RU2622173C1 - Method of ensuring thermal regime of the instrument compartment of aircraft - Google Patents

Method of ensuring thermal regime of the instrument compartment of aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2622173C1
RU2622173C1 RU2016116147A RU2016116147A RU2622173C1 RU 2622173 C1 RU2622173 C1 RU 2622173C1 RU 2016116147 A RU2016116147 A RU 2016116147A RU 2016116147 A RU2016116147 A RU 2016116147A RU 2622173 C1 RU2622173 C1 RU 2622173C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat
circuit
devices
equipment
cooled
Prior art date
Application number
RU2016116147A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Игорь Александрович Кочнев
Вячеслав Михайлович Пожалов
Александр Сергеевич Смирнов
Анатолий Вячеславович Свинцов
Original Assignee
Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" filed Critical Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority to RU2016116147A priority Critical patent/RU2622173C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2622173C1 publication Critical patent/RU2622173C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control

Landscapes

  • Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: method of ensuring the thermal regime of the instrument compartment of aircraft is to cool the equipment (2) with a two-circuit cooling system. The heat abstraction is carried out in the external circuit by evaporation of low-boiling refrigerant with removal of its vapors into the atmosphere. Cooling of the equipment (2) of instrument compartment in the internal circuit of cooling system is carried out by conductive transfer of heat from the instruments to evaporators built in vertical power honeycomb panels (3) of vertical heat pipes (4). In the lower part of honeycomb panels (3) cooled devices with large adiabatic heating are placed. In the direction to the top part of panels (3), devices with less adiabatic heating are placed. Condensers of heat pipes are cooled by a pipe heat exchanger (5) of external evaporative circuit.
EFFECT: invention improves the heat stabilization of airborne equipment, improves reliability and reduces power consumption.
2 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).The invention relates to aircraft and rocket technology and can be used to provide thermal conditions for the instrument compartments of supersonic and hypersonic aircraft.

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.In modern conditions, with an increase in the flight speeds of atmospheric aircraft, the development of active cooling systems for the equipment of the instrument compartments becomes an urgent task. At the same time, requirements for cooling system units are increasing in terms of reducing energy consumption, increasing reliability, and improving overall dimensions.

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.Known methods for ensuring the thermal regime of the instrument compartment of an aircraft using active cooling systems, for example, a thermal protection system for electronic equipment of a supersonic aircraft according to AS No. 1840522, B64G 9/00, 2014. The specified system contains a reservoir with a coolant, communicating through a control valve with an evaporator in thermal contact with the cooled equipment. The evaporator through a number of elements of the system communicates with the outboard space. A way to ensure the thermal regime of the equipment, implemented in the well-known thermal protection system, is to cool the equipment by evaporation of the liquid coolant, and the heat transfer is through the thermal contact of the heat-releasing elements of the design of the electronic equipment with the working volume of the evaporator, and the coolant vapor is discharged into the outboard space. The disadvantage of this method of ensuring the thermal regime of the equipment is that as a result of contact of the liquid coolant or its vapor directly with the cooled equipment, the thermal stabilization of the equipment deteriorates and its reliability decreases due to significant temperature gradients.

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).There are also known methods for ensuring the thermal regime of the instrument compartment of an aircraft (see RF patent 2531210, 2014, B64C 30/00, B64G 1/50) and dual-circuit systems for providing thermal regime (COT) of aircraft instrumentation and aggregate equipment (see "Spacecraft thermal control systems ", a translation from English edited by G.I. Voronin, Moscow: Engineering, 1968, pp. 168-170, the closest analogue).

