Взаимосвязь систем нагрева и охлаждения в космических кораблях. «Революционная разработка»: в чём уникальность российской космической ядерной установки

В России испытана система охлаждения ядерной энергодвигательной установки (ЯЭДУ) - одного из ключевых элементов космического аппарата будущего, на котором можно будет совершать межпланетные полёты. В частности, были протестированы экспериментальные образцы генератора капель, элементов заборного устройства и модели холодильника-излучателя. Появление эффективной системы охлаждения снимает практически все препятствия для создания ЯЭДУ. Мощность первой установки составит 1 МВт, но в будущем увеличится в десять раз. Как полагают эксперты, достижение отечественных учёных станет существенным вкладом в развитие науки и экономики РФ. О перспективах технологии - в материале RT.

• Двигатель для космических аппаратов
• Gettyimages.ru
• Craig F. Walker

Российские учёные успешно испытали мегаваттного класса. Об этом сообщается в акте приёмки, размещённом на сайте госзакупок. В документе подчёркивается, что «работы выполнены в полном объёме, результаты соответствуют требованиям технического задания».

«Были выявлены закономерности функционирования элементов и узлов перспективных систем отвода тепла ЯЭДУ мегаваттного класса в наземных условиях, максимально приближенных к условиям космического пространства», — говорится в акте.

В документе уточняется, что специалисты изготовили и испытали экспериментальные образцы генератора капель, элементов заборного устройства (гидросборника) и модели капельного холодильника-излучателя (КХИ).

• globallookpress.com

Разработкой КХИ занимаются ФГУП «Исследовательский центр им. Келдыша», Центр космических технологий Московского авиационного института, ОАО «РКК «Энергия» им. Королёва» и Московский энергетический институт.

ЯЭДУ — перспективный двигатель для космических аппаратов, который позволит совершать в несколько раз быстрее, чем сейчас. С его помощью Россия получит возможность , Марса, дальних планет Солнечной системы и создавать там автоматические базы.

«Принцип работы ЯЭДУ заключается в том, что компактный ядерный реактор вырабатывает тепловую энергию, которая с помощью турбины преобразуется в электрическую. Она нужна для того, чтобы питать энергией ионные электрореактивные двигатели и оборудование», — пояснил в беседе с RT младший научный сотрудник НИИ ядерной физики им. Скобельцына МГУ Василий Петров.

Не имеет аналогов в мире

На современных двигателях низкопотенциальное (избыточное) тепло, которое может повредить бортовую аппаратуру, выводится в окружающее пространство (космос) через трубы панельных радиаторов, где циркулирует жидкость-теплоноситель. Такая система охлаждения представляет собой громоздкую конструкцию, не защищённую к тому же от попадания метеоритов.

Российские учёные изобрели принципиально новую схему отвода тепла. С помощью генератора холодильник-излучатель формирует капельные струйки горячего теплоносителя, который охлаждается на пути к гидросборнику и, собираясь в нём, направляется снова в рабочий контур. Подобная технология не предусматривает использования труб и таким образом облегчает конструкцию системы охлаждения.

«Успешное испытание системы охлаждения означает, что российским учёным удалось решить ключевую проблему на пути создания ЯЭДУ. Дело в том, что у атомной силовой установки один большой недостаток — она очень сильно нагревается. Если на Земле ядерный реактор охлаждается под напором воды, то в космосе такая возможность отсутствует», — сказал Петров.

Инициатором создания ЯЭДУ считается академик отделения физико-технических проблем энергетики РАН, бывший генеральный директор ФГУП «Исследовательский центр им. Келдыша» Анатолий Коротеев. Головной разработчик атомной энергодвигательной установки — Научно-исследовательский и конструкторский институт энерготехники им. Н.А. Доллежаля (НИКИЭТ).

Создание ЯЭДУ ведётся в рамках запущенного в 2010 году проекта транспортно-энергетического модуля (ТЭМ), над которым работают предприятия «Росатома» и «Роскосмоса». Согласно графику комиссии по модернизации при президенте РФ, опытный образец ядерного реактора мегаваттного класса должен появиться до конца 2018 года. В материалах «Росатома» подчёркивается, что данный проект не имеет аналогов в мире.

«Реализация этого проекта позволит на базе уже имеющегося задела поднять отечественную технику на принципиально новый уровень, во многом опережающий зарубежные разработки», — заявил в октябре 2009 года на заседании комиссии по модернизации глава «Роскосмоса» (в 2004—2011 годах) Анатолий Перминов.

Как сообщил ранее генеральный конструктор НИКИЭТ доктор технических наук Юрий Драгунов, в основу ЯЭДУ лёг накопленный с 1960-х годов опыт создания ядерных ракетных двигателей, термоэлектрических энергоустановок и эксплуатации всевозможной космической техники. Мощность первого образца ядерной энергодвигательной установки он оценил в 1 МВт.

• Ядерный реактор атомной электростанции
• РИА Новости
• Алексей Даничев

Однако, как заявил Драгунов, в недалёком будущем Россия сможет производить 10-мегаваттные установки, «что подразумевает практически неограниченные возможности энергетики для космоса». По его словам, ЯЭДУ будет обладать более высоким коэффициентом полезного действия, так как тепловая энергия реактора не будет направляться на разогрев газовой смеси.

В процессе работы над космической атомной установкой специалисты ФГУП «НИИ НПО «Луч» (Подольск) впервые в мире разработали промышленную технологию создания монокристаллических длинномерных трубок из тугоплавких металлов (молибден, вольфрам, тантал, ниобий) и сплавов. Данное изобретение позволяет изготавливать агрегаты двигателей, способных работать при температуре 1500 °C.

«Очень востребованные разработки»

Василий Петров рассказал, что достижения при разработке ЯЭДУ и ТЭМ позволят создать управляемый с Земли необитаемый космический аппарат, который сможет быстрее и эффективнее и выполнять функции межорбитального буксира. Сегодня для аналогичных целей используется разгонный блок «Фрегат».

«Надо понимать, что «Фрегат» — это одноразовый аппарат, расходующий гигантское количество топлива. После выполнения своей задачи он сгорает. Конечно, это недешёвое удовольствие. Гораздо экономичнее иметь в космосе многоразовое транспортное средство, которое человек будет использовать по необходимости, причём на протяжении десятков лет. Это будет по-настоящему революционная разработка», — пояснил Петров.

Как полагает эксперт, ядерная энергодвигательная установка не несёт опасности для окружающей среды. Отработавший свой ресурс реактор может быть отправлен на «орбиту захоронения», куда уводятся аппараты после выхода из строя. Также Петров не исключает, что через десятки лет человечество изобретёт технологию утилизации ЯЭДУ.

«Создание компактных мощных ядерных реакторов и прогресс в системах охлаждения наверняка окажут серьёзный положительный эффект на развитие промышленности и экономики России. Это очень востребованные разработки в сфере энергетики, которые должны найти применение в самых разных сферах», — отметил Петров.

В беседе с RT военный эксперт Юрий Кнутов предположил, что ЯЭДУ и научно-технический прогресс, связанный с его изобретением, могут заинтересовать Минобороны РФ. По его мнению, технологический рывок, который совершили российские учёные, применим для совершенствования электромагнитного оружия, а также источников энергии для нужд ВКС и ВМФ.

«Ядерная энергия вполне может использоваться при разработке оружия с электромагнитным импульсом и как источник питания для различных средств разведки. Также эти наработки пригодятся для создания более эффективных и простых в эксплуатации морских силовых установок. Речь идёт о «вечном» ядерном реакторе с ресурсом на весь жизненный цикл атомной подлодки», — заявил Кнутов.

• Подводный крейсер «Юрий Долгорукий»
• РИА Новости

Эксперт также отметил, что в ближайшее время не стоит ожидать создания межпланетного корабля из-за невозможности на данный момент обеспечить 100%-ную защиту человека от солнечной радиации на расстоянии свыше 500 км от Земли. Кроме того, вспышки на Солнце будут пагубно влиять не только на экипаж, но и на электронику.

«Пока говорить о возможности создания корабля с ЯЭДУ преждевременно. Чтобы защитить экипаж, ему потребуется свинцовый корпус толщиной несколько метров. В итоге корабль будет громоздким и чрезвычайно дорогим. Конечно, никто в это вкладывать деньги не будет. Но прогресс не стоит на месте. С изобретением лёгкого прочного средства защиты перед Россией и человечеством откроются действительно невероятные перспективы», — резюмировал Кнутов.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. В жидкостном контуре СТР установлен двухступенчатый электронасосный агрегат (ЭНА) с последовательно расположенными рабочими колесами, вращающимися с частотой 6000 об/мин. В контуре используется теплоноситель ЛЗ-ТК-2 (вместо аммиака). На выходе ЭНА предусмотрена дроссельная шайба, гидравлическое сопротивление которой обеспечивает минимальный требуемый расход теплоносителя. Без шайбы гидравлическое сопротивление контура отвечает максимальной холодпроизводительности СТР. ЭНА работоспособен при повышенном (более 27 В) напряжении питания. Технический результат изобретения состоит в повышении технологичности (унификации) и надежности длительной эксплуатации любых КА с потребной холодопроизводительностью от 5 до 13-18 кВт. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Настоящее изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников, СТР которых содержит жидкостный контур (или два дублированных контура) с жидким теплоносителем, циркуляцию которого обеспечивает электронасосный агрегат (ЭНА).

Известно, что СТР КА является главнейшей системой КА, т.к. все приборы, устройства его работоспособны только тогда, когда СТР надежно выполняет свои функции: поддерживает в условиях эксплуатации на орбите требуемые рабочие температуры для всех составляющих КА в течение всего заданного срока эксплуатации (как правило, более 10-15 лет).

Анализ опыта эксплуатации различных спутников с различной холодопроизводительностью СТР (до 3500-4000 Вт) показывает, что в первую очередь надежная работа СТР определяется высоконадежной работой ЭНА, при этом ЭНА должен иметь оптимальные габариты, массу и энергопотребление.

