Моделювання аеродинамічних та теплообмінних процесів в герметичних кабінах транспортних літаків

,

де індекс _max відповідає максимальному діапазону в екстремальних атмосферних умовах; періодичність вимірювань,

,

де - момент часу n-го вимірювання,

припускалося

для будь якого ;

похибка вимірювань температури

,

де - похибка датчика;

тривалість випробувань за нестаціонарного теплообміну,

.

Для відсіку обладнання ГК отримано характеристики схеми вимірювань, які оптимізують зовнішні умови проведення випробувань.

Наведені результати досліджень термічного опору багатошарової огороджувальної конструкції ГК з повітряним прошарком і шаром теплоізоляції, який перетинається металевими елементами каркаса фюзеляжу. Результати показують, що за високих значень ступеня чорноти меж повітряного прошарку внесок його термічного опору становить близько 7% від загального опору, за малого ступеня чорноти меж термічний опір повітряного прошарку підвищується до 18%. Термічний опір повітряного прошарку зі збільшенням його товщини понад 30 мм збільшується несуттєво. Показано, що недостатня товщина ТІМ у зоні розміщення “теплових містків” може призводити до суттєвого підвищення теплової провідності шару ТІМ - більше ніж на 40%.

Під час аналізу умов максимальної конденсації вологи всередині ГК для пасажирського літака визначено, що основний внесок у формування вологовмісту в повітрі кабіни екіпажу дає атмосферна волога. Показано, що за максимальної температури і вологості в тропічному поясі ( = 35єC, = 100%, = 5,2єC/км), на висотах 2-5 км можуть виникати умови для конденсації вологи на внутрішніх поверхнях кабіни екіпажу.

За конструктивними даними пневматичного регулятора тиску, розглянутому в п'ятому розділі, визначено параметри його передавальної функції, її полюси, діапазон значень коефіцєнта підсилення, у якому процес регулювання є стійким, показники якості процесу регулювання при дії ступінчастого сигналу, амплітудні і фазові частотні характеристики розімкнутого контуру, запаси стійкості регулятора. Показано, що змінювання коефіцієнта підсилення коригувального пристрою суттєво впливає на показники якості та запаси стійкості регулятора.

Для визначення БКЗ виконавчого пневматичного приводу сітьового регулятора параметрів кондиційованого повітря ГК ТЛ проведено серію вимірювань вільних коливань заслінки агрегата, використано метод, який розглянуто в другому розділі. Значення БКЗ визначено відповідно до виразу:

.

Процес відновлювання кута повороту заслінки пневматичного приводу виміряно за керувальних тисків повітря в пневматичній камері = 0,5; 0,55; 0,6 кг/см² у двох початкових положеннях заслінки: повністю відкритому - режими I, II, кут повороту заслінки 75є, і повністю закритому - режими III, IV, кут повороту заслінки 15є.

Довірчий інтервал оцінки математичного очікування знайдено з визначення для вірогідності нормально розподіленої випадкової величини . Якщо = 0,12 і дисперсія = 0,00514, то з 95%-ною надійністю = .

Висновки

У дисертації наведено теоретичне узагальнення і нове комплексне розв'язання проблеми підвищення енергетичної ефективності та надійності кондиціювання повітря, забезпечення високого рівня комфорту у ГК сучасних ТЛ, основане на моделюванні і дослідженні теплових режимів ГК, засобів їх теплового захисту, процесів вентиляції та регулювання параметрів повітря, яке складає теоретичну базу для проектування ЗКП сучасних ТЛ.

2. Вперше розроблено теоретичні основи моделювання теплових режимів у ГК сучасних ТЛ, які полягають у наступному:

- розроблено нову концепцію нестаціонарної теплової моделі ГК на основі графу системи зосереджених ємностей і матриці їх взаємодій;

- розроблено новий апарат числового моделювання нестаціонарних теплових режимів багатоємнісних ГК;

- сформульовано нову постановку й отримано розв'язок оберненої задачі теплообміну ГК, яке дозволяє ідентифікувати характеристики теплової інерційності кабін за експериментальними даними.

