система охлаждения бортовой аппаратуры подвесного авиационного оптико-электронного контейнера

Формула изобретения

1. Система охлаждения бортовой аппаратуры подвесного авиационного оптико-электронного контейнера, содержащая заполненный хладагентом испарительный контур с компрессором, дроссельными регулирующими устройствами и теплообменником, конденсатор с устройством подачи прямоточного забортного воздуха и систему циркуляции воздуха, включающую теплообменник испарительного контура, охлаждаемую аппаратуру и вентилятор, отличающаяся тем, что система циркуляции воздуха выполнена автономной, герметичной, замкнутой вкруговую внутри корпуса подвесного авиационного оптико-электронного контейнера и содержит дополнительные вентиляторы, а испарительный контур в линии всасывания компрессора содержит, по меньшей мере, один дополнительный теплообменник с дроссельным регулирующим устройством, который расположен в отдельном герметичном корпусе, подвижном относительно корпуса контейнера, при этом передача хладагента в теплообменник обеспечивается использованием гибких элементов и автоматических регуляторов распределения хладагента по контурам, причем в испарительном контуре используется хладагент с критической температурой, равной 130°С и выше, например R 142b.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что компрессор выполнен с возможностью поддержания работоспособности системы при любом пространственном положении носителя, а также в невесомости.

3. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что гибкие трубопроводы имеют одинаковые размеры и в узле направлены встречно, снижая нагрузку с электродвигателя вращения подвижного корпуса.

Описание изобретения к патенту

Система охлаждения бортовой аппаратуры относится к авиационной технике, а именно к системам охлаждения бортовой аппаратуры автономных оптико-электронных устройств, выполненных в виде отдельных модулей и расположенных вне авиационного носителя (самолета, вертолета), и может быть использована для обеспечения необходимого температурного режима оптико-электронной аппаратуры подвесных авиационных контейнеров и беспилотных летательных аппаратов (БПЛА).

В связи с тем, что во время полета корпус подвесного авиационного оптико-электронного контейнера подвергается аэродинамическому нагреву и воздействию солнечной радиации, а функционирующая внутри него бортовая аппаратура при этом также выделяет собственное тепло, возникает необходимость ее охлаждения и охлаждения внутреннего объема корпуса подвесного авиационного оптико-электронного контейнера в целях обеспечения необходимого температурного режима и нормальных условий работы системы.

Известны принципы охлаждения бортовой аппаратуры подвесных авиационных оптико-электронных контейнеров, представленные в книге Воронина Г.И. и Вербы М.И. «Кондиционирование воздуха на летательных аппаратах» (издательство «Машиностроение», Москва, 1965 г., стр.70, раздел 3.6 «Бортовые системы кондиционирования на ракетах и управляемых снарядах»).

Известны жидкостные системы охлаждения аппаратуры, представленные в книге Бадылькеса И.С., Бухтера Б.З. и др. «Холодильная техника» (издательство «Госторгиздат» 1960 г., стр.287, раздел «Мокрые воздухоохладители»), в книге Константинова Л.И., Мельниченко Л.Г. «Судовые холодильные установки» (Москва «Пищевая промышленность», 1978, стр.121 «Схемы узлов подачи промежуточного жидкого хладоносителя») и др., но широкого распространения такие системы не получили, поскольку применение жидкостей требует дополнительных объемов для их хранения, кроме того, используемые в данных системах незамерзающие жидкости в течение двух-трех лет теряют свои качества и требуют перезаправки и дозаправки, а некоторые из них даже могут вызвать непроизвольное возгорание.

Наиболее простыми и надежными системами охлаждения бортовой аппаратуры подвесных авиационных оптико-электронных контейнеров являются системы охлаждения с использованием скоростного напора воздуха, образуемого при движении авиационного носителя в воздушной среде (Воронин Г.И., Верба М.И. «Кондиционирование воздуха на летательных аппаратах», издательство «Машиностроение», Москва, 1965 г., стр.70, раздел 3.6 «Бортовые системы кондиционирования на ракетах и управляемых снарядах»).

Недостатком таких систем является их ограниченная область использования вследствие зависимости эффективности охлаждения бортовой аппаратуры от скорости и высоты полета авиационного носителя, а также от температуры окружающей среды. В частности, исключено применение такой системы при полете авиационных носителей на малой высоте с большой скоростью, поскольку температура торможения потока воздуха на поверхности корпуса подвесного авиационного контейнера в этом случае превышает величину +120°С.

Известны системы охлаждения с испарительным циклом (Воронин Г.И., Верба М.И. «Кондиционирование воздуха на летательных аппаратах», издательство «Машиностроение», Москва, 1965 г., стр.71, раздел 3.6 «Установки охлаждения незамкнутого испарительного цикла»), эффективность охлаждения в которых не зависит от скорости и высоты полета авиационного носителя. Такие системы включают устройство впрыска и испарения хладагента, например воды или спирта, в охлаждающем воздухе, что позволяет расширить диапазон их использования.