Известна СТР КА "SESAT", патент Российской Федерации №2158703 , безотказно функционирующего на орбите в течение более 14 лет (и продолжающего нормально функционировать).

СТР указанного КА (холодопроизводительностью ≈3500 Вт) включает в себя ЭНА, содержащий два центробежных насоса (один - основной и работает, а второй - резервный и находится в «ненагруженном» резерве) с одноступенчатым рабочим колесом с номинальной частотой оборотов 6000 об/мин при рабочем напряжении питания 27 В, обеспечивающим при температуре теплоносителя не более 35°C расход жидкого теплоносителя ЛЗ-ТК-2 120-150 см 3 /с (к СТР со стороны КА предъявляются следующие основные требования: с точки зрения обеспечения теплового режима элементов КА расход теплоносителя в жидкостном контуре должен быть не менее 90 см 3 /с, а с точки зрения минимально возможного кинетического момента расход теплоносителя должен быть не более 150 см 3 /с с напором (перепадом давлений теплоносителя между выходом и входом ЭНА), равным ≈0,4 кгс/см 2 , и с энергопотреблением ≈35 Вт, массой не более 4 кг).

Следует отметить, что на надежность ЭНА в первую очередь влияет работоспособность опор электродвигателя, т.к. их невозможно резервировать и они являются точками единичного отказа и для обеспечения надежной работы ЭНА работоспособность опор должна быть гарантирована высоконадежно, т.е. ЭНА должен быть квалифицирован.

Таким образом, вышеуказанная СТР и ее ЭНА квалифицирована для КА с холодопроизводительностью ≈3500 Вт.

В настоящее время создаются различные КА с существенно повышенной холодопроизводительностью, например от 5000 до 13000-18000 Вт, вышеуказанный ЭНА не может быть применен во вновь разрабатываемых мощных КА, т.к. требуемые номинальные напоры должны быть в диапазоне 1,25-1,85 кгс/см 2 .

Анализ показывает, что в случае перехода СТР, использующего в качестве теплоносителя аммиак, ЭНА получается с низкой надежностью, например на МКС аммиачные насосы неоднократно выходили из строя (см. интернет: Яндекс: отказы аммиачного насоса на международной космической станции: десять начальных файлов страницы 1 ).

Кроме того, для создания СТР с холодопроизводительностью 13000-18000 Вт для снижения массы СТР и КА в целом ЭНА должны быть работоспособны при температуре теплоносителя до 50-60°С (при такой температуре площадь излучательных радиаторов будет минимальной) и давление в жидкостном тракте СТР с аммиаком в 6 раз больше, чем при использовании в СТР теплоносителя ЛЗ-ТК-2 (и соответствующем использовании компенсатора объема согласно патенту РФ №2329920 ), т.е. утечки теплоносителя - аммиака будут в 6 раз больше, чем при использовании ЛЗ-ТК-2.

Проведенный анализ также показал, что для вновь разрабатываемых КА с холодопроизводительностью 13000-18000 Вт:

Напоры насосов должны быть увеличены в 3-5 раза и, следовательно, габаритные размеры ЭНА, выполненного по известному техническому решению , возрастут по сравнению с габаритным размером известного ЭНА в 2-3 раза, т.е. на КА потребуется больший рабочий объем для размещения ЭНА, что потребует в конечном счете увеличения габаритов и массы КА;

В случае разработки ЭНА по известному техническому решению потребуется шина питания с напряжением постоянного тока 27 В (в то же время большинство приборов во вновь разрабатываемых КА будут использовать шину питания с напряжением более 100 В);

Т.к. холодопроизводительности СТР разрабатываемых КА существенно отличаются, то гидравлические сопротивления жидкостных трактов также существенно отличаются, и, следовательно, требуемые напоры ЭНА также сильно отличаются, что обуславливает в общем случае разработку различных ЭНА с различными напорами.

Таким образом, существенными недостатками известной СТР применительно к вновь разрабатываемым КА с повышенной холодопроизводительностью являются:

Увеличение габаритов ЭНА СТР, приводящее к увеличению габаритов и массы СТР и КА в целом для сохранения высокой достигнутой надежности в течение длительного срока эксплуатации на орбите;

Потребность разработать несколько ЭНА с различными напорами;

Повышенная масса электродвигателя ЭНА при использовании шины питания 27 В, а также за счет увеличенной массы кабелей по сравнению с напряжением питания более 100 В; кроме того, требования наличия шины питания 27 В усложняет КА.

Теплофизический численный анализ вновь разрабатываемой СТР с учетом опытных данных, проведенный авторами, показал, что для устранения вышеуказанных существенных недостатков вновь разрабатываемая СТР с холодопроизводительностью 13000-18000 Вт должна быть выполнена с учетом следующего комплекса требований:

1. В жидкостном контуре СТР должен быть применен ЭНА, выполненный с двухступенчатым рабочим колесом (например, согласно авторскому свидетельству СССР №1523731 ), снижающим габариты ЭНА и прокачивающий через себя теплоноситель ЛЗ-ТК-2 с квалифицированной в условиях работы на орбите частотой вращения колеса, равной 6000 об/мин (для обеспечения требуемого ресурса по частоте вращения осевое усилие сведено к минимуму, в т.ч. при различных напорах ЭНА, для чего выполняют разгрузочные отверстия (см. второй абзац сверху на странице 97 книги М.В. Краев, В.А. Лукин, Б.В. Овсянников. Малорасходные насосы авиационных и космических систем. - М.: Машиностроение, 1985 ), что обеспечивает надежную работу ЭНА и СТР в целом в течение требуемого срока эксплуатации на орбите.

Причем для применения ЭНА в составе различных КА в диапазоне холодопроизводительности от 5000 до 13000-18000 Вт на выходе из ЭНА необходимо установить дроссельную шайбу с гидравлическим сопротивлением при минимально требуемом расходе теплоносителя в жидкостном контуре, равным

,

где ΔР др.ш. - гидравлическое сопротивление дроссельной шайбы на выходе из ЭНА, кгс/см 2 ;

ΔР СТР.макс - гидравлическое сопротивление жидкостного тракта СТР с максимальной холодопроизводительностью Q СТР.макс (Вт), равное напору ЭНА без установленной на выходе дроссельной шайбы, кгс/см 2 ;

К=0,95-1 - расчетный коэффициент на основе опытных данных.

2. Для упрощения КА и снижения массы электродвигателя ЭНА, а также за счет уменьшения массы кабеля, соединяющего его с источником питания, ЭНА необходимо выполнить работоспособным при повышенном напряжении питания более 27 В, предусмотренном на борту КА.

3. Для обеспечения высоконадежной герметичности жидкостного тракта фланец корпуса ЭНА, выполненный, например, из алюминиевого сплава, соединен сваркой через биметаллический переходник с фланцем электродвигателя, выполненным, например, из титанового сплава.

Таким образом, поставленная авторами цель - устранение вышеуказанных существенных недостатков известного технического решения - достигается тем, что СТР КА, включающая жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем, имеющий в своем составе элементы: центробежный электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, и радиаторы, которые сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, выполнена таким образом, что:

В жидкостном контуре установлен двухступенчатый электронасосный агрегат, прокачивающий через себя теплоноситель ЛЗ-ТК-2 в результате обеспечения вращения двух рядом последовательно расположенных рабочих колес с номинальной частотой вращения 6000 об/мин, причем на выходе из электронасосного агрегата установлена дроссельная шайба с гидравлическим сопротивлением при минимально требуемом расходе теплоносителя в жидкостном контуре, определяемым согласно соотношению:

где ΔР др.ш - гидравлическое сопротивление дроссельной шайбы на выходе из ЭНА, кгс/см 2 ;

ΔР СТР.макс - гидравлическое сопротивление жидкостного тракта СТР с максимальной холодопроизводительностью Q CTР.макс (Вт), равное напору ЭНА без установленной на выходе дроссельной шайбы, кгс/см 2 ;

Q СТР.треб - холодопроизводительность для конкретного КА, Вт;

К=0,95-1 - расчетный коэффициент на основе опытных данных;

Электронасосный агрегат выполнен работоспособным при повышенном (более 27 В) напряжении питания, например 100 В, предусмотренном на борту космического аппарата;

Фланец корпуса электронасосного агрегата, выполненный, например, из алюминиевого сплава, соединен сваркой через биметаллический переходник с фланцем электродвигателя, выполненным, например, из титанового сплава, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами, известной патентной и научно-технической литературы предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого изобретения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой системе терморегулирования космического аппарата.

Принципиальная схема предложенной СТР КА изображена на фиг. 1, которая включает в себя жидкостный контур 1 с циркулирующим теплоносителем ЛЗ-ТК-2, имеющий в своем составе элементы: центробежный двухступенчатый электронасосный агрегат 7 с номинальной частотой вращения рядом последовательно расположенных двух рабочих колес, равной 6000 об/мин, дроссельную шайбу 7.1, определенную согласно (1), гидроаккумулятор 6, коллекторы панелей 2, 4, на которых установлены приборы, и радиаторы 3, 5, которые между собой сообщены участками соединительных трубопроводов 8.

Согласно предложенному техническому решению конкретную СТР КА с требуемой известной холодопроизводительностью создают следующим образом:

В результате проектирования КА определяют требуемую холодопроизводительность СТР, например, 10000 Вт; затем в результате компоновки КА устанавливают требуемую суммарную длину жидкостного тракта и численным методом определяют суммарное значение гидравлического сопротивления всего замкнутого жидкостного тракта, например, при расходе теплоносителя 90 см 3 /с (расход теплоносителя для разрабатываемых СТР КА с различной холодопроизводительностью должен быть в диапазоне 90-150 см 3 /с).

Указанную величину гидравлического сопротивления жидкостного тракта принимают, что напор ЭНА должен быть равен ей при расходе 90 см 3 /с. После этого изготавливают двухступенчатый ЭНА (сваркой стыков), обеспечивающий при частоте вращения рабочих колес, равный 6000 об/мин (например, при напряжении питания 100 В), расход теплоносителя, равный 90 см 3 /с с напором, равным 1,85 кгс/см 2 (без установленной дроссельной шайбы на выходе ЭНА), обеспечивающим холодопроизводительность, равную 18000 Вт.

