RU2675970C1 - Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата - Google Patents
Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2675970C1 RU2675970C1 RU2017141109A RU2017141109A RU2675970C1 RU 2675970 C1 RU2675970 C1 RU 2675970C1 RU 2017141109 A RU2017141109 A RU 2017141109A RU 2017141109 A RU2017141109 A RU 2017141109A RU 2675970 C1 RU2675970 C1 RU 2675970C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frame
- heat
- heater
- aircraft
- heat pipe
- Prior art date
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 26
- 238000009434 installation Methods 0.000 title claims abstract description 23
- 239000000126 substance Substances 0.000 claims abstract description 10
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 claims description 2
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 abstract description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 2
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 1
- 238000009833 condensation Methods 0.000 description 1
- 230000005494 condensation Effects 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 239000013529 heat transfer fluid Substances 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
- F28D15/00—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies
- F28D15/02—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Testing Resistance To Weather, Investigating Materials By Mechanical Methods (AREA)
Abstract
Техническое решение относится к теплотехнике, в частности к системам терморегулирования (СТР) приборов авиационной и ракетной техники. В установке для испытаний контурной тепловой трубы СТР ЛА, содержащей каркас, нагреватель, охладитель и средства измерения температуры, каркас выполнен в виде пространственной силовой рамы с возможностью выдерживания воздействующих в полете на ЛА механических нагрузок, установка снабжена установленным в каркасе охладителем конденсатора КТТ, выполненным в виде теплового аккумулятора с определенной заранее массой рабочего вещества, при этом охладитель конденсатора и нагреватель с испарителем КТТ расположены в противоположных концах каркаса, паропровод и конденсатопровод КТТ закреплены на каркасе установки с заданным шагом крепления, а нагреватель с испарителем КТТ и тепловой аккумулятор теплоизолированы. Технический результат - подтверждение работоспособности контурной тепловой трубы СТР ЛА, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузок (значительных по величине перегрузок, вибраций). 1 ил.
Description
Техническое решение относится к теплотехнике, в частности к системам терморегулирования приборов авиационной и ракетной техники.
В настоящее время основной областью применения тепловых труб, в том числе и контурных, является космическая техника. Контурные тепловые трубы (КТТ) широко используются в системах обеспечения теплового режима космических летательных аппаратов, в частности в радиационных теплообменниках. Однако, в условиях гравитации КТТ еще не нашли такого применения. Учитывая привлекательные характеристики КТТ, представляется актуальным использовать их в системах терморегулирования (СТР) высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА). При этом необходимо предварительно проводить испытания КТТ на условия воздействия механических нагрузок.
Известны стенды для испытаний тепловых труб, например, стенд по авторскому свидетельству №1250824, 1986, F28D 15/02, содержит каркас с держателями тепловых труб, систему измерений и регистрации температуры, нагреватель. Этот стенд обладает расширенными функциональными возможностями и повышенной производительностью при испытании тепловых труб на работоспособность, но на таком стенде невозможно испытать тепловые трубы с воздействием значительных внешних механических нагрузок, таких как, перегрузки в несколько единиц, вибрации и т.п.
Известен также стенд для исследования теплопередающих характеристик тепловой трубы по авторскому свидетельству №1408935, 1986, F28D 15/02. Данный стенд содержит панель для фиксации тепловой трубы с зонами нагрева и конденсации, электронагреватели, индивидуальные емкости с водой и может быть использован для получения сравнительных характеристик тепловой трубы с другими теплопроводниками. Однако, конструктивные особенности такого стенда не позволяют использовать его в испытаниях для подтверждения работоспособности КТТ при воздействии больших механических нагрузок.
Задачей настоящего технического решения является подтверждение работоспособности контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузках (значительных по величине перегрузках, вибрациях).
