СИСТЕМА ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ РАДИОЭЛЕКТРОННОЙ АППАРАТУРЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Советский патент 2007 года по МПК B64G9/00 

Изобретение относится к области систем охлаждения, в частности, для термостабилизации радиоэлектронной аппаратуры (РЭА). Может быть применено также для защиты РЭА на борту сверхзвукового или воздушно-космического самолета от высокотемпературных (200-800°С и более) тепловых воздействий внутренней поверхности корпуса летательного аппарата, образующихся в процессе его полета.

Известно, что в условиях, когда скорость полета летательного аппарата отвечает значениям числа M>4, продолжительность полета τ>60 с - может достигать десятков минут - и траектория полета не выходит за пределы стратосферы, РЭА подвержена мощному продолжительному тепловому воздействию (Q₁) аэродинамически разогретого корпуса летательного аппарата, причем Q₁≫Q₂, где Q₂ - тепловые потери функционирующей РЭА.

Известна система терморегулирования аппаратуры космического корабля с использованием фазового превращения теплоносителя (см. Journal of Space - Craft and Rockets, 1966, v.3, №9, pp.1362-1369). Такая система терморегулирования состоит в основном из полости в стенке корпуса приборного отсека, которая заполняется веществом, способным претерпевать фазовые превращения и отводить при этом тепло от аппаратуры к излучающей поверхности радиатора. Когда радиатор подвергается воздействию внешних тепловых потоков или на него отводится тепло, рассеиваемое аппаратурой, вещество теплоносителя поглощает избыточное тепло и плавится при постоянной температуре. Когда радиатор не подвергается воздействию внешнего теплового потока и тепловыделение аппаратуры прекращается, вещество теплоносителя затвердевает, выделяя тепло, которое оно поглотило при плавлении. Такая система терморегулирования характеризуется рядом недостатков, ограничивающих область ее применения:

1. Неспособность компенсировать мощное тепловое воздействие аэродинамически разогретого корпуса из-за малой эффективности теплопоглощения.

2. Невозможность терморегулирования излучающей части радиоэлектронного комплекса.

3. Использование всего ресурса теплопоглощения еще в стадии совместного полета и т.п.

Известна и широко применяется испарительная система охлаждения, где жидкий теплоноситель, соприкасаясь с греющимися функциональными элементами и элементами конструкции РЭА, охлаждает их за счет энергетических ресурсов фазового перехода жидкость-пар с последующим выводом паровой фракции теплоносителя во внешнюю среду (см. О.А.Иванов. Охлаждение аппаратуры РЛС, стр.38, ВИМО СССР. М., 1975). Такая система охлаждения, как наиболее близкая к предлагаемой по совпадающим существенным признакам, принимается авторами за прототип.

Известная система охлаждения (см. фиг.1) содержит резервуар 1 с жидким теплоносителем. Через регулирующий клапан 2 он сообщается с испарителем 3, в котором расположены теплоотдающие элементы конструкции РЭА. Стравливающий клапан 4 расположен между испарителем 3 и выводным каналом 5, находящимся в наружной стенке отсека. В такой системе охлаждения теплоотдача от РЭА к испаряющемуся теплоносителю может осуществляться как через стенку канала, в котором происходит испарение теплоносителя (метод "холодной стенки"), так и непосредственно в жидкую испаряющуюся среду, в которую полностью погружена термостабилизируемая конструкция. Эффективность охлаждения и температурный уровень термостабилизации разомкнутой испарительной системы определяется в основном теплотой парообразования и температурой кипения теплоносителя при заданном давлении. В общем случае выбирается теплоноситель с максимальной теплотой парообразования и температурой кипения, отвечающей требованиям уровня термов стабилизации РЭА. Работа известной системы охлаждения состоит в следующем. Жидкий теплоноситель (см. фиг.1) подают из резервуара 1 через регулирующий клапан 2 в испаритель 3, имеющий тепловой контакт с теплоотдающей поверхностью РЭА. При разогреве РЭА или внешней поверхности испарителя до температуры кипения теплоносителя он испаряется, отводя от теплоотдающей поверхности тепловую энергию, количество которой пропорционально теплоте парообразования теплоносителя, величине теплоотдающей поверхности и разнице температуры теплоотдающей поверхности и температуры насыщения теплоносителя при заданном в испарителе давлении. Причем увеличение тепловой нагрузки в диапазоне значений, соответствующих пузырчатому режиму кипения теплоносителя, приводит к увеличению интенсивности кипения. Полная тепловая нагрузка на систему в ккал/час

Q=αSΔt

где α - коэффициент теплоотдачи ккал/м²час°С;

S - величина теплоотдающей поверхности м²;

Δt - температурный напор °С.