Определяют согласно (1) требуемое гидравлическое сопротивление дроссельной шайбы и устанавливают на выходе из ЭНА, после чего снимают его расходно-напорную характеристику. Далее осуществляют монтаж ЭНА и других элементов СТР на КА, проверяют герметичность жидкостного тракта и заправляют предварительно отвакуумированный жидкостный тракт деаэрированным теплоносителем ЛЗ-ТК-2. Проводят, в частности, наземные электрические и термовакуумные испытания и убеждаются, что СТР обеспечивает требуемые расход теплоносителя в жидкостном тракте, напор ЭНА, холодопроизводительность СТР и заданные рабочие температуры жидкостного тракта, приборов и устройств КА. После этого КА запускают на орбиту и периодически контролируют нормальное функционирование СТР КА и КА в целом.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, в результате изготовления СТР согласно предложенному авторами техническому решению в условиях эксплуатации КА на орбите обеспечивается высокая надежность нормального функционирования в течение требуемого длительного срока эксплуатации любых КА из диапазона холодопроизводительностью от 5000 Вт до 13000-18000 Вт при одновременном обеспечении оптимальных масс их СТР, а также минимально возможного цикла изготовления различных КА с квалифицированной высоконадежной СТР, т.к. в составе СТР при этом применяется практически один и тот же ЭНА (отличие конструкции только в величине гидравлических сопротивлений дроссельных шайб на выходе из ЭНА).

1. Система терморегулирования космического аппарата, включающая жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем, имеющий в своем составе элементы: центробежный электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, и радиаторы, которые сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, отличающаяся тем, что в жидкостном контуре установлен двухступенчатый электронасосный агрегат (ЭНА), прокачивающий через себя теплоноситель ЛЗ-ТК-2 в результате вращения двух последовательно рядом расположенных рабочих колес с номинальной частотой вращения 6000 оборотов в минуту, причем на выходе из ЭНА установлена дроссельная шайба с гидравлическим сопротивлением, определяемым при минимально требуемом расходе теплоносителя в жидкостном контуре согласно соотношению:

,
где ΔР др.ш - гидравлическое сопротивление дроссельной шайбы на выходе из ЭНА, кгс/см 2 ;
ΔР СТР.макс - гидравлическое сопротивление жидкостного тракта системы терморегулирования с максимальной холодопроизводительностью Q CTP.макс (Вт), равное напору ЭНА без установленной на его выходе дроссельной шайбы, кгс/см 2 ;
Q СТР.треб - холодопроизводительность для конкретного космического аппарата, Вт;
К = 0,95-1 - расчетный коэффициент на основе опытных данных.

2. Система терморегулирования по п. 1, отличающаяся тем, что ЭНА выполнен работоспособным при повышенном, например, более 27 В, напряжении питания, предусмотренном на борту космического аппарата.

3. Система терморегулирования по п. 1, отличающаяся тем, что фланец корпуса ЭНА, выполненный, например, из алюминиевого сплава, соединен сваркой через биметаллический переходник с фланцем электродвигателя, выполненным, например, из титанового сплава.

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к средствам предстартовой подготовки космического аппарата (КА). Устройство содержит противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, включенный в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования КА.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима полезной нагрузки (ПН). Устройство обеспечения теплового режима полезной нагрузки в сборочно-защитном блоке содержит теплоизолирующую перегородку, теплоизолирующие покрытия, отверстия подачи и истечения термостатирующего газового компонента в головном обтекателе (ГО) и переходном отсеке (ПхО).

Изобретение относится к управлению работой систем обеспечения теплового режима (СОТР) автоматических космических аппаратов (КА) на околоземных орбитах. Способ состоит в том, что при штатном теплонагружении КА обеспечение температур сотопанелей (СП) осуществляют пассивными средствами на уровне номинального значения допустимых температур приборов, установленных на этих СП.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при подготовке и старте ракеты космического назначения. Устройство обеспечения теплового режима и чистоты космической головной части ракеты космического назначения с крупногабаритной полезной нагрузкой содержит на головном обтекателе и на переходном отсеке отверстия вдува термостатирующей газовой среды, отверстия истечения термостатирующей газовой среды, шарнирно установленные клапаны одностороннего действия отверстий вдува и истечения термостатирующей газовой среды, устройство вдува термостатирующей газовой среды в виде закрепленного на окантовке отверстия вдува лотка с клапанами одностороннего действия в виде уплотняющих крышек, дополнительные отверстия вдува термостатирующей газовой среды, клапаны одностороннего действия в виде заслонки с противовесом между входным отверстием с защитной сеткой и выходным отверстием, теплоизолирующее и терморегулирующие покрытия.

Изобретение предназначено для терморегулирования модулей долговременных орбитальных станций. Система терморегулирования содержит средства теплопереноса, электронагреватели со средствами управления и датчиковую аппаратуру на внутренней поверхности корпуса модуля.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, например телекоммуникационных спутников. СТР содержит жидкостный контур теплоносителя с электронасосным агрегатом (ЭНА) и компенсатором объема (КО). Жидкостная полость КО соединена с контуром вблизи входа в ЭНА, а сильфонная газовая полость КО заправлена двухфазным рабочим телом. На подвижном днище сильфона установлен постоянный магнит, а снаружи корпуса КО равномерно установлены герконы с шагом, обеспечивающим одновременное замыкание до 2-4 рядом расположенных герконов. Герконы сообщены с системой телеметрии космического аппарата. В жидкостной полости КО предусмотрен запас теплоносителя в количестве, соответствующем половине его объема между соседними герконами. КО с герконами может быть покрыт экранно-вакуумной теплоизоляцией. Техническим результатом изобретения является обеспечение диагностики и прогнозирования наличия в жидкостном контуре требуемого количества теплоносителя при эксплуатации СТР (на орбите и при наземных испытаниях) в текущий и последующий периоды. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера. В боковые, верхнюю и нижнюю сотопанели контейнера встроены тепловые трубы. СЭП также содержит четыре одинаковых подсистемы электропитания: две рабочих и две резервных. Каждая подсистема установлена на одной из внутренних поверхностей боковых сотопанелей и включает в себя аккумуляторную батарею с зарядным и разрядным устройством. Единый модуль двух таких устройств соседних подсистем установлен на одну боковую сотопанель. Часть внешней поверхности боковых сотопанелей имеет терморегулирующее покрытие с и, а на остальную часть нанесена теплоизоляция. Все сотопанели соединены коллекторными тепловыми трубами с электронагревателями. Технический результат изобретения заключается в оптимизации компоновки СЭП на КА, снижении массы и улучшении термостабилизации основных узлов СЭП. 3 ил.

Изобретение касается обеспечения теплового режима бортового научного и служебного оборудования космических аппаратов: искусственных спутников, межпланетных станций и др. Система содержит не менее двух термостатируемых панелей (ТСП) с встроенными тепловыми трубами и не менее двух радиаторов. Каждая ТСП подключена к одному из радиаторов посредством регулируемых контурных тепловых труб (КТТ). Испарители этих КТТ установлены на ТСП, а конденсаторы встроены в радиаторы. Введен резервный радиатор, соединенный с ТСП дополнительными регулируемыми КТТ. Испарители и конденсаторы этих КТТ аналогично связаны с ТСП и резервным радиатором. В паропроводах дополнительных КТТ установлены управляемые клапаны для перекрытия либо открытия этих паропроводов. Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы терморегулирования, снижение ее массы и габаритов. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА). Способ заключается в том, что измеряют температуру в зонах радиационных панелей (РП) датчиками температур, поддерживают температуру в зонах РП в пределах допустимого диапазона путем изменения температур посредством терморегуляторов, разбивают период оборота КА вокруг Земли на фиксированные интервалы времени, которые определяются ориентацией КА относительно Солнца и планет. Определяют по паспортным данным на установленные в зонах служебные системы допустимый диапазон температур, максимально возможные рассогласования температур в местах установки четырех датчиков температур в каждой зоне. Разбивают каждый из фиксированных интервалов времени периода оборота КА вокруг Земли в каждой зоне на локальные интервалы времени, в которых соблюдаются повторяющиеся на витках орбиты одинаковые температурные условия. Во время полета КА измеряют и передают в наземный комплекс управления значения температур каждой зоны и ток, потребляемый терморегуляторами. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности и живучести системы терморегулирования КА. 6 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА). Способ заключается в том, что измеряют температуру в зонах радиационных панелей (РП) датчиками температур, изменяют температуру каждой зоны посредством терморегуляторов, разбивают период оборота КА вокруг Земли на фиксированные интервалы времени, которые определяют ориентацией КА относительно Солнца и планет. Разбивают каждый из фиксированных интервалов времени в каждой из зон на локальные интервалы времени, на которых соблюдаются повторяющиеся на витках орбиты одинаковые температурные условия. Определяют по паспортным данным на установленные в зонах служебные системы соответствующие допустимые диапазоны температур, при которых обеспечивается их работоспособность, а также величины разбросов характеристик датчиков температур в каждой зоне. Для каждого локального интервала в каждой i-той зоне определяют количество включений и суммарную длительность включений нагрева, вычисляют период включения нагрева, а также длительность включения нагрева на каждом периоде. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и живучести системы терморегулирования КА. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться в системах терморегулирования приборных отсеков. Система термостабилизации приборного отсека космического аппарата включает радиатор-излучатель и тепловые трубы. Радиатор-излучатель выполнен в виде цилиндрического экрана с круговыми тепловыми трубами на поверхности, размещенными вдоль образующей экрана. Система, обеспечивающая терморегуляцию тепловыделяющих элементов, включает низкотемпературные тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с этими элементами и снабженные интерфейсом для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата для отвода тепла в космическое пространство. Система контроля и регулировки температуры снабжена электронагревателями, связанными через блок управления с датчиками температуры, расположенными с электронагревателями в теплоизолирующих зазорах. Техническим результатом изобретения является повышение точности и надежности терморегулирования. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в конструкциях холодильников-излучателей космических аппаратов (КА) и энергетических установок. Излучатель устройства сброса низкопотенциальной энергии космического аппарата содержит металлическую трубку с внешним защитным теплопроводящим слоем. Внешний защитный теплопроводящий слой выполнен по крайней мере из двух одинаковых расположенных вокруг трубки продольных трубчатых элементов. Стенки соседних трубчатых элементов соприкасаются и выполнены из углерод-углеродного композиционного материала на основе высокотеплопроводного углеродного волокна. Торцы трубчатых элементов закрыты. Трубчатые элементы заполнены легким заполнителем. Техническим результатом изобретения является повышение теплоотводящей способности и защищенности излучателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к устройствам отвода тепла в термодинамическом цикле космической энергетической установки. Устройство для улавливания диспергированной пелены капельного холодильника-излучателя (КХИ) содержит узел подачи и узел нагнетания рабочего тела. Узел подачи включает ведущий и ведомый шкивы с установленной на них лентой. На возвратном участке ленты установлен электроподогреватель. Узел нагнетания установлен над ведущим шкивом и включает ротор с углублениями, вмещающими подвижные лопатки и толкатели с возвратными пружинами, кулачок, задающий требуемый закон перемещения толкателей, и шторку снятия остатков рабочего тела. Сбор остывших в результате радиационного охлаждения капель осуществляется движущейся лентой узла подачи. На ленте образуется перемещающаяся вместе с ней к узлу нагнетания жидкая пленка. Для снятия пленки с ленты используются подвижные лопатки. Термостатирование остаточного количества рабочего тела при возвратном движении ленты осуществляется электрическим подогревателем. Техническим результатом изобретения является обеспечение транспортировки охлажденного рабочего тела КХИ ко входу в насос замкнутого контура его циркуляции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам теплообмена. Панель холодильника-излучателя содержит теплоизлучающую пластину из композиционного материала и металлические трубки для теплоносителя, размещенные между теплоизлучающей пластиной и накладками из композиционного материала. Каждая накладка соединена с пластиной и содержит участок, форма которого соответствует форме металлической трубки. В теплоизлучающей пластине выполнены цилиндрические канавки, с размещенными в них металлическими трубками для теплоносителя. Накладки и теплоизлучающая пластина выполнены из углерод-углеродного композиционного материала. Теплоизлучающая пластина имеет расположенные между трубками отверстия, содержащие натянутые углеродные волокна с теплопроводностью более 300 Вт/м⋅К. Изобретение может быть использовано в конструкциях спутников и энергетических установок. Техническим результатом изобретения является снижение массы панели холодильника-излучателя при увеличении эффективного сброса тепла. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры. Несущая конструкция отсека выполнена на основе тепловых труб (ТТ). Её верхний торец повторяет контур платформы. Элементы аппаратуры, не требующие охлаждения, установлены на силовой ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции в виде правильного треугольника. Система терморегулирования объединяет две системы: одна обслуживает тепловыделяющие элементы, не требующие, а другая – требующие низкотемпературного охлаждения. Первая имеет цилиндрический радиатор-излучатель и соединенные с ним ТТ. Другая включает низкотемпературные ТТ, стыкуемые с низкотемпературной ТТ для отвода тепла в космическое пространство. Все ТТ имеют возможность теплового контакта с указанными тепловыделяющими элементами. Техническим результатом изобретения является оптимизация компоновки КА, повышение прочности и жесткости конструкции при наземных операциях и выведении, а также повышение термоустойчивости при работе на орбите. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. В жидкостном контуре СТР установлен двухступенчатый электронасосный агрегат с последовательно расположенными рабочими колесами, вращающимися с частотой 6000 обмин. В контуре используется теплоноситель ЛЗ-ТК-2. На выходе ЭНА предусмотрена дроссельная шайба, гидравлическое сопротивление которой обеспечивает минимальный требуемый расход теплоносителя. Без шайбы гидравлическое сопротивление контура отвечает максимальной холодпроизводительности СТР. ЭНА работоспособен при повышенном напряжении питания. Технический результат изобретения состоит в повышении технологичности и надежности длительной эксплуатации любых КА с потребной холодопроизводительностью от 5 до 13-18 кВт. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского

НАУЧНАЯ РАБОТА

ТЕМА: «Радиационный теплообменник пассивной системы терморегулирования негерметичного малого космического аппарата связи»

Санкт-Петербург - 2015 г

Введение

Заключение

Отзыв научного руководителя

Реферат

Устойчивые тенденции совершенствования конструкции космических аппаратов (КА), миниатюризация и снижение энергопотребления элементной базы, внедрение в практику новых технологий производства КА создают предпосылки к реализации полностью пассивных систем обеспечения теплового режима (СОТР) малых КА. Одной из ключевых задач при проектировании подобных СОТР является обоснование компоновки, размеров и оптических характеристик излучающей поверхности радиационного теплообменника (РТО) системы. Решению этой задачи для малых КА связи, определяющей принципиальную возможность реализации пассивной СОТР, посвящена представленная работа.

Актуальность исследования обусловлена ростом потребности в малых низкоорбитальных космических аппаратах (КА) связи у российских поставщиков инфокоммуникационных услуг и необходимостью совершенствования методического аппарата обоснования требований к параметрам бортовых обеспечивающих систем малых КА негерметичной конструкции.

Работа включает введение, два раздела, заключение и список используемой литературы. Введение раскрывает актуальность проведенных исследований.

Первый раздел посвящен формулировке задачи на проектирование РТО пассивной СОТР малого КА негерметичной конструкции. В разделе изложена математическая постановка задачи и выполнено обоснование исходных данных для решения задачи на основе анализа проектных параметров существующих малых КА.

Второй раздел работы посвящен расчету характеристик радиационного теплообменника КА, в ходе которого выполняется расчет внешних тепловых потоков, действующих на низкоорбитальный КА в околоземном космическом пространстве, обоснована компоновка РТО и выбор терморегулирующих покрытий для излучающих поверхностей.

Введение

Современный этап развития космонавтики характеризуется неуклонным расширением сферы применения малых космических аппаратов (КА). На основе таких относительно недорогих спутников в недалекой перспективе можно ожидать создания космических группировок для решения важных военных и социально-экономических задач.

Наиболее широкое использование малых КА предполагается в системах космической связи (СКС). Военные специалисты ведущих космических держав видят большую перспективу в создании многоспутниковых космических систем информационного обеспечения войск на основе малых КА.

В настоящее время существующий уровень развития элементной базы и современные технологии позволили существенно повысить энергетические характеристики КА связи. Соответственно, появилась возможность построения малогабаритных и относительно недорогих земных станций для пунктов управления среднего и нижнего звена. Поэтому в последние годы спутниковые средства все более широко используются в тактических звеньях управления ВС, особенно в «горячих точках», начиная с Афганистана, и далее в Таджикистане, Югославии, Чечне, Ираке.

Существенным дополнением к военным СКС в условиях скоротечных боевых действий становятся коммерческие СКС с подвижными объектами. Развитие этих систем связи идет по пути повышения их помехоустойчивости и снижения массогабаритных характеристик мобильных абонентских терминалов. Из числа разрабатываемых и проходящих испытания наиболее крупными коммерческими СКС с подвижными транспортными средствами являются американские системы: «ОРБКОМ», «ИРИДИУМ», «ГЛОБАЛСТАР», «ОРИОН» и др. Аналогичная система развивается и в Российской Федерации - низкоорбитальная космическая система связи (НКСС) «Гонец».

Миниатюризация и существенное снижение энергопотребления элементной базы, а также совершенствование технологий, используемых при создании КА, являются предпосылками для создания нового поколения КА СКС. При этом существующая тенденция к использованию негерметичной конструкции отсеков для размещения бортовой аппаратуры влечет за собой необходимость пересмотра принципов функционирования отдельных бортовых обеспечивающих систем КА, в частности системы обеспечения теплового режима (СОТР).

Учитывая актуальность разработки бортовых обеспечивающих систем МКА, основанных на использовании новых технических принципов, представленная работа направлена на решение одной из задач проектирования полностью пассивных СОТР негерметичных КА с использованием тепловых труб - обоснованию выбора терморегулирующих покрытий и компоновки радиационного теплообменника (РТО) СОТР МКА.

1. Постановка задачи проектирования радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата связи

1.1 Математическая постановка задачи

Система обеспечения теплового режима КА предназначена для поддержания температуры бортового оборудования в заданных пределах:

,

где - вектор температур всех элементов МКА (в предельном случае представляет собой температурное поле МКА); - множество допустимых значений температур элементов аппарата - тепловой режим МКА.

В негерметичных конструкциях для поддержания теплового режима оборудования внутри отсеков КА обычно используют термостабилизированные площадки, интегрированные в конструкцию внешней обшивки МКА или связанные с обшивкой при помощи тепловых труб. Эта же обшивка выполняет роль РТО в СОТР МКА. Поэтому для МКА требования к тепловому режиму (1) могут быть заданы через минимальную и максимальную допустимые температуры РТО:

,

где - температура РТО; и - минимальная и максимальная допустимые температуры РТО соответственно.

Температура элементов КА меняется в результате выделения тепловой энергии при работе бортовой аппаратуры, при этом для МКА связи, функционирующих на низких околоземных орбитах, можно выделить ярко выраженные режимы пикового и дежурного энергопотребления и соответствующего ему тепловыделения.

Кроме того в процессе функционирования на околоземной орбите на КА действуют мощные тепловые потоки, источниками которых являются Солнце и Земля со своей атмосферой. Плотность этих тепловых потоков меняется в широких пределах в зависимости от орбитального положения КА. При этом для обеспечения теплового режима КА важна в первую очередь поглощенная доля этих тепловых потоков, которая в свою очередь определяется формой, размерами, ориентацией РТО и оптическими характеристиками его поверхности:

,

где - поглощенный внешний тепловой поток; - набор параметров орбиты, определяющих положение КА в околоземном пространстве, - набор параметров РТО:

,

где Ф - набор параметров, описывающих форму и ориентацию радиатора; F - площадь излучающей поверхности РТО, O - вектор, содержащий значения оптических характеристик излучающей поверхности РТО.