Поставленная задача решается тем, что в установке для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата, содержащей каркас, нагреватель, охладитель и средства измерения температуры, каркас выполнен в виде пространственной силовой рамы с возможностью выдерживания воздействующих в полете на ЛА механических нагрузок, установка снабжена установленным в каркасе охладителем конденсатора контурной тепловой трубы, выполненного в виде теплового аккумулятора, масса рабочего вещества которого определена по соотношению:
где N - тепловыделение нагревателя, Вт;
Δт - продолжительность режима испытаний, с;
ΔТ - допускаемый нагрев рабочего вещества теплового аккумулятора °С;
С - теплоемкость рабочего вещества теплового аккумулятора, Дж/(кг°С);
η - коэффициент, учитывающий утечки тепла и неравномерность прогрева теплового аккумулятора,
при этом охладитель конденсатора и нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы расположены в противоположных концах каркаса, паропровод и конденсатопровод контурной тепловой трубы закреплены на каркасе установки с заданным шагом крепления, а нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы и тепловой аккумулятор теплоизолированы.
Признаки предложенной установки для испытаний КТТ обуславливают достижение технического результата - подтверждение стойкости КТТ к воздействующим в полете на высокоскоростной ЛА нагрузкам, которые имитируют при наземных испытаниях.
Так каркас установки выполнен в виде пространственной силовой рамы, которая выдерживает значительные механические нагрузки. Усиление конструкции заключается в использовании стандартных профилей определенного материала (как правило, металла), различных подкосов, выборе площади сечения профилей для обеспечения требуемой прочности.
Выполнение охладителя конденсатора контурной тепловой трубы в виде теплового аккумулятора с массой рабочего вещества, определенной по соотношению (1), позволяет:
- выполнить установку для испытаний автономной;
- размещать установку на создающих требуемые нагрузки стендах - центрифуге, ударном, вибрационном стендах;
- обеспечивать длительность режима испытаний, необходимую для определения возможности функционирования КТТ заданное время при внешних нагрузках в составе СТР ЛА.
Расположение охладителя конденсатора и испарителя КТТ в противоположных концах каркаса обусловлено необходимостью проводить испытания при различной ориентации в гравитационном поле, т.е. располагать установку для испытаний на стендах в разных положениях, чтобы КТТ функционировала в гравитационном режиме (испаритель и конденсатор располагаются в горизонтальной плоскости) и «антигравитационном» режиме (испаритель находится выше конденсатора по вертикали и при испытаниях на линейные перегрузки в центрифуге - испаритель располагается ближе к оси вращения центрифуги, чем конденсатор).
Крепление паропровода и конденсатопровода КТТ, представляющих трубы небольшого диаметра (3-6 мм), на каркасе установки с заданным шагом крепления обеспечивает их прочность и стойкость. Этот признак обусловлен большими значениями механических нагрузок на установку для испытаний КТТ и ее элементы.
Нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы и тепловой аккумулятор теплоизолированы для предотвращения неконтролируемых утечек тепла и более точного определения параметров КТТ.
Сущность предложенного технического решения поясняется чертежом, на котором схематически изображена установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата.
На чертеже введены следующие обозначения:
1 - каркас;
2 - элементы усиления каркаса;
3 - испаритель КТТ;
4 - нагреватель КТТ;
5 - конденсатор;
6 - паропровод;
7 - конденсатопровод;
8 - крепление паропровода и конденсатопровода;
9 - охладитель конденсатора (тепловой аккумулятор).
Предложенная установка для испытаний КТТ работает следующим образом.
В начале испытаний установку с КТТ испытывают в гравитационном режиме - испаритель и конденсатор располагаются в горизонтальной плоскости (ось ОХ установки направлена горизонтально), и «антигравитационном» режиме - испаритель находится выше конденсатора по вертикали (ось ОХ установки направлена вертикально). Эти испытания проводят без размещения установки на специальных стендах - центрифуге, ударном, вибрационном стендах.
При выполнении охладителя конденсатора 9 в виде емкости с жидким хладоносителем, например водой, его целесообразно перед размещением установки на стенде заправить охлажденной водой с температурой 6-8°С. Этим достигается увеличение перепада температур между испарителем и конденсатором КТТ с целью более полной имитации условий теплообмена во время полета ЛА, когда на посадочном месте прибора надо поддерживать допустимую температуру заданное время.
