RU2774867C1 - Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft - Google Patents

Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2774867C1
RU2774867C1 RU2021122754A RU2021122754A RU2774867C1 RU 2774867 C1 RU2774867 C1 RU 2774867C1 RU 2021122754 A RU2021122754 A RU 2021122754A RU 2021122754 A RU2021122754 A RU 2021122754A RU 2774867 C1 RU2774867 C1 RU 2774867C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
thermal
screens
spacecraft
ensuring
thermomechanical
Prior art date
Application number
RU2021122754A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Александрович Басов
Анатолий Александрович Пациевский
Владимир Владимирович Кошлаков
Ражудин Насрединович Ризаханов
Николай Николаевич Ситников
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (ПАО "РКК "Энергия")
Акционерное общество "Государственный научный центр Российской Федерации "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (АО ГНЦ "Центр Келдыша")
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (ПАО "РКК "Энергия"), Акционерное общество "Государственный научный центр Российской Федерации "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (АО ГНЦ "Центр Келдыша") filed Critical Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (ПАО "РКК "Энергия")
Application granted granted Critical
Publication of RU2774867C1 publication Critical patent/RU2774867C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: space technology.
SUBSTANCE: invention relates to the means of thermoregulation of spacecraft. The proposed system contains flat screens (2) installed above the protected surface (1) by means of thermal micromechanical actuators (MMA) (3), which on one side are fixed on the surface (1) perpendicular or at an angle to it, and on the other side, parallel or at an angle to the surface of the screen (2). Each MMA (3) consists of a set of silicon beams (not shown) united by a bearing layer of polyimide forming hinge nodes at the joints of the beams. With high heat release from the back of the surface (1), the temperature of the screens (2) and MMA (3) increases, polyimide expands, straightening the MMA structure and opening the screens. This increases the heat discharge from the surface (1).
EFFECT: decrease in the electrical power required to compensate for heat loss from the spacecraft body, as well as an expansion of the range of heat exchange problems solved by the system.
5 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам регулирования теплообмена космических аппаратов (КА) с окружающей средой, содержащим термоупругие исполнительные элементы (тепловые актюаторы), и может быть использовано для автономного терморегулирования объекта в условиях космоса.SUBSTANCE: invention relates to rocket and space technology, namely to devices for controlling heat exchange of spacecraft (SC) with the environment, containing thermoelastic actuating elements (thermal actuators), and can be used for autonomous thermal control of an object in space conditions.

Из уровня техники известно устройство терморегулирования космических аппаратов (патент US 3220647, опубликован 30.11.1965, МПК: F25B 23/00; G05D 23/01), состоящее из матрицы биметаллических экранов, закрепленных консольно на несущих подложках. При изменении температуры за счет разницы коэффициентов линейного температурного расширения входящих в состав экрана металлов экраны изгибаются, изменяя значение полезной площади, участвующей в процессе лучистого теплообмена с окружающей средой.In the prior art, a thermal control device for spacecraft is known (patent US 3220647, published 11/30/1965, IPC: F25B 23/00; G05D 23/01), consisting of a matrix of bimetallic screens fixed cantilevered on carrier substrates. When the temperature changes due to the difference in the coefficients of linear thermal expansion of the metals included in the screen, the screens bend, changing the value of the usable area involved in the process of radiant heat exchange with the environment.

Недостатками этого устройства являются:The disadvantages of this device are:

- низкая массовая эффективность, так как биметаллические экраны обладают достаточно большой массой на единицу занимаемой площади;- low mass efficiency, since bimetallic screens have a fairly large mass per unit area;

- высокая тепловая инерция вследствие низкой скорости срабатывания ввиду высокой теплоемкости биметаллических экранов.- high thermal inertia due to low response speed due to the high heat capacity of bimetallic screens.

Из уровня техники известно микроэлектромеханическое устройство терморегулирования для космического аппарата (патент US 6538796, опубликован 31.03.2000, МПК: B64G 1/50), представляющее собой систему, состоящую из светоотражающих экранов, приводимых в движение системой тяг, использующих в качестве исполнительных элементов биморфные (в том числе биметаллические) актюаторы или элементы на основе эффекта памяти формы.From the prior art, a microelectromechanical thermal control device for a spacecraft is known (patent US 6538796, published on March 31, 2000, IPC: B64G 1/50), which is a system consisting of reflective screens driven by a system of rods using bimorphic ( including bimetallic) actuators or elements based on the shape memory effect.

