автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Подкапотные агрегаты вертолета и их тепловое состояние

На правах рукописи

Ключей

КИАУКА МИХАИЛ ЮРЬЕВИЧ

ПОДКАПОТНЫЕ АГРЕГАТЫ ВЕРТОЛЕТА И ИХ ТЕПЛОВОЕ

СОСТОЯНИЕ

05.07.02 - Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов 05.07.03 - Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

005544156

Казань-2013

005544156

Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Казанский национальный исследовательский технический университет им. А. Н. Туполева - КАИ» (КНИТУ-КАИ) на кафедре «Прочность конструкции».

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Закиров Ильдус Мухаметгалеевич

Научный консультант: кандидат технических наук, доцент

Варсегов Владислав Львович

Официальные оппоненты:

Смирнов Виталий Алексеевич,

доктор технических наук, профессор, ЧОУ ВПО «Институт экономики, управления и права», кафедра промышленного менеджмента, профессор

Попов Игорь Александрович,

доктор технических наук, профессор КНИТУ-КАИ, кафедра Теплотехники и энергетического машиностроения, профессор

Ведущая организация: ОАО «Казанский вертолётный завод»

Защита состоится 30 декабря 2013 г. в Ю00 часов на заседании диссертационного совета Д.212.079.05 при «Казанском национальном исследовательском техническом университете им. А. Н. Туполева - КАИ»; 420111, г. Казань, ул. К. Маркса, д. 10 (E-mail: kai@kstu-kai.ru. сайт http:// http://www.kai.ru)

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке КНИТУ-КАИ. Автореферат разослан 29 ноября 2013 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

Снигирев Виталий Филиппович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Летательный аппарат (ЛА) должен удовлетворять аэродинамическим требованиям, требованиям достаточной прочности и жесткости, надежности, живучести, ремонтопригодности, высокой технологичности, экономичности и эксплуатационным требованиям. Все эти требования должны удовлетворяться при минимальном весе конструкции.

Важным элементом в составе вертолета является система охлаждения (СО), которая обеспечивает требуемую температуру эксплуатационных жидкостей в масляной системе редуктора и двигателя и гидравлической системе (ГС) независимо от режима полета и условий внешней среды. С учетом изложенных выше требований к конструкции ЛА можно заключить, что разработка эффективной СО, которая будет иметь оптимальные характеристики по таким параметрам как количество отводимого тепла, масса агрегатов СО и мощность для привода вентиляторов СО, является актуальной задачей при проектировании. Кроме того, разработка новых эффективных компонентов СО и материалов с заданными тепловыми характеристиками также позволит улучшить тепловое состояние в подкапотном пространстве вертолета.

Цель диссертации - улучшение технических характеристик вертолета и узлов, находящихся в подкапотном пространстве.

Для реализации поставленной цели сформулированы и решены следующие задачи:

1. Анализ теплового состояния агрегатов в подкапотном пространстве исследуемого легкого многоцелевого вертолета на основе данных летных испытаний.

2. Выбор критерия эффективности СО и методов расчета ее параметров.

3. Разработка практических рекомендаций по улучшению СО исследуемого легкого многоцелевого вертолета для уменьшения массы вертолета, улучшения теплового состояния агрегатов в подкапотном пространстве и уменьшения мощности на приводы вентиляторов СО.

4. Разработка зависимости для определения эффективной теплопроводности многослойных панелей с шевронным заполнителем и проведение соответствующих экспериментальных исследований для верификации полученной зависимости.

5. Обобщение результатов теплогидравлических испытаний теплообменников с шевронными элементами, разработка конструктивной схемы воздушно-масляного радиатора и методики его инженерного расчета.

Научная новизна.

- предложены методы определения необходимых конструктивных, технических и режимных параметров агрегатов СО вертолета в зависимости от требований, предъявляемых к температурам эксплуатационных жидкостей;

- разработана аналитическая зависимость для определения эффективной теплопроводности многослойных панелей с шевронным складчатым заполнителем типа Z-гoфp в зависимости от геометрических характеристик панели и заполнителя и их материала. Эта зависимость может быть использована при

оценке теплового состояния агрегатов вертолета с капотом, изготовленным с применением многослойных панелей со складчатым заполнителем;

- разработана конструктивная схема компактного теплообменного аппарата типа «жидкость-газ» для СО JIA теплогидравлические характеристики которых улучшены за счет использования функциональных элементов на основе шевронной структуры типа Z-гофр и разработана методика определения его основных конструктивных параметров;

- разаработаны конструктивные схемы воздухо-воздушных теплообменников (ВВТ) и воздухо-воздушных испарительных теплообменников авиационных (ВВИТ) систем кондиционирования воздуха (СКВ)-,

- разработаны конструктивные схемы тепломасообменных насадок с шевронными элементами типа Z-гофр, исследованы их тепломассообменные и гидродинамические характеристики, даны рекомендации по выбору основных конструктивных параметров.

Практическая ценность результатов данной работы заключается в том, что 1) выработаны рекомендации по улучшению теплового состояния агрегатов подкапотном пространстве легкого многоцелевого вертолета; 2) разработаны и исследованы теплообменные аппараты с шевронными элементами с улучшенными по сравнению с аналогами характеристиками.

Апробация работы. Основные результаты диссертационной работы докладывались на следующих конференциях:

- III Международная научно-практическая конференция "Инновационные технологии в проектировании и производстве изделий машиностроения (ИТМ-2008)". Казань, 17-19 сентября 2008 г.;

- X Международный симпозиум "Энергоресурсоэффективность и энергосбережение в Республике Татарстан". Казань, 1-3 декабря 2009 г.;

- V Международная молодежная научная конференция "Тинчуринские чтения";

- Международная молодежная научная конференция "XIX Туполевские чтения";

- Международная молодежная научная конференция "XXI Туполевские чтения (школа молодых ученых)".

Публикации. По материалам диссертации опубликовано 10 работ, в том числе 4 статьи в научно-технических журналах 2 из которых в журналах рекомендованных ВАК, 6 тезисов доклада.

На защиту выносится:

- результаты анализа теплового состояния подкапотного пространства легкого многоцелевого вертолета;

- методы определения конструктивных и режимных параметров СО вертолета;

- практические рекомендации по улучшению теплового состояния подкапотного пространства легкого многоцелевого вертолета;

- аналитическая зависимость для определения эффективной теплопроводности многослойных панелей со складчатым заполнителем в зависимости от геометрических характеристик панели и заполнителя, а также материала, из которых они сделаны;

- конструктивная схема воздушно-масляного радиатора с шевронными тепло-обменными элементами и методика определения его основных конструктивных параметров;

- рекомендации по использованию шевронных элементов в конструкциях теплообменников СКВ ЛА;

- конструктивные схемы тепломассообменных насадок с шевронными элементами типа Z-гoфp, эмпирические зависимости для определения их тепломассообменных и гидродинамических характеристик и рекомендации по выбору основных конструктивных параметров.

