Исследование нестационарных режимов работы систем вентиляции герметичных отсеков пассажирских самолетов и их влияние на выбор рациональных параметров системы кондиционирования воздуха тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.02, кандидат наук Волков, Андрей Алексеевич

• Волков, Андрей Алексеевич
• кандидат наук
• 2013

Оглавление диссертации кандидат наук Волков, Андрей Алексеевич

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

Перечень основных условных обозначений

1 ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРНЫХ РЕЖИМОВ В ОТСЕКАХ САМОЛЕТОВ

1.1 Анализ нормативных документов и овзор работ, рассматривающих методы проектирования герметичных отсеков л а

1.2 Структура систем кондиционирования воздуха современных сред1 ш магистральных самолетов

1.3 Анализ вентиляция отсеков самолета

1.4 Структура систем вентиляции отсеков размещения БРЭО

1.5 Постановка задачи выбора конструктивных параметров гермоотсеков и их системы вентиляции

2 СТРУКТУРА СИСТЕМ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ ГЕРМЕТИЧНЫХ ОТСЕКОВ

2.1 Характеристики регулятора горячего воздуха

2.2 динамические характеристики системы терморегулирования

2.3 Анализ экспериментальных исследований системы регулирования давления

2.4 Система регулирования температуры воздуха после первичных теплообме1н1иков

2.5 Переходные процессы в системе регулирования температуры воздуха за первичным теплообменником

3 НЕСТАЦИОНАРНЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ

3.1 Нестационарный теплообмен в герметичном отсеке

3.2 Уравнения теплового состояния отсеков

3.3 Математическая модель теплового состояния пассажирского салона

4 АНАЛИЗ ПЕРЕХОДНЫХ ПРОЦЕССОВ В СИСТЕМЕ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ГЕРМОКАБИНЫ

4.1 Анализ результатов эксперимента и расчета по математической модели

4.2 Система регулирования температуры воздуха на выходе СКВ

4.3 Выбор параметров системы регулирования температуры воздуха, выходящего из СКВ

4.4 Исследование влияния места установки датчика обратной связи на динамические процессы в системе терморегулирования

Выводы

Список использованных источников

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование нестационарных режимов работы систем вентиляции герметичных отсеков пассажирских самолетов и их влияние на выбор рациональных параметров системы кондиционирования воздуха»

Введение

Сложившаяся тенденция к увеличению потребности перевозки пассажиров воздушным транспортом и, как следствие, все более увеличивающийся и расширяющийся парк воздушных судов, приводит к необходимости создания новых образцов техники отвечающих современным требованиям рынка. Условия конкурентной борьбы ведут к ужесточению требований к системам оборудования самолетов. Современный самолет должен отвечать не только требованиям авиационных норм и правил, но и соответствовать таким требованиям как высокая степень автоматизации систем, простота управления системами, высокая степень унификации узлов и агрегатов и т.д. В части СКВ предъявляются требования по комфорту в кабине экипажа и пассажирском салоне, требования по температурному режиму для бортового радиоэлектронного оборудования, являющегося «центром управления» всех систем современного самолета.

Актуальность проблемы.

Дальнейшее совершенствование систем кондиционирования воздуха ЛА связано с использованием цифровых блоков управления, на которые возложены функцию по управлению и контролю СКВ. Так, цифровые блоки системы управления СКВ осуществляют контроль за функционированием системы, производят обработку показаний датчиков, обеспечивают формирование команд на сигнализацию и индикацию состояния системы, выполняют функции управления системой за счет электродистационного управления регулирующими органами. Преимуществом цифровых блоков системы управления являются обширные возможности по практически полной автоматизации функционирования системы. Так, на самолетах прошлого поколения, в кабине экипажа насчитывалось до 10-15 органов управления СКВ, на современной же технике органы управления ограничиваются кнопками

включения/выключения системы и селекторами выбора потребной температуры в пассажирском салоне и кабине экипажа. Тотальная автоматизация системы приводит к существенному усложнению алгоритмов контроля и управления с помощью которых достигаются потребные характеристики системы кондиционирования., что вызывает необходимость детального расчета и моделирования как самой системы, так и подсистемы управления еще на этапе эскизного проектирования системы. Нахождение в отсеках бортового радиоэлектронного оборудования, оборудования различных энергетических систем, ресурс и надежность функционирования которых зависят от температуры окружающей среды, требует проведения тщательного теплового и гидродинамического расчета гермоотсеков и проектирования системы охлаждения бортового радиоэлектронного оборудования, отвечающего жестким требованиям по надежности и отказобезопасности.

