RU2127212C1 - Method of cooling on-board systems of flying vehicle - Google Patents

Method of cooling on-board systems of flying vehicle Download PDF

Info

Publication number
RU2127212C1
RU2127212C1 RU97119165A RU97119165A RU2127212C1 RU 2127212 C1 RU2127212 C1 RU 2127212C1 RU 97119165 A RU97119165 A RU 97119165A RU 97119165 A RU97119165 A RU 97119165A RU 2127212 C1 RU2127212 C1 RU 2127212C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
turbine
stream
compressor
cooling
Prior art date
Application number
RU97119165A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU97119165A (en
Inventor
А.И. Френкель
К.Х. Марбашев
А.С. Клягин
Original Assignee
Закрытое акционерное общество "Отделение морских систем ОКБ им.П.О.Сухого"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Закрытое акционерное общество "Отделение морских систем ОКБ им.П.О.Сухого" filed Critical Закрытое акционерное общество "Отделение морских систем ОКБ им.П.О.Сухого"
Priority to RU97119165A priority Critical patent/RU2127212C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2127212C1 publication Critical patent/RU2127212C1/en
Publication of RU97119165A publication Critical patent/RU97119165A/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: aeronautical engineering; cooling system of high-speed aircraft equipment. SUBSTANCE: method of cooling the on-board systems of flying vehicle consists in separation of flow of the outside air compressed in inlet diffuser into two parts. First part is directed to turbine where air is expanded polytropically doing work, after which it is heated in heat exchanger and compressed by compressor fitted on turbine shaft. Second part of air is admitted to ejector device in whose nozzle air is accelerated to speed ensuring the preset degree of rarefaction, after which air received from compressor is accelerated in mixing chamber exchanging with moment. Both flows are mixed after partial restoration of pressure in diffuser of ejector device and are discharged overboard. Method provides for reducing temperature of antifreeze cooling the aircraft on-board systems by 12 C in single-stage process, thus ensuring normal conditions for functioning of these systems in hot season. EFFECT: enhanced efficiency. 5 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной технике, в частности к системам охлаждения оборудования скоростных самолетов. The invention relates to the field of aviation technology, in particular to cooling systems for equipment of high-speed aircraft.

Летательные аппараты, перемещающиеся в атмосфере с высокими скоростями, подвержены аэродинамическому нагреву при обтекании фюзеляжа воздушными потоками. Другими источниками нагрева являются солнечные лучи, а также работающие силовые установки самого летательного аппарата. В то же время для работы многих систем самолета необходимо поддерживать весьма умеренные температуры, которые не всегда удается обеспечить обычной вентиляцией. Aircraft moving in the atmosphere at high speeds are subject to aerodynamic heating when air flows around the fuselage. Other sources of heating are the sun's rays, as well as working power plants of the aircraft itself. At the same time, for the operation of many aircraft systems it is necessary to maintain very moderate temperatures, which are not always possible to provide with normal ventilation.

Известен способ охлаждения бортовых систем летательных аппаратов, основанный на использовании давления торможения встречного потока забортного воздуха и реализуемый системой, состоящей из воздухозаборника, турбины, теплообменника и нагружающего турбину компрессора (патент US N 2453923, 1948). В указанном способе воздух, поступивший в воздухозаборник, делят на два потока. Один из потоков направляют в турбину, где воздух в результате адиабатического расширения понижает свою температуру (и давление). После турбины эта часть воздушного потока проходит через теплообменник, а затем поступает в компрессор, сидящий на валу турбины. Второй поток воздуха также проходит через теплообменник, где его температура понижается за счет контакта через стенку с более холодным первым потоком. После выхода из теплообменника второй поток используют непосредственно для охлаждения бортовых систем и/или помещений летательного аппарата. A known method of cooling on-board systems of aircraft based on the use of braking pressure of the oncoming flow of outboard air and implemented by a system consisting of an air intake, turbine, heat exchanger and compressor loading turbine (US Pat. No. 2,453,923, 1948). In this method, the air entering the air intake is divided into two streams. One of the flows is directed to a turbine, where air, as a result of adiabatic expansion, lowers its temperature (and pressure). After the turbine, this part of the air flow passes through the heat exchanger, and then enters the compressor sitting on the turbine shaft. The second air stream also passes through the heat exchanger, where its temperature decreases due to contact through the wall with a cooler first stream. After exiting the heat exchanger, the second stream is used directly for cooling the on-board systems and / or premises of the aircraft.

