Размещено на http://www.allbest.ru/

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

1. ОБЩАЯ ЧАСТЬ

1.1 Аналитическая часть

1.2 Проектная часть

2. СПЕЦИАЛЬНАЯ ЧАСТЬ

2.1 Проектирование СКВ среднемагистрального пассажирского самолета

2.2 Выбор и обоснование принципиальной схемы системы кондиционирования

2.3 Тепло-влажностный расчет системы кондиционирования воздуха

2.4 Расчет трубопроводов системы кондиционирования

2.5 Приращение взлетной массы самолета при установке на нем данной СКВ

2.6 Сравнение альтернативной СКВ по приращению взлетной массы

2.7 Область применения проектируемой СКВ

2.8 Программа ТОиР

3. ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЁТОВ

3.1 Человеческий фактор в обеспечении безопасности полётов

3.2 Статистика авиационных происшествий и инцидентов обусловленные человеческим фактором

3.3 Влияние на человека теплового воздействия и влажности окружающей среды

3.4 Способы регулировки температуры в гермокабине

3.5 Необходимость разработки теплозащитных элементов употребляемых при строительстве гермокабин

3.6 Повышение комфортности работы экипажа

4. ЭКОНОМИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ

4.1 Основные исходные данные

4.2 Характеристика сравниваемых типов ЛА

4.3 Определение производительности ЛА

4.4 Определение себестоимости летного часа для сравниваемых

4.5 Определение показателей экономической эффективности сравниваемых самолетов

5. БЕЗОПАСНОСТЬ И ЭКОЛОГИЧНОСТЬ ПРОЕКТА

5.1 Охрана труда

5.2 Экологичность проекта

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ



ВВЕДЕНИЕ

С развитием авиации развивалась и система кондиционирования воздуха (СКВ). С ростом высоты, скорости и времени полета появились гермокабины (КБ), подсистема кислородного питания, охлаждение ГК и БРЭО. Основной целью СКВ является создать на борту самолета условия для жизнедеятельности человека в полете: поддержание заданного давления, температуры и влагосодержания воздуха, очищение воздуха от вредных примесей и охлаждение БРЭО.

Кондиционированием воздуха называют автоматическое поддержание в кабинах ЛА параметров воздуха (температуры, давления, относительной влажности, чистоты и скорости движения) на определенном уровне с целью создания комфортных условий для экипажа и пассажиров в полете и на земле и обеспечения необходимых режимов работы охлаждаемого бортового оборудования.

Основные требования норм летной годности самолетов к работе СКВ и ее подсистем сводятся к следующим:

- СКВ должна обеспечивать заданные значения давления, влажности и газового состава воздуха в кабине на всех режимах полета и на земле независимо от внешних климатических условий. Функционирование СКВ в кабине не должно зависеть от работы других систем, использующих общие с ней источники сжатого воздуха.

- Наддув кабины должен осуществляться двумя или более источниками сжатого воздуха. При этом СКВ должна состоять не менее чем из двух независимых подсистем, поддерживающих в полете нормальные температурные условия в кабинах при выходе из строя одной из них.

- Температура воздуха в кабине и в отсеках должна задаваться и управляться независимо.

- Должна предусматриваться возможность обогрева и охлаждения кабин на земле без запуска двигателей с помощью бортовых и наземных устройств.

- На самолетах с продолжительностью полета больше двух часов необходимо предусматривать систему увлажнения для поддержания относительной влажности в кабине не менее 25%.

Целью данной работы является разработка системы кондиционирования воздуха среднемагистрального пассажирского самолета с помощью тепловлажностного расчета, т.е. определение таких параметров агрегатов СКВ, при которых температура и относительная влажность воздуха в кабине самолета находились бы в заданных пределах.

Расчет СКВ производиться приближенным методом на двух режимах работы СКВ: при стоянке самолета и в режиме крейсерского полета. Эти два режима являются предельными и любое изменение внешних параметров влияющих на работу СКВ ограничено ими. Внутренние параметры проектируемой СКВ определяются техническим заданием на ее разработку.

Помимо этого, в данной работе, производится расчет приращения взлетной массы самолета, вызванного установкой на нем данной СКВ, приближенный расчет трубопроводов системы кондиционирования и предлагаемая схема компоновки агрегатов и элементов СКВ на самолете.



1. ОБЩАЯ ЧАСТЬ

1.1 Аналитическая часть

Влияние высотных полётов на организм человека

С ростом высоты, атмосферное давление понижается. Это является причиной целого ряда неблагоприятных воздействий на человека, но в первую очередь ухудшается обеспечение организма кислородом. Кислород непрерывно участвует во всех жизненно важных процессах и доставляется ко всем органам, тканям и клеткам с помощью систем дыхания и кровообращения. Важно отметить, что в человеческом организме нет сколько-нибудь заметных запасов кислорода. Человек может обходиться без пищи более месяца, без воды - до двух недель, а без кислорода смерть наступает в течение нескольких минут.

Из зависимостей (6) и (7) следует, что с ростом высоты даже при неизменном газовом составе атмосферного воздуха (характерном для гомосферы) парциальное давление кислорода уменьшается.

При подъёме до высоты не более 2 км человек не испытывает какого-либо ухудшения самочувствия. С этой точки зрения диапазон высот от 0 до 2 км называют индифферентной зоной. На высотах от 2 до 3,5...4 км насыщение крови кислородом продолжает снижаться, но может быть парировано рефлекторным усилением деятельности сердца и лёгких. Данный диапазон высот называют зоной полной компенсации.

На высоте 3,5...4 км парциальное давление кислорода в альвеолярном воздухе становится равным 7,2...6,3 кПа (54...47 мм рт. ст.), и при дальнейшем увеличении высоты даже в условиях гипервентиляции легких нормальный газообмен нарушается. Эффекты кислородного голодания развиваются достаточно интенсивно, вплоть до полной потери человеком работоспособности, а нередко и потери сознания, которая у ряда лиц происходит на высотах 5...6 км, а у подавляющего большинства - на высотах 6...7 км. На высотах более 8 км возникают смертельно опасные для человека явления. Следует иметь в виду, что интенсивность кислородного голодания усиливается при выполнении человеком какой-либо работы.

