RU2531210C1 - Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата - Google Patents
Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2531210C1 RU2531210C1 RU2013124979/11A RU2013124979A RU2531210C1 RU 2531210 C1 RU2531210 C1 RU 2531210C1 RU 2013124979/11 A RU2013124979/11 A RU 2013124979/11A RU 2013124979 A RU2013124979 A RU 2013124979A RU 2531210 C1 RU2531210 C1 RU 2531210C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- equipment
- cooling
- instrument compartment
- gas
- refrigerant
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в охлаждении бортовой аппаратуры циркулирующим газом с помощью двухконтурной системы охлаждения. При этом газ охлаждают в испарительном контуре за счет испарения низкокипящего хладагента, пары которого отводят в атмосферу. В начале полета охлаждение аппаратуры приборного отсека осуществляют только вентиляцией в течение времени, определяемого в зависимости от температуры, тепловыделения и теплоемкости аппаратуры. Далее задействуют указанный испарительный контур, причем отвод паров низкокипящего хладагента в атмосферу осуществляют через герметизирующий элемент в виде мембранного клапана. Этот клапан разгерметизируется при давлении насыщенных паров кипения хладагента. Техническим результатом изобретения является улучшение термостабилизации бортовой аппаратуры, уменьшение массы и повышение надежности системы охлаждения. 2 ил.
Description
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:
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.
Claims (1)
- Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата, заключающийся в охлаждении аппаратуры циркулирующим газом с помощью двухконтурной системы охлаждения и охлаждении газа в контуре с испарительным циклом за счет испарения низкокипящего хладагента с отводом его паров в атмосферу, отличающийся 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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013124979/11A RU2531210C1 (ru) | 2013-05-30 | 2013-05-30 | Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013124979/11A RU2531210C1 (ru) | 2013-05-30 | 2013-05-30 | Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2531210C1 true RU2531210C1 (ru) | 2014-10-20 |
Family
ID=53381940
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013124979/11A RU2531210C1 (ru) | 2013-05-30 | 2013-05-30 | Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2531210C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2622173C1 (ru) * | 2016-04-26 | 2017-06-13 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата |
RU2661178C1 (ru) * | 2017-08-22 | 2018-07-12 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата |
RU195532U1 (ru) * | 2019-10-21 | 2020-01-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС») | Устройство охлаждения бортовой аппаратуры управляемого летательного аппарата одноразового применения |
RU2714573C2 (ru) * | 2018-07-06 | 2020-02-18 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Система охлаждения приборного отсека скоростных летательных аппаратов |
RU2746862C1 (ru) * | 2020-04-27 | 2021-04-21 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" (АО "НПО Лавочкина") | Система испарительного охлаждения с разомкнутым контуром для термостатирования оборудования космического объекта |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3824598A (en) * | 1971-09-28 | 1974-07-16 | Dassault Electronique | Apparatus for maintaining electronic equipment in an airplane below a certain temperature |
US6736205B2 (en) * | 2000-05-18 | 2004-05-18 | The Boeing Company | Aft in flight entertainment cooling system |
US6786279B2 (en) * | 2000-05-18 | 2004-09-07 | The Boeing Company | Forward in flight (IFE) entertainment cooling system |
SU1839913A1 (ru) * | 1987-12-28 | 2006-06-20 | Омское научно-производственное объединение "Сибкриотехника" | Система терморегулирования орбитальной станции |
SU1840522A1 (ru) * | 1977-09-02 | 2007-05-20 | Открытое акционерное общество "Холдинговая компания "Ленинец" | Система тепловой защиты радиоэлектронной аппаратуры летательного аппарата |
