Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата



Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата
Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата
Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2622173:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата заключается в охлаждении аппаратуры (2) двухконтурной системой охлаждения. Теплоотвод осуществляется во внешнем контуре путем испарения низкокипящего хладагента с отводом его паров в атмосферу. Охлаждение аппаратуры (2) приборного отсека во внутреннем контуре системы охлаждения осуществляют кондуктивной передачей тепла от приборов на испарители встроенных в вертикальные силовые сотопанели (3) вертикальных тепловых труб (4). В нижней части сотопанелей (3) размещают охлаждаемые приборы с большим адиабатическим нагревом. В направлении к верхней части сотопанелей (3) размещают приборы с меньшим адиабатическим нагревом. Конденсаторы тепловых труб охлаждают трубным теплообменником (5) внешнего испарительного контура. Изобретение улучшает термостабилизацию бортовой аппаратуры, повышает надежность и снижает энергопотребление. 2 ил.

 

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

В современных условиях с увеличением скоростей полета атмосферных ЛА разработка активных систем охлаждения аппаратуры приборных отсеков становится актуальной задачей. Одновременно возрастают требования к агрегатам систем охлаждения в части снижения энергопотребления, повышения надежности, улучшения габаритно-массовых показателей.

Известны способы обеспечения теплового режима приборного отсека ЛА с использованием активных систем охлаждения, например, система тепловой защиты радиоэлектронной аппаратуры сверхзвукового летательного аппарата по а.с. №1840522, B64G 9/00, 2014. Указанная система содержит резервуар с теплоносителем, сообщающийся через регулирующий клапан с испарителем, находящимся в тепловом контакте с охлаждаемой аппаратурой. Испаритель через ряд элементов системы сообщается с забортным пространством. Способ обеспечения теплового режима аппаратуры, реализуемый в известной системе тепловой защиты, заключается в охлаждении аппаратуры испарением жидкого теплоносителя, причем теплоотдача идет через тепловой контакт теплоотдающих элементов конструкции радиоэлектронной аппаратуры с рабочим объемом испарителя, а сброс паров теплоносителя осуществляется в забортное пространство. Недостаток такого способа обеспечения теплового режима аппаратуры заключается в том, что в результате контакта жидкого теплоносителя или его паров непосредственно с охлаждаемой аппаратурой происходит ухудшение термостабилизации аппаратуры и снижение надежности ее функционирования в связи с возникающими значительными градиентами температур.

Известны также способы обеспечения теплового режима приборного отсека ЛА (см. патент РФ 2531210, 2014, В64С 30/00, B64G 1/50) и двухконтурные системы обеспечения теплового режима (СОТР) приборно-агрегатного оборудования ЛА (см. "Системы терморегулирования космических аппаратов", перевод с английского под редакцией Г.И. Воронина, М.: Машиностроение, 1968 г., с. 168-170, ближайший аналог).

Каждая из систем содержит емкость с хладагентом, регулирующий подачу хладагента клапан, газожидкостный теплообменник-испаритель, жидкостная полость которого через регулятор давления связана с окружающей ЛА внешней средой. Способ обеспечения теплового режима приборного оборудования с помощью таких систем заключается в охлаждении аппаратуры приборного отсека циркулирующим газом и охлаждении газа в контуре с испарительным циклом за счет испарения низкокипящего хладагента с отводом его паров в атмосферу. Известный способ на основе двухконтурной СОТР обладает следующими недостатками:

- охлаждение циркулирующим газом не обеспечивает эффективную термостабилизацию аппаратуры вследствие неравномерности ее обдува, а равномерность обдува газом достигается увеличением количества, а также массы и габаритов воздуховодов;

- используемая для реализации способа СОТР имеет повышенную массу и энергопотребление и соответственно пониженную надежность, обусловленные наличием вентиляционного контура.

В современных системах охлаждения приборных отсеков ЛА масса вентиляционной системы составляет до 5% от массы аппаратуры, а энергопотребление - до 20% от энергопотребления приборов.

Задачей настоящего изобретения является улучшение термостабилизации бортовой аппаратуры, существенное снижение энергопотребления и повышение надежности работы СОТР в приборном отсеке ЛА, совершающего полет в условиях гравитации.