Недостатком указанного способа является малая величина степени расширения воздуха в турбине из-за значительного по величине аэродинамического сопротивления теплообменника по воздушной стороне и входных и выходных каналов, подводящих и отводящих забортный воздух от турбохолодильника. Поскольку степень снижения температуры заборного воздуха определяется величиной степени расширения его в турбине, увеличение последней позволяет с одной стороны снизить весогабаритные показатели турбохолодильника и теплообменника, а с другой стороны - обеспечить необходимый отвод тепла от теплоносителя, охлаждаемого в теплообменнике, в тех случаях, когда верхний допустимый уровень температуры этого теплоносителя близок к 60 - 70oC.The disadvantage of this method is the small value of the degree of expansion of air in the turbine due to the significant aerodynamic drag of the heat exchanger on the air side and the inlet and outlet channels supplying and discharging outboard air from the turbo-cooler. Since the degree of reduction in intake air temperature is determined by the degree of expansion in the turbine, an increase in the latter makes it possible to reduce the weight and dimensions of the turbo-cooler and heat exchanger on the one hand, and, on the other hand, to provide the necessary heat removal from the heat carrier cooled in the heat exchanger, in cases where the upper permissible the temperature level of this coolant is close to 60 - 70 o C.

Для снижения температуры выходящего из турбины забортного воздуха предлагается снабдить воздухозаборник диффузором и использовать выходное эжекторное устройство, создающее дополнительное разряжение на выходе из компрессора за счет использования давления торможения дополнительного потока встречного забортного воздуха. To reduce the temperature of the outboard air leaving the turbine, it is proposed to equip the air intake with a diffuser and use an ejector outlet device that creates additional vacuum at the compressor outlet by using the braking pressure of an additional outboard air flow.

Способ охлаждения бортовых систем согласно изобретению включает в себя разделение потока забортного воздуха, сжатого во входном диффузоре, на две части. Первую часть направляют в турбину (турбохолодильник), где воздух политропически расширяется, совершая работу, а затем нагревается в теплообменнике и сжимается компрессором, сидящим на валу турбины. Вторая часть поступает в эжекторное устройство, в сопле которого воздух разгоняется до скорости, обеспечивающей заданную степень разряжения, а затем в камере смешения разгоняет поступивший из компрессора воздух, обмениваясь с ним количеством движения. Оба потока смешиваются и, частично восстановив давление в диффузоре эжекторного устройства, сбрасываются за борт. Выбор места входа забортного воздуха и места его выброса при заданных площадях входного и выходного отверстий и прочих равных условиях должен обеспечивать максимальный по величине поток воздуха через турбохолодильник. Объемное соотношение первого и второго потоков забортного воздуха (Gэж/Gтх) может находиться в пределах от 1:1 до 1:4.A method for cooling on-board systems according to the invention includes dividing the outboard air stream compressed in the inlet diffuser into two parts. The first part is sent to a turbine (turbo-refrigerator), where the air expands polytropically, doing work, and then heats up in a heat exchanger and is compressed by a compressor sitting on the turbine shaft. The second part enters the ejector device, in the nozzle of which the air is accelerated to a speed that provides a given degree of discharge, and then in the mixing chamber it accelerates the air received from the compressor, exchanging the amount of movement with it. Both flows are mixed and, having partially restored the pressure in the diffuser of the ejector device, they are discharged overboard. The choice of the inlet air outlet and the place of its discharge at given inlet and outlet openings and other equal conditions should provide the maximum air flow through the turbo-cooler. The volume ratio of the first and second outboard air flows (G ezh / G tx ) can be in the range from 1: 1 to 1: 4.

При эксплуатации летательных аппаратов в особо жарких условиях, например при полетах над пустынями, охлаждение бортовых систем предлагаемым способом по одноступенчатой схеме может оказаться недостаточным. В таких случаях охлаждение можно проводить в две ступени, используя дополнительные турбины и компрессор, а также вспомогательный теплообменник. When operating aircraft in extremely hot conditions, for example, when flying over deserts, cooling the airborne systems by the proposed method according to a single-stage scheme may not be sufficient. In such cases, cooling can be carried out in two stages, using additional turbines and a compressor, as well as an auxiliary heat exchanger.