3. Вперше розроблено та реалізовано математичну модель нестаціонарних довколишніх температурних умов для ракети космічного призначення у ГК транспортного літака-носія, яка ґрунтується на графі системи зосереджених теплових ємностей кабіни та матриці їх взаємодій.

Ефективність моделі підтверджено обчислювальними дослідженнями процесу кондиціювання ГК із ракетою під час наземної підготовки та під час доставляння ракети до зони її повітряного старту, у результаті яких встановлено нові закономірності змінювання температур довколишнього повітря для РКП в ГК важкого ТЛ носія, зокрема в умовах холодного дня ( = -50 ^оС ) при наземній підготовці температура повітря в зоні розміщення ракети = 11^оС досягається через 1 год після увімкнення бортової СКП, в умовах жаркого дня ( = 50 ^оС ) при наземній підготовці = 46^оС досягається через 2 год після увімкнення бортової СКП, а в польоті температура = 11^оС - через 2 год. після зльоту.

4. Отримано розв'язок оберненої задачі нестаціонарного теплообміну ГК важкого ТЛ за даними випробувань, у результаті вперше визначено характеристики теплової інерційності зон кондиціювання різного типу - кабіни екіпажу, салону для людей та відсіку обладнання, з використанням яких для моделювання нестаціонарних теплових режимів ГК отримано максимальну середньоквадратичну похибку, яка не перевищує 0,56єС, що дозволило за результатами моделювання поширити дані випробувань літака на екстремальні умови атмосфери, і, таким чином, виключити льотні випробування в екстремальних умовах.

Визначено оптимальні умови проведення теплових випробувань відсіку ГК літака та схему вимірювання, які забезпечують стійкість методу і необхідну точність визначення характеристик теплової інерційності у результаті розв'язання оберненої задачі теплообміну ГК. Установлено, що діапазон змінювання температури повітря у відсіку обладнання у процесі випробувань може бути зменшений на 60% від максимального в екстремальних умовах.

5. Вперше отримано розв'язок задачі математичного моделювання теплопередачі засобів багатошарового теплового захисту ГК, які формуються різнорідними конструкційними матеріалами із істотно відмінними теплофізичними характеристиками, і в яких теплоізоляційний шар перетинають металеві елементи каркаса фюзеляжу складної форми.

Отримано нові дані про вплив конструктивних параметрів авіаційних ГК на їх характеристики теплового захисту, зокрема, встановлено, що зі зменшенням ступеня чорноти поверхонь, які утворюють повітряний прошарок багатошарового теплового захисту ГК, її термічний опір може збільшуватися від 7 до 18 % загального опору теплового захисту, збільшення товщини повітряного прошарку понад 30 мм не підвищує суттєво термічний опір; зменшення товщини теплоізоляційного шару у зоні “теплових містків”, може призводити до збільшення значення коефіцієнта теплопередачі ТІМ більше ніж на 40%.

6. Вперше встановлено умови та причини максимально інтенсивного утворення конденсату вологи на внутрішніх поверхнях авіаційних ГК. Запропоновано аналітичні залежності й алгоритм для вибору розрахункових умов і визначення потрібних параметрів струминного захисту засклення ліхтаря кабіни екіпажу ТЛ від конденсації вологи.

Для даних сучасного регіонального пасажирського літака показано, що максимально інтенсивна конденсація вологи на внутрішніх поверхнях ГК літака відбувається в умовах максимальної температури та вологості у тропічному поясі на висотах 2-5 км, коли основний внесок у формування вологовмісту в повітрі ГК дає атмосферна волога; при цьому потрібну витрату повітря на струминний захист засклення ліхтаря кабіни екіпажу може бути суттєво знижено (більше ніж у 2 рази) за рахунок підвищення температури повітря всередині кабіни на 3-5єС.

7. Отримано новий розв'язок задачі математичного моделювання процесу вентиляції відсіку ГК ТЛ, що ґрунтується на числовому розв'язанні рівнянь динаміки рідини і теплообміну, які враховують в'язкий, турбулентний, неізотермічний характер течії повітря у замкненому просторі відсіку і в зоні біля стінки. Результати моделювання вентиляційної струминної течії біля стінки підтверджуються відповідністю отриманих значень максимальної швидкості ізотермічного і неізотермічного струменів даним, які дають напівемпіричні залежності для вільного струменя, розбіжність становить 5-7%.