Поставленная задача решается тем, что для обеспечения теплового режима приборного отсека ЛА с помощью двухконтурной системы охлаждения с теплоотводом во внешнем контуре путем испарения низкокипящего хладагента с отводом его паров в атмосферу, охлаждение аппаратуры приборного отсека во внутреннем контуре системы охлаждения осуществляют кондуктивной передачей тепла от приборов на испарители встроенных в вертикальные силовые панели вертикальных тепловых труб при размещении в нижней части панелей охлаждаемых приборов с большим адиабатическим нагревом, а в направлении к верхней части панелей размещении приборов с меньшим адиабатическим нагревом, при этом интенсивность адиабатического нагрева приборов оценивают величиной, определяемой из соотношения:

где ΔTан - адиабатический нагрев прибора, °С;

i - номер участка полета;

n - число участков полета;

Ni - тепловыделение прибора на i участке полета, Вт;

τi - продолжительность i участка полета, с;

С - теплоемкость прибора, Дж/°С,

а конденсаторы тепловых труб охлаждают трубным теплообменником внешнего испарительного контура.

Кондуктивная передача тепла от приборов на испарители встроенных в вертикальные силовые панели вертикальных тепловых труб (ТТ) обуславливает улучшение термостабилизации аппаратуры вследствие обеспечиваемого тепловыми трубами незначительного перепада температур (несколько градусов) посадочных мест приборов по поверхности панели.

Одним из важных и обязательных условий функционирования ТТ в условиях гравитации, в которых осуществляют полет современные высокоскоростные ЛА, является вертикальная ориентация ТТ и соответственно вертикальное расположение силовых панелей. Следует отметить, что при таком расположении (вертикальном) тепловые трубы функционируют в режиме термосифона, поэтому нет необходимости в капиллярной структуре, что в итоге упрощает конструкцию ТТ и одновременно повышает надежность работы и снижает стоимость.

Предложенное размещение приборов на силовых панелях в месте расположения испарителей встроенных тепловых труб путем размещения в нижней части панелей охлаждаемых приборов с большим адиабатическим нагревом, а в направлении к верхней части панелей размещения приборов с меньшим адиабатическим нагревом, необходимо для работы ТТ в условиях гравитации, чтобы группа приборов, расположенная в районе испарителей одной или нескольких тепловых труб, непосредственно участвовала в теплообмене с этой трубой (трубами).

Такое размещение приборов обуславливается тем, что в условиях гравитации конвективный теплообмен (и в тепловых трубах) при наличии нескольких источников тепла происходит при условии, если прибор с большим тепловыделением расположен ниже по вертикали прибора с меньшим тепловыделением. Предложенное соотношение позволяет определить интенсивность адиабатического нагрева (тепловыделения). При этом ΔTан1≥ΔTан2≥ΔТан3 (см. фиг. 1).

Следует отметить, что в выявленном соотношении тепловыделение прибора Ni, продолжительность участка полета τi, теплоемкость прибора С являются параметрами теплообмена и с их помощью определяют поля температур приборов и сотопанелей.

В предложенном способе обеспечения теплового режима улучшенная термостабилизация бортовой аппаратуры также достигнута тем, что расположенные в верхней части вертикальных панелей конденсаторы тепловых труб охлаждают внешним испарительным контуром. Теплообмен с использованием фазового превращения вещества, что осуществляют, например, в испарительном теплообменнике, является одним из наиболее интенсивных и эффективных методов теплообмена с позиций минимальных значений габаритно-массовых характеристик рабочего тела и устройств, обеспечивающих процесс.

Таким образом, отказ от внутреннего вентиляционного контура и обеспечение теплового режима аппаратуры системой охлаждения, во внутреннем контуре которой реализован кондуктивный теплообмен между приборами и встроенными в вертикальные силовые панели тепловыми трубами, повышает надежность работы СОТР с одновременным существенным снижением энергопотребления.

Пример осуществления способа обеспечения теплового режима приборного отсека показан на фиг. 1 и 2.

На представленных чертежах введены следующие обозначения:

1 - теплоизолированный корпус приборного отсека;

2 - блоки аппаратуры приборного отсека;

3 - силовая сотопанель;

4 - встроенные в силовую сотопанель тепловые трубы;

5 - трубный теплообменник;

6 - емкость с хладагентом;

7 - пусковой пироклапан;

8 - клапан, регулирующий подачу хладагента;

9 - мембранный клапан.