Недостатком данного устройства является высокая сложность конструкции, что приводит к повышению вероятности отказа. При этом отказ одного из элементов системы тяг выводит из строя целый кластер экранов. Также система тяг частично закрывает полезную площадь защищаемой поверхности, снижая общую эффективность системы.The disadvantage of this device is the high complexity of the design, which leads to an increase in the probability of failure. In this case, the failure of one of the elements of the thrust system disables the entire cluster of screens. Also, the tie rod system partially covers the usable area of the protected surface, reducing the overall efficiency of the system.

Из уровня техники известно микросистемное устройство терморегуляции поверхности космических аппаратов (RU 2518258 С1, опубликован 10.06.2014, МПК: В81В 7/00 (2006.01), В81В 3/00 (2006.01), представляющее собой защитный экран, расположенный над актюаторами и приводимый в движение двумя рядами биморфных актюаторов композиции полиимид-кремний. Актюаторы приводятся в движение изменением температуры вследствие подачи на них микротоков, после чего актюаторы механически перемещают защитный экран, изменяя площадь лучистого теплообмена.From the prior art, a microsystem device for thermal control of the surface of spacecraft is known (RU 2518258 C1, published on 06/10/2014, IPC: V81V 7/00 (2006.01), V81V 3/00 (2006.01), which is a protective screen located above the actuators and driven two rows of bimorph actuators of polyimide-silicon composition Actuators are set in motion by temperature change due to the supply of microcurrents to them, after which the actuators mechanically move the protective screen, changing the area of radiant heat exchange.

Недостатком данного устройства являются:The disadvantages of this device are:

- необходимость боковой поддержки защитного экрана, что увеличивает габариты и массу системы;- the need for lateral support of the protective screen, which increases the size and weight of the system;

- необходимость внешнего управления, что снижает надежность и требует дополнительных информационных и энергетических ресурсов бортовых систем космического аппарата.- the need for external control, which reduces reliability and requires additional information and energy resources of the onboard systems of the spacecraft.

Из уровня техники известно устройство терморегулирования космического аппарата (RU 2465181 С2, опубликован 10.03.2011, МПК: B64G 1/50 (2006.01), включающее движущиеся под действием теплового потока и регулярно расположенные над подложкой экраны, выполненные в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, состоящими из параллельных трапециевидных вставок из монокристаллического кремния с ориентацией [100] и соединенными полиимидными прослойками, образованными полиимидной пленкой.From the prior art, a thermal control device for a spacecraft is known (RU 2465181 C2, published on March 10, 2011, IPC: B64G 1/50 (2006.01), including screens moving under the action of a heat flow and regularly located above the substrate, made in the form of a matrix with elastically hinged cantilevers, consisting from parallel trapezoidal inserts made of single-crystal silicon with [100] orientation and connected by polyimide interlayers formed by a polyimide film.

Недостатком этого устройства является низкая эффективность при регулировании внешнего теплообмена по причине того, что термоупругие элементы (экраны) закреплены на подложке параллельно защищаемой поверхности, и при повышении температуры за счет поступающего извне теплового потока шарниры «распрямляются», блокируя собственное излучение защищаемой поверхности, и в случае наличия собственного тепловыделения закрытие «створок» приведет к скачкообразному нагреву защищаемой поверхности. Помимо этого термоупругие элементы имеют небольшой размер, и площадь экранируемой поверхности соответствует площади термоупругих элементов, что приводит к низкой эффективности экранирования защищаемой поверхности.The disadvantage of this device is the low efficiency in regulating external heat transfer due to the fact that the thermoelastic elements (screens) are fixed on the substrate parallel to the protected surface, and when the temperature rises due to the heat flow coming from the outside, the hinges “straighten”, blocking the own radiation of the protected surface, and in In the case of the presence of its own heat release, the closing of the "shutters" will lead to an abrupt heating of the protected surface. In addition, the thermoelastic elements are small in size, and the area of the shielded surface corresponds to the area of the thermoelastic elements, which leads to a low shielding efficiency of the protected surface.