Нормальная жизнедеятельность человека при подъёме на высоту может быть обеспечена поддержанием парциального давления кислорода в альвеолярном воздухе на уровне = 14,7 кПа (110 мм рт. ст.). Технически это можно осуществить путём поддержания соответствующего давления воздуха в окружающей человека среде (в герметической кабине или скафандре) или повышением процентного содержания кислорода во вдыхаемой смеси (применение кислородных приборов).

Рис.1.1

Влияние на человека теплового воздействия и влажности окружающей среды

Теплообмен между человеческим организмом и окружающей средой происходит с помощью конвекции, испарения, излучения и теплопроводности. Интенсивность протекания этих процессов зависит от многих факторов - температуры, влажности и скорости движения окружающего человека воздуха, температуры ограждающих поверхностей, вида и свойств одежды, характера выполняемой работы и т.п.

Требования к составу и чистоте воздуха герметической кабины

Воздух в кабинах летательных аппаратов должен удовлетворять определенным санитарно-гигиеническим требованиям, в частности по содержанию вредных газовых примесей. Согласно Единым нормам лётной годности гражданских самолётов (ЕНЛГС) [5] концентрация вредных веществ в воздухе кабины пассажирского самолета не должна превышать (мг/м3):

- окиси углерода - 20

- окислов азота - 5

- паров топлива (в пересчёте на углерод) - 300

- ароматических углеводородов - 5

- паров и аэрозолей синтетических смазочных масел - 5

- фторорганических соединений (в пересчёте на фтористый водород) - 0,5

- формальдегида - 0,5

- альдегидов (суммарно) - 0,6

На высотах более 7 км при продолжительности полёта до 3 часов, включая время набора высоты и снижения, средневзвешенная концентрация озона О3 в воздушной среде кабины не должна превышать 0,2 мг/м3; при продолжительности полёта более 3 часов - 0,1 мг/м3. Не допускается присутствие в воздухе кабины других вредных веществ, влияющих на работоспособность и здоровье экипажа и пассажиров.

Вредные газовые примеси поступают в кабину от людей (членов экипажа и пассажиров), они являются основными источниками загрязнения воздуха. В процессе жизнедеятельности человек выделяет более 400 химических соединений, в том числе с выдыхаемым воздухом в окружающую среду поступает 149 веществ, с поверхности кожи - 271. Количество выделяемых человеком веществ весьма изменчиво и зависит от индивидуальных особенностей организма, питания, двигательной активности, возраста и некоторых других факторов. В наибольших количествах выделяются такие вещества, как аммиак, ацетон, альдегиды, жирные кислоты, окись углерода, углеводороды, углекислый газ. Токсикологическая значимость выделяемых соединений неодинакова.

Вредные газовые примеси могут поступать в воздух кабины ЛА также в результате газовыделений элементов её конструкции (воздухораспределительных решеток, ковровых дорожек, обивки кресел, стен, различных предметов интерьера салона и т.п.), выполненных из неметаллических материалов или имеющих неметаллические покрытия. В нормальных условиях поступление вредных примесей от этих источников достаточно низкое и имеет значение только при возгорании.

Необходимый газовый состав воздуха обеспечивается посредством вентиляции кабины атмосферным воздухом, при этом концентрация выделяемых вредных примесей уменьшается за счёт добавления к воздуху кабины чистого воздуха. Однако подаваемый в кабину воздух можно назвать чистым лишь условно. Во-первых, атмосферный воздух может содержать выбросы промышленных предприятий или транспорта, дым и т.д. Во-вторых, вентиляция кабин осуществляется воздухом, отбираемым от компрессоров авиационных двигателей. Загрязнение этого воздуха может произойти в результате попадания паров топлива или продуктов термодеструкции горюче-смазочных материалов. Концентрация вредных веществ существенно зависит от времени эксплуатации силовых установок. Подача в кабину воздуха с концентрацией вредной примеси выше её предельно допустимого значения совершенно недопустима.

Расчёт расхода воздуха, необходимого для вентиляции кабины, производится исходя из условия разбавления подаваемым в кабину воздухом вредных примесей, выделяющихся внутри кабины, до достижения их предельно допустимых концентраций.

Расчёт вентиляции производят по веществу, которое принято в качестве критерия чистоты воздуха. Исследования показали, что в помещениях, где находятся люди, причиной их плохого самочувствия является накопление в воздухе антропотоксинов - продуктов жизнедеятельности человека. Спектр веществ, выделяемых человеком в процессах жизнедеятельности, широк, и в качестве критерия чистоты воздуха могут быть предложены различные химические соединения.

Для сравнения можно указать, что допустимая концентрация углекислого газа в обитаемых отсеках ЛА 0,3 %, на подводных лодках 0,5 %. Указанные значения объёмной концентрации являются средневзвешенными, т.е. рассчитаны при условии равномерного распределения газовой примеси по объёму.

Допустимые значения концентрации углекислого газа в кабинах самолетов в настоящее время не нормированы, но в ЕНЛГС [5] указано, что расход подаваемого в кабину воздуха при половине отказавших источников наддува должен быть не менее 12 кг/ч на одного пассажира и 24 кг/ч на одного члена экипажа. Эти значения расхода соответствуют средневзвешенной концентрации углекислого газа не более 0,25 и 0,14 % соответственно, что при штатной работе СКВ даёт такие же значения гигиенического норматива, Анализ данных, приведённых в табл. 1, показывает, что в пассажирских самолётах значения подачи воздуха, определённые из условия поддержания заданного теплового режима в ГК, обычно превышают значения, необходимые для обеспечения требуемого газового состава воздуха.

Основные агрегаты авиационных систем кондиционирования воздуха

Теплообменные аппараты

Теплообменным аппаратом (теплообменником) называется агрегат, в котором происходит процесс передачи теплоты от среды с большей температурой к среде с меньшей температурой [2].

В СКВ применяются следующие типы теплообменников:

- воздухо-воздушные (ВВТ);

- топливовоздушные (ТВТ), в которых охлаждение воздуха происходит с помощью топлива, подаваемого из баков в двигатели самолета;

- испарительные, в которых охлаждение воздуха происходит в результате изменения агрегатного состояния хладоносителя (воды, водоспиртовых смесей, сжиженных газов и т.п.).