RU2467931C1 (ru) * | 2011-04-13 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ терморегулирования объекта, расположенного на космическом аппарате, и устройство для его реализации |
-
2013
- 2013-05-30 RU RU2013124979/11A patent/RU2531210C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3824598A (en) * | 1971-09-28 | 1974-07-16 | Dassault Electronique | Apparatus for maintaining electronic equipment in an airplane below a certain temperature |
SU1840522A1 (ru) * | 1977-09-02 | 2007-05-20 | Открытое акционерное общество "Холдинговая компания "Ленинец" | Система тепловой защиты радиоэлектронной аппаратуры летательного аппарата |
SU1839913A1 (ru) * | 1987-12-28 | 2006-06-20 | Омское научно-производственное объединение "Сибкриотехника" | Система терморегулирования орбитальной станции |
US6736205B2 (en) * | 2000-05-18 | 2004-05-18 | The Boeing Company | Aft in flight entertainment cooling system |
US6786279B2 (en) * | 2000-05-18 | 2004-09-07 | The Boeing Company | Forward in flight (IFE) entertainment cooling system |
RU2467931C1 (ru) * | 2011-04-13 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ терморегулирования объекта, расположенного на космическом аппарате, и устройство для его реализации |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
"Системы терморегулирования космических аппаратов". Пер. с англ. под ред. Г.И. ВОРОНИНА, М.: Машиностроение, 1968 Г., С.168-170; . * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2622173C1 (ru) * | 2016-04-26 | 2017-06-13 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата |
RU2661178C1 (ru) * | 2017-08-22 | 2018-07-12 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата |
RU2714573C2 (ru) * | 2018-07-06 | 2020-02-18 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Система охлаждения приборного отсека скоростных летательных аппаратов |
RU195532U1 (ru) * | 2019-10-21 | 2020-01-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС») | Устройство охлаждения бортовой аппаратуры управляемого летательного аппарата одноразового применения |
RU2746862C1 (ru) * | 2020-04-27 | 2021-04-21 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" (АО "НПО Лавочкина") | Система испарительного охлаждения с разомкнутым контуром для термостатирования оборудования космического объекта |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2531210C1 (ru) | Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата | |
JP4257363B2 (ja) | 少なくとも一つのエンクロージャの受動および能動冷却のためのシステム、装置および方法 | |
RU2703662C2 (ru) | Система охлаждения для бака центроплана воздушного летательного аппарата | |
GB945223A (en) | Improvements in or relating to refrigerators | |
US9052128B2 (en) | Vehicle with a cooling system for cooling and method for cooling in a vehicle | |
JP2011507165A (ja) | 蒸発冷却式燃料電池システム及び蒸発冷却式燃料電池システムの運転方法 | |
US10029799B2 (en) | Air conditioning method and system for aircraft | |
US9527593B2 (en) | Thermal accumulator and method of use | |
EP3543141B1 (en) | Cooled air source for a catalytic inerting condenser | |
EP2338013B1 (en) | Sensing and estimating non-condensable gas in a subambient cooling system | |
RU2622173C1 (ru) | Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата | |
US20080314019A1 (en) | Engine cooling | |
CN102092481A (zh) | 星载设备环路热管的阻断装置 | |
RU2661178C1 (ru) | Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата | |
US10654583B2 (en) | Fuel tank inerting system and method | |
EP3441311B1 (en) | Fuel tank inerting system | |
RU2714573C2 (ru) | Система охлаждения приборного отсека скоростных летательных аппаратов | |
RU171674U1 (ru) | Система термостабилизации волоконного контура волоконно-оптического гироскопа космического аппарата | |
US20240182086A1 (en) | Hyperloop vapor cycle environmental control system | |
RU2705402C1 (ru) | Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата | |
Seidel et al. | The ISO—Cryostat; It’s Qualification Status | |
JP2782272B2 (ja) | 宇宙往還機の熱制御系排熱用蒸発装置 | |
Hasan et al. | Performance Evaluation of the International Space Station Flow Boiling and Condensation Experiment (FBCE) Test Facility | |
Soriano et al. | Adaptation of Current Loop Heat Pipes Design into UAVs | |
Edelman | A continuously operating dilution microcryostat |