со стороны охлаждающего воздуха. По най-
денной величине ^нар определяем поверхность конденсатора:
S
нар“ W
7 7 ТОПЛИВО-ВОЗДУШНЫЕ ТЕПЛООБМЕННИКИ
Для расчета топливо-воздушных теплообменников должны
быть заданы следующие величины:
— начальная температура охлаждаемого воздуха fBi;
— расход горячего воздуха GB;
— давление поступающего (горячего воздуха рг1;
— расход топлива через теплообменник GT;
— давление поступающего топлива рть
— температура топлива на входе в теплообменник /ц;
— конечная температура воздуха /ва;
— гидравлическое сопротивление теплообменника по топливу
Лрт И по воздуху Дрв.
Расчет проводим в следующем порядке.
1. Выбираем конструкцию теплообменника и определяем его
основные геометрические характеристики: гидравлический диа-
290
метр, коэффициент живого сечения и число ходов по воздуху
и по топливу.
2. Задаемся несколькими значениями площади фронта тепло-
обменника по воздуху F и определяем соответствующую вели-
чину охлаждающей по(верхности:
S = 4F'fB-^-, (7.191)
“Г .в
где F'=F~Fa-,
Fu — площадь сечения перегородок;
fB — коэффициент площади живого сечения по воздуху;
/в — длина канала) по 'воздуху;
dr. в — гидравлический диаметр по 'воздуху.
3. Определяем площадь живого сечения по ходу воздуха
с учетом числа ходов п:
Fn^=—~- (7.192)
п
4. Определяем площадь живого сечения теплообменника по
ходу топлива при противотоке:
/ \
Л =, (7.193)
т
где cZH и с?вн — соответственно наружный и внутренний диамет-
ры трубок для прохода воздуха;
т — число ходов по топливной полости.
5. Находим скорость воздуха в теплообменнике:
(7.194)
6 Находим скорость топлива в теплообменнике:
= (7.195)
лтбт
7. Определяем коэффициент теплоотдачи от воздуха к стенке
по критериальному уравнению
NuB=0,032Re0’8Pr0’35(^)~°'054. (7.196)
Л.в /
19* 2°
8 Определяем коэффициент теплоотдачи от стенки к топливу
из уравнения
NuT=13,2Pe°>23/'-^V5 . (7.197)
\ат т)
где
__ ^тСт^т^г.т .
Xq.
Ре — критерий Пекле;
dr т — гидравлический диаметр по топливу
9. Определяем коэффициент теплопередачи от воздуха к топ-
ливу:
k ават
qB + qT
Полученное значение коэффициента теплопередачи с учетом тер-
мического сопротивления стенки уменьшаем на 5%.
10. Определяем водяные эквиваленты по воздуху и топливу:
rB = GBcB,
11. Находим количество тепла, снимаемого теплообменником:
Q= 1 ^ввх-^твх 1198^
kS + 2W\ + 2VTB
12. Определяем температуру воздуха и топлива на выходе из
теплообменника: *
4ыхв=^1-^; (7. 199)
(7-200)
Температура топлива на выходе из теплообменника не долж-
на превышать температуру термического разложения топлива.
Из последнего уравнения можно найти величину теплосъема, со-
ответствующую предельной температуре топлива /пр т- По полу-
ченному графику Q=f(S) определяем поверхность охлаж-
дения теплообменника S, а затем из графика S=<p(F) —
площадь фронта теплообменника при заданных исходных значе-
ниях d, m, W, I. В том случае если какие-либо габариты тепло-
обменника превышают допустимые величины, расчет следует
процести повторно, задавшись другими значениями величин т,
пи 1
292
7 8. РАДИАЦИОННЫЕ ТЕПЛООБМЕННИКИ
Радиационные теплообменники используются для отвода из-
быточного тепла из кабины или энергетической установки косми-
ческого аппарата в окружающую среду путем излучения. Косми-
ческие радиационные теплообменники должны обладать мини-
мальной удельной массой, способностью длительно работать без
потерь рабочего вещества, стойкостью против метеоритных про-
боев, высокими значениями степени черноты поверхности и низ-
кими коэффициентами поглощения солнечных лучей
Конструкции радиационных теплообменников
Некоторые конструкции теплообменных элементов космиче-
ских радиационных теплообменников представлены на
рис. 7.40 Наиболее широко применяется конструкция, состоя-
щая из набора трубок, соединенных между собой ребрами раз-
личной конфигурации Такая конструкция в 4—5 раз меньше по
Рис 7 40 Конструкции теп-
лообменных элементов ра
диационных теплообменни-
Рис 7 41 Ленточный ра-
диационный теплообмен-
ник
ков
массе, чем конструкция трубчатого теплообменника. Поврежде-
ние ребер метеоритами не вызывает в этом случае выхода теп-
лообменника из строя. В зависимости от радиационных и тепло-
проводящих свойств материала теплообменника, его геометри-
ческих размеров и ориентации в пространстве дополнительное
оребрение 1<и«)й конструкции в некоторых случаях способствует
увеличению колпчесгва передаваемого тепла, а в других —
\ м е и 1, 11 ie 1111 к)
11редс1 <1вляе| шнерес ленточный радиационный теплообмен-
шик (рис 7 41), предназначенный для отвода тепла от косми-
ческой jiiepiепической установки Теплообменник состоит из
длинной тонкой вращающейся ленты (или ряда лент), излуча-
ющей тепло в окружающее пространство. Температура каждого
элемента ленты снижается до тех пор, пока элемент не придет
293
в контакт с теплообменным устройством, связанным с космиче-
ской силовой установкой В результате контакта элемент ленты
быстро нагревается рабочей жидкостью силовой установки
и цикл изменения температуры ленты повторяется Так как лен-
та не содержит жидкости, ее можно изготовить относительно
тонкой, и обе ее поверхности эффективно излучают тепло в кос-
мическое пространство Масса ленточного излучателя значитель-
но меньше массы эквивалентного трубчатого излучателя Инер-
ционные нагрузки, возникающие при запуске космических аппа-
ратов с излучателями больших размеров, создают серьезные
Рис 7 42 Конструктивная схема ленточного радиацион-
ного теплообменника
/—двигатель 2—лента 3—полость пониженного давления
4—насосы 5—трубопровод для отвода конденсата в реактор,
6—камера для конденсации пара 7—сопла для впрыскивания
конденсата, 8—камера для конденсата 9—уплотнения 10—влаж
иый пар //—перегретый пар
конструктивные затруднения, которых проще избежать в ленточ-
ном излучателе вследствие гибкости ленты и возможности скла-
дывать или свертывать ее в виде цилиндра Эффективность
применения ленточного излучателя зависит от способа передачи
тепла от силовой установки ленте
На рис 7 41 устройство для такой передачи тепла представ-
ляет собой вращающийся цилиндр, который нагревается отрабо-
танным теплом силовой установки Тонкая оболочка цилиндра
обеспечивает быструю передачу тепла от рабочей жидкости
к ленте Условием надежной работы устройства является хоро-
ший контакт и, следовательно, минимальное контактное терми-
ческое сопротивление между лентой и поверхностью цилиндра
В качестве модификации предыдущего устройства на
рис 7 42 приведена схема, в которой передача тепла к ленте
осуществляется путем конвекции Элемент ленты 2, приводимой
двигателем 1, входит в замкнутую полость 3, в которой поддер-
живается пониженное давление, а затем в камеру конденсации
пара 8 Рабочее вещество силовой установки или другая
жидкость (если используется промежуточный теплообменник)
перемещается насосами 4 в направлении, 'Противоположном дви-
294
жению ленты. Охладившаяся жидкость поступает в насос и сно-
ва в камеру 8 через небольшие сопла 7. Пар и жидкость разде-
ляются при помощи центрифуг. Часть конденсата, собранного
в центрифугах, возвращается к реактору энергоустановки или
промежуточному теплообменнику, а часть вновь направляется
к ленте для охлаждения. Недостатком приведенной схемы явля-
ются большие потери рабочей жидкости, уносимой в результате
прилипания ее клеите.
Таблица 7.7
Характеристики материалов для радиационных теплообменников
Материал Температура плавления °C Коэффициент теплопровод- ности X (при 20° С) Вт/(м °C) Плотность е кг/мЗ X е
Алюминий 660 230 2700 0,0850
Магний 650 160 1900 0,0842
Бериллий 1280 150 1840 0,0815
Г рафит 3540 150 2250 0,0600
Медь 1083 367 8 390 0,0438
Высокопрочная нержа- веющая сталь 1400 19,6 7 660 0,00256
Титан 1800 17,3 4540 0,00381
Молибден 2600 13,6 10 220 0,00136
В табл. 7. 7 приведены основные характеристики конструкци-
онных материалов, которые можно использовать для изготов-
ления радиационных теплообменников. Как видно из таблицы,
алюминий и магний более пригодны для этих целей, чем медь.
Вероятно, алюминий станет основным материалом для низкотем-
пературных космических радиационных теплообменников. Мето-
ды получения сплавов этого материала обеспечивают достаточ-
ную экономию массы, возмещающую теоретическую выгодность
бериллия и магния. Для изготовления трубопроводов и ребер
приемлемы бериллий и магний, которые позволяют (создавать
наиболее легкую конструкцию радиационных систем. Наиболее
легкими по массе являются радиационные теплообменники, из-
готовленные целиком из алюминия.
Противометеоритная защита радиационных теплообменников
Метеориты могут пробивать стенки радиационных теплооб-
менников, вызывая течь или эрозию поверхности, изменяя ее
радиационные характеристики. Для предотвращения разруше-
295
ния теплообменников от ударов метеоритных частиц уязвимую
поверхность теплообменника разбивают на секции. В этом слу-
чае при повреждении заменяются только пробитые секции. При
конструировании необходимо обеспечить минимальную началь-
ную массу секционированного теплообменника при заданной
вероятности успешного завершения полета. Если теплообменник
собран из сравнительно тяжелых по массе и малоуязвимых сек-
ций, то его полезная площадь в конце полета будет примерно
такой же, как и в начале, и для компенсации возможных метео-
ритных пробоев начальная поверхность его должна быть не-
сколько больше необходимой для отвода заданного количества
тепла. Применение легких по массе секций создает большую ве-
роятность пробоя каждой секции, и в этом случае в начале
полета следует иметь большую избыточную поверхность, с тем
чтобы в конце полета располагать необходимой.
Вероятность р(п) того, что за время т на поверхности F, под-
верженной воздействию метеоритов, будет обнаружено п про-
боев, определяется выражением
(7.201)
где -ф—число сквозных пробоев за 1 с в материале толщиной
б (см) и площадью 1 м2:
ф = 10-126-ю/з^-ю/Зу 10 / 9( (7 202)
v — скорость метеоритной частицы в км/с;
k—постоянная (для алюминия k= 1,635, для стали k=
= 0,909).
Если в теплообменнике циркулирует жидкость, то допустимое
число пробоев должно быть равно нулю и
р(0) =ехр(—фЕт)
Толщина стенки 6, определяемая условием, что за время т на
поверхности F не будет обнаружено ни одного пробоя,
а__2,5-1О-4/гЛ3(Лт)3/10
~ [— In р (0)]3/1°
Это уравнение графически представлено на рис. 7.43.
Толщину стенки можно определить и другим способом. В ре-
зультате наиболее точных известных визуальных и фотографи-
ческих наблюдений получено следующее выражение для плотно-
сти метеорного вещества вблизи Земли:
IO5-/?!-1’34, I
где Л/ — количество метеорных частиц, проходящих через пло-
щадь 1 м2 за год;
т — масса частицы в г.
296
В свою очередь глубина проникновения в
стенку частицы
й = 1— /mrnQr/j ,
металлическую
(7.204)
где v — скорость частицы относительно мишени,
у — плотность материала мишени,
Н — удельная теплота испарения материала мишени вэрг/г
Рис 7 43 Зависимость толщины стенки 6 алюминиевого
(сплошные линии) и стального (пунктир) радиационного
теплообменника от площади теплообменника F и вероят-
ности избежать пробоя р(0) при продолжительности по
лета 1 год
Принимая скорость метеорной частицы 30 км/с, из послед-
них двух выражений получаем
/г=1,1 103(Q^)-1/3^-1М (7 205)
Для алюминия /i = 0,18 N~yi, т е алюминиевая обшивка тол-
щиной 0,6 см с поверхностью 100 м2 получит не более одной про-
боины за год
При расчете секционированных теплообменников (можно ис-
ходить из следующих общих положений Толщина стенки б, ко-
торую в состоянии пробить метеорная частица, пропорциональ-
на корню третьей степени из ее массы Увеличение частоты встреч
с метеорными частицами при уменьшении их размеров примерно
обратно пропорционально массе частицы Поэтому средняя ско-
рость выхода из строя единицы площади поверхности
v ~ тг1 ~ б-3
Минимальная начальная удельная масса на единицу поверх-
ности теплообменника без учета массы трубопроводов и ребер
г
, (7 206)
297
где FK — необходимая в конце полета площадь поверхности ра-
диатор а;
„ и Г < 1 l—1/з
П =— Ио1п —— ;
ns L s р(0) J
п —общее число секций;
ns — число секций, не получивших пробоя.
Зависимость величин ц от числа секций п для вероятности
избежать пробоя р(0) =0,999 приведена на рис. 7.44. Точка А,
в которой сходятся кривые, относится к случаю, когда нет ни
Рис. 7.44. Зависимость т)
от числа секций тепло-
обменника п для р(0)=
=0,999
Рис. 7.45. Зависимость от-
носительной толщины стен-
ки теплообменника б/бд от
числа секций п для р(0) =
=0,999
одной пробитой секции (или к несекционированному теплообмен-
нику). Зависимость относительной толщины стенки б/бд от чис-
ла секций ns для вероятности избежать пробоя р(0) =0,999 при-
ведена на рис. 7.45.
В выражении (7. 206) член FI;6 не зависит от степени секцио-
нирования и показывает, что при постоянном значении ц масса
единицы поверхности увеличивается с ростом величины этой по-
верхности и времени полета г. Таким образом, большие по пло-
щади теплообменники при значительной продолжительности
полетов будут подвержены пробою в случае как секционирован-
ной (п>1), так и несекциониров1анной конструкции. Секциониро-
вание обеспечивает максимальный потенциальный выигрыш при
полетах с большой вероятностью избежать пробоя. Так, при
р(0) =0,999 в случае применения 100 секций толщина стенки по
сравнению с ее значением для нес акционированного теплообмен-
298
ника и масса поверхности, не подверженной пробою, уменьшают-
ся в 16 р>аз (см. рис. 7.45). Интересно, что при) наличии 100 сек-
ций увеличить вероятность избежать пробоя р(0) от 0,9 до
0,999 можно путем увеличения массы поверхности, гарантирован-
ной от пробоя, на 14%, тогда как в случае несекционированной
конструкции необходимо увеличить соответствующую массу на
370%.
Однако секционирование с целью предотвращения метеорит-
ного пробоя выдвигает проблему, связанную с надежностью.
Теплообменник, разделенный на секции, с устройством для ли-
квидации пробоев и повреждений изоляции отличается сложно-
стью конструкции. Кроме того, устройства для восстановления
разрушенных поверхностей и различных дополнительных систем,
магистралей или трубопроводов утяжеляют установку. Целесооб-
разность секционирования существенно зависит от того, насколь-
ко успешно решены эти проблемы.
Сказанное выше относится к однослойной стенке, бомбарди-
руемой метеоритными частицами. При применении амортизато-
ров для противометеоритной защиты приведенными выше соот-
ношениями пользоваться нельзя. Амортизатор представляет со-
бой тонкую стенку, помещенную с наружной стороны
защищаемой поверхности. При соприкосновении с внешней'стен-
крй амортизатора метеоритные частицы взрываются и их энергия
гасится. Эффект торможения усиливается, если пространство
между амортизатором и защищаемой оболочкой заполнено сло-
ем волокнистого материала, например стеклянной ватой.
Радиационные характеристики поверхности теплообменников
Лучистая энергия, падающая на поверхность радиационного
теплообменника космического летательного аппарата, склады-
вается из прямого солнечного излучения, излучения Земли и от-
раженного Землей солнечного излучения. Поглощательная и из-
лучательная способность любого материала изменяется с изме-
нением длины волны. Поглощение и излучение электромагнитных
волн длиной менее 2 мкм происходит в результате изменения
энергии орбитальных электронов. Если на поверхности создать
сеть достаточно малых впадин, то поглощаться будет только
коротковолновое излучение. Отражение от поверхности может
быть зеркальным с углом отражения, равным углу падения, ил i
рассеянным согласно закону косинусов Ламберта, или может
иметь любую из нескольких промежуточных форм.
При нагревании окисляемых металлов спектральная избира-
тельность поверхности увеличивается вследствие того, что обра-
зовавшаяся окисная пленка препятствует отражению. Металли-
ческие окислы имеют относительно высокую отражательную спо-
собность в инфракрасной области спектра и довольно низкую
поглощательную пособность. Если окислы жаростойкие, то неко-
299
торые из них могут легко обеспечить отражательную способность
порядка 0,85 при 60—120° С (для низкотемпературных теплооб-
менников отражательная способность лежит в пределах 0,85—
0,9) На рис 7.46 показана, зависимость отражательной способ-
ности Д некоторых материалов от температуры
В качестве наружных покрытий могут оказаться перспектив-
ными также окись цинка, карбонат .магния, двуокись циркония,
Рис 7 46 Зависимость отражательной способности R
материалов от температуры
/—платиновая фольга в кварце 2—окись тория, 3—окись маг-
ния, 4—окись алюминия, 5—кварцевое стекло толщиной 2 мм,
6, 7—глина, 3—кварцевое стекло толщиной 5,9 мм, 9—силикат
циркония, /0—темный кварц, //—проводящее стекло, /2—пиро
Ксеновое стек по, 13—ка пьциевое стекло, 14, 15— стек по 16—прес
сованный ' графит с обработанной поверхностью, /7—карбит
кремния с 25% пластичной глины
окись меди, свинца, хрома и др Для чистых металлических по-
верхностей и длин волн более 2 мкм величину отражения пада-
ющей электромагнитной энергии с длиной волны % можно опре-
делить из выражения
1-0,365
где о — удельное сопротивление металла в Ом/мм
Увеличенную степень отражения можно получить от поверх-
ности из диэлектрического материала Варьируя слой металлов
с низкой и высокой отражательной способностью, можно полу-
чить хорошо отражающую поверхность Дополнительное отра-
жение обеспечивает белая окраска
В США в качестве радиационных покрытий используются
краски, состоящие из пигмента на силиконовой или акриловой
основе. Для белой краски, включающей Т1О2, тальк
300
[H3Mg3(SO4)3]4 и сульфид цинка, отражательная способность
приблизительно равна 0,85—0,87, а поглощательная 0,17—0,70
Воздействие излучения или элементарных частиц на материал
поверхности изменяет ее оптические свойства—излучательную
и отражательную способность — и разрушает материал Излу-
чательная способность ухудшается вследствие изменений, проис-
ходящих в кристаллической решетке или в аморфной структуре
покрытия, — перемещения атомов и возникновения электронные
колебаний
В высоком вакууме космического пространства материалы
покрытий испаряются с гораздо большей интенсивностью, чем
у поверхности Земли Существенное влияние на излучательную
и отражательную способность оказывает также интенсивное ис-
парение в высоком вакууме случайных подрытий — масляных
пленок и адсорбированных поверхностью молекул воды и возду-
ха Ультрафиолетовые лучи в космическом пространстве могут
вызвать некоторое пожелтение этого покрытия, которое может
увеличить поглощение на 15% или больше Для короткого перио-
да пребывания аппарата в космосе (1—2 мес) это не опасно
При более длительном пребывании должен применяться орга-
нический ультрафиолетовый поглотитель, который является как
бы защитной оболочкой для поверхности В настоящее время
в качестве такого поглотителя в США используется виниловая
оболочка Т-34Р Кроме того, разрабатываются новые типы по-
глотителей такого же вида, включающие железистую двухкар-
боксильную кислоту, гидрометилфениловый бензотриазол и гид-
ро мети лоб ензофен ол
Для регулирования потока энергии в многослойных оболоч-
ках могут использоваться материалы, общая отражательная спо-
собность которых меняется с температурой Например, нагретая
до 70° С пленка золота, испаряемая с поверхности вольфрамо-
вой нити в присутствии небольшого количества азота или кисло-
рода, пропускает около1 97% всего излучения с длиной волны
в пределах 2 мкм и только 20% излучения видимого спектра
При этих же условиях полированная медная поверхность спо-
собна отражать 75% видимого излучения и 98% инфракрасного
Таким образом, если бы пленка золота была нанесена на эту
поверхность, то отразилось бы 92% излучения с длиной волны
порядка 2 мкм и только 5% видимого излучения
Связь между оболочкой и лежащей ниже поверхностью дол-
жна быть надежной для передачи как усилий, так и тепла Если
имеется большое различие в коэффициентах расширения обоих
материалов, то термические деформации могут вызвать аварию
Поэтому появилась идея использовать промежуточную оболоч-
ку, коэффициент расширения которой лежит между двумя дру-
гими Но при повышении термического сопротивления контакта
наружной и лежащей ниже поверхности снижается излучатель-
ный эффект поверхности Так как космический радиационный
301
теплообменник может подвергаться большим тиковым тепловым
перегрузкам, то для него необходима упомянутая выше защитная
оболочка. Такой оболочной может быть высокоорганическая
пленка с низкой точкой кипения, испаряющаяся при нагреве теп-
лообменника.
Тепловой расчет радиационного теплообменника
Излучение Солнца приблизительно соответствует излучению
абсолютно черного тела с температурой около 6000 К. Поток
солнечной энергии характеризуется солнечной постоянной, ко-
торую за пределами земной атмосферы можно принять равной
So=14OO Вт/м2. Солнечная постоянная есть полная величина
(проинтегрированная по частоте) энергии солнечного излуче-
ния, падающего вне атмосферы на единицу площади за единицу
времени. Предполагается, что облучаемая площадка нормальна
к солнечным лучам и находится от Солнца на расстоянии одной
астрономической единицы длины, т. е. на расстоянии среднего
радиуса земной орбиты.
В общем случае 'количество солнечной энергии, воспринимае-
мой поверхностью космического летательного аппарата,
<7c=XS0J(/Fcos 6, (7.207)
где А — поглощательная способность поверхности аппарата
в области максимума энергии солнечного излучения;
F — площадь поверхности;
б—угол между солнечным лучом и нормалью к элементу
облучаемой поверхности аппарата.
Количество солнечной энергии, отражаемой Землей, харак-
теризуется величиной альбедо Земли В, которая представляет
собой отношение суммарного светового потока, отраженного
Землей, к полному потоку падающего на нее излучения; в сред-
нем можно принять В=0,4.
Предположение, что Землю можно рассматривать как диф-
фузный отражатель солнечного излучения, лишь приблизитель-
но отображает действительные условия. Несмотря на то что по-
верхность океанов отражает зеркально, основную часть в альбе-
до Земли составляет отражение падающего солнечного излуче-
ния атмосферой, главным образом облачным покровом. Отраже-
ние можно рассматривать происходящим не от некоторой четко
обозначенной границы, а непрерывно во всей атмосфере с мно-
гократным рассеиванием фотонов до и после отражения. Солнеч-
ная энергия, отражаемая Землей, имеет такой же спектральный
состав, что и прямые солнечные лучи.
Если предположить, что Землю можно рассматривать как
диффузно отражающий ш4р, то мощность падающего на аппа-
302.
рат отраженного1 Землей солнечного излучения q0 3 (можно вы-
разить следующим соотношением
70 з = — f -C-OsX С08ф^ , (7 208)
nJ Q2
где В — альбедо Земли,
X — угол между направлением на Солнце и нормалью
к элементу поверхности Земли,
ф— угол между нормалью к элементу (поверхности и от-
резком q (рис 7 47),
dS — элементарная площадка сферы единичного (радиуса
dS — sin 0 </0 dy,
, г cos fl —• 1
COS Ф =------------------------
T (r2 + 1 — 2r cos 9)1/2
cosX = cos0 cos0S4-Sin 0 sin 0S COS %
Q2 = r2-|- 1 — 2rcos0,
r /?3 + Я
Вз ’
2?3 — средний радиус Земли,
H — высота аппарата над поверх-
ностью Земли
После подстановки этих значений
в (7 208) получаем
Рис 7 47 К определению
интенсивности облучения
спутника отраженным излу
чением Земли
2SnB Г™ fm(r cos А — 1) (cos A cos + Sln A sin fls cos ?) sm fldflrf?
‘7o3— я J J (r2 + 1 — 2r cos 0)3/2
о 0
(7 2091
(индекс m означает максимальное значение углов)
Интегрирование уравнения (7 209) нужно проводить по по-
верхности, освещенной Солнцем и видимой с (рассматриваемого
элемента поверхности аппарата Пределы интегрирования по 0
и ср зависят от взаимного расположения освещенного Солнцем
полушария Земли и сферической «шапки», т е части земной по-
верхности, видимой с аппарата
Видимая с аппарата часть земной поверхности меньше по-
верхности, освещаемой Солнцем Если первая область полно-
стью лежит внутри второй, то интегрирование проводится ,по всей
видимой со спутника поверхности Если обе области совпадают
лишь частично, то интегрирование ведется по части поверхно-
сти, общей для обеих областей В случае же когда обе эти обла-
сти не пересекаются, отраженное солнечное излучение не попа-
303
дает на спутник. Таким образом, пределы интегрирования по
поверхности Земли определяются конкретными условиями вза-
имного расположения Солнца и спутника относительно Земли,
вследствие чего невозможно дать общие выражения для вычис-
ления этих пределов. К тому же в некоторых случаях зависи-
мость (7. 209) содержит интегралы, которые не берутся анали-
тически и требуют применения методов вычислительной матема-
тики.
Кроме того, по выражению (7. 209) определяется лишь поток
отраженного солнечного излучения на элемент поверхности спут-
ника. В связи с тем что форма поверхности спутника и радиаци-
онного теплообменника может быть самой разнообразной, опре-
деление полного количества тепла, поступающего к спутнику за
счет отраженного солнечного излучения, связано с дальнейшим
интегрированием выражения (7.209) по той части поверхности
спутника, которая воспринимает это тепло. Полное решение
этой задачи возможно' в общем случае лишь при использовании
электронных вычислительных машин.
Аналогичным образом получают зависимости для определе-
ния количества тепла, поступающего к спутнику за счет собст-
венного излучения Земли. Вследствие того что интенсивность
собственного излучения Земли в первом приближении принима-
ется равномерной по ее поверхности, расчетные формулы полу-
чаются более простыми.
При вынужденном движении рабочей жидкости в теплообмен-
нике условия невесомости не оказывают практического влияния
на теплообмен и коэффициент теплоотдачи от жидкости к стенке
может быть определен по обычным формулам (конвективного теп-
лообмена для турбулентного режима течения:
Nu = 0,023 Re°’8Pr°’4; (7.210)
Nu = 0,023 Re0’8 Pr0’33 (М0,36. (7.211)
\ Р-п /
В выражении (7.210) физические характеристики рабочей
жидкости принимаются при температуре ядра потока; в форму-
ле (7.211) определяющей является также температура ядра по-
тока ta, но вносится поправка на вязкость жидкости цст при тем-
пературе стенки tcv-
Влияние кривизны каналов на теплообмен учитывается эм-
пирическими поправочными формулами, например:
где ао — значение коэффициента теплоотдачи, полученное по
формулам без учета кривизны канала;
г и R — соответственно внутренний радиус и радиус кривиз-
ны трубы.
304
Если теплообмен в (радиационном теплообменнике сопрово-
ждается фазовым .превращением рабочей жидкости, то отноше-
ние коэффициента теплоотдачи при конденсации в условиях не-
весомости ак. н 'к коэффициенту теплоотдачи при конденсации
в поле силы тяготения ак. т можно выразить зависимостью
«к.н =/ 1 dp у/4
ак.т \ Q dx ’
dp g
где —----падение давления в трубе по длине х;
dx
о — плотность рабочей жидкости.
Коэффициенты теплоотдачи при конденсации в условиях неве-
сомости оказываются .меньшими, чем 1в обычном поле тяготения,
как это. видно из табл. 7. 8.
(7.212)
Таблица 7. 8
Отношение коэффициента теплоотдачи при конденсации
в условиях невесомости к коэффициенту теплоотдачи
при наличии силы тяготения
Теплоноси- тель (рабочая жидкость) Плотность жидкости при 316° С кг/м3 ак.н/«к .т
(dp/dx)=450 (dp/rfx)=1360 {dp!dx)=22IQ
Ртуть 12780 0,245 0,323 0,367
Сера 1690 0,407 0,530 0,608
Рубидий 1360 0,428 0,564 0,642
Натрии 871 0,478 0,628 0,717
Калий 790 0,490 0,648 0,736
Энергия, отводимая радиационным теплообменником с еди-
ницы поверхности, равна разности между излучаемой и погло-
щаемой энергией:
<7 = фе<тГ4 — АЕ,
где ф — угловой коэффициент;
е—степень черноты (излучательная способность) поверх-
ности;
о — постоянная Стефана — Больцмана:
о = 5,67• 10-8 Вт/(м2К4);
А — поглощательная способность поверхности;
Е— интенсивность падающего излучения.
На рис. 7. 48 показано изменение интенсивности отвода теп-
ла с единицы площади неоребренной поверхности теплообмен-
ника в зависимости от температуры этой поверхности для раз-
305
личных значений излучательной способности и двух значений
интенсивности падающего излучения — £'=0,514 и 0,0538 кВт/м2
(соответствуют минимально и максимально возможным значе-
Рис 7 48 Зависимость интенсивно
стн отвода тепла излучением q от
температуры поверхности радиацион
ного теплообменника при разных зна
чениях излучательной способности
Рис 7 49 Зависимость коэффнциен
та эффективности оребрения kv от
теплопроводности, длины и толщины
ребер
/—кривая для ребра длиной 51 мм, 2—кри-
вая для ребра длиной 102 мм
ниям интенсивности излучения, падающего на поверхность на
высоте 480 км над Землей) При построении трафика принято,
что излучательная способность равна поглощательной, а угло-
вой коэффициент ф равен единице Сплошные линии построены
F/Q,mz/kBt
Рис 7 50 Кривые за виси
мости коэффициента эффек
тивности оребрения kv от
температуры
/—для алюминиевого ребра тол
щиной 6—2 5 мм, 2—0=1,5 мм,
3—6=1 мм 4—для стального
ребра толщиной 6=2 5 мм, 5—
6=2 мм 6—6 = 1 мм
Рис 7 51 Зависимость удельной пло
щади излучающей поверхности от ее
температуры
для £ = 0,514 кВт/м2, пунктирные —
для £ = 0,0538 кВт/м2
Интенсивность теплоотвода с оре-
бренной трубчатой поверхности
можно рассчитать, умножая значение интенсивности теплоот-
вода с неоребренной поверхности на коэффициент эффек-
306
тивности оребрения fep. Этот коэффициент определяется как от-
ношение количества тепла, отводимого серебренной поверхности,
к 'количеству тепла, отводимого с равной площади неоребренной
поверхности, температура которой равна температуре у основа-
ния ребра. На рис. 7.49 и 7- 50 приведены значения коэф-
фициента эффективности оребрения в зависимости от теплопро-
водности ребер, их длины / и толщины б при различных темпе-
ратурах. Удельная площадь излучающей поверхности, т. е.
площадь, отнесенная к 1 кВт отдаваемой мощности, в основном
определяется температурой, которую в первом приближении
можно принять равной температуре рабочей жидкости, и в мень-
шей степени, особенно при низких температурах, зависит от ко-
эффициента теплоотдачи между жидкостью и стенкой теплооб-
менника (рис. 7.51).
ГЛАВА VIII
РАСШИРИТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
СИСТЕМ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
8.1. ТУРБОХОЛОДИЛЬНИКИ
Конструкции турбохолодильников
Турбохолодильник представляет собой газовую турбину,
в которой внутренняя энергия газа при расширении преобразу-
ется в механическую работу При наличии источника сжатого
воздуха для понижения температуры кабинного воздуха исполь-
зуют адиабатное расширение, имеющее значительные преимуще-
ства перед другими способами охлаждения
На малых высотах, где не требуется наддува кабины, но не-
обходимо охлаждение, энергию сжатою воздуха можно цели-
ком использовать для охлаждения. Для этого воздух, подавае-
мый кабинным нагнетателем, охлаждается до предела в тепло-
обменнике и затем направляется в турбохолодильник. По мере
подъема на высоту потребность в охлаждении уменьшается,
а необходимость в наддуве возрастает, и для охлаждения ис-
пользуется лишь часть энергии сжатого воздуха На некоторой
высоте потребность в охлаждении может исчезнуть, и в этом слу-
чае весь сжатый воздух используется для наддува кабины
Турбины® зависимости от количества ступеней делят на одно-
и многоступенчатые. Ступень турбины может эффективно рабо-
тать при определенном соотношении между скоростью, с кото-
рой газ выходит из сопловых каналов, и окружной скоростью на
рабочих лопатках.
