Хлистун Олександр Іванович. Моделювання аеродинамічних та теплообмінних процесів в герметичних кабінах транспортних літаків

brief description

Хлистун Олександр Іванович. Моделювання аеродинамічних та теплообмінних процесів в герметичних кабінах транспортних літаків : Дис... д-ра наук: 05.07.01 2007

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.

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.
1. Вперше науково обґрунтовано потребу у системному підході до створення засобів кондиціювання повітря у ГК сучасних ТЛ, який на початкових етапах проектування може бути реалізовано тільки методами математичного моделювання. Установлено системні ознаки ЗКП сучасних ТЛ, відповідно до яких їх віднесено до класу складних технічних систем.
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 (= -50оС ) при наземній підготовці температура повітря в зоні розміщення ракети= 11оС досягається через 1 год після увімкнення бортової СКП, в умовах жаркого дня (= 50оС ) при наземній підготовці= 46оС досягається через 2 год після увімкнення бортової СКП, а в польоті температура= 11оС 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 фонаря 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 25 км, коли основний внесок у формування вологовмісту в повітрі ГК дає атмосферна волога; при цьому потрібну витрату повітря на струминний захист засклення фонаря кабіни екіпажу може бути суттєво знижено (більше ніж у 2 рази) за рахунок підвищення температури повітря всередині кабіни на 35єС.
7. Отримано новий розв’язок задачі математичного моделювання процесу вентиляції відсіку ГК ТЛ, що грунтується 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 57%.
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 кондиційованного 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 лиінеаризації. 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.