Система охлаждения.

Для обеспечения работоспособности силовой установки необходимо поддерживать вполне определенную ее температуру. Превышение этой температуры может привести к перегреву двигателя, его агрегатов и элементов конструкции летательного аппарата, расположенных в зоне двигателя. Перегрев жизненно важных узлов двигателя (камеры сгорания, турбины и т. д.) снижает их прочность или вызывает разрушение. Поэтому от горячих деталей двигателя необходим либо отвод тепла в менее нагретые детали, либо контакт их с охладителем. Охлаждение отдельных элементов двигателя (например, лопаток и дисков турбины) производится также с целью замены дорогостоящих высоколегированных сталей и сплавов более дешевыми, уменьшения термических напряжений за счет выравнивания температуры детали по объему, повышения температуры газов перед турбиной.

В зависимости от типа силовой установки охлаждение может быть осуществлено различно. В современных ПД, например, цилиндры обдуваются набегающим потоком воздуха. Передача тепла от горячих деталей двигателя может осуществляться при помощи промежуточной среды (воды, масла, топлива), которая играет роль охладителя. В этом случае тепло в окружающую среду рассеивается через радиаторные установки. Кроме силовой установки, на летательном аппарате необходимо охлаждать некоторые агрегаты, которые сами выделяют тепло (генераторы, компрессоры, насосы, электрические преобразователи).

Необходимость создания нормальных физиологических условий для экипажа и пассажиров на больших высотах полета приводит к использованию для наддува кабин воздуха, забираемого от компрессора гтд.

Это возможно только при наличии специальной системы охлаждения, обеспечивающей понижение температуры воздуха и поддержание ее постоянной в заданном диапазоне температур.

Увеличение скорости полета повышает температуру поверхности летательного аппарата. Нагрев конструкции ухудшает прочностные характеристики материалов. Раньше всего выходят из строя элементы конструкции, выполненные из органических материалов. Значительное увеличение температуры может привести к закипанию топлива в баках, потере электроизолирующих свойств резины. В связи с этим встает вопрос о выборе новых материалов, могущих, работать при высоких температурах. Применение алюминиевых и магниевых сплавов ограничено (без дополнительного охлаждения) числом М полета, равным 2,2.Титановые сплавы и нержавеющие стали могут использоваться при числе М = 3 с перспективой его дальнейшего увеличения до М = 3,5—4.

Силовая установка на больших скоростях полета нагревается до более высоких температур, чем наружные поверхности летательного аппарата, так как к теплу, получаемому от заторможенного потока, прибавляется тепло, передаваемое от двигателя и его оборудования. В этих условиях нужны специальные системы охлаждения, обеспечивающие поддержание температуры отдельных частей силовой установки в заданных пределах.

Таким образом, системы охлаждения силовых установок предназначены для поддержания температуры отдельных агрегатов и систем в допустимых по техническим условиям пределах; вентиляции подкапотного пространства двигателя с целью ликвидации там застойных зон горячего воздуха и предотвращения скопления е гондолах паров пожаро- и взрывоопасных жидкостей; защиты элементов конструкции летательного аппарата и его систем от теплового излучения двигателя.

К системам охлаждения силовых установок предъявляются следующие требования: высокая эффективность, т. е. обеспечение необходимого отвода тепла от двигателя и его элементов (деталей, агрегатов и узлов) при малом расходе охладителя и небольших затратах мощности на работу охлаждающих устройств; простота конструкции; минимальное аэродинамическое сепрогизленир и небольшой вес; надежное и простое, желательно автоматическое, управление; простота эксплуатации (минимальное время на подготовку к полету, удобство осмотров, монтажа, демонтажа и т. п.).

Кроме перечисленных, к этим системам могут предъявляться другие требования, непосредственно связанные с применяемым типом летательного аппарата и его силовых установок. Системы проверяются при испытаниях двигателя на земле и в полете на режимах взлета, набора высоты, крейсерского полета и посадки в условиях максимально возможной температуры окружающего воздуха (обычно 45° С).

Классификация

Системы охлаждения по типу применяемого охладителя подразделяются на две группы: газовые (воздушные) и жидкостные. В первой группе используется атмосферный воздух или пары воды, во второй — топливо, масло, жидкости с высокой температурой кипения, расплавленные металлы. Вещество-охладитель должно иметь высокие значения удельной теплоемкости, коэффициента теплоотдачи и температуры кипения, сохранять физические свойства при многократных нагревах и охлаждениях, быть безопасным, обла­дать слабой коррозионной активностью, быть простым в обслуживании.

В зависимости от схемы движения охладителя системы могут быть разомкнутыми и замкнутыми. В первых охладитель используется однократно, после чего выбрасывается в атмосферу. Замкнутая система характеризуется тем, что охладитель циркулирует по замкнутому контуру, перенося тепло от нагретых деталей к теплообменнику.

Системы воздушного охлаждения применяют для защиты от перегрева компрессоров, генераторов, цилиндров ПД, камер сгорания, удлинительных труб, дисков и лопаток турбин ГТД. Эти системы наиболее просты по конструкции, не требуют сложных дополнительных устройств, надежны в работе.

