автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.07, диссертация на тему:Разработка и исследование систем термостатирования оборудования аэрокосмической техники на основе самовакуумирующейся вихревой трубы

На правах рукописи

Дорофеева Татьяна Сергеевна

РАЗРАБОТКА И ИССЛЕДОВАНИЕ СИСТЕМ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ ОБОРУДОВАНИЯ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ НА ОСНОВЕ

САМОВАКУУМИРУЮЩЕЙСЯ ВИХРЕВОЙ ТРУБЫ

Специальность 05.07.07 "Контроль и испытание летательных аппаратов и их систем"

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

003064933

САМАРА - 2007

003064933

Работа выполнена в ГОУ ВПО "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева" (СГАУ).

Научный руководитель:

кандидат технических наук, доцент Алексеенко Василий Павлович. Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Первышин Александр Николаевич, СГАУ; кандидат технических наук Овчинников Валентин Николаевич, ОАО "Моторостроитель".

Ведущая организация: ФГУП "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ - Прогресс".

Защита состоится 21 сентября 2007 г. в ю часов на заседании диссертационного совета Д212.215.02 при ГОУ ВПО "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева" по адресу: 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ГОУ ВПО "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева".

Автореферат разослан (О ¿Р 2007 г. Ученый секретарь

диссертационного совета гл/^//з

д.т.н., профессор /1££<Ж/Матвеев В.Н.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы: Развитие и совершенствование аэрокосмической техники сопряжено с ростом скоростей и высот полета летательного аппарата (ЛА). При увеличении скорости полета летательного аппарата вследствие аэродинамического нагрева входного потока и внутреннего тепловыделения происходит значительный рост температуры ответственных элементов бортовых систем летательного аппарата. Наиболее эффективно компенсировать рост температуры способны вихревые системы термоста-тирования (ВСТ). К числу наиболее перспективных ВСТ, способных интенсивно компенсировать воздействие нагрева относятся ВСТ на основе самовакуумирующейся вихревой трубы (СВТ). СВТ по создаваемому эффекту охлаждения является наилучшим охлаждающим устройством. Одной их проблем, ограничивающих применение ВСТ на основе СВТ, является довольно узкий диапазон высотно-скоростных характеристик летательного аппарат, в пределах которого достигается необходимый уровень термоста-тирования. Причиной этого является неизменность параметров ВСТ при изменении параметров входного потока. Поэтому разработка многоступенчатых комбинированных ВСТ на основе СВТ, методик расчета характеристик самовакуумирующейся вихревой трубы для применения ВСТ во всем диапазоне высотно-скоростных характеристик летательного аппарата является актуальной проблемой.

Цель работы: Исследование вихревых систем термостатирования на основе СВТ с целью расширения допустимых областей их применения для поддержания заданной температуры элементов систем летательного аппарата. Задачи работы:

- разработка методик и алгоритма расчета геометрических параметров и характеристик самовакуумирующейся вихревой трубы для проведения опережающих исследований, необходимых для создания новых вихревых систем термостатирования;

- исследование характеристик вихревых систем термостатирования на основе натурных экспериментов;

- разработка методик создания вихревых систем термостатирования с автоматическим регулированием геометрических параметров диффузора самовакуумирующейся вихревой трубы для летательных аппаратов;

- разработка функциональной схемы комбинированной многоступенчатой вихревой системы термостатирования на основе самовакуумирующейся и делящей (ДВТ) вихревых труб и алгоритма её работы в зависимости от режима полета летательного аппарата.

На защиту выносятся:

1. Экспериментальные характеристики СВТ, полученные на стенде, позволяющем изменять: параметры газового потока на входе в СВТ и на выходе из нее; геометрические размеры СВТ и стержня; тепловую нагрузку на стержень;

2. Уточненная методика расчета параметров самовакуумирующейся вихревой трубы;

3. Алгоритм расчета геометрических параметров самовакуумирующейся вихревой трубы и ее характеристик;

4. Сравнительный анализ экспериментальных и расчетных характеристик СВТ.

5. Разработанная функциональная схема ВСТ на основе СВТ с автоматическим регулированием параметров диффузора.

6. Разработанная функциональная схема многоступенчатой комбинированной ВСТ на основе самовакуумирующейся и делящей вихревых труб и алгоритм её работы. Научная новизна;

1. Разработана методика расчета, позволяющая определять геометрические параметры СВТ, при широком диапазоне изменения входных параметров ВСТ.

2. Создана методика расчета режимов работы самовакуумирующейся вихревой трубы, позволяющая проводить опережающие исследования вихревых систем термостати-рования посредством математического моделирования условий работы на основе разработанного вычислительного программного комплекса.

3. Разработана методика создания ВСТ с автоматическим регулированием параметров диффузора СВТ;

4. Разработана функциональная схема многоступенчатой комбинированной ВСТ на основе СВТ и ДВТ.

Практическая ценность работы:

Разработаны методики и пакет программ "Вихрь 1", "Вихрь 2" и "Вихрь 3" для расчета геометрических параметров СВТ и характеристик ВСТ оборудования аэрокосмической техники в диапазоне изменения высот и скоростей полета летательного аппарата.

Реализация работы:

В учебном процессе СГАУ, в КБ РКК "Энергия".

Апробация работы:

Основное содержание работы доложено на:

1. II Международной научно-технической школе-конференции: Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики. - Алушта, Крым, 2004.

2. V Международной школе-семинаре: Модели и методы аэродинамики, Евпатория, Крым 2005.

3. III Международной научной школе-конференции: Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики. - Алушта, Крым, 2005.

4. IV Международной научно-технической школе-конференции: Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики. - Алушта, Крым, 2006.

5. Международной научно-технической конференции: Проблемы и перспективы развития двигателестроения. - Самара, 2006.

Публикации:

Основные материалы диссертации опубликованы в 7 печатных работах.

Структура и объем работы:

Диссертационная работа содержит 168 страниц машинописного текста, 76 иллюстраций, 6 таблиц и список используемой литературы из 101 наименования.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы диссертационной работы.

В первой главе рассматривается современное состояние вопроса создания и испытания ВСТ на основе СВТ и основные направления применения ВСТ в аэрокосмической технике, формулируются цели и задачи исследований.

Большой вклад в экспериментальное изучение физической сущности энергетического разделения потока в вихревой трубе, разделения полей температур, давлений и скоростей по радиусу и длине вихревой трубы внесли своими работами советские и

российские ученые: М.Г. Дубинский, В.П. Алексеев, В.М. Бродянский, А.Д. Суслов, В.П. Епифанова, А.П. Меркулов, Ю.Н. Штым, В.В. Бирюк, В.Т. Волов, Ш.А. Пирапи-швили, В.Е. Вилякин, И.Д. Колышев и др.

Несмотря на техническую простоту вихревого эффекта, лежащий в его основе физический процесс, протекающий в круговом трехмерном пространстве, сжимаемого, вязкого, теплопроводного газа до сих пор вызывает появление различных гипотез. На сегодняшний день наибольшее развитие и признание получила, выдвинутая А. П. Меркуловым, Гипотеза взаимодействия вихрей, которая объясняет явления, происходящие в вихревой трубе, и позволяет рассчитать ее предельные теоретические характеристики.

В результате многочисленных экспериментов было создано большое количество делящих вихревых труб, отличающихся друг от друга выполнением тангенциальных сопловых входов газа и относительной длиной вихревой зоны.

Одним из самых перспективных типов вихревых труб является самовакуумирую-щаяся вихревая труба.

Отличительной особенностью СВТ является отсутствие холодного потока воздуха, поэтому она может использоваться для охлаждения цилиндрических тел, помещенных на оси трубы. Цилиндрическое тело (стержень) интенсивно охлаждается турбулентным газовым потоком, двигающимся с высокой скоростью. Используя стержень в качестве теплоотвода можно понижать температуру и снимать тепловую нагрузку с объекта охлаждения.

Во второй главе описаны методики расчета геометрических параметров СВТ и параметров газового потока.

Предложенная автором уточненная методика математического моделирования процессов тепломассообмена в СВТ, базируется на Гипотезе взаимодействия вихрей и результатах экспериментальных исследований.

Разработанная методика расчета геометрических параметров СВТ и параметров газового потока основана на полуэмпирическом методе расчета, использующим коэффициент потерь полного давления за тангенциальным сопловым вводом, критериальное уравнение для коэффициента теплоотдачи от цилиндрического тела к вращающемуся газу и поправки на уровень давления и температуры.

Исходным уравнением для расчета параметров газового потока является уравнение количества движения для идеального газа, в результате интегрирования которого получаем закон распределения статического давления р по радиусу г СВТ:

к

(1*2 < 1* £ ) (1)

к-1

(0£г£г2) (2)

где: М, - относительная тангенциальная скорость на периферии СВТ;

Р1 - статическое давление на периферии СВТ; Рос - давление на оси СВТ;

г2 - относительный радиус разделения вихрей; г - текущий радиус СВТ. Относительную тангенциальную скорость М, на периферии СВТ определяется, если известно полное давление рк на радиусе п и относительная осевая скорость М2:

5

Р=РГ

1-^.М?.