Каждый режим испытаний начинают с подачи тепловой нагрузки на электронагреватель 4, который нагреваясь, повышает температуру испарителя 3. При этом образуются пары рабочего тела КТТ, которые по паропроводу 7 поступают в конденсатор 5, где происходит их охлаждение и конденсация путем теплообмена с охладителем конденсатора (теплового аккумулятора) 9, имеющего более низкую температуру. Далее жидкий теплоноситель по конденсатопроводу 6 из конденсатора 5 доставляется обратно в испаритель 3. Циркуляция происходит за счет разности давлений, возникающей в капиллярно-пористой структуре испарителя КТТ 3 в процессе работы. При проведении режимов с помощью средств измерения температур (на чертеже не показаны) производят замеры температур испарителя 3 и конденсатора 5 и по полученным данным определяют работоспособность контурной тепловой трубы.
Далее, установку последовательно размещают на специальных стендах, на которых имитируют условия нагружения летательного аппарата, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузках и повторяют описанные выше операции.
Для обеспечения прочности и стойкости КТТ паропровод 7 и конденсатопровод 6 надежно фиксируют с помощью креплений 8 (в виде различных зажимов, хомутов и т.п.), располагаемых с заданным шагом L.
Для снижения утечек тепла испаритель КТТ с нагревателем и тепловой аккумулятор закрыты теплоизоляцией, например, волокнистого типа - ATM определенной толщины (на чертеже не показана).
Совокупность новых признаков предложенного технического решения - усиленная конструкция пространственной силовой рамы установки для испытаний контурной тепловой трубы, охладитель конденсатора в виде теплового аккумулятора с определенной массой рабочего вещества, размещение конденсатора и испарителя в противоположных концах каркаса, крепление паропровода и конденсатопровода на каркасе, теплоизолирование нагревателя с испарителем КТТ и теплового аккумулятора - позволяет получить новый, обусловленный взаимосвязью признаков, технический результат, заключающийся в подтверждении работоспособности контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузках.
Использование предложенной автономной установки для испытаний позволит получить гарантированный положительный результат по применению контурной тепловой трубы в составе СТР на последующих этапах экспериментальной отработки ЛА.
Claims (8)
- Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата, содержащая каркас, нагреватель, охладитель и средства измерения температуры, отличающаяся тем, что каркас выполнен в виде пространственной силовой рамы с возможностью выдерживания воздействующих в полете на ЛА механических нагрузок, установка снабжена установленным в каркасе охладителем конденсатора контурной тепловой трубы, выполненным в виде теплового аккумулятора, масса рабочего вещества которого определена по соотношению:
- где N - тепловыделение нагревателя, Вт;
- Δτ - продолжительность режима испытаний, с;
- ΔT - допускаемый нагрев рабочего вещества теплового аккумулятора, °С;
- С - теплоемкость рабочего вещества теплового аккумулятора, Дж/(кг°С);
- η - коэффициент, учитывающий утечки тепла и неравномерность прогрева теплового аккумулятора,
- при этом охладитель конденсатора и нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы расположены в противоположных концах каркаса, паропровод и конденсатопровод контурной тепловой трубы закреплены на каркасе установки с заданным шагом крепления, а нагреватель с испарителем контурной тепловой трубы и тепловой аккумулятор теплоизолированы.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017141109A RU2675970C1 (ru) | 2017-11-27 | 2017-11-27 | Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017141109A RU2675970C1 (ru) | 2017-11-27 | 2017-11-27 | Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2675970C1 true RU2675970C1 (ru) | 2018-12-25 |
Family
ID=64753839
