Результат интеллектуальной деятельности: УПРАВЛЯЕМАЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ НАГРУЗКА

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано для имитации потребления тока блоками ракеты с обеспечением при этом интенсивного отвода тепла.

Известен электрический прибор, в котором эффективность охлаждения радиоэлектронных элементов повышается за счет использования в качестве дополнительных радиаторов теплопроводящих элементов конструкции, например корпуса (патент RU №2187220, опубл. 10.08.2002 г., МПК Н05К 7/02, 7/20). Данный прибор состоит из расположенной на печатной плате мощной электронной схемы и системы теплоотвода, выполненной в виде каркаса с перегородками, к которому с обеспечением теплового контакта присоединен корпус прибора. Таким образом, отвод тепла осуществляют через корпус в окружающее пространство.

Недостатком данного изобретения является не очень хороший тепловой контакт между электрорадиоэлементами и корпусом из-за печатной платы, а также неспособность работать в условиях повышенных виброударных нагрузок в течение длительного времени.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является узел космического аппарата, содержащий радиоэлектронный прибор и теплоотводящую поверхность космического аппарата (патент RU №2052911, опубл. 20.01.1996 г., МПК Н05К 7/20). Радиоэлектронный прибор выполнен в виде блоков с теплопроводящими основаниями, расположенными перпендикулярно теплоотводящей поверхности космического аппарата. На теплопроводящем основании размещены печатные платы с электрорадиоэлементами. Таким образом, отвод тепла от электрорадиоэлементов осуществляется через теплопроводящее основание на поверхность космического аппарата.

Недостатком данного изобретения является неспособность в течение длительного времени обеспечивать интенсивный отвод тепла и не очень хороший тепловой контакт между электрорадиоэлементами и теплопроводящим основанием из-за печатной платы.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных выше недостатков, создание устройства, обеспечивающего интенсивный отвод тепловой энергии при работе в условиях значительных вибрационных и ударных нагрузок в течение длительного времени.

Поставленная задача решается за счет того, что управляемая электрическая нагрузка содержит электронный блок и корпус ракеты, причем электронный блок выполнен в виде теплопроводящего основания цилиндрической формы, вставленного в корпус ракеты, на теплопроводящем основании закреплены транзистор и выходной резистор по крайней мере одного эмиттерного повторителя, при этом база эмиттерного повторителя соединена с выходом схемы управления током нагрузки, причем лицевая и/или тыльная стороны теплопроводящего основания обработаны под гладкую поверхность и анодированы анодным оксидированием с хроматной пассивацией, а боковая поверхность теплопроводящего основания покрыта теплопроводящей пастой.

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых представлены:

фиг.1 - электрическая схема управляемой электрической нагрузки;

фиг.2 - пример конструктивного выполнения управляемой электрической нагрузки.

На фиг.1 обозначены:

1,…,1N - нагрузочные сопротивления;

2,…,2N - эмиттерные повторители;

3 - шунтирующее сопротивление;

4 - схема управления током нагрузки;

5 - модуль управления;

6 - источник постоянного напряжения.

На фиг.2 обозначены:

7 - теплопроводящее основание;

8 - силовые транзисторы;

9 - печатная плата;

10 - основание;

11 - проволочные резисторы;

12, 13 - кожухи;

14 - разъемы.

15 - кольцевой фланец.

Предлагаемая управляемая электрическая нагрузка, электрическая схема которой представлена на фиг.1, содержит нагрузочные сопротивления 1,…,1N, эмиттерные повторители 2,…,2N, шунтирующее сопротивление 3, схему управления током нагрузки 4, модуль управления 5, при этом первые выводы нагрузочных сопротивлений 1,…,1N соединены между собой и с входом управляемой электрической нагрузки, вторые выводы нагрузочных сопротивлений 1,…,1N соединены с эмиттерами эмиттерных повторителей 2,…,2N, базы эмиттерных повторителей 2,…,2N соединены между собой и с выходом схемы управления током нагрузки 4, коллекторы эмиттерных повторителей 2,…,2N соединены между собой и с первым выводом шунтирующего сопротивления 3, второй вывод шунтирующего сопротивления 3 соединен со входом обратной связи схемы управления током нагрузки 4 и с выходом управляемой электрической нагрузки, второй вход схемы управления током нагрузки 4 соединен с управляющим входом управляемой электрической нагрузки.

Вход и выход устройства подключены к «+» и «-» источника постоянного напряжения 6, в качестве которого может быть использована аппаратура носителя ракеты, или батарея. К управляющему входу устройства подключен модуль управления 5 для программного управления током нагрузки.

Рассмотрим работу управляемой электрической нагрузки на примере работы схемы устройства, представленной на фиг.1.

