Система терморегулирования космического аппарата

Система обеспечения теплового режима (СОТР) – это совокупность взаимосвязанных устройств и элементов конструкции, предназначенная для обеспечения требуемого теплового режима оборудования (бортовая аппаратура КА, орбитальных средств, их функциональные внешние блоки и модули, РАТ в том числе).

Система терморегулирования (СТР) - обеспечивающая система, являющаяся в общем случае частью СОТР, предназначена для обеспечения требуемого теплового режима и использующая для этого активные и пассивные средства для регулирования температуры, позволяющие изменять условия внутреннего и внешнего теплообмена.

Как правило, СОТР представляет собой совокупность различных средств и устройств, регулирующих внешний и внутренний теплообмен КА. Обычно в состав СОТР входят комплекс СТР тепловых процессов, и средства пассивного терморегулирования (СПТР). СТР включает вентиляционные устройства, жидкостной контур с теплообменными устройствами и средствами регулирования тепловых потоков, активные средства регулирования лучистого теплообмена и т. д., а СПТР – конструктивные элементы, обеспечивающие заданные параметры теплообмена излучением и теплопроводностью (терморегулирующие покрытия, различного рода тепловая изоляция и теплозащита, термомосты и термосопротивления). Тепловой режим обеспечивается в соответствии с ГОСТ Р 56468-2015.

Необходимо отметить, что в ряде случаев могут быть построены системы обеспечения теплового режима, состоящие только из СПТР. Основными факторами, определяющими выбор СОТР, являются: 1) область космического пространства, в которой предполагается эксплуатация КА; 2) требования к тепловому режиму; 3) внутренние тепловыделения; 4) программа ориентации; 5) конструктивные особенности КА. Область космического пространства, в которой предполагается эксплуатация КА, определяет поле тепловых потоков, их спектральный состав и интенсивность.

Конструктивные особенности КА (число и форма отсеков, компоновка и размещение в них оборудования, наличие головного обтекателя, защищающего КА от аэродинамических перегрузок и нагрева на активном участке и т. п.) непосредственно влияют на состав СОТР и ее массовые и энергетические характеристики. Поэтому сам КА должен быть спроектирован с учетом минимальных массовых и энергетических затрат, а используемые конструктивные решения, дающие выигрыш в массе элементов, но увеличивающие массу СОТР в сумме, должны давать выигрыш в массе КА в целом.

Нагреватели используются в конструкции теплового управления для защиты компонентов под холодными случае условиями окружающей среды или чтобы компенсировать тепло, которое не рассеивается. Нагреватели используются с термостатами или твердотельных контроллерами, чтобы обеспечить точный контроль температуры конкретного компонента. Другое общее использование обогревателей, чтобы разогреть компоненты до минимальных рабочих температур до того, как компоненты включены.

Наиболее распространенный тип нагревателя используется на космических аппаратах является патч нагревателем, который состоит из элемента электрического сопротивления, зажатого между двумя листами гибкого электрический изолирующим материалом, например, Kapton. Нагреватель патч может содержать либо один контур или несколько контуров, в зависимости от того, требуется или нет избыточности в ней.

Другой тип нагревателя, нагреватель картриджа, часто используется для нагрева блоков материала или высокотемпературных компонентов, таких как топливо. Этот нагреватель состоит из намотанного резистора, заключенного в цилиндрическом металлическом корпусе. Как правило, просверливают отверстие в компоненте, чтобы нагреть и картридж герметизированы в отверстие. Нагреватели патронные, как правило, на четверть дюйма или меньше в диаметре и до нескольких дюймов в длину.

Другой тип нагревателя используется на космических аппаратах является обогревательные радиоизотопные также известный как Rhus. Rhus используется для поездок на внешние планеты последнего Юпитер из - за очень низкое солнечное сияние, что значительно снижает мощность, генерируемую от солнечных батарей. Эти нагреватели не требуют электрического питания от космического аппарата и обеспечить прямое тепло там, где это необходимо. В центре каждого RHU является радиоактивным материалом, который разлагается для получения тепла. Наиболее часто используемым материалом является плутоний-диоксид. Один РИТ весит всего 42 граммов и может поместиться в цилиндрический корпус 26mm в диаметре и 32 мм длиной. Каждый блок также генерирует 1 Вт тепла при инкапсулирования, однако скорость генерации тепла уменьшается со временем.

Радиатор космического аппарата предназначен для излучения в космическое пространство тепла, передаваемого жидкостью стенкам гидравлического тракта радиатора, и представляет собой сотопанель со встроенными в нее трубными профилями.

Конструктивно каналы трубного профиля располагаются с внутренней стороны панелей. На внешнюю поверхность радиатора наклеивается терморегулирующее покрытие.

Тепловая нагрузка, которую должен отводить радиатор, должна быть не менее 900 Вт. Наиболее комфортной температурой посадочных мест приборов считается температура 30⁰ С, поэтому в качестве предполагаемой температуры теплоносителя на входе в коллектор радиатора выбирается именно эта температура.