Анализ современных СКВ показывает, что масса теплообменников на некоторых самолётах достигает 30 % массы системы [2].

Авиационные теплообменники характеризуются максимальной интенсификацией теплообмена, минимальными габаритными размерами и гидравлическим сопротивлением. Это обусловливает применение в их конструкции тонкостенных элементов и, следовательно, усложнение технологии изготовления.

В зависимости от направления относительного движения теплоносителей теплообменники бывают прямоточные, противоточные и перекрёстноточные. В прямоточных теплообменниках тепло- и хладоносители движутся параллельно в одном направлении друг с другом, поэтому разность температур по длине теплопередающей поверхности уменьшается (один поток охлаждается, а другой - нагревается); этот тип теплообменников наименее эффективен. В противоточном теплообменнике потоки движутся навстречу друг другу, при этом разность температур мало изменяется и теоретически можно охладить теплоноситель до входной температуры хладоносителя. Однако реализовать конструкцию противоточного компактного авиационного теплообменника не всегда удаётся. Поэтому на практике очень часто применяют перекрёстноточные многоходовые теплообменники. В перекрёстноточном многоходовом теплообменнике (при двух-трёх ходах) удаётся обеспечить практически ту же эффективность, что и в противоточном. Обобщенной характеристикой совершенства теплообменника является его эффективность, или температурный КПД з, представляющий собой отношение количества переданной теплоты Q к максимально возможному её значению Qmax.

Эффективность теплообменника зависит от относительного движения теплоносителей, отношения водяных эквивалентов и совершенства теплообменной поверхности.

Современные теплообменники характеризуются значениями коэффициента теплопередачи kт. ср = 75...140 Вт/(м2·К) [6]. Эффективность теплообменника з = 0,5...0,95 и зависит в основном от его конструкции и соотношения водяных эквивалентов холодного и горячего потоков.

Выбор размеров теплообменника производится в каждом конкретном случае с учётом условий его компоновки на самолёте.

По конструктивному оформлению теплопередающей поверхности теплообменники можно разделить на две группы: трубчатые и пластинчатые.

В трубчатых теплообменниках горячий воздух высокого давления проходит внутри трубок, а хладоноситель - между трубок.

Большое распространение благодаря высокой интенсификации теплообмена, компактности и простоте изготовления получили пластинчато-ребристые теплообменники.

В пластинчато-ребристых теплообменниках теплопередающая поверхность состоит из плоских листов, между которыми располагаются гофрированные листы. Гофры, соединяя плоские листы в монолитную конструкцию, выполняют роль рёбер, значительно увеличивающих теплопередающую поверхность и повышающих прочность теплообменника.

Воздухо-воздушные теплообменники

Охлаждение воздуха, отбираемого от компрессора двигателя, происходит за счёт передачи теплоты окружающей атмосфере. Наиболее распространён компактный ВВТ, в котором теплота отводится к специально организованному потоку продувочного воздуха. Часто встречается схема продува ВВТ с помощью вентилятора турбохолодильника. В этой схеме вентилятор обеспечивает продувку теплообменника при стоянке самолёта и его рулёжке по аэродрому, а в полёте основным побудителем движения продувочного воздуха становится скоростной напор. Вентилятор во время полёта может оказаться “узким местом”, ограничивающим расход и не позволяющим достигнуть максимально возможной эффективности ВВТ. Для преодоления данного недостатка схема может быть модернизирована введением обводной линии (вокруг вентилятора), соединяющей выходную полость теплообменника через обратный клапан с атмосферой. Увеличивая расход продувочного воздуха, удаётся получить коэффициент эффективности радиатора з = 0,8...0,85.

Понятие стартовой массы, заключается в идее о неэквивалентности установочной массы системы или агрегата с суммарной затратой массы на самолёте, учитывающей расход топлива на работу этой системы или агрегата и на транспортировку их на борту ЛА. Так, например, для работы ВВТ необходимо из общего потока отобрать какую-то часть воздуха, изменить направление его скорости и саму величину скорости, нагреть этот поток и выпустить в атмосферу. По оценке, приведенной в работе [7], стартовая масса отбора воздуха может превышать массу теплообменника в 20 раз. Отсюда вытекает важность оптимального выбора параметров теплообменника.

Канальные воздухо-воздушные теплообменники

Вместо компактных теплообменников на некоторых самолётах применяются поверхностные - канальные теплообменники, в которых стенка канала воздухозаборника представляет собой теплопередающую поверхность. Эта поверхность обдувается воздухом, поступающим в двигатель самолёта. Вследствие большого расхода воздуха в канале (50...200 кг/с) происходит интенсивная теплопередача и величина зВВТ = 0,95. Сложность компоновки самолёта с таким радиатором (длина радиатора для СКВ с расходом 2500 кг/ч должна составлять около 1,5 м) и большая масса теплообменника не позволяют его применять на любом самолёте.

Воздухо-жидкостные испарительные теплообменники

Использование скрытой теплоты парообразования является одним из широко применяемых способов охлаждения воздуха в СКВ. В настоящее время многие скоростные самолёты в составе СКВ имеют воздухо-водяные или воздухо-водоспиртовые испарительные теплообменники. В испарительных теплообменниках охлаждаемый воздух, проходя по каналам, передаёт теплоту жидкости через стенки. Жидкость нагревается и при достижении насыщения при данном давлении начинает кипеть, интенсивно испаряясь. Воздухо-водяные испарительные теплообменники имеют коэффициент эффективности з = 0,85...0,9.

Наибольшее распространение в качестве хладагента получила вода. Она имеет крупный недостаток - замерзание при отрицательных температурах, однако её дешевизна, большая теплота парообразования заставляют конструкторов находить способы защиты конструкции от разрушения при замерзании воды.

Воздухо-водовоздушные испарительные теплообменники (ВВИТ)

В целях повышения эффективности охлаждения горячего воздуха в испарительных теплообменниках и уменьшения выходной температуры в ряде систем применяется охлаждение за счёт увлажнения продувочного воздуха посредством впрыска в него воды. Испарение воды в потоке воздуха приводит к существенному снижению его температуры.