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:Each of the systems contains a container with a refrigerant, a valve regulating the supply of refrigerant, a gas-liquid heat exchanger-evaporator, the liquid cavity of which is connected with the surrounding environment through the pressure regulator. A way to ensure the thermal regime of the instrumentation equipment using such systems is to cool the instrument compartment equipment with circulating gas and to cool the gas in the circuit with an evaporation cycle due to the evaporation of low-boiling refrigerant with the removal of its vapor into the atmosphere. The known method based on the bypass COTP has the following disadvantages:

- 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;- cooling with circulating gas does not provide effective thermal stabilization of the equipment due to the unevenness of its blowing, and the uniformity of blowing with gas is achieved by increasing the number, as well as the mass and dimensions of the air ducts;

- используемая для реализации способа СОТР имеет повышенную массу и энергопотребление и соответственно пониженную надежность, обусловленные наличием вентиляционного контура.- used for the implementation of the COTP method has an increased mass and power consumption and, accordingly, reduced reliability due to the presence of the ventilation circuit.

В современных системах охлаждения приборных отсеков ЛА масса вентиляционной системы составляет до 5% от массы аппаратуры, а энергопотребление - до 20% от энергопотребления приборов.In modern aircraft instrument compartment cooling systems, the mass of the ventilation system is up to 5% of the mass of equipment, and energy consumption is up to 20% of the energy consumption of devices.

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.The objective of the present invention is to improve the thermal stabilization of on-board equipment, a significant reduction in energy consumption and improving the reliability of the MOT in the instrument compartment of an aircraft flying under gravity.

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:The problem is solved in that in order to ensure the thermal regime of the instrument compartment of the aircraft using a dual-circuit cooling system with a heat sink in the external circuit by evaporation of low-boiling refrigerant with the removal of its vapor into the atmosphere, the equipment of the instrument compartment in the internal circuit of the cooling system is cooled by conductive heat transfer from the devices to evaporators of vertical heat pipes built into the vertical power panels when placed in the lower part of the panels of cooled devices with large adiab cally heating, and toward the top of the instrument panel deployment with less adiabatic heating, the adiabatic heating devices intensity estimate value determined from the relationship:

Figure 00000001
Figure 00000001

где ΔTан - адиабатический нагрев прибора, °С;where ΔT an is the adiabatic heating of the device, ° C;

i - номер участка полета;i is the flight site number;

n - число участков полета;n is the number of flight sections;

Ni - тепловыделение прибора на i участке полета, Вт;N i - heat dissipation of the device on the i phase of flight, W;

τi - продолжительность i участка полета, с;τ i - the duration i of the flight section, s;

С - теплоемкость прибора, Дж/°С,C is the heat capacity of the device, J / ° C,

а конденсаторы тепловых труб охлаждают трубным теплообменником внешнего испарительного контура.and the condensers of the heat pipes are cooled by the tube heat exchanger of the external evaporative circuit.

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.The conductive heat transfer from the devices to the evaporators of the vertical heat pipes (ТТ) built into the vertical power panels causes the improvement of thermostabilization of the equipment due to the insignificant temperature difference (several degrees) of the instrument seats on the panel surface provided by the heat pipes.

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.One of the important and indispensable conditions for the functioning of the CT in gravity, in which modern high-speed aircraft fly, is the vertical orientation of the CT and, accordingly, the vertical arrangement of power panels. It should be noted that with this arrangement (vertical), the heat pipes function in a thermosiphon mode, so there is no need for a capillary structure, which ultimately simplifies the design of the CT and at the same time increases the reliability of operation and reduces the cost.

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).The proposed placement of devices on power panels at the location of the evaporators of the integrated heat pipes by placing cooled devices with a large adiabatic heating in the lower part of the panels and towards the upper part of the device panels with less adiabatic heating is necessary for operation of the CT in gravity conditions so that the group devices located in the region of the evaporators of one or more heat pipes, was directly involved in heat exchange with this pipe (pipes).

