способ уменьшения тепла, аккумулированного в летательном аппарате во время полета

Формула изобретения

1. Способ уменьшения тепла, аккумированного во время полета в летательном аппарате, в частности в сверхзвуковом самолете, при котором использованный воздух выводится из кабины между панелями кабины и наружной обшивкой летательного аппарата для восприятия протекающего через наружную обшивку тепла и для нагрева почти до уровня температуры наружной обшивки, отличающийся тем, что нагретый использованный воздух пропускают через фильтровальные устройства, затем расширяют и охлаждают по меньшей мере в одной турбине фильтровального устройства, а охлажденный и расширенный воздух для восприятия и отвода тепла, возникшего на нижней стороне крыла, отводится через полости, находящиеся между топливным баком и нижней стороной соответствующего крыла.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что посредством турбины приводят в действие генераторы для создания электрической энергии.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что протекающий через полости расширенный и охлажденный воздух кабины после восприятия тепла, подводимого от нижней стороны крыла, выводят прямо в окружающую среду летательного аппарата.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что выходящий из полостей воздух кабины применяют в качестве охлаждающего средства для находящегося в силовой установке охладителя отбираемого воздуха.

5. Способ по одному из пп. 1 - 4, отличающийся тем, что протекающий через полости расширенный и охлажденный воздух кабины после восприятия тепла, подводимого от нижней стороны крыла, расширяют и охлаждают второй раз, причем еще раз пропускают через полости для восприятия и отвода тепла, подводимого от нижней стороны крыла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к способу уменьшения тепла, аккумулированного во время полета в летательном аппарате, в частности в сверхзвуковом самолете, возникающего вследствие постоянного нагрева из-за аэродинамического трения поверхности относительно окружающего летательный аппарат воздуха, вследствие компрессионного тепла в критической точке и на критических кромках, а также при сжатии наружного воздуха до уровня давления в кабине при кондиционировании кабины, причем использованный воздух выводится из кабины между панелями кабины и наружной обшивкой летательного аппарата для восприятия протекающего через наружную обшивку тепла, и для нагрева почти до уровня температуры наружной обшивки (EP, 0629548, A, 1994).

В отличие от дозвуковых самолетов сверхзвуковые самолеты постоянно подвергаются во время полета нагреву вследствие аэродинамического трения поверхности относительно окружающего самолет воздуха и из-за компрессионного тепла в критической точке и на критических кромках. Кроме нагрева от наружной обшивки в кабине самолета возникает также значительное количество тепла при сжатии наружного воздуха для кондиционирования до уровня давления в кабине. Для того, чтобы внутри кабины поддерживать приемлемый уровень температуры, необходимо поглощать и(или) отводить тепло. В отводе тепла играет свою роль и горючее, которое с одной стороны обладает поглотительной способностью вследствие его большой удельной теплоемкости, а с другой стороны служит т.н. "тепловым стоком" вследствие его расходования, т. е. сжигания. Конечно, топливо, которое помещается в больших, а в сверхзвуковых самолетах и в особо плоских крыльях, также нагревается теплом трения в наружной обшивке крыльев, вследствие чего предусмотренное для сгорания топливо по мере продолжения полета может воспринимать и отводить все меньше тепла. Известно, что описанный нагрев топлива снижают путем теплоизоляции крыльев при помощи соответствующих материалов (US, 4923146, A, 1990).

В основу изобретения положена задача создать способ снижения тепла, аккумулирующегося во время полета в самолете, при котором часть поступающего от наружной обшивки тепла отводится прежде, чем это тепло сможет нагреть кабину самолета и топливо, находящееся в крыльях.

Эта задача решается при помощи изобретения благодаря тому, что через фильтровальные устройства пропускается нагретый использованный воздух кабины, который затем расширяют и охлаждают по меньшей мере в одной турбине фильтровальных устройств, и что расширенный и охлажденный воздух кабины для восприятия и отвода тепла, поступившего от нижней стороны крыла, пропускается через полости, находящиеся между топливным баком и нижней стороной соответствующего крыла.

Для того, чтобы турбина или турбины, при помощи которых производится расширение и охлаждение использованного воздуха кабины, обеспечивали необходимые параметры, определяемые желательным уменьшением аккумулированного в самолете тепла, целесообразно оснастить их генераторами для создания электрической энергии.

Согласно различным исполнениям изобретения пропускаемый через полости расширенный и охлажденный воздух кабины, после восприятия тепла, поступающего от нижней стороны крыла, выводится прямо в окружающую самолет среду, или же этот выходящий из полостей воздух применяется в качестве охлаждающего средства для находящегося в силовой установке охладителя отбираемого воздуха.