8. Отримав розвиток метод моделювання перехідних процесів у сучасних пневматичних регуляторах параметрів кондиційованого повітря, який ґрунтується на рівняннях термодинаміки тіла змінної маси і методах теорії лінійних динамічних систем.

Представлено модель сучасного авіаційного сітьового пневматичного регулятора параметрів кондиційованого повітря у вигляді системи лінійних аперіодичних і коливальних ланок. Визначено в результаті моделювання - вид і параметри передавальної функції регулятора, її полюси, діапазон значень коефіціента підсилення, в яких процес регулювання є стійким. Показано, що змінювання коефіціента підсилення коригувального пристрою суттєво впливає на показники якості та запаси стійкості регулятора і системи в цілому. Встановлено, що динамічна сталість та якість перехідних процесів при кондиціювання повітря у ГК ТЛ повністю визначаються динамічними характеристиками сітьових регуляторів параметрів кондиційованого повітря і залежать від їх структурних схем та конструктивних параметрів їх складових.

Вперше розв'язано задачу визначення характеристик демпфування пневматичних регуляторів за результатами вимірювань декремента вільних коливань їх елементів. Експериментально встановлено, що опір руху пневматичного приводу сітьового регулятора тиску має вигляд “сухого тертя”. Показано, що в моделі перехідного процесу приводу нелінійність виду “сухе тертя” з достатньою точністю може бути апроксимована залежністю для в'язкого тертя в результаті гармонічної лінеаризації. Визначено значення математичного очікування безрозмірного коефіцієнта загасання пневматичного приводу за серією вимірювань його вільних коливань, яке становить 0,12 з 95%-ною надійністю за довірчого інтервалу 0,00356.

Список опублікованих праць за темою дисертації

1. Хлистун А.И. Численное моделирование поля течения воздуха при вентиляции пассажирского салона транспортного средства: Зб. наук. пр. - Кiровоград: Кiровоград. держ. техн. ун-т. - 2000. - Вип. 8. - С. 60-64.

2. Хлистун А.И. Расчет воздушной завесы окна скоростного железнодорожного вагона. Вестн. Х.: Нац. техн. ун-т “Харьк. политехн. ин-т”. - 2001. - Вып. 129, ч.1. - С. 264-271.

3. Хлистун О.I. Аналiз надходжень тепла в пасажирський салон швидкiсного залiзничного вагону в жарких умовах: Вiсн. НАУ. - 2002. - №1(12). - С. 168-174.

4. Хлистун А.И. Структура передаточных функций кабины воздушного судна как регулируемого объекта по температуре воздуха // Матеріали IV Міжнар. наук.-техн. конф. “Авіа-2002”. К.: - НАУ. - С. 3.33-3.35.

5. Хлистун О.I. Кабіна повітряного судна як регульований об'єкт за температурою бортової системи кондиціювання повітря: Вiсн. НАУ. - 2002. - №2(13). - С. 172-176.

6. Хлистун А.И. Численное моделирование нестационарных температурных условий в пассажирском салоне железнодорожного вагона в холодных атмосферных условиях. Моделювання та iнформацiйнi технології: Зб. наук. пр. Ін-ту проблем моделювання в енергетиці НАНУ. - К.: Нац. акад. наук України. - 2002. - Вип. 13. - С.18-25.

7. Хлистун А.И., Рыкунич Ю.Н. Динамические условия рабочего процесса регулятора давления воздуха, отбираемого от двигателя самолета: Вестн. Нац. техн. ун-та Украины “Киевский политехн. ин-т”. Сер. Машиностроение. - 2002. - Вып. 42, т.2. - С.30-33.

8. Khlystun O. A plane submerged wall jet under the action of gravity. Proceeding of The International Summer Scientific School “High Speed Hydrodynamics”. - Cheboksary. - 2002. - pp. 343-345.