Отвод тепла от нагретых деталей воздухом производится двумя способами: либо путем обдува их наружных поверхностей (внешнее охлаждение), либо за счет циркуляции охладителя внутри деталей (внутреннее охлаждение). Первый способ обычно используют для снижения температуры агрегатов, расположенных на двигателе (компрессоры, насосы, генераторы), или деталей, которые непосредственно не омываются газовым потоком, второй — для деталей, находящихся в газовом потоке. Для уменьшения температуры стенок камеры сгорания и дисков турбины широкое распространенаполучило заградительное охлаждение. В этом случае через отверстии илищели по направлению потока горячего газа подается струя холодного воздуха, которая, перемешиваясь с горячим газом, понижает его температуру, предохраняя тем самым защищаемые поверхности от перегрева. Для подачи холодного воздуха через щель не требуется большого перепада давления и обычно используется воздух, отбираемый из атмосферы или тракта двигателя на входе в камеру сгорания. К недостаткам относится то, что в отдельных зонах холодная струя, обладающая небольшим избыточным давлением, не может преодолеть гидравлического сопротивления этих зон, вследствие чего там возможно возникновение местных перегревов.

Для охлаждения ПД используют встречный поток воздуха, омывающий оребренные стенки головок и гильзы цилиндров. Повышение эффективности охлаждения достигается размещением двигателя в капоте. Кроме того, цилиндры заключают в дефлекторы, прижимающие воздушный поток к оребрению и стенкам цилиндров, снижая тем самым расход воздуха. Для лучшей герметизации внешние кромки дефлекторов обшивают кожей или специальными пластиками. Уменьшение расхода воздуха через капот, достигаемое благодаря наличию дефлекторов, уменьшает потребную выходную площадь воздушного канала, что упрощает и улучшает компоновку капота и силовой установки в целом. Поддержание температуры деталей в допустимых пределах при различных режимах полета обеспечивается изменением площади выходного сечения воздушного канала.

На больших скоростях полета применение внешних воздухозаборников нежелательно, так как они значительно увеличивают аэродинамическое сопротивление самолета. В этих условиях приемлемыми могут оказаться различные устройства (клапаны), обеспечивающие поступление необходимого количества воздуха в подкапотное пространство из воздухозаборников двигателя.

Особого внимания заслуживают системы охлаждения силовых установок вертолетов, где требуется принудительный обдув двигателей воздухом от вентиляторов. Это объясняется тем, что на ре-

Системы жидкостного охлаждения о настоящее время применяют в ЖРД для снижения температуры стенок камер сгорания, а па некоторых типах летательных аппаратов с ТРД — масла в радиаторахторах. В качестве охладителя широко используют топливо. Этот способ может применяться при условии необходимого перепада температур между горячими деталями (стенки камеры сгорания) и топливом, т. е. должно выполняться условие . При этом температура топлива в системе не должна превышать максимально допустимую температуру, определяемую из условия коксуемости топлива.

При больших тепловых потоках в камерах ЖРД внешнее охлаждение камер становится весьма затруднительным вследствие значительного перепада температуры между внутренней и наружной поверхностями стенки. Если в качестве охладителя используется горючее, то может оказаться, что его теплоемкости будет недостаточно для поглощения передаваемого тепла. Кроме того, возникает опасность перегрева отдельных участков стенки при местном закипаний охладителя. В таких случаях применяют пленочное охлаждение. Через отверстия или щели подается жидкость, которая образует на поверхности защитную пленку. Пленка уносится потоком газа вдоль поверхности и испаряется, поглощая при этом тепло. Пары жидкости, поступая в пограничный слой, увеличивают толщину слоя и уменьшают теплоотдачу в стенки.

Наряду с пленочным может применяться пористое охлаждение, основанное на подаче через пористую или перфорированную поверхность в пограничный слой жидкости (или газа) с теми же, что и во внешнем потоке, или другими физическими свойствами.

Этот способ дает выигрыш в расходе охладителя, однако его применение связано с рядом трудностей. Одной из них является необходимость использования специального пористого материала, обладающего меньшей прочностью по сравнению со сплошным. К недостаткам относятся потери в тяге при охлаждении сопел реактивных двигателей и необходимость иметь некоторый запас давления для подачи охладителя через пористую поверхность.

Расчет

Радиаторы.

Проверочные расчеты радиаторов производят, если известны геометрические характеристики радиаторов (поверхность охлаждения, число трубок, их длина, диаметр и т. п.) и требуется определить количество тепла, переданного от одного теплоносителя к другому, а также конечные температуры теплоносителей (рабочих жидкостей).

Проектировочные расчеты выполняют при создании новых радиаторов для определения поверхности охлаждения (теплообмена).

Рассмотрим в качестве примера методику проведения проверочных расчетов применительно к топлпвно-масляным радиаторам, т. е. из нескольких типов радиаторов выберем тот, который обеспечит отвод от двигателя потребного количества тепла. Кроме геометрических характеристик радиаторов и потребного количества тепла, необходимо иметь значения прокачек топлива и масла через радиатор , , температуры на входе в радиатор , и физические свойства топлива и масла (вязкость, плотность, теплоемкость, теплопроводность и т. п.).

Количество тепла, которое может отвести радиатор: , где К-коэффициент теплопередачи, S — поверхность охлаждения, — средняя разность температур.

Принимая изменение температуры по длине поверхности теплообмена линейным (что справедливо при незначительном изменении температуры вдоль поверхности), можно записать:

; , где повышение температуры топлива в радиаторе;

понижение температуры масла в радиаторе (здесь и далее по тексту индекс «т» относится к топливу, «м» — к маслу).

При неизвестных значениях коэффициента теплопередачи его можно определить по формуле: , коэффициенты теплоотдачи а_т, а_м находят из зависимости: , где Nu — критерий Нуссельта, характеризующий конвективный теплообмен между жидкой средой и поверхностью теплообмена;

И.Т.Д.