Без применения моделирования и расчета функционирования на этапе проектирования СКВ фактически невозможно определить конструктивные параметры системы, при которых будут удовлетворены все предъявляемые требования. Оценка характеристик системы только по результатам натурных испытаний без проведения предварительного моделирования может привести к коренным изменениям в системе, что увеличивает сроки и затраты на разработку.

Новизна.

В работе рассмотрены и математически описаны динамические тепловые процессы в пассажирском салоне самолета. Рассмотрены как совместно, так и по отдельности структурные схемы объекта регулирования и системы регулирования температуры. В работе рассмотрены динамические характеристики подсистемы предварительного регулирования температуры в системе отбора воздуха от двигателя. Произведена оценка быстродействия агрегатов системы регулирования

температуры в подсистеме отбора воздуха и определены конструктивные параметры этой системы. Выполнен анализ материалов испытаний, результатами которых подтверждена достоверность математического моделирования.

Часть работы посвящена изучению вопроса регулирования давления редукционными клапанами из состава подсистемы подмеса горячего воздуха при параллельном включении клапанов.

Получена математическая модель динамического теплового состояния типового сечения пассажирского салона самолета с распределением температур по высоте, с совместным моделированием системы регулирования температуры. Проанализированы различные варианты исполнения системы регулирования температуры с различными структурными схемами и различными алгоритмами управления системой. Проведены исследования характеристик системы регулирования температуры в пассажирском салоне при различных положениях датчика обратной связи. Определены параметры системы регулирования температуры для средне магистрального самолета, обеспечивающие требуемые технические характеристики и удовлетворяющие требованиям нормативных документов (Авиационных Правил), которые можно рассматривать как ограничения или систему неравенств, каждое из которых ограничивает и уменьшает область существования проекта системы регулирования. Произведен анализ материалов испытаний, уточнение и верификация математической модели. Подтверждена качественная и количественная сходимость расчетов по математической модели с результатами натурных испытаний.

В работе рассматривается подход к проектированию отсеков самолета с учетом требований по безопасности аварийной разгерметизации самолета. Впервые рассмотрены динамические процессы аварийной разгерметизации пассажирского самолета в части действующих

давлений при разгерметизации в различных отсеках самолета. Проведен параметрический анализ и разработана математическая модель, описывающая динамику изменения давления в различных отсеках самолета, возникающие перепады давлений. Математически описаны и решены вопросы связанные с обеспечением проходных сечений между соседними отсеками самолета для удовлетворения требований по прочности при действии перепада давления между соседними отсеками вследствие аварийной разгерметизации самолета.

Целью данной диссертационной работы является.

• Исследование подсистемы регулирования температуры в гермокабине при различных режимах работы, в том числе на нестационарных режимах

• Разработка методики и программы расчета неустановившихся режимов работы системы терморегулирования

• Математическое формальное описание требований к подсистеме терморегулирования и алгоритмов работы подсистемы

• Определение ограничений и диапазонов изменения параметров вводимых в алгоритм управления системой терморегулирования для обеспечения соответствия предъявляемым требованиям.

• Оценка влияния различных параметров системы терморегулирования на переходные тепловые режимы гермокабины.

Объектом исследования являются герметичные отсеки самолетов, параметры воздуха в которых (температура, давление, градиент изменения давления, газовый состав) определяются работой систем кондиционирования воздуха и регулирования давления.

Методика исследований. Цель, поставленная в работе, достигается путем

• выработки обобщенной структурной схемы объекта;

• разработки математической модели объекта;

• имитационным моделированием системы терморегулирования и объекта регулирования — гермоотсека в зависимости от режима полета и параметров окружающей среды;

• эксперил1енталъными исследованиями режимов работы гермоотсеков в зависимости от режимов полета самолета и, соответственно, параметров самолета, его систем и окружающей среды;

Научная новизна работы заключается в том, что

• разработана и исследована нестационарная математическая модель герметичных отсеков самолета с учетом конструктивных и гидродинамических параметров системы кондиционирования воздуха, режима полета самолета;

• разработана обобщенная структурная схема объекта, включающая возмолсные способы соединения гермоотсеков между собой и салоном самолета;

• обобщены и проанализированы результаты летных испытаний динамических характеристик системы вентиляции гермоотсеков и салона в зависимости от режима полета;

Достоверность результатов, полученных при использовании разработанных методов определения теплового состояния гермоотсеков, подтверждается сходимостью математической модели с результатами выполненных натурных испытаний.