Управление током происходит путем изменения напряжения на базах эмиттерных повторителей 2,…,2N. Ток нагрузки I_H протекает по цепи: «+» источника постоянного напряжения 6, нагрузочный резистор 1,…,1N, эмиттерный повторитель 2,…,2N, шунтирующее сопротивление 3, «-» источника постоянного напряжения 6. При этом на шунтирующем сопротивлении 3 выделяется напряжение U_ш, пропорциональное току U_ш=I_н·R_ш.

Напряжение U_ш поступает на схему управления 4, где сравнивается с управляющим напряжением U_упр.

Разность напряжений [K_с·U_упр-U_ш] (здесь K_с - масштабный коэффициент) после усиления поступает через эмиттерные повторители 2,…,2N на нагрузочные сопротивления 1,…,1N R_н.

Имеем: K_у·(K_с·U_упр-U_ш)=U_RH, где

K_у - коэффициент усиления;

U_RH - напряжение на нагрузочных сопротивлениях 1,…,1N R_H

откуда

, при достаточно большом коэффициенте усиления K_У:

, т.е. ток на нагрузочном сопротивлении 1,…,1N пропорционален управляющему напряжению, поступающему с модуля управления 5, т.е. задавая управляющее напряжение, будем иметь ток соответствующей величины.

За счет применения эмиттерных повторителей значительная часть тепловой энергии (от 30 до 70%) выделяется на транзисторах. Значение мощности, рассеиваемое в виде тепловой энергии в управляемой нагрузке составляет до 1,0 кВт, что требует при продолжительном времени работы интенсивного отвода тепла, т.к. блоки ракеты рассчитаны на номинальное постоянное напряжение 27 В при токах до 20÷35 А.

Управляемая электрическая нагрузка, конструкция которой представлена на фиг.2, содержит электронный блок и корпус ракеты, причем электронный блок выполнен в виде теплопроводящего основания 7 цилиндрической формы, вставленного в корпус ракеты, и размещенных на теплопроводящем основании радиоэлектронных приборов с большим тепловыделением (например, силовых транзисторов 8), при этом лицевая и/или тыльная стороны теплопроводящего основания обработаны под гладкую поверхность и анодированы анодным оксидированием с хроматной пассивацией, а боковая поверхность теплопроводящего основания покрыта теплопроводящей пастой.

Рассмотрим один из вариантов конструктивного выполнения управляемой электрической нагрузки. Она может быть выполнена в виде блока цилиндрической формы, вписанного в поперечное сечение ракеты. Основной несущий элемент блока - теплопроводящее основание 7, выполненное в виде металлического цилиндра, лицевая поверхность которого обработана под гладкую поверхность и анодирована. Для обеспечения электрической изоляции корпусов силовых транзисторов 8 от теплопроводящего основания 7 применено обычное анодирование поверхности (анодное оксидирование с хроматной пассивацией) - это возможно благодаря малой разнице потенциалов (≤75 мВ) между теплопроводящим основанием 7 и коллекторами силовых транзисторов 8. Силовые транзисторы 8 расположены на теплопроводящем основании 7 и крепятся через изоляционные втулки.

К теплопроводящему основанию 7 также крепится печатная плата 9 с элементами схемы управления 4. С другой стороны на теплопроводящем основании 7 закреплено основание 10 для мощных проволочных резисторов 11.

Внутренние элементы конструкции закрыты кожухами 12, 13, размещенными на противоположных сторонах теплопроводящего основания 7. На кожухах 12, 13 имеются щелевые отверстия для охлаждения внутреннего пространства. На торце кожуха 12, закрывающего объем вокруг печатной платы 9, расположены два разъема 14.

Наружный диаметр теплопроводящего основания 7 равен внутреннему диаметру силового элемента ракеты, например шпангоута. Для улучшения отвода тепла на корпус ракеты выполнена чистовая обработка боковой поверхности теплопроводящего основания 7. Монтаж предлагаемого устройства осуществляется путем плотной посадки теплопроводящего основания 7 в отверстие шпангоута ракеты с применением теплопроводящей пасты и с последующей фиксацией болтами через кольцевой фланец на торце теплопроводящего основания 7.

Таким образом, предложенное техническое решение по использованию тепловыделения не только на нагрузочных сопротивлениях, но и на транзисторах эмиттерных повторителей, и использованию передачи тепла на теплопередающее основание и далее на корпус ракеты позволяет исключить перегрев транзисторов и обеспечить работу устройства в требуемых режимах.

Предлагаемое устройство может быть использовано в ракетной технике, в частности для проверки аппаратуры носителя, например, при проверке возможности аппаратуры носителя обеспечить ракете требуемый ток потребления. Оно может быть использовано для имитации циклограммы потребления тока блоками ракеты, когда необходимо программно или вручную управлять током нагрузки.

Представленные чертежи и описание устройства позволяют, используя существующую элементную базу, изготовить устройство промышленным способом, что характеризует предлагаемое изобретение как промышленно применимое.