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        環(huán)控系統(tǒng)減少引氣量和降低燃油代償損失研究

        2013-12-02 06:15:52寧換利劉永安
        教練機(jī) 2013年1期
        關(guān)鍵詞:座艙控系統(tǒng)代償

        寧換利,華 浪,劉永安

        (中航工業(yè)洪都,江西 南昌330024)

        0 引言

        飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)的任務(wù)就是在各種飛行條件下,滿足飛機(jī)座艙的加熱、制冷、通風(fēng)、增壓的要求,保證飛機(jī)在各種飛行狀態(tài)和飛行條件下, 座艙有良好的空氣參數(shù),為飛行員提供正常的工作環(huán)境。

        目前大多數(shù)飛機(jī)使用發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)作為環(huán)境控制系統(tǒng)的氣源, 引氣所損失的發(fā)動機(jī)推力或功率通常為5%左右, 對于高推重比的發(fā)動機(jī)推力損失更大,燃油代償損傷也大,而另一方面從發(fā)動機(jī)引出的氣體壓力和溫度又大于系統(tǒng)要求, 在使用時(shí)又要想法來降低它,造成了能量的重復(fù)浪費(fèi)。 因此,都在探索如何減少引氣量及降低燃油代償損失。

        1 從發(fā)動機(jī)引氣引起的燃油代償損失估算

        當(dāng)從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣時(shí), 減少了通過渦輪的流量,從而降低了轉(zhuǎn)速和推力,為了使其不變,可在渦輪入口處補(bǔ)充加熱,使其溫度從T3提高到T′3,為此需增加附加的燃油消耗量qf·b1,當(dāng)從壓氣機(jī)末級引氣時(shí),該值對渦輪噴氣發(fā)動機(jī)可表示為

        對從中間級引氣以及從渦輪風(fēng)扇、 渦輪螺槳發(fā)動機(jī)引氣和發(fā)動機(jī)采用其他調(diào)節(jié)規(guī)律的qf·b1表達(dá)式,可參考有關(guān)文獻(xiàn)。

        從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣所引起的燃油代償損失可表示為

        以某高級教練機(jī)為例, 根據(jù)發(fā)動機(jī)高度-速度數(shù)學(xué)模型計(jì)算可知, 引氣量從400kg/h上升到800kg/h時(shí), 發(fā)動機(jī)每小時(shí)燃油的消耗量將增加10kg, 以飛機(jī)的全壽命10000飛行小時(shí)計(jì)算, 僅發(fā)動機(jī)引氣量下降一項(xiàng)就將節(jié)約燃油100噸, 能源節(jié)約量非常可觀。

        2 主要方法探討

        從飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)發(fā)展歷程可知, 各國都十分重視環(huán)境控制系統(tǒng)減少引氣量及降低燃油代償損失的研究。

        2.1 成熟技術(shù)

        目前飛機(jī)上廣泛采用比較成熟的技術(shù)有:

        1) 高壓除水環(huán)境控制系統(tǒng), 西方國家多采用升壓式高壓除水系統(tǒng), 在系統(tǒng)中采用高壓除水技術(shù),降低了渦輪冷卻器的出口氣流溫度,這樣可以大大減少從發(fā)動機(jī)的引氣量,以BAE-146旅客機(jī)為例,由于采用了高壓除水系統(tǒng),使引氣量幾乎減少了一半。

        2)采用兩級引氣方案

        在飛機(jī)上過去多采用一級引氣, 現(xiàn)在逐漸發(fā)展成為兩級引氣,如波音747、K8E教練機(jī)等均采用兩級引氣。 在大多數(shù)飛行情況下從中壓級引氣,當(dāng)引氣壓力不足時(shí),才使用高壓級引氣。 用兩級引氣,可以減小由于引氣而引起的發(fā)動機(jī)功率損失, 降低燃油消耗量,提高經(jīng)濟(jì)性。