По принципу работы турбины можно разделить на активные
и реактивные. В активной турбине давление газа полностью из-
меняется в сопловом аппарате. На лопатках колеса, таким обра-
зом, газ не расширяется, а только изменяется его скорость
в результате превращения кинетической энергии в механическую
работу В реактивной турбине в сопловом аппарате происходит
лишь частичное расширение газа. При этом давление газа изме-
няется от начального р0 до какого-то промежуточного рь Даль-
308
нейшее расширение газа, сопровождающееся уменьшением дав-
ления от р, до давления за турбиной р2, происходит в каналах
колеса
Цри больших степенях расширения газа вследствие относи-
тельно меньших скоростей его в сопловом аппарате и лопатках
колеса кпд реактивной турбины несколько выше, чем актив-
ной Однако в реактивных турбинах необходима разгрузка коле-
са от осевых сил, возникающих за счет разности давлений
Pi — р2 по обе стороны колеса, что усложняет конструкцию тур-
бохолодильника*
Рис 8 1 Конструкция турбохолодильника радиального типа
/—воздушный канал, 2—фитиль 3, 12—корпусы 4—корпус подшипника,
5—вентилятор 6—конфузор 7—диафрагма 8—подшипник 9—пружина,
10—вал, //—сопловой венец 13—фланец, /-/—диск турбины
Турбохолодильник радиального типа (рис 8 1) состоит из
двух основных частей — турбины и вентилятора, закрепленных
на общем валу, вращающемся на двух шариковых подшипниках
Основными деталями турбохолодильника являются корпус тур-
бины, корпус подшипников, сопловой венец, диск турбины, вен-
тилятор, вал и диафрагма
Корпус 12 отлит из алюминиевого сплава и имеет входной
патрубок для подвода горячего воздуха к соплам турбины и вы-
ходной — для отвода охлажденного воздуха В корпусе 3, также
отлитом из алюминиевого сплава, расположен корпус подшипни-
ков 4, отверстия в корпусе предназначены для смазки и охлаж-
дения подшипников 8 Сопловой венец 11 служит для преобразо-
вания потенциальной энергии сжатого воздуха в кинетическую,
а диск турбины 14 — для преобразования кинетической энергии
309
воздуха в .механическую работу Вентилятор 5 снимает мощ-
ность, развиваемую ротором турбины, отдавая ее наружному
воздуху, засасываемому через конфузор 6 Вращающиеся части
закреплены на валу 10 и. образуют ротор турбохолодильника
Диафрагма 7 предназначена для крепления корпуса подшипни-
ков к корпусу турбины Фланец 13 уравновешивает давление по
обе стороны диска турбины и устраняет действие осевых нагру-
зок на подшипник при изменении давления воздуха в кабине
Рис 8 2 Конструкция турбохолодильннка осевого типа
1—‘корпус турбины 2—обтекатель, 3—уплотнение 4—подвод воздуха
5—подшипники, 6—фитиль, 7—корпус подшипников, 8—пружина,
9—уплотнение, Z0—конфузор, //—вал, /2—вентилятор, /3—турбинное
колесо
Воздух для охлаждения подшипников подводится по каналам,
расположенным вдоль корпуса подшипников Охлаждающий воз-
дух засасывается через щель между улиткой и вентилятором
Атмосферный воздух после прохождения по каналам 1 и охлаж-
дения подшипников выбрасывается снова в атмосферу На валу
10 со стороны подшипников турбины и вентилятора установлена
пружина 9, предназначенная для устранения осевого люфта под-
шипников Масло заливается через пробку в корпус, из которого
подается по фитилю 2 на вал турбины и далее направляется
к подшипникам Турбина по конструкции одноступенчатая
На рис 8 2 приведена конструкция турбохолодильника осе-
вого типа Турбохолодильник может устанавливаться отдельно
от воздухо-воздушного теплообменника или вместе с ним В по-
следнем случае они образуют турбохолодильную установку, или
турбохолодильный агрегат (рис 8 3) Горячий воздух от ком-
прессора двигателя поступает через воздухопровод 3 к дроссельной
310
заслонке 2, которая открывается регулятором степени расшире-
ния 4 с дроссельным механизмом 1, и проходит через .воздухо-
воздушный теплообменник 6,
атмосферным воздухом 5
Затем охлажденный воз-
дух поступает на сопла
турбины турбохолодиль-
ника и далее на лопатки
турбины 10, где в процес-
се расширения оконча-
тельно охлаждается и че-
рез выходной патрубок У
направляется в кабину
Засасываемый вентилято-
где предварительно охлаждается
ром 11 турбохолодильнй-
ка наружный воздух про-
ходит через теплообмен-
ник и выбрасывается в
атмосферу через патру-
бок 8 Дроссельный меха-
низм автоматически под-
Рис 8 3 Схема турбохолодильной уста-
новки
/—дроссельный механизм 2—дроссельная заслон-
ка, 3—воздухопровод 4—регулятор степени рас-
ширения, 5—атмосферный воздух 6—воздухо воз-
душный теплообменник, 7—трубка для подвода
давления в кабине к дроссельному механизму,
S—выходной патрубок 9— выходной патрубок
10—турбина //—вентилятор
держивает заданное дав-
ление воздуха на турбине в необходимых пределах Степень от-
крытия заслонки 2 определяется разностью давлений в воздухо-
проводе 3 и кабине, с которой соединяется одна из полостей
дроссельного механизма при помощи трубки 7
Характеристики турбохолодильников
Основными параметрами, характеризующими работу турбо-
холодильника, являются
—• коэффициент полезного действия,
— температурный перепад в турбохолодильнике,
— расход воздуха через турбохолодильник,
— показатель политропы расширения,
— частота вращения ротора
Коэффициент полезного действия турбохолодильника Под
кпд турбохолодильника понимают отношение работы, совер-
шаемой реальным турбохолодильником, к работе, совершаемой
идеальным турбохолодильником при той же степени расширения
Пусть состояние воздуха, подводимого к турбине, определяет-
ся давлением р0, теплосодержанием ta и скоростью Со При выхо-
де из турбины эти же параметры обозначим соответственно р2,
i2, с2 Полная энергия 1 кг таза на входе в турбину
+ ± (8 1)
311
и за турбиной
4n — 4 + (8-2)
Процесс расширения газа в идеальном турбохолодильнике
происходит адиабатно, т. е. без теплообмена с окружающей сре-
дой.
Работа идеального турбохолодильника
/с2 с2 \
•^О^^Оп ~ г"2п)==(го“ ^2) ”2”/ (8’3)
Если пренебречь вторым слагаемым правой части уравнения
(8. 3), то для адиабатного процесса получаем
L \ Рй J
или
(8-4)
(8.5)
где л —степень расширения воздуха в турбохолодильнике.
Если реальный турбохолодильник совершает работу L, то его
к. п. д.
(8.6)
Lo
Так как в течение всего процесса удельная теплоемкость ср
практически постоянна, то температура газа вполне определяет
его теплосодержание: i = cpT. Поэтому вместо диаграммы i — S
обычно используют диаграмму Т — S. В силу несовершенства
реального процесса расширения энтропия в этом процессе не бу-
дет оставаться постоянной, а несколько возрастет. Конечная точ-
ка процесса при прежнем конечном давлении р2 переместится
в Т — S диаграмме по изобаре вправо, и температура воздуха на
выходе Т2 будет выше температуры Т2, соответствующей адиа-
батному расширению. Работа, совершаемая в реальном про-
цессе,
L = i0—i2. (8.7)
Следовательно, к. п. д.
;0— z( т0 — т'9 дт
П=——L = 2 = (8.8)
/о Т0-Т2 ьтал v
где АТ и ДТад — соответственно понижение температуры при ре-
альном и адиабатном процессах расширения.
312
Температура воздуха на выходе из турбохолодильника соглас-
но (8. 8)
Г;=-7’0-П(7’0-Га)=Г0-т1 (8.9)
ср
и действительный перепад температур
= А •
ср
Расход воздуха через турбохолодильник определяется сте-
пенью расширения воздуха, его начальной температурой, давле-
нием, площадью проходного сечения сопел и вычисляется по
формуле
где Fc—площадь сечения сопел;
р\ — давление за соплами.
Формула (8 10) справедлива при — < 1,89 (или при
Pi
— >0,53) , при большем значении этого отношения следует
Ро /
пользоваться формулой для сверхкритического истечения
Q _____ ^еРп
сек 24,8 VTq ‘
(8.11)
Холодопроизводительность турбохолодильника определяется
по формуле
Q=cpG(t0-f2'). (8.12)
Холодопроизводительность данного турбохолодильника при
заданных значениях po/pi и G зависит от его к. п. д, так как раз-
ность температур t0 — 4' является функцией к. п. д.
Показатель политропы. Процесс расширения воздуха в турбо-
холодильнике является политропным с показателем политропы
1,4>п>1. При политропном процессе работа расширения ча-
стично осуществляется вследствие изменения внутренней энергии
газа и частично за счет подведенного извне тепла. К. п. д. про-
цесса расширения при постоянном отношении давлений опреде-
ляется показателем политропы. При адиабатном расширении
при политропном
й-1-l
т0-т'2=т0
(8. 13)
(8.14)
313
Отсюда нетрудно получить зависимость между к. п. и по-
казателем политропы
л—1
l-l-p-
(8-15)
!_ / *
\ Ро /
Согласно формуле (8.15) при адиабатном процессе расши-
рения к. п. д. турбохолодильника т] = 1, а ПРИ изотермическом
г]=0. Так как степень расширения не оказывает существенного
влияния на зависимость т]=/(п), то эффективность процесса мо-
жет быть оценена любым из параметров — г) или
определять показатель политропы из соотношения
и давлений в политропном процессе:
, п-1
, Т2_( Р^\ П
То \Ро)
откуда
/г=-------т-—г— .
t ig (^Ао)
<g (?м
п. Удобнее
температур
(8.16)
(8.17)
Газодинамика турбохолодильников
Теория и расчет турбохолодильников основываются на урав-
нениях газодинамики—неразрывности, 1иол,ичества движения,
моментов количества движения и энергии.
В соответствии с уравнением неразрывности при установив-
шемся течении массовый расход газа в единицу времени через
любое поперечное сечение потока есть величина постоянная:
FoQoCq П = -Г2б2с2 п> (8.18)
где сОп — нормальная составляющая скорости в данном сече-
нии 0 проточной части турбины;
С2П—нормальная составляющая скорости в данном сече-
нии 2 проточной части турбины.
Уравнение неразрывности применяется для определения про-
ходных сечений проточной части при конструктивном расчете
турбохолодильника, а также для определения расходов воздуха
при проверочных расчетах. При этом движение воздуха в ступе-
ни турбины принимается одномерным и установившимся.
Согласно закону количества движения изменение количества
движения тела за некоторый промежуток времени равно импуль-
су равнодействующей всех внешних сил, приложенных к телу,
314
за то же время. Применяя этот закон для движения газа между
произвольными сечениями 0 и 2 в установившемся течении, по-
лучаем'
-Й=='бсек(с2 — со), (8.19)
где R—главный вектор внешних сил, действующих на рас-
сматриваемый объем газа;
Ссек — секундный расход газа;
С2 и со — соответственно усредненные скорости в сечени-
ях 2 и 0.
Следовательно, при установившемся движении газа главный
вектор внешних сил, действующих на рассматриваемый объем
газа, ограниченный некоторой поверхностью, равен разности
между секундными количествами движения газа, вытекающего
из данного объема через эту поверхность и втекающего в этот
объем через ту же поверхность.
В соответствии с законом моментов количества движения
производная по времени от момента количества движения си-
стемы материальных точек относительно произвольной оси равна
главному моменту внешних сил относительно той же оси. Урав-
нение моментов количества движения важно, в частности, для
расчета ступени радиальной турбины. Это уравнение для уста-
новившегося течения газа можно написать в виде
Л1 = GceK (C2u^2 Cflufo), (8.20)
где М —главный момент внешних сил, действующих иа
рассматриваемый объем газа;
Ciu, Сои — соответственно тангенциальные составляющие
скорости потока, перпендикулярные радиусам
вращения г2 и г0 (т. е. проекции скоростей с2 и со
на эти направления).
В соответствии с законом сохранения энергии
_с2
±Q±L = cp(T2-T0') + ^^, (8.21)
где Q и L — соответственно внешнее тепло и работа;
Т, с — температура и скорость в сечениях 2 и 0.
Таким образом, подведенное извне тепло и работа затрачи-
ваются на изменение теплосодержания и кинетической энергии
газа. При Л = 0, что характерно для теплообменников,
в турбинах и компрессорах Q = 0, вследствие чего
315
Полная энергия газа- в сечении О
СО
+ (8-22)
где ГОо — температура заторможенного потока в сечении 0.
Для турбинной ступени (Q = 0)
Д = ср(7’м-7,О2). (8.23)
В случае Д = 0
?02 = ^по-
следовательно, чтобы снизить температуру заторможенного
потока, необходимо отвести от него энергию ib виде механиче-
ской работы. Поскольку для воздуха ср=ЮО5 Дж/(кг-°С), то
температура торможения
fry _т I V
00 ~~ 0 ' 2010’
Преобразование энергии в сопловом аппарате
При расчете соплового аппарата определяют скорость исте-
чения воздуха из сопел, их проходные сечения, число сопел при
заданных значениях расхода воздуха, степени расширения и на-
чальной температуры.
Полагая процесс истечения из сопел обратимым, т. е. считая,
что все теплосодержание преобразуется в кинетическую энергию
потока, можно определить теоретическую скорость истечения по
известной из термодинамики формуле (считая Со=О)
»-г
(8. 24)
или для воздуха
С11=1,4/уГу (8.25)
Скорость С1т может быть также выражена через параметры
потока р0 и v0'.
(8. 26)
Реальное течение газа в соплах сопровождается потерями,
из-за которых истинная скорость истечения из сопла оказывает-
ся меньше теоретической. Это уменьшение скорости учитывают
обычно с помощью опытного коэффициента <р< 1:
Ci — <pCjT.
(8.27)
316
Иногда потери энергии в соплах учитывают с помощью ко-
эффициента потерь связывая его с располагаемым теплопере-
падом в сопле
Д/г^/^ИФ-Й)- (8.28)
Связь между коэффициентом скорости <р и коэффициентом
потерь энергии | выражается соотношением
£=1 — ф2,и ф= J, 1 —
При дозвуковом течении сопло должно быть суживающимся,
а при сверхзвуковом—расширяющимся, т. е. форма сопла дол-
жна соответствовать рабочей степени расширения.
В турбохолодильнике сопла обязательно должны иметь косой
срез, где происходит дальнейшее расширение струи от давления,
равного критическому, до давления, меньшего критического, за
выходной плоскостью сопла. При этом скорость истечения возра-
стает от скр до Ср Таким образом, косой срез действует как рас-
ширяющееся сопло, и сечение струи в нем увеличивается. Это
позволяет при степенях расширения, непревышающих 3—3,5, что
характерно для авиационных турбохолодильников, отказаться от
сопел Лаваля. Суживающиеся сопла хорошо работают при
переменном режиме, тогда как в расширяющихся соплах сильно
возрастают потери при условиях работы, отличных от расчетных.
При закритическом расширении в косом срезе струя несколько
отклоняется от оси сопла, что приводит к увеличению потерь.
Поэтому сопло следует выбирать так, чтобы угол отклонения
чтруи не превышал 3—5°, как это принято для газовых турбин.
Для определения необходимого проходного сечения сопел сле-
дует пользоваться формулой (8. 10) или (8. 11), решая их относи-
тельно Fc.
Для расчета соплового аппарата могут быть использованы
газодинамические функции. Теоретический массовый расход га-
за через сопло
Gt = ^'c^1tQ1Tj
действительный расход меньше теоретического:
бсек=СтЦс, (8.29)
где цс — коэффициент расхода; цс< 1- Поэтому
Fc= °сек . (8.30)
317
Теоретическая скорость истечения может быть выражена че-
рез критическую скорость и газодинамические функции
Г 1т МрМр’
„ _ /’l _ РОО^ (Мт)
1Т Л'Г00Т(к1г) ’
^==^1/^
I/ k + 1
Тогда
________________^сек__________________
, - / 2 п, Роо л (М/)
1/ ГТ7 Тоо г,,т ~ гП- .
у К + 1 '00 *Щ1)
(8 31)
(8 32}
(8 33)
(8 34)
Если числитель и знаменатель последнего выражения умно-
жить на [(& -J-1 )/2]6-1, то с учетом
1
А л_(1и) lk±W-' (8 35)
к г (МО \ 2 / v ™ v 7
получим
Fc = ffceKp%0_, (8 36)
тРооМ (МО
где
Для воздуха т = 0,0404
В критическом сечении сопла q(^\t) = 1 и поэтому
___ Дсек J^Pqq
скр~ 0,0404poofzc ’
(8 37)
где роо дано в Н/м2
Преобразование энергии в каналах рабочих лопаток
Схема проточной части активной ступени турбины и измене-
ние скоростей в ней приведены на рис 8 4 Газ поступает в соп-
ла со скоростью с0 при давлении р0 и выходит из соплового ап-
парата с абсолютной скоростью Ci под углом оц к плоскости вра-
щения рабочего колеса Относительная скорость щ1( с которой
газ входят на рабочие лопатки, определяется как геометрическая
разность скорости Ci и скорости вращения рабочих лопаток и
Скорости ci, и и wi образуют входной треугольник скоростей
318
Так как в активной ступени турбины газ в каналах рабочих
лопаток не расширяется, то при отсутствии потерь в лопаточном
аппарате 0У1 = ау2, т. е. относительная скорость входящего газа
равна скорости выходящего. При этом живое сечение межлопа-
точных каналов должно оставаться постоянным по пути движе-
ния газа. Скорость w2 направлена под острым углом 02 к пло-
Рис. 8.4. Схема проточной
части активной ступени тур-
бины:
I—сопловой аппарат; II—рабо-
чее колесо турбины
Рис. 8. 5. Схема проточной ча-
сти реактивной ступени тур-
бины
скости вращения рабочего колеса. Направление этой скорости
определяется в основном углом наклона выходных кромок рабо-
чих лопаток.
Абсолютная скорость выхода газа из рабочих лопаток мо-
жет быть определена по треугольнику скоростей на выходе пу-
тем (сложения вектора относительной скорости w2 с вектором ок-
ружной скорости и.
Характер изменения скоростей в реактивной ступени турби-
ны приведен на рис. 8.5. Так как в зазоре между сопловыми
и рабочими лопатками давление больше, чем за рабочими ло-
патками, то в последних газ расширяется, вследствие чего ско-
рость w2 становится больше (соответствующей входной скоро-
сти tt>i.
319
Скорости газа на рабочем колесе. При определении скоростей
на рабочем колесе будем считать известными частоту вращения
рабочего колеса п или угловую скорость со, наружный и внутрен-
ний радиусы рабочего колеса R\ и Ri, скорость истечения газа
из сопла С\ и угол щ. По заданной скорости вращения п (или
угловой скорости со) находим окружную скорость рабочего коле-
са на наружном радиусе диска Rx:
. (8,38)
60
Из треугольника скоростей на выходе из сопла определяем
относительную скорость потока на входе в канал рабочего ко-
леса:
=-Д-и2 — 2i\u cos ar (8.39)
Для безударного входа направление оси канала между рабо-
чими лопатками в месте входа потока должно совпадать с на-
правлением относительной скорости W\. Следовательно, угол на-
клона оси канала определяется формулой
sin [\= — sin ax (8.40)
W(
или
tg = —ci sin a.i----------------------. (8.41)
Cl COS tt( — ZZ1
Треугольник скоростей на выходе из канала строится так же,
как и на входе, с той лишь разницей, что определению подлежит
абсолютная скорость на выходе с->. Считая угол р2 заданным,
определим абсолютную скорость на выходе:
с2 = |/"и>2+ «2 — 2zz.2w2 cos Д. (8.42)
Скорость на выходе
(8.43)
Относительная скорость газа на выходе из канала рабочего ко-
леса радиальной турбины. Для определения относительной ско-
рости газа в момент выхода из рабочего канала радиальной
турбины воспользуемся теоремой о кинетической энергии в от-
носительном движении:
(8.44)
где w 1 и ау2 — соответственно относительная скорость газа в мо-
мент входа в колесо и выхода из него,
Ri и /?2— соответственно наружный и внутренний радиусы
колеса.
320
Следовательно, относительная скорость выхода газа из кана-
ла (радиус Д2)
w 1 — Ui-j-ul. (8.45)
Таким образом, относительная скорость w уменьшается, если
газ движется от периферии колеса к центру. Этим объясняется
выбор радиальной турбины. Действительно, в осевой турбине,
если пренебрегать потерями на трение при движении частицы
Wi = m>2, в радиальной ®i>®2. Кроме того, в осевой турбине
Ui = u2, а в радиальной и2<Мь Поэтому если в осевой турбине
|ci | = | С21, т. е. меняется только направление абсолютной скоро-
сти, то в радиальной |сг| < |ci|, т. е. абсолютная скорость не
только изменяется по направлению, но и убывает по величине.
Как показано ниже, энергия, передаваемая палу турбины, про-
порциональна разности квадратов абсолютных скоростей на вхо-
де в канал колеса и на выходе из него, и, следовательно, эта
энергия возрастает с уменьшением абсолютной скорости на вы-
ходе с2 Таким образом, при прочих равных параметрах с ра-
диальной турбины можно снять большую энергию, чем с осевой.
Потери энергии в турбохолодильнике
При течении газа в турбохолодильнике происходят потери
энергии газа во входном и выходном патрубках, в лопаточных
решетках соплового аппарата и рабочего колеса, вследствие
утечки воздуха в зазоры, от трения диска, вследствие парциаль-
ного подвода 'воздуха и обусловленные выходной скоростью.
Потери энергии во входном и выходном патрубках. Форма
входного патрубка (улитки) в ряде случаев определяется местом
расположения турбохолодильника на летательном аппарате.
Аэродинамически несовершенная форма улитки вызывает непра-
вильное течение газа в сопловом аппарате, в результате чего вы-
ходная скорость его для одной группы сопел будет меньше рас-
четной, а для другой — больше. Для уменьшения потерь вход-
ной патрубок выполняют в виде конфузора. Выходные патрубки
обычно цилиндрические. В турбохолодильниках осевого типа за
лопатками устанавливают обтекатель, уменьшающий резкое рас-
ширение газа.
Потери энергии в лопаточных решетках. Потери в решетках
делятся на профильные и концевые Профильные потери связа-
ны с обтеканием решетки лопаток плоскопараллельным потоком
и с трением о поверхность обтекаемого профиля В профильные
потери не входят потери на концах лопаток, где поток имеет
пространственный характер Эти дополнительные потери назы-
ваются концевыми.
При обтекании лопатки потоком газа в пограничном слое воз-
никает градиент скорости, обусловливающий потери кинетиче-
ской энергии вследствие трения соседних слоев газа. Подтормо-
11 18(7
321
женный поток пограничного слоя, сбегая с лопатки, образует
вихревой кромочный следе неравномерным полем скоростей. По
мере удаления от выходных кромок лопаток поле скоростей вы-
равнивается, и этот процесс 'выравнивания сопровождается поте-
рями кинетической энергии, которые называются кромочными.
Для уменьшения указанных потерь необходимо уменьшать тол-
щину задней кромки лопаток, однако это связано с технологи-
ческими трудностями и с опасностью появления эрозии.
Профильные потери слагаются, таким образом, из потерь на
трение и кромочных. Величина профильных потерь в значитель-
ной мере зависит от распределения давления на профиле лопат-
ки. Характер распределения давления на профиле лопатки опре-
деляется формой профиля, шагом решетки, углом атаки потока
и т. д.
Профильные потери в решетке учитываются коэффициентом
£п=1-фп, (8.46)
где фп — коэффициент скорости при обтекании решетки плоско-
параллельным потоком.
При прочих равных условиях величина профильных потерь
является функцией числа Re потока:
Re = —, (8.47)
V
где b—хорда профиля, т. е. расстояние между концами его
средней линии (
С увеличением числа Re до некоторого значения профильные
потери уменьшаются, а затем практически не зависят от него.
Концевые потери связаны с конечной длиной лопаУок. В эти
потери входят потери на трение газа о торцовые поверхности,
ограничивающие канал, и потери, связанные с затратой энергии
на образование вторичных течений. В пограничном слое на тор-
цовых поверхностях лопаток под влиянием разности давлений
газ перетекает с вогнутой поверхности одной лопатки на выпук-
лую поверхность соседней лопатки. Взаимодействие продольных
и поперечных токов газа создает сложное течение с закрученны-
ми профилями скоростей. В том случае когда между торцом ло-
патки и ограничивающей поверхностью имеется радиальный
зазор, газ перетекает через этот зазор по направлению от вогну-
той к выпуклой поверхности одной и той же лопатки.
Абсолютная величина концевых потерь мало зависит от вы-
соты лопаток, а относительная изменяется обратно пропорцио-
нально их длине. При малой длине лопаток трудно отделить кон
цевые потери от профильных. Поэтому концевые потери учиты-
вают обычно при — >4, где а — ширина канала при выходе из
ь
решетки. Концевые потери возрастают также с увеличением от-
322
носительного шага лопаток и с ростом степени изогнутости про-
филя лопаток.
При расчетах турбохолодильников значения потерь принима-
ют по кривым, полученным в результате продувок. Если такие
данные отсутствуют, то эти потери оценивают, пользуясь коэф-
фициентом ф]. Полные потери в лопаточных каналах, состоящие
из профильных £п и концевых потерь £к, характеризуются коэф-
фициентом
£1 = £п+£к- (8.48)
Коэффициент связан с коэффициентом скорости соотноше-
нием
gi = l ~<Р12. (8.49)
Для турбохолодильников малых размеров дц =0,94-0,92, сред-
них размеров ф1 = 0,924-0,94.
Потери энергии вследствие утечек. Потери энергии вследствие
утечек, занимающие основное место в балансе всех потерь, раз-
деляются на две основные группы: утечки через наружные уп-
лотнения и утечки через внутренние осевые и радиальные за-
зоры.
Величина утечек через внутренние осевые и радиальные за-
зоры определяется относительной величиной зазоров:
Gyl=/(j-)’ (8-5°)
где б — абсолютная величина зазора;
I — длина лопатки.
Обычно в турбохолодильниках 6 = 0,24-0,25 мм, / = 54-8 мм
и 8/1 х 0,04 4- 0,06.
Величина утечки газа через периферийный осевой зазор при
отсутствии радиальных уплотнений определяется из соотно-
шения
(8.51)
3 3 V
где fy = ndf) — площадь живого сечения зазора;
v — удельный объем воздуха на выходе из зазора при
адиабатном расширении от давления перед ло-
паткой до давления за лопаткой (принимается,
что давление после зазора равно давлению за
ступенью);
ст — теоретическая скорость истечения газа из кольце-
вой щели;
ц •—коэффициент расхода; ц=0,64-0,8.
11*
323
Так как теоретическая скорость истечения газа из кольцевой
щели определяется формулой
ст== 1,4 JZq'Zio,
(8. 52)
где q' — степень реактивности в периферийном сечении сту-
пени;
Ао' —тепловой перепад б ступени в Дж/кг,
то
— 1,4]Ле'/го.
J V
(8. 53)
Утечки газа через лабиринтное уплотнение определяются по
формуле Стодола
о 2
ZPiVi
(8.54)
где pi и р2—соответственно давление перед ,и за уплотнением;
г — число щелей в уплотнении.
Скорость газа в щелях лабиринтного уплотнения меньше кри-
тической, за исключением последней щели, в которой может воз-
никнуть и большая скорость. Формула (8. 54) применима при
условии, что в уплотнении не возникает критической старости,
в том числе и в последней щели.
Потери энергии от трения диска. Потери энергии вследствие
трения диска об окружающей газ определяются по формуле
(8. 55)
где и — окружная скорость, соответствующая среднему диамет-
ру диска (по середине высоты лопаток);
k — эмпирический коэффициент;
q — плотность;
d — диаметр диска.
В турбохолодильниках эта потери на трение невелики.
Потери энергии вследствие парциального подвода воздуха.
Потери энергии, связанные с парциальным подводом воздуха,
возникают потому, что часть рабочих лопаток колеса турбины,
расположенных вне области подвода газа из сопел, при вращении
в газовой среде производит вентиляционную работу, уменьшая
полезную энергию, передаваемую на вал.
324
Потери на трение и вентиляцию обычно рассматривают
вместе:
7Vt.b=[1,1£>cp + O,61(1 - е)£)ср/л’5] ^)3еср, (8.56)
где £>Ср — средний диаметр диска;
е — степень парциальности;
/л —высота лопатки;
Qcp —средняя плотность.
Потери энергии, обусловленные выходной скоростью. При вы-
ходе из рабочих каналов турбинного колеса газ Обладает абсо-
лютной скоростью с2 и, следовательно, кинетической энергией hB,
которая для турбохолодильника является потерянной:
Температура газа на выходе из турбохолодильника в этом
случае выше, чем при расширении до нулевой скорости, на вели-
чину
ДГ=Ж (8.57)
Аэродинамический и тепловой расчет
турбохолодильников
Работа турбохолодильника в значительной степени опреде-
ляется способом наддува кабины. При наддуве от компрессора
самолетного двигателя работа турбохолодильника определяется
режимом работы двигателя. При наддуве с использованием ско-
ростного напора забортного воздуха работа турбины опреде-
ляется скоростью и высотой полета летательного аппарата.
Так как давление в точке отбора от компрессора двигателя
или в диффузоре воздухозаборника меняется в зависимости от
высоты и скорости полета в очень широких пределах, то в си-
стеме кондиционирования устанавливают ограничитель давления
или сетевой регулятор давления. Давление за турбохолодильни-
ком в большинстве схем кондиционирования примерно равно
(отличается только на величину сопротивления воздухопрово-
дов) давлению в кабине.
В результате теплового расчета кабины определяются требуе-
мые расход и температура подаваемого воздуха. Температура
воздуха за турбохолодильником принимается постоянной. Дав-
ление воздуха в кабине определяется принятым законом его из-
менения по высоте полета.
По величине давления воздуха перед и за турбохолодиль-
няном определяют адиабатный перепад температур водуха и по
325
действительному перепаду температур находят к. п. д. турбохо-
лодильника для различных .высот полета,
В качестве расчетного принимают такой режим (работы тур-
бохолодильника, при котором величина к. п. д максимальна.
Режим работы турбохолодильника необходимо согласовать с ра-
ботой его тормозного устройства, обеспечивающего необходимую
частоту вращения турбины. В большинстве случаев применяют
воздушные тормозные устройства, из которых наиболее простым
является центробежный вентилятор.
До некоторой высоты полета давление на входе в турбину,
ограничиваемое сетевым регулятором или ограничителем давле-
ния, сохраняется постоянным; давление же на выходе из турбо-
холодильника р2 в зависимости от принятого закона изменения
давления в кабине сохраняется постоянным или уменьшается.
При этом температура! воздуха понижается, расход его поддер-
живается примерно постоянным. Располагаемый адиабатный
перепад температур сохраняется неизменным или несколько уве-
личивается из-за уменьшения р2. Мощность, развиваемая турби-
ной, остается постоянной или несколько возрастает. В то же
время температура и плотность атмосферного воздуха, в кото-
ром вращается тормозное устройство, с ростом высоты умень-
шаются. Поэтому тормозное устройство сохраняет способность
отдавать развиваемую турбиной мощность окружающему возду-
ху только при всевозрастающей частоте вращения.
При подъеме на высоту, когда давление перед турбиной на-
чинает уменьшаться, совместная работа турбины и тормозного
устройства усложняется. Частота вращения вала турбохолодиль-
ника будет при этом зависеть от соотношения мощностей турби-
ны и тормоза. В большинстве случаев мощность турбины сни-
жается сильнее и частота вращения с подъемом на высоту умень-
шается.
Частота вращения турбохолодильника должна быть такой,
чтобы обеспечивалась надежная работа подшипников, от кото-
рой в основном зависит срок службы всего агрегата.
К п. д. турбо'холодильника определяется рядом величин,
главными из которых являются частота вращения, отношение
окружной скорости к скорости воздуха за соплом, углы входа
воздуха на лопатки и выхода его с лопаток, степень реактивно-
сти ступени и т. д С увеличением степени реактивности возра-
стают утечки воздуха, и потери могут оказаться больше, чем
предполагаемый выигрыш от расширения воздуха в лопатках.
Обычно для турбохолодильнииов принимают степень реактивно-
сти q'=0,054-0,15, а оптимальное значение отношения (u/ci)nm —
= 0,454-0,55.
С изменением частоты вращения треугольники скоростей де-
формируются. При этом изменяются величина и направление
выходной скорости, а вместе с ней и величина зависящих от нее
потерь.
326
После выбора расчетного режима производился тепловой,
гидродинамический и конструктивный расчет турбохолодильни-
ка. Пусть из графика работы турбохолодильника на расчетном
режиме известны poo, То<1, р02, Gcei: и п. Расчет в£Дем 'в следую-
щем порядке.
Определяем располагаемый перепад температур при адиа-
батном расширении:
Д7'ад=7'00(1-Тст), (8‘5§)
Т’ _д7'ст
где тС1 =---------— — газодинамическая функций ступени;
оо
дТ^ад— адиабатный перепад в ступени.
С учетом потерь во входном патрубке давл^ние перед сту-
пенью определяем с помощью коэффициента потерь фвх:
Ам = /^ооТвх’ (8- 59)
фвх = 0,96 -г- 0,99
Потери в выходном патрубке получаем с учет/’ом аналогично-
го коэффициента:
Фвых=|0,98-?0,99.
Давление на выходе
р;2=^-. (8.60)
Ьых
Расчет потерь в турбохолодильнике можно проводить либо
раздельно для лопаток и соплового аппарата, ^ибо совместно.
При раздельном расчете вначале задаемся степе£нью реактивно-
сти q' и определяем изменение температуры возДУха после рас-
ширения в сопловом аппарате:
Д7'с=(1-е')ДГад. (8.61)
Температура воздуха на входе в рабочее колес10
ТО1 = ТЖ-\ТВ, (8.62)
где ДТС — температурный перепад в соплах
Определяем
(8-63)
1 00
По таблицам газодинамических функций для найденного зна-
чения т(Х] ;) определяем jt(Xi t), q(ki /), Zi t-
Давление воздуха перед рабочим колесом
Ро1 = Роол(А,1/). (8 64)
327
Критическая скорость за соплом
акр= 18,3/7^. (8.65)
Теоретическая скорость истечения воздуха
Ci « — Xj гИкр- (8- 66)
Задавшись коэффициентом скорости <рс, определяем действи-
тельную скорость на выходе из сопел:
Ci = Cii<pc- (8.67)
Ориентировочно задаемся диаметром ступени Dy и по нему
и принятой частоте вращения находим окружную скорость и
и угол выхода потока из соплового аппарата щ, а затем строим
треугольники скоростей:
cia = ctsina; (8.68)
С\и — ticosa; (8.69)
^la=Clai (8.70)
w 1 и = С1 и — «1. (8.71)
Угол входа потока в рабочее колесо в относительном дви-
жении
(8.72)
“'la
(8.73)
1 sm v '
Истинная приведенная скорость на входе в рабочее колесо
= M t<pc- (8. 74)
Определив М, находим л(Х1), t(Xj) и ?(Xi)
8 2. ВИХРЕВЫЕ ТРУБЫ
Схема вихревой трубы
Охлаждение воздуха в вихревых трубах основано на эффек-
те энергетического разделения газа, который заключается в сле-
дующем. Если в гладкую цилиндрическую трубу ввести через
сопло по касательной к стенке воздух так, чтобы он образовал
внутри трубы вихрь, и прилегающий к соплу конец трубы .за-
крыть диафрагмой с центрально расположенным в ней отверсти-
ем, а на другом конце трубы установить дроссель, то при опре-
деленной степени расширения газовый поток разделится на две
составляющие. При этом газ, выходящий через отверстие
в диафрагме, будет иметь более низкую температуру торможе-
328
ния, чем газ, поступающий через сопло Газ, выходящий через
дроссель, наоборот, будет более горячим, чем газ, поступающий
в трубу.
Вихревая труба может работать по противоточной и прямо-
точной схемам При противотоке направления горячего и холод-
Рис 8 6 Схемы вихревой трубы
ного потоков противоположны (рис 8 6, а) Если же конец тру-
бы у сопла полностью закрыть, а на противоположном конце
трубы у дросселя отводить холодный воздух через центрально
расположенную трубу, то такая труба будет работать по пря-
моточной схеме (рис 8 6, б)
Рис 8 7 Конструкция вихревой
трубы
сопло 2—корпус, 3—входной патр>
бок, 4—диафрагма 5—патрубок холод
ного воздуха 6—патрубок горячего
воздуха
Третьим вариантом энергетического разделения воздуха яв-
ляется прямоточно-противоточная вихревая пру б а, представляю-
щая собой комбинацию первых двух схем (рис. 8 6, в) В этом
случае холодный воздух отводится частично по «холодной» тру-
329
бе, установленной в отверстии диафрагмы, и частично по труб-
ке, расположенной внутри «горячей» трубы на некотором рас-
стоянии от сопла. Конструкция вихревой трубы представлена на
рис. 8. 7.
Влияние основных факторов на работу вихревой трубы
Для анализа введем некоторые обозначения. Пусть масса
газа, проходящего в единицу времени через трубу, равна G. Ко-
личество холодного газа, выходящего через центральное отвер-
стие диафрагмы, обозначим Gx. Тогда «холодная составляющая»
газового потока
Рх= (8-75)
(j
При отсутствии теплообмена и внешней работы энтальпия
входящего потока равна сумме энтальпий выходящих потоков.
Поэтому для единицы массы газа можно написать
Л = (1 Цх)й', (8. 76)
где z’l, zx, ir — соответственно энтальпия входящего, холодного
и горячего потоков.