РТО используется для отвода с борта КА избыточной тепловой энергии. При этом отводимый с помощью излучения тепловой поток является функцией трех аргументов:

,

Для поддержания заданного теплового режима КА должно выполняться два условия: в условиях действия на КА максимальных тепловых потоков в режиме пикового энерговыделения бортовой аппаратуры МКА не должен перегреваться, а при минимальных внешних тепловых потоках в режиме дежурного тепловыделения КА не должен переохлаждаться (в случае переохлаждения КА должны использоваться электрические нагревательные элементы). Эти условия могут быть записаны в форме уравнений теплового баланса КА:

,

где и - функции, определяющие максимальные и минимальные поглощенные внешние тепловые потоки для МКА в заданных условиях функционирования; и - энерговыделение бортовой аппаратуры в пиковом и дежурном режимах функционирования КА; - энерговыделение нагревательных элементов, соответствующее потребляемой ими электрической мощности.

Создание пассивной СОТР заключается в выборе таких параметров РТО, при которых нагреватели не понадобятся. В общем случае эта цель может оказаться недостижимой, поэтому задача проектирования РТО СОТР МКА может быть представлена оптимизационной задачей по обеспечению минимальной электрической мощности нагревательных элементов. С учетом соотношений (1) - (6) она может быть записана в виде:

,

где - множество допустимых значений параметров РТО. Которое для МКА определяется размерами и формой наружной обшивки отсеков МКА, ориентацией самого аппарата, а также набором существующих терморегулирующих покрытий.

1.2 Обоснование исходных данных для проектирования радиационного теплообменника системы обеспечения теплового режима

Радиационный теплообменник является элементом СОТР, которая в свою очередь является частью МКА. Поэтому обоснование технических решений и параметров радиационного теплообменника СОТР МКА, должно выполняться на основе проектных параметров КА, к которым относятся:

Параметры орбиты МКА;

Форма и размеры корпуса МКА;

Ориентация КА;

Максимальные и минимальные тепловые потоки, выделяемые бортовой аппаратурой в процессе функционирования.

Необходимые исходные данные могут быть получены на основе анализа опыта создания и применения отечественных малых КА связи.

Малыми КА считаются КА с весом менее 1000 кг. В России уже имеются конкретные разработки военных МКА весом 700-800 кг. Например, таковым является создаваемый МКА радиолокационной разведки «КОНДОР». Однако при большом количестве КА в орбитальной группировке, характерном для глобальных низкоорбитальных космических систем связи, космическая система с КА такой массы будет, с одной стороны, дорогой, а с другой - сохранится проблема ее оперативного наращивания. Поэтому представляет интерес как с военной, так и с экономической точек зрения исследование возможностей создания МКА весом не более 100 кг, а в перспективе до 10 кг и менее. Аппараты этого класса называют сверхмалыми КА (СМКА).

Для проектирования таких систем необходимо использовать низкие орбиты с высотами от 700 до 2000 км. Нижняя граница определяется необходимой устойчивостью для осуществления длительного существования СКА, а верхняя граница определятся существующими на сегодняшний момент энергетическими возможностями КА и ограничением на энергетику радиолиний. Это позволяет, во-первых, структуре системы быть более гибкой, а во-вторых, упростить целевую аппаратуру потребителя и самого КА - уменьшить ее габаритные и массовые характеристики.

Низкоорбитальные СКС обладают определенными преимуществами перед системами на геостационарных и высокоэллиптических орбитах. Во-первых, геостационарная орбита уже загружена достаточно плотно, а в ближайшем будущем эта проблема обострится еще сильнее. Не менее сложным является и вопрос распределения частот. Во-вторых, терминалы традиционных СКС достаточно громоздки, тяжелы и дороги, чтобы считаться индивидуальными средствами связи, способными обслуживать потребителей во всех звеньях управления в глобальном масштабе.

Низкоорбитальные многоспутниковые КСС могут использовать отличные от систем на геостационарной орбите диапазоны частот, множество различных по высоте и наклонению орбит и передатчики малой мощности. Но основное преимущество таких СКС состоит в том, что их терминалы, зачастую индивидуального пользования, представляют собой связную аппаратуру, масса и габариты которой близки к обычным телефонным трубкам, а ненаправленные антенны не требуют слежения за КА. Следовательно, становится возможным использование космической связи во всех звеньях управления, в перспективе до отдельной боевой машины и солдата включительно.

При таких габаритах для наиболее совершенных систем сохраняется полная возможность выхода на связь с необходимым абонентом в региональном и даже в глобальном масштабах независимо от того, находится ли абонент в движении или неподвижен. До недавнего времени низкоорбитальные СКС не могли обеспечивать телефонную и другие виды связи в реальном масштабе времени, однако с внедрением средств межспутниковой связи и широком применении микропроцессорной техники с соответствующим программным обеспечением эта проблема стала практически решаемой. Вместе с тем следует заметить, что в дальнейшем СКС на основе малогабаритных КА будут всего лишь дополнять, но полностью не заменять традиционные военные высокоорбитальные СКС на базе крупногабаритных КА.

Опыт эксплуатации СМКА такого назначения в России имеется: это аппараты специальной неоперативной связи «СВЕТОЧ» и «СТРЕЛА», а также СМКА непосредственной ретрансляции серии «РАДИО». Наиболее ярким представителем КСС на основе малогабаритных КА является СКС «Гонец -Д1»

Низкоорбитальная космическая система связи (НКСС) «Гонец-Д 1» создана на базе средств функционирующей системы специального назначения. Система «Гонец-Д 1» рассматривается как первый этап создания НКСС «Гонец».

Космический сегмент системы состоит из 7 КА, находящихся на круговых орбитах высотой до 1500 км, по 3 и 4 КА в двух орбитальных плоскостях, разнесенных друг относительно друга на 90 град. по долготе восходящего узла. Управление КА в штатных ситуациях обеспечивается по каналам, совмещенным с каналами связи.

Предполагается дальнейшее развитие системы (наращивание ОГ до 24 - 48 КА), что позволит обеспечить услугами связи до миллиона потребителей на территории всего Земного шара, а также существенно повысить оперативные возможности по доставке сообщений.

Анализ проектных параметров КА «Гонец-М» позволяет сформировать комплекс исходных данных для проектирования РТО:

1. Параметры круговой орбиты:

· высота 1500 км;

· наклонение 82,5 град;

· задержка в тени 35 мин;

2. ориентация КА: трехосная с постоянным направлением одной из осей связанной системы координат а центр Земли;

3. Энерговыделение бортовой аппаратуры:

· в дежурном режиме 22,4 Вт;

· в режиме пикового энерговыделения 204 Вт.

4. Размеры цилиндрического герметичного отсека КА:

· диаметр 0,8 м;

· высота 1,35 м.

Для негерметичных отсеков при создании современных МКА используют форму куба. Примем допущение, что бортовая аппаратура герметичного КА имеет одинаковый объем бортовой аппаратуры негерметичного аппарата (Vцилиндра=Vкуба=0,67 м3). Исходя из этого, рассчитаем геометрические параметры негерметичного КА: Объем герметичного КА рассчитывается по формуле:

где H = 1.35 м - высота герметичного КА; D = 0.8 м - диаметр герметичного КА.

Из условия, что объемы у обоих КА одинаковы, найдем объем отсека негерметичного КА

Из равенства (8) и (9) следует, что сторона КА кубической формы равна

1 Проектирование радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата связи

1.3 Расчет внешних тепловых потоков в околоземном космическом пространстве

Суммарный внешний тепловой поток на КА имеет следующие составляющие

,

Гдее Qs - тепловой поток прямого солнечного излучения;

Q отр - тепловой поток отраженного от Земли солнечного излучения;

Q соб - тепловой поток собственного излучения Земли;

Q атм - атмосферный тепловой поток;

Q вн - собственный тепловой поток

КА.Для расчета плотностей и направления внешних тепловых потоков в околоземном космическом пространстве воспользуемся следующими допущениями:

· Локальная неравномерность радиационных характеристик планеты пренебрежимо мала. Альбедо Земли постоянно для всей поверхности планеты и равно б=0,37.

· Планета рассматривается как сферическое тело. Тень Земли имеет вид прямого кругового цилиндра.

· Солнце представляет собой точечный источник на бесконечно большом расстоянии от КА. Поток прямого солнечного излучения действует на всю поверхность КА в одном направлении.

· Потоками, обусловленными инфракрасным излучением элементов поверхности КА (переизлучением), солнечным излучением, отражённым от элементов конструкции КА (переотражением), тепловым излучением космоса и солнечной короны в расчётах пренебрегаем.

· Отраженный тепловой поток распространяется в полусфере от центра Земли.

· Поток собственного теплового излучения Земли распространяется во всех направлениях равномерно.

Тогда, входящие в уравнение (11) тепловые потоки можно выразить следующим образом: космический аппарат радиационный теплообменник

Где qs - плотность прямого солнечного теплового потока. В околоземном пространстве qs = 1400 Вт/м2;

Q отр - плотность солнечного излучения, отраженного от планеты;

Q соб -плотность собственного теплового излучения Земли;

Площадь проекции i -го элемента на плоскость, перпендикулярную направлению прямого солнечного теплового потока;

Площадь проекции i - го элемента на плоскость, перпендикулярную направлению отраженного от Земли солнечного теплового потока;

Площадь проекции i -го элемента на плоскость, перпендикулярную направлению собственного теплового потока Земли;

Задача расчета внешних тепловых потоков для КА, представляющего собой куб с шестью сотопанелями со сторонами 0,8 м, сводится к расчету тепловых потоков, действующих на каждую панель и их суммированию.

