RU2716591C1 - Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта - Google Patents

Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта Download PDF

Info

Publication number
RU2716591C1
RU2716591C1 RU2019110921A RU2019110921A RU2716591C1 RU 2716591 C1 RU2716591 C1 RU 2716591C1 RU 2019110921 A RU2019110921 A RU 2019110921A RU 2019110921 A RU2019110921 A RU 2019110921A RU 2716591 C1 RU2716591 C1 RU 2716591C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat
temperature
control system
space object
radiator
Prior art date
Application number
RU2019110921A
Other languages
English (en)
Inventor
Владимир Александрович Корнилов
Вячеслав Юрьевич Тугаенко
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" filed Critical Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority to RU2019110921A priority Critical patent/RU2716591C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2716591C1 publication Critical patent/RU2716591C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
    • B64G1/506—Heat pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D15/00—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies
    • F28D15/02—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes
    • F28D15/0266—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes with separate evaporating and condensing chambers connected by at least one conduit; Loop-type heat pipes; with multiple or common evaporating or condensing chambers
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05K—PRINTED CIRCUITS; CASINGS OR CONSTRUCTIONAL DETAILS OF ELECTRIC APPARATUS; MANUFACTURE OF ASSEMBLAGES OF ELECTRICAL COMPONENTS
    • H05K7/00—Constructional details common to different types of electric apparatus
    • H05K7/20—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating
    • H05K7/2039—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating characterised by the heat transfer by conduction from the heat generating element to a dissipating body
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05K—PRINTED CIRCUITS; CASINGS OR CONSTRUCTIONAL DETAILS OF ELECTRIC APPARATUS; MANUFACTURE OF ASSEMBLAGES OF ELECTRICAL COMPONENTS
    • H05K7/00—Constructional details common to different types of electric apparatus
    • H05K7/20—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating
    • H05K7/20709—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating for server racks or cabinets; for data centers, e.g. 19-inch computer racks
    • H05K7/208—Liquid cooling with phase change

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Environmental Sciences (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)

Abstract

Изобретение относится к теплоаккумулирующим устройствам, использующим скрытую теплоту фазовых переходов рабочего вещества для обеспечения требуемого теплового режима источников энергии при их циклической работе. Техническим результатом изобретения является обеспечение компактной конструкции, повышение надежности работы и расширение функциональных возможностей системы терморегулирования. Предложен радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта (КО), который работает в периодическом режиме, и включающий теплоотводящее основание, теплоаккумулятор с корпусом и внутренним объемом V с теплоаккумулирующим веществом и каналами охлаждения. Корпус теплоаккумулятора выполнен в виде радиационной панели толщиной δ, намного меньшей характерного размера его поверхности теплоизлучения площадью F, а теплоаккумулирующее вещество равномерно распределено в непрерывной матричной фазе с объемной долей εмф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса и теплоаккумулирующим веществом плотностью ρ и массой М, с температурой плавления Тпл, а также равномерно распределенной по объему V зоной конденсации теплоносителя с объемной долей εртт регулируемой тепловой трубы и температурой плавления теплоносителя Тпл тепл, где на теплоотводящем основании КО размещены электронагреватели и зона испарения регулируемой тепловой трубы, поддерживающие температуру КО Тко в диапазоне Тко min…Тко max. КО периодически работает в активном режиме длительностью τг с постоянно выделяемой тепловой мощностью Wко и в режиме ожидания длительностью τ0, причем необходимую массу теплоаккумулирующего вещества оценивают из: М=Wко⋅τг/(с⋅ΔT⋅к1+r⋅к2), где к1=1+ε⋅
Figure 00000017
⋅F⋅(Tx 4+2⋅Tx 3⋅ΔT+2⋅Tx 2⋅ΔT2+Tx⋅ΔT3+0,2⋅ΔT4)/Wко, к2=1+ε⋅
Figure 00000017
⋅F⋅Tпл 4/Wко; r - удельная теплота плавления теплоаккумулирующего вещества; ε - степень черноты поверхности теплоизлучения радиационной панели;
Figure 00000017
- постоянная Стефана-Больцмана; с - удельная теплоемкость теплоаккумулирующего вещества; ΔT=Тпл-Тх, при условии Тх>Тпл тепл, где Тх - температура теплоаккумулирующего вещества в твердом исходном состоянии, при этом внутренний объем теплоаккумулятора V отвечает соотношению: V=М/[ρ⋅(1-εртт-εмф)], а минимально необходимая поверхность теплоизлучения радиационной панели удовлетворяет соотношению Fmin=М⋅r/(τ0⋅ε⋅
Figure 00000017
⋅Тпл 4). 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к теплотехнике и может быть использовано в приборах и устройствах, работающих в открытом космосе, а более конкретно к теплоаккумулирующим устройствам, использующим скрытую теплоту фазовых переходов рабочего вещества для обеспечения требуемого теплового режима источников энергии при их циклической работе.
Рассматривается радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования (СТР) периодически работающего космического объекта (например, лазерного модуля (ЛМ)). Техническое решение основано на применении аккумулирования за счет скрытой теплоты фазового перехода твердого теплоаккумулирующего вещества (TAB) в жидкое состояние, что позволяет перераспределить на весь период тепловую энергию, выделяемую космическим объектом (КО) во время его активного существования. Также позволяет снизить пиковую нагрузку на систему терморегулирования КО, и таким образом уменьшить габариты и вес радиатора. Кроме того, температура поверхности излучения радиатора относительно низка (например, для иттербиевых волоконных лазеров разработки ИРЭ ПОЛЮС, приведенных в [http://промкаталог.рф/PublicDocuments/1304289.pdf, с. 31], диапазон рабочих температур от 0 до 45°С), что приводит соответственно к большим площадям его излучающей поверхности.
Для термостабилизации элементов космического аппарата (КА) и сброса излишков тепла с помощью радиаторов в космическое пространство применяют тепловые трубы (ТТ). Сегодня ТТ являются одним из основополагающих звеньев системы термостабилизации элементов современных негерметичных КА [Панин Ю.В., Коржов К.Н. Разработка теплопередающего устройства для альтернативного способа терморегулирования системы обеспечения теплового режима космического аппарата//Труды МАИ, 2015. №80. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=56911]. Особенно актуальны ТТ переменной проводимости, способные регулировать величину передаваемого ими теплового потока, т.е. изменять в процессе эксплуатации один из своих основных параметров - величину тепловой проводимости в заданном диапазоне температур. К таким ТТ относят контурные тепловые трубы (КТТ) и газорегулируемые ТТ (ГРТТ). КТТ - это герметичные теплопередающие устройства, обладающие сверхнизким термическим сопротивлением и работающие по замкнутому испарительно-конденсационному циклу с использованием "капиллярного механизма" для прокачки теплоносителя. КТТ способны передавать тепловые потоки от нескольких ватт до нескольких киловатт при различной ориентации в гравитационном поле и в невесомости без использования каких-либо дополнительных источников энергии [Институт теплофизики УрО РАН, http://itp.uran.ru/ktt.htm]. Метод регулирования, применяемый в ГРТТ, основан на использовании неконденсирующегося газа (НГ), который как бы укорачивает эффективную длину конденсатора при изменении передаваемой мощности, так как интенсивность теплопереноса через слой НГ мала, особенно при отсутствии естественной конвекции в условиях невесомости. Отличительной чертой ГРТТ, вне зависимости от типа капиллярной структуры, является наличие резервуара для НГ. Существует ограничение точности пассивного регулирования этими ТТ, связанное с соотношением объемов резервуар/конденсатор [Панин Ю.В., Коржов К.Н. Разработка теплопередающего устройства для альтернативного способа терморегулирования системы обеспечения теплового режима космического аппарата//Труды МАИ, 2015. №80. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=56911]].