Личный вклад автора заключается в обработке и анализе данных летных экспериментов, организации и проведении экспериментальных исследований эффективной теплопроводности сэндвич-панелей с шевронным складчатым заполнителем типа г-гофр; теплогидравлических испытаний теплообмен-ных устройств с шевронными элементами и обработке результатов экспериментов; разработке методик, аналитических и эмпирических зависимостей, обобщающих опытные данные, проведении численных исследований; разработке рекомендаций по использованию полученных результатов.

Достоверность предложенных методов, решений и полученных результатов обеспечивается тщательностью теоретического анализа научной литературы по исследуемой проблематике, использованием строгих математических методов исследования, соответствием аналитических и численных результатов полученным экспериментальным данным; проведением экспериментальных исследований на сертифицированном современном оборудовании с применением поверенных точных измерительных приборов.

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения и 4 глав, содержащих обзор литературы и постановку задачи исследования, описания проведения летных испытаний, обработку результатов исследований и рекомендации по расчету; области использования и рекомендаций по практическому применению; общих выводов и списка литературы. Работа изложена на 145 страницах, включает в себя 58 рисунков, 11 таблиц, библиографию из 102 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы диссертационной работы, охарактеризована научная новизна и практическая ценность полученных результатов, сформулированы основные положения, выносимые на защиту. Дана краткая аннотация всех разделов диссертации.

В первой главе приведены общие сведения по СО вертолетов, проанализированы СО различных вертолетов и их агрегатов.

Обоснована важность компетентного подхода к проектированию СО вертолета, рассмотрены ее состав, назначение, требования предъявляемые к элементам, рекомендации по проектированию. По результатам оценки И. П. Бра-тухина обычно мощность, затрачиваемая на СО, может достигать 10 % от мощности СО, но при минимизации мощностей на СО эта цифра может быть сни-

жена до 4-5%. Известны исследования теплового состояния и эффективности работы СО Поспелова Д. Р., Фадеева Д. Ю. применительно к дизельным двигателям; исследования Николаева В. Н., посвященные математическому и физическому моделированию процессов теплообмена в системах и отсеках самолетов. В открытой литературе представлены общие рекомендации по расчету СО вертолетов, но не рассмотрены вопросы проектирования наиболее эффективной СО.

Обоснована возможность использования перспективного складчатого заполнителя в конструкции многослойных авиационных сэндвич-панелей. Рассмотрены подходы к определению эффективной теплопроводности композитных обшивок ЛА на основе теории обобщенной проводимости.

Есть опыт успешного проектирования и изготовления капотов вертолета из трехслойных сэндвич-панелей с сотовым заполнителем. Такие капоты наряду с такими достоинствами как технологичность и точность теоретических обводов обладают существенным недостатком с точки зрения теплоотвода от агрегатов подкапотного пространства. Таким образом, при проектировании композитных оболочек ЛА важно предсказать их тепловые характеристики.

Существуют сведения по экспериментальным и аналитическим исследованиям эффективной теплопроводности сэндвич-панелей с сотовым заполнителем, но отсутствуют сведения по панелям с перспективным шевронным заполнителем, что затрудняет его использование при проектировании композитных обшивок теплонапряженных узлов ЛА.

Важным направлением совершенствования СО ЛА является разработка новых эффективных теплообменников для охлаждения эксплуатационных жидкостей. Рассмотрены способы интенсификации процессов теплообмена и показано, что конструктивные особенности шевронных складчатых структур позволяют реализовать метод интенсификации теплообмена за счет изменений условий входа и искусственной турбулизации потока на входе в короткий канал.

Вторая глава посвящена экспериментальным исследованиям и анализу их результатов.

Приведены результаты летного эксперимента при самом теплонапряжен-ном режиме полета, каким является режим висения в отсутствии набегающего потока воздуха.

Выполнен анализ расположения агрегатов СО и их характеристик.

Для расчета тепловыделения агрегатов и анализа их теплового баланса в подкапотном пространстве (рисунок 1) запись уравнений теплового баланса и последующий расчет выполнялись двумя способами.

Первый способ основан на использовании уравнения теплового баланса с учетом кривых теплоотдачи от двигателей в масло и кпд и мощностей элементов трансмиссии подкапотного пространства:

Ср°»»д(Т,»Ых -Т,нар) = 3дп +0дл +<ЗрЕД +<3гс -Ока„> (1) где Тв нар - температура атмосферного воздуха на входе в воздухозаборник СО, К; Т. ВЬ1Х - температура воздуха на выходе, К; 0ДП - теплоотдача в масло правым двигателем, Вт; С?™ - теплоотдача в масло левым двигателем, Вт; (2РЕД -

количество теплоты, эквивалентное механическим потерям в главном редукторе, Вт; С2гс - количество теплоты, выделяемое в результате работы ГС, Вт; (2кап - количество теплоты, передаваемое от воздуха подкапотного пространства во внешнюю среду через обшивку капота, Вт.

Рисунок 1 - Параметры теплового состояния основных агрегатов подкапотного пространства: BMP - воздушно-масляный радиатор; ГС - гидросистема; ГР — главный редуктор;

ТВаД - турбовальный двигатель

Для второго способа с использованием данных летного эксперимента уравнение теплового баланса в подкапотном пространстве можно записать в следующем виде:

СрОвгад(Тв вых — Тв нар) = С2дп.рад + С?дл.рад + ОрЕД.рад + *2рЕД.пов + QrC _ Qi<an ' )

где С?дп рад - количество теплоты, передаваемое от масла к воздуху в радиаторе правого двигателя, Вт; С)Д1] рад - количество теплоты, передаваемое от масла к воздуху в радиаторе левого двигателя, Вт; QPEa рад - количество теплоты, передаваемое от масла к воздуху в радиаторе главного редуктора, Вт; QPEa пов - количество теплоты, передаваемое от поверхности главного редуктора к воздуху в подкапотном пространстве, Вт.

Из уравнений теплового баланса (1) и (2) был определен фактический расход охлаждающего воздуха.

Проведен анализ распределения воздушных потоков в подкапотном пространстве. Выполнена оценка гидравлического сопротивления воздушного тракта системы охлаждения на основании результатов аэродинамических продувок и сопоставлены расчетный и фактический расход воздуха, необходимого для эффективного охлаждения на режиме висения.

Экспериментальные исследования эффективной теплопроводности сэндвич-панелей со складчатым заполнителем. Для определения слагаемого QKan в уравнениях (1) и (2) необходимо знать величину эффективной теплопроводности А.,фф в случае использования композитной обшивки. В работе она была определена для перспективных неисследованных панелей с шевронным складчатым заполнителем. Было изготовлено семь образцов трехслойных па-

нелей со складчатым заполнителем, основные геометрические характеристики которых приведены в таблице 1.