9. Хлистун А.И. Методы моделирования вентиляции кабин воздушных судов // Матеріали V Міжнар. наук.-техн. конф. “Авіа-2003”. - К.: - НАУ. - С. 3.29-3.32.

10. Хлистун О.І. Розрахунок температурних умов у залізничному вагоні при відмові системи опалення: Зб. наук. пр. Київського ун-ту економіки і технології транспорту. Сер. Транспортні системи і технології. - 2003. - Вип.1-2. - С. 67-71.

11. Хлистун А.И. Температурное поле в теплоизолирующем слое ограждающей конструкции транспортного средства // Вибрации в технике и технологиях. - 2003. - №3(29). - С. 89-92.

12. Хлистун А.И., Рыкунич Ю.Н., Ратманский О.И. Математическая модель рабочего процесса пневматического регулятора давления // Пром. гідравліка і пневматика. - 2003. - № 1. - С. 33-36.

13. Хлистун А.И. Динамические характеристики пневматического редуктора давления // Пром. гідравліка і пневматика. - 2003. - № 2. - С. 77-80.

14. Хлистун А.И. Динамические характеристики регулятора давления пневматической системы самолета // Пром. гідравліка і пневматика. - 2004. - № 1(3). - С. 70-75.

15. Хлистун А.И. Идентификация при моделировании температурных режимов кабин воздушных судов // Матеріали VI Міжнар. наук.-техн. конф. “Авіа-2004”. - К.: - НАУ. - С. 3.64-3.67.

16. Хлистун А.И., Ратманский О.И., Ганиев А.З. Стенд цифрового регулятора пневматической системы самолета // Пром. гідравліка і пневматика. - 2004. - № 3(5). - С. 62-64.

17. Хлистун О.І. Умови захисту ліхтаря повітряного судна від конденсації вологи: Вiсн. НАУ. - 2004. - №1(19). - С. 118-121.

18. Хлистун О.І. Метод параметричної ідентифікації математичної моделі температурних режимів кабіни повітряного судна: Вiсн. НАУ. - 2004. №2(20). - С. 72-76.

19. Хлистун А.И. Метод решения обратной задачи теплообмена кабины воздушного судна. 2-я научн. школа-конф. “Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики”: Тез. докл. - Алушта: Изд-во НПВК Триакон, 2004. - С. 176-178.

20. Хлистун А.И. Моделирование параметров струйной защиты остекления кабины самолета от конденсации влаги // Пром. гідравліка і пневматика. - 2004. - № 4(6). -С. 6-8.

21. Хлистун О.І. Моделювання теплопередачі огороджувальних конструкцій швидкісних пасажирських транспортних засобів: Зб. наук. пр. Київського ун-ту еконокіки і технології транспорту. Сер. Транспортні системи і технології. - 2004. - Вип. 5. - С. 59-65.

22. Бочаров В.П., Хлистун А.И., Рыкунич Ю.Н. Определение характеристик демпфирования исполнительного пневмопривода сетевого регулятора воздушной системы самолета // Автоматизация производственных процессов. - 2004. - №2(19). - С.153-158.

23. Хлистун А.И., Пролеев В.В. Идентификация теплофизических характеристик герметической кабины тяжелого транспортного самолета по данным испытаний // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии. - 2004. - Вып. 25. - Х.: Нац. аэрокосмический ун-т. - С. 11-18.

24. Сердюк И.И., Хлистун А.И., Хаврошин В.Ф. Моделирование температурных условий в зоне размещения ракеты космического назначения на борту самолета-носителя Ан-124-100 // Космічна наука і технологія. - 2005. - Т. 11. - №1, 2. - С. 16-21.

25. Хлистун А.И. Моделирование параметров пристенной вентиляционной струи.// Пром. гідравліка і пневматика. - 2005. - № 3(9). - С. 44-47.

26. Хлистун А.И. Моделирование средств тепловой защиты авиационных герметических кабин. 3-я научн. школа-конф. “Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики”: Тез. докл. - Алушта: Изд-во НПВК Триакон, 2005. - С. 99-101.