Практическая значимость работы заключается в том, что созданная методика позволяет на этапе эскизного проектирования,

определить параметры системы кондиционирования с учетом нестационарных тепловых режимах работы герметичных отсеков самолета. Разработанная методика на ранних этапах разработки позволяет учесть влияние требований по динамике изменения температуры в гермоотсеках на конструктивные параметры системы кондиционирования и конструкцию самих отсеков. На этапе испытаний и сертификации самолета, разработанная методика позволяет произвести уточнение и верификацию математической модели по результатам натурных испытаний, и, экстраполировав результаты для других режимов и условий, оценить работу системы в части обеспечения тепловых режимов в объекте регулирования без проведения натурных испытаний для всех возможных случаев, что значительно сокращает объем испытаний в части системы кондиционирования. Выбор рациональной программы регулирования температуры сокращает время подготовки к вылету, что повышает эксплуатационные характеристики самолета

Апробация работы. Основные положения

диссертационной работы докладывались и обсуждались на 9-й и 10-й Международных конференциях Авиация и Космонавтика, МАИ, Москва, 2010,2011 г. г.

Пу бликации. По материалам диссертации автором опубликовано 6 научных работ.

Реализация работы в промышленности. Результаты диссертационной работы использовались при проектировании, испытаниях, доводке и сертификации пассажирского самолета Ши-95 в части комплексной системы кондиционирования.

Работа состоит из введения, четырех разделов, заключения, списка используемой литературы.

В первом разделе анализируются нормативные документы и требования предъявляемые к проектированию как систем вентиляции, так

и самих герметичных отсеков. Рассматриваются и обобщаются требования к температурному режиму в отсеках размещения радиоэлектронного оборудования в соответствии со стандартами БО-178, АЖМС 600. Проанализированы методы расчета вентиляции герметичных отсеков средне магистральных самолетов. Рассмотрено влияние требований по безопасности последствий внезапной разгерметизации на конструкцию отсеков находящихся в гермозоне самолета. Рассмотрены различные структурные схемы подсистем СКВ. В первой главе сформулирована постановка задачи, выработана структура системы для дальнейшего исследования.

Во втором разделе рассматривается подсистемы СКВ, обеспечивающие регулировку температуры подаваемого воздуха -подсистема регулирования температура за первичным теплообменником и подсистема подмеса горячего воздуха, как основная подсистема для регулирования температуры, подаваемого в гермокабину воздуха.

Для подсистемы подмеса горячего воздуха рассматриваются статические и динамические характеристики регуляторов горячего воздуха, динамические характеристики системы терморегулирования при параллельном включении редукционных клапанов. По результатам моделирования и экспериментальным данным выполнен анализ динамических характеристик подсистемы.

Рассмотрены переходные процессы в системе регулирования температуры воздуха за первичным теплообменником. Проведен анализ моделирования и экспериментальных исследований системы регулирования.

В третьем разделе исследуются нестационарные тепловые режимы работы герметичных отсеков самолетов для определения закона регулирования и конструктивных параметров системы регулирования температуры воздуха. Проведен анализ схем регулирования температуры

воздуха в гермоотсеке в зависимости от характера теплового нагружения отсека, массы оборудования, находящегося в гермоотсеке и теплообмена с окружающей средой.

В четвертом разделе разработана математическая модель тепловых режимов пассажирского самолета с программой регулирования температуры подачи воздуха. Выполнено моделирование совместной работы объекта регулирования и системы регулирования. Проведены сравнения проведенных по разработанной математической модели расчетов с данными летных испытаний, рассмотрены и проанализированы места установки датчиков обратной связи по температуре.

В целом работа решает вопросы, связанные с выбором структурной схемы системы кондиционирования воздуха и ее функционирования при различных режимах полета самолета, различных граничных и начальных условиях, позволяющей повысить эффективность и конкурентоспособность пассажирского самолета в целом.

Диссертационная работа изложена на 174 страницах машинописного текста. Список цитируемой литературы содержит 43 наименования.