2 1

г

Р = Р| •

к-1 к

к-1

М

г

, г:.

1 к-1

и- ( * > Як к -1 -м*

к-1 2

Полное давление рк определяется с учетом коэффициента потерь при расширении газа после входного тангенциального сопла и поправки на давления

к + 1 "с

Определение поправки осуществлялось эмпирическим путем:

Гр=0.357-л-Хс.

(5)

Коэффициент потерь полного давления в сопле определяется по эмпирической формуле: г -,2

1836 Ле°533

1-

Рс

И)

где Ле - число Рейнольдса; Рс - относительная площадь сопла.

Используя равенство расходов газа через входное сопло и потенциальную область течения, определяется относительная осевая скорость М2:

_ к+1 к±!

2 fp*kv

М, =— , г 2 Iк+1

1Р1

.В. Рк

чМ

(6)

/

V

к-1 _ _ • гс!г

Полное давления рд„ф* на входе в диффузор:

Рдиф - Ра

1 + ,

(7)

где ^д„ф - коэффициент давления в диффузоре; л(Ао), т(Ао) - газодинамические функции; Ао - коэффициент скорости на входе в диффузор.

Коэффициент давления в диффузоре определяется по формуле:

^Лиф

2 • ']* Рёгдиф

_!_

I2 +1г '

гО фО

где: гд„ф - относительный радиус диффузора; Р - градиент давления в диффузоре;

,к г >

Р = -

к + 1

¿К -г - .

Адиф * Гдиф кГ

2 (Ч-ДдмфТд„ф)'+ 1аГ™Ф где: )ч - коэффициент радиальной скорости; А<р - коэффициент окружной скорости. Коэффициент окружной скорости ХгД на выходе из диффузора:

(8)

(9)

1 диф

• ДдифО •

1!-т;-ог(к-1)

I

я т; с, (к-о

, к + 1 ГЧчЛ

к-1 [ г д„ф )

где: рд — статическое давление на выходе из диффузора;

Тд -температура заторможенного потока на выходе из диффузора. Система дифференциальных уравнений описывает изменение коэффициентов радиальной \ и окружной скорости в диффузоре:

к +1 С 0.046 + >4)°5

¿Гдиф

¿к

<р

с!Глиф

К + -

-Гдвф)

Яе"

Гдиф Яе"2 •

(10)

где: Р - отношение начального радиуса диффузора к зазору в диффузоре.

Принимая допущение о равенстве полного давления на выходе из сопла и на входе в диффузор, определяется статическое давление на стенке камеры энергетического разделения:

Р1

Рк

1-

к-1

М

-1

Г2

к-1

1---

2

М

-1

к-1

(И)

JJ

Изменяя величину относительного радиуса разделения вихрей г2, определяются значения всех параметров, находятся значения энтропии потока:

8 = С2-Я-1П^;

Рк

(12)

Определяется максимальное значение энтропии 8тах потока, которому будет соответствовать истинное значение относительного радиуса разделения вихрей г2. Полная температура потока Тгс на внешнем радиусе стержня:

т;с=т;

1-

к-1

■М

-2 иг

-1

(к-1)-М?

1 + ^-М?

2 2 1

1 + —-М?

£ Г2 )

(13)

где ^ - поправка на температуру, которая определяется эмпирическим путем:

^ = 0,119-1п(тг)-0,018. (14)

Если на стержне выделяется тепловая мощность N , то температура стержня будет:

т;=тг*с+-^; (15)

Использование данной методики позволяет определить:

- геометрические размеры СВТ;

- характеристики СВТ в диапазоне изменения параметров потока на входе в трубу и выходе из нее, геометрических параметров трубы, стержня и тепловой нагрузки на стержень;

- характеристики СВТ в диапазоне изменения высот и скоростей полета летательного аппарата (рис.1).

Для расчета геометрических параметров СВТ разработана программа "Вихрь 1".

Исходными данными для расчета геометрических параметров СВТ по программе "Вихрь 1" являются: температура Та, давление ра на выходе из СВТ, температура Т," и давление р/ на входе в СВТ, относительный диаметр стержня dCT, допустимая температура на поверхности стержня Тс доп, тепловая нагрузка, снимаемая с объекта охлаждения N, относительный радиус перехода от вихревой трубы к диффузору Ra„,j,, относительный диаметр диффузора Одиф, относительная ширина щели Ддиф.

Определение параметров газового потока осуществляется методом последовательных приближений.

Для определения величины радиуса г2 разделения вихрей задается диапазон изменения относительного радиуса разделения вихрей от 0,7 до 0,9 с шагом 0,01.

В этом диапазоне изменения т2 определяются значения параметров потока. Относительный радиус разделения вихрей г2 определяется исходя из принципа максимальной энтропии потока через вихревую трубу: S = max._

ВВОД ДАННЫХ

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ СВТ

Определение геометрачеооа размеров СВТ t KoppekiMci jwa метра гтераам

Тем»"рм>ра аоъзуха иа * СВТ ti*m> К

Ttanepnii»uvemшмв«хюСВТ п-ж К

Дихте «паухаюкшас t СВТ h>iii« п>

Даыеикм шшсюСВТ «k.i.io1 ц,

flianetp сгеркш *>•»■

Дэтуспош icmepinpa «тсряиа т< -м К

Тедом* иагргаа иа скрап* «-• Вт

Пшшюлшна i. ■■ КДжкг

ОтосктелкМкЛ paitiyc перехода от ipyöu к

п Г,'..

Энтротя $

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА

ВЫВОД НА ПЕЧАТЬ

Результаты вычислений

Диаметр СВТ I

Рассад aouvxi «ра сопло i

Bweorj conna I

Ширима сопла .

Дна weip диффудрра I

Радиус перезола ot tpröti хакффгмру ■ Ш крика шелк диффузора

Tewncpjrvpa иа оси СВТ i

Датские ю оси СВТ ,

Относ шельнаа кмперапра иа оси вшра <

Опюсител. температура па аиешием радиусе сТсржхя <

Полная температура иа (нешнеи радхуое стрежи» i

Оптически 1енпсрЛ>рана аиепмсн рллиусс стрежня 1

Ксоффкциент теплоотдачи <

Температура стержиа 1 Температурим* эффект ишзитролиого расширения Течпсрдгурная •»ффектийипст» t вкчре

Рис. 1. Схема определения параметров газового Рис. 2 . Фрагменты рабочей программы потока с использованием ЭВМ "Вихрь 1"

При определении диаметра теплоотвода dCT, производится его корректировка по величине коэффициента теплоотдачи а. Если а > a.m Вт/м2 К, то начальное значение диаметра стержня увеличивается с шагом 0,0001м.

Фрагменты рабочей программы "Вихрь-1" представлены на рис. 2.

Для определения характеристик СВТ в диапазоне изменения геометрических параметров трубы, стержня и тепловой нагрузки разработана программа "Вихрь 2".

Для определения характеристик СВТ в диапазоне изменения высотно-скоростных характеристик разработана программа "Вихрь 3".

8

В третьей главе представлены экспериментальные исследования самовакууми-рующейся вихревой трубы. Для проведения экспериментальных исследований физических процессов в вихревой трубе используется разработанный в ОНИЛ - 9 и НИЛ - 49 СГАУ стенд, который позволяет проводить исследование различных по конструкции и размерам СВТ. В результате испытаний получены характеристики СВТ с центральным цилиндрическим стержнем — тепловодом.

Представлена методика планирования оптимального эксперимента для СВТ. В качестве параметра оптимизации выбрана температура стержня.

Произведено сравнение расчетных характеристик СВТ с экспериментальными. Отклонение расчетных значений от экспериментальных не превышает 8% (рис. 3-11).