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017141109A RU2675970C1 (ru) | 2017-11-27 | 2017-11-27 | Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2675970C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1250824A1 (ru) * | 1985-02-25 | 1986-08-15 | Ордена Трудового Красного Знамени Институт Тепло- И Массообмена Им.А.В.Лыкова | Стенд дл испытаний тепловых труб |
SU1408935A1 (ru) * | 1986-10-03 | 2006-07-27 | В.Я. Устинов | Стенд для исследования теплопередающих характеристик тепловой трубы |
CN102621177A (zh) * | 2011-01-26 | 2012-08-01 | 鸿富锦精密工业(深圳)有限公司 | 热管测试机及使用该热管测试机的热管测试系统 |
CN206339390U (zh) * | 2016-12-31 | 2017-07-18 | 江苏帕卓管路系统股份有限公司 | 气液换热器散热能力测试装置 |
-
2017
- 2017-11-27 RU RU2017141109A patent/RU2675970C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1250824A1 (ru) * | 1985-02-25 | 1986-08-15 | Ордена Трудового Красного Знамени Институт Тепло- И Массообмена Им.А.В.Лыкова | Стенд дл испытаний тепловых труб |
SU1408935A1 (ru) * | 1986-10-03 | 2006-07-27 | В.Я. Устинов | Стенд для исследования теплопередающих характеристик тепловой трубы |
CN102621177A (zh) * | 2011-01-26 | 2012-08-01 | 鸿富锦精密工业(深圳)有限公司 | 热管测试机及使用该热管测试机的热管测试系统 |
CN206339390U (zh) * | 2016-12-31 | 2017-07-18 | 江苏帕卓管路系统股份有限公司 | 气液换热器散热能力测试装置 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Khandekar et al. | Understanding operational regimes of closed loop pulsating heat pipes: an experimental study | |
Liu et al. | Experimental investigation of geyser boiling in a two-phase closed loop thermosyphon with high filling ratios | |
Ding et al. | Experiment research on influence factors of the separated heat pipe system, especially the filling ratio and Freon types | |
Mogaji et al. | Experimental study of the effect of twisted-tape inserts on flow boiling heat transfer enhancement and pressure drop penalty | |
Xia et al. | Visualization study on the instabilities of phase-change heat transfer in a flat two-phase closed thermosyphon | |
Wang et al. | A combined CFD/visualized investigation of two-phase heat and mass transfer inside a horizontal loop thermosiphon | |
CN106356584B (zh) | 具有热管理功能的电池系统 | |
Bai et al. | Heat transfer characteristics of a natural circulation separate heat pipe under various operating conditions | |
Wang et al. | Research on the heat transfer characteristics of a loop heat pipe used as mainline heat transfer mode for spacecraft | |
Giannuzzi et al. | Experimental campaign and numerical analyses of thermal storage concrete modules | |
Stoddard et al. | Onset of flow instability and critical heat flux in thin horizontal annuli | |
Xie et al. | High gravity influence on boiling heat transfer in helical coils | |
Amalfi et al. | Two-phase liquid cooling system for electronics, part 2: Air-cooled condenser | |
RU2675970C1 (ru) | Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата | |
Ghaffari et al. | Two-phase closed-loop thermosyphon filled with a dielectric liquid for electronics cooling applications | |
Chen et al. | Flow boiling heat transfer mechanisms and flow characteristics of pump-driven two-phase flow systems used in data center cooling | |
Marcinichen et al. | General thermosyphon simulation code for electronics cooling applications | |
CN110160721A (zh) | 用于热振动试验的水冷转接装置及热振动试验系统 | |
Xu et al. | An experimental investigation of flow boiling heat transfer and pressure drop of R134a in a horizontal 2.168 mm tube under hypergravity. Part I: Frictional pressure drop | |
Li et al. | Transient heat transfer due to exponentially increasing heat inputs for turbulent flow of FC-72 in small diameter tubes | |
Gorbenko et al. | Mathematical model of heat-controlled accumulator (HCA) for microgravity conditions | |
Patel et al. | Influence of gravity on the performance of closed loop pulsating heat pipe | |
Kammuang-Lue et al. | Effect of working orientations, mass flow rates, and flow directions on thermal performance of annular thermosyphon | |
Kim et al. | Transient performance of air-cooled condensing heat exchanger in long-term passive cooling system under decay heat load | |
Bieliński | Validation of the generalized model of two-phase thermosyphon loop based on experimental measurements of volumetric flow rate |