Перечень основных условных обозначений

р - плотность воздуха, Ш - объем герметичного отсека, С - теплоемкость воздуха,

Твх - температура воздуха на входе в герметичный отсек, Т - текущая температура воздуха, Т - температура воздуха в горячей линии,

Тд - температура термостата,

Спр - жесткость пружины пневмодвигателя,

Япр0 - усилие предварительного сжатия пружины пневмодвигателя, Яч - гидродинамическая сила, кг - коэффициент теплопередачи, I - время,

^ - площадь поверхности теплообмена,

С - массовый расход воздуха,

тк - время заполнения объема отсека,

М - масса оборудования в отсеке,

тт - постоянная времени,

т1й - постоянная времени пневмодвигателя,

та - постоянная времени термостата,

q у g,г - отношения тепловых потоков,

Токр - температура окружающей среды,

Тк - температура воздуха в кабине самолета,

£ - коэффициент относительного демпфирования

Тр -постоянная времени,

Тх - температура оборудования,

ДЗс - относительное перемещение регулятора, Л/У входное напряжение регулятора,

> Кх •> кти " коэффициенты пропорциональности, - температура задатчика, р - давление воздуха, Q - объемный расход воздуха, ри - атмосферное давление, рк - давление воздуха в кабине, О^ - проводимость клапана, Сдр - проводимость дросселя, Стях - максимальная проводимость,

СуПр(0 ~ гидравлическая проводимость клапана термостата,

Ст() - гидравлическая проводимость дросселя термостата,

х0 - начальное смещение регулирующего органа клапана,

хтах - максимальная величина смещения регулирующего органа,

Арт - перепад давления на клапане,

рп3 - давление в полости пневмодвигателя,

рт - давление в управляющей полости при максимальной температуре.

Р„(Т) - давление в управляющей полости,

р0 - давление в управляющей полости при температуре t0 АхШ1 - перемещение запорного элемента клапана крх, кСх - коэффициенты усиления клапана,

Ъ - коэффициент вязкого трения,

К, - сила сухого трения,

ц/, - угол поворота заслонки клапана,

со, - угловая скорость поворота заслонки клапана,

- максимальная заданная температура закрытия клапана термостата,

¿0 - начальная заданная температура закрытия клапана термостата,

САРД - система автоматического регулирования давления,

САРТ - система автоматического регулирования температуры,

СКВ-комплексная система кондиционирования воздуха,

КЗА - контрольно-записывающая аппаратура,

ЛА - летательный аппарат.

БРЭО - бортовое радиоэлектронное оборудование

МСУ - маршевая силовая установка

ВСУ - вспомогательная силовая установка

УОВ - установка охлаждения воздуха

КС - катастрофическая ситуация

АС - аварийная ситуация

СС - сложная ситуация

СаНПин — санитарные правила и нормы

ПОС - противообледенительная система

1 ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРНЫХ РЕЖИМОВ В ОТСЕКАХ

САМОЛЕТОВ

1.1 Анализ нормативных документов и обзор работ, рассматривающих методы проектирования герметичных отсеков

ЛА

Наиболее существенные требования нормативных документов, относящихся к конструкции самолета, его систем и агрегатов были изложены в главе 5 НЛГС [1,2]. Современные системы кондиционирования воздуха и автоматического регулирования давления пассажирского самолета удовлетворяют требованиям более чем ста пунктам сертификационного базиса [3]. Однако, большая часть указанных требований является общими требованиями, которые относятся не только к СКВ и САРД, но и ко всем системам самолета. В данной главе рассматриваются специальные требования норм, которые относятся непосредственно к СКВ и САРД, и являются базовыми для проектирования и испытаний систем.

Полная редакция норм и правил касательно СКВ и САРД представлена в п.п. 25.831, 25.832, 25.841, 25.842. Ниже рассмотрены выдержки из требований и их применение при проектировании систем кондиционирования и САРД.

Специальные требования к системам кондиционирования воздуха: В пункте 831 (а) говорится, что «для условий нормальной эксплуатации и для случая любого вероятного отказа какой-либо системы, который будет неблагоприятно влиять на вентиляционный воздух, система вентиляции должна быть спроектирована так, чтобы подавалось достаточное количество незагрязненного воздуха, обеспечивающего возможность членам экипажа выполнять свои обязанности, не испытывая неудобства или усталости, и приемлемый комфорт для пассажиров. Для

условий нормальной эксплуатации система вентиляции должна быть спроектирована так, чтобы обеспечивать каждому лицу, находящемуся на борту, подачу воздуха, содержащего, по крайней мере, 0,28 м свежего воздуха в минуту».