В качестве испарительного теплообменника с впрыском (рис. 3) применяют обычные ВВТ, как пластинчато-ребристые, так и трубчатые. Во входном патрубке продувочной линии устанавливается форсунка, через которую впрыскивается вода или водоспиртовая смесь. Расход жидкости зависит от тепловой нагрузки на теплообменник, температуры продувочного воздуха и выходной температуры горячего воздуха, как правило, выше 45 °С.

Рис. 1.2.. Схема продувки воздухо-водовоздушного испарительного теплообменника [2]:

1 - теплообменник, 2 - воздухозаборник, 3 - форсунка, 4 - запорный кран, 5 - водяной бак, 6 - охлажденный воздух, 7 - горячий воздух, 8 - эпюра температуры продувочного воздуха tпр

Особенности теплообменника-конденсатора

Теплообменник-конденсатор применяется для выделения влаги из воздуха в линии высокого давления до турбины турбохолодильника и включается в систему по схеме “петля” . После дополнительного сжатия воздуха в компрессоре и охлаждения в ВВТ сжатый воздух подаётся в горячий тракт конденсатора . В результате отвода от него теплоты при переходе точки росы происходит капельная конденсация влаги на стенках каналов.

Образующиеся капли выносятся из конденсатора и улавливаются влагоотделителем . Далее сжатый воздух поступает на турбину турбохолодильника для его охлаждения за счёт газодинамического расширения. В проточной части турбины происходят процессы гомогенной конденсации паров воды, а также дробления лопатками турбины капельной влаги, не уловленной влагоотделителем . В итоге на выходе турбины образуется аэрозольный туман с каплями диаметром 0,1...15 мкм. При попадании этого тумана в холодный тракт конденсатора 1 по мере увеличения температуры воздуха происходит практически адиабатическое испарение аэрозоля. Наличие водного аэрозоля резко увеличивает охлаждающую способность холодного воздуха.

Конструкция и принцип работы турбохолодильника

Турбохолодильники - это лопаточные машины, в которых осуществляется близкий к адиабатическому процесс расширения потока воздуха с понижением его температуры. Заметим, что понижение температуры при расширении газов не единственный физический эффект, который можно использовать для искусственного охлаждения рабочего тела. Охлаждение достигается также, например, при фазовых превращениях, в процессах десорбции, при энергетическом разделении вихревых потоков, магнитотермических и магнитокалорических явлениях в парамагнитных веществах, использовании термоэлектрического эффекта, дросселировании.

Рис. 1.3.. Принципиальная схема включения теплообменника-конденсатора [2]:

1 - теплообменник-конденсатор, 2 - турбина турбохолодильника, 3 - компрессор турбохолодильника, 4 - аэрозольный туман, 5 - влагоотделитель, 6 - ВВТ

Турбохолодильники

При всех различиях перечисленных явлений у них есть одна общая принципиально важная особенность: стационарное (установившееся) охлаждение происходит только тогда, когда энергия, высвобождаемая при изменении теплового состояния рабочего тела, отводится от него и передается во внешнюю среду или в другие элементы системы. Более того, какими бы ни были исходные условия процессов охлаждения, количество потерянной теплоты будет зависеть от того, какая энергия отведена от рабочего тела.

Рассмотрим работу ТХ (рис. 5). Сжатый воздух поступает в турбину через патрубок 1 и с помощью улитки 2 направляется в кольцевой сопловой аппарат 3. В сопловом аппарате вследствие изменения площади проходного сечения межлопаточных каналов скорость движения воздуха увеличивается, а давление падает.

Рис. 1.4.. Принципиальная схема турбохолодильника [2]:

1 - патрубок, 2 - улитка, 3 - сопловой аппарат, 4 - лопатки рабочего колеса, 5 - рабочее колесо турбины, 6 - вал, 7 - подшипник, 8 - рабочее колесо вентилятора

При падении давления в потоке температура газа понижается по адиабатическому закону (если пренебречь теплообменом с окружающей средой). Ускоренный и охлаждённый поток воздуха подаётся затем на лопатки 4 рабочего колеса 5 турбины, при обтекании которых возникают силы, создающие момент вокруг оси вращения. Поток воздуха в межлопаточных каналах рабочего колеса может не только отклоняться от первоначального направления вследствие кривизны этих каналов, но и ускоряться при соответствующем изменении их поперечного сечения. В последнем случае охлаждение воздуха происходит не только в сопловом аппарате, но и в межлопаточных каналах рабочего колеса. Возникающий на рабочем колесе момент вращения передаётся через вал 6, установленный в подшипниках 7, к рабочему колесу 8 вентилятора или компрессора, выполняющему в данном случае роль потребителя энергии, отводимой от потока воздуха в турбине. Воздух в турбине движется от периферии к центру в плоскости, параллельной диску рабочего колеса. Такие турбины называют радиальными центростремительными. В особых случаях радиальные турбины могут быть и центробежными, хотя, как будет показано, направление потока от оси к периферии неэффективно для турбин, но рационально для компрессоров и вентиляторов. Достаточно широко (особенно в турбореактивных двигателях ЛА) распространены так называемые осевые турбины, в которых поток движется в цилиндрическом слое, параллельном оси рабочего колеса.

В ТХ происходят преобразование внутренней энергии потока воздуха в кинетическую и последующее превращение части кинетической энергии в работу. Итоговое понижение температуры воздуха на турбине ТХ определяется, с одной стороны, полнотой преобразования внутренней энергии газа в кинетическую энергию потока, а с другой - степенью превращения кинетической энергии потока в работу. В реальных турбинах процесс расширения газа сопряжен с потерями, из-за которых воздух в ТХ удаётся охладить лишь на 70...95 % разности температур, соответствующей адиабатическому закону расширения газа.

Отношение разности температур на входе и выходе в реальном турбохолодильнике ?ТД к разности температур при адиабатическом расширении газа ?ТАД при одинаковых значениях начальной температуры и степени понижения давления называется КПД турбохолодильника:

зТХ = ?ТД /?ТАД .

Основным условием долговечности и надежности высокооборотных ТХ является нормальное функционирование системы смазки и охлаждения. Поэтому их совершенствованию уделяется большое внимание.

