Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата

Техническое решение относится к теплотехнике, в частности к системам терморегулирования (СТР) приборов авиационной и ракетной техники. В установке для испытаний контурной тепловой трубы СТР ЛА, содержащей каркас, нагреватель, охладитель и средства измерения температуры, каркас выполнен в виде пространственной силовой рамы с возможностью выдерживания воздействующих в полете на ЛА механических нагрузок, установка снабжена установленным в каркасе охладителем конденсатора КТТ, выполненным в виде теплового аккумулятора с определенной заранее массой рабочего вещества, при этом охладитель конденсатора и нагреватель с испарителем КТТ расположены в противоположных концах каркаса, паропровод и конденсатопровод КТТ закреплены на каркасе установки с заданным шагом крепления, а нагреватель с испарителем КТТ и тепловой аккумулятор теплоизолированы. Технический результат - подтверждение работоспособности контурной тепловой трубы СТР ЛА, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузок (значительных по величине перегрузок, вибраций). 1 ил.

 

Техническое решение относится к теплотехнике, в частности к системам терморегулирования приборов авиационной и ракетной техники.

В настоящее время основной областью применения тепловых труб, в том числе и контурных, является космическая техника. Контурные тепловые трубы (КТТ) широко используются в системах обеспечения теплового режима космических летательных аппаратов, в частности в радиационных теплообменниках. Однако, в условиях гравитации КТТ еще не нашли такого применения. Учитывая привлекательные характеристики КТТ, представляется актуальным использовать их в системах терморегулирования (СТР) высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА). При этом необходимо предварительно проводить испытания КТТ на условия воздействия механических нагрузок.

Известны стенды для испытаний тепловых труб, например, стенд по авторскому свидетельству №1250824, 1986, F28D 15/02, содержит каркас с держателями тепловых труб, систему измерений и регистрации температуры, нагреватель. Этот стенд обладает расширенными функциональными возможностями и повышенной производительностью при испытании тепловых труб на работоспособность, но на таком стенде невозможно испытать тепловые трубы с воздействием значительных внешних механических нагрузок, таких как, перегрузки в несколько единиц, вибрации и т.п.

Известен также стенд для исследования теплопередающих характеристик тепловой трубы по авторскому свидетельству №1408935, 1986, F28D 15/02. Данный стенд содержит панель для фиксации тепловой трубы с зонами нагрева и конденсации, электронагреватели, индивидуальные емкости с водой и может быть использован для получения сравнительных характеристик тепловой трубы с другими теплопроводниками. Однако, конструктивные особенности такого стенда не позволяют использовать его в испытаниях для подтверждения работоспособности КТТ при воздействии больших механических нагрузок.

Задачей настоящего технического решения является подтверждение работоспособности контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузках (значительных по величине перегрузках, вибрациях).

Поставленная задача решается тем, что в установке для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата, содержащей каркас, нагреватель, охладитель и средства измерения температуры, каркас выполнен в виде пространственной силовой рамы с возможностью выдерживания воздействующих в полете на ЛА механических нагрузок, установка снабжена установленным в каркасе охладителем конденсатора контурной тепловой трубы, выполненного в виде теплового аккумулятора, масса рабочего вещества которого определена по соотношению:

где N - тепловыделение нагревателя, Вт;

Δт - продолжительность режима испытаний, с;

ΔТ - допускаемый нагрев рабочего вещества теплового аккумулятора °С;

С - теплоемкость рабочего вещества теплового аккумулятора, Дж/(кг°С);

η - коэффициент, учитывающий утечки тепла и неравномерность прогрева теплового аккумулятора,

при этом охладитель конденсатора и нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы расположены в противоположных концах каркаса, паропровод и конденсатопровод контурной тепловой трубы закреплены на каркасе установки с заданным шагом крепления, а нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы и тепловой аккумулятор теплоизолированы.

Признаки предложенной установки для испытаний КТТ обуславливают достижение технического результата - подтверждение стойкости КТТ к воздействующим в полете на высокоскоростной ЛА нагрузкам, которые имитируют при наземных испытаниях.

Так каркас установки выполнен в виде пространственной силовой рамы, которая выдерживает значительные механические нагрузки. Усиление конструкции заключается в использовании стандартных профилей определенного материала (как правило, металла), различных подкосов, выборе площади сечения профилей для обеспечения требуемой прочности.

Выполнение охладителя конденсатора контурной тепловой трубы в виде теплового аккумулятора с массой рабочего вещества, определенной по соотношению (1), позволяет:

- выполнить установку для испытаний автономной;

- размещать установку на создающих требуемые нагрузки стендах - центрифуге, ударном, вибрационном стендах;

- обеспечивать длительность режима испытаний, необходимую для определения возможности функционирования КТТ заданное время при внешних нагрузках в составе СТР ЛА.

Расположение охладителя конденсатора и испарителя КТТ в противоположных концах каркаса обусловлено необходимостью проводить испытания при различной ориентации в гравитационном поле, т.е. располагать установку для испытаний на стендах в разных положениях, чтобы КТТ функционировала в гравитационном режиме (испаритель и конденсатор располагаются в горизонтальной плоскости) и «антигравитационном» режиме (испаритель находится выше конденсатора по вертикали и при испытаниях на линейные перегрузки в центрифуге - испаритель располагается ближе к оси вращения центрифуги, чем конденсатор).