Последнее равенство можно написать в другой форме:
cPT1 = pxCprx+(l-px)cpTr, (8.77)
где Т\, Тх, Тг — температура торможения соответственно входя-
щего, холодного и горячего потоков.
Принимая для неширокого диапазона изменения температуры
теплоемкость постоянной, получаем
71 = Их7’х+(1-Их)Гг (8.78)
и
(8. 79)
Д*Г +
где
,МГ=ТГ— Ть
Д/х = Г] — Тх.
Основными факторами, определяющими эффективность ра-
боты вихревой трубы, являются величина отверстия диафрагмы,
давление газа перед соплом, размеры трубы, влажность сжато-
го воздуха, давление перед дросселем и конструкция трубы.
Влияние диаметра отверстия диафрагмы. На рис. 8. 8 приве-
дены зависимости A^x=/(p.x) и ЦхД^ = ф(Цх) для трубы с пря-
моугольным сечением сопла площадью 84 мм2 (6X14) при тем-
пературе входящего воздуха ^ = 30°С и различных диаметрах
диафрагмы.
330
Произведение цхА/х характеризует холодопроизводитель-
ность трубы и при изоэнтальпическом 'процессе пропорционально
количеству тепла, переданному горячему потоку:
!\Д/Х =
(8. 80)
где Qx — тепло, отнятое от холодного потока;
Qr — тепло, переданное горячему потоку.
вихревой трубы от диа-
метра отверстия диа-
фрагмы d (в мм)
Рис. 8.9. Зависимость
эффективности работы
вихревой трубы от дав-
ления воздуха перед
этой трубой
Из рис. 8.8 можно видеть, что для диафрагмы данного диа-
метра имеются определенные, но различные значения составля-
ющей цх, при которых достигаются максимальное понижение
температуры холодного воздуха и максимальная холодопроиз-
водительность. Для конкретной рассматриваемой вихревой тру-
бы А/Хтах при оптимальном диаметре 13,5 мм, тогда как мак-
симальной холодопроизводительности соответствует диаметр
18 мм.
Оптимальные значения диаметра отверстия диафрагмы не
зависят от давления воздуха, вводимого в трубу, и от длины ви-
хревой зоны трубы. С уменьшением общего расхода воздуха эти
331
оптимальные значения несколько увеличиваются Так как от ви-
хревой трубы желательно получить максимальный эффект как пог
холодопроизводительности, так и по температуре, то диаметр
диафрагмы следует принимать средним между найденными опти-
мальными диаметрами. Что касается оптимальной формы сопло-
вого устья диафрагмы, то установлено, что разность температур
будет наибольшей в трубах с соплами тангенциально-лоткового
типа.
Влияние давления газа на входе в сопло. На рис. 8. 9 приве-
дены данные о влиянии давления воздуха перед трубой на тем-
пературу холодного воздуха и холодопроизводительность трубы.
Как видно из кривых, холодопроизводительность и эффектив-
ность охлаждения воздуха в трубе возрастают с повышением
давления на входе сначала быстрее, а затем медленнее. Макси-
мум кривых с увеличением давления смещается влево.
Влияние размеров трубы. С увеличением диаметра трубы Dr
при условии что псе остальные размеры являются оптимальны-
ми, эффективность ее работы возрастает, т <е. увеличиваются
Д/тах и цхД/тах Для трубы принятого диаметра существует оп-
тимальная длина горячей трубки. Так, например, для трубы диа-
метром 16 мм оптимальная длина горячей трубки L= (40—50) D.
В трубках другой длины, большей или меньшей, величина раз-
ности температур Д/х уменьшается. С увеличением диаметра
грубы оптимальная длина горячей трубки уменьшается По дру-
гим данным, оптимальная длина вихревой зоны трубы 0=16 мм
составляет около 10 ее диаметров. Диаметр холодной трубки,
если он не меньше диаметра диафрагмы, не оказывает влияния
на эффективность работы вихревой трубы. Принципиально на-
личие холодной трубки вообще не обязательно. Из конструктив-
ных соображений в противоточной трубе обычно диаметр холод-
ной трубки принимают равным диаметру горячей трубки, т. е.
вихревую трубу выполняют из одного куска трубы.
Влияние влажности сжатого воздуха. При работе на влаж-
ном сжатом воздухе эффективность вихревой трубы снижается
вследствие того, что холодному воздуху сообщается тепло, вы-
деляющееся при конденсации пара из воздуха и замораживании
образующейся жидкости Если в воздухе влага находится
в жидкой фазе, то диафрагма обмерзает, что резко ухудшает
гидродинамические условия процесса и снижает эффект разде-
ления. На рис. 8. 10 приведена зависимость отношения Д4/Д4
от |ix, где zWs соответствует перепаду температур для адиабат-
ного расширения. Эти данные относятся к трубе Д=16 мм, ра-
ботающей на сухом (кривая /) и влажном (кривая 2) воздухе
(р = 900 кН/м2, 7'1 = 291 К).
Влияние давления перед дросселем. При увеличении дроссе-
лирования горячего потока холодная составляющая потока сна-
чала возрастает. Эта зависимость прямо пропорциональна при
больших диаметрах отверстия диафрагмы; при меньших диамет-
332
Рис 8 10 Зависимость
эффективности работы
вихревой трубы от влаж
ности воздуха
рах отверстия линейный закон нарушается. В случае дальней-
шего увеличения дросселирования в трубе возникают периоди-
ческие удары, сопровождающиеся скачками давления и темпе-
ратуры горячего потока, а также резким шумом.
Влияние конструкции трубы. Прямоточная труба по сравне-
нию с противоточной принципиально менее выгодна. Изучение
изменения величины А/х в прямоточной трубе на различных рас-
стояниях I от сопла показало, что раз-
ность температур торможения в потоке
сначала возрастает (в области /=
= 10-4-40 мм), а затем постепенно сни-
жается. На расстоянии /=(3-4-4)О
Этот эффект понижения температуры
почти полностью исчезает. При даль-
нейшем увеличении I разность темпе-
ратур очень медленно понижается, при-
чем величина А/х остается очень малой
и приблизительно равной образующей-
ся в результате дроссельного эффекта
при данном давлении на входе в трубу.
Наиболее эффективные результаты по
разделению воздуха были получены
в прямоточно-противоточной трубе
Сравнительные данные для противо-
точной и прямоточно-противоточной труб диаметром .0 = 50 мм
приведены в табл 8 1, из которой видно, что эффективность пря-
моточно-противоточной трубы выше, чем противоточной, при
аналогичных условиях При такой комбинированной конструк-
Таблица 81
Показатели работы противоточной
и прямоточно-противоточной вихревых труб
Основные параметры Тип трубы
противоточная прямоточно- противоточная
Давление воздуха на входе pi в кН/м2 700 700
Доля воздуха, проходящего через диафрагму, Их в кг/кг 0,2 0,2
Изменение проходящего температуры холодного воздуха, через диафрагмы, Д/д в °C 37,0 46,0
Изменение прямоточной температуры холодного воздуха npji схеме Д^х в ° С 4,0
Изменение AG в °C температуры горячего воздуха 7,5 18,0
Холодопроизводительность в % от общего теп- лосодержания сжатого воздуха Qx 1,95 2,42
333
ции трубы температура горячего воздуха увеличивается, а хо-
лодного — снижается вследствие того, что часть воздуха, имею-
щего промежуточную температуру, отводится по центральной
трубке и не разбавляет эти потоки. Как видно из таблицы, в ком-
бинированной трубе А/х и Qx возрастают примерно на 25%.
Энергетическая оценка эффекта
вихревого разделения газа
На рис. 8. 11 приведены зависимости, качественно характери-
зующие эффективность охлаждения воздуха путем расширения
его в турбохолодильнике при S=const (кривая 1), дросселиро-
вания z=const (кривая <?) и энергетического разделения в вих-
ревой трубе (кривая 2).
Рис. 8 11 К сравнению
эффективности охлажде-
ния воздуха в турбохо-
лодильнике /, вихревой
трубе 2 и дросселе 3
Рис 8 12 К анализу энер-
гетической эффективности
вихревой трубы
На рис. 8. 12 .представлен цикл вихревой трубы в диаграмме
Т — S. Газе параметрами р0, То (точка 1) сжимается в изотер-
мическом (кривая 1—2) или в адиабатном компрессоре (пря-
мая 1—5) с последующим охлаждением в холодильнике комп-
рессора (кривая 5—2). Затем газ поступает в вихревую трубу,
где происходит его разделение. Поток холодного воздуха на вы-
ходе из трубы имеет давление р0 и температуру Т3 (точка 3),
а горячий воздух после дросселирования — соответственно Т4
и р0 (точка 4). Линин 2—3 и 2—4 условно означают процессы
формирования потоков холодного и горячего воздуха. Холодо-
производительность 9х/рх = Ср (Т\ — Т3) и количество тепла
9г/(1—|ix)=cJ)(7'4—Ti) изображены на диаграмме заштрихован-
ными площадками. Как видно из рис. 8. 12 и табл. 8. 2, охлажде-
ние воздуха в вихревой трубе по энергетическим показателям
значительно уступает расширению в турбохолодильнике. Сущест-
венными преимуществами вихревой трубы являются простота ее
конструкции, надежность в работе, практически неограниченный
334
Таблица 82
Степень термодинамического совершенства вихревой трубы в ’/о
Назначение трубы Давление 1аза у сопла Pi= 1,08 МН/м2 (11 ата) Давление газа у сопла /?!=284 кН/м2 (3 ата)
(хх, кг'к1 Их? к г/кг
0,2 0,4 0,6 0,8 0,2 0,4 0,6 0,8
Рефрижератор 0,92 1,20 0,90 0,20 0,24 0,63 0,68 0,37
Калорифер 0,18 0,55 0,82 0,81 0,10 0,60 0,80 1,00
Рефрижератор-кало ри- фе Р 1,1 1,75 1,72 1,01 0,31 1,23 1,48 1,37
ресурс (работы и небольшие размеры и масса. Поэтому, несмотря
на низкую энергетическую эффективность, вихревые трубы при-
меняются в авиации и ракетной технике для охлаждения воз-
духа.
Расчет вихревой трубы
Основной характеристикой, определяющей эффект охлажде-
ния в вихревой трубе, является температурная эффективность т]х.
Величина т]х численно равна отношению эффекта охлаждения
Д/х в вихревой трубе к эффекту охлаждения AZ'S:
(8.81)
где р\ и рх — давление торможения входящего и холодного воз-
духа за диафрагмой.
По опытным данным, при степенях расширения 2^л^6
и в диапазоне температур входящего воздуха t\= 30-4-150° С тем-
пературная эффективность остается примерно постоянной. Не-
значительно изменяется при изменении степени расширения л
и характер зависимости т]х=/(цх)-
Обобщенные характеристики вихревого холодильника
(рис. 8. 13) представляют собой зависимости pxT]x=f (цх) Из то-
чек цх = 0 и цх=1,0 проведены пучки лучей T]=const. Лучи, выхо-
дящие из точки цх=0, соответствуют холодной составляющей
газового потока (r]x = const), а пучок лучей, проводимых из точки
ц=1, относится к горячей составляющей (i)r=const). Нанесены
также кривые с постоянными значениями степени расширения л.
Используя эти характеристики, можно определить следующие ве-
личины:
335
1) температурную эффективность для холодного (т]х) и горя-
чего (т]г) потоков, по которой можно определить температурный
эффект разделения,
(8.82)
Д/г = ПхД/,-^-=
1—Их
ПГЛ 1-
(8. 83)
2) количество перераспределившегося тепла
Qx <2г — ЦхЦх^рД^зО >
(8 84)
степень термодинамического
совершенства вихревой тру-
3)
Рис 8 13 Обобщенные характеристики
вихревой трубы
бы по сравнению с изоэнтро-
пическим процессом ЦхТ]х
Расчет вихревой трубы
проводится в следующем
порядке
1 По заданной величине
требуемой холодопроизводи-
тельности Qx, т е количе-
ству тепла, которое должно
быть отведено от холодного
источника, имеющего темпе-
ратуру 7\, определяем
расход холодного возду-
ха Gx
Вихревую трубу можно
рассматривать как воздуш-
ную холодильную машину,
в которой теплоотвод от хо-
лодного источника осущест-
вляется не изотермически,
а сопровождается увеличе-
нием температуры'рабочего
вещества — воздуха (изо-
барным подогревом).
Если обозначить величину изобарного подогрева Д^т, то рас-
ход холодного воздуха в вихревой трубе составит
Х Cptitm
Расчет проводим методом последовательных приближений.
Задаемся значениями и т]х Для получения низких температур
величину цх принимаем равной примерно 0,3. Если труба рабо-
тает в режиме максимальной холодопроизводительности, то зна-
чение цх принимаем равным 0,6.
2. Определяем степень расширения воздуха:
п =------!---j-. (8.85)
1 _ ( У'1
\ ЧхЛ /
3. Уточняем по характеристикам трубы значение цх и нахо-
дим уточненную величину л.
4. Определяем общий расход воздуха через трубу:
G = —. (8.86)
Р-х
5. Определяем площадь проходного сечения сопла. Для это-
го используем величину неполноты расширения горячего пото-
ка л', равную отношению давления горячего потока перед дрос-
селем к давлению холодного потока В случае когда диаметр
отверстия диафрагмы выбирается оптимальным для данного зна-
чения цх, степень неполноты расширения горячего потока л'
практически не зависит от цх и давления на входе в сопло рх
и определяется лишь степенью расширения л в вихревой трубе.
Значение л' может быть найдено из эмпирического выражения
л'=1,59 — 0,27 л+0,062 л2. (8.87)
6. Определяем степень неполноты расширения потока в вы-
ходном срезе сопла л", т. е. отношение абсолютного статическо-
го давления воздуха в выходном срезе сопла к полному давле-
нию холодного потока.
л"=1,2л'. (8.88)
При этом степень расширения потока в сопле
лс = я/л". (8.89)
При закритическом режиме истечения (лс>1,89) проходное се-
чение сопла находим из выражения
F = 24,8 (8.90)
РА
где ас—коэффициент расхода сопла; ас = 0,94+0,96. Для слу-
чая докритического истечения
337
7 Определяем геометрические параметры трубы. Диаметр
трубы
/ _4£л-----=3б2)/7Г (8.92)
I/ 0,092-3,14 v '
Диаметр диафрагмы
d = (0,35+0,313 px)Z).
Длину вихревой зоны принимаем равной 8—10 диаметрам
горячей трубы.
8. Определяем мощность компрессора для продувки трубы
газом.
ГЛАВА IX
ГЕНЕРИРУЮЩИЕ, СУШИЛЬНЫЕ
И УВЛАЖНИТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
9 1. ГЕНЕРАТОРЫ ТЕПЛА
Бензиновые и керосиновые генераторы тепла получили широ-
кое распространение в авиации, что объясняется следующими их
преимуществами.
1) автономностью установки (независимостью от самолетно-
го двигателя), что позволяет пользоваться обогревом как в поле-
те, так и на стоянке при выключенных самолетных двигателях;
2) возможностью установки генератора в любом удобном ме-
сте на самолете с автоматическим дистанционным управле-
нием;
3) большим диапазоном возможной теплопроизводительно-
сти (от 10 до 120 кВт),
4) малой массой установки
Принципиальная схема генератора приведена на рис. 9 1,
а его внешний вид — на рис. 9. 2. В цилиндрической камере сго-
рания 21 помещен фитильный испаритель 27, внешний диаметр
которого определяется диаметром камеры сгорания, а внутрен-
ний — диаметром свечи зажигания 28, расположенной по оси
фитиля. При подводе электрического напряжения к свече зажи-
гания спираль ее накаляется и топливный электромагнитный
клапан 16 открывает доступ бензина к фитилю. В этот момент
в камеру сгорания и в теплообменник 20 подводится минималь-
ное количество воздуха Испаряющийся с фитиля бензин смеши-
вается с воздухом, поступающим по воздухопроводу 3 в камеру
сгорания по касательной к ее цилиндрической поверхности. Го-
рючая смесь поджигается свечой, которая накаляется к моменту
образования смеси. Массовая скорость горения жидкого бензина
со свободной поверхности невелика и составляет несколько десят-
ков килограммов на 1 м2 в час. Скорость горения можно значи-
339
тельно увеличить (до 300 кт/м^Х, если поверхность испарения
обдувать воздухом Тепловое напряжение камер сгорания в этих
случаях может быть доведено до 4,5 106—5,5 106 Вт/м3
При горении топливо-воздушной смеси поверхности камеры
сгорания 21 и теплообменника 20 нагреваются, газы, пройдя
камеру сгорания, поступают через окна 23 к теплообменнику 20
и через выходной патрубок 1 выбрасываются в атмосферу Тем-
пература газов при их движении понижается примерно с 1100
до 30О°С (движение газов на рис 9 1 показано пунктиром со
Рис 9 1 Схема генератора тета
/—выходной патрубок 2 3 9—воздухопроводы 4—дифференциальный
регулятор топочного воздуха 5 11 17 22 25 26 32—термовыключа
тели б—автоматический выключатель 7—входной патрубок 8—вецти
лятор /(/—клапан обдува свечи 12—жиклер большого расхода 13—топ
ливный клапан большого расхода /-/—жиклер малого расхода 15—
обводной бензопровод 16—топливный клапан малого расхода 18—ре
гулятор давления бензина 19—бензиновый фильтр 20—теплообменник
21— камера сгорания 23—окна, 24—выходной патрубок воздуха 27—фн
тнльный испаритель 28—свеча зажигания 29—резистор, 30—лампочка
31—провод ~
стрелками) Чистый воздух, омывающий нагретые поверхности
камеры сгорания и теплообменника, может нагреваться до 250° С
Цри достижении заданной температуры воздуха те|рмовыключа-
тель 26 выключает свечу зажигания и дальнейший процесс горе-
ния происходит уже без участия свечи
В полете давление воздуха на входе в камеру сгорания изме-
няется, вследствие чего и расход воздуха изменяется в широких
пределах Надежный запуск и нормальный процесс горения во
всем диапазоне изменения расхода оказываются невозможными
Поэтому количество воздуха, необходимого для образования
горючей смеси нужного состава, регулируется дифференциаль-
ным регулятором 4 топочного воздуха Забортный воздух встреч-
ного потока или воздух, нагнетаемый вентилятором, поступает
по воздухопроводу 3 к регулятору 4 и далее подается в камеру
сгорания
340
При перегреве термовыклю-
чатель 17 размыкает электро-
цепь и клапан 16 закрывает
доступ бензина в камеру сго-
рания. При понижении темпе-
ратуры воздуха термовыклю-
чатель 17 снова замыкает цепь,
клапан 16 открывается и пи-
тание бензином возобновляет-
ся.
Приборы и узлы генерато-
ра образуют пять систем: теп-
лопередачи, воздухопитания,
бензопитания, зажигания и
электропитания.
Система теплопередачи
Основными элементами этой
системы являются камера сго-
рания и теплообменник, выпол-
ненные в виде одного сварного
агрегата (рис. 9 3). Камера
сгорания с теплообменником
изготовляется из листовой ста-
ли толщиной 0,9 мм. Камера
сгорания 1 и цилиндры 2 и 3
соединены роликовой сваркой.
Зазор между камерой сгора-
ния 1 и внутренним цилинд-
ром 2 теплообменника, через
который проходит чистый воз-
дух, создается распорками 4,
приваренными точечной свар-
кой к передней части камеры
сгорания. К камере сгорания
приварен также фланец 5 для
присоединения к нему горелки,
дно 6, патрубок с завихрите-
лем воздуха и штуцер для сли-
ва бензина из камеры сгора-
ния. Через входной патрубок 8
воздух подается в камеру сго-
рания, а через выходной 9
газы выбрасываются в атмо-
сферу. Выходной патрубок
Риг 9.2 Внешний вид генератора тепла
341
имеет отводной рукав со штуцером, к которому подсоединяют
переходник регулятора топочного воздуха.
Рис 9 3 Камера сгорания с теплообменником
1—камера сгорания 2. 3—внутренний и внешний цилиндры теплообменника, 4—рас
порки, 5—фланец. 6—дно, 7—патрубок с завихрителем 8, 9 - входной и выходной
патрубки
Система воздухопитания
В систему воздухопитания входят вентилятор 8 с электро-
двигателем (см. рис. 9 1), автоматический выключатель 6, тер-
мовыключатель электродвигателя 5, дифференциальный регулятор
топочного воздуха 4, клапан обдува свечи 10 с термовыключате-
лем 11 и воздухопроводы. Центробежный вентилятор 8, приво-
димый ио вращение электродвигателем, засасывает наружный
воздух через патрубок 7. От вентилятора небольшая часть воз-
духа поступает по воздухопроводу 3 к (регулятору 4 топочного
воздуха и, пройдя его, попадает в камеру сгорания 21. Осталь-
ная часть воздуха направляется через входной патрубок в теп-
лообменник 20. Из теплообменника подогретый воздух направ-
ляется через выходной патрубок 24 в воздухопровод и далее по
разводящим каналам к местам потребления.
Регулятор 4 топочного воздуха, одна из полостей которого
сообщается при помощи воздухопровода 2 с выходным патруб-
ком 1, регулирует количество воздуха, поступающего в камеру
сгорания.
342
Регулятор топочного воздуха состоит из литого алюминиевого
корпуса 1 (рис. 9.4), исполнительного механизма 7 и чувстви-
тельного механизма 4. В нижней части корпуса 1 имеются па-
трубки для входа и выхода топочного воздуха, направление
которого показано стрелками. В верхней части корпуса имеется
отверстие 2, через которое регулятор сообщается трубкой с вы-
ходным патрубком для газов Внутри корпуса имеются каналы
9, 16, 11 и отверстия 8 и 6. Работа регулятора протекает следу-
Рис 9 4 Регулятор топочного
воздуха
1—корпус, 2—отверстие к выходному
патрубку, 3, 14—пружины, 4 7-
чувствительный и исполнительный
механизмы, 5, 13—мембраны 6, 8—
отверстия, 9, 11, 16—каналы
10, 15—клапаны, 12—штуцер
ющпм образом. В нерабочем состоянии клапан 15 исполнитель-
ного механизма 7 открыт полностью и воздух беспрепятственно
проходит через регулятор. При этом давление воздуха на входе
передается в верхнюю полость мембраны 13 через канал 9, от-
крытый клапан 10 чувствительного механизма и отверстие 6. По-
вышенное давление воздуха на выходе воздействует на мембра-
ны 13 и 5 (через каналы 16, 11), прогибая их вверх, при этом
клапан 10, поднявшись, ограничивает доступ воздуха .из входного
патрубка в верхнюю полость мембраны 13. Так как отверстие 8
сообщает верхнюю полость мембраны 13 с воздухопроводом, то
давление воздуха над .мембраной 13 падает. Уменьшение давле-
ния вызывает перемещение мембраны и .клапана 15 вверх, .сокра-
щая расход .воздуха через регулятор. При понижении давления
воздуха на выходе мембраны 13 и 5 под действием пружин 14
и 3 прогиба1бтся вниз, открывая клапан 15 и увеличивая расход
воздуха через регулятор. Через штуцер 12 часть воздуха пода-
ется в горелку на обдув свечи.
После взлета самолета, .когда в воздухопроводе 3 (см.
рис. 9. 1) давление .воздуха под действием скоростного напора
достигает некоторого заранее установленного значения, силовая
электроцепь, питающая электродвигатель вентилятора, размы-
343
кается автоматически выключателем 6, мембранная полость ко-
торого сообщена с воздухопроводом 3. После выключения венти-
лятора воздух поступает в камеру сгорания и в теплообменник
под действием скоростного напора встречного потока. При паде-
нии давления скоростного напора до минимальной, заранее уста-
новленной величины электродвигатель привода вентилятора
снова включается в работу. Режим работы генератора, .тогда его
питание воздухом осуществляется только от вентилятора, назы-
вается вентиляторным, при питании только под действием ско-
ростного напора встречного потока—режимом скоростного на-
пора.
Для ускорения охлаждения камеры сгорания после выклю-
чения и для дожигания остаточного бензина предусмотрен тер-
мовыключатель 5. Когда генератор выключается и бензин не по-
дается, термовыключатель 5 оказывается замкнутым, и к элек-
тродвигателю вентилятора через автоматический выключатель
подводится ток. Вентилятор включается и подает воздух в каме-
ру сгорания до тех пор, пока не сгорит оставшийся бензин, каме-
ра сгорания не остынет и температура выходящего воздуха не
достигнет 50—60° С. Только при этой температуре термовыклю-
чатель 5 разъединяет электроцепь двигателя вентилятора.
После запуска генератора тепла, до тех пор пока воздух не
нагреется до 60—80° С, воздух из входного патрубка по возду-
хопроводу 9 не течет. Как только воздух достигает указанной
температуры, термовыключатель 11 открывает электромагнит-
ный клапан 10, воздух из входного патрубка поступает по воз-
духопроводу 9 к свече зажигания 28 и охлаждает ее
Система бензопитания
В систему бензопитания входят (см. рис. 9.1): бензиновый
фильтр 19, регулятор давления бензина 18, топливный клапан
малого расхода 16, топливный клапан большого расхода 13, тер-
мовыключатель 17, жиклер малого расхода 14, жиклер большого
расхода 12 и бензопроводы. Топливо для питания подается из
бензосистемы самолета при помощи электромагнитного .клапана,
устанавливаемого отдельно от генератора. Управление этим кла-
паном осуществляется ручным выключателем, устанавливаемым
в кабине летчика. От клапана бензин направляется в фильтр 19,
а затем в регулятор давления 18, поддерживающий постоянное
давление на выходе (рис. 9.5). Диафрагма 1, реагируя на изме-
нение давления бензина, прогибается и перемещает шток 4, из-
меняя при этом сечение проходного отверстия в конической рас-
точке седла клапана 3 и увеличивая или уменьшая количество
протекающего бензина. На выходе из клапана давление поддер-
живается постоянным. Клапан регулируется пружиной 2.
При работе на вентиляторном режиме бензин через топлив-
ный клапан малого расхода 16 (см. рис. 9.1) подается по бензо-
344
проводу 15 в жиклер малого расхода 14, при этом клапан боль-
шого расхода 13 закрыт и бензин через него не протекает Далее
бензин через жиклер 12 по бензопроводу поступает в горелку.
При работе на режиме скоростного напора автоматическим вы-
ключателем электродвигателя включается клапан большого рас-
хода 13 и через жиклер большого расхода 12 проходит допол-
нительное количество бензина, минуя жиклер 14 В этом случае
Рис 9 5 Регулятор давления
/—диафрагма 2—пр\жина 3 кпа
пан 4—шток
Рис 9 6 Топливный клапан
/—корпус 2—резиновая прокладка
3—якорь, 4—сердечник 5—пружина,.
6—катушка
бензин, выйдя из клапана 16, течет через жиклер 12 'клапана
13 и жиклер 14 параллельно Причем лишь незначительная
часть бензина течет через жиклер 14, так как обводной бензопро-
вод 15 имеет значительно большее гидравлическое сопротивле-
ние, чем основная магистраль
Топливные электромагнитные клапаны большого расхода 13
и малого 16 однотипны (рис 9 6) Якорь 3 с резиновой про-
кладкой 2 в закрытом положении прижат к седлу корпуса f
пружиной 5 В открытом положении при возбуждении катушки 6
якорь притягивается к сердечнику 4, открывая проход бензину.
Путь бензина показан стрелками Пройдя через топливные элек-
тромагнитные клапаны (см рис 9 1) и жиклеры, бензин посту-
пает к фитильному испарителю 27 Если температура горячего
воздуха достигает 170—190° С, то топливный клапан 16 закры-
вается термовыключателем 17 и доступ бензина прекращается.
При понижении температуры до 140—160° С контакты термо-
вьгключателя 17 замыкаются, к клапану 16 подводится ток, кла-
пан открывается и бензин начинает поступать в генератор
345
На неустановившемся режиме работы генератора период ко-
лебаний, т е. время от выключения до включения и наобо|рот,
составляет 3—10 мин Клемма клапана 13 соединяется электро-
проводом с выключателем электродвигателя вентилятора, а клем-
ма клапана 16 — с термовыключателем 25, к которому подводит-
ся ток от бортовой сети самолета.
Система зажигания
В систему зажигания входят свеча зажигания и сопротивле-
ние этой свечи, термовыключатель и сигнальная лампочка зажи-
гания. Ток по проводу 31 (см рис. 9 1) от переключателя бор-
товой электросети самолета через клеммную коробку поступает
к термовыключателю 32, контакты которого в момент включения
тока замкнуты От термовыключателя напряжение подводится
к резистору 29 и далее к спирали свечи 28. Второй конец этой
спирали соединен с корпусом свечи. При запуске генератора под
напряжением оказываются одновременно двигатель вентилято-
ра 8, топливный клапан малого расхода 16, свеча зажигания 28
и лампочка 30. Вентилятор начинает подавать воздух в камеру
сгорания и в теплообменник, клапан открывается, и бензин по-
ступает в горелку; при этом свеча накаляется примерно до
900° С и загорается сигнальная лампочка В ^результате испаре-
ния бензина с фитиля образуется горючая смесь, которая поджи-
гается свечой Далее процесс горения происходит непрерывно.
После запуска температура выходящего воздуха повышается
до заданной величины, при которой устанавливается равновес-
ный тепловой режим генератора. При нагреве воздуха до 50±
±10° С термовыключатель 22 размыкает цепь питания свечи
и лампочки зажигания; лампочка, установленная на приборном
щитке, гаснет, сигнализируя о том, что генератор работает Если
при выключении свечи процесс горения по каким-либо причинам
прекратится, то температура выходящего воздуха при достиже-
нии 40±10°С начинает быстро падать, контакты термовыключа-
теля замыкаются, свеча и лампочка вновь включаются, при пода-
че воздуха и бензина горение возобновляется. При исправном
генераторе от начала его включения (с момента загорания лам-
почки) до выключения свечи и стабилизации процесса проходит
не более 4 мин. Если по истечении этого времени генератор не
запускается и лампочка не гаснет, то это означает, что в гене-
раторе имеются неисправности.
Характеристики генератора тепла
Основными факторами, характеризующими работу генерато-
ра, являются теплопроизводительность, расход воздуха и топлива»
к. п. д. Зависимость расхода топочного воздуха от избыточного
давления перед генератором для наземных условий приведена
на рис. 9. 7. Из графика видно, что регулятор топочного воздуха,
346
начиная с определенного значения давления, обусловленного
скоростным напором (или работой вентилятора), поддерживает
расход топочного воздуха постоянным. С изменением высоты
Рис 9 7 Зависимость расхода
топочного воздуха от избыточ
ного давления перед генерато
ром тепла
КГ/ч
О 5 10 км
Рис 9 8 Зависимость расхода
топочного воздуха от высоты
при разных давлениях воздуха
перед генератором тепла
в величину расхода топочного воздуха должна быть внесена по-
правка на изменение его плотности
°-=°»)/V •
(9.1)
где Опст и Оо—соответственно истинный расход воздуха на
данной высоте и расход, измеренный в назем-
ных условиях, в кг/ч,
бист И 00 — соответствующие значения плотности воздуха.
Кривые изменения расхода топочного
от высоты полета для разных значений
давления р, приведенные на рис 9 8,
Ьают возможность определить необходи-
мый расход бензина в зависимости от вы-
соты, а также состав смеси при данном
расходе бензина, для кривых, приведен-
ных на рис. 9 8, расход бензина неизме-
нен и не зависит от расхода топочного
воздуха. Пунктирная линия соответствует
коэффициенту избытка воздуха а=1 Та-
ким образом, при сохранении расхода
бензина постоянным генератор работает
на земле на бедных смесях, а на боль-
ших высотах — на богатых. Изменение
общего расхода воздуха в зависимости
от высоты полета и давления перед гене-
ратором показано на рис. 9. 9.
воздуха в зависимости
Рис 9 9 Зависимость
общего расхода воздуха
G от высоты полета h
347
На рис 9 10 представлена зависимость теплоцроизводитель-
ности Q генератора тепла от высоты полета при различных дав-
лениях нагреваемого' воздуха на входе (кривые 1, 2, 3), при этом
теплотворная способность бензина QT = 45 10е Дж/кг и данные по
расходу топочного воздуха приняты по рис 9 7 На рис 9 Ю
также приведено изменение кпд генератора т] в зависимости
от высоты При уменьшении давления окружающего воздуха
с высотой ухудшаются условия сгорания топлива и падает интен-
0,Вт G-туКг/ч
Рис 9 10 Изменение теплопро
изводнтельности Q к п д р
и расхода топлива GT по вы
соте полета h
1—зависимость Q при давлении
р”40 кН/м2 (300 мм рт ст ) 2 5—
то же при р«26 7 кН/м* (200 мм
рт ст), 3 6—то же при р=
«=13 3 кН/м2 (100 мм рт ст) 4—за
висимость Т| /--зависимость
°т max 5-то же> mln
сивность теплоотдачи от поверхности теплообменника к нагре-
ваемому воздуху Давление, при котором происходит сгорание,
влияет на теплонапряженность камеры сгорания, т е на величи-
ну тепла, выделяющегося в единице объема камеры
Q
V ~ vr
(9 2)
где GT — расход топлива в кг/ч,
QT — низшая теплотворная способность топлива в Дж/кг,
-Цс — коэффициент полноты сгорания,
V — объем камеры сгорания в м3,
vT — объемный расход газа в м3/ч,
=OTv
Тсрг
0 273
101325
Pi
(9.3)
Здесь Gr — расход газа в кг/ч,
Оо — удельный объем продуктов горения при нормальных
условиях в м3/кг, k
Тср — средняя температура продуктов горения в К,
Pi — абсолютное давление в камере сгорания в Н/м2.
348
Подставляя выражение (9.3) в формулу (9.2), получаем
Q ______QtQt^Ic__ /п ДА
У Гср 101 325 1 '
°лт~~
С уменьшением давления рх в камере сгорания тепловое на-
пряжение камеры снижается из-за уменьшения массового рас-
хода воздуха через нее. Если при этом сохранить подачу топ-
лива неизменной, то смесь переобогатится, полнота сгорания
ухудшится, процесс горения будет перенесен за пределы камеры
сгорания. Экспериментальные кривые 5 и 6 (см. рис. 9. 10) ил-
люстрируют зависимость теплопройзводительности Q от давле-
ния топочного воздуха.
Прямые 7 и 8 построены по опытным данным и относятся
к максимальному (прямая 7) и минимальному (прямая 8) рас-
ходам бензина. Расход топлива практически не зависит от дав-
ления воздуха перед генератором тепла.
Расчет генератора тепла
Тепловой и гидродинамический расчет генератора тепла про-
изводится в следующем порядке.
Полагаем, что заданы теплопроизводительность Q, Вт; расход
воздуха GB, кг/ч; температура воздуха, входящего в генератор,
А, ° С; температура воздуха, выходящего из генератора, t2, ° С;
химический состав топлива (процентное содержание углерода
С и водорода Н) и теплотворная способность QT, Дж/кг; коэф-
фициент избытка воздуха а; геометрические размеры в мм —
диаметр камеры сгорания DK; диаметр внутреннего цилиндра £>ь
диаметр внешнего цилиндра D3 и диаметр газохода D2.