Известно устройство термостабилизации радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) с теплоаккумулятором [Патент RU 2408919, МПК G05D 23/00 (2006.01), H05K 7/20 (2006.01). Опубликован 10.01.2009], которое состоит из корпуса с внутренней полостью, разделенной с помощью мембраны на две зоны, одна из которых заполнена рабочим веществом, способным плавиться, а другая, сообщающаяся с емкостью рабочего цилиндра с поршнем, связанным с механизмом регулятора температуры, заполнена компенсирующим веществом, на верхней поверхности корпуса между РЭА и на нижней - между радиатором излучения с устройством регулирования температуры и механизмом регулятора температуры. На верхнюю и нижнюю поверхности корпуса устанавливают гипертеплопроводящие пластины (ГТП), представляющие из себя пористую структуру в виде микроканалов, заполненных теплоносителем с температурой фазового перехода «жидкость-пар» в заданном диапазоне температур функционирования РЭА.
Известна также космическая система терморегулирования лазерного модуля [Оптимизация рабочих характеристик твердотельного лазера с диодной накачкой для космических применений / Д.А. Архипов, В.И. Венглюк и др. // Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики, 2015, том 15, №6, с. 1000-1007] твердотельного лазера с диодной накачкой (ТТЛ ДН), где термостабилизация режимов генерации линеек лазерных диодов (ЛЛД) основана на использовании гипертеплопроводящих пластин (ГТП) и электрических нагревателей (ЭН).
Предлагаемые выше системы терморегулирования не учитывают режим периодически работающего в условиях вакуума космического объекта (например, лазерного модуля большой мощности), где требуется излучающий радиатор, соответствующий пиковой нагрузке.
Известна пассивная система терморегулирования объекта с теплоаккумулятором [Патент RU 2040446, МПК: B64G 1/50 (1995.01), опубликован 25.07.1995], работающая на орбите в открытом космосе, состоящая из радиатора, соединенного с зоной конденсации тепловой трубы (ТТ) с переменной проводимостью (ТТПП), теплоаккумулятора (ТА) и теплопроводов, соединяющих тепловой аккумулятор с ТТПП, снабжена дополнительным теплоаккумулятором, который находится в тепловом контакте с зоной испарения ТТПП.
К недостаткам данного устройства следует отнести усложнение системы с двумя теплоаккумуляторами, где осуществляется тепловая связь объекта с зоной испарения ТТПП через теплопроводы, что может привести к не контролируемым тепловым потерям при передаче тепла от объекта к радиатору. Кроме того, в предлагаемой системе терморегулирования поверхность излучения радиатора не изотермична, что может привести к снижению эффективности в работе такой конструкции. Кроме того, предлагаемая системы терморегулирования не учитывает режим периодически работающего в условиях вакуума объекта (большой мощности), где теплоаккумулятор и излучающий радиатор должны быть оптимально спроектированы и соответствовать заданной пиковой нагрузке.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому техническому решению является теплоаккумулятор космической системы терморегулирования объекта [Тепловой аккумулятор для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры кратковременного действия / Е.Н. Васильев, В.А. Деревянко, В.Е. Чеботарев // Вестник СибГАУ. 2016. Том 17, №4. С. 930-935, https://cyberleninka.ru/article/n] и предназначен для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) кратковременного действия. Теплоаккумулятор космической системы терморегулирования объекта, где космическая система работает в периодическом режиме и включает теплоотводящее основание, теплоаккумулятор с теплоаккумулирующим веществом и с каналами охлаждения ТА теплоносителем, и радиатор. Для интенсификации теплообмена за счет развития площади контакта с TAB применяется оребрение. Прибор РЭА, выделяющий тепловую мощность, устанавливается на теплоотводящее основание ТА. Между ребрами ТА, в качестве которых могут быть ГТП, находится TAB, которое плавится при постоянной температуре, поглощая выделяемую прибором теплоту. По окончании работы РЭА теплоаккумулятор охлаждается теплоносителем, протекающим по каналам охлаждения ТА и внешнего радиатора. Отведенная теплота излучается с поверхности радиатора в окружающее космическое пространство.
Основное отличие от прототипа заключено в условиях работы теплоаккумулятора космической системы терморегулирования лазерного модуля. Дело в том, что вся космическая система терморегулирования КО, в том числе ТА и сам КО, функционируют в условиях открытого космоса вне космического аппарата (КА), что не учитывалось в прототипе при оптимизации конструкции в заданном режиме работы системы терморегулирования объекта.
Используемые в качестве ребер для передачи тепла с теплоотводящего основания TAB гипертеплопроводящие пластины не позволяют регулировать температуру КО, поскольку не обладают переменной проводимостью, а также эти пластины не являются тепловыми диодами, что в условиях открытого космоса и мощных внешних теплопритоков не исключает при определенных конструктивных решениях ТА возможности передачи теплоты через ГТП на теплоотводящее основание к КО.
Кроме того, предлагаемая конструкция не позволяет обеспечить пространственное разделение источника и стока теплоты, что ограничивает конструктивное развитие предложенного технического решения.
Помимо всего перечисленного выше, в системе терморегулирования объекта используется проточная система охлаждения теплоаккумулятора теплоносителем, протекающим по каналам охлаждения ТА и внешнего радиатора, что требует дополнительных энергозатрат.
Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, заключается в снижении массогабаритных характеристик радиатора, в создании конструкции радиатора-теплоаккумулятора, учитывающей цикличность работы космического объекта с пассивной системой терморегулирования.
Техническим результатом изобретения является:
- создание компактной конструкции, учитывающей параметры цикличности функционирования КО и совмещающей в себе функции радиатора и теплоаккумулятора;
- повышение надежности работы СТР за счет исключения энергозатратных традиционных проточных систем охлаждения;
- расширение функциональных возможностей системы терморегулирования КО и ее унификация за счет использования тепловых труб различной модификации в радиаторе-аккумуляторе.