Исходя из данного требования, возможно, определить минимально допустимый расход воздуха отбираемого от маршевой силовой установки или от ВСУ. Учитывая, что в современных самолетах давление воздуха в гермокабине с увеличением высоты полета снижается по заложенной программе, то минимальный массовый расход воздуха, отбираемый на нужды СКВ, также зависит от высоты полета. Ниже приведена зависимость (рис. 1.1.) минимального потребного массового расхода на одного человека, находящегося на борту самолета, при условии, что программа регулирования давления в гермокабине имеет линейную зависимость от высоты полета, и давление в гермокабине на крейсерской высоте полета самолета соответствует высоте 2400м.

Рис. 1.1. Минимальный потребный массовый расход воздуха

Кроме того, как указано выше, оговаривается обеспечение приемлемого уровня комфорта для пассажиров. Применительно к каждому конкретному случаю данное требование может трактоваться по-разному. При трактовке в консервативном ключе, данное требование приобретает существенное значение, т.к. определяет условия в рабочей зоне пассажиров и членов экипажа. Так, нормируемыми параметрами в рабочей зоне являются: градиент температуры воздуха по длине и высоте рабочей зоны, скорость изменения давления, скорость движения воздуха, акустический комфорт, другие параметры, определенные в СаНПин. Зачастую требования по комфорту, являются более жёсткими, чем прямые указания АП-25 и удовлетворение этих требованиям является сложной инженерной задачей.

Согласно пункту 831(Ь) «Воздух для вентиляции помещений для экипажа и пассажиров не должен содержать вредных или опасных концентраций газов или паров. Для удовлетворения данных требований должны соблюдаться следующие условия:

(1) Концентрация окиси углерода, превышающая 1 часть на 20000 частей воздуха, считается опасной. При испытаниях может использоваться любой приемлемый метод обнаружения окиси углерода.

(2) Должно быть показано, что концентрация углекислого газа не превышает 0,5% по объему (эквивалент на уровне моря) в помещениях, обычно занимаемых пассажирами или экипажем».

Требования по чистоте воздуха в обитаемых отсеках связаны с концентрациями окиси углерода (СО - угарный газ) и двуокиси углерода (С02 — углекислый газ). Углекислый газ является продуктом жизнедеятельности человека и количество СО2 в гермокабине определяется из условия разбавления кабинного воздуха свежим воздухом от СКВ, другими словами концентрация углекислого газа, практически, полностью определяется количеством свежего воздуха, подаваемого на

одного пассажира. Соответствие требованиям по минимальному количеству свежего воздуха на одного пассажира автоматически приводит к удовлетворению требований по концентрации углекислого газа, при условии отсутствия дополнительных источников ССЬ кроме как жизнедеятельность человека.

Таким образом, углекислый газ является косвенным показателем загрязнения воздушной среды летучими продуктами жизнедеятельности человека, содержащимися в выдыхаемом воздухе, поте, выделениях с поверхности тела и одежды [4].

Кроме того, за небольшим исключением, «должны быть предусмотрены средства, позволяющие лицам, находящимся в кабине экипажа, регулировать температуру и количество воздуха для вентиляции, подаваемого в кабину, независимо от температуры и количества воздуха, подаваемого в другие кабины и зоны». Таким образом, данное требование предусматривает, что раздаточные устройства в кабине экипажа будут выполнены с возможностью регулировки количества поступающего воздуха. Как правило, количество воздуха, подаваемого в кабину экипажа на одного человека, заметно превосходит количество воздуха, подаваемое в пассажирский салон, т.е. значительно превосходит требования нормативной документации.

При прекращении подачи воздуха от половины источников сжатого воздуха (наддува) в случае отказа последних или при выходе из строя половины подсистем системы кондиционирования «количество подаваемого воздуха на каждого пассажира должно быть не менее 0,163 м3/мин».

Требования дублирования части функциональных подсистем изложены в пункте 831(Ь*), где говорится, что наддув кабины должен осуществляться не менее чем от двух источников сжатого воздуха. При этом система кондиционирования воздуха (СКВ) должна состоять не менее

чем из двух независимых подсистем. При выходе из строя одной из них или прекращении подачи воздуха от 50% источников сжатого воздуха температура в кабине не должна падать ниже +5 °С и не должна превышать значений, приведенных на графике, в зависимости от времени работы системы после возникновения отказа.