1. Определяем количество воздуха, необходимого для сгора-
ния 1 кг топлива:
объемное теоретически необходимое количество воздуха (при
нормальных условиях)
Г-0,0889 С+0,265 Н м3/кг; (9.5)
массовое теоретически необходимое количество воздуха
Lm=0,l 15 С+0,342 Н кг/кг; (9.6)
истинное массовое количество воздуха
L = aLm кг/кг. (9. 7)
349
2. Определяем массовый состав продуктов сгорания:
Осо2 = 3,67 кг/кг, Он2о=9^ кг/кг,
6о2 = (а—1) Lm 0,232 кг/кг, (9-8)
Q^t = aLm 0,768 кг/кг. (9.9)
Общая масса продуктов сгорания 1 кг топлива
Оп.с=Осо2 + °н2о + Оо2 + Он2 кг/кг. (9.10)
3. Определяем теоретическую температуру горения по тепло-
вому балансу камеры сгорания и находим величины, входящие
в уравнение этого баланса.
Тепло, выделившееся в камере в результате сгорания топ-
лива,
q;=qa, (9.Н)
где т|с — коэффициент полноты сгорания; примем т]с = 0,95.
Теплосодержание воздуха, участвующего в сгорании,
zB = L(1005+1920tZ)ZB, (9.12)
где d — влагосодержание воздуха; принимаем d= 10 г/кг;
tB — температура воздуха.
Теплосодержание топлива
zT = cTZT, (9.13)
где теплоемкость топлива ст = 2010 Дж/кг.
Теплосодержание продуктов сгорания 1 кг топлива
с = (Осо.ссо. + Сн2осн2о + Оо2со2 + On2cn2) А) == Qt + (9.14)
где t0 — теоретическая температура сгорания, определяемая вы-
ражением
__ 0,95QT + GTr, + L (1005 + 1920rf)
gco2cco2 + gh2och2o + go2co2 + gn2cn2
Определяем температуру воздуха /в:
/в = /1+Д^св, (9.16)
где Д(Св — подогрев воздуха свечой зажигания.
Электрическое сопротивление свечи зажигания
/?c=Q'v’ (9-17)
где I — длина свечи;
S — площадь ее поперечного сечения;
q' — удельное сопротивление.
350
Так как последовательно со свечой включено сопротивление
/?с, то полное сопротивление цепи R = RC + RCB.
Сила тока в свече
и
(9. 19)
Рис. 9.11. К определению
теоретической температуры
сгорания
(9.21)
сгорания зависит от темпе-
где « — напряжение в В.
Тепло, выделяемое свечой,
QCB = m (9.18)
За счет тепла, выделяемого свечой, воздух нагревается на
величину
д/св—...-в—
Ю05Осек
где Grejt — секундный массовый рас-
ход воздуха через каме-
ру сгорания:
Gvn( = LG.r сек; (9.20)
GT сек — секундный расход топ-
лива;
О = g ;
w т сек /-ч ’
Ст1!
т] — к. п. д. обогревателя;
• примем т| = 0,48 с после-
дующей проверкой.
Так как теплоемкость продуктов
ратуры сгорания /0, то, задаваясь различными значениями t0',
находим t0 графическим путем (рис. 9.11).
Определим действительную температуру газообразных про-
дуктов сгорания /г из уравнения теплообмена излучением про-
дуктов сгорания и стенок камеры:
qo—qcT = vrc(to—tT), (9.22)
где q0 — поверхностная плотность излучения абсолютно черного
тела при действительной температуре газов:
<7О = 5,67
<7СТ — поверхностная плотность излучения при температуре
стенки камеры сгорания;
/ Т \4
<7СТ = 5,67 (—^-1 ;
7ст \ 100 J
vrc — произведение скорости газов в камере сгорания на объ-
емную теплоемкость смеси продуктов сгорания при нор-
мальных условиях (7'н = 273К, pH=l,013-105 Н/м2).
351
Для определения объемной теплоемкости смеси продуктов
сгорания при нормальных условиях
с = (ссо, V'co, + н2о + Со. Vot + cn, V nJ (9.23)
' П.С
предварительно находим плотность компонентов:
РО , о
Qco2=~T—кг/м и т- д-
«СО/и
Объемный состав продуктов сгорания в нм3/кг
. г gco2
V со2 —----- и т. д.
6со2
^п.с= ^со2 + Ин2о-+ l/o2 + Ищ- (9. 24)
Скорость газов в камере сгорания в м/с
®кс=-^Ч (9-25)
^"к.с
где GT — расход топлива в кг/с;
fK.c — площадь сечения камеры сгорания.
Действительная температура газообразных продуктов
(<7ст ~ 0)
/г = /о— • (9.-26)
игс
Коэффициент теплоотдачи от стенок к нагреваемому воздуху
в первом кольцевом канале находим из критериального уравне-
ния для турбулентного потока
Nu = 0,023 Re0’8 Рг°>4. (9.27)
В качестве определяющей температуры принимаем среднюю
температуру нагреваемого воздуха:
, __ Л + <2
ср’ 2
Определяем площадь сечений для прохода воздуха:
ПО? л£*
F'~~--------Г’
л£^ л£>1
Средняя площадь сечения для прохода воздуха
р _ ^1+^2
Гср— 2
352
Периметр сечения, омываемого воздухом,
П]—л(£>1-—DK), П2 = л(D2+O3).
Гидравлический диаметр сечения по воздуху
_ 4Г1 _4^L и —Лк + ^г2
‘/«=-пГ- ‘/-=-ЙГ’ -----5—'
Определяем массовый расход воздуха в обоих каналах.
Gi __ Fi . G— G2 ___ Fi . q __ GF2
g2 f2 g2 F2 2 Fi + F2
Массовая скорость воздуха в первом сечении
(Q^)i = Лпр Kr/W- (9.28)
oOVvP 1
Определяем значения критериев:
Rex= (8^-гЛ ; (9.29)
р-
Коэффициент теплоотдачи
(9.31)
rfrl
Определяем коэффициент теплоотдачи от стенки к воздуху
во втором кольцевом сечении:
. , G2
О'Ц)»=--------;
72 36005,
Re (0У)2^г2 .
Nu2X
а2=—~
“г2
(9. 32)
Среднее значение коэффициента теплоотдачи от стенки к воз-
духу
(9,33)
Коэффициент теплоотдачи от газов к стенке камеры сгорания
ввиду сложности определения степени черноты факела и величи-
ны изменения температуры газа в камере сгорания принимаем
ориентировочно равным 600 Вт/(м2°С), Допущение возможно
потому, что коэффициент теплопередачи определяется коэффи-
циентом теплоотдачи от стенок к продувочному воздуху. Коэф-
11 1897 353
фициент теплоотдачи от газа к стенке во втором газоходе дли-
ной L определяем по уравнению
a = 26.7Z~0’54/-°’16(e^)0j)7W. (9.34)
Массовая скорость
(е^кр = —-— =- кг/(м2с); (9. 35)
р 3600^2 З6ООГ2 v
Теплопроводность продуктов сгорания
где V; — удельный объем !-го компонента продуктов сгорания;
Х, = 25-10-«(9 ~5)^;; (9.37)
Су
~ теплоемкость /-го компонента продуктов сгорания.
Средняя температура продуктов сгорания
J Л- 1- ^вых
ср~ 2
где ^вых — температура выходящих из генератора продуктов
сгорания.
Теплоемкость продуктов сгорания
ОЛ. (9.38)
Определяем коэффициент теплопередачи, пренебрегая теоре-
тическим сопротивлением стенок-
k_____________________________
ax + ar
Водяной эквивалент по газам
^г= Сп.сбп.сСт-
Водяной эквивалент по нагреваемому воздуху
IPb-GbCb.
Количество тепла, передаваемого продувочному воздуху,
Q _______^вх.г ^вх.в_____
1 1 1
kS + 2IFB + 21ГГ
354
Определяем к. п. д. и сравниваем его с принятым tj = 0,48.
Керосиновые генераторы тепла незначительно отличаются от
рассмотренных бензиновых генераторов. В бензиновых и керо-
синовых генераторах тепла топливо сгорает при переменном
коэффициенте избытка воздуха а. После небольшого конструк-
тивного изменения и добавления устройств, обеспечивающих
постоянство а, эти генераторы стали пригодными для выработ-
ки нейтрального гдза и получили название генераторов нейт-
рального газа. Так как сгорание топлива в данных генераторах
происходит при а=1, то продукты сгорания не содержат сво-
бодного кислорода и могут быть использованы в качестве нейт-
рального газа для заполнения топливных баков по мере выра-
ботки из них топлива двигателями самолета. Этот нейтральный
газ до входа в топливные баки охлаждается и осушается.
9.2. ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ ГЕНЕРАТОРЫ ТЕПЛА
Электрические генераторы тепла, представляющие собой
электропечи сопротивления, применяются для обогрева негер-
метических и герметических кабин самолетов.
Рис. 9.12 Электрический генератор тепла:
/—электродвигатель; 2—крестовина; 3—вентилятор; 4—крышка; 5, 12—клеммы; 6—тел*
лозащитный колпачок, 7—корпус; 8— предохранительные сетки; 9—термовыключатель;
10—нагревательные элементы; //—основание
Генератор тепла (рис. 9.12) состоит из алюминиевого наруж-
ного корпуса 7 цилиндрической формы, электродвигателя 1 с
осевым вентилятором 3, нагревательных элементов 10, термовы-
ключателя 9, установленного на кронштейнах в средней части
между электродвигателем и нагревательными элементами для
защиты от перегрева, основания 11 с резиновыми амортизато-
рами. Каждый нагревательный элемент имеет составной латун-
ный каркас, части которого соединены медными заклепками; в
11* 355
пазах каркаса вмонтированы восемь асооцементных изоляторов
для крепления нихромовых нагревательных элементов 10. Элек-
тропитание осуществляется через подводящую клемму 12, изо-
лированную от каркаса стеклотекстолитовыми прокладками.
Внутренний конец спирали прикреплен к каркасу, т. е. электри-
чески соединен «на массу». К спирали одного из нагревательных
элементов припаян нихромовый провод для включения электро-
двигателя вентилятора на режим пониженного напряжения и
малой частоты вращения. Электрообогреватель рассчитан на два
или большее число тепловых режимов работы вследствие нали-
чия двух или нескольких независимо работающих нагреватель-
ных элементов, которые могут включаться порознь или вместр
С подъемом на высоту увеличивается опасность перегрева
элементов вследствие уменьшения плотности воздуха и ухудше-
ния теплообмена между воздухом и спиралями. Поэтому пере-
ключатель на определенной высоте отключает один из нагрева-
тельных элементов Термовыключатель выключает нагреватель-
ные элементы при нагреве биметаллической пластинки выклю-
чателя до 50° С, а при понижении температуры этой пластинки
до 40° С вновь их включает
Электродвигатель запускается при помощи сблокированных
выключателей управления. При включении обеих пар выключа-
телей напряжение'через плавкие предохранители подводится к
катушкам и силовым контактам контакторов и далее к нагрева-
тельным элементам, а также к цепи электродвигателя вентиля-
тора. Отрицательные концы катушек контакторов соединены с
массой через термовыключатель
Тепловой и электрический расчет генераторов тепла произво-
дится по методам, изложенным в соответствующей литературе.
9.3 ОСУШИТЕЛИ-СЕПАРАТОРЫ
При наборе высоты или снижении, когда самолет может про-
ходить сквозь облака, туман или дождь, а также в полете на
малых высотах при большой влажности окружающей среды по-
даваемый в кабину воздух оказывается пересыщенным влагой и
содержит воду в виде мельчайших взвешенных частиц. В этом
случае воздух осушается обычно при помощи сепараторов (во-
доотделителей) механического типа. В кабинах обитаемых ис-
кусственных спутников Земли и других космических летательных
аппаратов влагосодержание кабинного воздуха увеличивается
непрерывно в результате выделения влаги экипажем. В послед-
нем случае воздух необходимо осушать в состоянии, когда он да-
лек от насыщения парами; осушка механическим путем оказы-
вается невозможной, и применяются другие способы.
Механическая осущка воздуха применяется в тех случаях,
когда воздух перенасыщен влагой, т. е. сконденсировавшаяся
влага находится в воздухе в виде мельчайших капелек. Поэтому
856
вначале эти капельки должны быть укрупнены путем коагуля-
ции, для чего влажный воздух пропускают через специальные
сетки и фильтры-коагуляторы. Затем методами механической
сепарации (при резком повороте потока, ударе его о препятст-
вие и т. п.) укрупненные капли влаги отделяются от воздуха и
отводятся за борт.
Рис 9.13. Осушитель-сепаратор:
/—корпус, 2—сетчатый фнльтр-коагулятор, 3—седло клапана,
•4—клапан, 5—трубки; б—штуцер для отвода воды
На рис. 9.13 приведена конструкция осушителя-сепаратора.
Влажный воздух проходит через сетчатый фильтр-коагулятор 2,
в котором капли укрупняются, сепарируются при столкновении
с трубками 5 и удаляются из сепаратора через штуцер 6.
На рис. 9.14 приведена схема осушителя-сепаратора, в кото-
ром для сепарации крупных капель используется центробежный
эффект. В центробежном сепараторе с осевым входом влажный
воздух закручивается в винтовом устройстве 6, в результате че-
го влага стекает по стенкам и отводится через штуцер 5. Осу-
Рис. 9. 14. Схема центробеж-
ного осушителя-сепаратора:
/—корпус, 2—сетка, 3—вход влаж
кого воздуха, 4—патрубок выхода
осушенного воздуха, 5—штуцер для
отвода воды, 6—винтовое устрой
ство
шенный воздух направляется в магистраль через патрубок 4.
Конструкция самолетного сепаратора, в котором используется
центробежный эффект, приведена на рис 9.15.
На рис. 9.16 приведен сепаратор с отбойными конусами, при
помощи которых капли выделяются из воздуха. Кроме того,
здесь используется центробежный эффект, создаваемый лопат-
ками, расположенными у входных отверстий конусов. Влага и
воздух отводятся через патрубки 4 и 3. На рис. 9.17 приведена
12 1897 357
схема сепаратора комбинированного типа, сочетающего элемен-
ты схем рис. 9.14 и 9.16. Влажный воздух вначале проходит че-
рез систему отбойных конусов 6, а затем направляется в винто-
вое устройство 2. Влага стекает через сетки 3 и удаляется через,
сливные штуцера 1 и 7, а осушенный воздух выходит через пат-
рубок 5.
Рис. 9.15. Конструкция центробежного сепа-
ратора
Винтовые устройства в сепараторах, приведенных на рис_
9.14, 9.16, 9.17, установлены неподвижно. На рис. 9.18 центро-
бежным сепаратором является лопастное колесо, приводимое во
вращение крыльчаткой, раскручиваемой потоком воздуха. Влаж-
ный воздух поступает в сетчатый фильтр-коагулятор 1, 2, а за-
тем на лопастное колесо, которое отбрасывает укрупненные кап-
ли к стенкам водоотделителя; влага удаляется через штуцер 8.
Рис. 9.16. Схема сепаратора с от- Рис. 9.17. Схема комбинированного сепа-
бойными конусами: ратора:
/—корпус; 2—вход влажного воздуха; 1, 7—штуцера для отвода воды; 2—винтовое уст-
3—патрубок для выхода осушенного ройство; 3—сетка; 4—вход влажного воздуха;
воздуха; 4—патрубок для отвода воды, 5—патрубок для выхода осушенного воздуха;
5—отбойные конусы; б—сетка б—отбойные конусы
При засорении или обледенении аэродинамическое сопротивле-
ние сеток фильтра 1 и 2 возрастает, вследствие чего открывает-
ся клапан 6 и воздух проходит мимо сеток.
Рассмотрим основные вопросы, касающиеся теории влажного
Воздуха.
338
Основные параметры влажного воздуха
Влажный воздух можно в первом приближении представить
как бинарную смесь водяного пара и однородного газа — сухрго
•воздуха, эффективная молекулярная масса которого р = 29.
*С достаточной для технических расчетов точностью к влажному
газу можно применить все законы идеальных газов.
Состояние идеального газа, в котором отсутствуют силы мо-
лекулярного взаимодействия, не зависит от присутствия других
Рис. 9. 18. Схема сепаратора с лопастным колесом:
Я» 2—сетчатый фильтр-коагулятор; 3—крыльчатка; 4—лопастное колесо;
5—подшипник; 5—клапан; 7—сетка; 8—штуцер для отвода воды
газов, составляющих смесь. Поэтому давление любого входя-
щего в смесь идеального газа будет таким же, как если бы в
данном объеме находился только рассматриваемый газ при тем-
пературе смеси. Давление рг t-ro газа, входящего в смесь, или
-его парциальное давление, определяется уравнением состояния
идеального газа
pi = QiRiT. (9.39)
Если массовая доля t-ro газа gi—, где G — масса смеси
Q
в объеме V, то плотность смеси р определится соотношением
е = (9.40)
2^
По закону Дальтона сумма парциальных давлений газов в
смеси равна полному давлению газовой смеси:
Р=Р1+Р2+ +pn=Spi. (9.41)
Сумма парциальных давлений сухого воздуха рв и водяного
пара рп во влажном воздухе равна барометрическому давле-
нию В:
Ръ + рп = В.
12*
359
Плотность паро-воздушной смеси рСм равна сумме плотностей
сухого воздуха и водяного пара:
е.м=еа+еп или -£-=-^4--^- • (9.42)
Смесь из сухого воздуха и перегретого водяного пара назы-
вают ненасыщенным влажным воздухом, а смесь из сухого воз-
духа н насыщенного водяного пара — насыщенным.
Относительной влажностью воздуха <р называется отношение
плотности водяного пара в ненасыщенном воздухе к плотности
водяного пара насыщенного воздуха при данной температуре:
<р=-^2- или , (9.43)
«Н Си
где ®п и ®н — соответственно концентрация пара в ненасыщен-
ном и насыщенном воздухе.
Относительную влажность можно выразить также и через
парциальное давление:
? = —, (9-44)
Ря
где рП) рн — соответственно парциальное давление ненасыщен-
ного и насыщенного пара при температуре смеси.
Давление насыщенного водяного пара зависит только от его
температуры, и его можно определить по соответствующим таб-
лицам.
В интервале температур 293—313К можно использовать фор-
мулу
1g рн= 10,98-^-, (9.45)
где Т — температура в К; рн—в Н/м2
Для узких температурных диапазонов можно пользоваться
уравнением
ри=а + Ы\
в интервале температур 5—15° С коэффициенты а = 453, 6 = 84.
В большинстве задач, связанных с изучением процессов теп-
ло- и маосообмена, количество сухого воздуха остается неизмен-
ным, в то время как количество водяного пара может изменять-
ся вследствие испарения или конденсации. Поэтому все пара-
метры смеси обычно относят к единице массы сухого воздуха.
Влагосодержанием воздуха d называют массу пара А1П, отне-
сенную к единице массы сухого воздуха Мв в смеси:
кг пара/кг сух. воздуха. (9.46)
Мв QB
ЭЮ
Влагосодержание, как й влажность, является величиной без-
размерной. В некоторых случаях под влагосодержанием d' по-
нимают массу пара в одном нормальном кубическом метре объ-
ема d' = pn
d^—. (9.47)
Qb
Выразив массу пара и воздуха через их парциальные дав-
ления, получим
= _^п_ = (9.48)
Qb Рв
или
d=р„ = 0622 —л,—. (9 49j
47,1 рв рсм рп
Таким образом, при данном барометрическом давлении вла-
госодержание является функцией только парциального давле-
ния пара. Из формулы (9.49) получим
Рп=------—---- • (9-50)
п 0,622 + d v 1
Используя формулу (9.46), получаем
0см=(>в(1+<0 • (9.51)
Удельный объем влажного воздуха можно определить по
формуле
v=4,64 • 10-6 (622+d) (273 + t) м3/кг- (9.52)
Теплоемкость влажного воздуха находим по его составу и
теплоемкости компонентов:
(9-53)
1 4- d
где св и сп — теплоемкость сухого воздуха и пара.
Теплосодержание влажного воздуха равно сумме теплосодер-
жаний сухого воздуха и пара
(9-54)
1 + а г
где г*пп — теплосодержание перегретого пара:
4t п=4>+ аОк + Сп п (^ 4с) = 4)+ (Сп—Сип) ^к+Сц п4 (9.55)
/к — температура кипения при данном парциальном давле-
нии пара в смеси в °C;
Спп — теплоемкость перегретого пара в Дж/(кг°С).
Сумма г’о + сп^к соответствует теплосодержанию сухого насы-
щенного пара для данного парциального давления пара; 4)—
теплота фазового перехода при / = 0.
12** 1897
361
Подставляя выражение для inB в (9.54), получим
• +<* Ио+('п- *п «К+*« «41. (9- 56)
1 4-«
Если во влажном воздухе имеется сконденсировавшаяся
жидкость, то зависимость для теплосодержания примет вид
I = 73-71tcP в+dn [/0+(с„ - сп д) /к + сп п/] + dxcxt}, (9.57)
где dn и </ж— соответственно количество влаги в паровой и
жидкой фазах;
с® — теплоемкость жидкости в Дж/(кг°C).
При отсутствии конденсата и при сухом насыщенном паре в
смеси и так как tK=t,
/==ТТ7^в+^^ + ^- (9-58>
1 + а
Для сухого насыщенного водяного пара наиболее часто поль-
зуются формулой Л. К. Рамзина:
iH=2490 • Ю3-^ 1,92-103/ Дж/кг. (9.59)
При температурах от —20 до 100° С можно пользоваться сле-
дующим уравнением, полученным на основании расчетов по
таблицам М. П. Вукаловича:
iH=2501 • 103+1,76-103/ Дж/кг. (9.60)
Ошибка при этом не превышает 0,1%.
Подставив величину теплосодержания сухого насыщенного
водяного пара из последнего уравнения в формулу (9.58) и при-
нимая СрВ=1005 Дж/(кг °C), получим следующее выражение
для теплосодержания влажного воздуха, отнесенного к 1 кг су-
хого воздуха:
i = 1005/+d (2490 • 103 +1,92 • 103/). (9.61)
Количество тепла, подведенного к паро-газовой смеси или от-
веденного от нее, определяется по уравнению
* V1
«1+ С pdv, (9.62)
О»
где и — внутренняя энергия,
или vdp. (9.63)
м
Подставив i из формулы (9.56), получим
Pt
1 [(^2 ^1) п)+^ (Gi п)(Ас2 ~~ Acl)] J "Vd Р~
Pl
(9.64)
Параметры состояния влажного воздуха — температура, вла-
госодержание, влажность, парциальное давление, теплосодержа-
ние, характеризующие его тепловые и влажностные свойства, не
являются независимыми. Из всех указанных параметров только
температура и влагосодержание могут изменяться произвольно
и независимо одна от другой Остальные параметры являются
зависимыми переменными от t и d — каждому конкретному со-
четанию параметров t и d отвечают определенные значения
остальных параметров. Но независимые переменные t и d могут
изменяться лишь в определенных пределах, так как каждому
значению температуры соответствует свое предельное значение
влагосодержания и наоборот.
Термодинамика влажного воздуха
При рассмотрении основных термодинамических процессов
изменения состояния влажного воздуха будем считать, что эти
процессы не сопровождаются фазовыми превращениями, т.
при этом не происходит конденсации пара или испарения жид-
кости. Пусть начальное состояние влажного воздуха характери-
зуется давлением р\, температурой и плотностью рь При пос-
тоянстве удельного объема смеси ее плотность также неизменна:
Qcm = Const, Qn = Const, QB = Const.
По закону Дальтона
Рп1 = ПпРсм! И Рв1 = ObPcmG
Рп2 = ПпРсм2 И Рв2 = увРсм2,
гДе пп и vB — объемное содержание пара и воздуха в смеси.
Из этих соотношений получим
Рп2 Рв2 Реи 2 (9.65)
Pul Pel Рсм1
Из условия постоянства состава смеси массовые доли пара и
воздуха в смеси-
q __ 0п1 __ 6п2
7п л
Qc Ml Qcm2
И
п ___ 0в1 __ Qb2
7В •
QcmI Qcm2
Тогда
-ggg. — -ft»?-. (9.66)
0п1 Св1 QcmJ
12*
363
Выразив плотность пара в смеси в начале и в конце процес-
са через влажность газа, получим
?2бн2 6в2 0см2
TiChI 6в1 6см1
или
?2 6н1 6см2 (g gy)
•Р1 6н2 6см 1
Ниже приводятся некоторые сведения об основных термоди-
намических процессах для влажного воздуха
Изохорный процесс. В изохорном процессе давления изменя-
ются пропорционально абсолютной температуре:
Рп2 Рв2 Рсм2 Tj (g gg)
Pnl Pel Ami T!
Так как плотность пара в процессе остается неизменной, то
Chi. . (9.69)
?1 6н2 Т!
Изменение влажности воздуха <р определяется изменением
температуры в процессе и не зависит от давления. Работа газа
в процессе равна нулю. Подводимое извне тепло затрачивается
на изменение внутренней энергии:
Pi
J vdp = R^{t2-tx\
pi
где
Ясм = 73-7(Яв+^п). (9.70)
Используя формулу (9.64), после преобразований получим
=(4 - 4) + -4- (с - сп п I (tK2 - /к1), (9.71)
а + 1
где /к2 и /к1 — температуры кипения, соответствующие давлени-
ям Рп2 И Рпь
cv — теплоемкость влажного воздуха при постоянном
объеме.
Изобарный процесс- При изменении температуры паро-воз-
душной смеси от Т\ до Тг
Ам2 6см 1 7*2 (д 72)
Ам1 6см2 71
Из условия постоянства состава смеси
^al—Ссм2.==_71_ , (9.73)
0п1 6см1 7 2
364
т. е. при изобарном процессе плотность паро-воздушной смеси и
пара обратно пропорциональна температуре. Из этого же урав-
нения следует, что
12=^Н1 _Л_ . (9. 74)
?1 Сн2 Т 2
Если в последнее уравнение вместо отношения температур
подставить их значения из формулы (9.72), то, воспользовав-
шись уравнением состояния, получим
?2 Сн1 Ос м2 Рн1^п^2 Ту ра1 (д 75)
?1 0н2 Ос Ml рк2
Подводимое извне тепло идет на изменение теплосодержания
смеси:
Я= j 1^2 ^1) (СР В + rfcn п) (^п Сп п) (А<2 41Я-
Так как р = const, то /К2 = ^к1 и
9=77-7 п)-
Учитывая, что
Срсм = . . . п)»
„ 1 + а
получим
q = i2—h^cpcv(t2—Л). (9.76)
Изотермический процесс. При постоянной температуре
Он = const и ра = const. Следовательно,
?2 0см2 Рсм2 Рп2 Рв2 ^д уу)
0см1 Рсм1 Рп1 Рв1
Количество тепла, подведенного к смеси в результате сжа-
тия, определяется по формуле
q=l2-lt-RT ln-^~
Pc Ml
или
9=7~т (сп — n) (^K2 - Aa) -RTln-P^-. (9. 78)
1 + d
Адиабатный процесс. Связь между давлением и температу-
рой определяется соотношением
fe-i
— =( -^-) к . (9.79)
\ Рсм1 /
365
Плотность и удельный объем связаны с температурой и дав-
лением:
Г; _ Г1 \ QcMl У VCM1 \*~х. (9.80)
\ vcm2 )
Рсм2 . , / VCM1 ' \к~(Ссм2 у (9.81)
Ам1 \ VCM2 , 1 к 0см1 У
Из уравнения (9.67)
?2 Сн1 J '2X^1 • (9. 82)
?1 Sh2 ( < т\ У
У2 8н1 । _L ( Рсм2 A k (9.83)
?1 Сн2 \ Рсм1 J
По формулам (9.82) и (9.83) можно определить параметры
паро-воздушной смеси, , соответствующие началу конденсации
(при ф2=1):
Qh2 . 0н2 У10н1
”см2 ”см1
или с использованием уравнения состояния
__Р22_ = . (9.84)
rf271 Г*-1
Параметры влажного воздуха в конце процесса:
Сй2 = <Р2бн2» (9.85)
есМ2=есМ1(^-^; (9.86)
\ Рсм1 /
6b2 = Qcm2 ?2Qh2. (9.87)
Работа процесса определяется по термодинамическим урав-
нениям для адиабаты.
Диаграмма влажного воздуха
Связь между параметрами влажного воздуха наиболее наг-
лядно изображается графически при помощи /—d диаграммы
(рис 9.19), предложенной Л. К. Рамзиным и независимо от него
Молье.
Из выражения (9.61) следует, что изотермы в области нена-
сыщенного пара являются прямыми на диаграмме l—d. Для
построения изотермы достаточно двух точек, одну из которых
Обычно берут с координатами d—О и 1= 1005/. Другую точку
можно взять при любом значении d в пределах диаграммы. При
построении I—d диаграммы в прямоугольных координатах наи-
более важная область ненасыщенного перегретого пара оказы-
вается очень вытянутой и неудобной для практического исполь-
зования. Чтобы сделать диаграмму более удобной, построение
производят в косоугольных координатах Для этого на оси абс-
цисс от нулевой точки (0) в принятом масштабе т,/ откладыва-
ют значения влагосодержания d Затем из точки 0 под произ-
вольным углом а проводят прямую 0А. В диаграмме,
предложенной Л. К Рамзиным, этот угол составляет 45°, а в ди-
аграмме Молье угол а выбирают так, чтобы изотерма /=0 в не-
насыщенной области была расположена горизонтально
Из произвольно выбранной точки А прямой 0А откладывают
по вертикали отрезок ЛВ = 2490-103 mtd, где тг—произвольно
принятый линейный масштаб теплосодержания Поэтому пря-
мая 0А в диаграмме Молье образует с осью d угол, тангенс ко-
торого
tga=2490-103
и
it=o=2490 • 103d Дж/кг
Далее из точки В откладывают отрезок ВС, равный 1005/mi
Из точки С проводят прямую СЕ параллельно ОВ, так как про-
367
взведение 1005frn{ при заданном значении t не зависит от влаго-
содержания и является постоянной величицрй для всех d. Из
точки С откладывают значение последнего слагаемого уравне-
ния (9.61), т. е. отрезок
CD = 1,92 • 1 Wdmi Дж/кг.
Соединив точки Е и D, получают прямую ED, характеризую-
щуюся тем, что каждая ордината, проведенная между прямыми
ОА и ED, выражает в принятом масштабе величину теплосо-
держания влажного воздуха при заданной температуре t и раз-
личных значениях d. Прямая ED является изотермой, так как
представляет собой геометрическое место точек, которые при
различных влагосодержаниях имеют одинаковую температуру.
Перегруппировав члены уравнения (9.61), получают
/= (1005+1,92-103d)/ + 2490-104 -
или
/ = ^ + 2490-104
Величину с'= 1005+1,92-103</ Дж/(кг°C) называют условной
теплоемкостью влажного воздуха.
Из предпоследнего уравнения видно, что с увеличением тем-
пературы смеси при постоянном влагосодержании растет тепло-
содержание смеси, т. е. увеличивается угол между изотермой й
осью абсцисс. Таким образом, изотермы не параллельны между
собой, а расходятся пучком прямых в направлении от оси орди-
нат. Линии i==const наносятся на диаграмму на определенном
расстоянии друг от друга параллельно прямой ОА.
I—d диаграмма делится на две обла'сти — область перегре-
того пара и область насыщенного пара, так называемая область
тумана. Границей этих областей являемся кривая насыщения.
Для нанесения на I—d диаграмме кривбй насыщения по табли-
цам или по формулам для заданных температур предварительно
определяется давление насыщения, а затем по формуле (9.49)
находятся соответствующие значения dH при выбранном баро-
метрическом давлении.
Ряд значений t и с?н образует семейство точек, по которым и
строится линия ф=1.
Для построения линий ф<1 используется соотношение
Рп=<РРн. При этом соотношение (9.49) приобретает вид
d =0,622----. (9.88)
Дем —
Построение линий ф<1 производится способом, аналогич-
ным для построения линий ф = 1.
Область диаграммы, расположенная выше линии ф=1, ха-
рактеризует состояние ненасыщенного воздуха. Под кривой
368
Ф=1 и выше изотермы t=Q находится область тумана. Ниже
изотермы / = 0 расположена область ледййого тумана.
Определим расположение изотерм в области тумана. В наи-
более общем случае влажный воздух может содержать влагу в
виде жидкости, например в виде тумана, или кристаллы льда,
например хлопья снега, или и то и другое вместе, т. е. влажный
снег. В этом случае влагосодержание можно рассматривать как
сумму содержания пара, воды и льда:
d=dn-^-dm + da.
Теплосодержание влажного воздуха в этом случае определя-
ется по уравнению
/= 1005/4-4(2490-103 4-1,92-103/) + dmt-~4103(335—2,1/), (9.89>
так как теплота плавления льда равна 335-103 Дж/кг, а тепло-
емкость льда сл = 2,1 • 103 Дж/кг.
Проанализируем изменение теплосодержания влажного воз-
духа в зоне тумана. Допустим вначале, что 4 = 0. Влагосодер-
жание насыщенного воздуха может повышаться только за счет
добавления к нему влаги в капельно-жидком состоянии. Поэто-
му приращение энтальпии происходит только на величину dwt~
Это приращение значительно меньше увеличения энтальпии при
фазовом превращении воды в зоне ненасыщенного воздуха, ког-
да его энтальпия изменяется на величину
4 (2490-103 4-1,92-103/).
» Поэтому после пересечения с кривой ср = 1 изотермы в зоне
тумана резко меняют направление, приближаясь к линиям
/ = const.
Изотермы ледяного тумана наклонены к оси абсцисс сильнее,
чем изотермы влажного тумана, так как в этом случае энталь-
пия уменьшается в соответствии с предпоследним уравнением
на величину
4-103(335—2,Ил) Дж/кг.
Из формулы (9.50) видно, что при постоянном влагосодержа-
нии с изменением барометрического давления от В, до В2 влаж-
ность воздуха должна соответственно изменяться от cpi до срг-
Считая процесс изотермическим, из равенства (9.77) имеем
Другими словами, при заданном парциальном давлении рп вла-
госодержание уменьшается при росте барометрического давле-
ния В и, наоборот, рн увеличивается с уменьшением В.
Пусть при барометрическом давлении Bi парциальному дав-
лению рп соответствуют влагосодержание d\ и влажность
36»
<pi = 100%. Тогда при B2>Bt тому же значению парциального
давления будет соответствовать уже меньшее значение влагосо-
держания d2 и, следовательно, при той же температуре кривая
<ра=1ОО% сдвинется влево соответственно точке пересечения ли-
нии 4f=const с изотермой /=const. Например, линия <р=100%
для давления В\ будет в то же время линией <р==50% для баро-
метрического давления:
В свою очередь линия <Р2 = 5О% для давления В{ является ли-
нией <р = 100% для В3=2В1.
При одной и той же температуре с уменьшением барометри-
ческого давления увеличивается предельное влагосодержание, а
следовательно, увеличивается ассимиляционная способность
воздуха, т. е способность его поглощать большое количество во-
дяного пара.
При постоянном влагосодержании температура насыщения
уменьшается с уменьшением барометрического давления. При
увеличении общего давления температура насыщения увеличи-
вается Поэтому при сжатии газа может произойти конденсация
водяных паров при данной температуре.
При повышении температуры насыщенного воздуха возрас-
тает соответствующее этой температуре давление насыщенного
пара. При температуре, равной температуре кипения при дан-
ном давлении, давление паров воды становится равным баро-
метрическому, а содержание воздуха в паро-воздушной смеси
уменьшается до нуля. Из формулы (9.49) следует, что при этих
условиях d — oo, т. е. изотерма, соответствующая температуре
кипения воды, пересекается с кривой <р = 100% в бесконечности.