Парообразную фракцию теплоносителя выводят через стравливающий клапан 4 и выводной канал 5 в забортное пространство.

К недостаткам такой системы охлаждения можно отнести следующее:

1. Недостаточная для компенсации внешнего теплового потока эффективность, что приводит к:

а) многократному увеличению расхода теплоносителя;

б) выходу из строя системы охлаждения, когда удельный тепловой поток на рабочую поверхность испарителя превышает критическое значение, соответствующее переходу пузырчатого режима кипения к пленочному.

2. Недостаточная универсальность, обусловленная принципиальной и конструктивной несовместимостью такой системы охлаждения с целым рядом типов радиоэлектронных устройств.

3. Недопустимость размещения в области "Б" (см. фиг.2) из-за требований к ее радиопрозрачности.

Целью предлагаемого изобретения является повышение эффективности тепловой защиты бортовой РЭА с одновременным снижением расхода теплоносителя.

Поставленная цель достигается тем, что в известной системе охлаждения, содержащей резервуар с жидким органическим теплоносителем, который через регулирующий клапан сообщается с испарителем, находящимся в тепловом контакте с теплоотдающими элементами РЭА и имеющим стравливающий клапан и выводной канал в корпусе отсека, испаритель через стравливающий клапан, паропровод и диффузор соединен с реактором, а реактор через выводные каналы и стравливающие клапаны сообщается с забортным пространством.

Предлагаемая система тепловой защиты бортовой аппаратуры обеспечивает охлаждение внутренней поверхности и прилегающей к ней части объема носового отсека летательного аппарата. На пути мощного теплового потока (Q₁), вызванного аэродинамическим нагревом носового отсека летательного аппарата, к бортовой РЭА (А) располагается система тепловой защиты, создающая область интенсивного поглощения и отвода тепловой энергии (Б) (см. фиг.2).

Сущность предлагаемого технического решения поясняется чертежами, где на фиг.1 приведена функциональная схема известной системы охлаждения, принятой авторами за прототип. На фиг.2 изображена схема взаимного расположения основного направления внешнего теплового потока (Q₁), защищаемой РЭА (A) и области интенсивного поглощения и отвода тепловой энергии (Б). На фиг.3 и фиг.4 изображены функциональные схемы предлагаемой системы тепловой защиты и важной ее модификации.

Предлагаемая система тепловой защиты бортовой РЭА (см. фиг.3) содержит резервуар 1 с жидким органическим теплоносителем, который через регулирующий клапан 2 сообщается с испарителем 3, находящимся в тепловом контакте с теплоотдающими элементами РЭА. Испаритель 3 через стравливающий клапан 4, паропровод 6 и диффузор 7 соединен с реактором 8, а реактор 8 через выводные каналы 5 и стравливающие клапаны 4 сообщается с забортным пространством. Система тепловой защиты работает следующим образом. В процессе автономного полета под воздействием тепловой энергии, рассеиваемой функционирующей РЭА, а также под воздействием внешнего теплового потока температура жидкого органического теплоносителя в испарителе 3 повышается до точки кипения при заданном в испарителе давлении. При испарении теплоносителя происходит охлаждение РЭА за счет энергетических ресурсов фазового перехода жидкость-пар, причем теплоотдача идет через тепловой контакт теплоотдающих элементов конструкции РЭА с рабочим объемом испарителя 3. По мере испарения теплоносителя его количество в испарителе 3 постоянно пополняется из резервуара 1 через регулирующий клапан 2. Паровая фракция теплоносителя, образующаяся в испарителе 3, через стравливающий клапан 4 поступает в паропровод 6, заканчивающийся диффузором 7, который равномерно распределяет ее по высокотемпературной стенке реактора 8. В реакторе 8, рабочий объем которого ограничен внутренней высокотемпературной поверхностью носового отсека и стенкой, отделяющей внутреннюю поверхность носового отсека от бортовой РЭА, равномерно распределенная по высокотемпературной поверхности паровая фракция органического теплоносителя подвергается пиролизу и охлаждает рабочий объем реактора, создавая в окрестностях РЭА низкотемпературную "пограничную" область. Продукты пиролиза через каналы 5 и стравливающие клапаны 4 выводятся наружу. При термической деструкции паровой фракции органического теплоносителя распад вещества теплоносителя идет по радикально-цепному механизму и эндотермический эффект процесса обеспечивает энергетические ресурсы охлаждения, отвечающие значениям n·10³-10⁴ ккал/кч.