Крепление паропровода и конденсатопровода КТТ, представляющих трубы небольшого диаметра (3-6 мм), на каркасе установки с заданным шагом крепления обеспечивает их прочность и стойкость. Этот признак обусловлен большими значениями механических нагрузок на установку для испытаний КТТ и ее элементы.

Нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы и тепловой аккумулятор теплоизолированы для предотвращения неконтролируемых утечек тепла и более точного определения параметров КТТ.

Сущность предложенного технического решения поясняется чертежом, на котором схематически изображена установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата.

На чертеже введены следующие обозначения:

1 - каркас;

2 - элементы усиления каркаса;

3 - испаритель КТТ;

4 - нагреватель КТТ;

5 - конденсатор;

6 - паропровод;

7 - конденсатопровод;

8 - крепление паропровода и конденсатопровода;

9 - охладитель конденсатора (тепловой аккумулятор).

Предложенная установка для испытаний КТТ работает следующим образом.

В начале испытаний установку с КТТ испытывают в гравитационном режиме - испаритель и конденсатор располагаются в горизонтальной плоскости (ось ОХ установки направлена горизонтально), и «антигравитационном» режиме - испаритель находится выше конденсатора по вертикали (ось ОХ установки направлена вертикально). Эти испытания проводят без размещения установки на специальных стендах - центрифуге, ударном, вибрационном стендах.

При выполнении охладителя конденсатора 9 в виде емкости с жидким хладоносителем, например водой, его целесообразно перед размещением установки на стенде заправить охлажденной водой с температурой 6-8°С. Этим достигается увеличение перепада температур между испарителем и конденсатором КТТ с целью более полной имитации условий теплообмена во время полета ЛА, когда на посадочном месте прибора надо поддерживать допустимую температуру заданное время.

Каждый режим испытаний начинают с подачи тепловой нагрузки на электронагреватель 4, который нагреваясь, повышает температуру испарителя 3. При этом образуются пары рабочего тела КТТ, которые по паропроводу 7 поступают в конденсатор 5, где происходит их охлаждение и конденсация путем теплообмена с охладителем конденсатора (теплового аккумулятора) 9, имеющего более низкую температуру. Далее жидкий теплоноситель по конденсатопроводу 6 из конденсатора 5 доставляется обратно в испаритель 3. Циркуляция происходит за счет разности давлений, возникающей в капиллярно-пористой структуре испарителя КТТ 3 в процессе работы. При проведении режимов с помощью средств измерения температур (на чертеже не показаны) производят замеры температур испарителя 3 и конденсатора 5 и по полученным данным определяют работоспособность контурной тепловой трубы.

Далее, установку последовательно размещают на специальных стендах, на которых имитируют условия нагружения летательного аппарата, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузках и повторяют описанные выше операции.

Для обеспечения прочности и стойкости КТТ паропровод 7 и конденсатопровод 6 надежно фиксируют с помощью креплений 8 (в виде различных зажимов, хомутов и т.п.), располагаемых с заданным шагом L.

Для снижения утечек тепла испаритель КТТ с нагревателем и тепловой аккумулятор закрыты теплоизоляцией, например, волокнистого типа - ATM определенной толщины (на чертеже не показана).

Совокупность новых признаков предложенного технического решения - усиленная конструкция пространственной силовой рамы установки для испытаний контурной тепловой трубы, охладитель конденсатора в виде теплового аккумулятора с определенной массой рабочего вещества, размещение конденсатора и испарителя в противоположных концах каркаса, крепление паропровода и конденсатопровода на каркасе, теплоизолирование нагревателя с испарителем КТТ и теплового аккумулятора - позволяет получить новый, обусловленный взаимосвязью признаков, технический результат, заключающийся в подтверждении работоспособности контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузках.

Использование предложенной автономной установки для испытаний позволит получить гарантированный положительный результат по применению контурной тепловой трубы в составе СТР на последующих этапах экспериментальной отработки ЛА.

Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата, содержащая каркас, нагреватель, охладитель и средства измерения температуры, отличающаяся тем, что каркас выполнен в виде пространственной силовой рамы с возможностью выдерживания воздействующих в полете на ЛА механических нагрузок, установка снабжена установленным в каркасе охладителем конденсатора контурной тепловой трубы, выполненным в виде теплового аккумулятора, масса рабочего вещества которого определена по соотношению:

,

где N - тепловыделение нагревателя, Вт;

Δτ - продолжительность режима испытаний, с;

ΔT - допускаемый нагрев рабочего вещества теплового аккумулятора, °С;

С - теплоемкость рабочего вещества теплового аккумулятора, Дж/(кг°С);

η - коэффициент, учитывающий утечки тепла и неравномерность прогрева теплового аккумулятора,

при этом охладитель конденсатора и нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы расположены в противоположных концах каркаса, паропровод и конденсатопровод контурной тепловой трубы закреплены на каркасе установки с заданным шагом крепления, а нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы и тепловой аккумулятор теплоизолированы.