После пересечения линий <р<1 с изотермой, соответствую-
щей температуре кипения воды при барометрическом давлении,
для которого построена данная I—d диаграмма, линии <р = const
в первом приближении превращаются в вертикальные прямые.
Действительно, в этом случае уравнение (9.49) приводится к
виду
</=0,622 —=0,622-----------------= 0,622—. (9.90)
Вп — Рп Рк — <ГРн 1 — ?
Выражение (9.90) показывает, что дальнейшее повышение
температуры не влияет на величину d и ср. Так как влажность ср
зависит от температуры, то в действительности линии ср=const
при температурах, больших 100° С, не строго вертикальны, а
имеют небольшой наклон влево.
i—d диаграмма позволяет решать графически ряд практиче-
ских задач. Процесс нагревания влажного воздуха изображает-
ся вертикальной прямой K.L при </=const (см. рис. 9.19).
Процесс охлаждения влажного воздуха изображается обратной
j ।
вертикальной прямой LK. При охлаждении влажного воздуха
лосле достижения определенной для данного влагосодержания
температуры может начаться конденсация водяного пара н вы-
падение его в виде росы. Температура, соответствующая этому
состоянию насыщенного воздуха, называется точкой росы (точка
КО-
Процесс охлаждения и осушки воздуха в охладителе поверх-
ностного типа изображается линией LKK\Kz. Сначала воздух
охлаждается (участок LKK\), а затем из него выпадает влага
(участок K\Kz). Количество выпавшей влаги на 1 кг сухого воз-
духа определяется разностью влагосодержаний dK\—dK2
Процесс смешения влажного воздуха различного состояния
изображается прямой, соединяющей точки, соответствующие
этим состояниям. Определим состояние смеси, образовавшейся
из п кг влажного воздуха с параметрами, определяемыми точ-
кой N, и т кг воздуха, состояние которого характеризуется точ-
кой М Баланс влаги, участвующей в процессе смешения,
ndr, +mdM= (m + n)dCK, (9 91)
где dciil — влагосодержание смеси.
Аналогично этому можно записать тепловой баланс:
1^п + 1мт= (т + п)1см, (9.92)
где ZCm — теплосодержание смеси.
Представим выражения (9 91) и (9 92) в виде
n(dK—rfCM) =m(dCM—dM),
(ii\ Zcm) = fit G'cm Im)
я разделим второе на первое-
In — ZCM /см /jf
Ддг — Дсм dclt d^
(9.93)
Полученное выражение является уравнением прямой, прохо-
дящей через заданные точки N и М. Точка Р лежит на прямой
MN и характеризуется координатами гсм и dCK. Положение точ-
ки Р на прямой MN определяется по «правилу рычага» путем
деления отрезка MN в отношении п/т+п и mim + n, т. е. точка
Р лежит тем ближе к точке N, чем больше п. Из соотношений
(9.91) и (9 92) величины й?см и tCM можно определить аналитиче-
ски:
ndN + mdM
т + п
niN + miM
^см
^см
(9.94)
(9. 95)
371
Если точка, соответствующая состоянию смеси, находится
ниже кривой <р= 100%, то точка смешения характеризует не
влажный воздух, а воздух, насыщенный влагой и содержащий
капли тумана в результате частичной конденсации пара.
i—d диаграмма для переменного давления.
При расчетах наземных установок кондиционирования воздуха
пользуются i—d диаграммой, построенной для барометрическо-
го давления В=99-103 Н/м2 (745 мм рт. ст.), так как давление
в наземных условиях мало отличается от этой средней вели-
чины.
В системах кондиционйрования летательных аппаратов дав-
ление воздуха значительно отличается от наземного. Кроме то-
го, на некоторых участках системы кондиционирования воздух
может находиться в состоянии, соответствующем области тума-
на. Поэтому диаграмма, помимо обычных изотерм, должна иметь
также изотермы тумана.
Как следует из уравнения (9.90), влагосодержание является
функцией абсолютного давления р, давления насыщенного пара
рн и влажности ср. Так как давление насыщенного пара является
функцией температуры, то в общем виде
d=f(p, t, ср).
При построении обычной I—d диаграммы принимается, что
влагосодержание является функцией двух параметров:
d=f'{t, <р).
Для построения графической зависимости, выражаемой пред-
последним уравнением, вводится новый параметр р* = р/ф.
Подставив р* в формулу (9.90), получим выражение
d = 0,622—, (9.96)
Р* — Р*
из которого следует, что влагосодержание d определяется двумя
переменными — давлением р* и температурой и может быть
графически изображено в виде семейства кривых р* = const.
I—d диаграмма для переменного давления строится обычны-
ми методами, приведенными выше, с той разницей, что влагосо-
держание определяется по последней формуле и вместо линии
Ф = const в обычной i—d диаграмме в этом случае наносятся ли-
нии р* = const, I—d диаграмма, построенная по этому способу,
изображена на рис. 9.20. Из этой диаграммы непосредственно
могут быть определены параметры, характеризующие состояние
влажного воздуха при различных барометрических давлениях:
температура, влагосодержание, энтальпия и р*. Линии р* =
= const характеризуют состояние насыщенного воздуха (ф =
372
= 100%) при соответствующем абсолютном давлении р—р*. Эта
диаграмма для переменного давления используется для расчетов
так же, как и i—d диаграмма для постоянного давления.
Взаимодействие воздуха с водой
В соответствии с первым законом термодинамики внутрен-
няя энергия dE изменяется вследствие совершения работы dL и
теплообмена dQ:
dE — dQ—pdv. (9.97)
При постоянном давлении
dQ = d (Е+pv) = di. (9.98)
Если теплообмен осложнен массообменом, например, в про-
цессе испарения при р = const для системы жидкость — газ и
при отсутствии внешнего источника тепла (изобарно-адиабат-
ный процесс), то
di=VdM', (9.99)
где I' — теплосодержание жидкости;
dM' — изменение массы жидкости, отнесенное к единице
массы газа.
373
Величина <Ш' равна бесконечно малому изменению влагосо-
держания воздуха:
dW=d(d).
Следовательно,
di=i'd{d).
Интегрируя это выражение, получим
1'2=Л + i' {d%—d\). (9.100)
Таким образом, если изобарно-адиабатный процесс ослож-
нен массообменом, то он происходит при изменении теплосодер-
жания газа.
Рассмотрим взаимодействие газа и жидкости, сопровождаю-
щееся тепло-и массообменом при изобарно-адиабатном процес-
се Обозначим температуру газа и жидкости соответственно че-
рез to и tw*. Под температурой жидкости подразумевается тем-
пература ее поверхности, которая в зависимости от направления
теплового потока может быть как ниже, так и выше температу-
ры глубинных слоев.
Количество тепла, передаваемого теплообменом от газа к
жидкости,
<71 = a (f0-/«,*), (9 101)
где a—коэффициент теплоотдачи.
Жидкость нагревается и испаряется, причем газу передается
тепло
<72 = а'г(рн--ро), (9.102)
где а' — коэффициент массообмена;
г — теплота испарения;
Рн — давление насыщенного пара при температуре жидко-
сти;
Ро — давление пара в воздухе
Теплота ?H = ?i—<72 затрачивается на нагревание жидкости.
По мере нагревания растет температура жидкости и, следова-
тельно, qi уменьшается, а q% растет. В момент когда <72 станет
равным qu нагрев жидкости прекращается, так как все тепло,
получаемое ею от газа путем теплообмена, будет возвращаться
газу путем массообмена.
Система жидкость — газ в дальнейшем будет находиться в
динамическом равновесии, и в процессе тепло- и массообмена
жидкость будет испаряться при постоянной температуре до тех
пор, пока не испарится вся жидкость. Температура жидкости,
соответствующая этому процессу, называется температурой
адиабатного испарения и обозначается обычно т. При опреде-
ленных условиях, рассмотренных ниже, температура адиабатно-
го испарения равна температуре, показываемой термометром,
щарик которого смочен водой. Это так называемая температура
874
мокрого термометра. Температура воздуха станет равной тем-
пературе жидкости, очевидно, в том случае, если воздух полно-
стью насыщен паром.
Рассмотрим некоторые характерные случаи взаимодействия
воздуха с водой. Пусть температура жидкости такова, что пар-
циальное давление пара в воздухе больше давления насыщения,
соответствующего температуре жидкости В этом случае проис-
ходит конденсация пара из смеси Газ, отдавая тепло, будет ох-
лаждаться, а жидкость — нагреваться. По мере нагрева давле-
ние насыщенных паров рн У поверхности жидкости начнет расти,
и При to=tw (т. е. когда температура жидкости достигнет темпе-
ратуры точки росы газа) конденсация прекратится Так как тем-
пература газа в этот момент по-прежнему выше температуры
жидкости, то жидкость будет продолжать нагреваться и массо-
обмен будет происходить в обратном направлении, поскольку
значение рн превысит р0 Жидкость будет испаряться и нагре-
ваться до тех пор, пока не достигнет температуры т.
Если температура жидкости выше температуры газа, то все
тепло в процессе охлаждения и испарения будет переходить от
жидкости к газу. Когда температура жидкости достигнет темпе-
ратуры газа и величина q\ обратится в нуль, тепло будет отни-
маться от жидкости путем массообмена и ее температура еще
больше понизится, т е жидкость можег быть охлаждена до бо-
лее низкой температуры, чем у охлаждающего ее газа. При этом
величина q\ сделается положительной и будет увеличиваться до
тех пор, пока не станет равной <72, т е. пока тепло, отдаваемое
жидкостью путем массообмена, не начнет возвращаться ей от
газа путем теплообмена. Таким образом, охлаждение жидкости
возможно лишь до температуры предельного охлаждения т.
Адиабатную температуру испарения можно определить из
теплового и материального баланса. Пусть за некоторый проме-
жуток времени влагосодержание воздуха увеличилось на б?(е/См),
а температура уменьшилась на dt. Количество тепла, необходи-
мое для испарения d(dCM) кг воды и для нагрева образующего-
ся пара до температуры окружающей среды, отнесенное к 1 кг
сухого воздуха,
<7п+<7н = [г+сп(/с—^м)] d(dCM), (9.103)
где сп — теплоемкость пара;
/с—температура воздуха по показаниям сухого термо-
метра;
tu — температура воздуха по показаниям мокрого термо-
метра.
Это тепло отнимается от окружающего воздуха, в результате
чего температура последнего уменьшается на dt. Напишем для
этого случая уравнение теплового и материального баланса:
[г+сп(А—= —(св+М)Л, (9.104)
где св — теплоемкость воздуха.
375
Разделив переменные и проинтегрировав полученное урайне-
ние от d до <fM и от tc до получим
. (9.105)
С» +
Разность tc—tM характеризует не только способность возду-
ха отдавать тепло, но и поглощать водяные пары. Если эту раз-
ность отнести' к температуре паро-газовой смеси, то получим
критерий , где Тс — температура паро-газовой смеси по
Л:
показаниям сухого термометра. Этот критерий, численно рав-
ный отношению потенциала переноса вещества к потенциалу пе-
реноса тепла, называют термодинамическим критерием испаре-
ния.
Температура, показываемая мокрым термометром психро-
метра, не равна Истинной температуре мокрого термометра,
т. е. температуре адиабатного испарения. Отклонения появля-
ются вследствие ряда причин: при ламинарном обтекании пси-
хрометра поверхность жидкости может не находиться в равно-
весном состоянии с окружающим воздухом, показания мокрого
термометра искажаются излучением стенок камеры на выступа-
ющий столбик ртути и т. д.
На рис. 9.21 приведена диаграмма, построенная по экспери-
ментальным данным, для определения величины психрометри-
ческой ошибки. По оси ординат отложена ошибка Д в процен-
тах от измеренной психрометрической разности (ta—tM'), а по
оси абсцисс — показания мокрого термометра психрометра tM'.
Истинная температура мокрого термометра
' (9.106)
м и loo ’ v '
где V — температура по показаниям мокрого термометра. При
4>30°С и скорости обтекания термометра у^2,5 м/с ошибкой
можно пренебречь. В этом случае температура, показываемая
мокрым термометром, примерно равна действительной темпера-
туре мокрого термометра.
При хорошем массообмене психрометра с окружающей сре-
дой и невысоких температурах влажность воздуха можно опре-
делить по величине #п:
/,„=/,.-0.504(9.107)
где —давление пара в кН/м* при /=/'„.
Обычно влажность воздуха определяют по показаниям сухо-
го и мокрого термометров при незначительном обдуве шарика
Термометра. Поэтому необходимо вносить поправки на показа-
ния мокрого термометра или пользоваться эмпирическими фор-
етв
мулами, которые дают возможность непосредственно опреде-
лить влажность по наблюдаемой психрометрической разности
(*c~V)-
Парциальное давление пара в этих случаях можно опреде-
лить следующим образом. В случае равновесия количество теп-
ла, отдаваемого в окружающую -среду при испарении влаги с
Рис. 9.21. График для определения психро-
метрических ошибок
поверхности шарика мокрого термометра, равно количеству теп-
ла, воспринимаемого шариком из окружающей среды:
“'(PM-Pn)r=a(/C-Q, (9.108)*
где г — теплота испарения при температуре мокрого термомет-
ра:
Го — теплота испарения при 0°С;
сп— удельная теплоемкость пара.
Из (9.108) получаем
A=^m-^(4-Q, (9.109)
где' А=——психрометрический коэффициент.
а'г
377
Зависимость/ коэффициента А от скорости движения возду-
ха по Зворыкину приведена в виде графика на рис. 9.22. Рекна-
гель предложил следующую формулу для коэффициента А:
(9. 110)
где v — скорость воздуха в м/с.
При осушке влагосодержание воздуха уменьшается, а влаж-
ность воздуха при этом может уменьшаться, оставаться неизмен-
Рис. 9.22. Зависимость
психрометрического ко-
эффициента А от скоро-
сти движения воздуха v
Рис. 9. 23. Процессы осушки
воздуха в i—d диаграмме
ной или увеличиваться. Так, если осушка происходит при посто-
янной энтальпии воздуха (процесс АВ, рис. 9.23), то она сопро-
вождается возрастанием температуры воздуха и уменьшением
его влажности; если осушка производится при постоянной тем-
пературе воздуха (процесс АС), то она сопровождается умень-
шением его энтальпии и влажности. При одновременном умень-
шении энтальпии и температуры (процесс AD) осушка может
сопровождаться как увеличением, так и уменьшением влажно-
сти; наконец, энтальпию воздуха можно уменьшать, сохраняя
влажность неизменной; при этом температура воздуха будет по-
нижаться.
Осушка воздуха конденсацией
Если на диаграмме I—d (см. рис. 9.23) прямая процесса
осушки АК пересекается с кривой ф=1, то осушку можно осу-
ществлять путем контакта воздуха с охлаждаемой поверхно-
стью, температура которой ниже точки росы. При весьма низкой
температуре охлажденной поверхности влага будет выпадать не
только на этой поверхности, но и в прилегающем к ней слое
воздуха. Для отделения образовавшейся воды или льда из осу-
3ft
шейного воздуха в этом случае необходимо применять дополни-
тельные сепараторы, иначе конечное влагосодержание воздуха
может оказаться выше заданного. Процесс осушки путем кон-
денсации на холодной поверхности в энергетическом отношении
является наиболее выгодным.
Конденсаторы для осушки воздуха мало отличаются от обыч-
ных конденсаторов, рассмотренных в разд. 7.6.
9.4. ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИЕ ОСУШИТЕЛИ
Для осушки воздуха путем физико-химического поглощения
в качестве поглотителей применяются водные растворы солей и
твердые поглотители.
Осушка водными растворами солей основана на том, что уп-
ругость пара в пограничном слое над поверхностью солевого
раствора при одной и той же температуре меньше, чем над по»
верхностью воды. Способность раствора поглощать влагу из
воздуха определяется физико-химическими свойствами раство-
ренного вещества и его концентрацией.
Для анализа свойств водных растворов удобно пользоваться
фазовой диаграммой (рис. 9.24). При понижении температуры
раствора, т. е. при перемещении вправо вдоль кривой криоско-
пических состояний /, из раствора выделяются кристаллы льда
и концентрация растворенного вещества в жидкости повышает-
ся. При перемещении влево вдоль кривой состояний насыщенно-
го раствора 11 охлаждение раствора сопровождается выпадени-
ем кристаллов растворенного вещества. Согласно фазовой
диаграмме каждому значению концентрации растворенного ве-
щества соответствует определенная температура криоскопическо-
го состояния, или состояния замерзания насыщенного раствора.
Таким образом, при изменении концентрации изменяется темпе-
ратура замерзания раствора.
В криоскопическом состоянии каждому значению концентра-
ции раствора соответствует определенное значение равновесной
влажности воздуха, т. е. упругости пара над раствором. В срав-
нительно узком интервале температур упругость пара незначи-
тельно изменяется в зависимости от температуры. Это свойство
позволяет рассматривать кривые ср = const в I—d диаграмме в
качестве кривых равновесного состояния водяного пара над по-
верхностью раствора постоянной концентрации при температу-
рах выше криоскопической. В качестве осушителей в системах
кондиционирования воздуха используются растворы СаС^,
MnCl2, NaOH, ZnCl2, LiJ, LiCl.
На рис. 9.25 приведена качественная характеристика Гигро-
скопичности СаС12 и LiCl в виде зависимости содержания воды
Up в 1 кг сорбента при 15° С от равновесной влажности воздуха
<р. Для сравнения приведены также кривые для жидких осуши-
телей — глицерина и серной кислоты, близких по гигроскопичё-
379
ским свойствам, и твердых осушителей — медного купороса
CuSOi SHaO и силикагеля. Ступенчатые линии 1 и 2 характер-
ны для гидратирующих молекул.
Осушка воздуха твердыми поглотителями влаги происходит
в результате физико-химического взаимодействия паров воды с
сорбентом: сорбции влаги, образования гидратов и растворения
Твердые осушители можно разделить на три группы: массивные
осушители; гели, или природные сорбенты; импрегнированные
(пропитанные) осушители.
Рис. 9.24. Диаграмма солевого
раствора
(С — концентрация растворенного
вещества)
Рис 9.25. Сорбционные свой-
ства осушителей’
1—L1C1, З-СаСЬ, 3—глицерин И
серная кислота, 4—медный купорос
и силикагель
Массивные осушители практически не имеют пористой струк-
туры, и сорбция влаги происходит или путем химического взаи-
модействия, или в результате присоединения кристаллизацион-
ной воды. Такие осушители сравнительно слабо поглощают вла-
гу из воздуха и поэтому получили ограниченное применение, они
Используются в основном в лабораторной практике. В технике
Применяются некоторые растворы этих осушителей (табл. 9.1).
Осушка воздуха гелями осуществляется главным образом
путем адсорбции и последующей капиллярной конденсации во-
ды в разветвленной пористой структуре осушителя. К таким осу-
шителям относятся силикагель, алюмогель, феррогель и др. Как
известно, при контакте двух несмешивающихся фаз, например
газа и твердого тела, газа и жидкости и др., концентрация од-
ной из них в другой у границы раздела больше, чем в объеме.
Повышение концентрации у поверхности раздела фаз обычно
обусловлено тем, что атомы на поверхности подвержены дейст-
вию неуравновешенных сил притяжения, перпендикулярных к
поверхности, и, следовательно, обладают некоторой ненасыщен-
ностью. На поверхности ряда веществ атомы могут быть насы-
щены связями с соседними атомами или молекулами; в этих
Случаях адсорбция обусловлена физическими силами притяже-
яия, неполярными силами Ван-дер-Ваальса, силами дипольного
*>
Таблица 9.1
Осушительная способность массивных сорбентов
(/=25° С)
Осуши- тель (сорбент) CuSO4 ZnBrg СиСЧ CaClg CaO NaOH CaBr2
Равновес- ное коли- чество пара в воздухе в мг/л 1,4 1,1 0,8 0,14—0,25 0,2 0,16 0,14
Продолжение
Осуши- тель (сорбент) MgO CuSO4 Mg[C104)2 ЗН2О КОН плав- леный Mg(ClO4) безвод- ный Р2О5
Равновес- ное коли- чество пара в воздухе в мг/л 0,008 0,004 0,002 0,002 0,0005 25-10-6
взаимодействия и поляризационными. Поверхность многих ве-
ществ обладает гораздо большей насыщенностью и при адсорб-
ции стремится образовать химические связи с веществом сопри-
касающейся фазы (хемосорбция).
Число молекул газа или пара G = nx, концентрирующихся на
поверхности сорбента, зависит от числа молекул п, ударяющих-
ся о поверхность, и продолжительности их пребывания на по-
верхности г.
Величина п в условиях равновесия зависит от средней скоро-
сти молекул м и числа молекул в единице объема газа:
п =——р (9.111)
у 2nMRT
где Д'= 6,023-1023 — число Авогадро, а М — молекулярная мас-
са Например, число столкновений молекул водяного пара с по-
верхностью вещества площадью 1 см2, находящейся в контакте
с влажным воздухом при <p=10%, за 1 с составит 8,5-1020. Так
как для сплошного покрытия этой поверхности мономолекуляр-
ным слоем достаточно приблизительно 1015 молекул воды, то при
равновесии столкновение указанного числа молекул с поверхно-
стью произойдет в течение примерно одной миллионной доли
секунды. В начальный момент соприкосновения газа с поверх-
13 1897
381
носты© и наблюдается такая большая скорость адсорбции, а ад-
сорбционное равновесие наступает практически мгновенно
При столкновении молекулы адсорбируемого газа с поверх
костью возможны два случая упругое отражение от поверхно
сти с углом отражения, равным углу падения, и диффузионное
отражение, когда молекула в течение некоторого времени оста-
ется на поверхности, а затем испускается ею так, что направле
ние движения'молекулы не связано непосредственно с перво-
начальным направлением до столкновения В подавляющем
большинстве случаев имеет место именно второй случаи
Еслй время т контакта молекулы с поверхностью достаточно
велико, то между ними будет происходить энергообмен, причем
полное тепловое равновесие наступит в случае, когда время т
пребывания молекулы на поверхности больше периода колеба
ний молекул поверхности по крайней мере в 100 раз По Кнудсе
ну, коэффициент аккомодации
т2-тг
а—--------,
Г2-Г1
где Т] —температура газа,
— температура поверхности,
Т/—температура молекул газа, покидающих поверхность
Если обмена энергией нет, то Т2 = Тг и а = 0 При полном
равновесном энергообмене Т2' = Т2 и а=1 Время г, по Френке
лю, _
(9 112)
(9 113)
T=ToeQ^'r,
где Та — период колебаний адсорбированной молекулы в нап
равлении, перпендикулярном к поверхности,
Q—теплота адсорбции, которая выделяется при переходе
Молекулы из газообразного состояния в адсорбирован
Ное
Величина То связана с периодом колебаний молекул или ато
мов поверхности самого адсорбента, но х в основном определи
ется энергией адсорбции
Количество адсорбированного газа прямо пропорционально
давлению
0 =----*Р----хе<?/яг = Ар (9 114)
КЯГг
Влияние члена УТ мало по сравнению с влиянием экспонен
циального члена ес/лг, т е число адсорбированных молекул
при постоянном давлении практически экспоненциально падает
с повышением температуры
Влагосодержание коллоидного капиллярно пористого тела
может приобрести некоторое постоянное значение, называемое
равновесным удельным массосодержанием или равновесной
<«. ч
влажностью и зависящее от температуры, влажности окружаю-
щего воздуха и способа достижения равновесия — десорбции
(осушкй) или сорбции (увлажнения).
Изменяя влажность воздуха при постоянной температуре,
можно получить зависимость между влажностью материала и
давлением пара в нем в виде кривой, называемой изотермой
сорбции.
Из физики поверхностных явлений известно, что давление
насыщенного пара над выпуклой поверхностью выше, а над вог
нутой ниже, чем над плоской, в соответствии с формулой Томсо-
на
е ₽оС»г, (9.115)
РОЗ
где ср' — относительная упругость пара, равная отношению дав-
ления насыщенного пара psr над искривленной поверх-
ностью к давлению ро« над плоской,
oi2 — коэффициент поверхностного натяжения на границе
раздела жидкость — газ,
г — радиус мениска жидкости
Формула Томсона применима для капилляров, радиус кото-
рых находится в пределах 0,5-10~7 см<г<10“5 см. Для капил-
ляров с радиусом больше 10~5 см давление насыщенного пара
над мениском практически равно давлению насыщенного пара
над плоской поверхностью Капилляры подобных размеров, или
макрокапилляры, имеются в таких пористых телах, как, напри-
мер, уголь и силикагель Если упругость пара в пространстве,
окружающем материал, выше упругости насыщенного пара над
вогнутой поверхностью мениска, то пар из свободного простран-
ства диффундирует в капилляр Стенки капилляра адсорбиру-
ют пар и покрываются слоем (пленкой) влаги, которая, осажда-
ясь, образует мениск С появлением мениска возникает капил-
лярная конденсация, или сорбция пара Макрокапилляры, т. е.
капилляры с радиусом больше 10-5 см, могут быть заполнены
водой только при непосредственном соприкосновении с нею.
Макрокапилляры не сорбируют влагу из влажного воздуха, а,
наоборот, отдают ее, даже в атмосфере, полностью насыщенной
водяными парами (<р= 1) Внутренняя поверхность микрокапил-
лярного тела очень велика и значительно превышает поверх-
ность тела с макрокапиллярной структурой Так, например, по-
верхность микрокапилляров с радиусом r= 10-7 см у активиро-
ванного угля составляет 900—1500 м2/г, а поверхность макро-
капилляров с радиусом г= 10~4 см равна 0,35—8,7 м2/г Средняя
поверхность капилляров примерно 400 м2/г В технике в качест-
ве рабочих веществ в осушителях наибольшее распространение
получили силикагель и алюмогель
13*
383
"/кг
Рис. 9.26. Зависимость равно-
весного массосодержания сили-
кагеля от влагосодержания и
температуры воздуха
Силикагелем называется продукт обезвоживания геля крем-
ниевой кислоты, получаемого воздействием серной или соляной
кислоты или растворов различных солей на раствор силиката
натрия, так называемое жидкое
стекло. Силикагель отличается од-
нородностью пор по величине и рав-
номерностью их распределения.
В зависимости от величины пор си-
ликагель делится на мелкопористый
с насыпной массой 700 кг/м3, круп-
нопористый с насыпной массой
400—500 кг/м3 и смешаннопори-
стый, насыпная масса которого
колеблется между приведенными
выше значениями. Влага, погло-
щаемая силикагелем, уменьшает
его способность адсорбировать па-
ры других веществ; кроме того,
-поглощаемые органические веще-
ства вытесняются из силикагеля
влагой воздуха. Поэтому силикагель
применяется главным образом для
осушки воздуха и газов. Свойства технического силикагеля сле-
дующие:
степень чистоты .... ...................... 99,5%
плотность:
истинная........................................2,1—2,3 г/см3
кажущаяся.......................................1,2—1,3 »
насыпная масса......................................0,4—0,8 »
величина удельной поверхности.......................5—6-106см2/г
теплоемкость........................................ 920 Дж/(кг-° С)
теплопроводность при 30° С . ...................110 Вт/(м °C)
Способность силикагеля поглощать пары воды зависит от
температуры влажного воздуха и парциального давления пара:
с увеличением температуры и уменьшением парциального давле-
ния пара эта способность падает. Зависимость равновесного мас-
сосодержания силикагеля от влагосодержания и температуры
воздуха приведена на рис. 9.26. Из этого графика видно, что
применять силикагель при температуре выше 35° С нецелесооб-
разно.
В процессе поглощения водяного пара силикагелем выделя-
ется теплота адсорбции, состоящая из теплоты конденсации
2,5 МДж/кг (600 ккал/кг) и теплоты смачивания 460 кДж/кг
(НО ккал/кг). Максимум повышения температуры соответствует
той области слоя, в которой в данный момент происходит ад-
сорбция. При работе осушителя этот максимум постепенно пере-
мещается в глубь слоя по направлению потока воздуха. При до-
384
стижении силикагелем равновесной влажности адсорбция влаги
прекращается и осушитель прекращает работу. Для дальнейше-
го использования силикагель необходимо активировать, для че-
го он либо прокаливается на металлических листах, либо через
него пропускается горячий воздух с температурой 200—240° С.
После активации через силикагель продувается холодный воз-
дух.
При расчете силикагелевого фильтра-осушителя искомыми
величинами являются его толщина Н и величина фронтальной
поверхности F. Объем силикагеля
V=HF— L<d«~d^x . ; (9. 116)
QcKnp
где L — часовой расход воздуха в кг/ч;
с7н и dK — соответственно начальное и конечное влагосодер-
жание воздуха в кг/кг;
т — время работы осушителя в ч;
q — объемная (насыпная) масса силикагеля в кг/м3;
пПр — предельное массосодержание (влажность) сили-
кагеля.
Предельное массосодержание силикагеля принимают меньше
•его равновесного массосодержания при заданных параметрах
воздуха. В среднем иПр принимается равным 0,08—0,1.
Площадь фронтальной поверхности осушителя F определяет-
ся из выражения
Fqbwb3600 = L (1 + dB),
где vB — скорость воздуха на входе в осушитель в м/с.
Подставив значение F в (9.116), получим
Н = 3600 6bTWb . (9.117)
(1 + </н) Ипрбс
Гидравлическое сопротивление слоя силикагеля с диаметром
зерен 1—3 мм при температуре воздуха 20° С находят по при-
ближенной формуле
Др= (470h-535)/7oib.
Скорость воздуха wB принимается 0,15—0,5 м/с.
Адсорбционная способность алюмогеля ниже, а степень осуш-
ки воздуха выше, чем у силикагеля. Алюмогель применяется
при температуре воздуха не выше 25° С.
Алюмогель, или активированный алюминий, состоит в основ-
ном из окиси алюминия А12О3. Средняя поверхность капилляров
в нем 2,5-10s см2/г, объемная насыпная масса 800 кг/м3, плот-
ность (истинная) 3,25 г/см3.
В некоторых случаях для осушки применяют активирован-
ный уголь, хотя по ряду причин его целесообразнее применять
3S5
для поглощения паров органических веществ, чем паров воды.
Плотность активированного угля колеблется в широком интер-
вале (г/см3):
истинная.......................1,75—2,1
кажущаяся......................0,5 —1,0
насыпная ......................0,2 —0,6
Активированный уголь применяется в виде зерен размером
от 1 до 7 мм или порошка. Адсорбционные свойства активиро-
ванного угля зависят от величины его активной удельной поверх-
ности и структуры, т. е. величины пор и их распределения по
размерам, причем значение имеют лишь микропоры, т. е. поры
диаметром меньше 1 • 10~5 мм. Увеличение внешней поверхности
угля, например, путем его измельчения незначительно повыша-
ет его поглотительную способность.
Импрегнированные осушители изготовляют из пористых ма-
териалов, на поверхность которых наносят гигроскопическое ве-
щество. В этих осушителях сорбция влаги осуществляется как
слоем гигроскопического вещества, так и в результате капил-
лярной конденсации влаги. Поверхность гигроскопического слоя
значительно возрастает вследствие разветвленности капилляр-
ной системы. По мере поглощения влаги гигроскопическая до-
бавка превращается в кристаллогидрат или раствор, который
продолжает поглощать влагу до тех пор, пока ее концентрация
не станет равновесной с осушаемым воздухом. В качестве ве-
ществ (носителей), на которые наносят гигроскопические добав-
ки, применяют силикагель, алюмогель, активированный уголь и
др., перспективны также некоторые пенопласты; наиболее
широкое применение в качестве гигроскопической добавки
получил хлористый литий.
Емкость импрегнированного осушителя зависит от пористости
носителя и количества нанесенной гигроскопической добавки
Более емкими являются осушители на основе крупнопористых
носителей, т. е. крупнопористый силикагель, активированный
березовый уголь. Количество сорбированной влаги при t=20°C
у осушителей на основе крупнопористого силикагеля достигает
61 % массы осушителя, на основе мелкопористого алюмогеля —
25% и на основе активированного угля — 62%. Нанесение
СаС12 на поверхность крупнопористого силикагеля увеличивает
его емкость по воде примерно в 6 раз. При этом емкость мелко-
пористого сорбента, например алюмогеля, увеличивается в
~ 1,5 раза.
Импрегнированные осушители, в которых гигроскопическое
вещество нанесено на поверхность пористого носителя, представ-
ляют значительный практический интерес. В зависимости от по-
ристости носитель обладает свойством сорбента. Однако сорбци-
онные свойства носителя не обеспечивают высокой степени пог-
лощения влаги, поэтому при использовании импрегнированного
осушителя на некоторой стадии поглощение влаги практически
перестает зависеть от сорбционных свойств носителя и опреде-
ляется лишь свойствами раствора, образующегося на поверхно-
сти носителя.
При выборе гигроскопической добавки необходимо учитывать
давление водяного пара над ее растворами: оно должно быть
минимальным в интервале температур 5—40° С. Носитель дол-
жен хорошо пропитываться раствором гигроскопической добав-
ки, иметь как можно меньшую плотность, прочно удерживать
раствор добавки при значительных инерционных перегрузках.
Как отмечалось выше, из гигроскопических добавок наиболее
широкое применение получил хлористый литий LiCl, который
представляет собой белый кристаллический порошок с темпера-
турой плавления ~614°С и кипения 1360° С. Он хорошо раство-
ряется в воде, этиловом эфире, этиловом и метиловом спиртах и
во многих органических растворителях. Теплота растворения
LiCl в воде при /=26° С составляет 35560 Дж/моль
(8,5 ккал/моль). Растворимость хлористого лития в воде приве-
дена в табл. 9 2.
Таблица 9.2
Температура в °C 0 12,5 20 25 40 65 80 105 120 160
Раствори- мость в % 38,9 40,5 44,7 44,9 47,4 51,0 53,1 ' 56,7 57,4 54,0
С водой хлористый литий образует различные кристаллогид-
раты: 1лСЬЗН2О, LiCl-2H2O, LiCl-H2O, ЫС1->/2Н2О. Разнообра-
зие кристаллогидратов связано с влиянием температуры раство-
ра хлористого лития в воде. Хлористый литий не оказывает ток-
сического воздействия на пищевые продукты. Отрицательным
свойством неочищенного хлористого лития является то, что он
вызывает коррозию поверхности многих широко применяемых
металлов. В чистом виде коррозионная активность хлористого
лития незначительна.
Давление пара над поверхностью раствора хлористого лития
ниже, чем над поверхностью чистой воды, и зависит от концент-
рации раствора. Свойства хлористого лития как адсорбента ил-
люстрируются диаграммой равновесия влажного воздуха и вод-
ных растворов хлористого лития (рис. 9.27). На этой диаграм-
ме по оси абсцисс отложено абсолютное солесодержание
. Gs ,
$=—- кг/кг,
о®
где Gs — количество соли в растворе;
•Gw — количество воды в растворе.