Выбор системы смазки зависит от конструкции ТХ и условий его эксплуатации. Смазка ТХ может осуществляться с помощью фитилей, подводящих масло из камеры, заполненной пористым материалом, пропитанным маслом. Другим способом является шнековая смазка, когда с помощью винтовых нарезок на валу масло подаётся к подшипникам. Для каждого подшипника выполняется своя нарезка. В ТХ с большим расходом применяют принудительную систему смазки, осуществляющую подачу к узлам подшипников масляного тумана, который обеспечивает не только смазку, но и охлаждение. В техническое обслуживание ТХ входит проверка наличия масла и его уровня без применения дополнительных средств контроля [9]. В гражданской авиации такие проверки проводятся через 50...100 лётных часов в соответствии с технологическими указаниями по выполнению регламентных работ.

Для удобства контроля и обслуживания ТХ в системе смазки предусмотрен выносной уровнемер, выполняемый обычно в виде прозрачного цилиндра, на котором нанесены риски для контроля уровня масла. После отработки турбохолодильником установленного времени масло необходимо заменять. Для замены масла в конструкции ТХ должны быть предусмотрены сливная и заливная пробки, а при размещении ТХ - обеспечиваться возможность подхода к этим пробкам, а также доступность контроля.

При фитильной смазке масло в камеру заливают при помощи мерной ёмкости.

Элементы специального назначения

Заслонки регуляторов температуры воздуха в гермокабине

Регулирование температуры воздуха в гермокабине (ГК) происходит в результате изменения температуры подаваемого в кабину воздуха при относительно постоянном расходе.

Регулирование температуры воздуха в ГК происходит следующим образом: воздух от компрессора разделяется на две линии - “горячую” и “холодную”. В “горячей” линии воздух в зависимости от температуры воздуха компрессора или частично охлаждается, или подогревается и через регулятор расхода поступает в общий трубопровод. В “холодной” линии воздух охлаждается и также поступает в общий трубопровод, где смешивается с горячим воздухом. Соотношение между расходами подаваемого в кабину горячего и холодного воздуха определяется положениями заслонок распределителя при схеме “а” или смесителя воздуха при схемах “б” и “г”, которые управляются с помощью привода по команде датчика температуры.

Рис.1.5. . Схемы систем регулирования температуры воздуха в ГК [2]:

а - схема с распределителем воздуха, б - схема со смесителем воздуха, в - схема с одноканальной заслонкой, г - схема с раздельным вводом горячего и холодного воздуха, 1 - воздух, поступающий от двигателя, 2 - распределитель воздуха, 3 - агрегаты “горячей” линии, 4 - обратный клапан, 5 - воздух, поступающий в кабину, 6 - датчик температуры, 7 - ГК, 8 - регулятор температуры, 9 - агрегаты “холодной” линии, 10 - линия отбора холодного воздуха для создания микроклимата, 11, 13 - смеситель, 12 - одноканальная заслонка, М - мотор

При схеме “в” в кабину подаётся постоянно холодный воздух, а нужная температура обеспечивается подмешиванием к нему горячего воздуха с помощью заслонки регулятора температуры. В некоторых случаях для рационального использования холодного или горячего воздуха (холодный воздух - для создания вокруг человека микроклимата, горячий воздух - для защиты остекления от запотевания) в качестве смесителя используется сама кабина (схема “г”). Распределитель и смеситель регулятора температуры представляют собой агрегаты с двумя заслонками, кинематически связанными между собой рычагами и управляемыми электро- или пневмомеханизмом.

Рис. 1.6.. Смеситель воздуха с электромеханизмом [2]:

1 - заслонка “холодной” линии, 2 - корпус, 3,14 - ось, 4 - втулка, 5,11,13 - рычаг, 6, 10, 12 - тяга, 7 - пружина, 8 - качалка, 9 - электромеханизм, 15 - заслонка “горячей” линии, 16 - дренажный штуцер

На рис. показана конструкция смесителя воздуха с электромеханизмом. Работа регулятора температуры воздуха в кабине происходит следующим образом: при отклонении температуры воздуха в ГК биметаллическая спираль, изменяя угол закрутки, замыкает электрический контакт, и электрический ток после усиления поступает на обмотку электродвигателя, который поворачивает заслонки. Поворот заслонок изменяет расходы горячего и холодного воздуха и приводит к изменению температуры воздуха ГК.

В связи с большой инерционностью биметаллического термодатчика в настоящее время подобные регуляторы температуры заменяются на электронные регуляторы.

Влагоотделители

При полёте самолета на малой высоте в воздухе, поступающем в ГК после его охлаждения в теплообменнике и турбохододильнике, влага содержится в парообразном и капельном состояниях. Капельная жидкость оседает на стенках трубопроводов, в блоках оборудования, что может вызывать отказ аппаратуры, или создает в кабине туман, затрудняющий экипажу самолёта пилотирование и вызывающий неприятные ощущения у пассажиров. Для удаления капельной влаги в СКВ устанавливаются влагоотделители (рис. 8).

Сложность применения механических влагоотделителей в СКВ связана с малыми размерами (до 10 мкм) капель влаги. Такие капли не отделяются центробежными силами, и их необходимо коагулировать (укрупнять) до размеров 30...50 мкм.

Рис. 1.7.. Схема влагоотделителя с коагулятором [2]:

1 - входной фланец, 2 - коагулятор, 3 - винт, закручивающий поток, 4 - сепарационный канал, 5 - водоловушка, 6 - возвратная трубка, 7 - выходной фланец, 8 - дренажный штуцер, 9 - кольцевой зазор, 10 - предохранительный клапан.

Для этого на входе во влагоотделитель устанавливается коагулятор из мелкоячеистой сетки (фетр), в порах которого капли задерживаются. В результате образуется плёнка жидкости, с которой затем воздушным потоком срываются укрупнённые капли.

Кроме описанной конструкции встречаются влагоотделители с вращающимся сепаратором, в которых отделение происходит вследствие прилипания капель воды к лопастям вращающегося сепаратора и образования на поверхности плёнки жидкости, которая стекает затем в водосборник.