60 40 20 0

Э = 0,03 м; ;Т,' = 300К; ¿, = 0.3 ¡1

бет 0,8

0,9 0,7

Рс = 0 я =2; 1 X_ II II _ -0,3 =293 К

12

13 6 9

- эксперимент — расчет Вт/м'

Рис. 5. Зависимость относительной температуры стержня от тепловой нагрузки

0,03 м; Яс = 0,1 ¿-т = 0.3: Т|* = 293 К

0,6 • - расчет

г

71 = 3, Т|* = 293 К, а„ = 0,3, Од„ф = 0,155 м

1 2 3 4 л

— эксперимент — расчет

Рис. 3. Зависимость полной степени расширения от располагаемой степени расширения газа

0,07 0,08 0,09 0,1 0,11 0,12 Рс

-эксперимент — расчет

Рис. 4. Зависимость полной степени расширения от относительной площади сопла

0а

Я-10',

0,72

0,64

'<Г2 Р = 0,03 м а„ = о,з Т.* = ОО"! V

.11 = 3

0,05 0.07 0,09 0,11 Рс

-эксперимент — расчет

Рис. 6. Зависимость относительной температуры стержня от относительной площади сопла

0.3 0,4 0,5 --- эксперимент

Рис. 7. Зависимость относительной температуры стержня от относительного диаметра стержня

0,3 0,4 0,5 0,7

-эксперимент — расчет

Рис. 8. Зависимость относительной температуры стержня от относительного диаметра стержня

100 200 300 V„ м/с

D = 0,03 м; T|* = 293 К

и 100 200 300 400 V,, м/с

_ эксперимент — расчет

Рис.10. Распределение тангенциальной скорости по радиусу СВТ

3,8 4,5 5,2

— эксперимент — расчет Рис. 9. Зависимость температуры стержня от диаметра диффузора

0,066 0,1 0,133 0,166 Ддиф

-эксперимент — расчет

Рис. 11. Зависимость степени расширения в вихре от ширины зазора в диффузоре

В четвертой главе разработана функциональная схема ВСТ с автоматическим регулированием параметров диффузора, произведен анализ устойчивости и быстродействия данной САУ, разработана функциональная схема многоступенчатой комбинированной ВСТ на основе СВТ и ДВТ и проведено сравнение эффективности работы различных систем термостатирования.

ВСТ просты по конструкции, надежны в эксплуатации и имеют высокий ресурс работы по сравнению с другими системами принудительного охлаждения. Существенным недостатком ВСТ является ограниченный диапазон их использования. Это связано с неизменным значением геометрических параметров ВСТ при изменении высоты и скорости полета летательного аппарата.

Существенно повысить эффективность работы ВСТ позволяет использование автоматического регулирования параметров ВСТ в зависимости от параметров набегающего потока. В результате ВСТ обеспечит достаточно стабильную температуру стержня в широком диапазоне изменения высоты и скорости полета летательного аппарата.

На рис. 12. показан вариант функциональной схемы ВСТ на основе самовакууми-рующейся вихревой трубы с автоматическим регулированием параметров диффузора.

Система содержит "улитку" 2 с воздухозаборником 1. Из "улитки" закрученный поток поступает в камеру энергетического разделения СВТ, в которой за счет вихревых процессов происходит разделение потока на периферийную — горячую и осевую — холодную составляющие. Осевой поток охлаждает цилиндрический стержень 3, под -

мешивается к периферийному горячему потоку и с осредненной температурой через зазор в диффузоре 5 выводится за пределы СВТ. Температура стержня замеряется датчиком температуры, выход которого соединен через усилитель с исполнительным механизмом, перемещающим стенку диффузора 4.

ВСТ с автоматическим регулированием параметров диффузора относится к системам замкнутого типа, непрямого действия. Регулируемым параметром является температура стержня.

1 - сопловой ввод;

2 - улитка;

3 - цилиндрический стержень;

4 - регулируемая стенка диффузора;

5 - диффузор

в атмосферу

Рис. 12. Функциональная схема ВСТ с автоматическим регулированием параметров диффузора

ВСТ на основе самовакуумирующейся вихревой трубы с автоматическим регулированием параметров диффузора включает:

- обобщенный объект управления (ОУ), состоящий из СВТ и цилиндрического стержня;

- измерительное устройство (Изм. У), которым является датчик температуры, замеряющий температуру стержня. В качестве датчика температуры можно использовать терморезистор;

- усилительное устройство (У), осуществляющее усиление входного сигнала по напряжению (усилитель 234) и мощности (магнитный усилитель);

- исполнительное устройство (ИУ), состоящее из исполнительного механизма и исполнительного органа. В качестве исполнительного механизма используется электродвигатель с редуктором, обеспечивающие требуемые скорость и диапазон перемещения задней стенки диффузора. Исполнительным органом является задняя стенка диффузора, перемещение которой изменяет геометрические параметры диффузора и характеристики СВТ.

Передаточная функция системы, в состав которой входят два инерционных звена и одно интегрирующее, имеет вид:

тир1т0ур + и- (тмр + !)• (г Р +1)

(16)

где Ти -постоянная времени.

Структурная схема рассматриваемого устройства представлена на рис. 13.

Рис. 13. Структурная схема ВСТ с автоматическим регулированием параметров диффузора

Анализ устойчивости данной САУ производился методом логарифмических частотных характеристик. Построение логарифмической амплитудной характеристики и логарифмической частотной характеристики производилось с использованием ЭВМ. Анализ характеристик показал, что данная замкнутая система устойчива, но запас по фазе составляет около Дф2 = 20°, что считается недостаточным для надежного и эффективного функционирования системы в широком диапазоне изменения высотно-скоростных характеристик летательного аппарата. Для повышения устойчивости и быстродействия системы произведена корректировка САУ путем введения корректирующего звена, в качестве которого используется пропорционально-дифференцирующее звено (рис. 14). Для достижения максимального быстродействия произведена настройка на модульный оптимум.

Рис. 14. Структурная схема ВСТ с корректирующим звеном

Передаточная функция системы с учетом корректирующего звена имеет вид:

™с(р^„».\У(р) = -—^—--(17)

где Ти2 - постоянная интегрирующего преобразования системы.

Анализ логарифмических частотных характеристик скорректированной системы показал, что система имеет достаточный для нормального функционирования запас устойчивости по фазе, равный Дф2 = 70°.

Для оценки показателей качества переходного процесса, достигаемого в скорректированной системе, использовался метод обратных преобразований Лапласа. В результате аналитическое выражение для отклика регулятора на скачкообразное изменение задающего воздействия изад имеет вид:

ДОО^^^-С-е-г. ^¡ф-СО-С.-е-*] (18)

Расчет переходной характеристики САУ производился с использованием ЭВМ.

12

Время регулирования для 5% зоны допустимых отклонений составляет:

tp = 0,68 с;

перерегулирование:

AQ

о = —^-100% = 18%. (19)

AQ ^ ;

^ уст

Таким образом, в скорректированной системе обеспечивается достаточно высокое качество процесса регулирования, следовательно, данная система автоматического регулирования параметров диффузора может использоваться в широком диапазоне изменения высотно-скоростных характеристик летательного аппарата. Однако, такая система, в силу сохраняющихся ограничений, создаваемых самовакуумирующейся вихревой трубой, не может работать во всем диапазоне изменения высотно-скоростных характеристик (ВСХ). Так, например, при установке ВСТ на самолет МиГ - 29, скорость и высота которого находятся в диапазоне М = 0...2,5; Н = 0...25000 м параметры воздуха будут меняться в диапазоне: температура Твх = 487...234 К; давление рвх = (2,51...0,135)-105 Па; располагаемая степень расширения газа в СВТ л = 1,05...8,5. В этом диапазоне изменения входных параметров ВСТ является неустойчивой системой, т.к. при Vmin < V из-за малого перепада давлений эффективность работы вихревой трубы будет низкой, а при V > Vmax наблюдается ухудшение холодопроизводительности за счет динамического нагрева входящего воздуха.

Для расширения устойчивого диапазона работы ВСТ разработана многоступенчатая (по числу ВТ) комбинированная (по типу ВТ) ВСТ. В её состав в качестве первой ступени входит СВТ и несколько ступеней ДВТ, отличающихся друг от друга геометрическими размерами ВТ. Подбором размеров ДВТ и режимов функционирования ступеней достигается перекрытие всего диапазона ВСХ, определяемых для J1A четвертого и пятого поколений при сохранении устойчивой работы ВСТ.

На основе проектировочных расчетов разработаны варианты многоступенчатых ВСТ на основе СВТ, эффективно работающих во всем диапазоне высотно-скоростых характеристик. Расчет количества m ступеней производился по относительной температуре стержня 9СТ. Определяющим при выборе количества ступеней ВСТ является обеспечение условия: Эст рас < 9ст тр,

где Эст рас - расчетное значение относительной температуры стержня; б ст. тр - требуемое значение относительной температуры стержня.

Если соотношение Эст рас/ бет. тР > 1.U то устойчивую работу ВСТ обеспечивает одна СВТ. Если 0СТ рас/ Эст.тр < 1,1. то необходимо применять многоступенчатую схему.

Диапазон допустимых температур стержня 273...293 К.

Оптимальной разбивкой степени расширения я газа по ступеням является равномерная разбивка:

л, =л2 =...= лт. (20)

На рис. 15 показана схема трехступенчатой комбинированной ВСТ. Система содержит ступени 1-III , в состав каждой из которых входит вихревая труба (I - СВТ, II и III - ДВТ1 и ДВТ2), входной клапан и соединительные патрубки. К выходам ДВТ второй и третьей ступеней подключены перепускные клапаны К4 и К5 для последовательного соединения ступеней в зависимости от режима работы ВСТ. На входе в ВСТ уста-

навливается управляемая заслонка УЗ, регулирующая площадь проходного сечения воздухозаборника.