27. Хлистун А.И., Рыкунич Ю.Н. Проблемы и методы проектирования авиационных систем кондиционирования воздуха // Пром. теплотехника. - 2006. - Т. 28. - №1. - С. 52-60.

28. Хлистун А.И., Бочаров В.П., Кузнецов В.Н и др. Экспериментальное исследование динамических характеристик исполнительного пневмопривода сетевого регулятора воздушной системы самолета // Пром. гідравліка і пневматика. - 2006. - № 1(11). - С. 89-93.

29. Хлистун А.И. Исследование нестационарных тепловых режимов авиационных герметических кабин на основе метода сосредоточенной емкости. 4-я научн. школа-конф. “Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики”: Тез. докл. - Алушта: Изд-во НПВК Триакон, 2006. - С. 107-109.

30. Хлистун А.И., Бочаров В.П. Определение эффективности струйной тепловой защиты остекления кабины экипажа самолета от конденсации влаги // Аэрогидродинамика: проблемы и перспективы: Сб. научн. тр. - Х.: Нац. Аэрокосмический ун-т “Харьк. авиац. ин-т”. - 2006. - Вып. 2. - С. 234-246.

Анотація

Хлистун О.І. Моделювання аеродинамічних та теплообмінних процесів в герметичних кабінах транспортних літаків. - Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня доктора технічних наук за спеціальністю 05.07.01 - аеродинаміка та газодинаміка літальних апаратів. - Національний авіаційний університет, Київ, 2006.

Роботу спрямовано на зниження енергетичних витрат і підвищення комфорту при кондиціюванні повітря в герметичних кабінах сучасних транспортних літаків. Обґрунтовано необхідність системного підходу до створення засобів кондиціювання повітря транспортних літаків. Представлено модель теплових режимів герметичних кабін, отримано розв'язання внутрішньої оберненої задачі їх нестаціонарного теплообміну. Наведено результати математичного моделювання засобів теплового захисту ГК, запропоновано залежності для проектування їх струминного захисту від конденсації вологи. Отримано розв'язання задачі математичного моделювання процесів вентиляції кабін, яке враховує в'язкий, турбулентний, неізотермічний характер течії. Представлено метод моделювання авіаційних сітьових пневматичних регуляторів, експериментально визначено характеристики демпфування приводу регулятора за результатами вимірювань його вільного руху.

Ключові слова: герметична кабіна, транспортний літак, кондиціюванні повітря, моделювання аеродинамічних та теплообмінних процесів.

Аннотация

Хлистун А.И. Моделирование аэродинамических и теплообменных процессов в герметических кабинах транспортных самолетов. - Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук по специальности 05.07.01 - аэродинамика и газодинамика летательных аппаратов. - Национальный авиационный университет, Киев, 2006.

Работа посвящена математическому и физическому моделированию аэродинамических и теплообменных процессов в герметических кабинах современных транспортных самолетов и направлена на снижение энергетических затрат и повышение комфорта при кондиционировании воздуха. В работе представлены модели, методы и результаты исследования тепловых режимов ГК, их тепловой защиты и вентиляции, регулирования параметров кондиционированного воздуха.

В работе получили развитие теоретические основы моделирования и идентификации процессов кондиционирования воздуха, которые характеризуются сложностью, многофункциональностью, динамичностью, рассредоточенностью параметров. Разработаны методы исследования аэродинамических и теплообменных процессов в ГК транспортных самолетов, которые позволяют снизить энергетические затраты на кондиционирование воздуха, дают достоверные результаты в короткие сроки при минимальной трудоемкости и материальных затратах.

В результате анализа обобщенной функциональной схемы и схемы управления кондиционирования воздуха установлены системные признаки, в соответствии с которыми системы кондиционирования воздуха современных транспортных самолетов относятся к классу сложных технических систем, обоснована необходимость системного подхода к их созданию.

Представлена концепция тепловой модели герметической кабины на основе графа системы сосредоточенных тепловых емкостей и матрицы их взаимодействий. Разработан аппарат численного моделирования нестационарных тепловых режимов современных авиационных ГК. Сформулирована постановка и получено решение внутренней обратной задачи нестационарного теплообмена ГК по экспериментальным данным.