Недостатком данных систем является ограниченное время работы, зависящее от объема емкости для хранения хладагента. Кроме того, требуется постоянный контроль, в том числе во время полета, за наличием хладагента в емкости, а также дозаправка емкости хладагентом перед каждым вылетом.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой системе является система охлаждения бортовой аппаратуры подвесных авиационных оптико-электронных контейнеров по патенту США № 4869071 от 26.09.1989 г., которая принята за прототип. Данная система включает контур циркуляции забортного воздуха, охладитель воздуха (или теплообменник), воздухозаборник, влагоотделитель, откачивающий и нагнетающий воздуховоды, элементы конструкции системы охлаждения, такие как воздушная заслонка (или клапан), устройства контроля температуры внутри корпуса контейнера, устройства контроля высоты и скорости полета (или средства определения параметров полета), блок управления системой охлаждения (или диспетчер), температурные датчики, вентилятор и клапан выброса (или разгрузочный вентиль). При этом охладитель воздуха расположен в контуре циркуляции, а вентилятор размещен между охладителем воздуха и откачивающим воздуховодом и предназначен для нагнетания выходящего воздуха из корпуса контейнера. Источником сжатого воздуха, циркулирующего в воздушном контуре данной системы, является внешний атмосферный воздух, который поступает в контур циркуляции за счет скоростного напора при полете носителя. Система производит контроль температуры внутри корпуса контейнера, высоты и скорости полета по показаниям средств определения параметров полета. Создание одинаковых температурных режимов тепловой нагрузки обеспечивается разделением зоны траектории полета на три диапазона эксплуатационных режимов. Необходимые параметры воздушного потока, поступающего к охладителю воздуха в зависимости от диапазона эксплуатационного режима, обеспечиваются управлением элементами системы охлаждения, такими как воздушная заслонка (клапан), расположенная в воздухозаборнике, вентилятор и клапан выброса (разгрузочный вентиль), путем удаления излишнего воздуха из воздушного контура. Влагоотделитель в контуре циркуляции воздуха предназначен для снижения влажности внешнего атмосферного воздуха.

К недостаткам прототипа следует отнести:

- Использование для обдува электронной аппаратуры внешнего атмосферного воздуха, который отрицательно влияет на работоспособность и надежность встроенной бортовой аппаратуры.

- Наличие трех управляемых режимов работы системы охлаждения в зависимости от зоны полета авиационного носителя, что требует постоянного анализа места расположения авиационного носителя и регулярного переключения работы системы охлаждения на нужный режим.

- Наличие только одного вентилятора, в случае отключения или выхода из строя которого при изменении режима работы системы охлаждения происходит нарушение одинакового градиента температуры воздуха во всех точках воздушного контура, что может привести к локальному перегреву бортовой аппаратуры.

- Наличие управляемой заслонки, которая усложняет конструкцию воздухозаборника, создает дополнительное аэродинамическое сопротивление воздушному потоку, что приводит к снижению массы воздуха, поступающего в рабочий контур системы охлаждения, а также к образованию скачков уплотнения, при этом не исключена вероятность замораживания заслонки и попадания в воздухозаборник посторонних предметов (камней, бетонных осколков от взлетной полосы, льда и грязи), что может явиться причиной прерывания работы и предпосылкой аварийного отключения системы.

Наличие в воздушном контуре влагоотделителя, что создает дополнительное аэродинамическое сопротивление потоку в контуре и требует установки мощного вентилятора.

- Невозможность перераспределения холодного воздуха в зависимости от тепловой нагрузки отдельных элементов бортовой аппаратуры.

- Не предусмотрена передача холодопроизводительности в подвижные (вращающиеся) корпуса авиационного контейнера.

Задача, на которую направлено заявляемое техническое решение, заключается в повышении надежности работы системы при любом режиме полета авиационного носителя с возможностью охлаждения бортовой аппаратуры подвесного контейнера, размещенной как в неподвижной части, так и в подвижных (вращающихся) частях корпуса контейнера.

Достигаемый при этом технический результат заключается в возможности использования заявляемой системы на любом типе авиационного носителя, а также в создании герметичной системы, независимой от атмосферных условий и условий полета, обеспечивающей нормальную работу бортовой аппаратуры в неподвижных и подвижных (вращающихся) частях корпуса контейнера.

Поставленная задача достигается тем, что используется система охлаждения аппаратуры подвесного авиационного контейнера, содержащая заполненный хладагентом испарительный контур с компрессором, дроссельными регулирующими устройствами и теплообменником, конденсатор с устройством подачи прямоточного заборного воздуха и систему циркуляции воздуха, включающую теплообменник испарительного контура, охлаждаемую аппаратуру и вентилятор.

От прототипа заявляемая система охлаждения отличается тем, что она выполнена автономной, герметичной, замкнутой вкруговую внутри корпуса контейнера, при этом испарительный контур в линии всасывания компрессора содержит дополнительные теплообменники и дроссельные регулирующие устройства, расположенные в отдельных герметичных корпусах, подвижных (вращающихся) относительно корпуса контейнера.

Сущность системы охлаждения бортовой аппаратуры контейнера поясняется чертежом.

На чертеже изображена общая схема устройства.

Устройство содержит компрессор 1, герметичный воздушный контур 2, основной теплообменник 3, дополнительный теплообменник 4, дополнительный хладоновый контур 5 с трубопроводами, гибкий элемент 6 хладонового контура 5, конденсатор 7, нагнетающие и всасывающие вентиляторы 8, воздухозаборники 9, охлаждаемую бортовую аппаратуру или объекты охлаждения 10 и 11, температурные датчики 12, основной (неподвижный) корпус 13, дополнительный (подвижный) корпус 14, блок управления 15, управляющий системой охлаждения, и автоматический регулятор 16, избирательно распределяющий хладагент по контурам.

Система работает следующим образом.

В момент, когда температура среды внутри авиационного оптико-электронного контейнера вокруг объектов охлаждения 10 и 11 достигает заданной величины, температурные датчики 12 выдают сигнал в блок управления 15 на включение электродвигателя привода компрессора 1.

Хладагент сжимается в компрессоре 1 и по трубопроводу высокого давления поступает в конденсатор 7, где происходит его превращение в жидкое состояние (ожижение) за счет отвода тепла от хладагента забортным воздухом через воздухозаборники 9. Воздушный канал воздухозаборников 9 имеет специальный профиль, обеспечивающий непрерывность воздушного потока при любом диапазоне скоростей полета носителя и исключение образования воздушных скачков уплотнения. При этом забортный воздух проходит через решетку радиатора конденсатора 7 и выбрасывается наружу. Герметичный воздушный контур 2, в котором расположены объекты охлаждения 10 и 11, не позволяет попасть в них забортному воздуху. Для охлаждения объектов 10 и 11 используется чистый атмосферный воздух, не содержащий посторонних примесей, которым заполняется герметичный воздушный контур 2 до начала полета и который циркулирует в замкнутом контуре 2 все время эксплуатации системы.

Для охлаждения объектов 10, размещенных в основном (неподвижном) корпусе 13, жидкий хладагент проходит через дроссельную трубку, в которой хладагент дросселируется, происходит падение его давления и температуры, после чего он попадает в теплообменник 3, в котором хладагент испаряется, охлаждая окружающий воздух, прокачиваемый вентиляторами 8 через объекты охлаждения 10.

Для охлаждения объектов 11, в том числе оптических, расположенных в дополнительном (подвижном) корпусе 14 жидкий хладагент по трубопроводам 5 проходит через дроссельную трубку в дополнительный теплообменник 4, в котором хладагент испаряется, охлаждая окружающую газовую среду, в качестве которой может быть использован любой нейтральный газ, например азот, прокачиваемый вентиляторами 8 через объекты охлаждения 11, что позволяет исключить возможность запотевания оптических элементов и иллюминаторов.

Обратный поток хладагента после теплообменника 3 смешивается с обратным потоком хладагента после теплообменника 4 и поступает на всасывание в компрессор 1, чем обеспечивается непрерывность процесса в течение полета, который может продолжаться на протяжении любого заданного промежутка времени.

Поскольку в полете от аэродинамического нагрева в первую очередь нагревается носовая часть 14 контейнера, в исходном положении автоматический регулятор 16 перекрывает хладоновый контур основного (неподвижного) корпуса 13, чем обеспечивает подачу максимальной холодопроизводительности только на объекты дополнительного (подвижного) корпуса 14.

При продолжении полета, когда прогревается и средняя часть контейнера, нагревается управляющий элемент автоматического регулятора 16, и он включает в работу хладоновый контур основного (неподвижного) корпуса 13, что обеспечивает его охлаждение.

При этом начинает вырабатываться максимальная холодопроизводительность и вся система охлаждения выходит на оптимальный (расчетный) режим охлаждения аппаратуры контейнера.

При снижении температуры объектов охлаждения 10 и 11 до заданной величины температурные датчики 12 выдают в блок управления системой 15 сигнал на выключение электродвигателя компрессора 1, т.е. при заданной минимальной температуре система отключается автоматически.

Принимая во внимание высокую текучесть хладагентов и связанную с этим чрезвычайную сложность герметизации хладоновых трубопроводов в местах их входа в дополнительные (подвижные, например, вращающиеся) корпуса, в предлагаемой схеме используются гибкие элементы 6 с круговой прокладкой, причем трубопровод с прямым потоком хладагента имеет противоположное направление по отношению к трубопроводу с обратным потоком. Таким образом, в процессе вращения дополнительного (подвижного) корпуса 14 в любом направлении один трубопровод накручивается, второй раскручивается, частично нейтрализуя усилия, необходимые для его закрутки.

В отличие от прототипа система обеспечивает устойчивые параметры работы при любых режимах полета авиационного носителя. Это достигается применением в системе высокотемпературных хладагентов с критической температурой выше или равной 130°С, например R 142b (Россия) или F 142b (Франция).

Таким образом, система поддерживает заданный температурный режим работы электронной бортовой аппаратуры, обеспечивая непрерывность процесса в течение любого заданного промежутка времени.

Заявляемая система разработана, изготовлена и прошла стендовые и летные испытания с положительными результатами.