СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА ПРИБОРНОГО ОТСЕКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

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

Высокие скорости полета гиперзвуковых ЛА сопровождаются интенсивным аэродинамическим нагревом конструкции отсеков, в том числе и приборных. Обеспечение допустимых температурных условий для функционирования аппаратуры производится как защитой конструкции отсека от внешних теплопритоков путем установки на корпус приборного отсека теплоизоляции, так и использованием активных систем охлаждения. При этом актуальной является задача улучшения термостатирования аппаратуры приборных отсеков, а также уменьшения массы системы охлаждения.

Известна система тепловой защиты радиоэлектронной аппаратуры сверхзвукового летательного аппарата (а.с. №1840522, 2007, B64G 9/00), содержащая 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 способа обеспечения теплового режима аппаратуры, реализуемого в известной системе тепловой защиты, заключается в осуществлении контакта жидкого теплоносителя или его паров непосредственно с охлаждаемой аппаратурой, что приводит к ухудшению термостабилизации аппаратуры и снижению надежности ее функционирования в связи с возникающими значительными градиентами температур. При этом следует отметить также то, что отсутствие теплоизоляции сопровождается дополнительной тепловой нагрузкой на систему охлаждения и, соответственно, увеличением массы жидкого теплоносителя.

Известна также двухконтурная система обеспечения теплового режима (СОТР) приборно-агрегатного оборудования летательного аппарата (см. "Системы терморегулирования космических аппаратов", перевод с английского под редакцией Г.И. Воронина. - М.: Машиностроение, 1968 г., с.168-170, ближайший аналог). Система 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 такой системы 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 обеспечения теплового режима приборного оборудования является достаточно эффективным по критерию охлаждения аппаратуры приборного отсека в течение ограниченного по времени полета ЛА, однако обладает недостатками:

- не предусматривает осуществление условий для термостабилизации аппаратуры на начальном участке движения ЛА: перепад температур охлаждающего приборный отсек газа весьма значителен и может составлять 10-20°C за непродолжительный промежуток времени, что отрицательно воздействует на аппаратуру (см. фиг.1, кривая 1);

- для обеспечения теплового режима аппаратуры по данному способу необходима увеличенная масса хладагента, т.к. СОТР функционирует в течение всего времени полета ЛА;

- используемая для реализации способа СОТР имеет повышенную массу и пониженную надежность, т.к. содержит регулятор давления для связи с окружающей внешней средой.

Задачей настоящего изобретения является улучшение термостабилизации бортовой аппаратуры, уменьшение массы системы охлаждения с одновременным повышением надежности работы системы охлаждения.

Поставленная задача решается тем, что охлаждение аппаратуры приборного отсека осуществляют вентиляцией при одновременном задействовании аппаратуры в течение времени, определенного по соотношению:

,

где Δτ - интервал времени, в течение которого осуществляют только вентиляцию аппаратуры приборного отсека, с;

Кн - коэффициент, учитывающий долю теплоемкости отдельных наиболее теплонапряженных блоков аппаратуры и блоков, для которых необходима термостабилизация на начальном этапе полета;

CM - теплоемкость бортовой аппаратуры, Дж/К;

Тдоп - максимальная допустимая температура бортовой аппаратуры, K;

Тнач - начальная температура бортовой аппаратуры, K;

N - тепловыделение бортовой аппаратуры, Вт,

с последующим охлаждением циркулирующего газа и отводом паров низкокипящего хладагента в атмосферу через герметизирующий элемент в виде мембранного клапана, разгерметизирующегося при давлении насыщенных паров кипения хладагента.

Предложенное техническое решение эффективно реализуется при обеспечении теплового режима теплоизолированного приборного отсека гиперзвукового летательного аппарата. Установка теплозащиты (теплоизоляции) на подверженных воздействию аэродинамического потока поверхностях приборных отсеков снижает проникающий к аппаратуре внешний тепловой поток и позволяет использовать для снятия тепловыделения от работающего оборудования систему охлаждения, в частности испарительного типа, с уменьшенными массогабаритными параметрами.

Для надежной работы аппаратуры приборных отсеков ЛА, особенно приборов системы наведения, на начальном участке полета необходима термостабилизация посадочных мест и обдувающего аппаратуру газового потока. Задействование испарительного контура системы охлаждения с низкокипящим хладагентом, например аммиаком, непосредственно после старта ЛА приводит к значительным изменениям температуры по времени циркулирующего газа, охлаждающего аппаратуру. Даже при использовании регулирующего подачу хладагента клапана изменение температуры обдувающего газа может составлять 10-20°C за непродолжительный интервал времени (20-30 секунд). Разработка для испарительного контура отдельной высокоточной системы для плавного регулирования температуры охлаждаемого газа в зависимости от подачи хладагента является труднореализуемой задачей, а созданная система с учетом размеров испарительного теплообменника имела бы высокие массогабаритные параметры и низкую надежность.