Если заполнение объема аппаратуры конструкции жидким органическим теплоносителем нежелательно, возможна модификация предлагаемой системы тепловой защиты, функциональная схема которой изображена на фиг.4 и состоит в следующем. Резервуар 1 представляет собой два баллона, в одном из которых находится под давлением жидкий органический теплоноситель, а в другом - находящийся под давлением катализатор. Оба баллона через регулирующие клапаны 2, смеситель (испаритель) 3, соединительный канал 6 и диффузор 7 соединены с реактором 8. Реактор 8 сообщается с забортным пространством через выводные каналы 5 и стравливающие клапаны 4. Работа системы тепловой защиты происходит так же, как в первом случае. Разница состоит лишь в том, что в первом случае паровая фракция органического теплоносителя, подвергаемая пиролизу, образуется при работе испарительной системы охлаждения, в то время как в рассматриваемом случае теплоноситель и катализатор размещены в специальных баллонах.

Предлагаемая система охлаждения обеспечивает эффективную тепловую защиту бортовой РЭА и имеет следующие преимущества:

1. Создание оптимальных рабочих температур бортовой РЭА в течение продолжительного полетного времени, повышающее уровень ее эксплуатационной надежности.

2. Улучшение тактико-технических характеристик летательного аппарата, в частности существенное увеличение скорости и продолжительности его полета.

3. Использование предлагаемой системой тепловой защиты в качестве теплоносителя паровой фракции имеющейся на борту органической жидкости, которая является теплоносителем испарительной системы охлаждения, существенно повышает коэффициент полезного использования жидкости и не требует мероприятий для размещения на борту специального теплоносителя.

4. Упрощение и удешевление радиолокационного комплекса в целом.

5. Простота реактора, являющегося активным контуром предлагаемой системы тепловой защиты.

6. Создание условий для перехода к прогрессивной идеологии тепловой защиты бортовой РЭА на летательных аппаратах с обусловленными параметрами полета от аэродинамического нагрева преимущественно средствами охлаждения (а не теплоизоляции).

Изобретение относится к авиации и космонавтике, касаясь создания систем тепловой защиты радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) на борту сверхзвукового или воздушно-космического самолета. Система имеет резервуар с жидким органическим теплоносителем, соединенным через регулирующий клапан с испарителем, имеющим тепловой контакт с теплоотдающими элементами РЭА и снабженным стравливающим клапаном, который соединен с выводным каналом в корпусе отсека. Система выполнена с паропроводом, диффузором и реактором, одной из стенок которого является внутренняя высокотемпературная поверхность отсека летательного аппарата. Испаритель через стравливающий клапан, паропровод и диффузор соединен с реактором. Реактор через стравливающие клапаны и выводные каналы связан с забортным пространством. Техническим результатом реализации изобретения является повышение эффективности тепловой защиты с одновременным уменьшением расхода теплоносителя. 4 ил.

Система тепловой защиты радиоэлектронной аппаратуры летательного аппарата, содержащая резервуар с жидким органическим теплоносителем, соединенным через регулирующий клапан с испарителем, имеющим тепловой контакт с теплоотдающими элементами радиоэлектронной аппаратуры, и снабженным стравливающим клапаном, который соединен с выводным каналом в корпусе отсека, отличающаяся тем, что, с целью повышения эффективности тепловой защиты с одновременным уменьшением расхода теплоносителя, система снабжена паропроводом, диффузором и реактором, одной из стенок которого является внутренняя высокотемпературная поверхность отсека летательного аппарата, причем испаритель через стравливающий клапан, паропровод и диффузор соединен с реактором, а реактор через стравливающие клапаны и выводные каналы связан с забортными пространством.