Технический результат достигается тем, что в радиаторе-теплоаккумуляторе пассивной системы терморегулирования космического объекта, где космический объект работает в периодическом режиме и включающем теплоотводящее основание, теплоаккумулятор, состоящий из корпуса с внутренним объемом V, заполненным теплоаккумулирующим веществом, и с каналами охлаждения, корпус теплоаккумулятора выполнен в виде радиационной панели толщиной δ, намного меньшей характерного размера его поверхности теплоизлучения площадью F, при этом упомянутое теплоаккумулирующее вещество равномерно распределено в непрерывной матричной фазе с объемной долей εмф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса и теплоаккумулирующим веществом плотностью ρ и массой М, с температурой плавления Тпл, а также равномерно распределенной по объему V зоной конденсации теплоносителя с объемной долей εртт регулируемой тепловой трубы, температура плавления теплоносителя в которой Тпл тепл, при этом температура поверхности теплоизлучения Трп удовлетворяет соотношению Трп>Тпл тепл, причем на теплоотводящем основании космического объекта размещены электронагреватели и зона испарения регулируемой тепловой трубы, поддерживающие температуру космического объекта Тко в диапазоне от минимальной температуры Тко min до максимальной температуры Тко max, которая не должна превышать допустимый интервал Tmax доп≥Тко max≥Тmin доп, где Тmin доп≥Тпл, при этом космический объект периодически работает в активном режиме длительностью τг с постоянно выделяемой тепловой мощностью Wко и в режиме ожидания длительностью τ0, причем необходимую массу теплоаккумулирующего вещества оценивают из выражения:
Figure 00000001
где к1 и к2 - коэффициенты, определяемые по формулам:
к1=1+ε⋅
Figure 00000002
⋅F⋅(Tx 4+2⋅Tx 3⋅ΔT+2⋅Tx 2⋅ΔT2+Tx⋅ΔT3+0,2⋅ΔT4)/Wко,
к2=1+ε⋅
Figure 00000002
⋅F⋅Tпл 4/Wко;
r - удельная теплота плавления теплоаккумулирующего вещества;
ε - степень черноты поверхности теплоизлучения радиационной панели;
Figure 00000002
- постоянная Стефана-Больцмана;
с - удельная теплоемкость теплоаккумулирующего вещества;
ΔT=Тпл-Тх, при условии Тх>Тпл тепл,
где Тх - температура теплоаккумулирующего вещества в твердом исходном состоянии,
при этом внутренний объем теплоаккумулятора V отвечает соотношению:
Figure 00000003
а минимально необходимая поверхность теплоизлучения радиационной панели должна удовлетворять соотношению:
Figure 00000004
Кроме того, в радиаторе-теплоаккумуляторе пассивной системы терморегулирования космического объекта непрерывная матричная фаза выполнена из материала с высокой теплопроводностью, например из серебра, меди, алюминия или сплавов на их основе, из тонкой спутанной проволоки или в виде сотовой конструкции.
В радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта могут быть включены транспортные тепловые трубы с объемной долей εттт, равномерно распределенные по объему V, равному:
Figure 00000005
В радиаторе-теплоаккумуляторе пассивной системы терморегулирования космического объекта электронагреватели могут быть также размещены на торцевой поверхности корпуса радиационной панели и выполнены пленочными низкотемпературными, а на внешней поверхности электронагревателей размещена экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ).
Суть изобретения поясняется фиг. 1-4, где приведены примеры конструктивных схем радиатора-теплоаккумулятора пассивной системы терморегулирования космического объекта.
На фиг. 1-4 приведена принципиальная схема предложенного радиатора-аккумулятора и показано его сечение А-А, где δ - толщина радиационной панели.
На фиг. 1-4 для надежности системы терморегулирования космического объекта приведены две регулируемые тепловые трубы, в качестве которых выбраны контурные тепловые трубы.
На фиг. 1 и 3 в качестве непрерывной матричной фазы, заполняющей внутренний объем V, приведена тонкая спутанная проволока, а на фиг. 2 и 4 непрерывная матричная фаза выполнена в виде сотовой конструкции.
На фиг. 3 и 4 во внутреннем объеме V радиатора-теплоаккумулятора установлены транспортные тепловые трубы, а на торцевой поверхности корпуса радиационной панели размещены электронагреватели.
На фиг. 1-4 приняты следующие обозначения:
1 - теплоаккумулятор (ТА);
2 - радиационная панель (РП);
3 - поверхность теплоизлучения РП;
4 - корпус ТА;
5 - теплоаккумулирующее вещество (TAB);
6 - матричная фаза.
7, 8 - зона конденсации регулируемой тепловой трубы 9, 10 (конденсатор КТТ; трубка зоны конденсации КТТ);
9, 10 - регулируемая тепловая труба (например, контурная тепловая труба (КТТ));
11, 12 - зона испарения теплоносителя регулируемой тепловой трубы 9, 10 (зона испарения КТТ; испаритель КТТ);
13, 14 - теплоотводящее основание (терморегулируемая поверхность);
15 - космический объект (КО);
16, 17 - компенсационная полость КТТ;
18, 19 - байпасная линия КТТ;
20, 21 - клапан КТТ;
22, 23 - паропровод КТТ;
24, 25 - конденсатопровод КТТ;
26, 27 - электронагреватель (ЭН) теплоотводящего основания;
28 - транспортная тепловая труба (ТТТ);
29, 30 - электронагреватель (ЭН) радиационной панели 2.
Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта, как показано на фиг. 1-4, включает теплоаккумулятор 1, корпус которого выполнен в виде радиационной панели 2 толщиной δ, намного меньшей характерного размера его поверхности теплоизлучения 3 площадью F, отвечающей соотношению (3). Теплоаккумулятор 1 состоит из корпуса 4 с внутренним объемом V, отвечающим соотношению (2), для конструктивных вариантов, приведенных на фиг. 1 и фиг. 2. Внутренний объем V равномерно заполнен теплоаккумулирующим веществом 5 плотностью ρ и массой М, отвечающей соотношению (1), с температурой плавления Тпл. Во внутреннем объеме V корпуса 4 равномерно распределена матричная фаза 6 с объемной долей εмф, контактирующая с внутренней поверхностью корпуса 4 и теплоаккумулирующим веществом 5. Объем V с теплоаккумулирующим веществом 5 радиатора-теплоаккумулятора снабжен каналами (на фиг. 1-4 не обозначены), где размещены трубки зоны конденсации 7, 8 теплоносителя регулируемой тепловой трубы 9, 10. Трубки зоны конденсации 7, 8 с объемной долей εртт служат для нагрева TAB 5, протекающим в зонах конденсации 7, 8 теплоносителем. А зона испарения 11, 12 регулируемой тепловой трубы 9, 10 размещена на терморегулируемой поверхности 13, 14, с температурой в диапазоне от Тко min до Тко mах космического объекта 15, где максимальная температура Тко mах не должна превышать допустимый интервал Tmax доп≥Тко max≥Тmin доп, где Тmin доп≥Тпл, периодически работающего в активном режиме, длительностью τг с постоянно выделяемой тепловой мощностью Wко, и в режиме ожидания, длительностью τ0. Радиатор-теплоаккумулятор выполнен так, чтобы температура поверхности теплоизлучения 3 его радиационной панели 2 Трп удовлетворяла соотношению Трп>Тпл тепл, где Тпл тепл - температура плавления теплоносителя регулируемой тепловой трубы 9, 10, в качестве которой выбрана контурная тепловая труба 9, 10. В состав КТТ 9, 10 также входят: компенсационная полость 16, 17, байпасная линия 18, 19, клапан 20, 21, паропровод 22, 23, конденсатопровод 24, 25. На терморегулируемой поверхности 13, 14, кроме зоны испарения 11, 12 регулируемой тепловой трубы 9, 10, размещены также электронагреватели 26, 27, которые могут быть выполнены в виде пленочных электронагревателей. Также внутри объема V корпуса 4 ТА 1, для примеров, приведенных на фиг. 3 и фиг. 4, могут быть равномерно распределены транспортные тепловые трубы 28 с объемной долей εттт, а внутренний объем V теплоаккумулятора 1 в этом случае отвечает соотношению (4): V=М/[ρ⋅(1-εртт-εттт-εмф)], причем на корпусе 4 радиационной панели 2 размещены электронагреватели 29, 30, которые могут быть выполнены в виде пленочных низкотемпературных электронагревателей 29, 30, размещенных на торцевой поверхности корпуса 4. На внешней поверхности электронагревателей 26, 27, 29, 30 и на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 размещена экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ) (на фиг. не показана).
Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта (КО) работает следующим образом.
После вывода радиатора-теплоаккумулятора, совмещающего в своей конструкции теплоаккумулятор 1 и радиационную панель 2, системы терморегулирования космического объекта 15 на орбиту функционирования выполняется программа ориентации торцевой поверхности корпуса 4 ТА 1, внутренний объем V которой отвечает соотношению (2), к внешнему тепловому воздействию, в первую очередь воздействию солнечного теплового потока. Такая ориентация радиационной панели 2 с теплоаккумулятором 1 снижает воздействие на излучающую поверхность РП 2 внешнего теплового излучения. Кроме того, такое расположение радиатора-теплоаккумулятора позволяет излучать в космическое пространство сбрасываемую тепловую энергию одновременно с двух сторон радиационной панели 2 с поверхностью теплоизлучения F, отвечающей соотношению (3).
Начальный период ожидания. В начальный период ожидания система питания и управления (СПУ) (на фиг. не показана) отслеживает минимально допустимое температурное состояние терморегулируемой поверхности 13, 14, в соответствии с условием Тко mах>Тко>Тко min, и минимальные температуры корпуса 4 ТА 1 и TAB 5 в соответствии с условиями Трп>Тпл тепл и Тх>Тпл тепл, считая равными в начальный период ожидания температуру корпуса 4 ТА 1 и температуру TAB 5. Сигналы в СПУ поступают от температурных датчиков (на фиг. не показаны), размещенных на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 и поверхности корпуса 4 ТА 1. В алгоритме системы терморегулирования, для предотвращения замерзания теплоносителя в конденсаторе 7, 8 КТТ 9, 10 вводится понятие «допустимая температура» Трп доп поверхности теплоизлучения 3 РП 2, которую выбирают, исходя из конструктивных особенностей проектируемой системы, в частности, из условия ограничения по нижней рабочей температуре низкотемпературного ЭН 29, 30, т.е. Трп≥Трп доп>Тпл тепл. Таким образом, при нарушении условий (Тко>Tко min)∨(Трп≥Трп доп>Тпл тепл), по сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на включение электропитания электронагревателям 26, 27 для обогрева терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 и передаче части тепловой энергии от зоны испарения 11, 12 по паропроводу 22, 23 в конденсатор 7, 8 КТТ 9, 10. При недостаточности этих мероприятий, как приведено на фиг. 3 и фиг. 4, в качестве дублирующих электронагревателям 26, 27, на поверхности радиационной панели 2 размещены электронагреватели 29, 30. По сигналу от СПУ электронагревателям 29, 30 поступает управляющая команда на включение электропитания, что обеспечивает безусловное выполнение соотношения Трп>Тпл тепл. При достижении условий (Трп≥Трп доп>Тпл тепл)∧(Тко>Tко min) по сигналу от СПУ поступает управляющая команда на выключение электропитания электронагревателей 26, 27, размещенных на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15, а также электронагревателей 29, 30 при необходимости их использования.
Режим активной работы КО 15. По сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на подачу электропитания космическому объекту 15, который в режиме активной работы длительностью τг постоянно выделяет тепловую мощность Wко. Эта тепловая мощность, постоянно выделяемая космическим объектом 15 в активном режиме работы, передается на терморегулируемые поверхности 13, 14 с температурой регулирования в диапазоне от Тко min до Тко mах, причем максимальная температура Тко mах не должна превышать допустимый интервал Tmax доп≥Тко max≥Тmin доп, где Тmin доп≥Тпл.
На терморегулируемых поверхностях 13, 14 размещены зоны испарения 11, 12 КТТ 9, 10. Таким образом, тепловая энергия, выделяемая космическим объектом 15, поступает в испаритель 11, 12 КТТ 9, 10, где будет израсходована на испарение жидкого теплоносителя, поступающего из компенсационной полости 16, 17 в результате фазового перехода теплоносителя «жидкость - пар». Образовавшийся пар поступает через паропровод 22, 23 во внутренний объем ТА 1, заполненный TAB 5, масса которого отвечает соотношению (1), где конденсируется в зоне конденсации 7, 8 в результате фазового перехода «пар-жидкость», выделяя тепловую энергию. Движение теплоносителя в КТТ 9, 10 осуществляется под действием перепада давления, создаваемого капиллярным насосом испарителя 11, 12. Выделяемая при конденсации теплоносителя тепловая энергия аккумулируется TAB 5, а жидкий теплоноситель по конденсатопроводу 24, 25 поступает в компенсационную полость 16, 17. Одновременно с процессом нагрева и аккумулирования тепла TAB 5 для поддержания температуры терморегулируемой поверхности 13, 14 космического объекта 15 в заданном диапазоне температур от Тко min до Тко mах идет процесс регулирования величины теплового потока, передаваемого КТТ 9, 10 во внутренний объем V радиационной панели 2, с помощью регулирующего клапана 20, 21 для пропуска части потока пара через байпасную линию 18, 19 из паропровода 22, 23 в конденсатопровод 24, 25, минуя конденсатор 7, 8. При максимальном тепловом потоке, снимаемом с теплоотводящего основания 13, 14 КО 15, регулирующий клапан 20, 21 максимально перекрывает поток пара через байпасную линию 18, 19, направляя его по паропроводу 22, 23 из зоны испарения 11, 12 КТТ 9, 10 в конденсатор 7, 8.