Пары образцов 1 и 7, 4 и 6 соответственно имеют одинаковые геометрические параметры, но разный материал складчатого заполнителя: для образцов 1, 4 - бумага Nomex® тип 410 толщиной 0,05 мм, для образцов 6, 7 - бумага Nomex® тип 410 с пропиткой фенолформальдегидной смолой толщиной 0,75 мм.

Для исследуемых образцов были экспериментально определены коэффициент теплопроводности и сопротивление теплопередаче. Испытания проводились с помощью измерителя теплопроводности ИТС-1 "150 (рисунок 2).

Результаты экспериментальных и теоретических исследований эффективной теплопроводности

Рисунок 2 - Установка ИТС- панелей с шевронным заполнителем представлены

1 "150" в таблице 1. _Таблица 1

Параметры Обр. 1 Обр. 2 Обр. 3 Обр. 4 Обр. 5 Обр. 6 Обр. 7

Геометрические параметры сэндвич-панели со складчатым заполнителем

Н, мм 28 28 28 20 20 20 28

2S, мм 40 75 25 50 30 50 40

2L, мм 18 12 12 18 8,5 18 18

V, мм 31 30 40 15 24,5 15 31

НТ, мм 28 28 28 20 20 20 28

5р, мм 0,05 0,05 0,05 0,05 0,05 0,75 0,75

дпл, мм 1,5 1,5 1,5 1,5 1,5 1,5 1,5

Теплопроводности материалов сэндвич-панели

Хм.ст, Вт/(м-К) 0,077 0,077 0,077 0,077 0,077 0,25 0,25

Вт/(м ■ К) 0,25 0,25 0,25 0,25 0,25 0,25 0,25

Л„, Вт/(м ■ К) 0,0254 0,0254 0,0255 0,0252 0,0252 0,0252 0,0255

Расчетное значение эффективной теплопроводности без учета конвекции

1 Вт/(м ■ К) 0,0475 0,0475 0,0481 0,0547 0,0554 0,0713 0,0712

Расчетное значение эффективной теплопроводности с учетом конвекции

Х,фф, Вт/(м ■ К) 0,0923 0,0927 0,093 0,0786 0,0796 0,0930 0,1117

Вклад теплопередачи конвекцией

Др.кот % 48,5 48 48,3 30,4 30,4 23,3 36,3

Экспериментачьные значения эффективной теплоп ооводности и сопротивления теплопередаче

1экс, Вт/(м ■ К) 0,0983 0,0942 0,0799 0,0895 0,0782 0,0935 0,0944

R jkc,(MZ- К)/Вт 0,3155 0,3292 0,3879 0,2571 0,2942 0,2461 0,3286

Погрешность расчетной формулы

А, % 5,9 1,6 16,5 12,2 1,7 0,52 18,3

Для образца 7 также были проведены испытания в климатической камере (рисунок 3), в результате которых получены значения Ажс=0,1035 Вт/(м °С) и «,^=0,2996 (м2-°С)/Вт. Устройство и оборудование климатической камеры соответствуют требованиям ГОСТ 25380-82 "Метод измерения плотности тепловых потоков, проходящих через ограждающие конструкции".

Рисунок 3 - Исследование в климатической камере

Третья глава посвящена теоретико-экспериментальным методам расчета СО, ее элементов; методам определения конструктивных параметров сэндвич-панелей и радиаторов со складчатыми шевронными элементами, а также тепло-обменных аппаратов СКВ ЛА.

Предложены критерии эффективности СО вертолета. При выборе критерия эффективности использовались соотношения, известные для теплообмен-ных аппаратов и СКВ ЛА, но адаптированные для авиационных СО с учетом их массовых характеристик и влияния на другие системы ЛА. Для оценки эффективности СО вертолета представляется целесообразном использовать критерии следующего вида:

<Зо*л . "е (3 ^Мохл

^тд + Нм+Му + ДМмош' кохл' т лнц

где С2охл - количество теплоты передаваемой от горячего теплоносителя к холодному; 1ЧВОзД, Ыу, АИмощ - мощности на перемещение воздуха, масла, подъема массы агрегатов СО вертолетом и потери мощности двигателей при попадании в них теплового воздуха из СО соответственно; N5 -эффективная мощность силовой установки, Вт; вт - массовый расход топлива, кг/с; Н„ -низшая теплота сгорания топлива, Дж/кг; г| - кпд, учитывающий потери преобразования энергии топлива в работу СО.

Предложены методы расчета и проектирования наиболее эффективной СО. Рассмотрено несколько вариантов оптимизации по различным параметрам, которые известны из исследований теплообменных аппаратов для СКВ и газотурбинных установок, и которые могут быть успешно адаптированы и применены для расчета элементов СО вертолета, в частности для расчета воздушно-масляного радиатора.

1) С увеличением скоростей теплоносителей одновременно с теплосъе-мом увеличиваются мощность, затрачиваемая на перемещения теплоносителя, но уменьшается площадь теплообмена, а, следовательно, масса и габариты теплообменника.

2) Точка пересечения кривой фронтальной площади радиатора ^фР = Щ/с1ькв), удовлетворяющей заданному значению теплосъема, и кривой ^фр = ф(1{/с1[эКВ), удовлетворяющей заданному значению допускаемого сопротивления радиатора по ьму теплоносителю, дает определенное значения Б^р, Каждому положению створок жалюзи СО соответствует своя кривая, удовлетворяющая заданному значению теплосъема.

3) Габариты теплообменной матрицы радиатора имеют оптимальное соотношение по длине каналов и по фронтальной площади по воздуху, так как увеличение первой величины увеличивает затраты мощности вентиляторов на прокачку теплоносителя, а увеличение второй величины увеличивает лобовое сопротивление. Таким образом, для всех значений фронтальной площади радиатора можно построить график N = ДРфР), который имеет точку минимума.

4) Расчеты теплообменных аппаратов показывают, что для минимума гидравлического сопротивления существует оптимальное соотношение средних скоростей теплоносителей.

Аналитическая зависимость для определения эффективной теплопроводности со складчатым заполнителем. Исходные данные для расчёта эффективной теплопроводности многослойной панели со складчатым заполнителем: Ам, ).„ - теплопроводности материала конструкции и среды, заполняющей пустоты, соответственно; А1 - габариты блока в направлении зигзаго-

линии и пилообразной линии складчатого заполнителя соответственно; 25, 2Ь, V, Н - исходные геометрические параметры элементарного модуля; Нт - текущая высота слоя складчатого заполнителя; дР, дПл - толщина материала складчатого заполнителя и плоских оболочек; п, т - количество складчатых и плоских слоев соответственно (рисунок 4).