В результате математического моделирования для авиационно-ракетного комплекса космического назначения установлены температурные режимы в зоне размещения ракеты космического назначения в ГК самолета-носителя. Получено решение обратной задачи нестационарного теплообмена ГК тяжелого транспортного самолета по данным испытаний, в результате определены значения характеристик тепловой инерционности зон кондиционирования различного типа - кабины экипажа, салона для людей и отсека оборудования. Определены оптимальные условия проведения тепловых испытаний отсека ГК.

Получено решение задачи математического моделирования теплопередачи средств многослойной тепловой защиты ГК, в которых теплоизоляционный слой пересекают металлические элементы каркаса фюзеляжа сложной формы. Получены новые данные по влиянию конструктивных параметров кабин на их характеристики тепловой защиты.

Установлены условия и причины интенсивного образования конденсата влаги на внутренних поверхностях авиационных ГК. Предложены аналитические зависимости и алгоритм выбора расчетных условий и определения требуемых параметров струйной тепловой защиты остекления фонаря кабины экипажа самолета от конденсации влаги. По техническим характеристикам современного регионального пассажирского самолета показано, что максимально интенсивная конденсация влаги на внутренних поверхностях ГК самолета имеет место в условиях максимальной температуры и влажности в тропическом поясе на высотах 2-5 км.

Представлена модель процесса вентиляции отсека ГК транспортного самолета, основанная на уравнениях динамики жидкости и теплообмена, которые учитывают вязкий, турбулентный, неизотермический характер течения воздуха в замкнутом пространстве отсека и в области около стенки, приведено численное решение.

Получил развитие метод моделирования переходных процессов в современных пневматических регуляторах параметров кондиционированного воздуха, основанный на уравнениях термодинамики тела переменной массы и методах теории линейных динамических систем. Представлена модель современного авиационного сетевого пневматического регулятора параметров воздуха в виде системы линейных апериодических и колебательных звеньев. В результате моделирования определены вид и параметры передаточной функции регулятора, ее полюсы, пределы значений коэффицента усиления, в которых процесс регулирования является устойчивым. Решена задача определения характеристик демпфирования пневматических регуляторов по результатам измерений свободного движения их элементов. Экспериментально установлено, что сопротивление движению пневматического привода современного авиационного сетевого регулятора давления имеет вид “сухого трения”. Показано, что в модели переходного процесса привода нелинейность вида “сухое трение” с достаточной точностью может быть аппроксимирована зависимостью для вязкого трения в результате гармонической линеаризации. В результате статистической обработки экспериментальных данных серии измерений свободного движения пневматического привода регулятора, для него определено значение безразмерного коэффициента затухания.

Ключевые слова: герметическая кабина, транспортный самолет, кондиционирование воздуха, моделирование аэродинамических и теплообменных процессов.

Annotation

Khlystun O.I. Aerodynamic and heat exchange processes in transport aircraft hermetic cabins simulations. - Manuscript.

Thesis for a Doctors Degree in specialty 05.07.01 - aerodynamic and gas dynamic of flying machines. - National Aviation University, Kyiv, 2006.

The work is directed on the energetic consumption reduce and improvement of the comfort in the hermetic cabins of modern transport aircrafts under air conditioning. It is demonstrated the necessity of system approach to transport aircrafts air conditioning equipments development. The model of the hermetic cabins dynamic thermal regimes is presented; the inside inverse problem solution of their heat exchange is received. The results of the hermetic cabins thermal protection mathematical simulation are presented, an algorithm for jet protection against water condensation designing is proposed. It is received the cabin ventilation simulation problem solution, which accounts viscous, turbulent, non isothermal character of flow. Aircraft automatic pneumatic valves method of simulation is presented, the damping characteristics of the valve pneumatic actuator are determined experimentally by its free motion measuring.

Key words: hermetic cabin, transport aircraft, air conditioning, aerodynamic and heat exchange processes simulation.

Размещено на Allbest.ru