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

Figure 00000002
позволяет определить интенсивность адиабатического нагрева (тепловыделения). При этом ΔTан1≥ΔTан2≥ΔТан3 (см. фиг. 1).This arrangement of devices is caused by the fact that under gravity conditions convective heat transfer (and in heat pipes) in the presence of several heat sources occurs if the device with large heat generation is located lower in the vertical direction of the device with less heat emission. Proposed Ratio
Figure 00000002
allows you to determine the intensity of adiabatic heating (heat release). Moreover, ΔT an1 ≥ΔT an2 ≥ΔT an3 (see Fig. 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.It should be noted that in the revealed ratio the heat emission of the device N i , the duration of the flight section τ i , the heat capacity of the device C are heat exchange parameters and with their help determine the temperature fields of the devices and honeycomb panels.

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.In the proposed method for providing thermal conditions, improved thermal stabilization of the on-board equipment is also achieved by the fact that the heat pipe condensers located in the upper part of the vertical panels are cooled by an external evaporative circuit. Heat transfer using phase transformation of a substance, which is carried out, for example, in an evaporative heat exchanger, is one of the most intensive and effective methods of heat transfer from the standpoint of the minimum values of the overall mass characteristics of the working fluid and the devices providing the process.

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.Thus, the rejection of the internal ventilation circuit and the provision of the thermal regime of the equipment by the cooling system, in the internal circuit of which conductive heat exchange is implemented between the devices and the heat pipes built into the vertical power panels, increases the reliability of the COTP while significantly reducing energy consumption.

Пример осуществления способа обеспечения теплового режима приборного отсека показан на фиг. 1 и 2.An example implementation of a method for providing thermal conditions of an instrument compartment is shown in FIG. 1 and 2.

На представленных чертежах введены следующие обозначения:The following notation is introduced in the drawings:

1 - теплоизолированный корпус приборного отсека;1 - insulated housing of the instrument compartment;

2 - блоки аппаратуры приборного отсека;2 - blocks of equipment of the instrument compartment;

3 - силовая сотопанель;3 - power honeycomb panel;

4 - встроенные в силовую сотопанель тепловые трубы;4 - heat pipes integrated into the power honeycomb panel;

5 - трубный теплообменник;5 - pipe heat exchanger;

6 - емкость с хладагентом;6 - refrigerant tank;

7 - пусковой пироклапан;7 - starting pyrovalve;

8 - клапан, регулирующий подачу хладагента;8 - valve regulating the flow of refrigerant;

9 - мембранный клапан.9 - diaphragm valve.

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.The cooling system of the device includes two circuits - an internal cooling circuit, which is formed by vertical heat pipes 4, embedded in the vertical power panels 3, and an open external evaporation circuit containing a membrane valve 9, a pipe heat exchanger 5, connected by pipelines to a tank with refrigerant 6 through a start pyrovalve 7 and refrigerant control valve 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.The tube heat exchanger 5 of the external evaporative circuit can be either single-pass (as shown in the above diagram) or two-way, depending on the density of the heat flux coming from the condensers of the heat pipes to the working fluid of the external evaporative circuit, and on other parameters.

Предложенный способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата осуществляют следующим образом.The proposed method for ensuring the thermal regime of the instrument compartment of the aircraft is as follows.

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.In the heat-insulated case of the instrument compartment 1, each group of units of equipment 2 is preliminarily placed on power honeycomb panels 3 on two sides at the location of the evaporators of the integrated heat pipes 4 in accordance with the value of the intensity of adiabatic heating of the devices, determined by the above ratio, in order to reduce the intensity of adiabatic heating of blocks from below up.

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.During the flight of the aircraft during the operation of the units of the apparatus 2, they are heated and, accordingly, heated in the heat pipes 4 of the low-boiling working fluid, which, evaporating, cools the instrument blocks. Rising upward, the heat pipe refrigerant vapors in the condenser region are cooled through the walls of the pipe heat exchanger 5 of the external evaporation circuit, which is activated when the certain temperature of the honeycomb panels is reached 3. When cooling, the heat pipe 4 refrigerant vapors condense and condensate flows down the pipe walls to the evaporator zone.