        3) 合理利用座艙排氣, 從座艙排出的空氣溫度一般低于35度,對這部分流量大、溫度不高的空氣加以充分利用。 將一部分排氣作為座艙再循環(huán)空氣,以改善座艙的溫度場,減少溫度梯度;將座艙排氣通往設(shè)備艙,作為電子-電氣設(shè)備冷卻之用;在超聲速飛機(jī)上,可以作為再生熱交換器的冷源,

        另外,還有采用蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)、優(yōu)選增壓源、系統(tǒng)自身減重、減少沖壓空氣引入量等,這些措施都可以直接或間接的降低環(huán)控系統(tǒng)引氣量和降低燃油代償損失。

        2.2 發(fā)展趨勢

        2.2.1 采用閉式循環(huán)制冷系統(tǒng)

        目前大多數(shù)飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)采用開放式空氣循環(huán)系統(tǒng), 開放式空氣循環(huán)系統(tǒng)重量輕, 結(jié)構(gòu)也簡單,但飛機(jī)性能的代償損失大。

        閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)是空氣在系統(tǒng)的封閉體內(nèi)進(jìn)行循環(huán),除了泄漏外它不排出機(jī)外。 閉式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)的原理如圖1所示,該系統(tǒng)由與壓縮器及膨脹器串聯(lián)在一起的兩個傳熱部件組成, 工作介質(zhì)為空氣,工作過程為:由外部軸功驅(qū)動同軸的壓縮器和膨脹器, 空氣進(jìn)入壓縮器壓縮, 然后通過熱交換器冷卻,再由膨脹器進(jìn)一步膨脹降溫,冷卻后的空氣經(jīng)水分離器后進(jìn)入座艙或設(shè)備艙, 吸收熱量后再次進(jìn)入壓縮器,完成一個循環(huán)。

        這種方案的優(yōu)點(diǎn)是把發(fā)動機(jī)的引氣量限制到僅僅是為了補(bǔ)償管道和座艙的泄漏, 以及為飛行員提供新鮮空氣的數(shù)量, 可以直接減少發(fā)動機(jī)引氣降低燃油代償損失降低。

        表1是采用系統(tǒng)起飛總重法對開放式空氣循環(huán)和閉式循環(huán)制冷系統(tǒng)進(jìn)行的性能比較。

        從表1得出,由發(fā)動機(jī)引氣引起的燃油代償損失在整個起飛總重量中所占比例最大, 即在該系統(tǒng)中發(fā)動機(jī)引氣量對飛機(jī)的性能損失最大; 而閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)使用由發(fā)動機(jī)輸出功所引起的燃油代償損失在起飛總重量中所占比例很小, 其燃油代償損失也大大降低。

        閉式環(huán)控系統(tǒng)對飛機(jī)燃油代償損失有較大改善, 如何解決動力源問題是閉式環(huán)控系統(tǒng)所面臨的關(guān)鍵問題之一, 空氣閉式循環(huán)可采用動力渦輪驅(qū)動的空氣循環(huán)機(jī)或高速電動機(jī)驅(qū)動的空氣循環(huán)機(jī)構(gòu)成閉式循環(huán)系統(tǒng)。

        表1 制冷量均為5.5kw的2種制冷系統(tǒng)燃油代償損失比較

        2.2.2 考慮載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)

        對于大部分環(huán)控系統(tǒng)來說,引氣量由熱載荷確定。

        一般在環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)先計(jì)算出各個典型狀態(tài)的熱載荷,從中確定出熱載荷最大狀態(tài)作為設(shè)計(jì)點(diǎn),再按設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行系統(tǒng)計(jì)算確定需要的發(fā)動機(jī)引氣量,確定好引氣量后,各狀態(tài)都按這個引氣量進(jìn)行引氣, 這樣系統(tǒng)在各個不同的狀態(tài)點(diǎn)都是相同的引氣量,在系統(tǒng)熱載荷低的時(shí)候,系統(tǒng)的引氣量就會大于實(shí)際需求的供氣量, 造成發(fā)動機(jī)引氣中有一部分被浪費(fèi)。

