RU2632561C2 - Воздухо-воздушный радиатор и способ повышения его эффективности - Google Patents
Воздухо-воздушный радиатор и способ повышения его эффективности Download PDFInfo
- Publication number
- RU2632561C2 RU2632561C2 RU2016105034A RU2016105034A RU2632561C2 RU 2632561 C2 RU2632561 C2 RU 2632561C2 RU 2016105034 A RU2016105034 A RU 2016105034A RU 2016105034 A RU2016105034 A RU 2016105034A RU 2632561 C2 RU2632561 C2 RU 2632561C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- aircraft
- radiator
- supercharger
- receiver
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 5
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 10
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 8
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 6
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000007792 gaseous phase Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000007791 liquid phase Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
- B64D33/10—Radiator arrangement
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01P—COOLING OF MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; COOLING OF INTERNAL-COMBUSTION ENGINES
- F01P1/00—Air cooling
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к энергетике. Воздухо-воздушный радиатор, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещен воздушный канал, соединяющий входной и выходной ресиверы. К ресиверам подводится и отводится воздух, причём входной и выходной ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной ресивер. Также представлены варианты способа повышения эффективности воздухо-воздушного радиатора, при которых на скоростях полёта летательного аппарата более трёх чисел Маха осуществляется подача воды либо в воздушный канал, либо непосредственно в смеситель, установленный на выходе из выходного ресивера. Изобретение позволяет охладить воздух высокого давления, забираемый за компрессором газотурбинного двигателя для охлаждения его лопаток, а также позволяет решить проблему обледенения летательного аппарата. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению, самолетостроению.
Повышение температуры газа перед турбиной является приоритетным направлением развития авиадвигателестроения. Повышение температуры может быть достигнуто двумя путями: применением жаропрочных материалов и охлаждением элементов двигателя.
В авиационных газотурбинных двигателях (ГТД) используются системы воздушного охлаждения (П.К. Казанджан, Н.Д.Тихонов, А.К. Янко. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1983, с. 188÷193). Эффективность указанных систем зависит от температуры и расхода охлаждающего воздуха (там же с. 195, рис. 11.8, 11.9).
Для понижения температуры охлаждающего воздуха в авиационных ГТД используют теплообменные устройства, расположенные внутри газовоздушного тракта двигателя (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина - М.: Изд-во МАИ, 2003, с. 656, рис. 22.1). Однако технические возможности таких устройств ограничены хладоресурсом воздуха, проходящего через двигатель, а также размерами газовоздушного тракта двигателя.
Целью изобретения является расширение технических возможностей теплообменных устройств, используемых для охлаждения элементов ГТД.
Известны воздухо-воздушные радиаторы, которые устанавливают в крыле самолета и используют для охлаждения воздуха, поступающего из центробежного нагнетателя в цилиндры поршневого двигателя. Указанные радиаторы имеют воздушные каналы, расположенные под обшивкой крыла, входной и выходной ресиверы, к которым подводится и отводится воздух (Жовинский Н.Е. Силовые авиационные установки. М.: Воениздат, 1948, с. 289, рис. 219).
Поставленная цель достигается тем, что воздухо-воздушный радиатор выполнен в виде воздушного канала, расположенного под обшивкой летательного аппарата, например, в крыле. На входе и выходе из воздушного канала размещены входной и выходной ресиверы соответственно, к которым подводится и отводится воздух. Ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной.
Предпочтительно в качестве нагнетателя использовать центробежный либо струйный нагнетатели. Воздушный канал конструктивно может состоять из нескольких отдельных каналов.
Сущность изобретения заключается в том, что, во-первых, хладоресурс воздуха не ограничивается хладоресурсом воздуха, проходящего через двигатель, во-вторых, время пребывания воздуха в теплообменнике за счет его циркуляции и размеров летательного аппарата (того же крыла) многократно возрастает, в-третьих, интенсивность теплообменных процессов (за счет высоких скоростей движения воздуха в воздушных каналах благодаря той же циркуляции) остается высокой. Согласно законам теплопередачи и то, и другое, и третье ведет к увеличению количества теплоты, передаваемой внешней среде (атмосфере).
Эффективность охлаждения воздуха в воздухо-воздушном радиаторе с увеличением скорости полета уменьшается вследствие кинетического нагрева обшивки летательного аппарата. На скоростях полета более трех чисел Маха температура воздуха в радиаторе превышает 700 К.
Подача воды во внутреннюю полость радиатора (воздушный канал) снижает температуру воздуха в радиаторе. Наибольший эффект достигается, если воду подавать в смеситель, установленный на выходе из выходного ресивера.
Сущность изобретения заключается в том, что критической температурой воды является температура 650 К. Мгновенный переход воды из жидкой фазы в газообразную сопровождается мгновенным поглощением теплоты (более 2700 кДж/кг).