Увлажнители воздуха

На больших высотах атмосферный воздух становится практически сухим. При длительных высотных полётах возникает неприятное ощущение сухости, которая может привести к заболеваниям гортани. Поэтому на некоторых самолётах в СКВ устанавливаются увлажнители воздуха. В увлажнителях воздуха парогенераторного типа вода в виде пара поступает в воздух. Электроувлажнители в СКВ применяются редко, так как при испарении воды в кипятильниках пар приобретает неприятный специфический запах.

Рис. 1.8.. Форсуночный увлажнитель [2]:

1 - фланец, 2 - штуцер подвода воды, 3 - чека, 4 - кольцо, 5 - выходной фланец, 6 - стяжной винт, 7 - сетка, 8 - корпус, 9 - форсунка

Большое распространение получили конструкции испарительных увлажнителей (рис. 9) с пневматическим распылением воды непосредственно в увлажняемом воздухе. Такой увлажнитель, состоит из трубки Вентури, в горловине которой установлены форсунки 9, дозирующие и распыляющие воду в потоке воздуха. Неиспарившаяся вода попадает на сетку 7, где испаряется.

Фильтры

Подаваемый в кабину атмосферный воздух, загрязнённый взвешенными в нём твёрдыми частицами (пылью) размером от долей до десятков микрон, называется аэрозолем. К грубодисперсным аэрозолям относятся смеси с размером частиц от 1 до 100 мкм, к высокодисперсным - с размером менее 1 мкм.

Если попадающая в кабину вместе с воздухом пыль просто загрязняет кабину, то аэрозоли, осаждаясь на деталях электрорадиооборудования, изменяют параметры оборудования, что недопустимо. Поэтому в современных СКВ наличие аэрозольного фильтра считается обязательным.

В настоящее время разработаны специальные фильтрующие материалы, очищающие воздух от высокодисперсных аэрозолей. Эти материалы состоят из ультратонких волокон полиакрилата или стеклянных и базальтовых волокон и предназначены для фильтров, работающих при температуре до 250 или 450...600 °С соответственно.

Воздухопроводы

На пассажирских самолётах общая длина воздухопроводов СКВ достигает нескольких сот метров, а масса - 500...600 кг, что составляет 40...50 % массы всей системы. Воздухопроводы СКВ располагаются в гондолах двигателей, центроплане, проходят по пассажирским салонам, кабине экипажа. Трубы диаметром от 4 до 200 мм обеспечивают транспортировку воздуха с температурами от -40 до +600 °С и давлением до 2,6 МПа.

1.2 Проектная часть

Статистическая информация о самолётах одинакового целевого назначения с проектируемым



Таблица 1.1 Лётно-технические и взлётно-посадочные характеристики

Характеристика	Обозн.	Размерн.	Аналоги	Проект
			A310-200	Ту-204-100
Дальность полёта	L	км	3900	5200	3000
Крейсерская скорость	Y креис	км/ч	830	850	850
Высота полёта	Н креис	м	10600	11000	11000
Скорость отрыва	V отр	км/ч	267	325	325
Посадочная скорость	V пос	км/ч	250	300	260
Экипаж	nэк		3	3	2
Пассажировместимость	nпас		234	168…210	214
Коммерческая нагрузка		кг	31890	25000	25680
Взлётная масса		кг	132000	103000	84118
Тип двигателя			CF6-80 А1	ПС-90	ПС-90
Количество двигателей	nдв	шт.	2	2	2
Тяга одного двигателя	R	H	214000	157000	157000
Удельный расход топлива	Суд	кг/(Н*ч)	0,039	0,0591	0,0591
Удельный вес двигателя	гдвО	--	0,167	0,184	0,184
Степень двухкоытурности	m	--	4,35	4,8	4,8

Формулировка технического задания на проектирование самолёта:

Исходные данные

Спроектировать пассажирский СМС

количество пассажиров: 214 [чел]

дальность полёта: 3000 [км]

крейсерская скорость: 850 [км/ч]

класс аэродрома: Б

концепция: повышение эксплуатационной технологичности (А 3)

географические характеристики полёта: полёты по международным и внутренним воздушным трассам и авиалиниям, проходящим через районы с любым физико-географическими условиями.

Характеристика аэродрома класса Б:

длина ВПП: 2600 [м];

длина КПБ: 400 [м];

ширина ВПП: 45 [м];

ширина РД: 21 [м];

величина нормативной нагрузки на основную (условную) опору: 55 [т];

внутреннее давление азота в пневматиках колёс: 1000000 [Н/кв.м];

тип основной опоры: четырёхколёсная.

Лётно-технические и взлётно-посадочные характеристики:

Максимальная коммерческая нагрузка проектируемого самолёта определяется по следующей зависимости:

mком = 120 * nпас = 75 * nпас + 20 * nпас + 25 + nпас,

где 75 -- масса среднестатистического пассажира [кг];

20 - масса личного багажа одного пассажира, [кг];

25 -- масса перевозимых почты и грузов в пересчёте на одного пассажира, [кг];

mком= 120 * 214 = 25680 [кг]

Высота полета:

Нкрейс= 11000 [м]; Скорость отрыва:

Vотр= 325 [км/ч]; Посадочная скорость:

Vnoc= 260 [км/ч].

Состав и количество членов экипажа:

Экипаж состоит из 2-х человек лётного состава и 6 бортпроводников.

Состав основного оборудования:

Самолёт оборудован радиоэлектронным и автоматическим оборудованием, которое включает в себя: бортовую систему автоматического управления, аппаратуру ближней навигации и посадки, радиолокационную станцию, автоматический радиокомпас, доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса, курсовой системы, системы информации об опасном сближении и другой аппаратуры.

Также оборудование включает в себя ряд систем: гидравлическую, топливную, управления, систему кондиционирования воздуха, масляную систему, противообледенительную, противопожарную систему.

Требования к комфорту:

Одной из основных составляющих успеха перевозок является уровень комфорта пассажирской кабины, который выражается в интерьере пассажирских салонов, вестибюлей, туалетов.