Высота НТ получается в результате складывания конструкции на разных этапах. Параметры НпНт измеряются от нейтрального слоя материала.

а б

Рисунок 4 - Геометрические параметры регулярной складчатой структуры: а - элементарный модуль; б — блок складчатой конструкции

Для расчёта эффективной теплопроводности многослойных панелей со складчатым заполнителем использовалось соотношение из теории обобщенной проводимости гетерогенных систем.

Если оболочки и складчатый заполнитель выполнены из материалов с разной теплопроводностью и в процесс теплопередачи вносит вклад свободно-конвективный перенос тепла, формула для расчёта эффективной теплопроводности имеет вид:

^•эфф — ёум.СКЛ ' ^м.скл ёупл ' ^пл §Уп ' ^п.кон > (3)

где gv - объемные доли сред; Я„ - теплопроводность материала конструкции, Вт/(м • К); к„ - теплопроводность среды, заполняющей пустоты, Вт/(м • К); А„жон - теплопроводность воздуха, заполняющего пустоты панели, с учетом конвекции, Вт/(м • К), которую можно записать как:

»

где екон - безразмерная величина, которая характеризует влияние конвекции и называется ее коэффициентом.

Зависимость для екон при свободной конвекции в замкнутом пространстве может быть представлена в виде:

е.„„=с-(Ог.Рг)\

где Бг и Рг - критерии Грасгофа и Прандтля соответственно; с, к - эмпирические коэффициенты.

Окончательно зависимость (3) примет вид:

^„•n-Fp-5p+X„,.m.AvAL.5nn+c |s^MLE£j Л.n,(As.дь.(HT + Sp)-F„-5p) X~**= nAsAL(HT + 6p) + m-As-AL.8njl

Зависимость (4) была верифицирована во второй главе (см. таблицу 1).

Результаты, полученные с помощью зависимости (4), удовлетворительно согласуются с известными литературными данными (рисунок 5). Здесь 2L/HT (обозначено как H/S) при различных значениях числа Рэлея Ra = Gr-Pr соответствуют значения K„J\„=etm приведенные таблице. Среднее число Нус-сельта, определяющее интенсивность переноса теплоты через слой, построено

Рисунок 5 - Зависимость N11 = 1Ч2Ц/НГ) при различных числах Рэлея: 1,2 - расчётные и экспериментальные данные по литературным источникам; 3 - результаты расчета

Разработка и исследование воздушно-масляного радиатора. Предложена конструктивная схема воздушно-масляного радиатора с шевронными теп-лообменными элементами, обоснована ее эффективность, приведена расчетная методика определения его основных конструктивных параметров.

Для теплообменников типа «жидкость-газ» в большинстве случаев коэффициенты теплоотдачи с газовой стороны значительно ниже, чем со стороны жидкости, поэтому в таких теплообменниках необходимо применять оребрен-ные поверхности; проходное сечение с газовой стороны должно во много раз превышать проходное сечение со стороны жидкости. В этом плане весьма перспективным представляется использовать в качестве теплообменных элементов шевронные структуры. Конструктивная схема такого теплообменника с элементами шевронной структуры показана на рисунке 6.

Рисунок 6 - Конструктивная схема теплообменника типа «жидкость-газ» с шевронными элементами и геометрические параметры масляного канала с четырьмя ходами

Геометрические параметры листа шевронной структуры, которые образуют воздушные каналы, показаны на рисунке 4. Геометрические параметры элементарного модуля и поперечное сечение зигзагообразного канала показано на рисунке 7.

Разработанная методика инженерного теплогидравлического расчета позволяет проектировать теплообмен-ные аппараты данного типа для различных условий работы и содержит алгоритм определения геометрических параметров шевронного заполнителя в зависимости от требуемой площади теп-лопередающей поверхности, заданных скоростей движения теплоносителей и гидравлического сопротивления.

Исходными данными для проектировочного расчета являются:

1) Параметры горячего теплоносителя: температура на входе в теплообменник гр К; температура на выходе в теплообменника t2, К; массовый расход G/, кг/с.

2) Параметры холодного теплоносителя: температура на входе в теплообменник г2, К; массовый расход G2, кг/с.

Целью расчета является определить требуемую поверхность теплообмена F, геометрические параметры шевронного листа (количество модулей в направлении зигзагообразной линии ns и пилообразной линии nL) и их количество Мл.шев, и гидравлическое сопротивление каналов теплообменника ДР1ум.

Расчет выполняется метод последовательных приближений. Для расчета коэффициента теплоотдачи использовались следующие критериальные зависимости для горячего и холодного теплоносителя соответственно:

Рисунок 7 - Элементарный модуль листа шевронного заполнителя и поперечное сечение зигзагообразного канала

Nu, =1,85

Pr,Re,-2h 1 °

Nu,= 1,4 Re

Pr20'33(Pr,/Prcr)°

Для холодного теплоносителя число Нуссельта было уточнено на основе экспериментальных данных для Яе=2600н-3600:

NU2 =ANU

■ Nu2 , Вт/м-К; ANucp=\,mi

Формулы для определения площади теплообменной поверхности выраженной через геометрические характеристики шевронной структуры:

Q

F„o„AAl

; к

1 8,„

— -i— ос. À..,

1

«2 F,,+X-Fp

-, Вт/м К,

-^-= 1+—1+--ту--

Эффективность оребрения, выраженная через геометрические характеристики шевронной структуры:

е1"'*" -1 /е"1'" ■ , /2а2(5Р + у^ГуЪ / 5Р Л (е^+1/е",*)(т1,ф) * \ I 2)

По результатам экспериментальных исследований определен средний коэффициент гидравлического сопротивления для Н£=2600-К3600.

По разработанной методике были выполнены проектировочные расчеты двух вариантов радиаторов с шевронными элементами и проведено сравнение с результатами тепловых и гидравлических испытаний типового воздушно-масляного радиатора с прямыми ребрами, устанавливаемого на легких многофункциональных вертолетах.

Из результатов расчета были сделаны следующие выводы:

1) Радиатор с шевронными элементами позволяет создать более развитую площадь оребрения на единицу объема по сравнению с прямыми ребрами (радиатор 3597). Увеличение площади ореберения шевронной поверхности Ррскл на единицу объема по сравнению с прямыми ребрами Ррпр определяется как

1

р = р .г ----—

г Р.СКЛ 1 Р.ПР I'}

2) При одних и тех же расходах теплоносителей и заданном допустимом гидравлическом сопротивлении площадь теплообмена радиатора с шевронными элементами в три раза меньше (1,057 м2), чем типовой радиатор (3,212 м2) и меньших объеме и массе теплообменной матрицы, что позволяет легче производить компоновку такого радиатора в подкапотном пространстве.