На фиг. 1 изображен воздухо-воздушный радиатор;
на фиг. 2 изображен воздухо-воздушный радиатор.
Воздухо-воздушный радиатор (фиг. 1) состоит обшивки крыла 1, входного ресивера 2, выходного ресивера 3, центробежного нагнетателя 4, входного воздушного канала 5, выходного воздушного канала 6, воздушного канала, расположенного под обшивкой крыла, соединяющего ресиверы (для обеспечения жесткости канала между обшивкой крыла и его силовой частью установлены ребра жесткости, в которых имеются отверстия для прохода воздуха в поперечном направлении).
Горячий воздух высокого давления, забираемый за компрессором ГТД, через канал 5 поступает во входной ресивер 2 и далее движется по воздушному каналу, расположенному между силовой частью крыла и обшивкой, делает вокруг крыла оборот. Обшивка крыла омывается с двух сторон: горячим воздухом изнутри и холодным воздухом снаружи (потоки движутся в перекрестном направлении). Между горячим и холодным воздухом устанавливается тепловой поток, определяемый коэффициентом теплопередачи, градиентом температур и площадью крыла, омываемой воздушными потоками. Охлаждаемый воздух попадает в ресивер 3, откуда часть воздуха через центробежный нагнетатель 4 возвращается в ресивер 2, а часть через выходной канал 6 - в систему охлаждения двигателя. Воздух, попавший в ресивер 2 через нагнетатель 4, и горячий воздух, попавший через канал 5, смешиваются, в результате температура горячего воздуха понижается. Далее идет повторение цикла охлаждения воздуха в радиаторе, но уже с меньшей начальной температурой. Через несколько циклов температура воздуха в выходном ресивере устанавливается на минимальном уровне в зависимости от доли воздуха, перепускаемого через нагнетатель (так называемый коэффициент циркуляции воздуха - отношение расхода воздуха, проходящего через нагнетатель, к расходу воздуха, проходящему через воздушный канал, расположенный под обшивкой крыла).
Исследования показывают, что при коэффициентах циркуляции воздуха более 0,9 температура охлажденного воздуха приближается к температуре обшивки летательного аппарата (разница в температурах 20÷30 град).
На скоростях полета более трех чисел Маха температура обшивки летательного аппарата, и соответственно, температура охлажденного воздуха растут независимо от характеристик радиатора: коэффициента теплопередачи, коэффициента циркуляции, площади обшивки и т.д. В этих условиях для понижения температуры охлаждаемого воздуха (если это необходимо) используется вода, которая подается во внутреннюю полость (воздушный канал) радиатора, а лучше - в смеситель 7, установленный на выходе из выходного ресивера (фиг. 2). Испарение воды, которое в этих условиях происходит мгновенно, понижает температуру воздуха до заданной величины при достаточно умеренных расходах воды (исследования показывают, что в диапазоне скоростей полета до четырех Махов расход воды составляет не более 30% от расхода топлива).
Для привода центробежного нагнетателя требуется специальный привод и дополнительная мощность в пределах 1% от мощности турбины ГТД. Если коэффициент циркуляции небольшой, то можно обойтись струйным нагнетателем 8, который работает по принципу эжектора, у которого в качестве активного рабочего тела используется воздух высокого давления, поступающий для охлаждения в воздухо-воздушный радиатор (фиг. 2).
Воздухо-воздушный радиатор как энергетическая система позволяет при современном уровне технологий производства ГТД (жаропрочность и способы охлаждения лопаток) снять ограничение по температуре лопаток ГТД в диапазоне скоростей полета до четырех чисел Маха (расчетная температура газа перед турбиной - 2400 К).
Сопутствующим результатом является то, что воздухо-воздушный радиатор решает проблему обледенения летательного аппарата на принципиально новом уровне (обледенение исключается как явление).
Claims (7)
1. Воздухо-воздушный радиатор, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещен воздушный канал, соединяющий входной и выходной ресиверы, к которым подводится и отводится воздух, отличающийся тем, что ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной ресивер.
2. Воздухо-воздушный радиатор по п. 1, отличающийся тем, что в качестве обшивки летательного аппарата используется обшивка крыла.
3. Воздухо-воздушный радиатор по п. 1, отличающийся тем, что в качестве нагнетателя используется центробежный нагнетатель.
4. Воздухо-воздушный радиатор по п. 1, отличающийся тем, что в качестве нагнетателя используется струйный нагнетатель.
5. Воздухо-воздушный радиатор по п. 1, отличающийся тем, что воздушный канал конструктивно состоит из нескольких отдельных каналов.
6. Способ повышения эффективности воздухо-воздушного радиатора, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещен воздушный канал, соединяющий входной и выходной ресиверы, к которым подводится и отводится воздух и которые соединены между собой нагнетателем, перекачивающим часть воздуха из выходного ресивера во входной, заключающийся в том, что на скоростях полета летательного аппарата более трех чисел Маха в воздушный канал подается вода.