Комфорт пассажирам должен обеспечиваться на уровне комфорта на дальнемагистральных самолетов и достигаться за счёт рациональной компоновки и составом сервисных помещений, глубокой эргономической оптимизацией общего и индивидуального пространства пассажирского салона, применением современных кресел, дизайна и материалов интерьера, а также созданием комфортных климатических условий и низкого уровня шума. Рационально выбранная длина пассажирского салона и размещение пассажиров в ряду по схеме 2+3+2 или 2+4+2 должна позволять силами эксплуатанта получить различные одноклассные и смешанные компоновки в диапазоне 164-214 пассажиров с салонами экономического, бизнес и первого класса.

Высокая степень преемственности конструктивно-технологических решений и эксплуатационной унификации с успешно эксплуатируемыми самолётами , использованием Hi-Tech компонентов оборудования и систем отечественного и зарубежного производств должно обеспечивать самолёту высокий конкурентный уровень экономической эффективности, технического и эксплуатационного совершенства. Пассажирские салоны самолёта с мягким, рассеянным освещением, современной отделкой, удобными пассажирскими креслами, видеозвуковой системой развлечения в полёте и разнообразным бытовым оборудованием должны обеспечивать пассажирам самолёта максимум комфорта.

Экономический класс:

Расстояние между подлокотниками: 440 (мм);

Ширина подлокотника: Вподл = 40...50 (мм);

Высота сиденья над полом: Н = 320 (мм);

Высота кресла над полом: 1100 (мм);

Шаг кресел: 750.. .815 (мм). Принимаем 810 (мм);

Угол отклонения стенки от вертикали: 25°

Ширина блока 3-х кресел: Вбл = 1430 (мм);

Ширина прохода: 350...390 (мм);

Вес блока 3-х кресел: 18... 20 (кг).

Специальные требования:

Программа выпуска самолёта: Nc = 60... 100

Программа выпуска двигателя: Nm = 300.. .500

Среднегодовой налёт: W = 2300...2400 (ч)

Формулировка концепции самолёта:

Под концепцией самолёта подразумевается совокупность основных технических (конструктивных) мероприятий, направленных на увеличение экономичности самолёта при обязательном выполнении требований безопасности и регулярности полётов.

Таблица 1.2

Формулировка концепции самолета
Мероприятия	Ранг
А1- Снижение массы конструкции	Ь1 = 0,3
А2 -- Повышение аэродинамического качества	Ь2 = 0,2
А3 - Повышение эксплуатационной технологичности	Ь3 = 0,4
А4 - Повышение уровня комфорта	Ь4= 0,1
	Zbj= 1

Выбор типа, параметров и количества двигателей:

Выбор типа, параметров и количества двигателя для проектируемого самолёта определяется многими факторами, включая, например, эксплуатационную технологичность силовой установки, уровень шума и т.д. Однако в первую очередь необходимо обеспечить соответствие протекания потребных тяговых характеристик проектируемого самолёта располагаемым характеристикам силовой установки. Кроме того, силовая установка должна обеспечивать низкий удельный расход топлива, иметь наименьший удельный вес, а также иметь необходимую надёжность и малую стоимость.

Для подбора силовой установки необходимо иметь, прежде всего, следующие исходные данные: назначение самолёта, требуемые ЛТХ и ВПХ, взлётную массу самолёта m0.

Однако на данном этапе проектирования взлётная масса самолёта неизвестна. В связи с этим для её определения в первом приближении можно воспользоваться значением относительной массы коммерческой нагрузки самолёта-аналога.

где mком- максимальная масса коммерческой нагрузки самолета-аналога;

m0-взлетная масса самолета-аналога.

В Техническом задании указано требуемое абсолютное значение массы коммерческой нагрузки. Исходя из этого, можно найти взлётную массу проектируемого самолёта в первом приближении:

Определим в первом приближении стартовую тяговооружённость проектируемого самолёта. Для этого найдём тяговооружённость самолёта-аналога:



где P0 - суммарная стартовая тяга всех двигателей самолёта-аналога;
т0 - взлётная масса самолёта-аналога.

Зная взлётную массу проектируемого самолёта, можно найти потребную суммарную стартовую тягу всех двигателей:

Р0 = P0-m0-g= 0,31 * 107000 * 9,81 =325398 [Н]

Таблица 1.3 Основные параметры двигателя

Параметр или характеристика	Обознач.	Величина
Степень двухконтурности	m	4,8
Тяга одного двигателя, [Н]	R	157000
Удельный вес двигателя	гдв0	0,184
Удельный часовой расход топлива, [кг/(Н-ч)]	Cуд	0,0591
Длина двигателя, [м]	IДВ	5,33
Диаметр двигателя, [м]	dДВ	1,917
Число М крейсерского полёта	Mкрейс	0,80

Синтез вариантов схемы самолёта:

Синтез схемы самолёта основан на комбинациях, существующих и новых принципов, идей и конструкций при условии соблюдения определённых логических связей между ними.

Составим матрицу признаков схемы - табличный классификатор вариантов реализации основных геометрических и технических признаков.



Таблица 1.4

Признак схемы	Варианты решения
Расположение крыла по высоте фюзеляжа	нижнее	среднее	верхнее
Расположение двигателей	на крыле	в хвостовой части фюзеляжа	в корневой части крыла
Форма крыла в плане	прямоугольное	т	рапецие-видное	стреловидное
Расположение горизонтального оперения	нижнее		среднее	верхнее
Количество килей и их расположение	один киль	два киля
Количество стоек шасси	трёхопорное	четырёхопорное

Анализ синтезированных схем самолёта:

Для выбора схемы самолёта, наилучшим образом отражающей его концепцию увеличения экономичности, предварительно необходимо провести анализ достоинств и недостатков каждого варианта схемы проектируемого самолёта.