В СВТ холодный воздух используется для охлаждения цилиндрического стержня, расположенного на оси трубы, а в ДВТ холодный воздуха в зависимости от номера режима поступает либо на вход СВТ, либо через соответствующие клапаны на вход ДВТ последующей ступени.

Режим работы ВСТ определяется автоматически по показаниям датчика температуры, который расположен на охлаждаемом стержне.

Рис. 15. Структурная схема трехступенчатой ВСТ на основе СВТ и ДВТ

Управление положением заслонки может осуществляться двумя способами.

Первый способ: заслонка может находиться в двух положениях - полностью открытом или полностью закрытом. Положение заслонки определяется ВСХ полета летательного аппарата. При Ут]у < V < Утах доп заслонка полностью открыта и обеспечивает установленные режимы работы ВСТ. При V < Утт и V > Утах доп заслонка закрыта, так как при этих условиях ВСТ практически не работает.

Второй способ: плавное изменение положения заслонки от полностью закрытого до полностью открытого. Этот способ применяется при необходимости более точного поддержания температуры стержня.

Таблица 1 иллюстрирует алгоритм работы автоматического устройства, управляющего работой клапанов К1...К5 в соответствии с алгоритмом работы ВСТ при фиксированном положении управляемой заслонки.

Таблица 2 поясняет взаимосвязь режимов работы ВСТ с показателями ВСХ.

Режимы определены при заданной температуре стержня 288 К.

Таблица 1

Режимы работы трехступенчатой ВСТ на основе СВТ

№ Р- Состояние клапанов (направление движения воздуха) Функциони рующие ВТ

К1 К2 КЗ К4 К5

1 У3->СВТ - - - - СВТ

2 ДВТ1->СВТ У3->ДВТ1 - - ДВТ1-»СВТ СВТ+ДВТ1

3 ДВТ2—»СВТ - УЗ—»ДВТ2 ДВТ2—»СВТ - СВТ+ДВТ2

4 ДВТ1->СВТ ДВТ2—>В1 УЗ—»ДВТ2 ДВТ2—»ДВТ1 ДВТ1->СВТ СВТ+ДВТ1+ ДВТ2

Примечание: ДВТ N - подключение клапана к входу ДВТ (N=1,2); - клапан закрыт.

Таблица 2.

Взаимосвязь режимов работы ВСТ на основе СВТ с показателями ВСХ.

л 1,04 1,16 1,49 1,66 1,86 2,22 2,50 3,34 5,50 7,44 8,00

Н М км 0,30 0,50 0,80 0,90 1,00 1,15 1,25 1,50 2,00 2,35 2,50

0 4 4 4 4 4 4 4 4 - - -

1 2 3 4 4 4 4 4 4 - - -

5 1 1 1 1 1 2 2 2 4 - -

8 1 1 1 1 1 2 2 2 4 4 -

10 1 1 1 1 1 1 1 2 3 4 -

12 1 1 1 1 1 1 1 2 3 4 4

17 - 1 1 1 1 1 2 2 3 4 4

20 - 1 1 1 1 1 2 2 3 4 4

25 - - - - - - - - 4 4 4

Многоступенчатая ВСТ на основе СВТ с системой автоматического выбора режима работы значительно расширяет диапазон работы ВСТ по высотам и скоростям полета летательного аппарата для обеспечения заданной точности термостатирования элементов радиолокационного, радиоэлектронного, авиационного оборудования, навигационных оптических систем, двигателя, бортовых ЭВМ, вооружения.

На рис. 16 по результатам экспериментальных исследований представлено поле границ применимости различных вариантов схем вихревой системы охлаждения (ВСО) "Вихрь" (однокаскадной с СВТ и двухкаскадной с СВТ и ДВТ). Недостатком каскадной ВСО, в состав которой входит теплообменник, является довольно большие масса и габариты, а также большой расход воздуха и высокая тепловая инерционность системы.

Этих недостатков лишены ступенчатые ВСТ. На рис. 17 по результатам расчета представлено поле границ применимости различных вариантов схем ВСТ (одноступенчатой с СВТ; двухступенчатой с СВТ и ДВТ и трехступенчатой ВСТ, в состав которой входит одна ступень СВТ и две ступени ДВТ).

Эти ВС работают от набегающего потока воздуха. Заданная температура стержня составляет 273 К.

Из графиков следует, что одна СВТ может обеспечить требуемую температуру стержня в диапазоне высот полета от 800 до 23000 м при скорости полета самолета 0,3

< М<1,4. Применение трехступенчатой комбинированной ВСТ на основе СВТ и ДВТ позволяет обеспечить поддержание заданной температуры стержня во всем диапазоне изменения ВСХ.

Экспериментальные данные ОНИЛ-9 СГАУ Н,м

20000

15000

10000

5000

Н,м

25000

20000

15000

10000

5000

T3!U 1 = 273 К

Mmi„ \ г ^ma

/

1 г 13

/

/// f

Рис. 16. Диапазон работы ВСО "Вихрь":

1 - однокаскадной с СВТ;

2 - двухкаскадной с СВТ и ДВТ;

3 - диапазоны режимов полета ЛА

0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 М

Рис. 17. Диапазоны работы ступенчатой ВСТ: 1 - СВТ; 2 - СВТ+ДВТ 1; 3 - СВТ+ДВТ 2; 4 -СВТ+ДВТ 1+ДВТ 2

Для объективной оценке эффективности ВСТ и объективного выбора типа ВСТ использовался метод эквивалентных масс, совмещенный с методом эксерге-тического анализа.

Энергетическое совершенство СТ оценивается эксергетическим КПД:

(21)

лст = Е

Чех ^

/F

пол затр»

где Е„

приведенная эксергетическая холодопроизводительность, которая оп-

ределяется относительно параметров заторможенного потока воздуха, набегающего на летательный аппарат;

Е3атр - эксергия дополнительного количества топлива, израсходованного ЛА на транспортирование и функционирование системы, определяется по формуле:

Езатр = М|-ет, (22)

где ет - удельная эксергия топлива;

- суммарная масса взлетного запаса топлива. Для используемых на современных летательных аппаратах систем термо-статирования объектов может быть применена следующая последовательность расчета оценки совершенства СТ:

- Определяется величина эксергетической холодопроизводительности по формуле (в случае использования СВТ):

(23)

ЕпоЛ = М,-е

ср'

где еср - удельная эксергия потока на выходе СВТ;

М| - масса газа, вводимого в СВТ. - Истинная эксергетическая холодопроизводительность СТ, применяемая для термостабилизации теплоотвода:

где \УЭЛ - мощность, подаваемая на стержень;

Тох - температура охлаждаемых элементов, вычисляемая по формуле 15.

- По чертежам или опытному образцу ЛА устанавливается суммарная масса элементов, входящих в состав СТ, кг:

МГ=ХХП- (25)

- По чертежам или экспериментальному образцу ЛА определяется суммарный объем элементов, входящих в состав СТ, кг:

Ч,б=1Уэл. (26)

- Оценивается масса топлива, расходуемого Л А на транспортировку СТ с учетом специфики ее работы, кг:

(м™)Гст = £М!»=М£ + М™ + М^ + М™. (27)

- Эксергия дополнительного количества топлива Езатр, расходуемого на транспортирование и функционирование системы, рассчитывается по формуле:

Езатр = М?ет, (28)

где ет - удельная эксергия, принимается равной 0,975 Н®, здесьН®— высшая теплотворная способность топлива.

Оценка эффективности ВСТ на основе СВТ показала, что ступенчатые ВСТ по сравнению с каскадными имеют большую эффективность, так как обладают меньшими массогабаритными характеристиками.

Сравнение четырех видов источника холода авиационных холодильных агрегатов, как видно из табл.3, показало, что большую энергетическую эффективность имеет вихревой агрегат.

Таблица 3

Сравнение эффективности систем термостатирования

Тип ХА Холодо-производитель-ность, Вт Масса ХА, кг Масса топлива для перевозки и работы ХА, кг Взлетная эквивалентная масса ХА, кг Эксерге-тический КПД, % Приведенная топлив. массовая х-ка, %

Ф 170 20 23,5 43,5 0,95 99 7

Т 70 13 17,8 22,8 0,90 37,4

НП 160 10,2 10,0 20,2 2,0 11,3

В 150 8,1 5,7 13,8 3,3 8,9

Примечание: Ф - фреоновый ХА; Т - термоэлектрический ХА; НП - ХА, работающий от набегающего потока; В - вихревой ХА.

В ходе работы получены следующие основные результаты:

Разработана ВСТ на основе СВТ, позволяющая обеспечить заданный уровень температуры ответственных элементов бортовых систем летательных аппаратов четвертого и пятого поколений во всем диапазоне высотно-скоростных характеристик (М=

0,3..2,5: Н = 0...25000 м).