Причем режим активной работы космического объекта 15, длительностью τг с постоянно выделяемой тепловой мощностью Wко, проходит в общем случае в два этапа. На первом этапе активного тепловыделения от космического объекта 15 идет аккумулирование тепла за счет теплоемкости TAB 5 с нагревом TAB 5 от температуры Тх, температуры TAB 5 в твердом исходном состоянии до температуры плавления Тпл. На втором этапе активного тепловыделения от космического объекта 15 идет аккумулирование тепловой энергии за счет скрытой теплоты фазового перехода «твердое тело - жидкость» TAB 5 при постоянной температуре плавления Тпл TAB 5.
Поскольку TAB 5 равномерно распределено в высокотеплопроводной непрерывной матричной фазе 6 с объемной долей εмф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса 4 и TAB 5 тепло, выделяющееся в конденсаторе 7, 8 при конденсации теплоносителя КТТ 9, 10, будет теплопроводностью равномерно распределяться во внутреннем объеме V ТА 1, как показано на фиг. 1 и фиг. 2. Как показано на фиг. 3 и фиг. 4, дополнительно к матричной фазе 6 могут быть установлены равномерно по объему V транспортные тепловые трубы 28 с объемной долей εттт, позволяющие ускорить процесс равномерного распределения по объему V, отвечающему соотношению (4) РП 2 тепловой энергии, выделяющейся в конденсаторе 7, 8. В результате аккумулирование тепла TAB 5 радиационной панели 2 проходит равномерно по всему внутреннему объему V.
Таким образом, в результате конденсации теплоносителя в трубке (на фиг. не показана) зоны конденсации 7, 8 КТТ 9, 10, с объемной долей εктт и равномерно распределенной во внутреннем объеме V радиационной панели 2, в результате фазового перехода «пар-жидкость» выделяется тепловая энергия, которая аккумулируется TAB 5 за счет теплоемкости или за счет фазового перехода. Одновременно, с процессами тепловыделения при конденсации теплоносителем КТТ 9, 10 и последующим аккумулированием тепловой энергии TAB 5, идет процесс излучения с поверхности теплоизлучения 3 площадью F радиационной панели 2. Корпус 4 теплоаккумулятора выполнен в виде РП 2 толщиной δ, намного меньшей характерного размера его поверхности теплоизлучения 3, а внутренний объем V представляет матричную структуру (TAB 5 - непрерывная матричная фаза 6) с эффективной теплопроводностью, превышающей теплопроводность TAB 5. В результате чего тепловая энергия от конденсатора 7, 8 теплопроводностью, с минимальным перепадом температуры, равномерно поступает на практически изотермичную поверхность теплоизлучения 3 площадью F и далее излучается в космос.
Режим ожидания. По окончании активного режима работы космического объекта 15 длительностью τг, по сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на отключение электропитания космическому объекту 15, прекращается активное тепловыделение от КО 15, т.е. система терморегулирования КО 15 переходит в режим ожидания длительностью τ0. Одновременно с прекращением тепловыделения от КО 15 тепловая энергия, аккумулированная TAB 5 в активном режиме длительностью τг, начинает выделяться TAB 5 в процессе его кристаллизации и охлаждения и передается КТТ 9, 10 через терморегулируемую поверхность 13, 14 КО 15, поддерживая на определенном промежутке времени допустимую температуру КО 15 не ниже Тко min. Таким образом, радиатор-теплоаккумулятор системы терморегулирования КО 15 стабилизирует температуру и поддерживает оптимальный тепловой режим КО 15 не только во время активного режима работы, но и в режиме ожидания, что предотвращает резкое уменьшение температуры, когда тепловыделение от КО 15 прекращается. Режим ожидания так же проходит в общем случае в два этапа. На первом этапе ожидания идет кристаллизация TAB 5 с выделением тепла из TAB 5 за счет скрытой теплоты фазового перехода «жидкость - твердое тело» при постоянной температуре кристаллизации Тпл. На втором этапе ожидания идет дальнейшее тепловыделение из TAB 5 с понижением температуры TAB 5 начиная от Тпл, за счет теплоемкости TAB 5. Одновременно с процессом кристаллизации и охлаждения TAB 5 идет процесс переноса тепла теплопроводностью на практически изотермическую поверхность теплоизлучения 3 площадью F радиационной панели 2, аналогично сказанному выше, и далее тепловая энергия излучением сбрасывается в космос.
Для поддержания температуры Тко терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 в заданном диапазоне температур от Tко min до Тко mах одновременно с процессом охлаждения TAB 5 идет процесс регулирования величины теплового потока, передаваемого КТТ 9, 10 во внутренний объем V ТА 1, с помощью регулирующего клапана 20, 21 для пропуска части потока пара через байпасную линию 18, 19 из паропровода 22, 23 в конденсатопровод 24, 25, минуя конденсатор 7, 8. В случае недостаточности тепловой энергии выделяемой при кристаллизации и остывании TAB 5 для поддержания КО 15 в заданном диапазоне температур с помощью клапана 20, 21, а также для предотвращения замерзания теплоносителя, когда допустимая температура поверхности теплоизлучения 3 радиационной панели 2 Трп доп, которую предварительно принимают исходя из конструктивных особенностей проектируемой системы терморегулирования космического объекта 15, не удовлетворяет соотношению Трп≥Трп доп>Тпл тепл согласно условию Трп>Тпл тепл. Таким образом, при нарушении условий (Тко>Тко min)∨(Трп≥Трп доп>Тпл тепл) по сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на включение электропитания электронагревателям 26, 27, которые могут быть выполнены в виде пленочных электронагревателей 26, 27 и размещены на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15. Для снижения радиационных потерь тепла с пленочных электронагревателей 26, 27 на внешней поверхности электронагревателей 26, 27 и на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 размещена ЭВТИ. При недостаточности и этих мероприятий, как приведено на фиг. 3 и фиг. 4, в качестве дублирующих электронагревателям 26, 27 на поверхности корпуса 4 ТА 1 размещены электронагреватели 29, 30, которые могут быть выполнены в виде пленочных низкотемпературных электронагревателей 29, 30, размещенных на торцевой поверхности корпуса 4, а их внешняя поверхность закрыта ЭВТИ. По сигналу от СПУ электронагревателям 29, 30 поступает управляющая команда на включение электропитания, что обеспечивает безусловное выполнение соотношения Трп>Тпл тепл. Сигналы в СПУ поступают от температурных датчиков, размещенных на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 и поверхности радиационной панели 2. При достижении условий (Трп≥Трп доп>Тпл тепл)∧(Тко>Tко min) по сигналу от СПУ поступает управляющая команда на выключение электропитания электронагревателей 26, 27, размещенных на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15, а также электронагревателей 29, 30 при необходимости их использования. Для более равномерного распределения теплоты внутри объема V корпуса 4 ТА 1, для вариантов, приведенных на фиг. 3 и фиг. 4, равномерно могут быть установлены транспортные тепловые трубы 28 с объемной долей εттт, а внутренний объем V ТА 1 будет отвечать соотношению (4) V=М/[ρ⋅(1-εртт-εттт-εмф)].