Система охлаждения устройства включает два контура - внутренний контур охлаждения, который образуют вертикальные тепловые трубы 4, встроенные в вертикальных силовых панелях 3, и разомкнутый внешний испарительный контур, содержащий мембранный клапан 9, трубный теплообменник 5, соединенный трубопроводами с емкостью с хладагентом 6 через пусковой пироклапан 7 и регулирующий подачу хладагента клапан 8.

Трубный теплообменник 5 внешнего испарительного контура может быть выполнен как одноходовым (как показано на приведенной схеме), так и двухходовым - в зависимости от плотности теплового потока, поступающего от конденсаторов тепловых труб к рабочему телу внешнего испарительного контура, и от других параметров.

Предложенный способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата осуществляют следующим образом.

В теплоизолированном корпусе приборного отсека 1 предварительно каждую группу блоков аппаратуры 2 размещают на силовых сотопанелях 3 с двух сторон в месте расположения испарителей встроенных тепловых труб 4 в соответствии с величиной интенсивности адиабатического нагрева приборов, определенной по приведенному соотношению, в порядке уменьшения интенсивности адиабатического нагрева блоков снизу вверх.

В полете ЛА при функционировании блоков аппаратуры 2 происходит их нагрев и соответственно нагрев в тепловых трубах 4 низкокипящего рабочего тела, которое, испаряясь, охлаждает приборные блоки. Поднимаясь вверх, пары хладагента тепловых труб в районе конденсатора охлаждаются через стенки трубного теплообменника 5 внешнего испарительного контура, который задействуется при достижении определенной температуры сотопанелей 3. Пары хладагента тепловых труб 4 при охлаждении конденсируются и конденсат по стенкам труб стекает вниз - в зону испарителей.

Задействование внешнего испарительного контура происходит подрывом пускового пироклапана 7, при этом жидкий хладагент из емкости 6 поступает в регулирующий клапан 8 и в трубный теплообменник 5, где происходит охлаждение конденсаторов тепловых труб 4.

При испарении хладагента во внешнем испарительном контуре повышается давление, при достижении давления насыщенных паров кипения хладагента происходит прорыв мембранного клапана 9 и пары хладагента выбрасываются в атмосферу.

Совокупность новых признаков предложенного технического решения - осуществление кондуктивной передачей тепла от приборов на испарители встроенных в вертикальные силовые панели вертикальных тепловых труб при размещении в нижней части панелей охлаждаемых приборов с большим, определенным по соотношению, адиабатическим нагревом, а в направлении к верхней части панелей размещении приборов с меньшим адиабатическим нагревом, и охлаждение конденсаторов тепловых труб трубным теплообменником внешнего испарительного контура - позволяет получить эффективный, обусловленный взаимосвязью признаков технический результат: улучшение термостабилизации бортовой аппаратуры, повышение надежности работы СОТР с одновременным существенным снижением энергопотребления.

Резюмируя изложенное, можно заключить, что в приборном отсеке ЛА, совершающего полет в условиях гравитации, реализован новый способ обеспечения теплового режима аппаратуры. Основной положительный эффект состоит в улучшении характеристик системы охлаждения и конструкции отсека, таких как, более точное термостатирование посадочных мест приборов, сниженные габаритно-массовые показатели и отсутствие электропотребления.

Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата, заключающийся в охлаждении аппаратуры двухконтурной системой охлаждения с теплоотводом во внешнем контуре путем испарения низкокипящего хладагента с отводом его паров в атмосферу, отличающийся тем, что охлаждение аппаратуры приборного отсека во внутреннем контуре системы охлаждения осуществляют кондуктивной передачей тепла от приборов на испарители встроенных в вертикальные силовые сотопанели вертикальных тепловых труб при размещении в нижней части сотопанелей охлаждаемых приборов с большим адиабатическим нагревом, а в направлении к верхней части сотопанелей размещении приборов с меньшим адиабатическим нагревом, при этом интенсивность адиабатического нагрева приборов оценивают величиной, определяемой из соотношения:

где i - номер участка полета;

n - число участков полета;

Ni - тепловыделение прибора на i участке полета, Вт;

τi - продолжительность i участка полета, с;

С - теплоемкость прибора, Дж/°C,

а конденсаторы тепловых труб охлаждают трубным теплообменником внешнего испарительного контура.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике, а именно к способу диагностики и прогнозирования срока нормального функционирования КА. В способе для КА, содержащего емкость с рабочим газом, определяют эффективную площадь выходного сечения внезапно образовавшейся течи в результате внезапного механического ударного воздействия на гермоконтейнер метеорной или техногенной частицы; момент времени образования вышеназванной течи; момент времени, когда давление газа в гермоконтейнере уменьшится до минимального допустимого значения, обеспечивающего работоспособность КА.