387
Ниже шкалы § для технических целей приведена вторая шка-
ла, в которой содержание соли исчисляется в кмоль/кг. На гори-
зонтальных шкалах приведены величины £* =———, представ-
4- Gw
ляющие собой относительное содержание хлористого лития, во-
досодержание 1—g*, абсолютное водосодержание 1/| и, наконец,
10~5Н/мг1,0
5
•4
'3
2
7
1000-
500- '
300-1
130
110
V-°
^§70
“ 100-
~ 50-
* 30- i
§
0,3-
0,2-
2-
0^
0,003 •
-10
0,002
-20
0,001
Ofloos
-35
Влажность воздуха над раствором q
0,3 0,8 0,7 0,6 0,5 0,3 0,3
~20О °C
0,15
580
2,47
2,47
В
530
600
г,ы-
JL
5
100 \---
75 V
-55\дГ
5,7/52 ДЗ
СолЗсооержание , 5
0\ 5,y] 10 У
2,78:.
2,77.
2,26
‘230
Л
238
510
520
530
530
550
560
570
0,4 05.0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1 1,2 1,3 кг/кг
iLne “(Il I II
,и . \l5 I T20I 1251 кмт/кг35-10~*
.молярное содержание? Содержание соли 5*
5 75 t?5 20.Z5 75 |?5 , 451 , ,|4Л’ "
1od""so""\80y'7^ 70 1|5511' 'б0\'' А
| Сррержание воВь^ /-?,
5о'
55
60°/о
ГоУн
I.,.. I,.:. \. Рор.У.^ание 8oBt>i.l-pm , i , .
0055 75 '54/53 "2^'2 " ^i,sj , ' I 45 ' 5Д и
I ,| , I,. J,,, ,* , ,, , ,Водос,одерж,ание p/S\ , , ।
7 0,5 06 "o,75 ' 0,7 у 0,65 0,63 10,61 OyO 0,59 Дж/кг°С
I..I., ..1... .1.... I Теплоемкость Cn\. . \ . .1. .1. >
0,8
кг/кг.
1,00 1,05 1,10 1,15 1,20 1,25 1,30 1,35 1,40 т/смУ
Плотность Q при t=>20°C
« ю-
к
I
Рис. 9.27. Диаграмма равновесия влажного воздуха и раствора
хлористого лития
плотность р раствора. По оси ординат на одной шкале дано дав-
ление пара ри над раствором, на другой— температура точки
росы, В этой системе координат нанесены кривые постоянной тем-
пературы раствора t адсорбента. В условиях равновесия каждая
изотерма t на диаграмме относится не только к раствору, но и к
воздуху. При нулевом солесодержании раствора (В=0), т. е. не-
388
посредственно над чистой водой, воздух насыщен водяным па-
ром и температура раствора равна точке росы. С увеличением
солесодержания воздух, находящийся над раствором, содержит
меньше влаги, так что температура раствора и воздуха должна
быть выше, чем температура точки росы.
Хлористый литий и вода образуют раствор только внутри
определенной области температур и концентраций. От темпера-
туры точки росы, равной нулю при |=0, с повышением £ границы
этой области отодвигаются в зону отрицательных температур, т. е.
к границе а. Повышение концентрации ведет к насыщению раст-
вора, состояние которого достигает границы кристаллизации Ь.
При дальнейшем повышении концентрации из раствора начинают
выпадать кристаллы соли, смешивающиеся с ее раствором. Крис-
таллизационная граница b делится на четыре отрезка (А, В, С,
D), так как определенному давлению водяного пара над поверх-
ностью чистой соли соответствует кристаллогидрат с равным
числом молекул воды. На практике обычно необходимы данные
по влажности воздуха <р, поэтому на рис. 9. 27 нанесены также
кривые <p=const. Для решения практических задач часто необхо-
димо знать теплоемкость поглотителя; для водных (растворов хло-
ристого лития при температуре /=20° С теплоемкость
сп=2300+[1880(1 + £)3] Дж/(кг-°С). (9. 118)
Значения сп для /=20° С отложены на второй снизу шкале.
Плотность раствора (при t=20° С)
6=0,998 +0,57g*—0,02(g*)2 + 0,5(g*)3. (9. 119)
9.5 ХЕМОСОРБЦИОННЫЕ ОСУШИТЕЛИ
При хемосорбции адсорбируемое вещество претерпевает хи-
мические изменения, для изучения которых необходимо знать
характер поверхностной химической связи и природу поверхност-
ных радикалов.
Скорость хемосорбции зависит от числа столкновений моле-
кул с поверхностью, коэффициента конденсации, энергии актива-
ции и вероятности столкновения молекул газа с активными цент-
рами. Наиболее важным фактором является энергия активации.
Хемосорбция протекает всегда при температуре, соответствующей
весьма заметной энергии активации.
В (большинстве случаев физическая и химическая адсорбция
проявляются совместно, как это можно видеть из рис. 9. 28, где
представлен общий вид зависимости потенциальной энергии мо-
лекулы от ее расстояния до поверхности поглотителя X. Как вид-
но, теплота хемосорбции gx больше теплоты физической адсорб-
ции <?ф; при хемосорбции расстояние молекулы от поверхности
меньше. По мере приближения к поверхности молекула вначале
испытывает влияние физических сил адсорбции, действующих на
бблыпих расстояниях, чем силы химической связи, и, таким об-
389
разом, энергия изменяется по кривой 1 Будет ли в дальнейшем
энергия молекулы изменяться по кривой 2, т. е произойдет ли
хемосорбция, определяется способностью молекулы достигать
точки Р, в которой возможен переход на кривую 2; для этого мо-
лекула должна обладать минимальной энергией Е.
Интенсивность процесса хемосорбции водяного пара из паро-
воздушной смеси по аналогии со скоростями протекания хими-
ческих реакций определяется как законами химической кинетики,
так и гидродинамикой потока, характеризующей механизм пере-
Рис 9 28 Общий характер изме-
нения потенциальной энергии мо-
лекулы
/—кривая физической адсорбции, 2—
кривая хемосорбции, —теплота хе
мосорбции, теплота физической
адсорбции, Е—энергия молекулы, Л—
расстояние до поверхности поглоти
теля, Р—точка перехода адсорбции
в хемосорбцию
носа массы вблизи поверхности. В рассматриваемом случае иду-
щая гетерогенная реакция включает несколько (последовательных
стадий. Первая стадия связана с переносом реагирующих моле-
кул к поверхности, на которой происходит реакция, на второй
стадии происходит (собственно гетерогенная реакция (адсорбция);
в третьей стадии продукты реакции отводятся из зоны реакции.
Суммарная скорость реакции будет определяться скоростью на-
иболее медленной стадии. В случае когда наиболее медленной
стадией процесса является подвод реагентов в зону реакции или
отвод их из нее, т. е. диффузия к 'поверхности осушителя или от-
вод продуктов реакции, скорость реакции определяется диффу-
зионной кинетикой. Если медленной стадией является химичес-
кое превращение на поверхности, то скорость (гетерогенной реак-
ции определяется химической кинетикой
Если интенсивность процесса хемосорбции определяется диф-
фузионной кинетикой, то скорость процесса зависит от скорос-
ти потока воздуха (рис 9 29) и парциального давления водяных
паров в потоке воздуха, т е. от влажности воздуха (рис. 9 30).
Сильная зависимость скорости хемосорбции от температуры воз-
душного потока свидетельствует о большом (влиянии скорости
реакции на поверхности; следовательно, скорости химической и
диффузионной кинетики сравнимы между собой.
0.6. УВЛАЖНИТЕЛИ
На больших высотах атмосферный воздух является практи-
чески сухим и вследствие этого вызывает неприятные ощущения
при дыхании В связи с этим в СК предусматривается увлажне-
ние воздуха.
®0
Рис 9 29 Зависимость погло-
щения водяного пара хлори
стым литием и от скорости
паро-воздушной смеси v
Рио. 9 30. Зависимость погло-
щения водяного пара хлори-
стым литием и от влажности
воздуха <р
Рис 9 31 Форсуночный увлажнитель-
/-корпус 2—колонка, 3—сопло, 4—трубка, 5, 6—штуцера
Рис 9.32. Сопловой распылитель-
1—фланец, 2—штуцер подвода воды, 3—чека; 4—кольцо; 5—вставка,
6— рычаг 7—решетка, 8—корпус, 9—устройство для подачи воды
391
В авиации применяются форсуночные, электрические и тур-
бинные бортовые увлажнители.
Форсуночные увлажнители (рис. 9.31). Цилиндрический кор-
пус имеет по торцам фланцы для соединения с воздуховодом-
Колюнка 2 по вертикальной оси имеет отверстие для прохода воз-
духа, распыливающего воду. В горизонтальное отверстие колон-
ки вставлено сопло 3, которое ниппельным концом входит в от-
верстие колонки, образуя кольцевую щель. Ниппельная часть
сопла имеет внутреннее отверстие для подачи воды. Вода к соплу
подводится по трубке 4. Концы колонки и трубки вставлены в от-
верстия в корпусе. Воздух подводится через резьбовой штуцер 5,
а вода — через штуцер 6. Сжатый воздух с большой скоростью
устремляется в кольцевую щель, образуемую ниппельным концом
сопла и отверстием колонки, подсасывает воду и распиливает ее
на мельчайшие капли. Увлажнитель устанавливают в воздушной
магистрали наддува герметической кабины самолета и закрепля-
ют разъемными хомутами.
Разновидностью пневматического увлажнителя является рас-
пылитель типа Вентури, применяемый в зарубежном самолето-
строении (рис. 9.32). В этом случае распылмвание обеспечива-
ется разрежением, создаваемым в горловине трубки Вентури.
К преимуществам форсуночных увлажнителей относятся
простота конструкции, малая масса и небольшие габариты. Кро-
ме того, для распиливания воды в форсуночных распылителях
используется воздух, давления которого в системе наддува впол-
не достаточно для обеспечения необходимой дисперсности рас-
пылив ания.
Электрические увлажнители. Принцип действия электрических
увлажнителей заключается в том, что вода поступает в пористый
материал (фитиль) и испаряется за счет тепла, подводимого к
фитилю при его обогреве электрическим током. Процесс взаимо-
действия воздуха с поверхностью увлажненного фитиля опреде-
ляется законами тепло- и масоообмена между воздухом и свобод-
ной поверхностью жидкости.
Преимуществами электроувлажнителей являются простота
конструкции, надежность в работе и несложность обслуживания.
К недостаткам следует отнести сравнительно большие массу и
габариты, а также значительное количество потребляемой энер-
гии. Представляет известные трудности также поддержание за-
данной влажности воздуха при изменении его расхода.
Турбоувлажнители. Работа турбоувлажнителя воздуха осно-
вана на дисковом центробежном распылении жидкости.
Интенсивность увлажнения воздуха турбинными увлажните-
лями значительно выше, чем электрическими. Так, например, при
мощности увлажнителя 0,5 кВт, расходе воздуха около 200 м3/ч
и температуре 20—50° С турбинный увлажнитель испаряет от 2
до 2,5 кг/ч воды, в то время как при таких же условиях электри-
ческий испаряет лишь 0,3—0,5 кг/ч. Турбинный метод увлажне-
.392
ния позволяет также легко регулировать влажность воздуха. Не-
достатками турбоувлажнителя являются сравнительно большие
масса и габариты, а также создаваемый им шум.
Распиливание механическими форсунками
Распыливание в механических форсунках осуществляется по-
дачей )В форсунку жидкости под высоким давлением. Высокая
степень дисперсности распыливания достигается при этом соот-
ветствующим направлением потока жидкости в камере форсунки.
Жидкость в камеру подается тангенциально, благодаря чему по-
ток приобретает вращательное движение. При выходе наружу
через сопловое отверстие в торцовой стенке форсунки жидкость
распадается под действием сил, вызванных нестационарными
колебаниями, и капли разлетаются по прямолинейным лучам,
касательным к цилиндрическим поверхностям, соЪсным с выход-
ным отверстием форсунки.
Если пренебречь вязкостными потерями в форсунке, то расход
жидкости через нее
G=$FC |/ (9. 120)
и
г’(,=^ [Z-7Г ’ (9.121)
I де G — расход жидкости в м3/с;
Ес — площадь выходного сечения сопла форсунки в мI 2;
j — коэффициент расхода;
Др — полный iHanop в Н/м2;
Vq —- скоростыистечения или осевая скорость жидкости в вы-
ходном сечении сопла в м/с.
Коэффициент расхода изменяется в пределах g=0,1—j—0,95.
При распыливании маловязких жидкостей, в случае когда
фактором, определяющим дисперсность распыливания, явля-
ется давление окружающей среды, максимальный диаметр ка-
пелыв факеле можно определить по формуле
d,^=k
8а
Q'®0
(9. 122)
где а-—коэффициент поверхностного натяжения;
k — коэффициент, зависящий от свойств жидкости; для воды
6=2,5.
393
Для определения среднего диаметра капель ® факеле распы-
ленной жидкости можно (воспользоваться зависимостью
-^=47,84-4—Г— ,
«?Ф \ (И2 > ®0^ф
(9.123)
где JCp — средний диаметр капель в факеле;
</ф — диаметр выходного сопла форсунки;
рЛ—динамическая вязкость жидкости;
v'—кинематическая вязкость жидкости.
Геометрическая характеристика форсунки А определяется ее
размерами и конструкцией:
лЛвхГф
Д =----—соэф, (9.
где Rbx. — расстояние от оси входного отверстия до оси сопла
форсунки;
п — число подводящих канавок;
f — площадь канавки;
ф— угол между осью входной струи жидкости в канавке и
плоскостью, перпендикулярной к оси форсунки.
Для характеристики работы форсунки важное значение имеет
угол конуса факела раопыливания жидкости а, т. е угол, образу-
емый линиями раопыливания и осью форсунки. Этот угол опре-
деляется отношением тангенциальной скорости ст к поступатель-
ной скорости сп в выходном сечеиии сопла форсунки. Связь
между коэффициентом живого сечения форсунки <р и углом а
выражается соотношением
tg а =----, (9.125)
(1 +-К1-<рЖ<рз
Угол распиливания жидкости при Re^>3,5-103 и -2— ~>
°8'^Ф
>3-10* определяется из соотношения
( d,h \<М/ ао'йГж \0,33
tg0 = tga-3,O5-10"» -(-7-7- • (9. 126)
' “их ’ ' ((а )2 /
При Re<3,5-103 и )> 3•104 угол 0 оказывается завися-
’8 <*ф
щим от числа Re. Для этой области при 4=^4,4 предложена зави-
симость
tg 0 = tg a • 1,88 • 10“8 (-^,)2 \0,2В (. (9. J 27)
\е'о^ф / \ v' /
Ж
Мощность, необходимая для распыливания жидкости механи-
ческими форсунками,
Тк
где Др — полный напор (в Н/м2;
V— объемный расход в м3/с;
т]н — к. п. д. насоса.
Механическое распыливание имеет следующие преимущества:
— форсунки очень просты и компактны, работают бесшумно;
— затрата электроэнергии на распыливание невелика;
— легко получить желаемую конфигурацию факела измене-
нием конструкции форсунки.
К недостаткам механических форсунок можно отнести:
— чувствительность к засорению из-за малого диаметра
выходного сечения;
— невозможность регулирования производительности форсу-
нок во время работы;
— необходимость использования насосов высокого давления,
что при больших расходах жидкости связано со значительными
трудностями.
Распыливание пневматическими форсунками
Пневматические форсунки в
емого воздуха разделяются на
50 кН/м2) и низкого (менее
10 кН/м2). Расход воздуха
в форсунках высокого напо-
ра 0,3—1,0 кг/кг жидкости,
в форсунках низкого напора
он значительно выше, 4—
10 кг/кг.
По способу смешения
жидкости с воздухом пнев-
матические форсунки разде-
ляются на форсунки внут-
реннего и внешнего смеше-
ния.
Выходные сопла форсу-
нок внутреннего смешения
(рис. 9 33) могут выпол-
няться суживающимися и
зависимости от давления подава-
форсункм высокого напора (30—
Рис. 9 33 Схема устройства пневма-
тических форсунок внутреннего сме
шения
расширяющимися; в последних скорость газа на выходе больше
критической и дисперсность факела выше. В пневматических
форсунках внешнего смешения (рис. 9.34,а) жидкость распили-
вается вне корпуса форсунки. Подобные форсунки часто приме-
няются с тангенциальной подачей воздуха (рис, 9.34,6), в ре-
395
зультате чего воздух получает вращательное движение. Вращаю-
щийся конусообразный вихрь имеет вершину вне сопла. Эта вер-
шина является одновременно острием конуса факела, который
получается широким и коротким в отличие от узкого и длинного
при осевом подводе воздуха.
Механизм распада струи на капли при 'пневматическом рас-
пиливании отличается от такого же механизма при распилива-
нии механическими форсунками. При пневматическом распыли-
вании воздух выходит с большой скоростью, в то время как ско-
рбеть истечения струи жидкости невелика. Вследствие большой
Рис. 9. 34. Форсунки внешнего смешения
относительной скорости возникает трение между струями возду-
ха и жидкости, что приводит к вытягиванию струи жидкости в
тонкие отдельные нити. Эти нити быстро распадаются в местах
утоньшений и образуют сферические капли. Длительность су-
ществования статически неустойчивых нитей зависит от относи-
тельной скорости воздуха и физических свойств жидкости. Дис-
персность распыливания определяется скоростью истечения
воздуха из сопла форсунки, физическими свойствами воздуха и
жидкости, геометрическими размерами форсунки, отношением
количества воздуха к .количеству раопылпваемой жидкости.
На основе дифференциального уравнения, определяющего
условие распада струи вязкой жидкости, получены следующие
критериальные соотношения для определения среднего диаметра
капель в факеле:
при . >0,5
О'а'йГф
д^ул„,л+0.94 . (9.128)
\ ® / \ Q /
396
(^°’4LA+1,24(-&-V’62, (9.129)
\ ° / \ J
при )2 - <Х0,5
e'a't/ф
dep
d§
где Qr — плотность газа. Величина коэффициента Ао зависит от
конструкции форсунки.
При распиливании вязких жидкостей пневматическими фор-
сунками или при помощи трубки Вентури для определения сред-
него объемно-поверхностного диаметра капель можно пользо-
ваться следующим эмпирическим уравнением:
-7 583 /5 . . с / И-' \0-45 / 1000^ж \1.5 ,п 1ОЛ.
d =-----------к 1,5 .__ (------— мм, (9.130)
« yV / к ув )
где и — относительная скорость газа;
Уж и VB — секундный расход соответственно жидкости и
воздуха.
Распыливание центробежными дисками
При этом методе распыливания жидкость приобретает боль-
шую скорость без применения повышенного давления. Через
приемную воронку распыливаемая жидкость поступает на быст-
ро вращающийся диск и получает, таким образом, вращатель-
ное движение. Под действием центробежной силы вода в виде
пленки перемещается с непрерывно возрастающей скоростью к
периферии диска и сбрасывается с него.
При небольших расходах жидкости распыливание происхо-
дит с непосредственным образованием капель. Пленка жидкости
в этом случае стекает к краям диска в виде висящего цилиндра,
который увеличивается до тех пор, пока не достигнет критиче-
ских размеров, после чего под действием центробежной силы
пленка, преодолевая поверхностные силы, разрывается на капли.
При увеличении производительности образуется сплошная плен-
ка, которая также распадается на капли.
Как и при распыливании механическими форсунками, распад
статически неустойчивой формы жидкости происходит вследст-
вие турбулентности потока и под действием на поверхность жид-
кости давления, вызванного трением о воздух. При распаде
пленки или струек под действием давления капли образуются из
тонких нитей, как и при распыливании пневматическими фор-
сунками. Неравномерность распыливания в общем случае объ-
ясняется главным образом тем, что отдельные струйки распада-
ются на различном расстоянии от диска, т. е. при различной их
толщине. При малых окружных скоростях диска эта неравно-
мерность оказывается резко выраженной.
397
Средний радиус капель распыленной воды можно определить
по формуле
г= ——, (9.131)
где &=0,01 для воды, a v — окружная скорость диска.
Способы увлажнения воздуха
Увлажнить воздух можно следующими способами:
а) подмешиванием к нему водяного пара;
б) испарением воды с открытой поверхности;
в) разбрызгиванием воды в потоке воздуха с последующим
испарением капель.
Увлажнение воздуха подмешиванием водяного пара. Пусть в
адиабатной камере находится влажный воздух с параметрами
и dit и на каждые I кг массы сухой части воздуха в камеру
поступает il кг пара с теплосодержанием 1П
Баланс тепла при начальном и конечном теплосодержании
воздуха ii и <2
й^4"^п=^2^- (9 132)
Баланс влаги
dxl+1000=«У, (9.133)
где d\ — начальное влагосодержание влажного воздуха в г/кг;
dz — конечное влагосодержание влажного воздуха в г/кг
Исключая из этих уравнений I, получим
in= 10С0 -? —t- . (9.134)
^2 — ^1
На диаграмме I—d этот процесс увлажнения изображается
прямой, проходящей через точку, характеризующую начальное
состояние увлажняемого воздуха. Угол наклона этой прямой к
прямой i—const характеризуется угловым коэффициентом, чис-
ленно равным zn
Рассмотрим указанный процесс увлажнения подробнее
Пусть воздух с параметрами t, <р и р, находящийся в камере
объемом V, увлажняется сухим насыщенным паром, масса ко-
торого равна G и давление р. Определим конечные параметры
увлажненного воздуха.
Находим плотность сухой части воздуха:
р
С=— Со.
Ро
где Qo — плотность сухого воздуха при нормальном давлении
Ров 101,3 кН/м2.
Масса сухогб, воздуха Gc>-x=qV.
Рис. 9 35 Диаграмма процесса
увлажнения воздуха паром
теплосодержание увлаж-
Масса сухого воздуха, приходящаяся на 1 кг вводимого пара,
/= Gcyx/G-
Теплосодержание вводимого пара 1а при давлении р находим
по таблицам насыщенного водяного пара.
Направление прямой процесса увлажнения на диаграмме
I—d определяется при помощи уравнения (9 134). На i—d диаг-
рамме (рис. 9.35) находим точку А с начальными параметрами
di и i\. Затем задаемся произволь-
ным приращением влагосодержа-
ния Ad, т. е. d/=di+Ad. Тогда
At=Adtn/lOOO. От точки А отклады-
ваем принятое приращение влагосо-
держания Ad и находим точку С
пересечения прямых й = const и
d2'=const. От точки С вверх от-
кладываем вычисленное прираще-
ние теплосодержания Аг и получен-
ную точку D соединяем с точкой А.
Таким образом, получаем прямую
AD процесса увлажнения Угол на-
клона прямой процесса немного
больше, чем изотермы. Следова-
тельно, при увлажнении паром тем-
пература воздуха повышается мало, а
няемого воздуха значительно возрастает.
Конечные параметры воздуха определятся следующим обра-
зом Влагосодержание d2 получаем из соотношения
dg — dx
1000
z
На прямой AD находим точку Е, которая соответствует вла-
госодержанию d2. Остальные конечные параметры увлажненно-
го воздуха /г, h и <р2 берем из диаграммы. Чтобы выяснить, как
пойдет процесс увлажнения в области <р> 100%, увеличим коли-
чество вводимого пара Ad кг. Так как теплосодержание вводи-
мого пара неизменно, то процесс увлажнения идет по той же
прямой AD. На прямой AD находим точку К с влагосодержани-
ем d/, расположенную ниже кривой насыщения <р = 100%. Сле-
довательно, влага будет конденсироваться, а теплосодержание
влажного воздуха уменьшаться на величину теплосодержания,
уносимого сконденсировавшейся водой. Если пренебречь этим
сравнительно небольшим уменьшением теплосодержания, то
действительное конечное состояние увлажняемого воздуха будет
характеризоваться точкой М, полученной пересечением прямой
i4 = const, проходящей через точку К, и кривой <р=100%. Таким
образом, процесс увлажнения паром вначале происходит по
399
прямой AD до точки насыщения N, а затем по кривой <р= 100%
до точки М.
Для увлажнения воздуха подмешиванием пара в увлажни-
тельную камеру вводят трубку с отверстиями. Пар, подводимый
по этой трубке, поступает через отверстия в поток воздуха, бы-
стро перемешивается с ним и образует однородную смесь.
Увлажнение воздуха подмешиванием пара значительно про-
ще и экономичнее других методов. Однако в системах кондици-
онирования увлажнение воздуха паром применяется редко. Объ-
ясняется это тем, что пар, получаемый в кипятильниках из неди-
стиллированной воды, имеет специфический неприятный запах.
Недостатком увлажнения воздуха паром является также слож-
ность регулирования количества подмешиваемого пара.
Увлажнение воздуха испарением воды с открытой поверхно-
сти. Вода с открытой поверхности испаряется в тех случаях, ког-
да парциальное давление пара в пограничном слое над этой по-
верхностью выше парциального давления пара в увлажняемом
воздухе. Если температура воды выше температуры воздуха, то
увлажнение сопровождается возрастанием температуры и тепло-
содержания воздуха. Если температура воды выше температуры
адиабатного испарения (предела охлаждения), но ниже темпе-
ратуры воздуха, то в процессе увлажнения температура воздуха
будет понижаться, а теплосодержание увеличиваться. Наконец,
если температура воды выше точки росы, но ниже предела ох-
лаждения, увлажнение сопровождается понижением и темпера-
туры, и теплосодержания воздуха. Очевидно, что если темпера-
тура воды равна температуре предела охлаждения, то увлажне-
ние будет характеризоваться понижением температуры воздуха
при практически неизменной величине теплосодержания.
Количество воды, испаряющейся с открытой поверхности
в единицу времени, пропорционально разности парциальных дав-
лений пара в пограничном слое и в объеме влажного воздуха,
площади поверхности испарения и скорости воздуха над ней.
Увлажнение воздуха разбрызгиванием воды в потоке воздуха.
Этот способ является частным случаем увлажнения путем испа-
рения с открытой поверхности и применяется для увеличения по-
верхности испарения.
Предположим, что в адиабатной камере находится влажный
воздух с параметрами й, di, <рь Пусть вся впрыскиваемая в эту
камеру вода испарилась. Рассуждая таким же образом, как
и выше, при рассмотрении процесса увлажнения воздуха паром,
получаем
Й—Й _____йл_
$2 — <й 1000
или
h й _/и_
d2 —<й Ю00 ’
(9.135)
(9. 136)
400
где 4д=Свд^вд=г’вд—теплосодержание 1 кг впрыснутой воды, от-
несенное к 1 кг воздуха. Следовательно, этот процесс увлажне-
ния характеризуется на диаграмме прямой (лучом увлажнения)
с угловым коэффициентом г*Вд/1000.
Построение диаграммы (рис. 9. 36) аналогично* предыдущему
(см. рис. 9. 35). Находим на диаграмме точку А С параметрами
ii, di. Задаемся произвольной разностью влагосодержаний Ad.
На прямой Zi=const откладываем от точки А разность Ad и по-
Рис. 9. 36. Диаграмма процесса
увлажнения воздуха разбрыз
гиванием воды
Рис 9 37. Зависимость сум-
марной поверхности испаре-
ния капель от степени дис
перенести жидкости (f — от-
ношение суммарной поверх-
ности к первоначальной;
d— диаметр капли)
лучаем таким образом точку С. Из уравнения (9. 136) опреде-
ляем величину At и откладываем ее вверх от точки С до точки D.
Соединяем точки А и D прямой, которая и представляет собой
луч увлажнения. На пересечении этого луча с кривой заданной
относительной влажности воздуха (например, <р = 90%) получим
точку Е, определяющую окончательные параметры увлажненно-
го воздуха i2, &2. По величине cfe определяем исходную массу су-
хого воздуха, приходящегося на 1 кг впрыснутой воды:
1000
d% — d\
Так как теплосодержание воздуха в результате (испарения во-
ды повышается незначительно, то направление луча увлажнения
весьма близко к направлению i=const. Поэтому в дальнейшем
для упрощения практических расчетов будем считать, что ув-
лажнение идет по прямой i=const; такой процесс называется
процессом адиабатного насыщения.
Зависимость изменения суммарной поверхности испарения от
степени диспергирования воды при распыливании, т. е. от сред-
него диаметра образующихся капель, приведена на рис. 9. 37.
Как видно, (возрастание поверхности испарения может быть очень
большим. Очевидно, и интенсивность процесса испарения также
резко возрастает с увеличением степени дисперсности воды.
401
Так как качеством распиливания воды определяется интен-
сивность тепло- и массообмена между жидкостью и воздухом, то
к распылителям предъявляются следующие жесткие требования:
— высокая степень дисперсности распиливания;
— соблюдение определенной формы факела раопыливания;
— надежность работы;
— малые затраты энергии;
— простота конструкции и обслуживания.
Увлажнение воздуха путем испарения распыленной воды в его
потоке широко применяется в системах кондиционирования на
летательных аппаратах и в наземных установках.
Распылив ан ие жидкой струи, вытекающей из сосуда через от-
верстие в пространство, заполненное газом, является результа-
том сложного взаимодействия потока жидкости с окружающей
газовой средой. При таком распиливании распадается не только
собственно струя, но и отдельные первичные капли жидкости.
Пространство, в котором распиливается жидкость, называе-
мое пространством распиливания, обычно состоит из трех зон:
сокращения, обмена и распада. В зоне сокращения вытекающая
в газовую среду струя представляет собой еще связанную массу
жидкости. В непосредственно прилегающей к ней зоне обмена
начинается массообмен струи и газа, а затем происходит собст-
венно распыливание, представляющее собой переход поверхности
жидкости из статически неустойчивого состояния в устойчивое.
Статически неустойчивая форма поверхности жидкости обыч-
но представляет собой пленку или нить. Статически устойчивая
форма является таким состоянием поверхности, когда ее свобод-
ная энергия минимальна, т. е. когда капли приобретают форму
шара определенного диаметра. При небольших скоростях истече-
ния свободная струя на некотором расстоянии от форсунки начи-
нает распадаться иа капли, так как поверхностное натяжение
делает цилиндрическую струю статически неустойчивой. Незна-
чительные начальные возмущения такой струи приводят к обра-
зованию волн с самопроизвольно увеличивающейся амплитудой
(рис. 9. 38), причем процесс ускоряется вследствие дополнитель-
ных возмущений, создаваемых относительным движением жидко-
гти и газа.
По мере увеличения давления и соответственно скорости исте-
чения из форсунки турбулизация струи увеличивается и длитель-
ность существования статически неустойчивой струи уменьшает-
ся, так как возникает радиальная составляющая скорости. За-
висимость длины струи от степени турбулентности (числа Re)
приведена на рис. 9.39. Длина сплошной части струи вначале
растет, достигая .максимума, а затем с увеличением скорости
истечения начинает уменьшаться при Re да 4000, т. е. когда тече-
ние становится турбулентным.
Распад струи жидкости на капли, как и распад одиночных
капель в факеле струи, происходит в результате взаимодействия
Н>2
сил инерции, поверхностных сил, сил вязкости и аэродинамиче-
ских. При большой турбулентности струи преобладают поверхно-
стные силы и силы инерции. Турбулизация струй увеличивается,
Рис. 9.38. Волновой характер
струи, вытекающей из форсунки
(Ь — толщина струи; I — расстоя
ние от среза сопла)
Рис. 9.39. Зависимость
длины струи I от степени
ее турбулентности и дав-
ления на выходе из соп-
ла (щ>р2>рз)
если при выходе ей цридается вращательное движение; на этом
принципе сконструировано большинство механических форсунок.
Тепло- и массообмен при испарении капель
Процесс испарения капель существенно отличается от испа-
рения жидкости с плоской поверхности. Примем следующие уп-
рощающие допущения для анализа этого испарения: капли ша-
рообразны и неподвижны по отношению к воздушной среде,
характеризующейся равномерными температурой и давлением;
у поверхности капли пар насыщен; парциальное давление пара
ничтожно мало по сравнению с давлением воздуха; процесс ис-
парения происходит путем диффузии пара в окружающую среду.
Уравнение диффузии (в' сферических координатах)
du> __ , д2 (ыг)
dr dr2
(9. 137)
где ®—концентрация пара на расстоянии г от центра капли;
а' — коэффициент диффузии, отнесенный к разности концен-
траций;
т — время.
Для стационарного процесса испарения =
\ дг )
d2(<ar)
дг2
403
Интегрируя это выражение, получаем
<о= —+Д, (9.138)
Г
где А и В — константы интегрирования. Полагая г=оо, получим
В = сооо. При г = г0 (г0 — радиус капли)
A = ro(cos — (Ооо),
где (os — 'концентрация насыщенного пара.
Дифференцируя (9. 138), получаем
—=------— , (9.139)
дг г2
т. е. градиент концентрации паров обратно пропорционален квад-
рату расстояния от центра капли.
Определим массу пара, продиффундировавшего за единицу
времени через поверхность капли, т. е. массу жидкости, испаря-
ющейся с поверхности капли за единицу времени:
q'— -4яг2а,_^_ . (9.140)
<7' = 4лг6а' (%-— «>оо). (9.141)
Заменив в этом выражении разность концентраций через раз-
ность парциальных давлений по уравнению состояния, получим
q'=4nroa' -±-{Ps-Px), (9.142)
f\J
где ц — молекулярная масса.
В частном случае, когда со«>=0,
q' = 4nroa'as,
или
q' = 4nroa' ps.
Таким образом, количество испаряющейся жидкости пропор-
ционально не поверхности S, а радиусу г капли. Можно также
dS ,
видеть, что — =const.
dx
Капли в факеле струи нагреваются за весьма короткое время,
меньшее, чем период их торможения; поверхностный слой капли
почти мгновенно нагревается до температуры окружающей сре-
ды. Процесс испарения протекает гораздо медленнее, и перенос
пара путем молекулярной диффузии является изохорно-изотерми-
ческим процессом. Пусть на поверхности шара радиусом г0 тем-
404
ператуpa t—io, а в бесконечности t=Q. Температурное поле .в не-
подвижной среде относительно шара характеризуется законом
(9.143)
где А — постоянная
Условие кондуктивного теплообмена на поверхности шара
a/0^-xf—'l , (9.144)
\ дг )г-г„
где а — коэффициент теплоотдачи;
% — коэффициент теплопроводности.
Учитывая выражение (9.143), получаем
а=-— . (9. 145)
го
Тогда предельное значение критерия Нуссельта
Nu—-^ = 2, (9.146)
где й?о=2го-
По аналогии предельное значение диффузионного критерия
№' = -^-=2, (9. 147)
где а' — коэффициент массообмена, отнесенный к разности
парциальных давлений, в кг/(ч-Н);
ар'—коэффициент массопроводности (диффузии), отнесен-
ный к разности парциальных давлений, в кг-м/(ч-Н).
Масса испарившейся в единицу времени жидкости опреде-
ляется выражением
Принимая ро=0, получаем
dO , г,
— = aFps.
ах
(9.148)
Если принять в первом приближении Nu = 2 и подставить в по-
следнее уравнение значения G—Vq', а =
2ар
V ==-^-лг®, то после интегрирования получим
d\=d\ — kx,
S=4лг^,
(9. 149)
где и d~— соответственно диаметр капли в начальный мо-
мент времени (т=0) и через промежуток време-
ни т;
405
k — величина, пропорциональная скорости уменьше-
ния поверхности капли и характеризующая ско-
рость испарения капли
Q'
q' — плотность жидкости
Время полного испарения капли определяется условием d‘=
=0
~ rf0 </2q'
То — , — ,
k 8apps
Время частичного испарения, характеризуемого величиной £2,
где й —степень испарения в долях первоначального объема,
т=то[1—(1—Я2/’)]
(9 150)
Расчет увлажнителей
Расчет увлажнителей воздуха заключается в определении
количества воды, распыливаемой для обеспечения заданной
влажности воздуха в кабине Влагосодержание dK воздуха в гер-
метической кабине определяется влагосодержанием da. атмо-
сферного воздуха, подаваемого в систему наддува кабины, ко-
личеством влаги d„, выделяемой экипажем или пассажирами,
и влаги dy, вносимой в систему увлажнительными установками
~da ~t~da+dy (9 1'51)
Если пренебречь разностью плотностей сухого и увлажненно-
го воздуха, то
кг/кг,
ч °В
где Ож — расход воды в кг/ч,
) GB — расход сухого воздухаив кг/ч
Так как
где п — количество людей в кабине,
gt — масса водяного пара, выделяемого одним человеком,
то
d кг/кг, (9 152)
к с?в ' gb / '
где ра и — давление насыщенных паров в атмосферном воздухе,
фа — влажность атмосферного воздуха
С другой стороны,
(9.153)
£ о |^~^?кРк.Н
Рк УкРк.н
где рк. н — давление насыщенных паров воздуха в кабине.