Задачей изобретения является создание пассивной (не требующей внешних информационных сигналов или электропитания) адаптивной (подстраивающейся под изменяющиеся внешние условия) системы регулирования теплообмена внешних поверхностей КА с окружающим пространством, позволяющей снизить значения электропотребления бортовых систем на компенсацию нерегулируемых теплопотерь и увеличить время работы целевой аппаратуры с ненормированной частотой включения.The objective of the invention is to create a passive (not requiring external information signals or power supply) adaptive (adapting to changing external conditions) system for regulating the heat exchange of the outer surfaces of the spacecraft with the surrounding space, which makes it possible to reduce the power consumption of on-board systems to compensate for unregulated heat losses and increase the operating time of the target equipment from non-standardized switching frequency.

Техническими результатами изобретения являются:The technical results of the invention are:

- снижение электрической мощности, требуемой для компенсации нерегулируемых теплопотерь с корпуса космического аппарата при минимальных внешних и внутренних тепловых воздействиях;- reduction of electric power required to compensate for unregulated heat losses from the spacecraft body with minimal external and internal thermal effects;

- возможность адаптации имеющейся конструкции под широкий диапазон задач теплообмена в условиях космического пространства.- the possibility of adapting the existing design to a wide range of heat transfer problems in outer space.

Технический результат достигается тем, что в термомеханической системе обеспечения теплового режима космического аппарата, включающей набор защитных экранов, расположенных над защищаемой поверхностью и приводимых в движение под действием теплового потока, причем защитные экраны выполнены в виде плоских пластин, на экранирующую поверхность которых нанесено терморегулирующее покрытие, при этом в качестве приводов защитных экранов использованы тепловые актюаторы с площадью поверхности STA, с одной стороны неподвижно закрепленные на защищаемой поверхности перпендикулярно или под углом ± 30° к ней, а с другой - параллельно или под углом ± 30° к экранирующей поверхности защитного экрана с площадью поверхности SЗЭ, причем SЗЭ>>STA.The technical result is achieved by the fact that in the thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft, which includes a set of protective screens located above the surface to be protected and set in motion under the action of a heat flow, moreover, the protective screens are made in the form of flat plates, on the screening surface of which a thermoregulating coating is applied, at the same time, thermal actuators with a surface area S TA are used as drives of protective screens, on the one hand, fixedly fixed on the protected surface perpendicularly or at an angle of ± 30 ° to it, and on the other hand, parallel or at an angle of ± 30 ° to the shielding surface of the protective screen with surface area S 3 , and S 3 >> S TA .

Защитные экраны могут быть изготовлены из углепластика, из кремния или выполнены в виде каркасной конструкции с полиимидной пленкой в один или несколько слоев, либо в виде каркасной конструкции с установленным на ней матом экранно-вакуумной теплоизоляции.Protective screens can be made of carbon fiber, silicon or made in the form of a frame structure with a polyimide film in one or several layers, or in the form of a frame structure with a screen-vacuum thermal insulation mat installed on it.

Сущность изобретения заключается в следующем.The essence of the invention is as follows.

В предложенной термомеханической системе обеспечения теплового режима космического аппарата использованы в качестве термомеханических приводов защитных экранов кремний-полиимидные тепловые актюаторы, ограничивающие нерегулируемые теплопотери с защищаемой поверхности в космическое пространство и регулирующие полезную площадь теплообмена.In the proposed thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft, silicon-polyimide thermal actuators are used as thermomechanical drives of protective screens, limiting unregulated heat loss from the protected surface to outer space and regulating the useful heat exchange area.

Передача тепловой энергии от защищаемой поверхности к рассматриваемой термомеханической системе осуществляется посредством кондуктивной теплопередачи от поверхности на неподвижные хвостовики актюаторов и лучистого теплообмена между поверхностью и защитным экраном. При повышении температуры установочной поверхности за счет собственного тепловыделения тепловая энергия передается актюаторам. Увеличение температуры актюаторов приводит к их распрямлению за счет разницы коэффициентов температурного линейного расширения входящих в их состав материалов, что в итоге приводит к изменению положения защитного экрана и увеличению углового коэффициента обзора защищаемой поверхности космического пространства, что увеличивает количество излучаемой в космос тепловой энергии.The transfer of thermal energy from the protected surface to the considered thermomechanical system is carried out by means of conductive heat transfer from the surface to the fixed shank of the actuators and radiant heat exchange between the surface and the protective screen. When the temperature of the mounting surface rises due to its own heat release, thermal energy is transferred to the actuators. An increase in the temperature of the actuators leads to their straightening due to the difference in the coefficients of linear thermal expansion of the materials included in their composition, which ultimately leads to a change in the position of the protective screen and an increase in the viewing angle of the protected space surface, which increases the amount of thermal energy radiated into space.

Адаптация системы к различным задачам достигается благодаря возможности корректировки проектных параметров исполнительных элементов под конкретные диапазоны температур, а также изменением термооптических характеристик защитных экранов.Adaptation of the system to various tasks is achieved due to the possibility of adjusting the design parameters of the actuators for specific temperature ranges, as well as changing the thermo-optical characteristics of protective screens.

Сущность изобретения поясняется на примере средств терморегулирования блоков электроники передающих антенн космического назначения с низкой периодичностью работы, иллюстрируется графическими материалами (фиг. 1-4, таблица) и описанием их эксплуатации.The essence of the invention is illustrated by the example of means for thermal control of electronics units of transmitting antennas for space purposes with a low frequency of operation, illustrated by graphic materials (Fig. 1-4, table) and a description of their operation.

На фиг. 1 приведен пример компоновки средств терморегулирования с использованием термомеханической системы обеспечения теплового режима КА (минимальная температура основания, створки экранов закрыты). Элементы размещаются двумя рядами, при этом защитные экраны с двух сторон формируют створки, закрывающие защищаемую поверхность.In FIG. Figure 1 shows an example of the arrangement of thermal control means using a thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft (the minimum temperature of the base, the screen shutters are closed). The elements are placed in two rows, while the protective screens on both sides form flaps covering the protected surface.

На фиг. 2 приведен пример компоновки средств терморегулирования с использованием термомеханической системы обеспечения теплового режима КА (разогрев основания, створки экранов приоткрыты).In FIG. Figure 2 shows an example of the layout of thermal control means using a thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft (warming up the base, screen flaps ajar).

На фиг. 3 приведен пример компоновки средств терморегулирования с использованием термомеханической системы обеспечения теплового режима КА (максимальная температура основания, створки экранов открыты).In FIG. Figure 3 shows an example of the layout of thermal control means using a thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft (the maximum temperature of the base, the screen doors are open).

На фиг. 4 приведено изображение единичного привода - теплового актюатора.In FIG. 4 shows an image of a single drive - a thermal actuator.

В таблице представлены результаты расчета, проведенного для определения эффективности применения термомеханической системы обеспечения теплового режима.The table presents the results of the calculation carried out to determine the effectiveness of the use of a thermomechanical system for providing a thermal regime.

На фигурах 1-4 приняты следующие обозначения:In figures 1-4, the following designations are adopted:

1 - защищаемая поверхность;1 - protected surface;

2 - защитные экраны;2 - protective screens;

3 - термомеханические приводы (тепловые актюаторы);3 - thermomechanical drives (thermal actuators);

4 - кремниевые балки;4 - silicon beams;

5 - несущий слой полиимида;5 - carrier layer of polyimide;

6 - шарнирный полиимидный узел;6 - hinged polyimide assembly;

7 - поверхность крепления тепловых актюаторов (основание).7 - mounting surface of thermal actuators (base).