В том случае, если расширенный и охлажденный воздух кабины не может принять все поступающее через крылья тепло, так как он до завершения полета имеет температуру, близкую к температуре обшивки, предусматривается другой вид исполнения изобретения, состоящий в том, что воздух кабины, пропускаемый через полости, после восприятия тепла, подводимого от нижней стороны крыла, второй раз подвергается расширению и охлаждению, а также еще раз пропускается через полости для восприятия и отвода тепла, подводимого от нижней стороны крыла.

На чертеже схематически изображен пример исполнения изобретения. Представлен разрез по фюзеляжу самолета на участке присоединения крыльев.

Показанная на чертеже кабина самолета 1 имеет в своем внутреннем пространстве 2 ряд сидений 3 и ограничена смонтированными в наружной обшивке 4 самолета панелями 5. Панели 5 и наружная обшивка 4 удалены друг от друга на заданное расстояние, причем образовавшееся промежуточное пространство 6 соединено с внутренним пространством 2 отверстиями 7, находящимися в верхней части кабины. Через отверстия в промежуточное пространство 6 поступает обычно теплый воздух кабины, что схематически показано на фиг. 1 стрелками. Проходя через промежуточное пространство 6, использованный воздух кабины дальше нагревается под воздействием тепла трения, аккумулированного наружной обшивкой. Из промежуточного пространства 6 использованный воздух кабины выходит через отверстия 8, которые находятся в наружной обшивке 4 под полом 9 и соединяются (не показаны) воздушными каналами с фильтровальными устройствами 11, размещенными в крыльях 10.

Каждое фильтровальное устройство 11 оснащено турбиной 12, в которой расширяется и охлаждается отфильтрованный воздух кабины. Из турбин 12, которыми целесообразно приводить в действие каждый раз генератор 13 для создания электрической энергии, расширенный и охлажденный воздух кабины попадает через (не показанные подробнее) каналы в полости 14, которые находятся между топливными баками 15, расположенными в крыльях 10, и нижней стороной соответствующего крыла 10. При прохождении через полости 14 воспринимается тепло, возникающее вследствие трения воздуха на нижней стороне крыла, прежде чем оно сможет нагреть топливо и перейти в него. Возможно также, что проходящий через полости 14 воздух кабины, восприняв протекающее тепло, будет второй раз подвергнут расширению и тем самым охлаждению, а также применен для восприятия и отвода дополнительного количества тепла.

После кратковременного полета со сверхзвуковой скоростью обычно уже расходуется столько топлива, что между поверхностью топлива и напр. поверхностью, образованной верхней стороной крыла, образуется воздушный слой. Вследствие этого целесообразно охлаждать только те зоны бака, где топливо находится в прямом контакте со стенками бака или с его изоляцией. При обычной конструкции крыла этой зоной является нижняя сторона крыла 10.

Для оценки необходимости мощности охлаждения и в качестве основы для ориентировочного расчета отводимого тепла можно воспользоваться исследованием, в котором рассматриваются тепловые нагрузки и два варианта кондиционирования воздуха с различным расходом воздуха. Напр. наружной обшивкой самолета в целом аккумулируется 33,6 кВт тепла, которые складываются из 19700 Вт, относящихся к теплу на трение в кабине, 6400 Вт - к теплу от освещения кабины солнцем и 7500 Вт - теплу от трения в грузовом отделении. В связи в этим находящийся в фюзеляже самолета воздух нагревается в соответствии с формулой

T = Q/(mср),

где

Q - теплопроизводительность, кВт;

m" - массовый расход, кг/с;

cp - удельная теплоемкость (кДж/кгK).

При значении "cp" ок. 1 и при заданном m" = 2,38 кг/с (1-й вариант) или m" = 1,45 кг/с (2-й вариант) воздух внутри фюзеляжа после обтекания наружной обшивки достигает температуры 44 или 53^oC. Если этот воздух расширяется в турбине 12, то сначала его температура может снизиться и одновременно может быть получена механическая или посредством генератора 13 электрическая энергия. Однако расширение воздуха вследствие опасности обледенения должно закончиться выше точки 0^oC. Если в связи с этим принять в качестве нижнего предела температуры 5^oC, то используемая энергия рассчитывается по формуле

P = mсрT,

если принять cp 1, то при T = 39^oC и m" = 2,38 кг/с p = 93 кВт (1-й вариант); при T = 48^oC и m" = 1,45 кг/с P = 70 кВт (2-й вариант).

Способность восприятия тепла расширившимся воздухом, т.е. теплопроизводительность Q, получается, если воздух можно нагреть максимум до 80^oC, так что

T = (80-5)^oc = 75к

и по формуле

Q = mсрT

Q = 179 кВт для первого варианта и 109 кВт для второго. Оценка тепла, аккумулированного через крыло 10, т.е. теплопроизводительность Q получится по формуле

Q = AкT = 217кВт,

если площадь крыла A = 836 м², коэффициент теплоперехода k = 0,005 кВт/м² K и средняя разность температур T = 52K.