Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата

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.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата заключается в охлаждении аппаратуры двухконтурной системой охлаждения. Теплоотвод осуществляется 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 сотопанели вертикальных тепловых труб. В нижней части сотопанелей размещают охлаждаемые приборы с большим адиабатическим нагревом. В направлении к верхней части сотопанелей размещают приборы с меньшим адиабатическим нагревом. Конденсаторы тепловых труб охлаждают трубным теплообменником внешнего испарительного контура. Изобретение улучшает термостабилизацию бортовой аппаратуры, повышает надежность и снижает энергопотребление. 2 ил.

Наверх