Термомеханическая система обеспечения теплового режима КА включает набор защитных экранов 2, расположенных над защищаемой поверхностью 1 и приводимых в движение под действием теплового потока, защитные экраны выполнены в виде плоских пластин, на экранирующую поверхность которых нанесено терморегулирующее покрытие, при этом в качестве приводов защитных экранов 2 использованы тепловые актюаторы 3 с площадью поверхности STA, с одной стороны неподвижно закрепленные на поверхности крепления тепловых актюаторов (основании) 7 перпендикулярно или под углом ± 30° к ней, а с другой - параллельно или под углом ± 30° к экранирующей поверхности защитного экрана 2 с площадью поверхности SЗЭ, причем SЗЭ>>STA (фиг. 1, 2, 3), представляющие собой набор кремниевых балок 4, объединенные друг с другом несущим слоем полиимида 5, формирующим подвижные шарнирные узлы 6 на стыках соседних кремниевых балок.The thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft includes a set of protective screens 2 located above the protected surface 1 and driven under the action of a heat flow, the protective screens are made in the form of flat plates, on the shielding surface of which a thermoregulating coating is applied, while protective screens 2 act as drives thermal actuators 3 with a surface area S TA were used, on the one hand, fixedly fixed on the mounting surface of thermal actuators (base) 7 perpendicularly or at an angle of ± 30° to it, and on the other hand, parallel or at an angle of ± 30° to the shielding surface of the protective screen 2 with a surface area S 3 , and S 3 >> S TA (Fig. 1, 2, 3), which is a set of silicon beams 4, combined with each other by a carrier layer of polyimide 5, forming movable hinge nodes 6 at the junctions of adjacent silicon beams .

Экранирующие поверхности защитных экранов 2 могут быть изготовлены из тонких пластин из углепластика (например, радиопрозрачный углепластик с цианатэфирным связующим, см. «Радиопрозрачные цианатэфирные синтактики (сферопластики) на основе полых стеклянных или полимерных микросфер для приемопередающих устройств космических аппаратов», В.Ф. Аристов, И.А. Вихров, Ж.: «Решетневские чтения», 2017, с. 66-67) или из монокристаллического кремния (например, марка ЭКДБ по ГОСТ 19658-81), либо в виде каркасной конструкции с установленной в один или несколько слоев полиимидной пленкой (например, марка А по ТУ 6-19-121-85) или матом экранно-вакуумной теплоизоляции (например, ЭВТИ-2В по ОСТ 92-1380-83).Shielding surfaces of protective screens 2 can be made of thin plates of carbon fiber (for example, radio-transparent carbon fiber with a cyanate-ether binder, see "Radio-transparent cyanate-ether syntactics (spheroplasts) based on hollow glass or polymer microspheres for transceiver devices of spacecraft", V.F. Aristov , I. A. Vikhrov, Zh.: "Reshetnevskiye readings", 2017, pp. 66-67) or from single-crystal silicon (for example, EKDB brand according to GOST 19658-81), or in the form of a frame structure with one or more layers of polyimide film (for example, grade A according to TU 6-19-121-85) or screen-vacuum thermal insulation mat (for example, EVTI-2V according to OST 92-1380-83).

На экранирующие поверхности может наноситься терморегулирующее покрытие (например, эмаль ЭКОМ-ЖС-2М по ТУ 2316-513-56897835) в соответствии с выполняемыми задачами.The shielding surfaces can be coated with a temperature control coating (for example, EKOM-ZhS-2M enamel according to TU 2316-513-56897835) in accordance with the tasks to be performed.

Защитные экраны 2 крепятся к термомеханическим приводам (тепловым актюаторам) 3 (фиг. 1, 2, 3) клеевым соединением или изготавливаются совместно из единой кремниевой заготовки.Protective screens 2 are attached to thermomechanical actuators (thermal actuators) 3 (Fig. 1, 2, 3) by adhesive bonding or are made jointly from a single silicon workpiece.