Рис. 1.2. Зависимость температуры от времени

С точки зрения состава и быстродействия агрегатов СКВ оговорено, что «Система кондиционирования должна иметь запорные устройства включения и отключения ее от источников сжатого воздуха. Время аварийного отключения системы кондиционирования от источников сжатого воздуха не должно превышать 10 секунд».

В части обеспечения температурных режимов в кабинах самолета, где могут находиться люди, накладываются следующие требования:

• На земле в условиях низких температур СКВ должна обеспечивать температуру воздуха в кабинах не ниже +10 °С.

• На земле в условиях высоких температур наружного воздуха СКВ должна обеспечивать температуру воздуха в кабинах не менее чем на 8°С ниже температуры наружного воздуха.

• Не позднее чем через 20 минут после взлета в кабинах должно обеспечиваться (п. 831^*)) поддержание температуры воздуха в пределах 17-25 °С.

• Температура отдельных поверхностей интерьера, до которых могут дотронуться пассажиры и члены экипажа, не должна превышать +50 °С или быть ниже +5 °С.

Важное значение имеет температура горячего воздуха, подаваемого на обогрев кабины, которая на выходе из раздаточных устройств не должна превышать 100°С (рекомендуемое значение 80°С). С этой целью в системе должны быть предусмотрены устройства, исключающие подачу более горячего воздуха.

Специальные требования к системам автоматического регулирования давления:

Герметические кабины и помещения, предназначенные для экипажа и пассажиров, должны быть оборудованы для обеспечения в кабине на максимальной рабочей высоте самолета при нормальных эксплуатационных условиях давления, эквивалентного высоте не более 2400 м. На сегодняшний день, при проектировании новых образцов гражданских самолетов для обеспечения повышенного уровня комфорта и конкурентных преимуществ наблюдается тенденция к снижению максимальной «высоты в кабине» до 1500.. 1800 м.

Если запрашивается сертификат для полетов на высоте свыше 7600 м, в кабинах самолета должно поддерживаться давление, эквивалентное высоте не более 4500 м, в случае любого вероятного отказа или неисправности системы регулирования давления.

Самолет должен быть спроектирован так, чтобы лица, находящиеся на борту, не подвергались воздействию давления в кабине, соответствующего высотам, которые превышают нижеприведенные значения после разгерметизации вследствие любого отказа, для которого не показано, что он должен быть практически невероятным: 7 600 м — более чем 2 мин; или 12 200 м - для любого промежутка времени.

При оценке разгерметизации кабины должны быть рассмотрены отказы конструкции самолета, двигателя и систем.

При любом вероятном отказе или неисправности системы автоматического регулирования давления (САРД) скорость изменения давления не должна превышать 5 мм рт.ст./с на повышение давления и 10 мм рт.ст./с на понижение давления. В действующей нормативной документации не оговорены предельные значения для скорости изменения давления в гермокабине при нормальном режиме работы САРД. Однако, на практике, из условия обеспечения комфорта (см. п. 831а), предельной скоростью изменения давления в гермокабине при нормальном функционировании САРД считается величина, указывающаяся ранее в НЛГС - 0,18 мм рт. ст в секунду.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Волков, Андрей Алексеевич, 2013 год

Список использованных источников

1. Нормы летной годности гражданских самолетов СССР МАП, МГА, 1967.

2. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов стран - членов СЭВ, М., Межведомственная комиссии по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР, 1985.

3. Авиационные правила, часть 25, Нормы летной годности транспортной категории, ЛИИ им. М.М. Громова 1994.

4. Матвеенко A.M. и Бекасов В.И., Системы оборудования летательных аппаратов, М., Машиностроение, 2005.

5. Шустров Ю.М. Проектирование авиационных систем кондиционирования воздуха, М., Машиностроение, 2006.

6. Егер С.М., Матвеенко A.M. и Шаталов И.А. Основы авиационной техники, М., Машиностроение, 2003,.

7. Егер С.М. и др. Проектирование самолетов, М., Машиностроение, 1983.

8. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов, М., Машиностроение 1995.

9. Адамович Б.А., Акопов М.Г., Вестяк A.B. и Матвеенко, A.M. Испытания и эксплуатация космических систем жизнеобеспечения М., МАИ, 2003.

Ю.Воронин Г.И. Системы кондиционирования воздуха на летательных аппаратах, М. Машиностроение, 1973.

П.Воронин Г.И. Конструирование машин и агрегатов систем кондиционирования, М. Машиностроение, 1978.