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.The external evaporative circuit is activated by undermining the starting pyrovalve 7, while the liquid refrigerant from the tank 6 enters the control valve 8 and into the pipe heat exchanger 5, where the condensers of the heat pipes 4 are cooled.

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.During the evaporation of the refrigerant in the external evaporative circuit, the pressure rises, when the pressure of the saturated boiling vapor of the refrigerant is reached, the membrane valve 9 breaks and the refrigerant vapor is released into the atmosphere.

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.A set of new features of the proposed technical solution is the conductive heat transfer from the devices to the evaporators of the vertical heat pipes built into the vertical power panels when placed in the lower part of the panels of the cooled devices with a large, defined by ratio, adiabatic heating, and towards the upper part of the panels the placement of devices with less adiabatic heating and cooling of the heat pipe condensers by the tube heat exchanger of the external evaporative circuit - allows floor chit effective due to interconnection features technical result: improved thermal stabilization of the onboard equipment, enhancing reliability of the TCS while substantially reducing power consumption.

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.Summarizing the above, we can conclude that in the instrument compartment of an aircraft flying under gravity, a new method has been implemented to ensure the thermal regime of the equipment. The main positive effect is to improve the characteristics of the cooling system and the design of the compartment, such as more accurate thermostatting of the instrument seats, reduced overall mass indicators and lack of power consumption.

Claims (8)

Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата, заключающийся в охлаждении аппаратуры двухконтурной системой охлаждения с теплоотводом во внешнем контуре путем испарения низкокипящего хладагента с отводом его паров в атмосферу, отличающийся тем, что охлаждение аппаратуры приборного отсека во внутреннем контуре системы охлаждения осуществляют кондуктивной передачей тепла от приборов на испарители встроенных в вертикальные силовые сотопанели вертикальных тепловых труб при размещении в нижней части сотопанелей охлаждаемых приборов с большим адиабатическим нагревом, а в направлении к верхней части сотопанелей размещении приборов с меньшим адиабатическим нагревом, при этом интенсивность адиабатического нагрева приборов оценивают величиной, определяемой из соотношения:A method of ensuring the thermal regime of the instrument compartment of an aircraft, which consists in cooling the apparatus with a dual-circuit cooling system with a heat sink in the external circuit by evaporating low-boiling refrigerant with the removal of its vapor into the atmosphere, characterized in that the instrument compartment equipment is cooled in the internal circuit of the cooling system by conductive heat transfer from devices on evaporators built into the vertical power honeycomb panels of vertical heat pipes when placed in the lower part of the cells panels of cooled devices with a large adiabatic heating, and towards the top of the honeycomb panels, placing devices with a smaller adiabatic heating, while the intensity of the adiabatic heating of devices is estimated by the value determined from the relation:
Figure 00000003
Figure 00000003
 где i - номер участка полета;where i is the flight site number; n - число участков полета;n is the number of flight sections; Ni - тепловыделение прибора на i участке полета, Вт;N i - heat dissipation of the device on the i phase of flight, W; τi - продолжительность i участка полета, с;τ i - the duration i of the flight section, s; С - теплоемкость прибора, Дж/°C,C is the heat capacity of the device, J / ° C, а конденсаторы тепловых труб охлаждают трубным теплообменником внешнего испарительного контура.and the condensers of the heat pipes are cooled by the tube heat exchanger of the external evaporative circuit.
RU2016116147A 2016-04-26 2016-04-26 Method of ensuring thermal regime of the instrument compartment of aircraft RU2622173C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016116147A RU2622173C1 (en) 2016-04-26 2016-04-26 Method of ensuring thermal regime of the instrument compartment of aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016116147A RU2622173C1 (en) 2016-04-26 2016-04-26 Method of ensuring thermal regime of the instrument compartment of aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2622173C1 true RU2622173C1 (en) 2017-06-13