Исследования тепломассообменных насадок. Были разработаны конструкции тепломассообменных насадок с шевронными элементами и проведено исследование их тепломассообменных и гидродинамических характеристик для различных режимов работы и геометрических параметров.

На рисунке 8а представлена геометрическая модель элемента насадки, где зигзагообразные каналы, образованные плоскими и шевронными листами, разделены между собой; на рисунке 86 - модель, когда смежные шевронные листы образуют перекрещивающиеся каналы.

Рисунок 8 - Геометрическая модель тепломассообменной насадки с шевронными элементами: 1 - шевронные листы; 2 - плоские листы

Был разработан и создан экспериментальный стенд, содержащий следующие основные узлы и системы: рабочий участок, где происходит взаимодействие воды и воздуха в объёме насадки; систему хранения и нагрева, подачи и распределения воды; вентиляционную систему; систему измерения параметров, регистрируемых на стенде (рисунок 9).

Рисунок 9 - Схема и общий вид экспериментального стенда

По результатам лабораторных испытаний на стенде определены (3xV - объёмный коэффициент массоотдачи, кг/(м3-с); av - объёмный коэффициент теплоотдачи, Вт/(м3 • К); коэффициент аэродинамического сопротивления и выведены эмпирические зависимости этих характеристик от плотности орошения м3/(м2 • ч); средний тепловой КПД по жидкой фазе, Еж.

Для 3-х модульной насадки без плоских перегородок (модель на рисунке 86) были получены следующие эмпирические зависимости:

pxV= 0,6587 ■ A0'6802- qx-,CoP = h- (5,3714 + 0,71- qx).

С применением численных методов были исследованы модели, показанные на рисунках 8а и 86, при различных геометрических параметрах каналов и определены поля скоростей и давлений газового потока. Численный эксперимент проводился в программе Fluent. При расчете учитывалось влияние микрорельефа каналов насадки.

Для определения объемных коэффициентов тепло- и массоотдачи использовались данные численного моделирования и физического эксперимента, а также известные зависимости для процессов тепломассообмена.

Коэффициент теплоотдачи определялся по формуле:

(ег_ж • ^)0'25

аг = 0,013 • рг -ср. '*Д4 , Вт/м2-К, Рг/' • q •

где ег.ж - средняя диссипация энергии, Па/с; ц - плотность орошения, м3/(м2-с). Средняя диссипация энергии определялась по следующей формуле:

ДР • w

£гж =--, Па/с,

(есв-£ж)-Ь

где АРор - потери давления воздушного потока при прохождении через орошаемую насадку, Па; \у - скорость газа на входе в насадку, м/с; есв - свободный объем насадки, м3/м3; еж - удерживающая способность по жидкости, м3/м3; И -высота насадки, м.

Удерживающая способность определялась с использованием данных о толщине пленки воды, образующейся в насадке при различных плотностях орошения по следующему выражению на основе данных эксперимента:

£ж=§пл'ракт> м3/м3,

где 8пл - средняя толщина пленки воды, м; Ракт - активная смоченная поверхность насадки, м2/м3.

Объемный коэффициент теплоотдачи определялся по выражению:

ау = (аг • БастУУ, Вт/(К • м3).

Коэффициент массоотдачи [1ху в газовой фазе для воздуха определялся из соотношения Льюиса:

рху=ау/ср, кг/(м3-с).

На рисунке 10 показаны результаты исследования влияния скорости воздушного потока на объемные коэффициенты массоотдачи при различных плотностях орошения для одной из моделей насадок с плоскими перегородками.

Основные результаты и выводы, полученные в ходе данного исследования:

- определено влияние геометрических параметров на тепломассообмен-ные и гидравлические характеристики на основе шевронных структур при различных плотностях орошения и получены соответствующие графические зависимости;

- определено влияние скорости воздушного потока на тепломассообмен-ные и гидравлические характеристики насадки и получены соответствующие графические зависимости;

- даны рекомендации по выбору конструктивных параметров насадок.

а,-, Вт/К-м*

Рисунок 10 - Зависимость (Ху и рху от скорости воздуха насадки с параметрами #=50, 2^=70 мм, 25=50 мм, У=60 мм для #2=4, 9^=6,174=8, <75=10 м3/м2 ч

В четвертой главе приведены практические рекомендации по улучшению теплового состояния агрегатов подкапотного пространства легкого многоцелевого вертолета и использованию разработанных теплообменных устройств.

1) для уменьшения гидравлического сопротивления и получения расчетного расхода воздуха при использовании существующего радиатора необходимо выполнить организованный выброс теплого воздуха сразу после прохождения через блок радиаторов и вентиляторов; 2) для удобства компоновки и уменьшения массы целесообразно вместо осевых вентиляторов установить центробежные; масса одного центробежного радиатора меньше осевого; 3) использование разработанного воздушно-масляного радиатора с шевронными тепло-обменными элементами, что позволит уменьшить массу СО, либо ее мощность.

Поток охлаждающего воздуха необходимо разделить на два потока: проходящий через воздушно-масляные радиаторы и выходящий через специальный канал непосредственно сразу после радиаторов не попадая в подкапотное пространство; поток для вентиляции подкапотного пространства. В результате под капотом установиться температура, близкая к атмосферной, так как часть воздуха (~ 2 %) от общего расхода идет на вентиляцию подкапотного пространства. Таким образом, улучшается тепловое состояние элементов ГС, находящихся в подкапотном пространстве.

Для подкапотного пространства и блока радиаторов можно записать следующие уравнения теплового баланса соответственно:

^р^возд.вект С^В.ВЫХ Х|.нар ) ~~ QpEД.пoв ^ ^ГС Окап ' ''р^возд (^в.вых.рад нар) — Qдп.paд Qд^.paa ^РЕД.рад '

где Тв вь1х рад - температура воздуха после радиаторов, К.

Обоснована возможность использования шевронных теплообменных элементов в конструкциях ВВТ и ВВИТ авиационных СКВ.

Даны рекомендации по использованию тепломассообменной насадки с шевронными элементами в энергетической и нефтехимической промышленности для охладителей оборотной воды, к которым предъявляются требования по величине объёмного коэффициента массоотдачи Ду не менее 2,77 кг/м3-с, при 11=1 м и с,сух = 10-г15. Этому требованию удовлетворяют геометрические модели насадок, у которых Н>35 мм, 2£>50 мм, 25>235 мм, У<62 мм.

Проведено сравнение при одинаковых условиях типовой насадки для охладителей оборотной воды и насадки на основе шевронных структур с параметрами Н = 50, 2Ь = 70 мм, 25 = 250 мм, V = 60 мм. По результатам расчетов для шевронной насадки рху = 5 кг/(м3 • с). У аналога рху = 3,66 кг/(м3 • с).