Причем, для снижения тепловых потерь на внешней поверхности электронагревателей 26, 27, 29, 30 и на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 размещена экранно-вакуумная теплоизоляция (на фиг. не показана).
Приведем расчетный пример проектирования радиатора-теплоаккумулятора пассивной системы терморегулирования периодически работающего космического объекта по конструктивным вариантам приведенным на фиг. 1, 2.
В качестве космического объекта 15 терморегулирования примем, например, лазерный модуль (ЛМ) типа иттербиевого волоконного лазера ЛК-1000, производитель IPG Photonics (Россия) [https://www.stankoff.ru/product/11234/itterbievyiy-volokonnyiy-lazer-lk-1000] с близкими техническими характеристиками.
Примем требуемую регулируемую температуру терморегулируемой поверхности 13, 14 космического объекта 15 в диапазоне от Тко min=273 К до Тко max, которая не должна превышать допустимый интервал Tmax доп≥Тко max≥Тmin доп, где примем Тmin доп=301 К до Тmax доп=313 К. Примем, что космический объект 15 периодически работает в активном режиме, длительностью τг=3,6⋅103 с с максимальной (зависит от режима работы КО 15) выделяемой тепловой мощностью Wко до 3⋅103 Вт, и в режиме ожидания длительностью τ0=1,8⋅104 с.
В алгоритме системы терморегулирования, для предотвращения замерзания теплоносителя в конденсаторе 7, 8 КТТ 9, 10, вводится понятие «допустимая температура» Трп доп поверхности теплоизлучения 3 РП 2, которую выбираем исходя из конструктивных особенностей проектируемой системы, в частности исходя из условия ограничения по нижней рабочей температуре низкотемпературного ЭН 29, 30, т.е. соблюдения условия Трп≥Трп доп>Тпл тепл. Положим, что выбрали пленочные электронагреватели 26, 27, 29, 30, диапазон рабочих температур которых примем от 50 до минус 150°С, т.е. примем Трп доп=123 К. В качестве теплоаккумулирующего вещества 5 примем органическое соединение октадекан, который имеет высокую скрытую теплоту фазового перехода, а температура плавления Тпл.=301 К [В.Н. Варгафтик. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. Из-во «Наука», М., 1972, с. 292], что удовлетворяет условию Тmin доп≥Тпл. В качестве теплоносителя тепловых труб КТТ 9, 10 примем, например, пропилен, достоинством которого является широкий диапазон рабочих температур, температура плавления которого Тпл тепл=87,8 К [В.Н. Варгафтик. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. Из-во «Наука», М., 1972, с. 313], чтобы требуемое условие Трп>Тпл тепл гарантированно удовлетворялось соотношением Трп≥Трп доп>Тпл тепл. Для использования в дальнейших расчетах приведем теплофизические свойства октадекана (C18H38) приведенные, например, в [В.Н. Варгафтик. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. Из-во «Наука», М., 1972, с. 313] и в [Тепловой аккумулятор для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры кратковременного действия / Е.Н. Васильев, В.А. Деревянко, В.Е. Чеботарев // Вестник СибГАУ Том 17, №4. С. 930-935, https://cyberleninka.ru/article/n]. Примем: удельную теплоту плавления октадекана r=2,44 105 Дж/кг; удельную теплоемкость с=1,64 103 Дж/(кг К); плотность октадекана в жидком состоянии (при Т=303 К) ρ=775 кг/м3; теплопроводность в жидком состоянии (при Т=313 К) λ=0,149 Вт/(м К).
Предположим, что на рабочую поверхность теплоизлучения 3 РП 2; нанесено терморегулирующее покрытие (ТРП) выполненное, например, на основе хромоникелевой шпинели, используемой для покрытий радиаторов космических аппаратов, холодильников-излучателей и т.д., с ε=0,85 [Патент RU 2262552. Опубл. 20.10.2005. Бюл. №29, МПК: С23С 26/00 (2000.01), С23С 24/04 (2000.01)]. ТРП торцевой поверхности корпуса 4 РП 2, обращенной к источнику внешнего теплового излучения (например, к солнечному излучению), предположим выполнено на основе стеклопленок из радиационностойкого стекла с внутренним отражающим слоем из серебра с коэффициентом поглощения солнечной радиации αs=0,06 и коэффициентом теплового излучения в диапазоне длин волн более 4 мкм, ε=0,9 [Л.А. Новицкий, Б.М. Степанов. Оптические свойства материалов при низких температурах. Справочник. Москва, Машиностроение, 1980. с. 166, 170].
В качестве непрерывной матричной фазы 6 примем, например, тонкую металлическую проволоку 6 (в виде спутанной проволоки 6, как, например, предложено в [Патент RU 2084044, МПК: H01J 45/00 (2000.01). Опубликован 10.07.97, Бюл. №19 http://www.findpatent.ru/patent/208/2084044.html]) или сотовую конструкцию, размещенную между двумя поверхностями теплоизлучения 3 РП 2, как, например, предложено в [Патент RU 2566370. Опубл. 27.02.2015. Бюл. №6, МПК: G01J 5/58 (2006.01)].
Из совместного решения системы уравнений (1) и (3), которые будем решать графически, определим необходимую массу TAB 5 и минимально необходимую поверхность теплоизлучения 3 радиационной панели 2, построив зависимости M(F) из (1) и (3). Подставляя вышеприведенные исходные данные в (1) и (3), получаем зависимости M(F), а по точке пересечения этих зависимостей на графике получаем необходимую массу TAB 5 М=19,5 кг и минимально необходимую поверхность теплоизлучения 3 радиационной панели 2 Fmin=0,7 м2. Из выражения (2) определим внутренний объем V, приняв, что непрерывная матричная фаза 6 выполнена из меди с объемной долей εмф=0,25, εртт=0,05.
V=М/[ρ⋅(1-εртт-εмф)]=19,5/[775⋅(1-0,3)]=3,6 10-2 м3.
Определим толщину радиационной панели 2 δ, приняв площадь поверхности теплоизлучения 3 F=1 м2, что удовлетворяет выражению (3), а также имея в виду, что теплоизлучение идет с двух сторон РП 2.
δ=V/(F/2)=3,6 10-2/(1/2)=7,2 10-2 м.
Зная площадь поверхности теплоизлучения 3 F=1 м2, а также имея в виду, что теплоизлучение идет с двух сторон РП 2, примем геометрические размеры радиационной панели 2 0,5×1,0 м.
Выполним оценку ожидаемого максимального перепада температуры в направлении нормали к поверхности теплоизлучения 3 РП 2, используя для коэффициента теплопроводности двухфазных композиций матричных структур формулу [Р.Б. Котельников и др. Высокотемпературное ядерное топливо. Атомиздат, Москва, 1969, с. 7]
Figure 00000006
где λ, λ1, λ2 - коэффициент теплопроводности смеси и составляющих фаз соответственно;
V1, V2 - объемное содержание фаз в долях единицы.
Для оценки теплопроводности смеси из формулы (5) примем теплопроводность для меди λ1=400 Вт/(м⋅К), для октадекана теплопроводность λ2=0,15 Вт/(м⋅К) и примем V1=0,25 и V2=0,75.
λ=λ1{1+V2/[V1/3-λ1/(λ1-λ2)}=400{1+0,75/[0,25/3-400/(400-0,15)]}≈73 Вт/(м⋅К).
Оценку ожидаемого максимального перепада температуры в направлении нормали n к поверхности теплоизлучения 3 РП 2 при охлаждении двухфазной композиции, полагая, что все аккумулированное тепло излучением идет с двух сторон РП 2, выполняем согласно гипотезе Фурье:
Figure 00000007
где Δn=δ/2.
Откуда из (6) ожидаемый максимальный перепад температуры ΔT в двухфазной композиции теплоаккумулятора 1 в направлении нормали n к поверхности теплоизлучения 3 РП 2
ΔT=[Wко⋅(δ/2)]/λ=[3⋅103⋅(7,2 10-2/2)]/73≈1,48 К.
Приведем вывод выражения (1) для оценки необходимой массы теплоаккумулирующего вещества, считая, что выражения (2)-(4) достаточно очевидны.
Полагаем, что в начальный момент времени τ=0 температура TAB и соответственно поверхности теплоизлучения РП Т=Тх. Причем режим активной работы космического объекта, длительностью τг с постоянно выделяемой тепловой мощностью Wко, проходит в общем случае в два этапа. На первом этапе активного тепловыделения от КО идет аккумулирование тепла за счет теплоемкости TAB с нагревом TAB от температуры Тх, температуры TAB в твердом исходном состоянии, до температуры плавления Тпл. Одновременно с этим процессом идет процесс теплоизлучения с поверхности РП, что требует для доведения TAB до Т=Тпл, положим за время τ=τн, дополнительной тепловой энергии. Утечку тепла теплоизлучением с поверхности РП оценим из уравнения
Figure 00000008
где заменяем переменную τ на τ*=τ/τн, а для Т(τ) в первом приближении применяем линейную зависимость Т(τ)=(ΔT/τн)τ+Тх.
Интегрируя (7) по переменной τ* от 0 до 1, определяем количество тепла Qрн теряемое, во время нагрева TAB от Тх до Тпл, при излучении с РП
Figure 00000009
Откуда, с учетом (8), суммарное количество тепла необходимое на нагрев TAB ΣQн от Тх до Тпл оценим из выражения
Figure 00000010
В (9) оценим τн из соотношения
Figure 00000011
На втором этапе активного тепловыделения от космического объекта идет аккумулирование тепловой энергии за счет скрытой теплоты фазового перехода «твердое тело - жидкость» TAB при постоянной температуре плавления Тпл TAB. Одновременно с этим процессом идет процесс теплоизлучения с поверхности РП, что требует для полного расплавления TAB, положим за время τ=τпл, дополнительной тепловой энергии Qрп. Утечку тепла теплоизлучением с поверхности РП оценим из уравнения
Figure 00000012
Откуда, с учетом (11), суммарное количество тепла необходимое на расплавление TAB ΣQп при Т=Тпл оценим из выражения
Figure 00000013
В (12) оценим τпл из соотношения
Figure 00000014
Откуда, с учетом (8)-(13), суммарное количество тепла аккумулируемое TAB в активном режиме, длительностью τг с постоянно выделяемой тепловой мощностью Wко, полагаем отвечает соотношению
Figure 00000015
Подставляя выражения (8)-(13) в соотношение (14), получаем выражение (1) для оценки необходимой массы теплоаккумулирующего вещества
М=Wко⋅τг/(с⋅ΔT⋅к1+r⋅к2),
где к1 и к2 - коэффициенты, учитывающие утечку тепла теплоизлучением с поверхности РП в процессе нагрева и аккумулирования тепла TAB в активном режиме работы КО, длительностью τг, с постоянно выделяемой тепловой мощностью Wко, определяемые по формулам:
к1=1+ε⋅
Figure 00000002
⋅F⋅(Tx 4+2⋅Tx 3⋅ΔT+2⋅Tx 2⋅ΔT2+Tx⋅ΔT3+0,2⋅ΔT4)/Wко,
к2=1+ε⋅
Figure 00000002
⋅F⋅Tпл 4/Wко.
Необходимо дополнительно отметить, что упомянутое выше ЭВТИ относят к пассивным средствам обеспечения тепловых режимов КО. ЭВТИ - пакет многослойной теплоизоляции, состоящий из набора экранов с высокой отражательной способностью, разделенных прокладками из материалов с низкой теплопроводностью. ЭВТИ обладает уникальными теплоизоляционными характеристиками. Ее термическое сопротивление, отнесенное к весу единицы площади поверхности, является наибольшим из всех известных типов теплоизоляции. ЭВТИ технологична, может наноситься на элементы КО различной формы. Обычно для поддержания необходимого теплового режима КО с элементами его системы терморегулирования, которые работают в условиях открытого космоса, внешняя поверхность КО с элементами его системы терморегулирования защищаются ЭВТИ за исключением определенных участков поверхности, в данном случае поверхности теплоизлучения радиационной панели, через которые осуществляется регулируемый теплообмен с окружающей средой, а также тех внешних элементов КО, которые должны функционировать в открытом виде [Патент RU 2341422. Опубл. 20.12.2008. Бюл. №35, МПК: B64G 1/58 (2006.01), G01N 25/18 (2006.01)].

Claims (24)

1. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта, где космический объект работает в периодическом режиме и включающий теплоотводящее основание, теплоаккумулятор, состоящий из корпуса с внутренним объемом V, заполненным теплоаккумулирующим веществом, и с каналами охлаждения, отличающийся тем, что корпус теплоаккумулятора выполнен в виде радиационной панели толщиной δ, намного меньшей характерного размера его поверхности теплоизлучения площадью F, при этом упомянутое теплоаккумулирующее вещество равномерно распределено в непрерывной матричной фазе с объемной долей εмф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса и теплоаккумулирующим веществом плотностью ρ и массой М, с температурой плавления Тпл, а также равномерно распределенной по объему V зоной конденсации теплоносителя с объемной долей εртт регулируемой тепловой трубы, температура плавления теплоносителя в которой Тпл тепл, при этом температура поверхности теплоизлучения Трп удовлетворяет соотношению Трп>Тпл тепл, причем на теплоотводящем основании космического объекта размещены электронагреватели и зона испарения регулируемой тепловой трубы, поддерживающие температуру космического объекта Тко в диапазоне от минимальной температуры Тко min до максимальной температуры Тко max, которая не должна превышать допустимый интервал Tmax доп≥Тко max≥Тmin доп, где Тmin доп≥Тпл, при этом космический объект периодически работает в активном режиме длительностью τг с постоянно выделяемой тепловой мощностью Wко и в режиме ожидания длительностью τ0, причем необходимую массу теплоаккумулирующего вещества оценивают из выражения:
М=Wко⋅τг/(с⋅ΔT⋅к1+r⋅к2),
где к1 и к2 - коэффициенты, определяемые по формулам:
к1=1+ε⋅
Figure 00000016
⋅F⋅(Tx 4+2⋅Tx 3⋅ΔT+2⋅Tx 2⋅ΔT2+Tx⋅ΔT3+0,2⋅ΔT4)/Wко,
к2=1+ε⋅
Figure 00000016
⋅F⋅Tпл 4/Wко;
r - удельная теплота плавления теплоаккумулирующего вещества;
ε - степень черноты поверхности теплоизлучения радиационной панели;
Figure 00000016
- постоянная Стефана-Больцмана;
с - удельная теплоемкость теплоаккумулирующего вещества;
ΔT=Тпл-Тх, при условии Тх>Тпл тепл,
где Тх - температура теплоаккумулирующего вещества в твердом исходном состоянии,
при этом внутренний объем теплоаккумулятора V отвечает соотношению:
V=М/[ρ⋅(1-εртт-εмф)],
а минимально необходимая поверхность теплоизлучения радиационной панели должна удовлетворять соотношению
Fmin=М⋅r/(τ0⋅ε⋅
Figure 00000016
⋅Тпл 4).
2. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что непрерывная матричная фаза выполнена из материала с высокой теплопроводностью.
3. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 2, отличающийся тем, что непрерывная матричная фаза выполнена металлической из серебра, меди, алюминия или сплавов на их основе.
4. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 2, отличающийся тем, что непрерывная матричная фаза выполнена из тонкой спутанной проволоки.
5. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 2, отличающийся тем, что непрерывная матричная фаза выполнена в виде сотовой конструкции.
6. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что в него введены транспортные тепловые трубы с объемной долей εттт, равномерно распределенные по объему V, равному V=М/[ρ⋅(1-εртт-εттт-εмф)].
7. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что на торцевой поверхности корпуса радиационной панели размещены электронагреватели.
8. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 7, отличающийся тем, что электронагреватели выполнены пленочными.
9. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 7, отличающийся тем, что электронагреватели выполнены пленочными низкотемпературными.
10. Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 7, отличающийся тем, что на внешней поверхности электронагревателей размещена экранно-вакуумная теплоизоляция.
RU2019110921A 2019-04-11 2019-04-11 Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта RU2716591C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019110921A RU2716591C1 (ru) 2019-04-11 2019-04-11 Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019110921A RU2716591C1 (ru) 2019-04-11 2019-04-11 Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2716591C1 true RU2716591C1 (ru) 2020-03-13

Family

ID=69898835

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019110921A RU2716591C1 (ru) 2019-04-11 2019-04-11 Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2716591C1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5036905A (en) * 1989-10-26 1991-08-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force High efficiency heat exchanger
US5069274A (en) * 1989-12-22 1991-12-03 Grumman Aerospace Corporation Spacecraft radiator system
RU2040446C1 (ru) * 1993-01-18 1995-07-25 Товарищество с ограниченной ответственностью "Термоспейс" Пассивная система терморегулирования объекта
RU2586783C1 (ru) * 2015-04-02 2016-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Способ управления системой терморегулирования радиационных панелей космического аппарата при сбоях и отказах датчиков температур

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5036905A (en) * 1989-10-26 1991-08-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force High efficiency heat exchanger
US5069274A (en) * 1989-12-22 1991-12-03 Grumman Aerospace Corporation Spacecraft radiator system
RU2040446C1 (ru) * 1993-01-18 1995-07-25 Товарищество с ограниченной ответственностью "Термоспейс" Пассивная система терморегулирования объекта
RU2586783C1 (ru) * 2015-04-02 2016-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Способ управления системой терморегулирования радиационных панелей космического аппарата при сбоях и отказах датчиков температур

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
William G. Anderson еt al. Variable Conductance Heat Pipe Radiatorfor Lunar Fission Power Systems, 11th International Energy Conversion Engineering Conference, July 2013 . *
В.В.Двирный и др. Особенности комплектующих систем терморегулирования космических аппаратов, Космические аппараты и технологии, N1, (27), 2019. *
Васильев Е.Н. и др. Тепловой аккумулятор для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры кратковременного действия, Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета им. академика М.Ф. Решетнева, том 17, N4, 2016. *
Васильев Е.Н. и др. Тепловой аккумулятор для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры кратковременного действия, Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета им. академика М.Ф. Решетнева, том 17, N4, 2016. William G. Anderson еt al. Variable Conductance Heat Pipe Radiatorfor Lunar Fission Power Systems, 11th International Energy Conversion Engineering Conference, July 2013 . *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Li et al. A loop-heat-pipe heat sink with parallel condensers for high-power integrated LED chips
Blet et al. Heats pipes for temperature homogenization: A literature review
Dickey et al. Experimental and analytical investigation of a capillary pumped loop
US6997241B2 (en) Phase-change heat reservoir device for transient thermal management
US7191820B2 (en) Phase-change heat reservoir device for transient thermal management
Li et al. Performance investigation of a compact loop heat pipe with parallel condensers
CN107168415A (zh) 快响应相变温控装置
Cataldo et al. Experimental Performance of a Completely Passive Thermosyphon Cooling System Rejecting Heat by Natural Convection Using the Working Fluids R1234ze, R1234yf, and R134a
Liu et al. Experimental study on thermal performance of a loop heat pipe with a bypass line
Ku et al. Capillary pumped loop GAS and Hitchhiker flight experiments
Byon Heat pipe and phase change heat transfer technologies for electronics cooling
Hong et al. An investigation on optimal external cooling condition for an ultra-thin loop thermosyphon-based thermal management system
Yang et al. Experimental study on the thermal performance of an ammonia loop heat pipe using a rectangular evaporator with longitudinal replenishment
Ma et al. Experimental study on sodium Screen-Wick heat pipe capillary limit
RU2716591C1 (ru) Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта
Bai et al. Startup characteristics of an ammonia loop heat pipe with a rectangular evaporator
RU2725116C1 (ru) Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта
Cui et al. Thermal performance analysis on unit tube for heat pipe receiver
Zhao et al. Experimental Study on Cooling Down Process of a Nitrogen-Charged Cryogenic Loop Heat Pipe
Cho et al. Experimental validation of heat switch capability of cryogenic loop heat pipe
Fasula Oscillating heat pipes (OHP)
Khrustalev et al. Temperature control with two parallel small loop heat pipes for GLM program
Ogushi et al. Heat transport characteristics of flexible looped heat pipe under micro‐gravity condition
Sarraf et al. High temperature and high heat flux thermal management for electronics
Bugby et al. Multi-evaporator two-phase loop cooling system