При этом первую часть разделенного воздушного потока дополнительно делят на основной и вспомогательный потоки. Основной поток перед поступлением в основную турбину охлаждают во вспомогательном теплообменнике, в котором охлаждающим агентом является вспомогательный поток. Вспомогательный поток пропускают через дополнительную турбину, вспомогательный теплообменник и дополнительный компрессор, сидящий на валу дополнительной турбины, после чего объединяют с основным потоком, выходящим из основного компрессора. В этом случае объемное соотношение между первой и второй частью разделенного потока воздуха поддерживают в пределах от 1:1 до 1:2. Такое же объемное соотношение (в пределах от 1: 1 до 1:2) поддерживают и между основным и вспомогательным потоками при делении первой части общего потока. In this case, the first part of the divided air stream is further divided into main and auxiliary flows. The main stream before entering the main turbine is cooled in the auxiliary heat exchanger, in which the cooling agent is an auxiliary stream. The auxiliary stream is passed through an additional turbine, an auxiliary heat exchanger and an additional compressor sitting on the shaft of the additional turbine, and then combined with the main stream exiting the main compressor. In this case, the volume ratio between the first and second part of the divided air flow is maintained in the range from 1: 1 to 1: 2. The same volume ratio (ranging from 1: 1 to 1: 2) is maintained between the main and auxiliary streams when dividing the first part of the total stream.

Для летательных аппаратов, которые могут перемещаться как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями, диффузор воздухозаборника выполняют с возможностью регулировки его профиля и/или сечения. For aircraft that can travel both at subsonic and supersonic speeds, the air inlet diffuser is configured to adjust its profile and / or cross section.

На фиг. 1 показана принципиальная схема движения захваченного встречного потока воздуха по системам летательного аппарата при одноступенчатом процессе охлаждения. Позицией 1 на чертеже обозначен диффузор воздухозаборника; позицией 2 - зона разделения потока; 3 - турбина и 4 - компрессор, сидящие на одном валу 5; 6 - теплообменник с магистралью 7 жидкостного хладоагента; 8 - выпускное эжекторное устройство. In FIG. 1 shows a schematic diagram of the motion of a captured oncoming air flow through aircraft systems during a single-stage cooling process. Position 1 in the drawing indicates the air intake diffuser; position 2 - zone separation of the flow; 3 - turbine and 4 - compressor, sitting on the same shaft 5; 6 - heat exchanger with line 7 of a liquid refrigerant; 8 - exhaust ejector device.

На фиг. 2 изображена T - S диаграмма процессов, проходящих с частью потока захваченного забортного воздуха, направляемой в турбину. Участок a - b на диаграмме соответствует сжатию воздуха во входном диффузоре; участок b - c расширению воздуха в турбине; c - d нагреванию в теплообменнике; d - e сжатию в компрессоре и e - f сжатию в выпускном эжекторном устройстве. In FIG. 2 is a T - S diagram of processes taking place with a portion of the captured overboard air flow directed to a turbine. Section a - b in the diagram corresponds to air compression in the inlet diffuser; section b - c expansion of air in the turbine; c - d heating in the heat exchanger; d - e compression in the compressor and e - f compression in the exhaust ejector device.

На фиг. 3 - схема движения захваченного встречного потока воздуха по системам летательного аппарата при двухступенчатом процессе охлаждения. Позиции 1 - 8 обозначают те же элементы схемы, что и на фиг. 1. Позицией 9 на чертеже обозначена зона дополнительного разделения первой части захваченного забортного воздуха на основной и вспомогательный потоки; позицией 10 - дополнительная турбина и 11 - дополнительный компрессор, сидящие на одном валу 12. Позиция 13 обозначает вспомогательный теплообменник, 14 - зона объединения основного и вспомогательного потоков перед поступлением в выпускное эжекторное устройство 8. In FIG. 3 is a diagram of the motion of a captured oncoming air flow through aircraft systems during a two-stage cooling process. Positions 1 to 8 denote the same circuit elements as in FIG. 1. Position 9 in the drawing indicates the zone of additional separation of the first part of the captured outboard air into the main and auxiliary flows; position 10 - an additional turbine and 11 - an additional compressor sitting on one shaft 12. Position 13 denotes the auxiliary heat exchanger, 14 - zone combining the main and auxiliary flows before entering the exhaust ejector device 8.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
Пример 1. Способ осуществляли по одноступенчатой схеме на установке (турбина 3 и компрессор 4 на одном валу 5) с габаритами: длина 300 мм (без подводящих и отводящих патрубков), диаметр - 240 мм, вес установки 15 кг. Температура воздуха за бортом составляла 313 К (40oC), расход воздуха на охлаждение - 1300 кг/час, расход антифриза - 1480 кг/час. При 60oC плотность (ρ) антифриза составляла 1062 кг/м3, удельная теплоемкость (Cp) - 3,303 кдж/кг•град; при 80oC соответственно ρ = 1048 кг/м3и Cp = 3,455 кдж/кг•град.Information confirming the possibility of carrying out the invention
Example 1. The method was carried out according to a single-stage scheme in an installation (turbine 3 and compressor 4 on one shaft 5) with dimensions: length 300 mm (without inlet and outlet pipes), diameter - 240 mm, installation weight 15 kg. The air temperature overboard was 313 K (40 o C), the air flow rate for cooling was 1300 kg / h, the antifreeze flow rate was 1480 kg / h. At 60 o C the density (ρ) of antifreeze was 1062 kg / m 3 , specific heat (Cp) - 3.303 kJ / kg • deg; at 80 o C, respectively, ρ = 1048 kg / m 3 and Cp = 3,455 kJ / kg • deg.