Family

ID=59068312

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016116147A RU2622173C1 (en) 2016-04-26 2016-04-26 Method of ensuring thermal regime of the instrument compartment of aircraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2622173C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2737752C1 (en) * 2020-03-11 2020-12-02 Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" (АО "НПО Лавочкина") System for providing a thermal mode of spacecraft instruments
RU2746862C1 (en) * 2020-04-27 2021-04-21 Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" (АО "НПО Лавочкина") Open-loop evaporative cooling system for thermostating space object equipment
RU2757134C1 (en) * 2021-01-25 2021-10-11 Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» Power thermal panel of spacecraft

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4835977A (en) * 1983-11-18 1989-06-06 Teledyne Industries, Inc. Apparatus and method of air-conditioning parked aircraft
JP2001010598A (en) * 1999-06-24 2001-01-16 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Cooling structure of equipment for space application
SU488465A1 (en) * 1974-03-04 2006-01-27 Н.С. Николаев Electronic equipment cooling system
RU2531210C1 (en) * 2013-05-30 2014-10-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method of providing thermal regime of instrument compartment of aircraft

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU488465A1 (en) * 1974-03-04 2006-01-27 Н.С. Николаев Electronic equipment cooling system
US4835977A (en) * 1983-11-18 1989-06-06 Teledyne Industries, Inc. Apparatus and method of air-conditioning parked aircraft
JP2001010598A (en) * 1999-06-24 2001-01-16 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Cooling structure of equipment for space application
RU2531210C1 (en) * 2013-05-30 2014-10-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method of providing thermal regime of instrument compartment of aircraft

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2737752C1 (en) * 2020-03-11 2020-12-02 Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" (АО "НПО Лавочкина") System for providing a thermal mode of spacecraft instruments
RU2746862C1 (en) * 2020-04-27 2021-04-21 Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" (АО "НПО Лавочкина") Open-loop evaporative cooling system for thermostating space object equipment
RU2757134C1 (en) * 2021-01-25 2021-10-11 Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» Power thermal panel of spacecraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2703662C2 (en) Cooling system for airplane center wing tank
RU2622173C1 (en) Method of ensuring thermal regime of the instrument compartment of aircraft
US20150068703A1 (en) Thermal management system and method of assembling the same
CN104850153B (en) Stratospheric airship electronic equipment cabin temperature control system and control method
US20100071881A1 (en) Cooling system for aircraft electric or electronic devices
JP2011507165A (en) Evaporatively cooled fuel cell system and operation method of evaporatively cooled fuel cell system
US9052128B2 (en) Vehicle with a cooling system for cooling and method for cooling in a vehicle
RU2531210C1 (en) Method of providing thermal regime of instrument compartment of aircraft
US3316732A (en) Apparatus for controlling the temperature of the human body
CN102092481A (en) Blocking device for loop heat pipe of satellite borne equipment
RU2661178C1 (en) System of maintenance thermal regime of instrument compartment of flighting unit
US7260958B2 (en) Electrohydrodynamic condenser device
Plawsky et al. Explosive nucleation in microgravity: The constrained vapor bubble experiment
JP2019507313A5 (en)
KR101165304B1 (en) Heat-Exchange Apparatus with Micro-channels
Iwata et al. INNOVATIVE THERMAL DESIGN SATELLITE WITH NETWORKED VARIABLE-CONDUCTANCE OSCILLATING HEAT PIPES
RU2603690C1 (en) Thermal stabilization system of the spacecraft instrument compartment
Nason et al. Challenges in the development of the orbiter active thermal control subsystem
US10518895B2 (en) Fuel tank inerting system
Zhou et al. Temperature and runback ice prediction method for three-dimensional hot air anti-icing system
CN116696612B (en) Active heat pipe air cooling system for carrier rocket and design method
JP2867662B2 (en) Evaporator for exhaust heat of spacecraft
Edelman A continuously operating dilution microcryostat
JP2782272B2 (en) Thermal control system for space shuttles Evaporator for exhaust heat
Colwell Cooling hypersonic vehicle structures