1. На основе уточненной математической модели, базирующейся на Гипотезе взаимодействия вихрей, разработаны методики и алгоритм расчета геометрических параметров СВТ при широком диапазоне изменения входных параметров ВСТ.

2. Создана методика расчета режимов работы СВТ, позволяющая проводить опережающие исследования ВСТ посредством математического моделирования условий работы на основе разработанного вычислительного программного комплекса.

3. Получены расчетные характеристики самовакуумирующейся вихревой трубы и произведено их сравнение с экспериментальными данными: отклонение расчетных значений от экспериментальных не превышает 8%.

4. Разработана методика создания ВСТ с автоматическим регулированием параметров диффузора СВТ для летательных аппаратов. Расчет показал, что данная система устойчива, обладает высоким быстродействием: время регулирования составляет 0,68 с, перерегулирование - 18 %.

5. Разработана функциональная схема многоступенчатой комбинированной ВСТ на основе СВТ и ДВТ и система автоматического управления ее режимами работы с учетом влияния режимов полета летательного аппарата. Трехступенчатая комбинированная ВСТ позволяет расширить диапазон эффективного применения ВСТ до М = 2,7 при допустимой температуре стержня Тдоп = 273 К.

Основное содержание диссертации изложено в следующих работах:

1. Дорофеева Т.С. Методика расчета геометрических параметров СВТ и параметров газового потока // Вестник СГАУ, выпуск 2(10), ч.2 - Самара, 2006. - С. 109-113.

2. Дорофеева Т.С., Алексеенко В.П., Бирюк В.В., Бронштейн В.М. Ступенчатая вихревая система термостатирования приборных отсеков летательных аппаратов // Научно-технический сборник, Ракетно-космическая техника. - Самара, 2003.- С. 12-36.

3. Дорофеева Т.С., Алексеенко В.П., Бирюк В.В. Вихревой эффект для термостатирования термонагруженного оборудования // Труды II Международной научной школы-конференции: Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики.-Алушта, Крым, 2004. - С. 33-38.

4. Дорофеева Т.С., Алексеенко В.П., Бирюк В.В. Имитационное моделирование вихревой системы термостатирования с самовакуумирующейся вихревой трубой // Информационный вестник Самарской области. Выпуск 7 - Самара, 2005. - С. 37-40.

5. Дорофеева Т.С., Алексеенко В.П., Бирюк В.В. Вихревые системы охлаждения и термостатирования // Труды III Международной научной школы-конференции: Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики. Выпуск 2, ч.2 -Алушта, Крым, 2005. - С. 48-51.

6. Дорофеева Т.С., Алексеенко В.П., Бирюк В.В. Самовакуумирующаяся вихревая труба для стабилизации температуры в бортовых отсеках авиационной техники // Труды V Международной научной школы-семинара: Модели и методы аэродинамики,-МЦНМО, Евпатория, Крым, 2005. - С. 54-57.

7. Дорофеева Т.С., Алексеенко В.П., Бирюк В.В. Исследование самовакуумирующейся вихревой трубы // Материалы IV Международной научной школы-конференции: Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики.- Алушта, Крым, 2006. - С. 66-69.

Подписано в печать 16 августа 2007 года. Формат 60x84/16. Бумага офсетная. Печать оперативная. Объем 1 печ. л. Тираж 100 экз. Заказ 158.

446007 Самарская обл. г. Сызрань, ул. Маршала Жукова, 1.

Отпечатано в типографии Сызранского ВВАУЛ (ВИ)

Перечень условных обозначений, символов и сокращений.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА И ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ.

1.1. Основные научные направления исследования вихревых систем термостатирования на основе самовакуумирующейся вихревой трубы, перспективы использования.

1.2. Анализ гипотез, объясняющих энергоразделения потоков. Гипотеза взаимодействия вихрей.

1.3. Экспериментальное исследование вихревых труб различной конструкции. Самовакуумирующаяся вихревая труба.

1.4. Цель работы и задачи исследований.

ГЛАВА 2. МЕТОДИКА РАСЧЕТА ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ

И ХАРАКТЕРИСТИК САМОВАКУУМИРУЮЩЕЙСЯ ВИХРЕВОЙ ТРУБЫ, КАК ОСНОВНОГО ЭЛЕМЕНТА ВИХРЕВОЙ СИСТЕМЫ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ.

2.1. Методика расчета параметров газового потока в самовакуумирующейся вихревой трубе.

2.2. Поправки на давление и температуру.

2.3. Методики расчета геометрических параметров и характеристик самовакуумирующейся вихревой трубы на ЭВМ.

2.3.1. Методика расчета геометрических параметров самовакуумирующейся вихревой трубы на ЭВМ.

2.3.2. Методика расчета характеристик самовакуумирующейся вихревой трубы на ЭВМ.

2.3.3. Методика расчета характеристик самовакуумирующейся вихревой трубы при изменении высоты и скорости полета летательного аппарата на ЭВМ.

Выводы по главе.

ГЛАВА 3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВИХРЕВОЙ СИСТЕМЫ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ НА ОСНОВЕ САМОВАКУУМИРУЮЩЕЙСЯ ВИХРЕВОЙ ТРУБЫ ПРИ ИМИТАЦИИ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО

АППАРАТА.

3.1. Описание установки для проведения исследований характеристик самовакуумирующейся вихревой трубы.

3.2. Описание базового экспериментального стенда для проведения лабораторно-заводских испытаний вихревых систем термостатирования.

3.3. Планирование эксперимента для исследования самовакуумирующейся вихревой трубы.

3.3.1. Выбор факторов. Анализ априорной информации.

3.3.2. Планирование эксперимента при проведении исследований.

3.4. Результаты экспериментального исследования самовакуумирующейся вихревой трубы.

3.5. Распределение скоростных полей внутри самовакуумирующейся вихревой трубы.

3.6. Сравнение результатов расчета и экспериментального исследования.

Выводы по главе.

ГЛАВА 4. МНОГОСТУПЕНЧАТЫЕ СХЕМЫ ВИХРЕВОЙ СИСТЕМЫ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ НА ОСНОВЕ

САМОВАКУУМИРУЮЩЕЙСЯ ВИХРЕВОЙ ТРУБЫ.

4.1. Вихревая система термостатирования с автоматическим регулированием параметров диффузора.

4.2. Ступенчатая комбинированная вихревая система термостатирования оборудования аэрокосмической техники.

4.3. Оценка эффективности вихревых систем термостатирования.

4.4. Методика оценки энергетического совершенства системы термостатирования.

4.5. Порядок расчета оценки эффективности систем термостатирования.

4.6. Сравнительные характеристики эффективности систем термостатирования.

Выводы по главе.

Развитие и совершенствование аэрокосмической техники сопряжено с ростом скоростей и высот полета летательного аппарата. При увеличении скорости полета летательного аппарата вследствие аэродинамического нагрева входного потока и внутреннего тепловыделения происходит значительный рост температуры ответственных элементов бортовых систем летательного аппарата. Наиболее эффективно компенсировать рост температуры способны вихревые системы термостатирования (ВСТ). К числу наиболее перспективных вихревых систем термостатирования, способных интенсивно компенсировать воздействие нагрева относятся вихревые системы термостатирования на основе самовакуумирующейся вихревой трубы (СВТ). Самовакуумирующаяся вихревая труба является одним из самых перспективных типов вихревых труб. В настоящее время по создаваемому эффекту охлаждения она является наилучшим охлаждающим устройство. Одной из проблем, ограничивающих применение вихревых систем термостатирования на основе самовакуумирующейся вихревой трубы, является довольно узкий диапазон высотно-скоростных характеристик летательного аппарат, в пределах которого достигается необходимый уровень термостатирования. Причиной этого является неизменность геометрических параметров вихревых систем термостатирования при изменении параметров входного потока. Поэтому разработка многоступенчатых комбинированных вихревых систем термостатирования на основе самовакуумирующейся вихревой трубы, методик расчета характеристик самовакуумирующейся вихревой трубы для применения вихревых систем термостатирования во всем диапазоне высотно-скоростных характеристик летательного аппарата является актуальной проблемой.

ГЛАВА I. СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА И ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

1.1 Основные научные направления исследования вихревых систем термостатирования на основе самовакуумирующейся вихревой трубы, перспективы использования

Современные летательные аппараты эксплуатируются в широком диапазоне изменения высот и скоростей полета.

Если прежде с увеличением высоты полета необходимо было решить проблему обогрева экипажа, приборов, гидросистем, то с ростом скорости полета и переходом на сверхзвуковые и гиперзвуковые скорости возникла проблема поддержания допустимого температурного уровня ответственных элементов бортовых систем летательного аппарата и отвода тепла в окружающую среду, т.к. за счет динамического нагрева воздуха наблюдается интенсивный рост температуры элементов бортовых систем.