7. Способ повышения эффективности воздухо-воздушного радиатора, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещен воздушный канал, соединяющий входной и выходной ресиверы, к которым подводится и отводится воздух и которые соединены между собой нагнетателем, перекачивающим часть воздуха из выходного ресивера во входной, заключающийся в том, что на скоростях полета летательного аппарата более трех чисел Маха в смеситель, установленный на выходе из выходного ресивера, подается вода.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016105034A RU2632561C2 (ru) | 2016-02-15 | 2016-02-15 | Воздухо-воздушный радиатор и способ повышения его эффективности |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016105034A RU2632561C2 (ru) | 2016-02-15 | 2016-02-15 | Воздухо-воздушный радиатор и способ повышения его эффективности |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016105034A RU2016105034A (ru) | 2017-08-18 |
| RU2632561C2 true RU2632561C2 (ru) | 2017-10-05 |
Family
ID=59633238
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016105034A RU2632561C2 (ru) | 2016-02-15 | 2016-02-15 | Воздухо-воздушный радиатор и способ повышения его эффективности |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2632561C2 (ru) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU5664A1 (ru) * | 1926-07-13 | 1928-06-30 | Общество Даймлер-Бенц Акц. | Радиатор дл авиационного мотора |
| US2117632A (en) * | 1937-01-26 | 1938-05-17 | United Aircraft Corp | Wing radiator |
| RU2131380C1 (ru) * | 1996-05-15 | 1999-06-10 | Даймлер-Бенц Эйроспейс Эйрбас ГмбХ | Эжекторная система масляного охлаждения для вспомогательного авиационного двигателя |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU65691A1 (ru) * | 1944-02-12 | 1945-11-30 | С.С. Шашков | Кривошипно-шатунный механизм дл двигател внутреннего горени |
-
2016
- 2016-02-15 RU RU2016105034A patent/RU2632561C2/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU7904A1 (ru) * | 1926-03-10 | 1929-02-28 | Юнкерс Г. | Приспособление дл уменьшени лобового сопротивлени радиаторов и т.п. частей экипажей |
| SU5664A1 (ru) * | 1926-07-13 | 1928-06-30 | Общество Даймлер-Бенц Акц. | Радиатор дл авиационного мотора |
| US2117632A (en) * | 1937-01-26 | 1938-05-17 | United Aircraft Corp | Wing radiator |
| RU2131380C1 (ru) * | 1996-05-15 | 1999-06-10 | Даймлер-Бенц Эйроспейс Эйрбас ГмбХ | Эжекторная система масляного охлаждения для вспомогательного авиационного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016105034A (ru) | 2017-08-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2014139477A (ru) | Гондола турбинного двигателя, оснащенная теплообменником | |
| BR102016028354A2 (pt) | Method of cooling a gas turbine engine | |
| BR112016019829B1 (pt) | Método para gerar energia em um sistema que inclui um ciclo de fluido supercrítico e sistema configurado para gerar energia | |
| US10480407B2 (en) | Heat exchanger assembly for engine bleed air | |
| CN103847968B (zh) | 一种利用机载废热的新型机翼防冰系统 | |
| US20140208769A1 (en) | Integrated inducer heat exchanger for gas turbines | |
| Kusterer et al. | Heat transfer enhancement for gas turbine internal cooling by application of double swirl cooling chambers | |
| CN103244274A (zh) | 用于燃气涡轮机入口空气加热的系统和方法 | |
| CN108362025B (zh) | 一种使用相变材料冷却喷雾介质和使用微通道换热器防止失效的机载喷雾冷却系统 | |
| US20160312703A1 (en) | Adaptive turbomachine cooling system | |
| RU2015140420A (ru) | Гондола, оснащенная контуром охлаждения масла двигателя, содержащим промежуточный теплообменник | |
| US9611744B2 (en) | Intercooled compressor for a gas turbine engine | |
| US9399929B2 (en) | Steam turbine plant | |
| WO2018009259A3 (en) | Gas turbine engine having a surface cooler with ogv oriented fin angles | |
| GB626571A (en) | Improvements in or relating to gas turbine power plants | |
| RU2632561C2 (ru) | Воздухо-воздушный радиатор и способ повышения его эффективности | |
| CN111435056B (zh) | 热交换器 | |
| US2621481A (en) | Closed cycle air turbine power plant having direct and indirect heat exchangers | |
| RU2617026C1 (ru) | Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя | |
| RU2675167C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
| RU2522971C1 (ru) | Ядерная энергодвигательная установка | |
| RU2017118075A (ru) | Приточно-вытяжной противоточный теплообменник | |
| Sun et al. | Distribution optimization of circulating water in air-cooled heat exchangers for a typical indirect dry cooling system on the basis of entransy dissipation | |
| RU2584749C1 (ru) | Турбокомпрессорная энергетическая установка | |
| RU2572513C2 (ru) | Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета |