Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Анализ характеристик прецизионных бинс и эффективности процессов теплообмена (обзор литературы) 14
1.1. Особенности конструкций БИНС 14
1.2. Характеристики прецизионных БИНС и инерциальных датчиков . 17
1.2.1. Лазерные гироскопы с вибрационной частотной подставкой 23
1.2.2. Кварцевые акселерометры 26
1.3. Надежность инерциальных датчиков и проблема температурных зависимостей их характеристик . 29
1.3.1. Условия функционирования навигационных приборов на борту летательного аппарата . 31
1.3.2. Влияние температуры на точность лазерных гироскопов . 33
1.4. Способы охлаждения элементов и узлов бортовой навигационной аппаратуры в герметичном корпусе . 38
1.4.1. Основные механизмы отвода тепла 38
1.4.2. Оценка температуры кольцевых лазеров, размещенных внутри БИНС . 41
1.4.3. Перспектива применения тепловых труб для выравнивания температурного поля . 45
1.5. Постановка задачи 49
ГЛАВА 2. Тепловой режим бинс на лазерных гироскопах 51
2.1. Экспериментальное исследование температурного поля в системе БИНС-СП.. 51
2.1.1. Установка для регистрации температурного поля 51
2.1.2. Динамика выхода БИНС на стационарный тепловой режим 52
2.1.3. Стационарные температуры элементов БИНС 58
2.1.4. Распределение мощности, выделяющейся на основных элементах сервисной электроники . 60
2.2. Тепловая модель бесплатформенной инерциальной навигационной системы на лазерных гироскопах 63
2.3. Температура и «факторы риска» для кольцевого лазера 70
2.3.1. Механические напряжения в соединениях электродов с ситалловым моноблоком 72
2.3.2. Смещения оптической оси в кольцевом резонаторе 80
2.4. Возможности интенсификации теплообмена на границе «внешний корпус –
окружающая среда» . 83
2.4.1. Оценка влияния глубины и расстояния между ребрами на условия теплоотдачи . 83
2.4.2. Поиск путей повышения эффективности теплопередачи от оребренной поверхности внешнего корпуса БИНС в окружающую среду 88
2.5. Выводы . 94
ГЛАВА 3. Исследование возможности применения пассивных теплоотводящих устройств в условиях БИНС . 96
3.1. Оценка эффективности применения однофазных термосифонов . 97
3.1.1. Результаты испытаний разработанных образцов теплопередающих панелей на основе термосифонов .
3.2. Анализ теплопередающих элементов на основе тепловых труб . 102
3.2.1. Расчет составной капиллярной структуры 106
3.2.2. Технология изготовления и результаты испытания теплопередающей панели на основе тепловых труб
3.3. Размещение теплопередающих панелей в отсеке сервисной электроники 116
3.4. Выводы . 118
ГЛАВА 4. Отвод тепловой мощности от блока чувствительных элементов с помощью тепловых труб .
4.1. Особенности тепловой трубы для отвода тепла от блока чувствительных 120
элементов
4.1.1. Требования к капиллярной структуре гибкой контурной тепловой трубы 122
4.1.2. Анализ упругих свойств транспортного участка тепловой трубы . 126
4.2. Конструкция и технология сборки макета тепловой трубы . 134
4.2.1. Гибкий транспортный участок . 136
4.2.2. Сборка макета теплопередающего устройства . 138
4.3. Экспериментальные исследования макета тепловой трубы 139
4.3.1. Влияние конструкции теплопередающего устройства на механические характеристики колебаний кольцевых лазеров 141
4.3.2. Теплопередающие свойства тепловой трубы в условиях вибраций . 143
4.4. Расположение тепловых труб в отсеке БЧЭ . 145
4.5. Выводы . 148
Заключение . 152
Список использованных источников . 156
- Лазерные гироскопы с вибрационной частотной подставкой
- Установка для регистрации температурного поля
- Технология изготовления и результаты испытания теплопередающей панели на основе тепловых труб
- Анализ упругих свойств транспортного участка тепловой трубы
Лазерные гироскопы с вибрационной частотной подставкой
Инерциальная навигационная технология первоначально базировалась на использовании гиростабилизированных устройств, физически реализующих опорные системы координат с помощью устойчивой платформы, относительно которых определялась текущая угловая ориентация летательного аппарата [1]. Однако сложная механика и следящие приводы карданова подвеса ограничивали перспективы развития инерциальных навигационных систем (ИНС) [2]. Ограничения удалось снять при переходе к бесплатформенным системам (БИНС). По сравнению с платформенными ИНС они обладают большей информативностью (в 3-4 раза), сокращенным временем автономной начальной выставки (в 1,5-3 раза), уменьшенными массогабаритными параметрами (в 2-3 раза) и энергопотреблением (в 10 раз), повышенным техническим ресурсом (более чем в 10 раз). Перечисленные преимущества на порядки снижают стоимость жизненного цикла системы навигации [2]. Компактные, легкие, точные БИНС могут быть установлены даже на небольшие управляемые ракеты.
Специфика БИНС заключается в жесткой привязке осей чувствительности инерциальных датчиков к объекту, что приводит к появлению дополнительных требований, в первую очередь, к датчикам угловых перемещений (угловых скоростей) независимо от их типа. Поэтому создание БИНС связано с преодолением ряда технических трудностей [3,4]: - достижение высокой точности гироскопов и акселерометров в широких динамических диапазонах (0,01 о/час – 400 о/с, 10-7g – 10g); - потребность в прецизионных методах выставки и калибровки; - обеспечение стабильности и необходимой точности измерений в диапазоне изменения температуры окружающей среды –60 +80 С без использования активных систем терморегулирования; - плотная компоновка инерциальных датчиков, требующая повышения их эксплуатационной надежности; - большой объем вычислительных операций, вызванный необходимостью аналитического моделирования опорной системы координат и преобразования первичных сигналов акселерометров и гироскопов.
С начала 80-х годов наибольшего успеха в создании БИНС смогли добиться фирмы, которые использовали лазерные гироскопы (ЛГ) [4,5]. Прогресс в конструировании вычислительных средств, а также совершенствование программно-математического обеспечения сделали применение систем на ЛГ массовым и практически вытеснили из авиации платформенные ИНС, использующие поплавковые и динамически настраиваемые гироскопы [5]. В настоящее время в качестве прецизионных датчиков кроме ЛГ используются волоконно-оптические (ВОГ), волновые твердотельные (ВТГ) и микромеханические гироскопы (ММГ) [3,6].
Архитектура современных БИНС не зависит от типа используемых датчиков и реализована в двух вариантах исполнения, отличающихся способом компоновки внутренних элементов. Ниже рассмотрены варианты реализации БИНС на ЛГ с вибрационной частотной подставкой.
В первом случае (рис. 1.1) конструкция представляет собой герметичный корпус 8 из литьевого сплава, внутри которого расположены два отсека. Отсек 1 предназначен для сервисной электроники, внутри отсека 2 подвешен на амортизаторах блок чувствительных элементов (БЧЭ). Сервисная электроника, обеспечивающая обработку сигналов инерциальных датчиков и их функционирование, включает системы стабилизации токов разряда и периметров кольцевых резонаторов лазерных гироскопов (СП), устройство для создания частотной подставки (УЧП), устройство для обработки сигналов лазерных гироскопов (УОСЛГ), преобразователь масштабного коэффициента акселерометров (ПМКА) [5]. Вычислительная подсистема БИНС (ВС) обеспечивает определение и обмен параметрами с пилотажно-навигационным комплексом (ПНК) и системой воздушных сигналов (СВС). Она состоит из системного контроллера (КС) и навигационного вычислителя. а)
Рис. 1.1. БИНС на лазерных гироскопах в первом варианте исполнения [7]: а) конструкция БИНС б) корпус блока чувствительных элементов. 1 - платы отсека сервисной электроники, 2 – блок чувствительных элементов, 3 – лазерный гироскопы, 4 – акселерометры, 5 – первичный преобразователь сигналов датчиков, 6 – высоковольтный стабилизированный источник питания, 7 – амортизатор, 8 – внешний корпус
БЧЭ представляет собой куб (рис. 1.1,б) на трех ортогональных плоскостях которого (X, Y, Z) установлены лазерные гироскопы 3 (ЛГx, ЛГy, ЛГz), а внутри -триада кварцевых акселерометров БА 4 (АКx, АКy, АКz) компенсационного типа, первичные преобразователи информационных сигналов 5 и высоковольтный источник (СВ) 6 для питания инерциальных датчиков, включая зажигание и поддержание разрядов постоянного тока в кольцевых гелий-неоновых лазерах [8]. БЧЭ амортизирован для защиты от источников возмущений: внутренних – колебаний кольцевых лазеров внутри корпусов гироскопов, создающих частотную подставку (см. п. 1.2.1), и внешних - вибраций и ударов. Амортизаторы 7 расположены на разных диагоналях противоположных сторон блока чувствительных элементов.
Мощность, потребляемая представленной на рис. 1.1 БИНС, составляет около 70 Вт, большая часть которой выделяется в отсеке сервисной электроники. Выделяющееся тепло передается в окружающую среду через стенки корпуса.
Второй вариант – размещение БИНС внутри литьевого герметичного корпуса с одним отсеком [9,10] (рис. 1.2). Устройства, обеспечивающие функционирование ЛГ и обработку сигналов, перенесены в их корпуса. Чувствительные элементы БИНС, как и в первом случае, амортизированы.
Практика конструирования навигационных систем свидетельствует о полном переходе к идеологии БИНС, как наиболее полно отвечающим требованиям автономности, помехозащищенности и скрытности [2]. Предпосылками роста конкурентоспособности таких систем являются совершенствование габаритно-массовых характеристик, снижение потребляемой мощности, увеличение точности и надежности.
В качестве объекта для анализа тенденций в области конструирования выбраны БИНС на лазерных и волоконно-оптических гироскопах. Информация о продукции наиболее известных фирм-производителей сведена в таблицу 1.1 [2, 9,10,14-32]. Для сравнительного анализа использованы объем V, масса m и потребляемая мощность Q, приведенные к коэффициенту заполнения k и объемной плотности выделяемой мощности q: mQ
Все системы разделены в зависимости от типа используемого датчика угловой скорости: ВОГ (рис.1.3, 1.4) или ЛГ (рис.1.5, 1.6). БИНС на ЛГ являются наиболее массовыми системами: для них уже выпущено порядка 100 тысяч лазерных гироскопов [5]. По габаритно-массовым и энергетическим характеристикам БИНС на ВОГ в России и в других странах находятся примерно на одном уровне; основная тенденция заключается в снижении массогабаритных характеристик.
В случае БИНС на лазерных гироскопах ситуация иная. На рис. 1.7, 1.8 приведены данные для фирм США и России. По потребляемой мощности и объему российские БИНС на ЛГ в два - три раза превышают характеристики систем американских производителей, хотя и имеют близкие коэффициенты заполнения. Промежуточное положение занимают БИНС на цифровых гироскопах ГЛ-2Д производства ООО НПК «Электрооптика», г. Москва [10]. Основная причина столь существенных различий - применение фирмами Honeywell, Northrop Grumman (Litton) глубоко интегрированных многофункциональных электронных плат, высоконадежных элементов [11] и цифровых лазерных гироскопов [12, 13].
Установка для регистрации температурного поля
Российские БИНС на ЛГ отстают от западных разработок по массогабарит-ным показателям и потребляемой мощности, однако их точность в 2010 году приблизилась к мировому уровню. В целом, тенденция к уменьшению массогабарит-ных параметров БИНС на ВОГ и ЛГ опережает тенденцию к уменьшению потребляемой мощности (см. рис. 1.4, 1.6, 1.8). Поэтому по мере совершенствования БИНС задача повышения эффективности отвода тепла становится все более актуальной.
Лазерные гироскопы с вибрационной частотной подставкой Лазерный гироскоп функционирует на основе эффекта Саньяка, который проявляется в зависимости разности частот у генерируемых кольцевым лазером встречных волн от угловой скорости вращения Q. Коэффициент пропорциональности между угловой скоростью и разностью частот - масштабный коэффициент ЛГ определяется соотношением [33]: где S - площадь фигуры, ограниченной оптической осью кольцевого резонатора, L - периметр резонатора, - длина волны излучения кольцевого лазера.
Важные преимущества лазерных гироскопов - высокая стабильность масштабного коэффициента, нечувствительность к линейным ускорениям, малое время готовности, широкий динамический диапазон измеряемых угловых скоростей определили их применение в прецизионных БИНС. Многообразие подходов к построению ЛГ отражает рис. 1.10 [4].
Чувствительным элементом ЛГ является кольцевой гелий-неоновый лазер с зеркалами, расположенными в вершинах треугольника или квадрата. Основой конструкции кольцевого лазера (рис. 1.11 [2,5]) является моноблок из стеклокерамики 1, в котором высверлены разрядные и оптические каналы. Резонатор лазера образован двумя плоскими 7 и двумя сферическими зеркалами 5, фиксация которых на моноблоке обеспечена оптическими контактами. Активная среда возбуждается симметричным двухплечевым разрядом постоянного тока. Медные аноды Рис. 1.10. Классификация лазерных гироскопов [4]
3,4 и алюминиевый катод 2 крепятся к моноблоку индиевой пайкой. Сферические зеркала установлены на пьезокорректорах, которые позволяют изменять периметр оптического резонатора, настраивая его на частоту, соответствующую максимуму усиления активной среды. Для подавления высших поперечных типов колебаний оптического поля в кольцевом резонаторе применяют диафрагму 12.
Рис. 1.11. Конструкция лазерного гироскопа ЛГ-1 с вибрационной частотной подставкой [2, 5]: 1 – ситалловый моноблок, 2 – катод, 3 – анод, 4 – анод-штенгель, 5 – сферическое зеркало, 6 – винт для натяга сферического зеркала, 7 – плоское зеркало со смесительной призмой, 8 – виброподвес, 9 – пьезоэлектрический преобразователь, 10 –катодный и анодный отростки, 11 – разрядные каналы, 12 – диафрагма Рассеяние лазерного излучения элементами резонатора создает слабую связь между встречными волнами, что при равномерном вращении лазера с угловой скоростью, меньшей пороговой величины, вызывает синхронизацию их частот [33]. В ЛГ-1 для уменьшения влияния связи встречных волн на чувствительность лазерного гироскопа к медленному вращению использована вибрационная частотная подставка. Её создают вынужденные механические колебания кольцевого резонатора вокруг оси чувствительности с частотой в сотни Гц и амплитудой в несколько угловых минут. Возбуждение знакопеременных угловых колебаний осуществляется с помощью виброподвеса 8 – электромеханического устройства с пьезоэлектрическим приводом, а угловую скорость колебаний КЛ относительно корпуса гироскопа регистрирует дополнительный датчик угловой скорости. Именно в лазерных гироскопах с вибрационной частотной подставкой достигнута точность, которая удовлетворяет требованиям автономных БИНС [4,14].
Точность работы ЛГ характеризуют следующие величины [1, 6, 33 - 35]: - масштабный коэффициент (1.1), определяющий разрешение ЛГ; - (не)стабильность масштабного коэффициента (scale factor (in)stability); - нелинейность масштабного коэффициента; - сдвиг нуля выходной характеристики (zero shift); - случайный дрейф выходного сигнала (bias instability); - неопределенность регистрируемого углового положения, нарастающая пропорционально корню из времени (angle random walk).
Сделанный в 2004 году и в целом оправдавшийся прогноз изменений точностных характеристик гироскопов, используемых в системах инерциальной навигации [6], отражает рис. 1.12. На рисунке выделены области, занимаемые гироскопами различных типов на плоскости параметров «нестабильность дрейфа нуля - нестабильность масштабного коэффициента». В соответствии с (1.1) масштабный коэффициент пропорционален количеству длин волн лазерного излучения, укладывающихся на периметре резонатора. Поэтому основным источником его нестабильности являются переходы лазерной генерации на соседнюю продольную моду: однократное переключение сопровождается относительным изменени-25 ем масштабного коэффициента на 2-4 ppm. Предотвращение таких переключений при функционировании БИНС оставляет лишь нестабильность вследствие изменений показателя преломления активной среды при «уходах» частоты лазерной генерации от величины, соответствующей максимуму коэффициента усиления. морская миля/час
Существуют два подхода к повышению точности ЛГ [37-39]: устранение (минимизация влияния) причин возникновения погрешностей либо их алгоритмическая компенсация. Первый требует конструкционных, технологических или схемотехнических решений [5], а второй – разработки моделей формирования ошибок и предварительной калибровки датчиков [37, 39].
Кварцевые акселерометры Повышение точности любой инерциальной навигационной системы прямо связано с решением проблемы создания акселерометров прецизионного класса [40, 41]. В современных БИНС, предназначенных для применений в авиации, как правило, используется сухой акселерометр компенсационного типа с креплением инерционной массы на упругом подвесе [42] (рис. 1.13). Типичные технические характеристики акселерометров данного типа представлены в таблице 1.2.
Принцип действия акселерометра основан на законе динамики, в соответствии с которым при движении с ускорением в направлении оси чувствительности объекта возникает момент сил инерции относительно подвеса эталонной массы. Отклонение чувствительного элемента регистрируется с помощью датчика угла. Сигнал с него поступает через усилитель обратной связи на обмотку датчика момента. Последний развивает относительно оси подвеса массы компенсирующий момент силы. Выходное напряжение на нагрузочном сопротивлении пропорционально измеряемому ускорению.
Точность преобразования ускорений в электрический сигнал определяется величиной смещения нуля, погрешностью полной шкалы (чувствительности), а также температурным и временным дрейфом этих параметров [40].
На погрешность также влияют нелинейность и поперечная чувствительность. Смещение нуля и чувствительность акселерометра корректируются при изготовлении акселерометра, а остаточная погрешность уменьшается путем калибровки и запоминания [40,43]. Корпус такого акселерометра изготавливают из материала (32Н4К) имеющего температурный коэффициент линейного расширения (ТКЛР), близкий к материалу упругого подвеса чувствительного элемента (ЧЭ) плавленого кварца (например, марки АК-6). Соединение чувствительного элемента с корпусом акселерометра является клеевым.
Технология изготовления и результаты испытания теплопередающей панели на основе тепловых труб
В настоящем разделе проанализированы решения, позволяющие увеличить эффективность рассеивания теплового потока со стенок внешнего корпуса, в рамках существующей конструкции БИНС. Основными параметрами, определяющими эффективность отвода тепла от внешнего корпуса в окружающую среду, являются ширина и глубина межреберных зазоров, а также степень черноты, характеризующая состояние поверхности.
2.4.1 Оценка влияния глубины и расстояния между ребрами на условия теплоотдачи
Исследования проводились на установке, представленной на рис. 2.29. Две медные (полированные до блеска) пластины 1 размером 100 100 2 мм, на внешних сторонах которых установлены нагреватели 2, располагались вертикально на рельсе 6 с регулируемым зазором между ними. Со стороны внешних поверхностей пластины были теплоизолированы слоем пенопласта 5, что исключало их теплообмен с окружающей средой. Питание нагревателей осуществлялось от двух независимых источников тока. Измерение разности температуры поверхности одной из пластин и окружающей среды производилось с помощью термопары 3. Различие температур поверхностей пластин контролировалось с помощью дополнительных термопар 4.
Рис. 2.29. Схема экспериментальной установки: 1 – тепло-отдающая пластина; 2 – нагреватели; 3, 4 – термопары; 5 – теплоизоляция; 6 – рельс
В процессе эксперимента зарегистрирована зависимость перепада температуры между поверхностями пластин и окружающей средой при различных значениях подводимой мощности и величины зазора между ними. Результаты измерений приведены на рис. 2.30. На рис. 2.31 приведены зависимости коэффициентов теплоотдачи от величины межреберного зазора, полученные путем математической обработки экспериментальных данных с помощью соотношения (1.10).
Независимо от подводимой мощности, скачок температуры быстро изменяется лишь при зазоре между пластинами менее 15 мм. При зазорах более 15 мм зависимости температур пластин (рис. 2.30) и коэффициентов теплоотдачи (рис. 2.31) достигают насыщения, асимптотически приближаясь к значениям, характерным для одиночных вертикальных пластин, расположенных в неограниченном пространстве.
Чтобы исключить влияние мощности на условия теплообмена, приведем значения коэффициентов теплоотдачи к безразмерному виду с помощью соотношения:
Зависимость относительного значения коэффициента теплоотдачи от величины межреберного зазора Представленные на рис. 2.32 данные аппроксимированы (0,05 %) зависимостью: где Ъ ширина межреберного зазора. Таким образом, в соответствии с (2.27) и (2.28), имеем:
Раскрывая выражение (2.29) с учетом формулы для расчета коэффициента теплоотдачи для одиночной вертикальной пластины в неограниченном пространстве [75]: где по результатам математической обработки табличных зависимостей [75, 77, 82, 101], все теплофизические свойства среды представлены в аналитическом виде (0,05 %).
Соотношение (2.30) справедливо для нормальных условий окружающей среды. Если давление окружающего воздуха отлично от нормального и равно Р, то для коэффициента теплоотдачи необходимо ввести поправку [81]: а =а где а - коэффициент теплоотдачи при нормальном давлении Р0.
Зависимость температуры ребра от величины межреберного зазора для поверхности, состоящей из большого числа ребер, имеет минимум. Чтобы показать это, запишем выражение для отводимой мощности:
Уменьшение температуры оребренной поверхности с ростом зазора Ъ обусловлено ростом коэффициента теплоотдачи . Дальнейшее увеличение температуры связано с уменьшением числа пластин и соответственно площади теплообмена при постоянном . Оптимальная величина зазора для прямоугольной геометрии ребра в условиях свободной конвекции лежит в диапазоне от 4-7 мм. Поскольку полученные результаты были выполнены для открытого гидростатического канала, то они носят оценочный характер и позволяют установить лишь границы для дальнейших исследований теплоотдачи межреберного зазора.
Оценка влияния высоты ребер на температуру корпуса выполнена с помощью выражения для площади поверхности с прямыми ребрами: . Поиск путей повышения эффективности теплопередачи от оребренной поверхности внешнего корпуса БИНС в окружающую среду
Чтобы подтвердить оценки, приведенные в пункте 2.4.1, были проведены дополнительные исследования влияния параметров оребрения на условия отвода тепла. Экспериментальное исследование влияния геометрии оребренных поверхностей осуществлялось на образцах, общий вид которых представлен на рис. 2.35. Образцы выполнялись из дюралюминия Діб, удельная теплоемкость которого составляет 922 Дж/(кг-С). Геометрические параметры оребренных образцов приведены в таблице 2.6.
Схема установки для исследования перепада температуры от мощности, подаваемой на образец, приведена на рис. 2.36. При проведении экспериментов нагрев образцов осуществлялся с помощью внутренних нагревателей (резисторы МЛТ-1), а неоребренные участки их поверхностей теплоизолировались с помощью пенопласта. Измерение разностей температур образцов и окружающей среды осуществлялось с помощью термопар. Пример полученных экспериментальных зависимостей приведен на рис. 2.37. С целью оценки влияния излучения на интегрированную теплоотдачу поверхностей эксперименты проводились на неокрашенных и окрашенных образцах.
Плотность теплового потока, рассеиваемого естественной конвекцией и излучением, которая приходится на единицу неоребренной поверхности, описывается соотношением: где Q - мощность, отводимая образцом; F - площадь основания образца; к - коэффициент теплопередачи (учитывает совместное влияние излучения и конвекции); Т - разность температуры образца и окружающей среды.
Математическая обработка экспериментальных зависимостей вида см. рис. 2.37 с помощью соотношения (2.36) приводит к результатам, представленным на рис. 2.38-2.40.
Анализ упругих свойств транспортного участка тепловой трубы
Проблема интенсификации теплообмена внутри БИНС включает задачу поиска пассивных элементов, через которые осуществляется отвод тепла к внешнему корпусу. Анализ публикаций, выполненный в главе 1, и предварительные исследования, результаты которых приведены в главе 2, позволяют сформулировать требования к устройствам для отвода тепла применительно к специфике рассматриваемых систем: 1. Интегрированные в структуру БИНС дополнительные устройства должны обеспечивать отвод тепловой мощности от единиц до десятков Ватт при уменьшении температур внутренних элементов БИНС более чем на 10 оС. 2. Способность к устойчивому теплообмену независимо от ориентации БИНС в гравитационном поле. 3. Восстановление работоспособности после прекращения перегрузок, вызванных ускоренным движением.
В настоящей главе проанализированы два известных принципа переноса тепла: однофазные термосифоны и тепловые трубы. В связи со сформулированными выше требованиями первым приоритетом при исследованиях является поиск количественных ограничений для параметров соответствующих устройств.
Исследования, проведенные во второй главе, выявили, что одним из проблемных мест в конструкции БИНС с точки зрения теплового режима являются элементы плат сервисной электроники, поэтому поиск количественных ограничений для параметров термосифонов и тепловых труб, осуществлялся на задаче их охлаждения.
Основным методом интенсификации теплообмена при охлаждении систем модульного типа является применение кондукционных пластин [74] и гипертеп-лоотводящих оснований [106]. Общим преимуществом таких конструкций является их соединение с электронной платой с возможностью легкой замены в случае выхода из строя. Поэтому в случае охлаждения сервисной электроники БИНС те-96 плоотводящие элементы должны допускать такую же возможность замены в составе модуля «электронная плата + теплопередающее устройство».
Оценка эффективности применения однофазных термосифонов
Простейший вариант конструктивного исполнения теплопередающего однофазного термосифона представляет собой замкнутый контур из трубки с теплоносителем внутри [51, 107]. Перенос тепла в таких устройствах осуществляется за счет свободной конвекции и теплопроводности жидкости.
Для проверки эффективности применения контурного термосифона был изготовлен макет, представлявший собой медную трубку с внешним диаметром 3,9 мм и внутренним 2,3 мм, согнутую в форме прямоугольника (рис. 3.1). На левое колено термосифона напаивалась медная пластина 3 с размерами 1x40x40 мм с расположенным на ней нагревателем 4, в качестве которого использовался модуль Пельтье, а на правое колено - медная пластина 5 с размерами 1,5x100x100 мм, которая служила теплорассеивающим элементом.
Рабочими жидкостями, совместимыми с материалом стенок (медь [49,84,86,88]), и соответствующими температурному диапазону эксплуатации БИНС, являются: ацетон, метиловый и этиловый спирты. Применение ацетона проблематично из-за большого давления насыщенных паров, а технологические операции с метиловым спиртом затруднены его высокой токсичностью. Поэтому в качестве рабочей жидкости для термосифона выбран этиловый спирт.