Плотность солнечного излучения, отраженного от планеты, с учетом того, что после отражения от планеты солнечный тепловой поток распространяется в полусфере, определяется как:

Где Q ?отр - тепловой поток отраженного от Земли солнечного излучения;

R - радиус Земли;

Тепловой поток, отраженный от планеты, можно определить как

где Q пад определяется через плотность прямого солнечного излучения следующим образом:

Тогда после преобразований получим

Аналогичным образом определяется плотность собственного теплового излучения планеты:

Зависимость плотностей отраженного и собственного тепловых потоков Земли от высоты круговой орбиты представлены на рис. 1 Очевидно, что указанные тепловые потоки существенны для низких околоземных орбит, на геостационарных орбитах имеют величины порядка 5-6 Вт/м2.

Рисунок 1 - Зависимости плотностей собственного теплового потока Земли и отраженного планетой солнечного излучения от высоты орбиты КА

Так как КА строго ориентирован по трем осям, на любом участке орбиты тепловой поток собственного излучения Земли (также как и отраженного излучения) действует только на одну («нижнюю») грань космического аппарата, направленную на Землю. Возможные отклонения от заданного положения малы и кратковременны, поэтому при расчетах ими пренебрегаем. Обозначим площадь одной грани как F 1=F 2=F 3=F 4=F 5=F 6=F г, тогда тепловой поток отраженного от Земли солнечного излучения, действующий на КА на любом участке орбиты, постоянен и определяется как

Аналогично определяется собственный тепловой поток Земли, действующий на КА:

Плотность атмосферного теплового потока представляет собой, в общем случае, сумму

Где - плотность молекулярного теплового потока;

- плотность теплового потока, обусловленного рекомбинацией молекул кислорода.Плотность молекулярного теплового потока определяется

Где k - гравитационный параметр Земли (k=3,986·1014 м3/с2).Выражение для плотности теплового потока, обусловленного рекомбинацией молекул кислорода, можно представить следующим образом:

Где no - концентрация атомов кислорода на высоте полета КА;

Орек - коэффициент эффективности рекомбинации (орек=0,7..0,9);

E рек - энергия рекомбинации, приходящаяся на один атом кислорода (E рек=4,072·10-19 Дж).

На рис. 2 показана зависимость плотности атмосферного теплового потока от высоты орбиты КА, построенная с использованием таблицы стандартной атмосферы (приложение В). Для высот H>400 км атмосферный тепловой поток пренебрежимо мал.

Рисунок.2 - Изменение плотности атмосферного теплового потока в зависимости от высоты орбиты

Тепловой поток прямого солнечного излучения Земли не постоянен для КА и зависит от его положения на орбите. Принятая схема нумерации граней КА обозначена на рис. 3 а) , где нормаль к гране 1 постоянно ориентирована на центр Земли, грань 3 перпендикулярна вектору скорости, грань 5 параллельна плоскости орбиты со стороны Солнца, стороны Грани 2,4 и 6 в соответствии параллельны граням 1, 3 и 5.

Рисунок 3 - а - принятая схема нумерации граней; б - к определению угла з

При движении по орбите аппарат сохраняет постоянную ориентацию в орбитальной системе координат, угловое положение аппарата определяется углом положения г, отсчитываемым от проекции направления на Солнце на плоскость орбиты.

Таким образом, задача определения потока прямого солнечного излучения сводится к определению значения косинуса угла з для заданного положения аппарата на освещённом участке орбиты (по сути, речь идет о преобразовании одной декартовой прямоугольной системы координат в другую).

Для плоскости 1 («верхней»):

Для плоскости 2 («нижней»):

Для плоскости 3 («передней»):

Для плоскости 4 («задней»):

Для плоскости 5 («левой»):

Плоскость 6 - грань КА, параллельная плоскости орбиты со стороны, не освещаемой Солнцем, т. е. cosз6=0.

Суммарный тепловой поток прямого солнечного излучения будет определяться по формуле:

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис. 4 - К определению угла тени

Тепловой поток прямого солнечного излучения действует на КА только на освещенном участке орбиты, поэтому необходимо определить, существует ли теневой участок для указанных в условиях задачи характеристик орбиты. Согласно принятым допущениям, Земля сфера, тогда тень Земли имеет вид прямого кругового цилиндра (это допущение справедливо для КА с высотой орбиты порядка несколько тысяч километров). Из рис. 4 следует, что существует критический угол в? между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, такой, что при в?<в на орбите обязательно будет теневая область. Угол в* для круговой орбиты может быть найден из выражения:

По геометрическим законам, половина угла тени цт, внутри которого движущийся по орбите КА находится в тени Земли, определяется из выражения:

На рисунку 5 показаны зависимости величины половины угла тени цт от высоты круговой орбиты при различных углах между направлением на Солнце и плоскостью орбиты в. Из графиков видно, что на величину угла тени КА значительно влияет как высота орбиты H, так и угол в.

Рисунок 5 - Зависимость цт от H

Для высоты круговой орбиты H =1000 км:

условиям задачи, угол в=45 град, т.е. рассматриваемый КА имеет теневой участок орбиты. Половина угла тени будет

Получаем, теневой участок орбиты длится порядка четверти периода обращения

КА с г=180°-44,7°=135,3° до г=180°+44,7°=224,7°.

Тогда для освещенного участка орбиты суммарный внешний тепловой поток определяется:

Для теневого участка

График изменения значения суммарного теплового потока Q ? в зависимости от положения аппарата на орбите (в=45о) приведён на рис. 2.1.6

Рисунок 6 - Изменение внешнего теплового потока в зависимости от положения КА на орбите

Расчеты показывают, что график изменения теплового потока прямого солнечного излучения периодичен, с периодом р/2 и максимумами при углах г=n ·р/4, где n?, при этом максимальный теплового потока прямого солнечного излучения Qs =463 Вт.

Получаем, что максимальный и минимальный внешний тепловой поток:

В расчетной точке тепловой поток прямого солнечного излучения действует на три грани - 1, 4, 6 в принятой схеме нумерации.

1.4 Обоснование параметров радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата

Обеспечение требуемого теплового режима КА возможно путем:

Использования ЭВТИ для снижения лучистого теплообмена КА с окружающей средой;

Применения терморегулирующих покрытий с требуемыми оптическими характеристиками;

Подбора оптимальной площади РТ.

При выполнении расчетов теплового режима КА примем следующие допущения:

· Конструкция КА обладает бесконечно большой теплопроводностью, то есть температура всех элементов конструкции одинакова.

· Тепловой режим КА - квазистационарный.

· ЭВТИ снижает плотность лучистого теплообмена поверхности КА с окружающей средой до пренебрежимо малой величины.

Определим требуемую площадь радиационного теплообменника. Запишем уравнение теплового баланса радиатора в режиме максимальных тепловых потоков с учетом стационарности теплового режима:

Излучаемый тепловой поток КА, согласно закону Стефана-Больцмана, определяется

Где - степень черноты поверхности КА;

Постоянная Стефана-Больцмана (=5,67·10-8 Вт/(м2К4));

Температура поверхности КА.

F пов - площадь поверхности РТ.

Выражение для расчета максимального внешнего теплового потока, действующего на КА световом участке орбиты, выведено в предыдущей задаче:

Тогда предварительно площадь поверхности РТ F РТ для обеспечения требуемого теплового режима на освещенном участке орбиты можно оценить с помощью выражения:

Для теневого участка орбиты:

Наибольший внешний тепловой поток действует на КА при угле г=45°. Для определения требуемой площади радиатора необходимо определить оптические характеристики его поверхности, поэтому расчет произведем для материалов с различными оптическими характеристиками и выберем наиболее подходящий. Как видно из выражения, за счет выбора материала покрытия можно изменять значение комплекса в широких пределах и, следовательно, существенно влиять на температуру наружных элементов КА.

Для выбора оптимального терморегулирующего покрытия необходимо качественно оценить влияние коэффициента поглощения солнечного излучения As и степени черноты е на площадь радиатора (рис.7).

Рис. 7 - Влияние As на требуемую площадь радиатора

Очевидно, что для уменьшения площади РТ необходимо выбирать ТРП с наименьшим As и наибольшей степенью черноты е. В целом, в качестве ТРП радиатора подходят белая краска, алюминированный фторопласт, астрокварц, ТР СО-2 и ряд других покрытий.

Рассмотрим случай, если все грани КА покрыты ТРП на основе белой краски и органического покрытия ТР СО-2 (рис. 8). Получаем, что для белой краски допустимая площадь поверхности радиатора, для органического покрытия ТР СО-2 . Ограничения по допустимой площади РТ связаны с необходимостью обеспечения температуры приборов и агрегатов КА для освещенного участка орбиты и для теневого участка.

Рис. 8 - Зависимость площади поверхности РТ от температуры поверхности

Для расширения допустимого диапазона площади РТ F пов_доп целесообразно грань, ориентированную нормалью на центр Земли, покрыть черной краской с As =0,9 и е=0,9, что увеличит внешний тепловой поток на теневом участке орбиты. Предварительный расчет показал, что требуемый тепловой режим обеспечит РТ площадью порядка 2-3 м2, что позволяет предложить следующую компоновку СОТР:

Грань, ориентированная нормалью на центр Земли (грань № 1 в принятой схеме нумерации), покрывается черной краской;

Боковые грани на 38 % и грань № 2 покрываются ЭВТИ, оставшаяся площадь используется в качестве РТ, покрытого ТР СО-2. Общая площадь РТ, таким образом, составляет 2,7 м2;

Выполним проверочный расчет для предложенной компоновки.

После преобразования выражения температура поверхности РТ для освещенного участка орбиты будет определяться:

Где - оптические коэффициенты ТР СО-2;

Оптические коэффициенты черной краски;

Тепловыделение КА в пиковом режиме.

Для теневого участка

Где - -тепловыделение

КА в дежурном режиме.Получаем Т пов_max=307 K, Т пов_min=291 K. Условия обеспечения требуемого теплового режима для предложенной компоновки выполняются. Площадь РТ при этом 2,7 м2, из них 1,926 м2 покрывается ТР СО-2, нижняя грань, ориентированная нормалью на Землю (S =0,774 м2) - черной краской.