В процессе проведения испытаний температура воздуха перед турбиной 3 составляла 329 К, температура за турбиной 3 на входе в теплообменник 6 составляла 290 К, перед компрессором 4 - 331 К и за компрессором 4 - 370 К. Соответственно давление воздуха перед турбиной 3 составляло 1,13 ата, давление за турбиной 3 перед теплообменником 6 составляло 0,645 ата, перед компрессором 4 - 0,595 ата и за компрессором 4 - 0,80 ата. During testing, the air temperature in front of turbine 3 was 329 K, the temperature behind turbine 3 at the inlet to heat exchanger 6 was 290 K, in front of compressor 4 - 331 K and behind compressor 4 - 370 K. Accordingly, the air pressure in front of turbine 3 was 1.13 ata, the pressure behind the turbine 3 in front of the heat exchanger 6 was 0.645 ata, before the compressor 4 - 0.595 ata and behind the compressor 4 - 0.80 ata.

Температура антифриза, направляемого на охлаждение бортовых систем по магистрали 7, снижалась в возлушно-жидкостном теплообменнике 6 на 12o (с 344 К до 332 К), что позволяло поддерживать температуру бортовых систем самолета в пределах, обеспечивающих нормальное их функционирование.The temperature of antifreeze, directed to the cooling of the on-board systems along the line 7, decreased in the air-liquid heat exchanger 6 by 12 o (from 344 K to 332 K), which made it possible to maintain the temperature of the on-board systems of the aircraft within the limits ensuring their normal functioning.

Claims (5)

1. Способ охлаждения бортовых систем летательного аппарата, включающий захват потока встречного воздуха с помощью воздухозаборника, разделение общего потока воздуха на две части, первую из которых последовательно пропускают через турбину, теплообменник и компрессор, сидящий на валу турбины, а затем сбрасывают за борт летательного аппарата, причем в теплообменнике эта часть воздушного потока охлаждает теплоноситель, направляемый непосредственно на охлаждение бортовых систем, отличающийся тем, что воздухозаборник снабжен диффузором, в котором сжимают захваченный поток встречного воздуха, а сброс разделенных воздушных потоков за борт производят через эжекторное устройство, в котором вторая часть разделенного воздушного потока разгоняет первую часть, выходящую из компрессора. 1. A method of cooling on-board systems of an aircraft, including capturing a stream of oncoming air using an air intake, dividing the total air stream into two parts, the first of which is sequentially passed through a turbine, a heat exchanger and a compressor sitting on a turbine shaft, and then dumped overboard the aircraft moreover, in the heat exchanger, this part of the air flow cools the coolant directed directly to the cooling of the on-board systems, characterized in that the air intake is equipped with a diffuser, which compresses the captured oncoming air stream and discharge of the separated air flows overboard through an ejector device, in which the second part of the divided air stream accelerates the first part exiting the compressor. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что объемное соотношение между первой и второй частью разделенного потока воздуха поддерживают в пределах от 1:1 до 1:4. 2. The method according to p. 1, characterized in that the volume ratio between the first and second part of the divided air flow is maintained in the range from 1: 1 to 1: 4. 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что диффузор воздухозаборника выполнен с возможностью регулировки его профиля и/или сечения. 3. The method according to claim 1, characterized in that the air inlet diffuser is configured to adjust its profile and / or section. 4. Способ по п.1, отличающийся тем, что первую часть разделенного воздушного потока дополнительно делят на основной и вспомогательный потоки, причем основной поток перед поступлением в турбину охлаждают во вспомогательном теплообменнике, в котором охлаждающим агентом является вспомогательный поток, при этом вспомогательный поток пропускают через дополнительную турбину, вспомогательный теплообменник и дополнительный компрессор, сидящий на валу дополнительной турбины, после чего объединяют с основным потоком, выходящим из компрессора. 4. The method according to claim 1, characterized in that the first part of the divided air stream is additionally divided into the main and auxiliary flows, the main stream being cooled before entering the turbine in an auxiliary heat exchanger, in which the cooling agent is an auxiliary stream, while the auxiliary stream is passed through an additional turbine, an auxiliary heat exchanger and an additional compressor sitting on the shaft of the additional turbine, and then combined with the main stream exiting the compressor. 5. Способ по п.4, отличающийся тем, что объемное соотношение между первой и второй частью разделенного потока воздуха поддерживают в пределах от 1:1 до 1:2, а объемное соотношение между основным и вспомогательным потоками при делении первой части общего потока поддерживают в пределах от 1:1 до 1: 2. 5. The method according to claim 4, characterized in that the volume ratio between the first and second part of the divided air flow is maintained in the range from 1: 1 to 1: 2, and the volume ratio between the main and auxiliary flows when dividing the first part of the total flow is maintained in ranging from 1: 1 to 1: 2.
RU97119165A 1997-11-21 1997-11-21 Method of cooling on-board systems of flying vehicle RU2127212C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97119165A RU2127212C1 (en) 1997-11-21 1997-11-21 Method of cooling on-board systems of flying vehicle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97119165A RU2127212C1 (en) 1997-11-21 1997-11-21 Method of cooling on-board systems of flying vehicle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2127212C1 true RU2127212C1 (en) 1999-03-10
RU97119165A RU97119165A (en) 1999-05-10