Сущность предложенного технического решения заключается в том, что после старта ЛА с момента включения аппаратуры и одновременного задействования вентиляционного контура в течение промежутка времени Δτ, определенного по приведенному соотношению, происходит обдув аппаратуры газом, который не охлаждается в испарительном контуре. При этом температура газа вентиляционного контура плавно повышается, также возрастает температура обдуваемой газом аппаратуры и, таким образом, осуществляется ее термостабилизация.

Осуществление в начальный этап движения ЛА только обдува аппаратуры неохлаждаемым газом возможно потому, что начальная температура аппаратуры Тнач, определяемая условиями старта ЛА с носителя, ниже допустимой температуры аппаратуры Тдоп, как правило, на 10-30°C, а аппаратура с приборной рамой обладает значительной массовой теплоемкостью СМ.

На фиг.1 представлен характер изменения температуры обдувающего газа на входе в аппаратуру:

1 - известный способ обеспечения теплового режима;

2 - предложенный способ обеспечения теплового режима.

Принятые обозначения:

- начальная температура газа на входе в аппаратуру;

- максимальная допустимая температура газа на входе в аппаратуру.

На этапе разработки СОТР определяют ее параметры, поля температур и скорости изменения температур газовой среды и аппаратуры приборного отсека. В связи с тем, что блоки аппаратуры обладают разными теплоемкостными характеристиками и обдуваются вентиляционным газом с разными скоростями, скорость повышения температуры различных блоков будет неодинакова.

В предложенное соотношение для определения интервала времени Δτ введен безразмерный коэффициент Кн, учитывающий долю теплоемкости отдельных наиболее теплонапряженных блоков аппаратуры и блоков, для которых необходима термостабилизация на начальном этапе полета, в теплоемкости СМ всей аппаратуры приборного отсека. Использование коэффициента Кн позволяет предотвратить превышение температуры отдельных блоков аппаратуры допустимого уровня. Указанный коэффициент рассчитывается предварительно и подтверждается экспериментально.

В предложенном техническом решении снижение массы СОТР и повышение надежности работы системы охлаждения достигнуто тем, что отвод паров низкокипящего хладагента в атмосферу осуществляют через герметизирующий элемент в виде мембранного клапана, разгерметизирующегося при давлении насыщенных паров кипения хладагента. Мембранный клапан, установленный на выходе контура с испарительным циклом, после срабатывания устройства пуска хладагента в дозирующее устройство создает повышенное давление в полости испарительного теплообменника и препятствует вскипанию хладагента в дозирующем устройстве в момент начала подачи хладагента. Характеристики мембранного клапана (толщина мембраны, давление разгерметизации) определяются в основном параметрами низкокипящего хладагента. Например, при использовании в качестве хладагента жидкого аммиака перепад давлений, при котором происходит разрыв мембраны клапана, составляет ~1,7 кгс/см².

Преимущества использования мембранного клапана заключаются в том, что он имеет минимальную массу и объем, повышенную надежность (по сравнению, например, с регулятором давления или иным регулирующим устройством).

Техническое решение поясняется схемой приборного отсека и двухконтурной системы охлаждения, представленной на фиг.2:

1 - теплоизолированный корпус приборного отсека;

2 - блоки аппаратуры приборного отсека;

3 - газожидкостный теплообменник-испаритель;

4 - вентилятор;

5 - мембранный клапан;

6 - емкость с хладагентом;

7 - пусковой пироклапан;

8 - клапан, регулирующий подачу хладагента.

Предложенный способ обеспечения теплового режима теплоизолированного приборного отсека летательного аппарата включает:

- в момент старта ЛА (на предстартовой подготовке) задействование размещенных в теплоизолированном корпусе приборного отсека 1 блоков аппаратуры 2 и одновременное включение вентилятора 4 - начинается функционирование вентиляционного контура;

- в течение интервала времени Δτ, определенного по приведенному

соотношению, осуществляют только вентиляцию аппаратуры приборного отсека, при этом температура аппаратуры не превышает максимального допустимого значения Тдоп;

- по истечении Δτ задействуют испарительный контур системы охлаждения - происходит подрыв пускового пироклапана 7, жидкий хладагент из емкости 6 поступает в регулирующий клапан В и в газожидкостный теплообменник-испаритель 3, где происходит охлаждение циркулирующего в вентиляционном контуре газа посредством испарения хладагента;

- за счет испарения хладагента в испарительном контуре повышается давление, при достижении в этом контуре давления насыщенных паров кипения хладагента происходит прорыв мембранного клапана 5 и пары хладагента выбрасываются в атмосферу;

- охлажденный в теплообменнике-испарителе 3 газ вентиляционного контура охлаждает нагретые блоки аппаратуры 2 и нагретый по замкнутому вентиляционному контуру поступает в теплообменник-испаритель.

Таким образом, предложенный способ обеспечения теплового режима теплоизолированного приборного отсека летательного аппарата позволяет улучшить термостабилизацию бортовой аппаратуры и уменьшить массу системы охлаждения путем задействования только вентиляционного контура двухконтурной системы охлаждения в течение определенного промежутка времени, а также повысить надежность работы испарительного контура системы охлаждения отводом паров низкокипящего хладагента в атмосферу через мембранный клапан.