Так как этиловый спирт является хорошим газопоглотителем, высвобождение растворенных в нем газов в процессе работы термосифона может привести к нарушению целостности протока и увеличению воздействия общего давления на стенки корпуса, - перед заполнением рабочая жидкость должна пройти процесс дегазации. Практическая дегазация осуществлена при замораживании рабочей жидкости с последующей откачкой неконденсирующихся газов.
Схема установки для проведения этих операций приведена на рис. 3.2. Многократное повторение циклов замораживания и откачки приводит к высвобождению неконденсирующихся газов из рабочей жидкости (достаточно порядка трех циклов). Рис. 3.1. Устройство лабораторного макета контурного термосифона: 1 - медная трубка (магистраль), 2 - жидкость (теплоноситель), 3 - медная контактная пластина, 4 -нагревающий элемент, 5 - теплорассеи-вающая медная пластина
Результаты экспериментального исследования теплопередающей способности контурного термосифона представлены на рис. 3.3 в форме зависимости разности температур T нагревателя и теплорассеивающего элемента от тепловой мощности Р, подведенной к нагревателю. Высокое термическое сопротивление исследованного термосифона (от 7 до 4,5 оС/Вт) объясняется малой поверхностью теплообмена в жидкостном канале.
В качестве более эффективного варианта однофазного термосифона рассмотрена возможность его реализации в виде теплопередающей панели. Общий вид панелей для отвода тепла от элементов сервисной электроники БИНС, разра ботанных с учетом требований, представленных в начале главы и рассчитанных на передаваемые мощности 10 Вт и 3 Вт, приведен на рис 3.4 и 3.5.
Конструкции теплопередающих панелей (рис. 3.5-3.6) состоят из корпуса с несущими элементами 1, крышки 2 и заправочных штенгелей 4. Для противодействия перепаду давлений крышки корпуса оснащены ребрами жесткости 3. В ка честве материала корпуса и крышек выбрана медь, для заправочных штенгелей отожженная медь. Ребра жесткости созданы фрезерованием. Герметизация всех швов теплопередающих панелей осуществлялась мягким оловянно-свинцовым припоем4.
Откачка и заполнение панелей выполнены на установке, представленной на рис. 3.7, при открытом кране К2 и закрытом кране К1. Для увеличения скорости газоотделения их корпус подвергался нагреву до температуры 90 С. Такой режим выдерживался до достижения давления 1 Па, после чего кран К2 закрывался.
Заполнение теплопередающих панелей теплоносителем осуществлялось под действием сил тяжести при открытом кране К1. Дозировка заполнения производилась путем нагрева корпуса теплопередающих панелей и контейнера с рабочей жидкостью до температуры (82–83 оС), превышающей верхний предел рабочего температурного диапазона. При достижении этой температуры откачной штен-гель пережимался и осуществлялся холодный спай. Примененный способ дозировки рабочей жидкости исключает деформацию корпуса термосифона в диапазоне рабочих температур.
В окончательном варианте припоем типа ПСР с дополнительной заливкой трехкомпонентным компаундом Ана-терм-204.
Общий вид теплопередающих панелей типа 1 и типа 2, подготовленных к проведению испытаний, представлен на рис. 3.8. Имитация корпуса БИНС осуществлялась с помощью двух радиаторов 2 в виде медных пластин, установленных на торцах теплопередающих панелей 1. Тепловая нагрузка моделировалась с помощью модулей Пельтье 3, размещенных в центре корпусов теплопередающих панелей. Регистрация температур на участках нагрева и охлаждения осуществлялась с помощью термодатчиков типа LM35. Зависимости перепадов температур на образцах типа 1 и типа 2 от передаваемой мощности приведены на рис. 3.9. 4 1