        考慮載荷因子系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)是根據(jù)熱載荷的不同對應(yīng)不同的發(fā)動機(jī)引氣量, 而不是一個不變的引氣量,就可以最大限度的避免這種浪費(fèi),從而降低發(fā)動機(jī)的引氣。

        從表2可以看出,飛機(jī)在不同的高度、速度、氣候條件下,座艙熱載荷相差非常大,由此對應(yīng)所需的供氣制冷量也就有極大的區(qū)別。 通過對這個系統(tǒng)計(jì)算可以得出,要滿足基本的制冷量要求,所需要的氣流量最大和最小值分別為800kg/h和40kg/h。 可以看出按不同的熱載荷確定引氣量, 低熱載荷的情況下系統(tǒng)所需的引氣量遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于高熱載荷時(shí)所需的引氣量。 當(dāng)然在低熱載荷時(shí),除了考慮制冷量外還需要考慮新鮮空氣的通入量, 因此在低熱載荷時(shí)所需的引氣量需要有一個滿足最低新鮮空氣通入量的最低引氣標(biāo)準(zhǔn)。

        表2 某機(jī)型熱載荷計(jì)算列表

        圖2是一個考慮了載荷因子的環(huán)控系統(tǒng),將飛機(jī)在不同的條件下所對應(yīng)的熱載荷輸入到載荷因子選擇器中,根據(jù)飛機(jī)所處的飛行高度、速度、外界氣候條件選擇對應(yīng)的載荷因子, 再根據(jù)座艙溫度匹配對應(yīng)所需的引氣流量,對系統(tǒng)引氣流量進(jìn)行控制,引氣氣流經(jīng)制冷組件制冷后通向座艙, 途中與再循環(huán)空氣混合,循環(huán)空氣的量則根據(jù)引氣量確定。

        考慮載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)有兩個難點(diǎn):

        圖2 載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)

        1)引氣量的控制。在一般環(huán)控系統(tǒng)中,控制引氣流量的方法是使用文氏管的限流作用, 在其前面設(shè)置一個絕對壓力控制裝置, 使引氣流量為一個固定值。 而考慮載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)需要的是引氣流量可控變化,即可以隨需要定量控制引氣流量大小。 現(xiàn)在常用的調(diào)節(jié)流量的方法,如節(jié)流法、放氣法等只能大概的控制氣體流量而無法達(dá)到定量控制的要求。

        2)載荷因子的具體確定。 引起載荷因子變化的變量有飛機(jī)飛行速度、飛行高度、艙外氣溫、太陽輻射等, 在系統(tǒng)中需要對這些數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)的采集和分析。 飛機(jī)飛行速度、高度數(shù)據(jù)可以從飛機(jī)上已有設(shè)備中直接獲得,艙外氣溫的數(shù)據(jù)也比較容易獲得。 而太陽輻射強(qiáng)度的數(shù)據(jù)采集則需要增加專門的太陽輻射測量設(shè)備。

        考慮載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)在解決了上述具體問題后,就可以在實(shí)際應(yīng)用中得到實(shí)施,這種技術(shù)的實(shí)施將可以使飛機(jī)的整體性能得到提升。

        3 結(jié)語

        隨著能源問題越來越突出, 以及對飛機(jī)全壽命周期費(fèi)用的重視, 降低環(huán)控系統(tǒng)燃油代償損失顯得越來越重要,對環(huán)控系統(tǒng)在經(jīng)濟(jì)性、可靠性等方面都提出了高要求, 減少引氣或完全不從飛機(jī)發(fā)動機(jī)引氣就成為飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)今后的發(fā)展方向。

        [1]壽榮中,何慧姍.飛行器環(huán)境控制.北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2004.

        [2]雷世豪.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊第15冊. 生命保障和環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京:航空工業(yè)出版社,1999.

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