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ

1. Результаты анализа теплового состояния в подкапотном пространстве легкого многоцелевого вертолета показали, что повышенное гидравлическое сопротивление в воздушном тракте СО, которое создается агрегатами подкапотного пространства и неправильная организация воздушных потоков приводят к неэффективной работе СО, недостаточному охлаждению эксплуатационных жидкостей на режиме висения.

2. Предложены методы определения конструктивных и режимных параметров СО вертолета. Даны практические рекомендации по улучшению теплового состояния агрегатов в подкапотном пространстве легкого многоцелевого вертолета.

3. Разработана аналитическая зависимость для определения эффективной теплопроводности многослойных панелей со складчатым заполнителем в зависимости от геометрических характеристик панели, заполнителя и материала, которая позволяет проектировать композитные обшивки теплонапряженных узлов ЛА.

4. Разработана конструктивная схема воздушно-масляного радиатора с шевронными теплообменными элементами и методика определения его основных конструктивных параметров. Показано, что теплообменные элементы такого радиатора позволяют интенсифицировать процессы теплообмена и уменьшить его габариты, что облегчает компоновку такого радиатора в подкапотном пространстве и снижает мощность на приводы вентиляторов.

5. Разработаны конструктивные схемы тепломассообменных насадок с шевронными элементами типа 2-гофр и эмпирические зависимости для определения их тепломассообменных и гидродинамических характеристик. Геометрическая структура позволяет интенсифицировать процессы тепломассообмена и получить коэффициенты тепло- и массоотдачи выше, чем у аналогов при приемлемом гидравлическом сопротивлении.

ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНЫ В СЛЕДУЮЩИХ РАБОТАХ:

Публикации в рецензируемых изданиях, рекомендуемых ВАК.

1. Киаука М. Ю., Пономарев И. М., Сафин И. Аналитическая зависимость для определения эффективной теплопроводности многослойных панелей со складчатым заполнителем // Изв. Вузов. Авиационная техника, 2012. №3, с. 56-60.

2. Закиров И. М., Пономарев И. М., Киаука М. Ю. Разработка эффективных компактных теплообменных аппаратов с элементами шевронной структуры для систем приточно-вытяжной вентиляции // Вестник КГТУ-КАИ, 2013. № 3.

Другие публикации.

3. Киаука М. Ю. Разработка и оптимизация испарительных элементов на основе складчатых структур в смесительных теплообменниках/ Инновационные технологии в проектировании и производстве изделий машиностроения (ИТМ-2008). Материалы III Международной научно-практической конференции. Казань, 17-19 сентября 2008 г. - Казань: ЗАО "Новое знание", 2008 -с. 89-94.

4. Глебов Г. А., Киаука М. Ю. Разработка экспериментального стенда для испытаний перспективных оросителей градирен/ Сборник материалов XXI Всероссийской межвузовской научно-технической конференции "Электромеханические и внутрикамерные процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий". Часть 2. Казань: "Отечество", 2009 -с. 113115.

5. Киаука М. Ю., Акишев Н. И. Применение численных методов для оценки аэродинамических характеристик оросителя регулярной складчатой структуры/ Энергоресурсоэффективность и энергосбережение в Республике Татарстан / под общ. ред. Е. В. Мартынова; сост.: Е. В. Мартынов, В. В. Чес-ноков, С. В. Артамонова // X Междунар. симп., Казань, 1 -3 декабря 2009 г. / -Казань: Издательство: Печатный салон "Онегин", 2009. - с. 265-274.

6. Киаука М.Ю., Закиров И.М., Глебов Г.А. Разработка экспериментального стенда для лабораторных испытаний оросителей градирен на основе регулярных складчатых структур /Материалы докладов V Международной молодежной научной конференции "Тинчуринские чтения" / Под общ. ред. д-ра физ-мат. наук, проф. Ю.Я. Петрушенко. - В 4 т.; Т. 2. - Казань: Казан, гос. энерг. ун-т, 2010. - с. 140.

7. Киаука М.Ю., Закиров И.М., Глебов Г.А. Разработка методики лабораторных испытаний оросителей градирен на основе регулярных складчатых структур /Материалы докладов V Международной молодежной научной конференции "Тинчуринские чтения'ТПод общ. ред. д-ра физ-мат. наук, проф. Ю.Я. Петрушенко. - В 4 т.; Т. 2. - Казань: Казан, гос. энерг. ун-т, 2010. - с. 141.

8. Киаука М.Ю., Закиров И.М., Глебов Г.А. Применение численных методов для моделирования аэродинамических процессов в канал оросителя градирни на основе регулярных складчатых структур/ Материалы докладов V Международной молодежной научной конференции "Тинчуринские чтения" / Под общ. ред. д-ра физ-мат. наук, проф. Ю.Я. Петрушенко. - В 4 т.; Т. 2. - Казань: Казан, гос. энерг. ун-т, 2010. - с. 142.

9. Киаука М.Ю. Исследование гидродинамических характеристик насадки градирни на основе регулярных складчатых структур с использованием методов численного моделирования/ Материалы докладов международной молодежной научную конференцию "XIX Туполевские чтения". Том I. Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та. 2011. - с. 257-259.

Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Печать офсетная. Печ. л. 1,0. Усл. печ. л. 0,93. Тираж 100. Заказ Б138.

Типография КНИТУ-КАИ. 420111. Казань, К. Маркса, 10

Министерство науки и образования Российской Федерации Казанский национальный исследовательский технический университет имени

А.Н. Туполева

^ЛЛАЧ^ На правах рукописи

04201454963

Киаука Михаил Юрьевич ПОДКАПОТНЫЕ АГРЕГАТЫ ВЕРТОЛЕТА И PIX ТЕПЛОВОЕ СОСТОЯНИЕ

Специальность 05.07.02 - «Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов»

Специальность 05.07.03 - «Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов»

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель -доктор технических наук, профессор Закиров И.М.

Научный консультант - кандидат технических наук, доцент Варсегов В. Л.