Решение этой проблемы представляет собой довольно сложную задачу вследствие резкого увеличения энергоёмкости непрерывно усложняющейся бортовой радиоэлектронной аппаратуры. Для современных скоростных самолетов энергозатраты на функционирование системы термостабилизации становятся соизмеримыми с мощностью основной силовой установки летательного аппарата.

Использование оптико-телевизионных приборов навигации и пилотажа требует применения криогенных систем для обеспечения необходимой чувствительности приемников и других электронных элементов.

Для получения холода использование на борту летательного аппарата высокоэкономичных фреоновых холодильных установок неприемлемо вследствие их громоздкости. Для бортовых систем необходимо применять более легкие, мобильные и надежные охлаждающие системы. Поэтому в авиационной технике чаще используются турбодетандерные системы получения холода. Однако эти системы имеют ряд существенных недостатков: сложность изготовления, ограниченный ресурс работы, недостаточная надежность.

Вихревые системы охлаждения и термостатирования просты по конструкции, обладают высокой надежностью, мобильностью, имеют малую массу, высокий ресурс работы. Все это позволяет использовать их на борту летательного аппарата.

Явление, происходящее в вихревой трубе, представляет собой сложный газодинамический процесс. А.П. Меркулов, один из ведущих специалистов СССР в области вихревого эффекта, писал [74]: "Внешне простой вихревой эффект на самом деле заключает в себе сложный газодинамический процесс, происходящий в пространственном турбулентном потоке вязкого сжимаемого газа. Этим, пожалуй, и объясняется неудача многих попыток найти аналитическое решение задачи". На сегодняшний день теоретический анализ этого явления находится на стадии развития.

Отсутствие теории вихревого эффекта и наличие противоречивых мнений о сущности явления заставило проводить обширные экспериментальные исследования вихревых труб с целью проверки влияния отдельных конструктивных факторов на эффективность процесса разделения газа в вихревой трубе.

Группой инженеров под руководством профессора М.Г. Дубинского [56] исследовалась вихревая труба, названная энергоразделителем, в которой предусматривалась возможность реверсирования горячего и холодного потока изменением сопротивления дросселей, устанавливаемых на концах трубы.

В Одесском технологическом институте пищевой и холодильной промышленности под руководством проф. B.C. Мартыновского и профессора В.П. Алексеева [65] велись работы по термодинамическому анализу вихревого эффекта и определению характеристик вихревых труб с различными типами входа и формой трубы. Исследовались трубы малой длины, трубы, работающие на низких давлениях, и трубы с вторичным разделением воздуха.

В Куйбышевском авиационном институте (ныне Самарском государственном аэрокосмическом университете) профессором А.П. Меркуловым [73] в результате проведенных экспериментальных исследований были получены обобщенные характеристики вихревой трубы и разработан метод её инженерного расчета. В отраслевой научно-исследователькой лаборатории № 9 КуАИ было создано большое количество вихревых устройств для различных отраслей промышленности и предложена гипотеза взаимодействия вихрей.

В Самарском государственном аэрокосмическом университете под руководством профессора В.В. Бирюка [23, 29] были проведены экспериментальные исследования различных видов вихревых труб (делящей, охлаждаемой, самовакуумирующейся), разработан вихревой теплогенератор, эффективные авиационные ВСТ, разрабатываются методики и алгоритм расчета геометрических параметров и характеристик самовакуумирующейся вихревой трубы.

Доцентом В.П. Алексеенко [9,10] (Самарский государственный аэрокосмический университет) разработаны многоступенчатые вихревые системы термостатирования на основе делящей вихревой трубы (ДВТ), принципы оптимального проектирования ВСТ, методики выбора количества и типов вихревых источников холода, разрабатываются многоступенчатые комбинированные вихревые системы термостатирования на основе самовакуумирующейся и делящей вихревых труб.

Г.Л. Гроздовским и Ю.Е. Кузнецовым [47] дан анализ аэродинамических процессов в вихревой камере и обоснована возможность повышения её эффективности охлаждением стенки камеры и раскруткой потока воздуха на выходе.

Н.С. Торочешников, И.Л. Лейтес и В.М. Бродянский [90], изучая процессы энергоразделения в прямоточной и противоточной вихревых трубах, пришли к выводу, что противоточная вихревая труба обладает большей эффективностью. В.М. Бродянский и И.Л. Лейтес [34], рассматривая холодильный эффект, пришли к выводу, что градиент температур возникает при обратном движении внутреннего потока к соплу вследствие передачи кинетической энергии в радиальном направлении при перестройке вихря из квазипотенциального в квазитвердый.

JI.A. Вулис [42 [ теоретически провел аэродинамический анализ процесс-сов в вихревой трубе, подтвердивший обязательность неравномерного распределения энергии во вращающемся потоке. Им было определено влияние тангенциальной скорости потока на температуру воздуха на выходе из трубы.

В.И. Метенин [85, 86] (Самарский государственный технический университет) исследовал влияние спрямляющих аппаратов на вихревое разделение газов, влияние осушки и предварительного охлаждения в теплообменнике выходящим газом на температуру холодного потока, а также работу вихревой трубы на перегретом газе. В.И. Метенин доказал, что укороченная вихревая труба обладает наибольшей эффективностью на режиме с равенством расходов холодного и горячего потоков воздуха.

Успехи в области экспериментальных исследований способствуют разработке различных типов охлаждающих устройств на основе вихревого эффекта.

Самовакуумирующаяся вихревая труба по сравнения с другими типами вихревых труб обладает значительно большими возможностями по глубине охлаждения.

Геометрические размеры самовакуумирующейся вихревой трубы (Fc, bc, hc, 1т, DT, ОДИф, АдИф, R-диф) оказывают существенное влияние на эффект температурного разделения газов. Создание оптимальной конструкции вихревой трубы является достаточно сложной задачей. При изменении одного из независимых параметров оптимальные значения Fc, bc, hc, 1т, DT, ОДИф, Ддиф, R-диф могут существенно меняться. Эмпирические зависимости, используемые в настоящее время для определения оптимальных значений, справедливы в узком диапазоне работы вихревой трубы. Переход к неисследованному диапазону работы дает значительную погрешность оптимальных значений геометрических размеров вихревой трубы и расчета эффекта температурного разделения газов.

Большое количество факторов, влияющих на оптимальные параметры работы СВТ, требует создания новых методов аналитического исследования с широким использованием вычислительной техники.

Экспериментально установлено, что до чисел Маха Мн < 2,25 в приосе-вой зоне камеры энергетического разделения СВТ достижимый эффект охлаждения воздуха превышает эффект подогрева его за счет динамического сжатия во всем диапазоне высот полета летательного аппарата [74]. Однако извлечь ядро вихря СВТ достаточно проблематично, поэтому СВТ используется только как теплообменное устройство для интенсивного охлаждения цилиндрического тела (стержня), помещенного в ее приосевую зону.

Современное развитие аэрокосмической техники требует создания не только охлаждающих устройств, но и устройств поддерживающих температуру элементов систем на заданном уровне.

Экспериментально установлено, что использование СВТ в вихревых системах термостатирования позволяет успешно обеспечить достаточно стабильную температуру стержня, используемого в качестве теплоотвода в диапазоне изменения высот и скоростей полета: Н = 800. 17000м; М = 0,3. 1,4.

Ограниченный диапазон использования ВСТ на основе СВТ связан с неизменным значением геометрических параметров ВСТ при изменении входных параметров потока вследствие изменения высоты и скорости полета летательного аппарата.

Существенно повысить эффективность работы ВСТ на основе СВТ позволяет использование автоматического регулирования параметров ВСТ в зависимости от параметров набегающего потока. В результате ВСТ на основе СВТ может обеспечить достаточно стабильную температуру стержня во всем диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата.

ВСТ на основе СВТ могут использоваться для термостабилизации элементов с тепловыделением < 5 Вт: -радиоэлектронного оборудования: ответственные элементы полупроводниковых электронных устройств;

- отдельные элементы электронного оборудования; мишень передающих телевизионных трубок типа "Видикон" для повышения качества передаваемого изображения и срока службы трубки;

-радиолокационного оборудования:

- ответственные элементы полупроводниковых приборов; -авиационного оборудования: фотоумножитель для повышения порога чувствительности, который ограничивается силой темнового тока. Охлаждение фотоумножителя заметно уменьшает силу темнового тока; фотосопротивление, что увеличивает его чувствительность в несколько раз; -навигационных оптических систем:

- приемник инфракрасного излучения; -элементов двигателя: оптический элемент измерителя температуры лопаток турбины; -бортовых ЭВМ:

- ответственные элементы полупроводниковых приборов; -вооружения: ответственные микросхемы системы наведения; приемник инфракрасного излучения; чувствительный элемент теплового гироскопа теплопеленгатора.

ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

Разработана вихревая система термостатирования на основе самовакуумирующейся вихревой трубы, позволяющая обеспечить заданный уровень температуры ответственных элементов бортовых систем летательного аппарата четвертого и пятого поколений, во всем диапазоне высотно-скорстных характеристик (М = 0,3.2,5; Н = 0.25000 м).

1. На основе уточненной математической модели, базирующейся на Гипотезе взаимодействия вихрей, разработаны методики и алгоритм расчета геометрических параметров самовакуумирующейся вихревой трубы при широком диапазоне изменения входных параметров вихревой системы термостатирования.

2. Создана методика расчета режимов работы самовакуумирующейся вихревой трубы, позволяющая проводить опережающие исследования вихревых систем термостатирования посредством математического моделирования условий работы на основе разработанного вычислительного программного комплекса.

3. Получены расчетные характеристики самовакуумирующейся вихревой трубы и произведено их сравнение с экспериментальными данными: отклонение расчетных значений от экспериментальных не превышает 8%.

4. Разработана структурная схема вихревой системы термостатирования с автоматическим регулированием параметров диффузора самовакуумирующейся вихревой трубы. Расчет показал, что данная система устойчива, обладает высоким быстродействием: время регулирования составляет 0,68 с, перерегулирование -18%.

5. Разработана функциональная схема многоступенчатой комбинированной вихревой системы термостатирования на основе самовакуумирующейся и делящей вихревых труб и система автоматического управления ее режимами работы с учетом влияния режимов полета летательного аппарата. Трехступенчатая комбинированная вихревая система термостатирования позволяет расширить диапазон эффективного применения до М = 2,7 при допустимой температуре стержня Тдоп = 273 К.

160

1. Абакумов A.M. Теория автоматического управления Самара: СГТУ, 2001. С. 74.

2. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Энергия, 1994,- С. 824.

3. Авиация: Энциклопедия / Под ред. Свищева Г.П. М.: БРЭ, 1994 - С. 736.

4. А. С. № 115.1180 СССР, кл. 18с, 1Y70 и 17с. Холодильная камера / Меркулов А. П., Дорофеев В. М. // Заявлено 28.03.1958.

5. А. С. № 152.469 СССР, кл. 17а, 6 МПК 3 04. Вихревая холодильная камера для получения низкий температур в замкнутом объеме / Меркулов А. П.// Заявлено 19.02.1962.

6. А. С. № 124.682 СССР, кл. 421. 12\01. Термостат / Меркулов А. П.// Заявлено 17.03.1959.

7. А. С. № 128.471 СССР, кл. 17а, 20. Вихревой энергоразделитель / Дубинский М. Г.//Заявлено 10.09.1959.8.

8. Алексеенко В.П., Бирюк В.В., Леонович Г.И., Лукачев С.В. Вихревые системы термостатирования авиационного оборудования // Изд-во Самарского научного центра РАН,- Самара, 2005. С. 175.

9. Алексеенко В.П., Бирюк В.В., Бронштейн В.М., Дорофеева Т.С. Ступенчатая вихревая система термостатирования приборных отсеков летательных аппаратов// Научно-технический сборник, Ракетно-космическая техника. Самара, 2003. С. 12-36.

10. Алексеенко В.П., Бирюк В.В. Дорофеева Т.С. Имитационное моделирование вихревой системы термостатирования с самовакуумирующейся вихревой трубой. // Информационный вестник Самарской области. Выпуск 7- Самара, 2005.-С. 37-40.

11. Алексеенко В.П., Бирюк В.В., Дорофеева Т.С. Вихревой эффект для термостатирования термонагруженного оборудования // Труды II Международной научной школы-конференции: Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики.- Алушта, Крым, 2004.

12. Алексеенко В.П., Бирюк В.В., Дорофеева Т.С. Исследование самовакуумирующейся вихревой трубы // Материалы IV Международной научной школыконференции: Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики.- Алушта, Крым, 2006. С. 66-69.

13. Алексеенко В.П., Бирюк В.В., Леонович Г.И. Математическое моделирование вихревой системы// Вестник СГАУ. Серия: Процессы горения, теплообмена и экология тепловых двигателей.- Самара, 2000,- С. 7-16.

14. Алексеенко В.П., Бирюк В.В., Леонович Г.И. Математическое моделирование системы управления ВСТ// Труды всероссийской научно-технической конференции: Процессы горения, теплообмена и экология тепловых двигателей.-Самара, 2000. С. 148-161.

15. Алексеенко В.П., Бирюк В.В., Лукачев С.В. Вихревой эффект для термостатирования изделий аэрокосмической техники // Внедрение результатов вузовской науки в производство. Фундаментальные и прикладные проблемы энергетики.- Самара, 2001.- С. 12-21.

16. Алексеенко В.П., Бирюк В.В., Никитченко Б.П., Малые энергопреобразую-щие комплексы на основе вихревого эффекта // Труды МНТК: Научные проблемы нетрадиционной возобновляемой энергетики/ СамГАСА.- Самара, 2000.-С. 14-16.

17. Алимов Р. 3. Гидравлическое сопротивление и тепломассообмен в закрученном потоке//Теплоэнергетика.- 1965.-№3 .- С. 16-19.

18. Бирюк В.В. Вихревая регенеративная установка // Некоторые вопросы исследования вихревого эффекта и его промышленного применения: Материалы 1 Всесоюзной научно-технической конференции по вихревому эффекту.- Куйбышев, 1973.-С. 46-52.

19. Бирюк В.В. Основы расчета характеристик вихревых авиационных систем охлаждения,- Самара: СГАУ, 1997. С. 92.

20. Бирюк В.В., Алексеенко В.П., Бронштейн В.М. Исследование работы вихревых труб для систем термостатирования аэрокосмической техники// НТС, РК техника, Самара, 1998. С. 11-15.

21. Бирюк В.В., Вилякин В.Е. Экспериментальное исследование охлаждаемой вихревой трубы // Труды второй ВНТК "Вихревой эффект и его применение в технике" / КуАИ, Куйбышев: 1976. С. 90-96.

22. Бирюк В.В., Меркулов А.П. Вопросы применения вихревых охлаждающих устройств в авиационной техники и технологии, там же, С. 171-176.

23. Бирюк В.В. Вихревой эффект энергетического разделения газов в авиационной технике и технологии // Изв. вузов. Авиационная техника / КАИ -Казань: 1993. № 2 С. 20-23.

24. Болховитинов О.В., Вольнов И.И., Михалев Г.Е., Подоляк М.П. Теория вероятностей и математическая статистика. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1991.-С. 140.

25. Борисов А.А., Куйбин П.А., Окулов B.JL Описание конвективного теплопе-реноса в вихревой трубке. // ДАН, 1993. Том 1. С. 28-31.

26. Бродянский В.М., Лейтес И.Л. О градиенте температуры в трубе Ранка-Хил ша // ИФЖ.- Минск: 1960. т.З, №12. С. 72 - 77.

27. Бродянский В.М, Мартынов А.В. Вихревая труба для сепарации природного газа // Новости нефтяной и газовой техники. Сер. Газовое дело.- 1962.-№ 4. С. 17-23.

28. Бродянский В.М., Мартынов А.В. Зависимость эффекта Ранка-Хилша от температуры. — М.: Теплоэнергетика. 1964.-№ 4. -С. 16-78.

29. Бродянский В.М., Фратшер В., Михалек К. Эксергетический метод и его приложения // Под ред. В.М. Бродянского, -М.: Энергоатомиздат, 1988. С.288.

30. Вассерман А.А., Казавчинский Я.З., Рабинович В.А. Теплофизические свойства воздуха и его компонентов М.: Наука, 1966. С. 375.

31. Вилякин В.Е. Исследование скоростных полей в самовакуумирующейся вихревой трубе при наличии в ней охлаждаемого тела // Материалы V Всесоюзной научно-технической конференции: Вихревой эффект и его применение в технике.- Куйбышев, 1988 .- С. 16-20.

32. Войтко A.M., Глебов С.И. Исследование теплоотдачи и гидравлического сопротивления при вихревом движении газа в трубе //Холодильная техника.-1967.-№9.-С. 72-78.

33. Волов В.Т., Лаврусь О.Е. Математическая модель вихревого эжектора // Математическое моделирование и краевые задачи: Труды 9 межвузовской конференции СГТУ. Самара, 1999. - С. 21- 23.

34. Вулис Л .А. Об эффекте Ранка // Изв. АН СССР.- 1967.-№ 1. с 72- 78.

35. Вулис Л.А., Кострица А.А. Элементарная теория эффекта Ранка // Теплоэнергетика .- 1962.-№2. С. 72- 77.

36. Гандельсман А.Ф., Илюхин Н.В., Науриц Н.П. Исследование термоэлементов, как измерителей температуры в потоке газа высокой скорости // ЖТФ. -1952.-№ 22, Вып. 2. С. 72- 77.

37. Гинзбург И.П. Аэрогазодинамика. М.: Высшая школа, 1966. - С. 72.