Family

ID=20199145

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97119165A RU2127212C1 (en) 1997-11-21 1997-11-21 Method of cooling on-board systems of flying vehicle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2127212C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2457983C2 (en) * 2006-11-20 2012-08-10 Эйрбас Оперейшнз Гмбх Multistage system of aircraft electronic hardware cooling
RU2458823C2 (en) * 2006-12-15 2012-08-20 Эйрбас Оперейшнз Гмбх Standby cooling system for cooling aircraft standby components
US8438865B2 (en) 2006-11-20 2013-05-14 Airbus Operations Gmbh Cooling system and method for cooling an aircraft device

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2457983C2 (en) * 2006-11-20 2012-08-10 Эйрбас Оперейшнз Гмбх Multistage system of aircraft electronic hardware cooling
US8438865B2 (en) 2006-11-20 2013-05-14 Airbus Operations Gmbh Cooling system and method for cooling an aircraft device
US9451732B2 (en) 2006-11-20 2016-09-20 Airbus Operations Gmbh Multistage cooling of electronic components of an aircraft
RU2458823C2 (en) * 2006-12-15 2012-08-20 Эйрбас Оперейшнз Гмбх Standby cooling system for cooling aircraft standby components
US9145210B2 (en) 2006-12-15 2015-09-29 Airbus Deutschland Gmbh Redundant aircraft cooling system for redundant aircraft components

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6928832B2 (en) Electrically driven aircraft cabin ventilation and environmental control system
EP0738655B1 (en) Environmental control system
EP3168154B1 (en) Aircraft air conditioning system with a cabin exhaust air turbine
US5151022A (en) Environmental control system with catalytic filter
JPH05509390A (en) Environmental control device with simplified cycle
EP0035909B1 (en) Air conditioning system
US5511374A (en) High pressure air source for aircraft and engine requirements
US6250097B1 (en) Dual expansion energy recovery (DEER) air cycle system with mid pressure water separation
US6615606B2 (en) Dual turbine bootstrap cycle environmental control system
CN107235153B (en) Apparatus and method for providing heated air to an anti-icing system for an airfoil
EP2735510B1 (en) Aircraft air conditioning system and method of operating an aircraft air conditioning system
US4875345A (en) High-performance air-conditioning installation for aircraft
CN106240827B (en) Recirculation system for parallel ram heat exchanger
JPH07144698A (en) Equipment for recovering energy in aircraft particularly passenger plane
US5343692A (en) Contaminate neutralization system for use with an advanced environmental control system
JPH05238489A (en) Air cycle air conditioning system
GB1469555A (en) Methods for air contitioning aircraft cabins and devices for carrying out the methods
CN105857618B (en) Environmental control system utilizing parallel stamped heat exchangers
JP2006231974A (en) Air conditioner of aircraft
CN108146638B (en) Aircraft air conditioning system and method for operating an aircraft air conditioning system
US10543924B2 (en) Environmental control system utilizing multiple mix points for recirculation air in accordance with pressure mode
CA2964994A1 (en) Environmental control system utilizing two pass secondary heat exchanger and cabin pressure assist
CA2380893C (en) A system for supplying an aircraft with cool air
CA2325126C (en) Method and system for feeding a cool air inlet of the cabin of an aircraft propelled by at least one jet engine
RU2127212C1 (en) Method of cooling on-board systems of flying vehicle