Таблица 1.5 Сравнение схем с позиции мероприятия A1

	Схема №1	Схема №2	Схема №3	Схема №4	Сумма баллов
Схема №1		1	1	1	3
Схема №2	0		1	0	1
Схема №3	0	0		0	0
Схема №4	0	1	1		2



Таблица 1.6 Сравнение схем с позиции мероприятия А2

	Схема №1	Схема №2	Схема №3	Схема №4	Сумма баллов
Схема №1		1	0	0	1
Схема №2	0		0	0	0
Схема №3	1	1		0	2
Схема №4	0	0	0		0

Таблица 1.7 Сравнение схем с позиции мероприятия А3

	Схема №1	Схема №2	Схема №3	Схема №4	Сумма баллов
Схема №1		1	1	1	3
Схема №2	0		1	0	1
Схема №3	0	0		0	0
Схема №4	0	1	1		2

Таблица 1.8 Сравнение схем с позиции мероприятия А4

	Схема №1	Схема №2	Схема №3	Схема №4	Сумма баллов
Схема №1		1	0	1	2
Схема №2	0		0	1	1
Схема №3	1	1		1	3
Схема №4	0	0	0		0

Выбор наивыгоднейшей схемы

Таблица 1.9

Варианты	Концепции самолёта	Сумма баллов
схемы	А,	А2	А3	А4
самолета	bi =	0,3	Ь2 =	0,2	ь3 =	0,4	ь4=	0,1
Схема № 1	3	0,9	1	0,2	3	1,2	2	0,2	2,5
Схема №2	1	0,3	0	0	1	0,4	1	0,1	0,8
Схема №3	0	0	2	0,4	0	0	3	0,3	0,7
Схема №4	2	0,6	0	0	2	0,8	0	0	1,4

Проанализировав полученные результаты, можно сделать вывод: наилучшей схемой с точки зрения сформулированной ранее концепции самолёта является схема № 1.

Определение основных геометрических характеристик самолёта и его частей:

Геометрические характеристики крыла.

К числу основных геометрических параметров крыла, определяющих его внешнюю форму и аэродинамические характеристики, относятся профиль и относительная толщина , стреловидность по ј хорд ч , удлинение л, сужение и угол поперечного V крыла.

Форма профиля и относительная толщина крыла зависят от числа М крейсерского полёта - Мкрейс.

Относительная толщина профиля в корневой части: = 0,145

Относительная толщина профиля на конце крыла: = 0,095

Стреловидность крыла является средством увеличения критического числа Маха полёта.

Угол стреловидности: ч = 28°

Удлинение крыла является параметром, существенно влияющим на величину индуктивного сопротивления и максимального качества крыла и самолёта. Кроме того, л влияет на весовые и жёсткостные характеристики конструкции крыла.

Для приближённого определения удлинения крыла проектируемого самолёта может быть использована формула:

л = 10,5 * cos2 ч= 10,5 * cos 28° =8,19

Принимаем л = 9,9

Сужение крыла оказывает противоречивое влияние на аэродинамические, массовые и жёсткостные характеристики крыла. Увеличение сужения ? благоприятно сказывается на распределении внешних нагрузок, жёсткостных и массовых характеристиках крыла. У стреловидных крыльев повышается эффективность механизации.

Однако крыло с большим сужением имеет тенденцию к концевому срыву потока при одновременном снижении эффективности элеронов, в результате чего ухудшается характеристики поперечной устойчивости и управляемость самолёта на больших углах атаки.

Принимаем =3,25

Угол поперечного V крыла служит средством обеспечения степени поперечной устойчивости самолёта.

Принимаем ? = 4°

Геометрические характеристики фюзеляжа:

Удлинение фюзеляжа и его частей (носовой и хвостовой) выбирается из соображений аэродинамики и массы фюзеляжа.

Удлинение фюзеляжа: лф = 11,9

Удлинение носовой части фюзеляжа: лнч= 1,55

Удлинение хвостовой части фюзеляжа: лХВ = 2,98

Диаметр фюзеляжа:

dф = n2 * b2 + п3 * b3 + nпр * bпр + 2 * 60 + 2 * 120

где n2 = 0 - число блоков из двух кресел;

n3 = 2 - число блоков из трёх кресел;

nпр =1 - число проходов;

60 - расстояние между подлокотниками внешних в ряду кресел и внутренней стенкой фюзеляжа, [мм];

120 - толщина стенки фюзеляжа, [мм];

b2= 0 - ширина блока из двух кресел, [мм];

b3 =143 0 - ширина блока из трёх кресел, [мм];

bпр =580 - ширина прохода, [мм].

dф = 0 * 0 + 2 * 1430 + 1 * 580 + 2 * 60 + 2 * 120 = 3800 [мм]



Геометрические характеристики оперения:

Горизонтальное оперение

Согласно статистическим данным, относительная площадь ГО составляет:

го = 0,15...0,3

Принимаем го =0,25

Стреловидность горизонтального оперения самолёта принимается на 7° больше чем стреловидность крыла.

ч го =33°

Принимаем удлинение горизонтального оперения: лго = 5,13

Принимаем сужение горизонтального оперения: ? го= 2,9

Для горизонтального оперения применяют симметричный профиль с

максимальной толщиной примерно посередине хорды. Относительная

толщина го на 1 ... 2% меньше, чем относительная толщина профиля

крыла.

го = 0,11

Вертикальное оперение:

Согласно статистическим данным, относительная площадь ВО составляет:

во = 0,1...0,221

Принимаем во = 0,19 Стреловидность вертикального оперения самолёта принимается на 3…9° больше чем стреловидность крыла.

ч во=44°

Принимаем удлинение вертикального оперения: лво = 1,684

Принимаем сужение вертикального оперения ?во = 2,77

Для вертикального оперения применяют симметричный профиль, относительная толщина во которого на 1.. .2% меньше, чем относительная толщина профиля крыла.

во= 0,11

Определение основных аэродинамических характеристик самолёта:

Аэродинамические характеристики самолёта - величины коэффициентов Су и Сх, а также аэродинамического качества К для различных этапов полёта могут быть определены по полярам самолёта Сх = f(Cy) и зависимости Су = f(a) для полётной, взлётной и посадочной конфигурации самолёта.

Для оценки аэродинамических характеристик проектируемого самолёта воспользуемся полярами и зависимостями Су= f(a) из практической аэродинамики самолёта Ту-204-100

Определение основных параметров самолёта.

Основными параметрами самолёта являются:

взлётная масса самолёта m0;

удельная нагрузка на крыло р0;

тяговооружённость самолёта ;

Определение взлётной массы самолёта во втором приближении:

где mсл - масса ...