Заключение

В ходе выполнения работы получены следующие основные результаты:

сформулирована математическая постановка задачи обоснования параметров РТО пассивной СОТР МКА. Основными параметрами РТО принято считать форму, ориентацию, размеры, а также оптические характеристики поверхности РТО;

выполнен анализ проектных параметров отечественных малых КА связи, на основе которого подготовлен комплекс исходных данных для проектирования РТО СОТР. В качестве исходных данных выступают: параметры орбиты КА, форма и размеры корпуса КА, ориентация КА в пространстве, максимальное и минимальное энерговыделение бортовой аппаратуры в различных режимах функционирования КА;

выполнен расчет внешних тепловых потоков, действующих на КА в околоземном космическом пространстве. Проанализировано изменение плотности тепловых потоков, поступающих от Земли и ее атмосферы, с увеличением высоты орбиты КА;

сформирована методика расчета параметров корпусного РТО для негерметичного отсека КА кубической формы с трехосной ориентацией в пространстве. Выполнено обоснование компоновки, размеров и оптических характеристик излучающей поверхности РТО, обеспечивающих возможность создания пассивной СОТР КА для орбитальной группировки СКС «Гонец». Для обеспечения теплового режима КА принято решение использовать для теплообмена КА с окружающей средой всю грань КА, обращенную к Земле, а также 40% площади боковых граней КА, покрыв неиспользуемую часть поверхности КА матами ЭВТИ. Для обращенной к Земле грани корпуса КА использовать в качестве ТРП черную краску со степенью черноты е=0,9 и коэффициентом поглощения солнечного излучения As =0,9, а для боковых граней органическое ТРП с оптическими коэффициентами As =0,17 и е=0,82.

Список использованных источников

1. Ермолаев В.И., Езерский В.В., Полетаев Б.И. Бортовое оборудование космических аппаратов. - СПб.: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2009. - 507 с.

2. Излучательные свойства твердых тел: Справочник/под общ.ред.Шейндлина.М.:Энергия,1974,472с.

3. Колесников А.В., Сербин В.И. Моделирование внешнего теплообмена космических аппаратов. М.:ООО «Информация -ХХI век»,1997, 170 с.

4. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды/ Козлов Л.В., Нусинов М.Д.и др. Под ред. Акад. Г.И.Петрова. М.:Машиностроение,1971,382с.

5. Низкоорбитальная космическая система персональной спутниковой связи и передачи данных / Под. ред. А.И. Галькевича. М.: Изательство Юлис, 2011, 170 с.

6. 2. Гущин В.Н . Основы устройства КА. - М.: Машиностроение, 2003.- 272 с.

7. 8. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды/ Козлов Л.В., Нусинов М.Д.и др. Под ред. Акад. Г.И.Петрова. - М.: Машиностроение, 1971. - 382 с.

8. . Физико-технические основы создания и применения КА. / Г.П. Дементьев, А.Г. Захаров, Ю.К. Казаров. - М.: Машиностроение, 1987. - 264 с.

Отзыв научного руководителя

Представленная конкурсная работа является результатом самостоятельной научно-исследовательской работы конкурсанта по тематике «Система обеспечения теплового режима негерметичного малого космического аппарата» в рамках занятий в кружке военно-научного общества кафедры космических аппаратов и средств орбитальной транспортировки. Помощь руководителя потребовалась лишь при формализации задачи, в которой автор полностью разобрался и реализовал решение задачи в соответствии с ее математической постановкой.

Тематика и актуальность научной работы проявляется в современной концепции создания космических систем связи военного назначения на базе орбитальных группировок низкоорбитальных малых космических аппаратов (КА). Совершенствование элементной базы, используемой в составе бортовой аппаратуры КА, ведет к существенному росту плотности внутреннего тепловыделения в процессе его активного функционирования и, одновременно, к снижению тепловыделения в дежурных режимах. Наряду с тенденцией применения негерметичных приборных отсеков в конструкции КА это заставляет применять новые технические решения для обеспечения теплового режима КА. Первостепенное значение при этом приобретает задача правильной организации тепловых потоков между элементами КА и отвода излишков тепла с борта аппарата, решению которой посвящена настоящая работа.

В представленной работе автор проанализировал известные методы расчета параметров системы обеспечения теплового режима КА и предложил подход к обоснованию и расчету основных характеристик радиационных теплообменников применительно к случаю проектирования пассивных систем негерметичных малых КА.

В процессе работы курсант проявил высокую степень самостоятельности, инициативность и усердие, достаточные знания и умение работать с технической литературой, использовать в работе вычислительные средства, что свидетельствует о способности и желании автора заниматься научными исследованиями.

Результаты работы использованы при подготовке практикума «Информационно-расчётные задачи в интересах сопровождения жизненного цикла космических аппаратов», который планируется к использованию как в учебном процессе при проведении практических занятий и курсового проектирования, так и на различных этапах военно-научного сопровождения научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ.

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Определение тепловой нагрузки аппарата, расхода пара и температуры его насыщения, режима теплообменника. Выбор конструкции аппарата и материалов для его изготовления. Подсчет расходов на приобретение, монтаж и эксплуатацию теплообменного аппарата.

курсовая работа , добавлен 28.04.2015


Методика и критерии подбора спирального теплообменника, который необходим при производстве виноградного сока. Расчет теплообменного аппарата: определение необходимой поверхности теплопередачи, выбор типа аппарата и нормализованного варианта конструкции.

курсовая работа , добавлен 21.03.2011


Предварительный расчет теплообменного аппарата и определение площадей теплообмена. Выбор геометрии трубы и определение конструктивных параметров АВОМ. Поверочный тепловой и гидравлический расчет аппарата. Расчет конструктивных элементов теплообменника.

курсовая работа , добавлен 15.02.2012


Выбор конструкции кожухотрубного теплообменника выпарного аппарата и схемы движения в нем теплоносителя. Применение холодильных конденсаторов КТ для сжижения хладагента в аммиачных и углеводородных охлаждающих установках общепромышленного назначения.

курсовая работа , добавлен 07.01.2015


Конструкторский расчет рекуперативного кожухотрубного вертикального теплообменника, определение эскизной площади поверхности теплообмена. Компоновка трубного пучка и межтрубного пространства. Гидравлический и прочностной расчет теплообменного аппарата.

курсовая работа , добавлен 27.12.2013


Синтез системы автоматического управления волновым насосом для аппарата "Искусственное сердце". Выбор и обоснование выбора элементной базы локального режима управления. Расчет датчика обратной связи. Построение желаемой ЛАЧХ и ЛФЧХ дискретной системы.

курсовая работа , добавлен 11.03.2012


Преимущества и недостатки спиральных теплообменников. Температурный режим аппарата. Средняя разность температур теплоносителей. Тепловая нагрузка аппарата. Массовый расход воды. Уточнённый расчёт теплообменного аппарата. Тепловое сопротивление стенки.

курсовая работа , добавлен 14.06.2012


Тепловой баланс, гидравлический расчет кожухотрубчатого теплообменника, тепловая нагрузка аппарата. Расчет площади теплообменника и подбор коэффициентов теплопередачи. Расчет параметров и суммарная площадь для трубного и межтрубного пространства.

курсовая работа , добавлен 09.07.2011


Понятие и назначение, сферы применения и устройство, основные элементы кожухотрубного теплообменника. Последовательность теплового, гидравлического и прочностного расчетов кожухотрубного теплообменника, исследование необходимых справочных данных.

методичка , добавлен 23.01.2011


Описание и основы технологического процесса. Обоснование выбора аппарата. Требования, предъявляемые к разрабатываемому аппарату. Описание его конструкции, выбор материалов для изготовления. Расчёт аппарата. Мероприятия, предусмотренные по охране труда.

При освоении космоса ученые и инженеры столкнулись со множеством задач, которые не встретишь на Земле, в разных отраслях знаний. Мне, как человеку работающему с климатической техникой интересно, как были решены задачи в теплотехнической сфере, учитывая температурный космический дуализм. Случайно я наткнулся на интересную советскую книжку и с одним из решений этой проблемы я вас хотел познакомить на ее материалах. А именно, с системой терморегулирования советской орбитальной станция «Салют-6».

Орбитальная станция "Салют-6"

Немного теории и проблематики:
"Решая проблему терморегулирования космического аппарата, конструктор находится как бы в порочном круге. Действительно, за время полета аппарата плоскость его орбиты постоянно изменяет свое положение относительно направления на Солнце. Полет может проходить в течение длительного времени только по освещенной Солнцем орбите или по орбите, имеющей участок тени. При этом на солнечной орбите на аппарат будут не только поступать значительные внешние тепловые потоки, но и его приборы, интенсивно работая, могут выделять максимальное количество тепла . В тени же Земли, наоборот, внешние потоки, а также тепловыделение находящихся в дежурном режиме приборов могут быть минимальными .
Спасая от переохлаждения космический аппарат на теневой стороне, конструктор может «укутать его шубой», но тогда на солнечной стороне нельзя будет избавиться от лишнего тепла и аппарат перегреется: закипит электролит в аккумуляторах, выйдут из строя различного рода элементы бортовой аппаратуры и т. д. Какой же выход из этого противоречия ? Он прост, хотя и кажется на первый взгляд парадоксальным. Его мы и рассмотрим в следующем разделе.
НАГРЕТЬ, ЧТОБЫ... ОХЛАДИТЬ
В конструкторских бюро, занимающихся проектированием космических аппаратов, нередко можно услышать примерно такой разговор между специалистом, отвечающим за энергетику объекта, и тепловиком, разрабатывающим его тепловую защиту.

ТЕПЛОВИК: Как показали уточненные расчеты, один из приборов, работающих в открытом космосе, перегревается. Для того чтобы его охладить, мы просим выделить дополнительно два ватта мощности для его подогрева.
ЭНЕРГЕТИК: Конечно, резервы энергетики на борту объекта у нас. ничтожны, но два ватта мы вам, разумеется, выделим.