Рассмотрим радиатор со встроенным гидравлическим трактом:

Радиатор со встроенными гидравлическим трактом имеет два режима работы: горячий(радиатор освещен Солнцем) и холодный(радиатор не освещен Солнцем).

Для моделирования теплового режима радиатора используется узловая модель, в которой конструкция разбивается на ряд изометрических расчетных узлов. Тепловая модель включает в себя совокупность расчетных узлов, теплофизических параметров, характеризующих каждый узел, а также матриц, описывающих тепловые связи между узлами. Для каждого узла тепловой модели записывается уравнение теплового баланса.

Тепловая модель радиатора представляет собой конечное число изотермических узлов, связанных между собой тепловыми связями, определяемыми конструктивным исполнением. В этой модели учитывается:

· кондуктивный теплообмен между элементами по обшивкам сотовой панели;

· кондуктивный теплообмен между обшивками через сотовый заполнитель;

· конвективный теплообмен между гидраадиа трактом и внутренней обшивкой сотовой панели;

· радиационный теплообмен наружной обшивки сотовой панели с космическим пространством;

· поглощенный поток от Солнца.

Тепловая модель состоит из следующих расчетных элементов:

· внешней обшивки;

· внутренней обшивки; гидравлического тракта с жидкостью.

Для упрощения расчетов было выполнено следующее преобразование: радиатор с несколькими витками заменен радиатором с одной нитью при сохранении площади поверхности радиатора.

Рассмотрим две параллельные нити радиатора в поперечном разрезе для случая, когда радиатор сбрасывает избыточную мощность, т. е. когда температура теплоносителя выше температуры радиотора. В этом случае можно считать, что температурное поле поверхности радиатора grad Тₚ, имеет форму, показанную на рисунке ниже: в точке 2 будет наблюдаться максимальное пиковое значение температуры, а в точке 1 - минимальное, при этом в точке I на малом участке Δх температура будет относительно одинаковой. Подобное явление наблюдается и на границе радиатора. Это позволяет рассматривать радиатор с несколькими витками как радиатор с одной нитью при сохранении площади радиатора и межвиткового расстояния.

Сказанное выше справедливо и для случая, когда радиатор поглощает солнечный поток, т.е. когда температура теплоносителя ниже температуры радиатора.

Для радиатора КА форму и оптические коэффициенты A_s и  выбирают такими, чтобы обеспечивалось соблюдение неравенства

Где  – температура замерзания теплоносителя, T_min – минимальная по орбите температура радиатора,  – минимальное по орбите значение удельного теплового потока прямой солнечной радиации,  – минимальное значение относительного миделя радиатора в направлении солнечных лучей при различной возможной ориентации КА,  – минимально допустимое отношение оптических коэффициентов.

Улучшить условия отвода тепла в космос можно путем уменьшения отношения A_s/e, что на практике достигается с помощью соответствующей обработки излучающей или, как ее еще принято называть, радиационной поверхности. Широкое распространение получило, например, нанесение на эту поверхность специальных лакокрасочных покрытий, обеспечивающих рабочее значение A_S/e = 0,5.

Терморегулирующие покрытия

Терморегулирующие покрытия (ТРП) в конструкциях космических аппаратов (КА) являются элементами внешних покрытий (ВП) и входят в систему пассивной терморегуляции. Назначение ВП КА - обеспечение расчетных величин внешних тепловых нагрузок от излучения Солнца и планет и сброс тепла в космическое пространство. Определяющими характеристиками ТРП являются коэффициент поглощения солнечного излучения A_s, и коэффициент теплового излучения (степень черноты) ε.

К терморегулирующим материалам и покрытиям предъявляются повышенные требования радиационной стойкости, в части сохранения термооптических характеристик в период всего срока эксплуатации, и по величине газовыделения в связи с большой площадью, занимаемой этими материалами на поверхности КА.

Обычно выделяют лакокрасочные или полимерные, керамические или металлокерамические ТРП. Керамические или металлокерамические ТРП используются для газовых турбинных двигателей выполняя функцию изолирования компонентов, работающих при повышенных температурах: сопла, лопатки, камеры сгорания, воздуховодов и других деталей горячего тракта газовых турбин. При повышении рабочей температуры двигателя происходит увеличение полноты сгорания углеводородного топлива, следовательно, увеличение коэффициента полезного действия и мощности двигателя.

Традиционно система керамических ТРП состоит из трех слоев, наносимых на подложку из сплава: металлический слой, пористый слой, состоящий из оксидов металлов и керамическое верхнее покрытие. Все эти слои имеют различные физические, механические и тепловые свойства, которые сильно зависят от условий их формирования. В настоящее время в качестве материалов для керамических покрытий используются Al2O3, TiO2, CaO/MgO+ZrO2, CeO2.

Керамические и металлокерамические покрытия обладают рядом недостатков: хрупкость, склонность к отслаиванию в условиях термоциклирования, сложность нанесения и высокая стоимость. Часть этих недостатков может быть решена использованием лакокрасочных терморегулирующих покрытий.