Estudo do sistema de condicionamento de ar utilizado em aeronaves durante voos de cruzeiro

Abstract

O sistema de climatização de ambiente (ECS) desempenha um papel essencial para a viabilização de voos em cruzeiro e para o conforto térmico dos passageiros. Com o intuito de compreender melhor esse sistema, este trabalho tem como objetivo desenvolver um modelo computacional de um sistema de condicionamento de ar aeronáutico do tipo ciclo a ar simples, que permita identificar como tal sistema reage a diferentes condições operacionais, como por exemplo a temperatura e a pressão atmosférica. O modelo matemático do sistema de condicionamento de ar foi desenvolvido com base nos princípios termodinâmicos e de transferência de calor. Adicionalmente, desenvolveu-se um modelo matemático para estimar a carga térmica na aeronave. Devido à dificuldade em encontrar dados de desempenho e informações experimentais, o modelo foi parcialmente validado com os resultados de trabalhos similares disponíveis na literatura, apresentando uma diferença na temperatura na ordem de 1,8 °C e pressão de 2229 Pa. Após essa etapa de validação, o modelo foi utilizado para analisar a influência dos parâmetros físicos no sistema de condicionamento de ar e encontrar a melhor situação de voo em que esse sistema opere. Com base nos resultados, observou-se que a climatização da aeronave está fortemente relacionada com a vazão de ar redirecionada do motor turbofan e às variações de pressão que ocorrem ao longo dos diferentes componentes do sistema. Adicionalmente, observou-se que a abertura da válvula controladora pode ser empregada de forma efetiva para compensar variações na vazão mássica de ar de sangria de forma a não alterar a temperatura do ar desejada no interior da aeronave.

The environmental control system (ECS) plays an essential role in enabling cruise flights and providing thermal comfort for passengers. In order to better understand this system, this work aims to develop a computational model of a simple air cycle aeronautical air conditioning system, which allows identifying how such a system reacts to different operating conditions, such as temperature and atmospheric pressure. The mathematical model of the air conditioning system was developed based on thermodynamic and heat transfer principles. Additionally, a mathematical model was developed to estimate the thermal load on the aircraft. Due to the difficulty in finding performance data and experimental information, the model was partially validated with the results of similar works available in the literature, showing a difference in temperature in the order of 1.8 °C and pressure of 2229 Pa. After this validation step, the model was used to analyze the influence of physical parameters on the air conditioning system and find the best flight situation in which this system operates. Based on the results, it was observed that the air conditioning of the aircraft is strongly related to the air flow redirected from the turbofan engine and to the pressure variations that occur along the different components of the system. Additionally, it was observed that the opening of the control valve can be used effectively to compensate variations in the mass flow of bleed air so as not to change the desired air temperature inside the aircraft.