12.Шустров Ю.М. и Старостин К.И. Решение задач проектирования авиационных систем кондиционирования воздуха на ПЭВМ, М., МАИ, 1998.

13.Шустров Ю.М. Использование частичной рециркуляции кабинного воздуха в авиационных системах кондиционирования, Общероссийский научно-технический журнал Полет, 1999, №4.

Н.Быков JI.Т. и др. Высотное оборудование пассажирских самолетов, М., Машиностроение, 1972.

15.Л.Т. Быков, М.С. Егоров, П.В. Тарасов Высотное оборудование самолетов, М., Оборонгиз, 1958.

16.Константинов C.B., Редько П.Г. и Ермаков С.А. Электрогидравлические рулевые приводы, М., Янус-К, 2006,.

17.Редько П.Г., Амбарников A.B., Ермаков С.А., Карев В.И., Селиванов A.M., Трифонов О.Н. Гидравлические агрегаты и привода систем управления полетом летательных аппаратов. Информационно-справочное пособие, M., Издательство «Олита», 2004, 472с.

18.Бесекерский В. А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования, М., Машиностроение, 1965.

19.Крымов Б.Г., Рабинович Л.В. и Стеблецов В.Г. Исполнительные устройства систем управления летательными аппаратами, М., Машиностроение, 1987.

20.Летные исследования и испытания, фрагменты истории и современное состояние, М., Машиностроение, 1993.

21.Редько П.Г. Повышение безотказности и улучшение характеристик электрогидравлических следящих приводов, М., Издательский центр МОССТАНКИН, 2002.

22.0лизаров В.В. Системы обеспечения жизнедеятельности экипажей летательных аппаратов, М., ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1962.

23.Aviation Regulations Part 25 Airworthiness Standards Transport Category Airplanes, 2004.

24.Air Transport Avionics Equipment Interfaces Arinc Specification 600-12, Published: December 10, 1998

25.Авиационный регистр межгосударственного авиационного комитета, Квалификационные Требования КТ-160Д, условия эксплуатации и

окружающей среды для бортового авиационного оборудования (Внешние воздействующие факторы - ВВФ), АРМАК, 2004.

26.Мещерякова Т.П. Проектирование систем защиты самолетов и вертолетов, М., Машиностроение, 1977

27.SRD91117-003 Software Formalized Requirement Document, Liebherr, 2009.

28.Шустров Ю.М., Булаевский М.М. Авиационные системы кондиционирования воздуха, М., Машиностроение, 1978.

29.RTCA, Icorporated Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment, Juli 2, 1997 Prepared by SC-135.

30.Араманович И.Г. и Левин В.И. Уравнения математической физики, М., Наука, 1964.

31.Мартинсон Л.К. и Малов Ю.И. Дифференциальные уравнения математической физики, М., МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1996.

32.Свешников А.Г. и Тихонов А.Н. Теория функций комплексной переменной, +М., Наука, 1979.

33.Мучник Г.Ф. и Рубшов И.Б. Методы теории теплообмена, М., Высшая школа, 1970.

34.Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика, М., Наука, 1969.

35. Попов Д.Н. Динамика и регулирование гидро- и пневмосистем, М., Машиностроение, 1977.

36.Михеев М.А., Михеева И.М. Основы теплопередачи. М., Энергия, 1977.

37.Сиротин H.H. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей (основы конструирования), М., РИА «ИМ-ИНФОРМ», 2002.

38.Бюшгенс Г.С. и Студнев Р.В. Аэродинамика самолета, М., Машиностроение, 1979, 350 с.

39.Емцев Б.Т. Техническая гидромеханика, М., Машиностроение, 1987.

40.Волков A.A. Нестационарные режимы работы системы терморегулирования герметичных отсеков самолетов, 9-я Международная конференция «Авиация и космонавтика - 2010», Тезисы докладов, М., МАИ, 2010.

41.Волков A.A. Расчет интенсивности вентиляции гермоотсеков, Журнал «Труды МАИ», Московский авиационный институт (государственный технический университет), 2011.

42.Волков A.A. Нестационарные режимы работы системы терморегулирования гермокабины, Журнал «Вестник Московского авиационного института», Московский авиационный институт (государственный технический университет), 2011.

43.Волков A.A. Динамические процессы в системе регулирования температуры воздуха после первичных теплообменников, 10-я Международная конференция «Авиация и космонавтика - 2011», Тезисы докладов, М., МАИ, 2011.