Казань-2013

ОГЛАВЛЕНИЕ

ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ.............................................5

ВВЕДЕНИЕ..............................................................................................................6

Глава 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ВОПРОСА И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ ИССЛЕДОВАНИЯ........................................................................................................10

1.1 Общие вопросы охлаждения агрегатов вертолета.......................................10

1.2 Анализ систем охлаждения различных вертолетов.....................................17

1.3 Подходы к определению эффективной теплопроводности композитных обшивок ЛА....................................................................................................................22

1.4 Способы интенсификации процессов теплообмена в авиационных теплообменниках...........................................................................................................26

1.5 Выводы к главе. Цели и задачи исследования.............................................28

Глава 2. ТЕПЛОВОЕ СОСТОЯНИЕ АГРЕГАТОВ В ПОДКАПОТНОМ

ПРОСТРАНСТВЕ ВЕРТОЛЕТА И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ........................................................................................................30

2.1 Результаты летного эксперимента.................................................................30

2.2 Анализ расположения основных агрегатов СО и их характеристик.........33

2.3 Расчет тепловыделения агрегатов и анализ их теплового баланса в подкапотном пространстве...........................................................................................35

2.4 Экспериментальное исследование эффективной теплопроводности сэндвич-панелей с шевронным заполнителем............................................................47

2.5 Выводы к главе................................................................................................60

Глава 3. КОНСТРУКТИВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ СЭНДВИЧ-ПАНЕЛЕЙ И

РАДИАТОРОВ СО СКЛАДЧАТАМИ ШЕВРОННЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ И РАЗАРАБОТКА ТЕОРЕТИКО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ МЕТОДОВ РАСЧЕТА ПРОЦЕССОВ ТЕПЛООБМЕНА В АГРЕГАТАХ СО ВЕРТОЛЕТА........................62

3.1 Определение критерия эффективности СО вертолета................................62

3.2 Методы определения параметров СО...........................................................65

3.3 Аналитическая зависимость для определения эффективной теплопроводности многослойных панелей со складчатым заполнителем..............68

3.4 Разработка, исследование и методика определения основных конструктивных параметров воздушно-масляного радиатора с элементами шевронной структуры для систем охлаждения ЛА...................................................74

3.4.1 Конструктивная схема радиатора и ее обоснование.................................74

3.4.2 Геометрическая модель радиатора.............................................................76

3.4.3 Методика теплогидравлического расчета радиатора и определения его основных конструктивных параметров.......................................................................77

3.4.4 Результаты расчета радиатора.....................................................................86

3.5 Разработка, исследование и рекомендации по выбору конструктивных параметров тепломассообменной насадки с шевронными элементами для смесительных теплообменников..................................................................................89

3.5.1 Требования, предъявляемые к тепломассообменным насадкам.............89

3.5.2 Геометрическая модель и конструктивная схема тепломассообменных насадок с элементами шевронной структуры.............................................................90

3.5.3 Методика и программа лабораторных испытаний тепломассообменных насадок............................................................................................................................92

3.5.4 Экспериментальный стенд для исследования тепломассообменных насадок..........................................................................................................................101

3.5.5 Результаты экспериментальных исследований тепломассообменных и гидродинамических характеристик насадок с элементами шевронной структуры.....................................................................................................................104

3.5.6 Определение и исследование полей скоростей и давлений газового потока в сухой насадке с элементами шевронной структуры с учётом шероховатости каналов...............................................................................................105

3.5.7 Определение и исследование полей скоростей и давлений газового потока в насадке с элементами шевронной структуры с учётом стекающей плёнки жидкости.......................................................................................................................110

3.5.8 Исследование тепломассообменных процессов между потоком воздуха и стекающей плёнкой жидкости в насадке элементами шевронной структуры... 113

3.6 Выводы к главе..............................................................................................119

Глава 4. РЕКОМЕНДАЦИИ ПО ИСПОЛЬЗОВАНИЮ РЕЗУЛЬТАТОВ РАБОТЫ.......................................................................................................................120

4.1 Рекомендации и конструктивные решения по улучшению теплового состояния в подкапотном пространстве вертолета...............................................120

4.2 Использование шевронных теплообменных элементов в конструкциях ВВТ и ВВИТ авиационных СКВ..............................................................................123

4.3 Использование тепломассообменной насадки с шевронными элементами в энергетической и нефтехимической промышленности...............127

4.4 Выводы к главе.............................................................................................128

ЗАКЛЮЧЕНИЕ....................................................................................................129

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ...........................................130

ПРИЛОЖЕНА...................................................................................................141

Приложение А. Насадка на основе складчатых структур шевронного типа (3-

х-модульная без плоской перегородки).....................................................................141

Приложение Б. Гофротрубчатая насадка..........................................................144

ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

JIA - летательный аппарат СО - система охлаждения ГС - гидросистема

ВВТ - воздухо-воздушный теплообменник

ВВИТ - воздухо-воздушный испарительный теплообменник

СКВ - система кондиционирования воздуха

СУ - силовая установка

ГТД - газотурбинный двигатель

ТВД - турбовинтовой двигатель

ТВаД - турбовальный двигатель

ГР - главный редуктор

РВ - рулевой винт

РСС - регулярные складчатые структуры

ВВЕДЕНИЕ

Летательный аппарат (ЛА) должен удовлетворять аэродинамическим требованиям, требованиям достаточной прочности и жесткости, надежности, живучести, ремонтопригодности, высокой технологичности, экономичности и эксплуатационным требованиям. Все эти требования должны удовлетворяться при минимальном весе конструкции. Развитие самолетостроения и вертолетостроения связано с непрерывной борьбой за снижение веса конструкции [1].

Важным элементом в составе вертолета является система охлаждения (СО), которая обеспечивает требуемую температуру эксплуатационных жидкостей в масляной системе редуктора и двигателя и гидравлической системе независимо от режима полета и условий внешней среды. С учетом изложенных выше требований к конструкции ЛА можно заключить, что разработка эффективной СО, которая будет иметь оптимум по таким параметрам как количество отводимого тепла, масса агрегатов СО и мощность для привода вентиляторов СО, является актуальной задачей при проектировании. Кроме того, разработка новых эффективных компонентов СО и материалов с заданными тепловыми характеристиками также позволит улучшить тепловое состояние в подкапотном пространстве вертолета.

Научная новизна данной работы состоит в том, что в диссертации:

- предложены методы определения необходимых конструктивных, технических и режимных параметров агрегатов СО вертолета в зависимости от требований, предъявляемых к температурам эксплуатационных жидкостей;

- разработана аналитическая зависимость для определения эффективной теплопроводности многослойных панелей с шевронным складчатым заполнителем типа 2-гофр в зависимости от геометрических характеристик панели и заполнителя и их материала. Эта зависимость может быть использована при оценке теплового состояния агрегатов вертолета с капотом, изготовленным с применением многослойных панелей со складчатым заполнителем;

- разработана конструктивная схема компактного теплообменного аппарата типа «жидкость-газ» для СО ЛА теплогидравлические характеристики которых улучшены за счет использования функциональных элементов на основе шеврон-

ной структуры типа 2-гофр и разработана методика определения его основных конструктивных параметров;

- разаработаны конструктивные схемы воздухо-воздушных теплообменников (ВВТ) и воздухо-воздушных испарительных теплообменников авиационных (ВВИТ) систем кондиционирования воздуха (СКВ);

- разработаны конструктивные схемы тепломасообменных насадок с шевронными элементами типа 2-гофр, исследованы их тепломассообменные и гидродинамические характеристики, даны рекомендации по выбору основных конструктивных параметров.