Приравнивая правые части уравнений (9. 152) и (9.153), по-
лучим зависимость, которая позволяет определить количество
воды бж, необходимое для увлажнения воздуха в кабине до за-
данной влажности <рк.
При полетах в летнее время влажность воздуха в кабине <р/
выше минимально допустимой до высоты примерно 3 км даже
без дополнительного увлажнения воздуха, подаваемого в каби-
ну самолета из системы кондиционирования. На больших высотах
влажность воздуха меньше допустимой. Летом влажность в ка-
бине зависит главным образом от влагосодержания атмосфер-
ного воздуха <ра. С увеличением высоты полета эта влажность
резко уменьшается до высоты примерно 11 км, а затем начинает
медленно расти, что объясняется постоянством температуры воз-
духа в стратосфере. '
Таким образом, при полетах в летнее время на высотах более
3 км для поддержания заданной влажности воздуха в гермети-
ческой кабине в системе кондиционирования воздуха необходимо
предусмотреть установку увлажнителя.
При полетах в зимнее время и при отсутствии в системе кон-
диционирования увлажнителя влажность воздуха в герметиче-
ской кабине ср/ очень низка и примерно постоянна на высоте
полета. В отличие от полетов в летнее время решающее влияние
на влажность воздуха в герметической кабине в зимних условиях
оказывает влага, выделяемая экипажем самолета. Для поддер-
жания в герметической кабине в этих условиях необходимой
влажности искусственное увлажнение необходимо на всех высо-
тах.
В случае полетов летом до высоты 3 км воздух следует осу-
шать, а на больших высотах — увлажнять. В случае полетов
зимой воздух необходимо увлажнять на всех высотах.
ГЛАВА X
РЕГУЛИРУЮЩИЕ И ДРУГИЕ УСТРОЙСТВА
СИСТЕМ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
10.1. РЕГУЛЯТОРЫ РАСХОДА ВОЗДУХА
Количество воздуха, подаваемого в герметическую кабину,
можно регулировать, изменяя давление воздуха за компрессо-
ром или кабинным нагнетателем, производительность нагнета-
теля, гидравлическое сопротивление подводящих воздухопрово-
дов или давление воздуха в кабине. Давление в кабине по высоте
должно изменяться по определенному закону независимо от рас-
хода воздуха через кабину. Поддержание постоянной подачи
воздуха в кабину путем изменения давления за компрессором
двигателя связано с большими трудностями. Производительность
кабинного нагнетателя также не всегда можно регулировать.
Практически наиболее удобно поддерживать заданный расход
воздуха, изменяя сечение воздухопровода, соединяющего ком-
прессор с кабиной.
Для подачи в кабину заданного количества воздуха в систе-
ме кондиционирования обычно устанавливают автоматический
регулятор массового расхода воздуха, чувствительный элемент
которого реагирует на изменение расхода воздуха через воздухо-
провод. В качестве примера на рис. 10. 1 приведена схема такого
регулятора непрямого действия. Регулятор состоит из команд-
ного прибора I, задатчика расхода II и исполнительного орга-
на— дроссельной заслонки III. Чувствительными элементами
командного прибора являются мембрана 4, вмонтированная
в корпус 5, отлитый из алюминиевого сплава, и сильфон 1,
прикрепленный винтами к дну корпуса. Капроновая мем-
брана 4 делит внутреннюю полость командного прибора на две
полости А и Б. Мембрана связана рычагом 6 со штоком 17. Уси-
лие пружины 2, действующей на рычаг 6, регулируется гайкой.
Платиноиридиевые контакты 7 и 9 укреплены на сухарях рыча-
га 6, а соответствующие им контакты 8 и 10 — на пластине, при-
крепленной к приливам корпуса 5. Корпус 5 командного прибора
408
герметически закрывается крышкой. Командный прибор вклю-
чается в электрическую бортовую сеть при помощи штепсельного
разъема. Полости А и Б командного прибора соединяются через
штуцера 3 и 16 со штуцерами 15 и 14 трубки Вентури 11 и за-
датчика расхода II.
Задатчик расхода и дроссельная заслонка приведены отдель-
но на рис. 10.2. Трубка Вентури 11 прикреплена штуцерами
Рис 10 1 Схема регулятора массового расхода
воздуха
/—командный прибор, //—задатчик расхода, ///—дрос
сельная заслонка, /—сильфон, 2—пружина. 3, 14, 15, 16—
штуцера, 4—мембрана, 5—корпус, 6—рычаг, 7—10—кон
такты, //—трубка Вентурн, 12, 18—заслонки, 13, 19—
электродвигатели, /7—шток
к корпусу 20 задатчика, отлитому из алюминиевого сплава, на
котором также установлен электродвигатель 19, приводящий во
дращение валик с укрепленной на нем заслонкой 18, располо-
женной внутри корпуса. Чувствительные элементы командного
прибора (вакуумированный сильфон и мембрана) воспринимают
статическое давление в узком и широком сечениях трубки Вен-
тури задатчика расхода, установленной в воздушном потоке
в воздухопроводе. Давление из широкого сечения трубки Вен-
тури передается ио трубке >в полость А командного прибора, а из
узкого — в полость Б командного прибора (см. рис. 10.1). Та-
ким образом, на сильфон действует статическое давление в
узком сечении трубки Вентури, а на мембрану—разность давле-
ний в широком и узком сечениях. Крутящий момент, возникаю-
щий на рычаге 6 под действием чувствительных элементов, урав-
новешивается пружиной 2. Если расход воздуха через воздухо-
409
провод соответствует заданному значению, то рычат находится
в положении, когда пары контактов 9—10 и 7—-8 разомкнуты.
При отклонении расхода воздуха от заданного давление в узком
сечении трубки Вентури и, следовательно, в полости Б команд-
ного прибора изменяется. При этом уменьшаются разность дав-
лений в узком и широком сечениях трубки и перепад давлений
Рис 10 2 Задатчик массового расхода воздуха и дрос
сельная заслонка:
О—трубка Вентури, 18—заслонка, 19—электродвигатель, 20—кор
пус; 21—ось заслонки
между полостями А и Б командного прибора, равновесие рычага
нарушается, и он поворачивается вокруг точки подвески О (см.
рис. 10. 1), замыкая одну из двух пар контактов. При увеличении
расхода воздуха замыкаются контакты 7 и 8 и срабатывает реле,
включающее обмотку электродвигателя 19, который закрывает
дроссельную заслонку 18. При уменьшенном расходе воздуха по
сравнению с заданным давление в полости А уменьшается, ме-
мбрана прогибается внутрь и пружина 2, поворачивая рычаг,
замыкает пару контактов 9—10, реле включает электродвига-
тель 19 и заслонка 18 открывается. Для настройки регулятора
на новое значение расхода тумблером приводят в действие элек-
тродвигатель 13 задатчика расхода; при этом заслонка 12 при-
нимает положение, соответствующее требуемому расходу возду-
ха в магистрали. Регулятор расхода .воздуха подключается
к самолетной бортовой электрической сети так, чтобы в услови-
ях эксплуатации его на самолете было возможно как автома-
тическое управление заслонкой, так и регулирование вручную.
41Q
Тарировкой регулятора автоматически поддерживается заданный
массовый расход воздуха, при этом изменение его температуры
не учитывается.
10 2. СЕТЕВЫЕ РЕГУЛЯТОРЫ ДАВЛЕНИЯ
В системах кондиционирования воздуха на летательных ап-
паратах, наддува топливных баков, в противообледенительных
системах и т. п. устанавливают сетевые регуляторы, автомати-
чески поддерживающие заданное давление. Наиболее широко
распространены регуляторы давления прямого действия. Их
преимуществами являются простота конструкции, надежность
работы, отсутствие вспомогательных устройств, простота на-
стройки. Расчет регуляторов указанного типа несложен. Однако
они обладают и недостатками, к которым относятся сравнитель-
но большая неравномерность работы, необходимость создания
чувствительным элементом значительных усилий, передаваемых
исполнительному органу, что увеличивает габариты регулятора,
относительно большие погрешности при регулировании. Эти не-
достатки для большинства регулируемых систем, не требующих
высокой точности регулирования и больших перестановочных
усилий, несущественны. Поэтому обычно в системах наддува ка-
бин и топливных баков используются регуляторы давления пря-
мого действия.
Существуют различные схемы регуляторов рассматриваемо-
го типа. На рис. 10. 3 приведен регулятор прямого действия, ре-
гулирующий давление воздуха перед турбохолодильником пасса-
жирского самолета. Чувствительным элементом этого регулятора
служит сильфон /, воспринимающий изменение абсолютного
давления на выходе из регулятора. Вакуумированный сильфон 2
поддерживает постоянное абсолютное давление в полости силь-
фона 1, куда воздух поступает из входного патрубка по каналу
через жиклер 3. Регулирующим органом является тарелка урав-
новешенного ислапана 4. Работа регулятора заключается в сле-
дующем. Бели давление иа выходе из регулятора сохраняется
в допустимых пределах, то вся подвижная система сильфон —
клапан находится в равновесии. При увеличении давления на
выходе из регулятора (давление в полости; сильфона 1 всегда
постоянно) сильфон 1 сжимается и, поскольку клапан жестко
связан с сильфоном, перекрывает проходное сечение, ограничи-
вая дальнейшее возрастание давления на выходе из регулятора.
При уменьшении давления сильфон 1 растягивается, проходное
сечение увеличивается и заданное давление восстанавливается.
Соответствующим выбором натяжения пружины 5 и положения
сильфона 2, которое изменяют регулировочным винтом 6, можно
настраивать регулятор на различные значения выходного дав-
ления. Для предотвращения возникновения автоколебаний регу-
лятор снабжен тормозным (демпфирующим) устройством 7. Ре-
411
гулятор, построенный по такой схеме, устойчиво работает при
допуске на номинальную заданную величину давления на .выходе
±19,6 кН/м2 и расходе воздуха до 1,5 тонны в чаю.
Регулятор абсолютного давления воздуха (рис. 10.4) лишь
конструктивно отличается от рассмотренного выше. Сильфон
в качестве чувствительного элемента заменен в этом случае эла-
стичной мембраной. Подобная замена позволяет уменьшить га-
бариты и массу регулятора.
Рис. 10.3 Сетевой регулятор давле-
ния прямого действия-
1, 2—сильфоны, 3—жиклер, 4—клапан
5—пружина, 6—регулировочный винт, 7—
демпфирующее устройство
Рис 10 4 Сетевой регулятор аб-
солютного давления
1—мембрана
Двухступенчатый регулятор абсолютного давления воздуха
с золотниковым регулирующим органом приведен на рис. 10. 5.
На заданное выходное давление регулятор настраивают затяж-
кой пружины 2 гайкой 1. В нижней части золотника 3 три отвер-
стия рассчитаны так, чтобы максимальный расход воздуха через
них составлял не более 10 кг/ч (1-я ступень регулирования).
Над отверстиями расположены аварийные окна, способные про-
пускать 200 кг/ч .воздуха (2-я ступень регулирования). Аварий-
ные окна открываются в том случае, если давление на выходе
из регулятора становится ниже максимально допустимого. Регу-
412
лятор работает устойчиво при допуске на номинальное заданное
давление на выходе из регулятора ±19,6-102 Н/м2.
Для уменьшения избыточного давления газа и поддержания
его постоянным используют регуляторы избыточного давления,
так называемые редукционные клапаны, или редукторы
(рис. 10.6). Воздух или другой газ из сети с высоким давлением
дросселируется в зазоре клапана 1 и седла корпуса 2 и через
выходной патрубок направляется к потребителю. При номиналь-
Рис 10 5 Двухступенчатый
сетевой регулятор абсолют
ного давления
1—гайка 2—пружина, 3~золот
иик, 4—сильфон
Рис 10 6 Редукционный клапан
1—клапан 2—корпус 3, 8—штуцера, 4—мембрана;
5, 7—пружины, 6—толкатель
ном значении избыточного давления на выходе из регулятора
клапан 1 находится в равновесии на некотором расстоянии от
седла. Если давление понижается и становится меньше заданно-
го, мембрана 4 под действием пружины 5 прогибается и при
помощи толкателей 6 заставляет клапан отойти от седла на
большее расстояние. При этом проходное сечение увеличивает-
ся, что ограничивает дальнейшее понижение давления на выходе
из регулятора. При увеличении давления в сети выше максималь-
но заданного мембрана 4 под действием избыточного давления
прогибается и сжимает пружину 5. Вследствие этого клапан 1
под действием пружины 7 прикрывает проходное сечение, пре-
дотвращая повышение давления на выходе из регулятора.
При больших расходах воздуха через редукционный клапан
и соответственном увеличении диаметра его проходного сечения
приведенная выше схема становится практически неосуществи-
мой, так как в ней применяется односторонний неуравновешен-
ный (неразгруженный) клапан. В этих случаях используются
14 1897
413
регуляторы с уравновешенным клапаном (рис. 10 7). Входное
давление, действуя на эффективную площадь разгрузочной мем-
браны 1, большую, чем площадь проходного сечения клапана,
заставляет клапан 3 прижиматься к седлу. При малых проги-
бах эластичная разгрузочная мембрана не оказывает влияния
на общую жесткость системы
До недавнего времени автоматические регуляторы давления
воздуха непрямого действия в авиации применялись сравнитель-
но редко Все более широкое приме-
Ри/ 10 7 Регулятор с уравно
вешенным клапаном
1 н 2—мембраны, 3, б—клапаны,
4, б—пружины, 7—корпус, 8, б—шту
цера
некие сложных схем регуляторов
давления воздуха и других газов
связано с повышением требований
к качеству регулирования, легкости
настройки, точности поддержания
заданного режима. Кроме того, уве-
личение давления и расхода воз-
духа при прямом регулировании
приводит к возникновению в меха-
низме регулятора значительных уси-
лий, необходимых для перестановки
исполнительных органов, что вызы-
вает увеличение площади чувстви-
тельных элементов, усиление пру-
жины и, следовательно, увеличение
размеров и массы регулятора Воз-
можность более точного поддержа-
ния заданного давления при непря-
мом регулировании позволяет уста-
навливать такой регулятор в систе-
мах с жестко ограниченными откло-
нениями регулируемого давления
Конструктивная схема одного из подобных сетевых регуля-
торов абсолютного давления воздуха приведена на рис 10 8
Повышенное по сравнению с заданным давление на выходе из
регулятора передается по трубке (на рисунке не показано) в по-
лость А, находящийся в полости А вакуумированный сильфон 1
сжимается и поворачивает рычаг 2. Вследствие этого золотник 3
под действием пружины 4 открывает отверстие, соединяющее
при помощи трубки 5 выходную полость регулятора с поло-
стью Б, в которой помещен вакуумированный исполнительный
сильфон 6. С открытием золотника 3 давление в полости Б уве-
личивается, сильфон 6 сжимается и перемещает шток 7 вверх,
который при помощи тяги 8 поворачивает заслонку 9. Эта за-
слонка уменьшает проходное сечение регулятора, препятствуя
возрастанию давления воздуха иа выходе из регулятора Жест-
кая обратная связь выполнена в виде рычага 10. При подъеме
.штока 7 рычаг /р поворачивается и смещает ось рычага 2; по
мере смещения оси рычаг нажимает на аолотник 3, заставляя
его прикрывать отверстие, соединяющее полость Б с выходом
'регулятора, и таким образом уменьшать давление в этой поло-
сти. При этом скорость сжатия сильфона 6 и, следовательно, ско-
рость поворота заслонки 9 замедляются, что уменьшает возмож-
Рис. 10.8. Сетевой регулятор абсолютного давления непрямого дей-
ствия:
1, 6—сильфоны; 2, ГО—рычаги; 3—золотник; 4, 11, 12—пружины; 5—трубка;
а , 7—шток; 8—тяга; 9—заслонка
ность перерегулирования. При уменьшении давления на выходе
из регулятора ниже заданного сильфон 1 под действием пружи-
ны 11 растягивается, и золотник 3 перекрывает отверстие, веду-
щее в полость Б, вследствие чего давление в этой полости пада-
ет. Сильфон 6 под действием пружины 12 перемещает вниз шток
7, который при помощи тяги 8 открывает заслонку 9, увеличивая
давление на выходе из регулятора до заданного.
10.3. МЕЖКАБИННЫЕ РЕГУЛЯТОРЫ ДАВЛЕНИЯ
Межкабинный регулятор давления воздуха предназначен
для автоматического выключения подачи воздуха в кабину в
случае нарушения ее герметичности, т. е. когда перепад давле-
ний между кабинами превышает требуемый предел. Схема уста-
новки межкабинного регулятора давления приведена на
рис. 10.9, а его конструкция — на рис. 10.10. Если давление
в кабине 1 (см. рис. 10. 9) равно давлению в кабине 2 или пере-
пад давлений между кабинами меньше заданного, то значения
давления в полостях А и Б регулятора 3 равны, так как полость
А связана с кабиной 1, а полость Б—с кабиной 2. В этом слу-
чае пружина 9 (см. рис. 10.10) прогибает вниз мембрану 6, ко-
торая при помощи оси 4 и рычага 2 связана с замком. При дви-
жении мембраны вниз шток 19 поворачивает заслонки 21 вокруг
14* 415
Рис 10.9 Схема установки
межкабинного регулятора
давления
Рис. 10.10. Межкабинный регулятор давления
воздуха:
/—седло; 2—рычаг; а—ось рычага; 4—ось; 5—корпус;
б—мембрана; 7—прокладка; 8— штуцер; 9—пружина;
10—заглушка; //—гайка; 12—крышка; 13—тарелка;
14—крышка мембраны; 16, Л—стойки; /7—крон-
штейны; 18—замок; 19— шток; 20—втулка; а/—за-
слонка; 22—болт; аз—входной патрубок
416
оси штока 19 до их соприкосновения. Устойчивость заслонок
в рабочем положении достигается вырезом в замке и двумя фик-
саторами, конструктивно выполненными заодно с втулками 20.
Если перепад давлений между кабинами поднимается выше
2670 Н/м3, давление в полости А межкабииного регулятора сни-
жается, мембрана 6 под действием давления (воздуха в полости
Б поднимается и перемещает ось 4, которая через рычаг 2 пере-
мещает замок 18 влево. Заслонки 21 освобождаются и закрыва-
ются пружиной 9. Одновременно потоком воздуха заслонки
плотно прижимаются к седлу 1, прекращая тем самым доступ
воздуха в разгерметизированную кабину. Герметичность регуля-
тора обеспечивается тщательной притиркой плоскостей седла
и заслонок. На земле после посадки самолета (или при выравни-
вании давлений в обеих кабинах) давления в полостях А и Б
выравниваются. Замок под действием усилия пружины 9 пере-
мещается вправо, поворачивает заслонки и фиксирует их в ра-
бочем положении.
10.4 КАБИННЫЕ И СПЕЦИАЛЬНЫЕ РЕГУЛЯТОРЫ ДАВЛЕНИЯ
При полете летательного аппарата обычно имеют место три
характерных режима регулирования давления в кабине:
— при наборе высоты, когда давление в кабине уменьшается
от атмосферного до некоторой заранее заданной величины, опре-
деляемой назначением самолета и режимом полета;
— в горизонтальном полете, когда давление в кабине поддер-
живается почти постоянным;
— при снижении, когда давление в кабине снова возрастает
до атмосферного у поверхности земли.
Регулятор давления воздуха в кабине должен поддерживать
это давление в заданных пределах, а также обеспечивать опре-
деленную скорость его изменения. Для этого регулятор давления
должен обладать определенными статическими и динамическими
характеристиками. Под статической характеристикой регулятора
понимают зависимость поддерживаемого им давления в кабине
от высоты полета и расхода воздуха через выпускной клапан.
Динамическая характеристика регулятора определяет процесс
регулирования давления в кабине на переходных режимах. Од-
ним из основных условий нормальной работы системы регулиро-
вания давления является ее устойчивость. Процесс регулирова-
ния должен быть динамически устойчив в условиях вибраций
и перегрузок, возвращаться к установившемуся состоянию после
прекращения внешнего возмущения. Кроме того, к регулятору
давления предъявляются следующие общие требования: доста-
точная пропускная способность, чувствительность, малая степень
неравномерности, герметичность, простота в изготовлении, высо-
кая надежность в работе, малая масса и размеры.
417
На рис. 10.11 приведена схема регулятора давления непря-
мого Действия с гибкой (изодромной) обратной -связью. Регуля-
тор работает следующим образом. Когда на выходе из регуля-
тора изменяется регулируемое давление р%, то'чувствительный
элемент 1 изменяет свое положение, рычаг АВС поворачивается
вокруг точки С и выводит золотник 4 из нейтрального положения,
которое он занимал ранее. Воздух из золотника под давлением
Ръап. 1 или рзол 2 поступает в соответствующую полость серводви*
Рис 10 11 Схема регулятора давления непрямого
действия.
/—чувствительный элемент, 2—заслонка, 3—поршень сер-
водвигателя, 4—золотинк, 5—демпфер, S—пружина
гателя, поршень которого 3 перемещается и поворачивает заслон-
ку 2. Одновременно поршень 3 смещает и корпус демпфера 5
изодромной обратной связи, так как при достаточно быстром
перемещении штока возникает большое сопротивление трения
В демпфере. Вследствие этого рычаг АВС поворачивается вокруг
точки А, сжимая пружину 6 и перемещая золотник 4 в направ-
лении закрытия окон В результате движение поршня серводви-
гателя прекращается. Точка С под действием усилия пружины
возвращается в начальное положение, и золотник устанавли-
вается снова в нейтральное положение. Таким образом, изодром-
Ная обратная связь стабилизирует переходный процесс в регуля-
торе. Если в схеме жестко связать точку С рычага АВС
-и поршень серводвигателя, то изодромная обратная связь превра-
тится в жесткую.
На рис. 10.12 приведена конструкция регулятора давления
непрямого действия. Регулятор состоит из трех основных узлов:
узла регулирования абсолютного давления, узла регулирования
избыточного давления и трехходового краиа, смонтированных
В корпусе из алюминиевого сплава. Узел регулирования абсб*
лютного давления состоит из сильфона /5, пружины 14, клапа-
на 20, седла 23 и мембраны 22 Узел регулирования избыточного
давления включает мембрану 25, клапан 27, седло 24 и пружи-
ну 8 Трехходовой кран состоит из врана 2 с ручкой 1, колпачка
4 и пружины 3.
Рис 10 12 Регулятор давления
непрямого действия
I—ручка, 2—кран, 3, 8, 14, 21, 26-
пружины, 4—колпачок, 5, 6, 31-
штуцера, 7—регулировочный винт,
9, /2—стаканы, 10, 13—шайбы,
//—корпус, /5—сильфон /6—втулка
/7—крышка сильфона, /8—гайка
сильфона, 19—верхняя крышка,
20—клапан, 22, 25—мембраны 23,
24—седла, 27—шариковый клапан,
28—ползунок, 29—нижняя крышка,
30—верхняя крышка
В седло 23 клапана, изготовленного из латуни, вставляется
шариковый клапан 20, который открывается под действием пру-
жины 21, опирающейся на корпус седла Мембрана 22 из специ-
альной капроновой ткани соединена заклепками со стаканом 12
и шайбой 13 и скреплена, как и верхняя крышка 30, с корпусом
11 болтами На стакан 12 навернута стальная втулка 16, к од-
ному концу которой припаян сильфон 15 Другим концом силь-
фон 15 припаян к крышке 17 сильфона Крышка 17 сильфона
имеет хвостик, на который навертывается гайка сильфона 18,
прижимаемая колпачком, закрепленным на верхней крышке че-
тырьмя винтами.
. В корпусе 11 крепится также узел регулирования избыточно-
го давления В седло 24 вставлен шарикоаы! клапан 27, пере-
419
'Атмосфера
’7777777777777777777777777777777777777777777
<s>
t
15
12
20
"""„лая»,,.#.
Атмосфера
13
2
в нижнюю
трехходового
Герметическая
кабина
Выпускной клапан
17 16 11
д
Рис 10 13 Схема системы регулирования
давления в кабине
/—сильфон, 2, 7, /7—Пружины 3 6 12 14— мем
враны 4, 8 н 20—клапаны 5—корпус 9 13—ре
гулировочиые винты 10—трехходовой кран
11—дюза 15, 19—трубка 16—седло клапана
18—отверстие Л II 777—положения краиа
врывающий отверстие и находящийся под воздействием двух
сил—упругого усилия пружины 8 и усилия, создаваемого мем-
браной 25 Клапан 27 открывается под действием пружины 26,
насаженной на корпус седла 24 Мембрана 25, изготовленная
также из специальной капроновой ткани, прикреплена заклепка-
ми к стакану 9 и шайбе 10. Мембрана 25 и нижняя крышка 29
скреплены с корпусом 11
болтами. Пружина 8 од-
ной стороной опирается
на шайбу 10, а другой —
на ползунок 28, положе-
ние которого регулирует-
ся стальным винтом 7,
ввернутым
крышку 29.
Узел
крана выполнен следую-
щим образом В кор-
пус 11 вставлен трехходо-
вой стальной кран 2, меж-
ду колпачком 4 и краном
2 имеется пружина 3,
прижимающая кран к
корпусу При помощи
ручки 1 кран 2 может
устанавливаться в трех
положениях. В отверстия
с конусной резьбой кор-
пуса 11 ввернуты штуце-
ра 5, 6 и 31. Штуцер 5
соединен с клапаном ре-
гулятора давления, шту-
цер 6 — с атмосферой,
штуцер 31 — с трубкой
приемника статического
воздушного давления.
Схема устройства и (работы системы регулирования давле-
ния воздуха в герметической кабине самолета приведена на
рис. 10. 13. Заданный расход воздуха через кабину поддержива-
ется клапаном регулятора давления (регулирующим органом)
путем изменения степени открытия этого клапана в зависимости
от высоты полета. До высоты 2000 м клапан 4 поднят, и полости
А, В, Д сообщаются с атмосферой, а полости Б и Г соединены
с приемником статического давления. Давление воздуха в каби-
не при этом примерно равно атмосферному или, точнее, несколь-
ко превышает его на величину силы упругости пружины 17,
отнесенной к эффективной площади мембраны 12 Для того
Чтобы открыть клапан 20, сила, создаваемая давлением кабин-
420-
ного воздуха на эффективную поверхность клапана, должна
преодолеть усилие пружины 17 По мере уменьшения атмосфер-
ного давления с подъемом на высоту усилие, действующее на
сильфон 1 и создаваемое воздухом в полости Б, уменьшается.
Сильфон 1 разжимается и начинает прикрывать клапан 4, так
что на высоте 2'000 м клапан 4 закрывает отверстие 18 Давле-
ние в полости А начинает возрастать вследствие возрастания
давления в кабине, с которой эта полость связана трубкой че-
рез полость Д выпускного клапана, при этом 'клапан закрыт.
Полость В краном 10 отключена от полости Д и, следовательно,
от кабины. Возрастающее в полости А давление прогибает мем-
брану 3 и сжимает сильфон 1. Под действием силы, обусловлен-
ной разностью давлений в полостях А и Б, сильфон сжимается
и вновь открывает клапан 4. Воздух ив полости А по трубке 19
выходит в атмосферу, в результате чего давление в полостях А
и Д падает Под действием усилия, вызванного разностью дав-
лений в полостях Д и Е, клапан 20 открывается и выпускает
воздух из кабины в атмосферу до тех пор, пока не установится
заданное давление в кабине
Таким образом регулируется давление до высоты 4300—
5500 м На больших высотах вступает в действие узел регулиро-
вания избыточного давления. При этом полость В сообщается
с полостью Д, а последняя через дюзу 11 сообщается с каби-
ной. Как только избыточное давление в кабине превысит задан-
ное, мембрана 6 вместе с клапаном 8 перемещается, приоткры-
вая отверстие, через которое воздух из полости В и, следователь-
но, из полости Д выходит в атмосферу Давление в полости Д
уменьшается и вследствие разности давлений в полости Д и по-
лости Е, соединенной с кабиной, мембрана 14, прогибаясь, от-
крывает клапан 20 При этом излишний воздух из кабины выте-
кает в атмосферу При быстром снижении самолета атмосферное
давление может оказаться более высоким, чем давление в каби-
не При этом под действием разности давлений атмосферного
и кабинного воздуха клапан 20 открывается и в кабину посту-
пает воздух из атмосферы. Трехходовой кран 10 дает возмож-
ность устанавливать регулятор в три положения. Положение 1
(«Включено») соответствует нормальной работе регулятора, по-
ложение II («Проверка») — проверка избыточного давления
в кабине на земле, положение III («Выключено») —проверка
кабины на герметичность на земле
Расчет регуляторов давления
Определение проходного сечения регулирующего органа. Под
проходным сечением регулирующего органа понимается площадь
сечения (зазора) для прохода воздуха в исполнительном (регу-
лирующем) органе, которую можно определить по формулам
для адиабатного истечения воздуха (разд 7.2). Величина пло-
421
щади -проходного сечения Fe, определяемая по указанным фор>
мулам, является теоретической. Действительная площадь до-
ходного сечения
(Ю. о
где £—коэффициент расхода, определяемый опытным путем. Ве-
личина & переменная и возрастает с уменьшением отношения
pt!p\. При докритическом истечении величина | принимается рав-
ной 0,6—1, а в случае закритического истечения — единице.
Схемы, иллюстрирующие форму проходного сечения клапа-
нов, являющихся регулирующими органами регуляторов давле-
ния воздуха в кабинах, приведены на рис 10 14.
При использовании в качестве регулирующего органа пря-
мого клапана (рис 10 14, а) площадь проходного сечения прямо
пропорциональна -высоте подъема клапана
Fi — adH, (10 2)
где d — диаметр отверстия клапана;
Н— высота подъема клапана.
Площадь седла клапана (величину 6) выбирают из условий
допускаемого удельного давления на- материал клапана. Для ко-
нусного клапана (см рис 10 14, б) площадь проходного сечения
определяется выражением
Fi = n<ZcP5, (10.3)
где S=//sinfi/2,
dep — средний диаметр отверстия: 7/ср—d + — sin₽;
3 — угол при вершине клапана.
При прямой и конусной форме клапанов с повышением дав-
ления воздуха на входе часто изменяется режим истечения — из
докритической он .переходит в закритическую область, что вызы-
вает динамическую неустойчивость работы регулятора. Для по-
вышения устойчивости работы клапана (см. рис. 10.14, в) его
профиль должен быть таким, чтобы одинаковым относительным
изменением хода клапана соответствовали одинаковые относи.
422
тельные изменения количества воздуха, протекающего через
клапан.
Дроссельные поворотные заслонки, используемые в качестве
регулирующего органа регулятора давления, «выполняются круг-
лыми или эллиптическими с прямой осью вращения и круглы-
ми — с наклонной (рис 10 15) В случае круглой заслонки диа-
метром D с прямой осью вращения (см. рис 10 15, а) проходное
сечение равно разности полного сечения воздухопровода и про-
Рнс 10 15 Схемы дроссельных заслонок
екции заслонки на это «сечение При небольших углах -поворота
заслонки а
Fi = F0 — Fa = Fo(\—cosa), (10 4),
где Fi — проходное сечение,
Fq —свободное сечение воздухопровода,
F3 — площадь проекции заслонки
Расходная характеристика заслонки ближе к линейной при
углах поворота а = 30-=-70°, в этом диапазоне углов работа за-
слонки наиболее устойчива Круглая заслонка с прямой осью
вращения является наиболее простой в конструктивном и техно-
логическом отношении, но она не обеспечивает герметичности
при полном закрытии- между заслонкой и стенками «воздухопро-
вода всегда имеется технологический зазор
Эллиптическая заслонка (см. рис 10 15, б) обеспечивает луч-
шую герметичность по периметру при полном закрытии, так как
ось заслонки вынесена на угол ар от плоскости проходного се-
чения, однако у «оси заслонки имеются зазоры
Круглая заслонка с наклонной осью вращения (см.
рис 10 15, в) обеспечивает полную герметичность, так как ось
заслонки отнесена в сторону от периметра касания заслонки
с поверхностью трубы
На рис. 10 16 приведены схемы золотников Площадь про-
ходного сечеиия золотника определяется сечением, ограничен-
ным краями окон золотника «и кромкой окон стакана. Профиль
окон золотника может быть различным. Золотниковые регуля;
торы в эксплуатации требуют очистки «воздуха, так как мехаии-
^ические частицы могут попасть в зазор между золотником
И стаканом и вызвать заедание золотника.
423
Определение хода регулирующего органа. Ходом регулирую-
щего органа называется разность между двумя его положения-
ми, соответствующими максимальному и минимальному значе-
ниям проходного сечения. Ход клапана зависит от диаметра
отверстия. С увеличением этого диаметра ход клапана умень-
шается, при этом чувствительность регулирующего органа сни-
жается.
Рис. 10.16 Схемы золотников
Максимальный ход клапана определяется из соотношения
или
, ___d_
“к max —
(10.5)
где d — диаметр отверстия седла;
f — эффективная площадь закрытого клапана (площадь
седла).
Если через отверстие в седле проходит толкателе с диамет-
ром di, то проходное сечение для воздуха должно быть не мень-
ше расчетного и, следовательно, >
(10.6)
где
Z. _
7т~ 4
И
*...=0,5 1/.
У л>
Ход золотника определяется аналогично ходу клапана.
Для круглой заслонки с прямой осью вращения угол поворо-
та заслонки одинаков с углом поворота оси; если ось заслонки
соединена с чувствительным элементом рычага, то, зная длину
плеча рычага и угол попорота оси заслонки, можно определить
линейное перемещение второго конца рычага.
424
В регуляторах прямого действия чувствительный элемент
непосредственно связан с регулирующим органом, поэтому ход
чувствительного элемента равен ходу регулирующего органа.
Если регулирующий орган соединен с чувствительным элемен-
том при помощи рычага, то ход чувствительного элемента опре-
деляется из простых кинематических соотношений.
Выбор чувствительного элемента. Чувствительный элемент ха-
рактеризуется эффективной площадью ЕЭфф, на которую действу-
ет регулируемое давление, линейной деформацией (прогибом,
сжатием) X и жесткостью г. Для высоких давлений в качестве
чувствительных элементов регуляторов давления широко приме-
няются металлические гофрированные мембраны из бронзы, не-
ржавеющей стали и специальных сплавов. Мембраны из нержа-
веющей стали выдерживают наибольшее число перегибов Кроме
металлических, применяются мягкие мембраны, работающие при
низких давлениях в комбинации с пружинами При определении
усилия, передаваемого мягкой мембраной на ее шток, обычно
пренебрегают жесткостью мембраны. Если необходимо подобрать
чувствительный элемент с большим ходом, применяют сильфо-
ны, деформация которых в несколько раз превышает деформа-
цию одиночной мембраны той же прочности при прочих равных
условиях. В регуляторе прямого действия чувствительный эле-
мент должен обладать достаточной мощностью для перемещения
регулирующего органа. Выбор такого чувствительного элемента
определяется выражением
Др2-^эфф^^^с^э, (10 7)
где Др2— допустимое отклонение регулируемого давления;
Л>фф—эффективная площадь чувствительного элемента;
Аэ — ход чувствительного элемента;
zc — жесткость системы: zc = z3+znp;
гэ — жесткость чувствительного элемента;
Зцр — жесткость пружины.