38. Гмурман В.Е. Теория вероятностей и математическая статистика. М.: Высшая школа, 2002,- С. 349-361.

39. Гродзовский Г.Л., Кузнецов Ю. Е. К теории вихревой трубы// Изв. АН СССР,- 1954.-№3. С. 22-27.

40. Гольдштик М.А. К теории эффекта Ранка // Изв. АН СССР. Механика и машиностроение,- 1963.-№3. С. 132-137.

41. Гуляев А.И, Исследование вихревого эффекта // ЖТФ.- 1965. Вып. 10.

42. Гупта А., Лилли А., Сайред Н. Закрученные потоки. М.: Мир, 1987.-С. 588.

43. Дейч М.Е. Техническая газодинамика. М.: Энергия, 1974.- С. 592.

44. Дейч М.Е., Лихорзак Е.Е. О вихревых эффектах в турбинной ступени // Изв. АН СССР. Энергетика и транспорт.- 1964.-№3. С. 103-108.

45. Дорофеева Т.С. Методика расчета геометрических параметров СВТ и параметров газового потока // Вестник СГАУ, выпуск 2 (10), ч.2 Самара, 2006.- С. 109-113.

46. Дубинскии М.Г. Вихревой вакуум-насос // Изв. АН СССР. -1954.-№3.

47. Дубинскии М.Г. О вращающихся газовых потоках // Изв. АН СССР.- 1954. -№3. С. 68-71.

48. Дубинскии М.Г. Вихревой энергоразделитель // Изв. АН СССР. 1955.-№6. - С. 75- 77.

49. Дубинский М.Г. Вихревые аппараты // Изв. АН СССР. 1955.- № 8. - С. 2537.

50. Коваленко И.Н., Филиппова А.А. Теория вероятностей и математическая статистика. М.: Высшая школа, 1982. С. 200-204.

51. Колышев Н.Д., Вилякин В.Е. Авиационные системы охлаждения на основе СВТ // Материалы V Всесоюзной научно-технической конференции: Вихревой эффект и его применение в технике.- Куйбышев, 1988.- С. 102-106.

52. Кузнецов В.И. Методика расчета вихревой трубы // Труды I конференции по вихревому эффекту/КУАИ.- Куйбышев, 1974. С. 25- 30.

53. Кузнецов В.И. Полуэмпирическая теория противоточной вихревой трубы // Труды I конференции по вихревому эффекту/ КУАИ.- Куйбышев, 1974. С. 3847.

54. Ландау Л.Д, Лифшиц Е.М. Механика сплошных сред.- М.: Гостехиздат. 1954.-С. 759.

55. Макаров И.М., Менский Б.М. Линейные автоматические системы. М.: Машиностроение, 1977.- С. 464.

56. Мартыновский B.C., Алексеев В.П. Вихревой эффект охлаждения и его применение // Холодильная техника.-1953.-№2.

57. Мартыновский B.C., Алексеев В.П. Термодинамический анализ эффекта вихревого температурного разделения газов и паров // Теплоэнергетика,- 1955.-№11.- С. 31-34.

58. Мартыновский B.C., Алексеев В. П. Исследование эффекта вихревого температурного разделения газов и паров // ЖТФ,- 1956, Вып. 10.- С. 2303-2315.

59. Мартыновский B.C., Парулейкар Б. Температурное разделение воздуха на холодном конце вихревой трубы // Холодильная техника.- 1959.-№1.- С. 3 -8.

60. Мартыновский В. С., Парулейкар Б. Эффективность вихревого метода охлаждения // Холодильная техника.- 1960.-№2.- С. 29-33.

61. Мартыновский B.C., Войтко A.M. Эффект Ранка при низких давлениях // Теплоэнергетика.- 1961.-№5.-С. 9-13.

62. Мельников А.П., Сычев И. А., Филиппов Н.Ф. Курс газогидродинамики (основы газодинамики, гидравлики и аэродинамики летательных аппаратов) Ленинград: ВИА им. Можайского, 1968.- С.746.

63. Меркулов А.П. и др. О критических режимах вихревой трубы. // Известия ВУЗов, Сер: Авиационная техника, 1979.-ЖЗ.-С. 12-18.

64. Меркулов А.П., Кудрявцев В.И., Токарев Г.П. О коэффициенте расхода вихревых труб // Известия ВУЗов, Сер: Авиационная техника, 1981.-№5. С. 8-17.

65. Меркулов А.П. Вихревой эффект и его применение в технике. — М.: Машиностроение, 1968.-С. 182.

66. Меркулов А.П. Вихревой эффект и его применение в технике. — Самара, 1997.-С. 292.

67. Меркулов А.П. Осушение сжатого воздуха методом конденсации и вымораживания // Холодильная техника.- 1965.-№11. С. 34-37.

68. Меркулов А.П. Вихревая холодильная камера // Холодильная техника.-1959. №11.т.- С.8-12.

69. Меркулов А.П. Вихревой термостат // Холодильная техника. -1960.-№3. С. 16-18.

70. Меркулов А.П. Исследование вихревой трубы // ЖТФ.1956.-Т. 27, вып. 6,-С. 1271-1276.

71. Меркулов А.П. Совместная работа вихревой трубы и диффузора // Холодильная техника.- 1962.-№4,- С. 34-39.

72. Меркулов А.П. О целесообразности использования вихревого эффекта на высоких давлениях // Труды КуАИ.- Куйбышев, 1961.- С. 275-282.

73. Меркулов А.П. Вихревые холодильно-нагревательные установки. -Куйбышев: Кн. изд-во, 1961.- С. 44.

74. Меркулов А.П. Гипотеза взаимодействия вихрей // Изв. ВУЗов. Энергетика.-1964.-№3.- С. 74-82.

75. Меркулов А.П. О критических режимах вихревой трубы // Изв ВУЗов. Авиационная техника,- 1979.-№4. С. 29-46.

76. Меркулов А.П,, Колышев Н.Д. Исследование температурных полей вихревой трубы с диффузором. — Труды КуАИ. Куйбышев, 1965. С. 167-177.

77. Меркулов А.П., Колышев Н. Д. Распределение скорости по высоте сопла вихревой трубы. — Труды КуАИ, Куйбышев, 1965, С. 174-178,

78. Метенин В.И. Экспериментальное исследование рабочего процесса воздушной вихревой холодильной установки // Холодильная техника. 1959. -С. 291313.

79. Метенин В.И. Исследование вихревых температурных разделителей сжатого газа//ЖТФ. 1960. Т. 30.-С. 109-110.

80. Мизес Р. Математическая теория течений сжимаемой жидкости. М.: Изд-во Иностр. лит., 1961.-С. 298.

81. Любимов Д. В., Тарунин Е. Л., Ямшинина Ю. А. Теоретическая модель эффект Ранка-Хилша. // Вестник Пермского университета. Математика. Выпуск 1., ПГУ., 1994.-С. 162-177.

82. Солодовников В.В. Теория автоматического регулирования. Ч 1, М.: Машиностроение, 1967.-С. 767.

83. Соколов Е. Я. Характеристика вихревой трубы, // Теплоэнергетика, 1968. -С. 336.

84. Торочешников Н.С., Лейтес Н.Л., Бродянский В.М. Исследование эффекта температурного разделения воздуха в прямоточной вихревой трубе. — ЖТФ, т. 28,1958.-С. 1229-1236.

85. Фультон Ц. Д. Труба Ранка. — Холодильная техника, 1950.

86. Чижиков Ю. В. Определение диаметра вихревой трубы в зависимости от степени расширения газа // Известия ВУЗов, Машиностроение 1972. - №8. - С. 165.

87. Щукин В. К. Теплообмен и гидродинамика внутренних потоков в полях массовых сил. М.: Машиностроение, 1982. С. 199.

88. Щербаков В.А., Цибер Н.А. Алгоритм программного управления пространственным перемещением// Сборник науных трудов/ Куйбышев 1985 г. С. 8185.

89. Erdelyi, Wirkung des Zentrifugalfeldes fiifdem Warmezustand der Gase, Erkla-rung der Ranque-Erschinung: Forschung aufdem Gabiet des.

90. HILSCH R„ Die Expansion von Qasen in Zentrifugalfeld als Kaelterprncess// Zeitschrift fur Natarforschung.- Jan., 1946.

91. INMANR. M. Energy Separation in Laminar Vortex-Type Slip Flow, //AIAA Journal .-1963- 1, No. 6.

92. Keller I.U. Das Wirbellrohr: Bemerkungen zu den Grundlagen und neuen ener-gietechnischen Anwendungen // E-Mail:keller@int.maschinenbau. uni-siegen.de, 2005. c. 6.

93. Ranque G. L. Experiences sur la Detente Girataire avec Productions. Simultanees sur la d'ur Ehappement d'Air froid. Journal de Physique et le Radium, Suppi, 1933. p. 112-115.