Непосвященному этот разговор покажется странным: ведь прибор, о котором идет речь, перегревается... Зачем же его тогда подогревать?
Попытаемся разобраться в этом вопросе. Предположим, что на внешней стороне корпуса космического аппарата установлен какой-либо прибор (например, оптический датчик системы ориентации). Этот прибор изолирован от корпуса аппарата и имеет свою температуру, определяемую теми внешними и внутренними тепловыми потоками, о которых уже говорилось ранее. Для того чтобы этот прибор в тени Земли не «замерзал», его закрывают «шубой», практически не пропускающей тепло. При этом, разумеется, оптические «окна» прибора остаются открытыми, а следовательно, на солнечной стороне орбиты на них могут поступать тепловые потоки. Кроме того, при работе прибора возникает его внутреннее тепловыделение.
Все это тепло необходимо «сбросить» в космос, так чтобы температура прибора не превышала, скажем, +40° С. Для этого на одной стороне его поверхности в «шубе» делают специальные вырезы, т. е. создают радиационные поверхности, нанося на них соответствующие лакокрасочные покрытия. Эти поверхности желательно размещать на той стороне прибора, которая вообще не освещается Солнцем. Но если этого сделать нельзя, что чаще всего и бывает на практике, не беда - рассмотренный выше эффект цилиндра поможет решить эту задачу. Выбирая величину площади радиационной поверхности, необходимую для сброса избыточного тепла, можно обеспечить максимальную температуру прибора ниже ее допустимого верхнего предела. Но «сброс» тепла с радиационной поверхности будет происходить также и в тени Земли. При этом может оказаться, что прибор на теневом участке орбиты не работает, т. е. не выделяет тепла.
В результате он будет охлаждаться, и нет другого выхода, кроме как с помощью автоматически включаемого обогревателя его нагревать. Если нужно на несколько градусов снизить максимальную температуру прибора, необходимо соответствующим образом увеличить площадь радиационной поверхности, а значит, и увеличить мощность обогревателя. Вот почему в приведенном разговоре энергетик не только совершенно спокойно отнесся к, казалось бы, абсурдной просьбе тепловика, но и удовлетворил ее.
«Сбросить» тепло в космос с радиационной поверхности - это еще всего лишь одна задача. Вторая состоит в том, чтобы подвести к ней тепло от тепловыделяющего элемента с допустимым перепадом температур между ними. В идеальном случае тепловыделяющие элементы желательно устанавливать на радиационной поверхности. Однако на практике это сделать не всегда удается. Если такой элемент располагается вдали от радиационной поверхности, то передающийся теплопроводностью тепловой поток на пути от элемента к поверхности должен преодолеть некоторое тепловое сопротивление. Оно тем больше, чем меньше теплопроводность материала, площадь поперечного сечения тепло-вода и. больше расстояние передачи этого потока.
Увеличение теплового сопротивления приводит к тому, что температура тепловыделяющего элемента будет увеличиваться при той же температуре радиационной поверхности. В результате может случиться так, что температура корпуса прибора находится в допустимом диапазоне, а тепловыделяющий элемент тем не менее перегревается. Для небольших приборов, работающих в открытом космосе, эта проблема остро не стоит, так как расстояние от их тепловыделяющих элементов до радиационной поверхности, как правило, оказывается сравнительно небольшим. Установка этих элементов на корпусе прибора, выбор высокотеплопроводного материала для корпуса, создание в ряде случаев тепловодов - вот те методы, которые позволяют избежать нежелательных в этом случае явлений.

Решение проблемы терморегулирования советских космических кораблей и станций:
Иначе обстоит дело в гермоотсеках космических кораблей и станций. Большие расстояния между отдельными частями этих гермоотсеков создают серьезные трудности при попытке передать тепло от приборов к радиационной поверхности с помощью теплопроводности. Кроме того, большие размеры корпуса такого космического аппарата приводят к значительному разбросу температур по радиационной поверхности: та ее часть, которая освещена Солнцем, может на десятки градусов нагреваться сильнее части, находящейся в тени. В этом случае приборы, размещенные в гермоотсеке, могут либо перегреваться за счет дополнительного теплообмена с «горячей» частью поверхности корпуса, либо, наоборот, переохлаждаться из-за передачи тепла к «холодной» части.
Поэтому для крупных космических аппаратов конструкторы избрали другой путь поддержания заданного температурного диапазона приборов. В гермоотсеке устанавливается вентилятор, который, обдувая приборы газом (воздухом гермоотсека), «снимает» с них тепло, а также выравнивает температуры по их поверхности. Далее «снятое» тепло можно передать радиационной поверхности, расположенной прямо на корпусе гермоотсека, подобно тому, как это делается иногда в приборах, работающих в открытом космосе.
Как уже отмечалось, при этом неминуемо потребуются расходы электроэнергии на обогреватель атмосферы гермоотсека. Чтобы избежать этих неоправданных потерь, можно па радиационной поверхности разместить теплозащитный экран типа жалюзи. Когда температура приборов становится сравнительно высокой, специальный датчик подаст сигнал электромотору, открывающему жалюзи, и избыточное тепло начнет излучаться в космос. После того как приборы охладятся, этот же датчик подаст команду и жалюзи закроются, прекратив тем самым отвод тепла от гермоотсека.
Такая система терморегулирования достаточно проста и в то же время эффективна. Она в ряде случаев применяется на космических аппаратах. Однако использование жалюзи - не единственный принцип регулирования температуры в гермоотсеках.

На рис. 4 приведена принципиальная схема системы терморегулирования советской орбитальной станция «Салют-6» . Весьма большие размеры ее гермоотсека, значительные тепловые мощности, выделяемые ее аппаратурой и экипажем, вызывают существенные трудности в решении проблемы обеспечения ее теплового режима. Для вентиляции станции конструкторам пришлось предусмотреть на ней несколько десятков вентиляторов. Тепло, снимаемое движущимся под напором вентиляторов воздухом, передается в теплообменнике (5) теплоносителю, циркулирующему по тракту контура обогрева (1), основная задача которого состоит в обогреве отдельных элементов конструкции станциию
Так, например, тепло из этого контура передается в теплообменниках (4) промежуточным контурам (10), служащим для обогрева транспортных космических кораблей «Союз», «Прогресс», состыкованных со станцией. Необходимость такого обогрева связана с тем, что аппаратура этих кораблей в ходе совместного полета со станцией работает в ненапряженном, дежурном режиме и мало выделяет тепла. Система терморегулирования станции объединяется с системой терморегулирования транспортного корабля с помощью специальных гидроразъемов стыковочного агрегата (7), соединяющих тракты гидромагистрали обоих аппаратов.
Теплоноситель контура обогрева циркулирует также по стенкам станции (9), подогревая охлажденные и охлаждая нагретые их части, или, другими словами, выравнивая их температуры. Если в кабине станции выделяется слишком много тепла и температура ее воздуха повышается, вводится в действие теплообменник (11), в котором избыточное тепло передается из контура обогрева в контур охлаждения (2). Циркулирующий по трактам последнего теплоноситель переносит полученное в теплообменнике (11) тепло на радиационную поверхность (8), излучающую его в космос. Расход теплоносителя через теплообменник (11) можно регулировать с помощью специального крана-регулятора и тем самым менять степень охлаждения жидкости в контуре обогрева.
Когда на станции нет экипажа и ее аппаратура выделяет мало тепла, температура воздуха в гермоотсеке понижается. Для того чтобы она не опустилась ниже допустимого предела, в составе системы терморегулирования предусмотрен электрообогреватель (13).

Из атмосферы станции следует удалять влагу, выделяющуюся, например, при дыхании космонавтов. Для решения этой задачи служат специальные холодильно-сушильные аппараты (6). Влага оседает на охлаждаемых до температуры порядка 5°С поверхностях этих аппаратов, собирается в емкости, а затем подается в систему, регенерирующую из конденсата воду. Охлаждение этих поверхностей осуществляется с помощью контура (3), теплоноситель которого отдает свое избыточное тепло в теплообменнике (12) контуру (2).
Конечно, теплоноситель по различным контурам прокачивается гидронасосами. Так как при изменении температуры жидкости изменяется и занимаемый ею объем, т. е. меняется давление в охлаждающих трактах, в системе терморегулирования предусмотрен компенсатор объема.
В состав холодильно-сушильных агрегатов (6) и теплообменника (5) входят вентиляторы, направляющие воздух между трубками теплообменника, и регулятор расхода воздуха, представляющий собой такую же шторку с приводом, какая применялась на космических кораблях «Восток», «Восход». Таким образом, на станции производится автоматическое регулирование и температуры жидкости во внутреннем контуре охлаждения, которая поддерживается с точностью ±2° С относительно одного из ее номинальных значений: 5, 7 и 9° С, и температуры воздуха, составляющей в жилых объемах станции 18 - 25° С .
Система терморегулирования транспортного космического корабля. «Союз» состоит примерно из тех же блоков, что и у станции «Салют». В ее состав входят два основных жидкостных контура: внутренний, предназначенный для терморегулирования жилых отсеков, и внешний, служащий для отвода избыточного тепла от гермоотсека в космосе. Тепло снимается с тепловыделяющих элементов с помощью движущегося под напором вентиляторов воздуха и передается в газожидкостном теплообменнике жидкости, «прогоняемой» с помощью гидронасосов по гидромагистрали. С помощью жидкости термостатируются стенки агрегатного отсека.
Избыточное тепло передается в жидкостно-жидкостном теплообменнике внешнему контуру и «сбрасывается» в космос с радиационной поверхности. Температура жидкости внутреннего контура, как и на станции «Салют», регулируется с помощью автоматики и регуляторов. Это позволяет поддерживать на необходимом уровне температуру стенок холодильно-сушильного агрегата, а значит, и уровень влажности воздуха в кабине. Температура воздуха в кабине корабля также регулируется автоматически, подобно тому, как это делается на станции «Салют».
Для обогрева корабля «Союз» при его полете совместно со станцией «Салют» на нем предусмотрен также вспомогательный контур системы терморегулирования.

По материалам книги Г. М. Салахутдинова "ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА В КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ " Издательство «Знание» Москва 1982.

Главная » Тгп » Взаимосвязь систем нагрева и охлаждения в космических кораблях. «Революционная разработка»: в чём уникальность российской космической ядерной установки