Запас силы чувствительного элемента, т. е. разность
Ара^эфф
------------, не должна превышать значения, равного двум,
^сЛэ
так как увеличение эффективной площади чувствительного эле-
мента, как и уменьшение его жесткости, снижает динамическую
устойчивость регулятора.
Уравнение равновесия регулятора прямого действия
На рис. 10. 17 и 10.18 приведены схемы регуляторов прямо-
го действия с неуравновешенным регулирующим органом (кла-
паном), находящимся под действием неуравновешенных сил дав-
ления воздуха. Если направление потока воздуха через клапан
совпадает с направлением открытия клапана, то такой клапан на-
425
зыкают клапаном прямого хода (см рис 10 17), если направле-
ние потока воздуха противоположно направлению открытия кла-
пана, то такой клапан является клапаном обратного хода (см
рис 10 18) Подвижные элементы регулятора находятся в равно-
весии, если сумма всех действующих на них сил равна нулю
В начальный момент, когда давление на входе в клапан прямого
Рис 10 17 Схема регу
лятора давления пря
мого действия с неурав
новешеиным клапаном
прямого хода
Рис 10 18 Схема регу
лятора давления прямого
действия с неуравиове
шейным клапаном обрат
ного хода
хода равно pi0, а на выходе из него р2°, уравнение равновесия
регулятора (см рис 10 17) запишется так
00 8)
где Р°ц — начальное усилие мембраны,
/\фф— эффективная площадь чувствительного элемента,
— начальное усилие пружины, действующей на мем-
брану,
^првс —начальное усилие вспомогательной пружины, дей-
ствующей на клапан,
/ —неуравновешенная площадь (клапана
Если давление на входе отклоняется от начального значения
И становится равным р\, а давление на выходе соответственно
Да, то регулятор выходит из равновесия, и клапан начинает
перемещаться до тех пор, пока не наступит новое равновесие
сил
Plf—Ptf—PzFефф + Рм + Рпр — Рщ> вс=0, (Ю 9)
где Рм — конечное усилие мембраны,
РЛр — конечное усилие пружины, действующей на мем-
брану,
Рвр вс — конечное усилие вспомогательной пружины дейст-
вующей на клапан
Й6
Вычитая уравнение (10. 9) из (10.8), получаем
/(^-А)-/(^-Рг)-^вфф(Р2-А) +
+ (^0м-^) + (^о-^₽)-(^₽.Вс-^Рвс) = 0. (10.10)
Обозначим
p^-p.=^h,
где zM — жесткость, аН — прогиб мембраны;
^Р-рпР=«п₽Д^,
где znp— жесткость пружины,
^пр.вс Л.р BC~Zap всД^А
где Znp. вс — жесткость вспомогательной пружины.
Тогда выражение для изменения регулируемого давления на
выходе Лрг запишется так:
Уравнение это является исходным для построения характери-
стики регулятора. Для регулятора с неуравновешенным клапа-
ном обратного хода уравнение равновесия имеет вид
/(р°—а) —я° ( —a—2
. (ю. 12)
Г эфф f
Для регулятора с уравновешенным клапаном (/=0) уравне-
ние (10 И) принимает вид
« эфф
В приведенных выражениях
уо__ о1/г? 1 G/Л 1 а = 2^
.до р0 ла sin 0/2 ’ Api ad sin 0/2 ’ A
При помощи полученных уравнений равновесия, подбирая
жесткость системы Sz и 'величину неуравновешенной площади f,
Рис. 10. 19. Характеристика регу-
лятора давления
можно построить характеристику
регулятора в заданных допусти-
мых пределах изменения Др?. На
рис. 10. 19 приведены возрастаю-
щая кривая 1 и падающая кри-
вая 2. Когда мощность чувстви-
тельного элемента недостаточна,
чтобы обеспечить перестановку
регулирующего органа, а также
в тех случаях, когда требуется
иметь высокую чувствительность
регулятора, необходимо применять схемы непрямого регулиро-
вания (рис. 10.20).
Регулятор непрямого действия состоит из чувствительного
элемента, регулирующего органа и усилителя, который обычно
является исполнительным механизмом (серводвигателем) и име-
ет управляющий элемент -г золотник. Часто в регуляторы не-
прямого действия вводят элемент обратной связи для передачи
сигнала от серводвигателя к золотнику, и таким образом вели-
чина сигнала на входе в золотник корректируется по величине
сигнала на выходе из серводвигателя.
Рис. 10.20. Структурная схема непрямого регу-
лирования:
/—датчик, 2—управляющий элемент; Л—исполнительный
механизм, /—регулирующий орган; 5—объект регулиро-
вания
Назначение и конструкция чувствительного элемента и регу-
лирующего органа рассмотрены выше. Основной характеристи-
кой серводвигателя является коэффициент усиления, представ-
ляющий собой отношение выходной мощности серводвигателя
к! мощности чувствительного элемента. В пневматических систе-
428
мах применяются поршневые серводвигатели одно- и двусторон-
него действия (рис. 10. 21 и 10.22).
Давление рВх на входе 'В золотник (подводится в одну из по-
лостей А и Б серводвигателя и перемещает регулирующий орган
соответственно в сторону открытия или закрытия.
К регули-
рующему'
органу
К чувстви-
тельному
элементу
Ре*. '?о( сброс)
Рис 10 21. Поршневой серво
двигатель одностороннего дей-
ствия
К регули-_
рующему '
органу
Р чубстби. -
тельному
элементу
'сброс)
Рис. 10 22. Поршневой серводвига
тель двустороннего действия
Конструктивные размеры серводвигателя определяются по
мощности, необходимой для перемещения регулирующего ор-
гана:
(10.14)
где рА — давление в полости А;
рБ — давление в полости Б;
п — коэффициент запаса мощности (п^2, так как иначе
работа регулятора становится неустойчивой);
Р — усилие, развиваемое серводвигателем;
F — эффективная площадь поршня серводвигателя:
_ Л(Р2 — </2)
— 4
где D — диаметр поршня, d — диаметр штока.
При Djd>5 диаметр штока серводвигателя можно не учиты-
вать. Тогда
4Рп
«(Ра — Рб)
(10. 15)
При больших перепадах давлений в полостях А и Б воздух
перетекает через зазор между поршнем и корпусом серводвига-
теля. Для уменьшения перетекания поршень снабжают лаби-
ринтами или специальными поршневыми уплотнительными коль-
цами. В серводвигателе одностороннего действия пружина, урав-
новешивающая давление в его полости, возвращает поршень
429
в«сходное положение после прекращения действия давления рвх
Кроме поршневых серводвигателей применяются также оиль
фонные
Вспомогательной энергией для привода в действие золотника
является (воздух под давлением рвх В нейтральном положении
так называемый отсечной золотник перекрывает окна сообща
ющие полость золотника с серводвигателем Высота поршня зо
лотннка /п должна быть больше ширины окна
/п=Йшах+2Д (10 16)
где Ащах — максимальная ширина окна
Д — перекрытие окна с одной стороны
Для золотников с ходом 2—5 мм величина Д должна быть не
более 0 05 мм так как иначе увеличивается время эапаздыва
ния регулирования и ухудшается работа регулятора
10 5 ГЛУШИТЕЛИ ШУМА
Глушители шума служат для снижения уровня шумов возни-
кающих при работе компрессоров авиационных двигателей ка
бинных нагнетателей особенно роторных при движении воздуха
в воздухопроводах а также шумов проникающих через воздухо
проводы извне например создаваемых винтом электродвигате
лями и т д Шум создаваемый самолетными садовыми установ
ками называется "внешним а шум от кабинных нагнетателей
и турбохолодильников — внутренним Внешние шумы поглоща
ются звукоизоляцией оболочки]?абины Внутренние шумы про
пикают в кабину самолета по трубопроводам системы кондицио
нироваиия, иногда вызывая их колебания н разгерметизацию
а также нарушая регулировку приборов установленных в тру
бопроводах
Недопустимо высокий уровень шума нарушает нормальную
слышимость быстро утомляет людей вызывает головные боли
и притупляет слух экипажа и пассажиров Согласно существую
щим требованиям уровень шума не должен превышать _110 дБ
По характеру возникновения шумы делятся на вихревыеГшуя^
вращения, сопротивления, механические
' Основными методами глушения шума являются поглощение
энергии шума и превращение акустически^ волн. и тепдрвые.
уменьшение шумовыхволн путем взаимного их ослабления с по
мощью интерференции Наиболее эффективные результаты до
стираются при комбинации обоих методов В зависимости от ука
данных методов применяются следующие типы глушителей глу
щители объемного типа глушители со звукопоглощающими
етеиками^(актйвные)7 глушители, основанные на принципе дрос
релирования'воздуха, акустические глушители (реактивные) по
Ж
При разработке глушителей шума для систем кондициониро-
вания воздуха на самолетах, как правило, пользуются комбини-
рованными способами уменьшения шума В глушителях актив-
дхшитииа-звуковая энергия превращается в тепло за счет дисси-
пации звуковых волн в звукопоглощающей набивке. В какой-то
степени эти глушители являются и глушителями объемного типа
с одновременным осуществлением дросселирования
В глушителе, приведенном на рис. 10. 23, используется не-
сколько различных методов тлушения шума В этом глушителе
более других выражен акустический эффект (реактивный) - зву-
Рис 10 23 Глушитель шума
1 8—патрубки 2—камера 3—кольцо 4—трубка, 5—болт, б—набивка
7—корпус
ковые волны в нем отражаются обратно к источнику звука Кро-
ме того, в этом глушителе используется также диссипация зву-
ковых волн
Для проектирования глушителей шума должны быть заданы:
1) расход воздуха,
2) максимальное и рабочее давление воздуха на входе в глу-
шитель;
3) максимальная и рабочая температура воздуха на входе
в глушитель,
4) допустимый коэффициент гидравлического сопротивления
или допустимые потери напора в глушителе при заданных пара-
метрах воздуха;
5) максимальная и минимальная температура окружающего
глушитель воздуха,
6) диаметр присоединяемого трубопровода и тип соединения;
7) частотный спектр шума в воздушном потоке перед глуши-
телем,
8) необходимая общая или почастотная величина уменьше-
ния шума,
9) допустимые габариты и масса глушителя,
10) характер и величина ударных и вибрационных перегру-
зок,
11) срок службы глушителя
При проектировании глушителя по заданным частотному
спектру шума, требуемой величине уменьшения шума, темпера-
431
турным условиям работы, габаритным размерам, массе и допу-
стимому коэффициенту гидравлических потерь выбирают тип
конструкции. Если задана абсолютная величина допустимых гид-
равлических потерь, то предварительно определяют допустимый
коэффициент гидравлического сопротивления g для глушителя
по формуле
(10.17)
где Др — допустимая величина потерь давления в Н/м2;
v — средняя скорость воздуха в глушителе в м/с;
G
т—---------,
едзбоо
G — расход воздуха через глушитель в кг/ч;
q — плотность воздуха в глушителе в кг/м3;
F—площадь проходного сечения глушителя в м2.
По заданным расходу, давлению, температуре воздуха и ко-
эффициенту гидравлического сопротивления определяют проход-
ное сечение глушителя. В реактивных глушителях, а также в сек-
ционных глушителях активного типа скорость движения воздуха
не должна превышать 55—60 м/с, так как при больших скоро-
стях движения воздуха в глушителе вследствие вихреобразова-
ния возникает собственный шум, значительно снижающий эффек-
тивность глушения. При определенной скорости воздушного по-
тока собственный шум глушителя будет превышать по величине
заглушаемый шум. В этом случае глушитель становится допол-
нительным источником шума в воздушном потоке. Кроме того,
надо учитывать, что величина гидравлических потерь прямо про-
порциональна квадрату скорости воздушного потока и, 'Следова-
тельно, может достигать недопустимых значений. Из этих сооб-
ражений желательно, чтобы форма внутренних элементов глу-
шителей была обтекаемой. При выборе глушителя следует
учитывать специфические условия использования глушителей
в системах кондиционирования воздуха на^амолетах — ограни-
ченность места и массы, широкий диапазон частот шумового
спектра, главным образом высоких и средних. Наиболее подхо-
дящим обычно является глушитель активного типа.
Снижение шума в дБ, получаемое в глушителе активного ти-
па, определяется по приближенной общей формуле
8=1,1 у-(а^П/ , (10.18)
где I — длина облицованной части канала глушителя в м;
П —периметр поперечного сечения канала в м;
S — площадь поперечного сечения канала в м2;
432
ф(а) —коэффициент звукопоглощения внутренней облицов-
ки канала;
а — коэффициент звукопоглощения материала, входяще-
го в облицовку.
Связь между ср (а) и а приведена в табл. 10. 1. Из формулы
(10. 18) видно, что с увеличением длины облицовочного канала,
коэффициента звукопоглощения облицовочного материала и от-
ношения периметра к площади сечения канала эффективность-
глушителя увеличивается. Для глушителей с каналом круглого
сечения
8=4,4 -? -(g- - , (10.19)
где D — диаметр канала в м.
Таблица 10 I
Связь между коэффициентами звукопоглощения внутренней облицовки
канала <р(а) и материала, входящего в облицовку, а
а 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0
<р(а) 0,1 0,2 0,35 0,5 0,65 0,9 1,2 1,6 2,0 4,0
Для глушителей с щелевым каналом или группой щелевых
каналов прямоугольного сечения, у которых высота щели значи-
тельно меньше ширины,
8 = 2,2 у(”)/ , (10.20)
где h —высота щели в м.
Толщина звукопоглощающей облицовки должна быть не ме-
нее 25—30 мм. Если в спектрах шума преобладают сильные зву-
ки низких тонов, то толщина звукопоглощающей облицовки мо-
жет достигать 80—100 мм. Увеличение толщины облицовки свы-
ше 100 мм не дает заметного эффекта.
Используя формулы (10.18) — (10.20), по характеру спект-
ра шума, заданной величине глушения, выбранной скорости воз-
душного потока и конструктивной схеме глушителя рассчитыва-
ют длину облицовочной части, толщину звукопоглощающей об-
лицовки, величину и форму проходного сечения канала.
При выборе материала звукопоглощающей облицовки долж-
на учитываться температура воздуха, проходящего по каналу»
и воздуха, окружающего глушитель. Для глушителей, устанав-
ливаемых на самолетах, в целях противопожарной безопасности
применяют стекловату или материалы на ее основе. Для предо-
хранения от захвата воздушным потоком мельчайших волокон
433
стекловаты ее обшивают стекловолокном с проклейкой швов
термостойким клеем
Ориентировочный расчет глушителя реактивного типа йачи
кают с определения наименьшего диаметра трубок соединяю
щих камеры При этом исходят из условия что скорость воздуш
Иого потока у не должна превышать 60 м/с
5 1040
₽ 3600 QV
(10 21)
где Sip — общее проходное сечение соединительных трубок в см2
G — расход воздуха в кг/ч
£ — плотность воздуха в кг/м3
Диаметр трубки
(10 22)
Длину и диаметр ячейки глушителя выбирают ориентировочно
равными нечетному числу четвертей длины волны X наиболее
сильных звуков входящих в спектр шума т е L=D— -^а
§
- лит д Чтобы перекрыть полосы пропускания в спектре загл^
шаемого шума длина ячеек должна отличаться одна от другой
На 5—<10%
10 6 КИСЛОРОДНЫЕ ГАЗИФИКАТОРЫ
Самолетный бортовой кислородный газификатор предназна
чен для хранения и газификации жидкого кислорода Газифи
дарованный подогретый кислород используется летным составом
для дыхания
При обычных природных условиях кислород — газ без цвета
запаха и вкуса Плотность газообразного кислорода при темпе
ратуре О С и давлении 101 3 кН/м2 составляет 1 429 кг/м3 тем
пература кипения кислорода при атмосферном давлении
182 98 С теплота испарения при тех же условиях
212 568 кДж/кг Атомный вес обычного кислорода принят рав
ным 16 Кислород растворим в воде в 100 объемах воды при
растворяется около пяти объемов кислорода при 2(ГС—
около трех объемов
Жидкий кислород представляет собой голубоватую жидкость
с плотностью при температуре кипения р=1132 1 кг/м3 При ис
парении 1 л жидкого кислорода образуется примерно 800 л га
зоюбравного В твердое состояние жидкий кислород переходит
при 54 35 К и давлении 266 кН/м2 Твердый кислород представ
ляет собой рыхлую снегообразную массу Критическая темпера
тура, т е температура выше которой газ не сжижается при лю
бом повышении давления для кислорода 118 8 С Критическое
давление, т а минимально необходимое давление, при котором
газ, охлажденный до критической температуры, может быть пере-
веден в жидкое состояние, для кислорода равно 50,25-10е Н/ма-
Теплота плавления кислорода ничтожна— 13,8-103 Дж/кг. Энер-
гия диссоциации молекул кислорода на атомы составляет
490 кДж/кг. При температуре 3300 К и атмосферном давлении
в кислороде содержится около 0,2% атомарного кислорода
Рис 10 24 Кислородный газификатор
/—дно 2—амортизатор, 3—запасомер, 4— прокладка, 5—ложемент, 6—кремнегель;
7 17, 20—трубы 8—корпус, 9—экран 10—сосуд, 11, /3—крышки, 12—изолятор, 14—руч-
ка, 15—болт, 16—змеевик, 18—патрубок, 19— корпус испарителя, 21—стержень;
22—втулка, 23—фланец 24—электромагнитный клапан, 25—болт, 26—ограничитель
давления, 27—предохранительный клапан, 23—обратный клапан, 29—патрубок для
вакуумирования 30—штуцер для выхода в атмосферу газа, поступающего от пре-
дохранительного клапана, 31—штуцер для выхода газа к потребителю, 32—штуцер
' для выхода газа в атмосферу при заливке
Кислород получают глубоким охлаждением, сжижением и
ректификацией воздуха в специальных установках Кислород,
применяемый в авиации, хранят и транспортируют на самоле-
тах в жидком и газообразном состоянии. Жидкий кислород хра-
нят в вакуумированных сосудах-газификаторах, газообразный—
в специальных баллонах
Газификатор (рис 10 24) состоит из сосуда для хранения
жидкого кислорода, змеевика!-испарителя, обеспечивающего га-
зификацию жидкого кислорода, агрегатов, поддерживающих ра-
бочее давление в сосуде, и запасомера, позволяющего непрерыв-
но контролировать запас кислорода. Пространство между внут-
ренним и наружным сосудом заполнено кремнегелем или аэро-
435
гелем и вакуумировано до давления 133,3-10-4 Н/м2
(10~4 мм рт. ст.). Вакуум-порошковая изоляция уменьшает лу-
чистый теплопритрк извне, позволяет избежать полирования по-
верхностей, находящихся в вакуумной полости, и изготавли-
вать сосуды из алюминия вместо дефицитной красной меди.
Кроме того, наличие в вакуумной полости кремнегеля или
аэрогеля предохраняет внутренний сосуд от боковых переме-
щений.
Внутренний сосуд соединен с наружным сосудом трубой 17
и патрубком 18, выполненными ив нержавеющей стали, имеющей
малый коэффициент теплопроводности. Труба 17 позволяет уд-
линить тепловой мост между наружным и внутренним сосуда-
ми и тем самым уменьшить теплоприток к внутреннему сосуду.
Во внутреннюю полость трубы 17 вставлена труба 20, в цент-
ральной части которой расположен стержень 21. Труба 20 и стер-
жень 21 составляют коаксиальную линию, входящую в систему
датчика запасомера. Для уменьшения притока тепла они также
выполнены из нержавеющей стали. Стержень 21 в верхней части
изолирован от трубы 20 керамическим изолятором 12, который
одновременно герметизирует внутреннюю полость сосуда от коак-
сиальной линии. В центральной и нижней части стержень 21
центрируется и изолируется от трубы 20 фторопластовыми втул-
ками 22.
Основной несущей конструкцией газификатора является кор-
пус 8, к которому прикреплены ложемент 5, змеевик-испаритель
16, опорный фланец 23, выходные штуцера для присоединения
трубок кислородной системы и кронштейны для установки на
них агрегатов, входящих в газификатор. Сосуд 10 устанавли-
вается на ложемент 5 через резиновую прокладку 4 и прижи-
мается сверху крышкой 13 через резиновую прокладку болта-
ми 15. Змеевик 16 предназначен для испарения жидкого кисло-
рода.
Газификатор можно устанавливать как в герметическом, так
и в негерметическом отсеках самолета. При расположении гази-
фикатора в негерметическом отсеке испарившийся в змеевике
кислород имеет низкую температуру. Поэтому перед подачей
потребителю кислород подогревают в дополнительном змеевике,
установленном в кабине. Имеются газификаторы и другого типа,
на которых установлен кожух. В средней части кожуха имеется
коллектор со штуцером для подвода горячего воздуха, который
обдувает змеевик-испаритель, и 1кислород /поступает к потреби-
телю с достаточно высокой температурой даже при установке
газификатора в негерметическом отсеке.
Электромагнитный клапан с защелкой (рис. 10.25) предна-
значен для дистанционного включения газификатора в работу
и отключения его перед заправкой и дозаправкой. Винт 4 пред-
назначен для регулирования воздушного зазора электромагнита
клапана, а гайка 14 — для регулирования хода защелки.
436
Рис. 10.26. Обратный клапан:
/—корпус, 2— клапан; /—пружина; 4—
гайка; 5—прокладка
Рис. 10.25. Электромагнитный клапан:
/—катушка электромагнита; 2—сердечник;
<3—корпус клапана; 4—винт; 5, 9—прокладки,
6—клапан; 7—корпус; 8—пружина клапана,
10—пружина защелкн; //—электромагнит за-
щелки; /2—сердечник; 13—защелка. 14—гайка.
15—корпус защелки
Рис. 10.27. Ограничитель давления:
/—корпус; 2. 5—пружины; 3—клапан; 4—
сильфон; 6—болт; 7—крышка; 8—регулиро-
вочный винт; 9—контргайка; 10—гайка
Рис. 10.28. Предохранитель-
ный клапан:
/—корпус; 2—сильфон; 3—кла-
пан; 4, 11—пружины; 5, 12, 14—
втулки; 6— крышка; 7—виит;
8—контргайка; 9—болт; 10—про-
кладка; 13—гайка
437
Обратный клапан (рис 10 26), предназначенный для пере-
крытия трубопровода после окончания заправки газификатора,
предотвращает выливание жидкого кислорода из сосуда при от-
соединении шланга заправщика Во время заправки жидкий
кислород отжимает клапан 2 и проходит в сосуд После оконча-
ния заправки пружина 3 возвращает клапан в первоначальное
положение
Ограничитель давления ((рис 10 27) является регулятором,
перепускающим газообразный кислород из испарителя в сосуд
и таким образом поддерживающим заданное давление в сосуде
при работе газификатора Работа ограничителя давления осуще
ствляется следующим образом При давлении во внутренней по
лости, равном нулю пружина 2 передает усилие на направля
ющую втулку сильфона 4 которая своим штоком отжимает
клапан При увеличении давления во внутренней полости кла
цана сильфон начинает сжиматься, причем дружина 5 постояв
«о прижимает клапан 3 к штоку, при определенном рабочем
давлении клапан 3 садится иа седло и перепуск газа из змеевика
В сосуд прекращается С уменьшением давления происходит об
ратный процесс и проходное сечение увеличивается При помощи
регулировочного винта 8 можно изменять давление закрытия
клапана
Предохранительный клапан (рис 10 28) предназначен для
выпуска кислорода из сосуда при повышении его давления сверх
допустимого Клапан срабатывает под действием давления на
эффективную площадь сильфона и открывается, когда это дав
ление уравновешивает силу предварительного сжатия пружины
и сильфона Дальнейшее повышение давления приводит к до
волнительному сжатию пружины и сильфона и подъему клана
Ва, в результате чего сбрасывается избыточное давление При
понижении давления фторопластовый клапан 3 садится на седло
и расход кислорода .прекращается, герметичность клапана до
стигаегся действием рабочего давления
Для заправки газификатора жидким кислородом на борту
самолета устанавливают штуцер заливки 14 (рис 10 29) Си-
стема запасомера состоит из датчика блока питания и указа-
теля запаса жидкого кислорода, установленного в кабине летчи
ка Газификатсиз эксплуатируется следующим образом При
включении тумблера 1 в рабочее положение открывается элек
•щюмагнитный клапан 2 и жидкий кислород под действием ста
тического напора столба жидкости вытекает из сосуда в испа
ритель 4, где испаряется и через ограничитель давления 5 посту
пает в верхнюю часть сосуда 3 в пространство над зеркалом
жидкого кислорода, вследствие чего давление в газификаторе
повышается до рабочего Ограничитель давления S поддержи
вает рабочее давление 930 кН/м2, при понижении давления кла-
пан открывается и давление увеличивается до тех пор, пока не
Достигнет 930 кН/м2, после чего клапан закрывается и рост
давления в газификаторе прекращается При эксплуатации га-
зификатора заполняется жидким кислородом часть змеевика,
поверхность которого обеспечивает испарение кислорода, необ-
ходимого потребителю При переходе с максимального расхода
на минимальный или при полном прекращении расхода жидкий
кислород, оставшийся в змеевике, испаряется, давление в нем
Рис 10 29 Схема газификатора
2—тумблер, 2—электромагнитный клапан, 3—сосуд, 4—испари
тель 5—ограничитель давления 6—предохранительный клапан,
7—обратный клапан, 8—вентиль 9—указатель запаса кислорода.
10— датчик запасомера, 11—блок питания запасомера, /^—уст-
ройство для выпуска кислорода в атмосферу при заправке
13—устройство для выпуска кислорода в атмосферу от предо-
хранительного клапана 14—штуцер для заливки жидкого кис-
лорода
становится выше, чем в сосуде, и жидкость поступает обратно
в сосуд Чтобы жидкий кислород не вытекал из сосуда при хра-
нении газификатора, сливная трубка закрыта П-об|разным за-
твором.
Запасомер предназначен для дистанционного измерения ко-
личества жидкого кислорода в сосуде газификатора Возможны
различные принципы действия запасомера Один из них основан
на изменении резонансной частоты объемного колебательного
контура (резонатора) при введении в его полость диэлектрика,
причем в качестве объемного резонатора используется внутрен-
ний сосуд газификатора (рис 10.30). При помощи специальных
перегородок сосуд превращается в четвертьволновую, закорочен-
ную на конце коаксиальную линию, состоящую из трех последо-
вательно соединенных участков: первый участок образован шты-
рем 1 и трубкой 2, второй — внутренней поверхностью цилинд-
ра 5 и внешней поверхностью горловины 4 и третий — внешней
поверхностью цилиндра 5 и внутренней поверхностью сосуда б
газификатора Нижний конец линии разомкнут, и к нему под-
439
соединяют электронный блок запасомера При заполнении гази-
фикатора жидким кислородом второй и третий участки линии
оказываются частично или полностью залитыми, при этом изме-
няются длина волны в линии и, следовательно, ее резонансная
частота Измерение количества жидкого кислорода в сосуде га-
зификатора сводится к измерению резонансной частоты сосуда,
с этой целью к сосуду подключен электронный блок
Рис 10 30 Запасомер
/—штырь 2, 3—трубки 4—
горловина 5—цилиндр 6—
сосуд
Рис 10 31 Блок схема запасомера
/—генератор .2—детектор S—указатель, коле-
бательный контур 5—блок питания
Запасоме|р (рис 10 31) состоит из генератора высокочастот-
ных колебаний 1, детектора 2, указателя 3 и блока питания 5
На рисунке сосуд условно изображен в виде колебательного кон-
тура 4 с переменной емкостью Генератор 1 настраивается на
частоту, несколько меньшую резонансной частоты полного сосу-
да При этом амплитуда высокочастотных колебаний и ток, про-
ходящий через указатель 3, имеют наибольшее значение По ме-
ре слива жидкого кислорода из сосуда резонансная частота со-
суда увеличивается, происходит рассогласование частот сосуда
и генератора, и амплитуда колебаний в сосуде и ток, проходящий
через указатель, уменьшаются, стрелка указателя идет к нулю
Конструктивно электронная схема запасомера выполнена
в виде двух блоков — датчика и блока питания В датчик входят
генератор высокой частоты и детектор, закрепленный на горло-
вине сосуда газификатора Блок питания, состоящий из транс-
форматора, выпрямителя и стабилизатора напряжения, крепится
на амортизаторах к боковой стенке газификатора В качестве
указателя применяется прибор магнитоэлектрической системы
Л ИТЕРАТУРА
1 Б ы к о в Л Т,ЕгоровМ С, Тарасов П В Высотное обору-
дование самолетов М , Оборонгиз, 1958
2 ВербаМ И Теория сушки М, МЭИ, 1960
3 Вопросы физики атмосферы Сб статей, Гидрометеоиздат, 1961,
4 Воронин Г И Основы термодинамики и теплопередачи М, Обо-
ронгиз, 11968
5 Воронин Г И, Поливода А И Жизнеобеспечение экипажей
космических корабии М «Машиностроение», 1967
6 Воронин Г И Антипенко И Н,Власов П К Аэродром-
ные кондиционеры М «Транспорт», 1968
7 Дегтярев Н В, Барканов Б В, Архипов Г. В, Пав
лов Р В Кондиционирование воздуха М, Гос изд литературы по строи-
тельству и архитектуре, 1953
8 Дракин И И Аэродинамический и лучистый нагрев в полете М,
Оборонгиз, 1961
9 Кондиционирование воздуха Сборник трудов под ред Е Е Карли-
са, № 6 М , Госэнергоиздат, 1960
КО КондратьевК Я, Филиппович О П Тепловой режим верх-
них слоев атмосферы М, Гидрометеоиздат, 1960
11 Кутателадзе С С Теплопередача при кипении и конденсации
М, Машгиз, 1962
12 Ладыженский Р М Кондиционирование воздуха М, Госторг-
издат, Ю62
13 Максимов Г А Проектирование процессов кондиционирования
воздуха Изд «Высшая школа», 1961
14 Савенков И Г, Куликов С В Кислородное оборудование са-
молетов, ДОСААФ, 1953
15 С а к у н И А Винтовые компрессоры. М , Машгиз, 1960
16 ФиттцР,Мойер Д. Кондиционирование воздуха. М, Пищепром-
издат, 1940
17 Фукс Н А Испарение и рост капель в газообразной среде. М,
АН СССР, 1958
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие ... ..................................... 3
Введение............................................................ 5
Глава I. Основные характеристики атмосферы........................11
1. 1. Общие сведения.......................................... И
Г. 2. Радиация................................................ 12
1.3. Газовый состав............................................17
1.4. Плотность................................................19
1.5. Температура...............................................19
1.6. Влажность................................................25
1.7. Запыленность.............................................25
1.8. Уравнения для определения параметров атмосферы . 26
1.9. Стандартная атмосфера....................................28
Глава II. Влияние окружающей среды иа организм....................30
2.1. Требования к составу воздуха...............................30
2.2. Процессы дыхания, вентиляции и диффузии....................31
& 3. Влияние давления атмосферы иа организм человека ... 33
2.4. Влияние температуры и влажности воздуха иа организм чело-
века . ..........................................41
2. 5. Влияние радиации иа организм человека.....................51
2.6. Влияние невесомости иа организм человека ..... 53
21.7 . Метеорная опасность......................................54
Глава III. Герметические кабииы.....................................57
3. 1. Схемы и конструкции кабин................................ 57
8. 2. Герметизация кабин........................................60
3. 3. Тепловая и звуковая защита кабин..........................63
Э»4. Воздухопроводы.............................................69
3.5, Панельный теплообмен......................................72
3.6. Локальные продувочные устройства..........................74
Глава IV. Наддув герметических кабин................................76
4.1. Законы изменения давления воздуха в кабинах летательных
аппаратов......................................................76
4.2. Двигатели летательных аппаратов............................83
4.3. Наддув кабин от двигателей летательных аппаратов ... 90
4.4i. Наддув кабин от автономных источников.....................94
4.6. Наддув кабин от специальных емкостей......................lit
Глава V. Термодинамические основы кондиционирования . 113
5.1. ’Тепловой баланс кабины...................................113
5.2. Тепло, выделяемое людьми..................................115
5.3. ТеадКХ выделяемое изделиями...............................115
Стр.
5. 4. Тепло, выделяемое в кабину изделиями системы кондициониро-
вания ....................................................116
5.5. Радиационные тепловые потоки.......................116
5. 6. Конвективный теплообмен с окружающей средой .... 118
5.7. Определение внешних притоков тепла в кабину . . . . 125
5.8. Воздушные циклы охлаждения.........................127
5" 9. Термодинамический • анализ воздушных схем охлаждения 133
б 10. Испарительные циклы охлаждения.........................138
б 11. Радиационный процесс охлаждения........................155
б. 12. Смешанные циклы охлаждения............................157
5. 13. Процессы нагрева воздуха кабин........................159
Глава VI. Системы кондиционирования........................... 16!
6 1. Одноступенчатые двухкаскадные системы кондиционирования
самолетов..................................................161
6.2. Одноступенчатые трехкаскадные системы кондиционирования
самолетов..................................................175
6 3. Двухступенчатая четырехкаскадная система кондиционирования
самолетов..................................................183
6.4. Системы кондиционирования ракет..........................189
6 5 Системы кондиционирования скафандров......................196
6 6. Системы кондиционирования космических кораблей . . . 199
Глава VII Теплообменные установки систем кондиционирования . 224
7. 1. Дозвуковые теплообменные установки......................224
7 2. Сверхзвуковые теплообменные установки....................235
7.3. Воздухо-воздушные теплообменники . 245
7.4. Испарительные теплообменники............................ 262
7.5. Особенности расчета теплообменника при работе на влажном
воздухе....................................................277
7 6. Воздушные конденсаторы...................................286
7 7 Топливо-воздушные теплообменники.........................290
7 8 Радиационные теплообменники . 296
Глава VIII. Расширительные установки систем кондиционирования 308
- 8. >1 Турбохолодильники......................................308
8 2 Вихревые трубы...........................................328
Глава IX. Генерирующие, сушильные и увлажнительные установки
системы кондиционирования.........................................339
9 1. Генераторы тепла........................................339
9.2 . Электрические генераторы тепла.........................355
9.3 . Осушители-сепараторы................................. 356-
9.4 . Физико-химические осушители............................37®
9 5. Хемосорбционные осушители .... 389
9 6. Увлажнители..............................................390
Глава X Регулирующие и другие устройства систем кондициониро-
вания ..........................................., , , , ,
10. 1. Регуляторы расхода воздуха..........................
10 2 Сетевые регуляторы давления..........................
10 3 Межкабинные регуляторы давления......................
10. 4 Кабинные и специальные регуляторы давления . . . .
10. 5. Глушители шума...................................
10.6. Кислородные газификаторы.............................
Литература....................................................
408
408
411
415
417
430
434
441