Изобретение относится к устройствам отвода низкопотенциального тепла от систем космических аппаратов. Капельный холодильник-излучатель содержит теплоноситель с системой его хранения и подачи, генератор капель, перекачивающие насосы, трубопроводы, нагреватели элементов и коллектор капель, выполненный в виде каплеприемника.

Изобретение относится к устройствам отвода низкопотенциального тепла от систем космических аппаратов. Капельный холодильник-излучатель содержит теплоноситель с системой его хранения и подачи, генератор капель, перекачивающие насосы, трубопроводы, нагреватели элементов и коллектор капель.
Изобретение относится к модификации параметров космической среды, а также предназначено для экспериментальной наземной отработки в искусственной среде. Для прогрева атмосферы Марса локально нагревают марсианскую залежь природных карбонатов путем концентрирования солнечных лучей на ее поверхности.

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300).

Группа изобретений относится к методам и средствам защиты бортового оборудования космических аппаратов (КА), а также экипажей пилотируемых КА (станций). Способ включает в себя металлизацию оборудования так, что агрегаты и аппаратуру (1) служебных систем КА выводят на одну шину (2), а комплекс (5) целевой и/или научной аппаратуры - на другую шину (4).

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам теплообмена. Панель холодильника-излучателя содержит теплоизлучающую пластину из композиционного материала и металлические трубки для теплоносителя, размещенные между теплоизлучающей пластиной и накладками из композиционного материала.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к устройствам отвода тепла в термодинамическом цикле космической энергетической установки. Устройство для улавливания диспергированной пелены капельного холодильника-излучателя (КХИ) содержит узел подачи и узел нагнетания рабочего тела.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в конструкциях холодильников-излучателей космических аппаратов (КА) и энергетических установок.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с высокорасположенным крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, цельноповоротные консоли которого смонтированы сверху боковых воздухозаборников, два форсажных турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло, воздухозаборник, вертикальное оперение и элероны. Законцовки крыла выполнены расщепляющимися, состоящими из двух половинок: неподвижной нижней, составляющей единый профиль с крылом, и нижней подвижной, имеющей возможность отклоняться вниз на 90 градусов.

Группа изобретений относится к гиперзвуковым самолетам. Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой содержит фюзеляж, складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения и кабину пилотов.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой преобразуемый самолет содержит фюзеляж (3), трапециевидное ПГО, стабилизатор (7), силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных в гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями (18), смонтированных на конце фюзеляжа (3) на верхних и боковых его частях.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой конвертируемый самолет содержит планер, включающий переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, переднее треугольное крыло типа чайка, заднее крыло с трапециевидными консолями, разгонно-маршевый реактивный двигатель и вспомогательные маршевые прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой самолет с тандемными крыльями имеет продольную компоновку триплана и содержит фюзеляж с плавным сопряжением наплывов дельтовидного в плане крыла (1), низкорасположенное заднее крыло (8) типа обратная “чайка”, переднее горизонтальное оперение (6), вертикальное оперение, выполненное совместно со стабилизатором (7), два турбореактивных двухконтурных двигателя, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа чайка и по внешним их бортам с консолями стабилизатора и трехопорное шасси.

Изобретение относится к авиационной технике. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двигателей, которые разнесены по оконечностям фюзеляжа.

Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции (ССКЗК) имеет планер с передним горизонтальным оперением, два киля, низко расположенное переднее крыло, имеющее концевые крылышки, соединенные по дуге с концами высокорасположенного заднего крыла, корневые части которого соединены с концами отклоненных наружу килей, фюзеляж и турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД).

Сверхзвуковой летательный аппарат с изменяемой в полете кривизной крыла содержит фюзеляж, крыло с изменяемой кривизной, выполненное в виде неподвижно закрепленной к фюзеляжу центральной кессон-секции и поворотных относительно ее подольных кессон-секций, соединенных с центральной кессон-секцией по верхней поверхности при помощи скользящего соединения, а по нижней поверхности – шарнирно, и снабженных замками крайних положений. Скользящее соединение продольных кессон-секций с центральной кессон-секцией по верхней поверхности выполнено гребенчатым. Изобретение направлено на снижение веса. 18 ил.
Наверх