Практическая ценность результатов данной работы заключается в том, что 1) выработаны рекомендации и технические решения по улучшению теплового состояния легкого многоцелевого вертолета; 2) разработаны и исследованы тепло-обменные аппараты с шевронными элементами с улучшенными по сравнению с аналогами характеристиками.

Объектом исследования является агрегаты в подкапотном пространстве легкого многоцелевого вертолета.

Предметом исследования является тепловое состояние агрегатов в подкапотном пространстве вертолета.

Выбор методов (методики) исследования.

В процессе проведения исследовательской работы применялись аналитические, численные и экспериментальные методы исследования.

Изложение того нового, что вносится в предмет исследования.

Новым в предмете исследования являются общие подходы к расчету и проектированию наиболее эффективной СО; конструктивные схемы воздушно-масляного радиатора, ВВТ и ВВИТ авиационных СКВ, а также тепломассообмен-ных насадок.

Содержание работы по главам.

Во введении обоснована актуальность темы диссертационной работы, охарактеризована научная новизна и практическая ценность полученных результатов, сформулированы основные положения, выносимые на защиту.

В первой главе приведены общие сведения по СО вертолетов, проанализированы СО различных вертолетов; рассмотрены подходы к определению эффективной теплопроводности композитных обшивок ЛА и способы интенсификации процессов теплообмена в авиационных теплообменниках.

Во второй главе приведены результаты летных испытаний; выполнен анализ теплового состояния в подкапотном пространстве легкого многоцелевого вертолета; приведены результаты экспериментальных исследований эффективной теплопроводности панелей со складчатым заполнителем.

В третьей главе методы расчета и проектирования наиболее эффективной СО вертолета; предложена аналитическая зависимость для определения эффективной теплопроводности со складчатым заполнителем; предложена конструктивная схема воздушно-масляного радиатора с шевронными теплообменными элементами, обоснована ее эффективность, приведена расчетная методика определения его основных конструктивных параметров; проведены исследования теп-ломассообменных насадок с элементами шевронной структуры и определены их тепломассообменные и гидродинамические характеристики.

В четвертой главе приведены практические рекомендации по улучшению теплового состояния легкого многоцелевого вертолета и использованию разработанных теплообменных устройств.

Основные положения, выносимые на защиту:

- результаты анализа теплового состояния подкапотного пространства легкого многоцелевого вертолета;

- методы определения конструктивных и режимных параметров СО вертолета;

- практические рекомендации по улучшению теплового состояния подкапотного пространства легкого многоцелевого вертолета;

- аналитическая зависимость для определения эффективной теплопроводности многослойных панелей со складчатым заполнителем в зависимости от геометрических характеристик панели и заполнителя, а также материала, из которых они сделаны;

- конструктивная схема воздушно-масляного радиатора с шевронными теп-лообменными элементами и методика определения его основных конструктивных параметров;

- рекомендации по использованию шевронных элементов в конструкциях теплообменников СКВ ЛА;

- конструктивные схемы тепломассообменных насадок с шевронными элементами типа Z-гoфp, эмпирические зависимости для определения их тепломассообменных и гидродинамических характеристик и рекомендации по выбору основных конструктивных параметров.

Достоверность предложенных методов, решений и полученных результатов обеспечивается тщательностью теоретического анализа научной литературы по исследуемой проблематике, использованием строгих математических методов исследования, соответствием аналитических и численных результатов с полученными экспериментальными данными; проведением экспериментальных исследований на современном сертифицированном оборудовании с применением точных поверенных измерительных инструментов по методикам в соответствии со стандартами.

Структура и объём работы. Диссертационная работа состоит из введения и 4 глав, содержащих обзор литературы и постановку задачи исследования, описания проведения экспериментов, обработку результатов исследований и рекомендации по расчету, области использования и рекомендаций по практическому применению; общих выводов и списка литературы. Работа изложена на 145 страницах, включает в себя 58 рисунков, 11 таблиц, библиография 102 наименования.

Глава 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ВОПРОСА И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ

ИССЛЕДОВАНИЯ

СО ГТД обычно входит во внутреннюю аэродинамику двигателя и не требует создания в силовой установке дополнительных устройств. Исключением являются агрегаты силовой установки (СУ) ГТД, которые охлаждаются воздухом, отбираемым от вентиляторной установки. Таким образом, СО СУ предназначены для отвода тепла от двигателей, главного редуктора и агрегатов, установленных на них, таких как маслорадиаторы двигателя и редуктора, гидронасосы, стартер-генераторы постоянного тока, генераторы переменного тока, воздушный компрессор, выхлопные патрубки двигателей, а также для вентиляции подкапотных пространств в целях ликвидации зон горячего воздуха и скопления паров пожаро-и взрывоопасных жидкостей [2, 3].

На режиме висения вертолета, когда отсутствует набегающий поток воздуха, необходимое охлаждение агрегатов возможно только с помощью специальных вентиляторных установок, потребляющих порядка 5 % мощности двигателя [2].

Правильно спроектировать СО двигателя исключительно важно, в противном случае в эксплуатации возможен перегрев двигателя, в результате которого произойдет уменьшение мощности двигателя и возможны его поломки.

1.1 Общие вопросы охлаждения агрегатов вертолета

Независимо от конструктивных особенностей СО вертолета она должна в обязательном порядке удовлетворять требованиям [4].

В пункте 29.1041. [4] к СО предъявляются следующие общие требования:

1) Система охлаждения основной и вспомогательной силовых установок должна обладать способностью поддерживать температуру компонентов основной и вспомогательной силовых установок и используемых в них жидкостей в пределах, установленных для этих компонентов и жидкостей при всех ожидаемых условиях эксплуатации на земле, на воде и в полете, на которые запрашивается сертификат, а также после нормального выключения двигателей или вспомогательной силовой установки или того и другого одновременно.

2) В каждой трансмиссии, передающей мощность, должны быть предусмотрены средства для поддержания температур жидкостей в пределах безопасных значений при любых критических условиях работы на земле, на воде или в полете.

3) За исключением вспомогательных силовых установок, предназначенных для работ только на земле, соответствие пунктам 1 и 2 должно быть продемонстрировано в летных испытаниях, при которых величины температур выбранных компонентов основной и вспомогательной силовых установок, жидкостей в двигателе и трансмиссии должны быть измерены при условиях, предписанных в этом разделе.

СО на вертолете в общем случае может состоять из следующих элементов: а) воздухозаборника и канала, подводящего воздух к вентилятору (иногда перед воздухозаборником располагают пылеочиститель); б) вентилятора с приводом; в) масляно-воздушных радиаторов; г) капота и дефлектора двигателя; д) регулирующих створок (жалюзи); е) системы управления створками; ж) выходного воздушного канала [3,5,6].

На основании литературных источников по конс