×
26.08.2017
217.015.d476

Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: 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.
Реферат Свернуть Развернуть

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
Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата
Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата
Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 178.
27.02.2013
№216.012.2c19

Узел стыковки разделяемых ступеней ракет

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. Узел стыковки разделяемых ступеней ракет содержит корпус, силовую опору с кольцевой проточкой и заходной фаской с элементами фиксации. На корпусе и силовой опоре...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476816
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.04.2013
№216.012.3afd

Устройство для продувки и наддува приборного отсека

Изобретение относится к разъемным соединениям пневмогидравлических систем и может быть использовано для стыковки приборных отсеков (ПО) различных изделий, например летательных аппаратов, с обслуживающими наземными установками. В устройстве для наддува и продувки приборного отсека, состоящем из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480662
Дата охранного документа: 27.04.2013
27.06.2013
№216.012.5184

Крылатая ракета

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции крылатой ракеты. Крылатая ракета размещена в пусковом контейнере. Ракета содержит маршевую ступень с приборным отсеком и разгонную двигательную установку. Приборный отсек через отсечной пневмоклапан соединен с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002486461
Дата охранного документа: 27.06.2013
27.07.2013
№216.012.5aae

Способ контактного измерения профилей скорости ветра и течений в зоне волнения

Заявленное изобретение относится к методам измерения гидрометеорологических параметров окружающей среды. При реализации способа измерения профиля скорости ветра используют систему вертикально распределенных на жесткой мачте анемометров, соединенных с многоканальным регистратором и накопителем...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488835
Дата охранного документа: 27.07.2013
27.12.2013
№216.012.9057

Система наддува топливного бака

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к системе наддува топливного бака летательного аппарата. Система наддува топливного бака содержит аккумулятор давления, состоящий из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, снабженных узлами заправки и дренажа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002502644
Дата охранного документа: 27.12.2013
20.02.2014
№216.012.a1c4

Топливный бак летательного аппарата

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак летательного аппарата содержит корпус с устройствами ввода газа наддува и забора топлива к двигателю. В баке с зазором относительно корпуса установлена дополнительная...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002507127
Дата охранного документа: 20.02.2014
20.05.2014
№216.012.c6c8

Устройство для обеспечения заданого усилия натяжения спаренных тяг

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к системам измерения усилий в стержнях, тягах и других протяженных элементах конструкций, и может быть использовано в любой отрасли народного хозяйства, и, в частности, в ракетной технике. Устройство работает следующим образом. В...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002516647
Дата охранного документа: 20.05.2014
10.06.2014
№216.012.cf08

Способ компоновки космического аппарата

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов (КА). Продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости. Связующие тепловые трубы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518771
Дата охранного документа: 10.06.2014
20.06.2014
№216.012.d3df

Устройство для крепления двух взаимно перпендикулярных панелей

Техническое решение относится к машиностроению и может быть использовано в различных отраслях, в частности в космической технике для жесткого разъемного соединения двух взаимно перпендикулярных панелей, одна из которых подвержена деформациям из-за значительных перепадов температур по времени...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002520010
Дата охранного документа: 20.06.2014
27.06.2014
№216.012.d6f9

Космический аппарат

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002520811
Дата охранного документа: 27.06.2014
Показаны записи 1-10 из 100.
27.02.2013
№216.012.2c19

Узел стыковки разделяемых ступеней ракет

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. Узел стыковки разделяемых ступеней ракет содержит корпус, силовую опору с кольцевой проточкой и заходной фаской с элементами фиксации. На корпусе и силовой опоре...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476816
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.04.2013
№216.012.3afd

Устройство для продувки и наддува приборного отсека

Изобретение относится к разъемным соединениям пневмогидравлических систем и может быть использовано для стыковки приборных отсеков (ПО) различных изделий, например летательных аппаратов, с обслуживающими наземными установками. В устройстве для наддува и продувки приборного отсека, состоящем из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480662
Дата охранного документа: 27.04.2013
27.06.2013
№216.012.5184

Крылатая ракета

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции крылатой ракеты. Крылатая ракета размещена в пусковом контейнере. Ракета содержит маршевую ступень с приборным отсеком и разгонную двигательную установку. Приборный отсек через отсечной пневмоклапан соединен с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002486461
Дата охранного документа: 27.06.2013
27.12.2013
№216.012.9057

Система наддува топливного бака

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к системе наддува топливного бака летательного аппарата. Система наддува топливного бака содержит аккумулятор давления, состоящий из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, снабженных узлами заправки и дренажа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002502644
Дата охранного документа: 27.12.2013
20.02.2014
№216.012.a1c4

Топливный бак летательного аппарата

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак летательного аппарата содержит корпус с устройствами ввода газа наддува и забора топлива к двигателю. В баке с зазором относительно корпуса установлена дополнительная...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002507127
Дата охранного документа: 20.02.2014
20.05.2014
№216.012.c6c8

Устройство для обеспечения заданого усилия натяжения спаренных тяг

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к системам измерения усилий в стержнях, тягах и других протяженных элементах конструкций, и может быть использовано в любой отрасли народного хозяйства, и, в частности, в ракетной технике. Устройство работает следующим образом. В...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002516647
Дата охранного документа: 20.05.2014
10.06.2014
№216.012.cf08

Способ компоновки космического аппарата

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов (КА). Продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости. Связующие тепловые трубы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518771
Дата охранного документа: 10.06.2014
20.06.2014
№216.012.d3df

Устройство для крепления двух взаимно перпендикулярных панелей

Техническое решение относится к машиностроению и может быть использовано в различных отраслях, в частности в космической технике для жесткого разъемного соединения двух взаимно перпендикулярных панелей, одна из которых подвержена деформациям из-за значительных перепадов температур по времени...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002520010
Дата охранного документа: 20.06.2014
27.06.2014
№216.012.d6f9

Космический аппарат

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002520811
Дата охранного документа: 27.06.2014
20.08.2014
№216.012.ecb6

Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата

Изобретение относится к наземной отработке систем терморегулирования аппаратуры изделий авиационной и ракетно-космической техники. Испытания проводят в термокамере в два этапа. На первом этапе подвергают натурный теплоизоляционный пакет приборного отсека внешнему тепловому нагружению,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002526406
Дата охранного документа: 20.08.2014
+ добавить свой РИД