Тепловой актюатор 3 представляет собой термоупругие биморфные элементы на основе кремний-полиимидной композиции и состоит из кремниевых балок 4, соединенных несущим слоем полиимида 5, формирующим на стыке двух соседних балок шарнирный полиимидный узел 6 (фиг. 4). Из уровня техники известен двунаправленный тепловой микромеханический актюатор (RU 2621612 С2, опубликовано 06.06.2017, бюл. №13, МПК: В81В 3/00 (2006.01), В81С 1/00 (2006.01), выполненный в виде сформированной в мезаструктуре упруго-шарнирной балки, состоящей из параллельных трапециевидных вставок из монокристаллической кремниевой подложки р-типа с ориентацией [100], расположенных перпендикулярно основной оси консольной балки и соединенных полиимидными прослойками, образованными полиимидной пленкой, нагревателя и электропроводящих шин, образующих омический контакт с кремнием, трапециевидные вставки выполнены на противоположных сторонах упруго-шарнирной консольной балки и образуют, по меньшей мере, две зоны деформации.The thermal actuator 3 is a thermoelastic bimorph element based on a silicon-polyimide composition and consists of silicon beams 4 connected by a carrier layer of polyimide 5, which forms a hinged polyimide assembly 6 at the junction of two adjacent beams (Fig. 4). A bidirectional thermal micromechanical actuator is known from the prior art (RU 2621612 C2, published on 06.06.2017, bull. No. 13, IPC: V81V 3/00 (2006.01), V81C 1/00 (2006.01), made in the form of an elastic-hinge formed in the mesastructure a beam consisting of parallel trapezoidal inserts made of a p-type single-crystal silicon substrate with [100] orientation, located perpendicular to the main axis of the cantilever beam and connected by polyimide interlayers formed by a polyimide film, a heater and electrically conductive tires that form ohmic contact with silicon, trapezoidal inserts are made on opposite sides of the elastically hinged cantilever beam and form at least two deformation zones.

Установка тепловых актюаторов 3 на защищаемую поверхность 1 осуществляется, например, через миниатюрные кронштейны - уголки (на фигурах не показаны) посредством клеевого соединения. Поверхности тепловых актюаторов могут покрываться термооптическим покрытием (металлизация напылением, углеродные нанотрубки и т.д.) в соответствии с выполняемыми задачами.Installation of thermal actuators 3 on the protected surface 1 is carried out, for example, through miniature brackets - corners (not shown in the figures) by means of adhesive bonding. The surfaces of thermal actuators can be coated with a thermo-optical coating (spray plating, carbon nanotubes, etc.) in accordance with the tasks to be performed.

Количество тепловых актюаторов 3, необходимое для приведения в движение одного экрана 2, определяется по результатам прочностного анализа в условиях статики и воздействия сил тяжести и в динамике для нагрузок, соответствующих расчетным нагрузкам при выведении в составе ракеты космического назначения. Количество и взаимное расположение экранов 2 определяется геометрией защищаемой поверхности 1 (фиг. 1-3) и условиями эксплуатации в режиме функционирования на орбите.The number of thermal actuators 3 required to drive one screen 2 is determined by the results of a strength analysis under static and gravity conditions and in dynamics for loads corresponding to the design loads during launch as part of a space rocket. The number and relative position of the screens 2 is determined by the geometry of the protected surface 1 (Fig. 1-3) and operating conditions in the operating mode in orbit.

Эксплуатация предложенной термомеханической системы осуществляется в зависимости от изменения температурных режимов следующим образом.The operation of the proposed thermomechanical system is carried out depending on the change in temperature regimes as follows.

Передача тепловой энергии от защищаемой поверхности 1 к рассматриваемой термомеханической системе осуществляется посредством кондуктивной теплопередачи от поверхности 1 на неподвижные хвостовики тепловых актюаторов 3 и лучистого теплообмена между поверхностью 1 и экранирующей поверхностью защитного экрана 2. При повышении/понижении температуры поверхности 1 за счет собственного тепловыделения тепловая энергия передается актюаторам 3. Повышение/понижение температуры актюаторов 3 приводит к их распрямлению/изгибу за счет разницы коэффициентов температурного линейного расширения/сжатия входящих в их состав материалов, что в итоге приводит к изменению положения защитного экрана и увеличению/уменьшению углового коэффициента обзора защищаемой поверхности 1 космического пространства, что увеличивает/уменьшает количество излучаемой в космос тепловой энергии.The transfer of thermal energy from the protected surface 1 to the considered thermomechanical system is carried out by means of conductive heat transfer from the surface 1 to the fixed shanks of the thermal actuators 3 and radiant heat exchange between the surface 1 and the shielding surface of the protective screen 2. With an increase/decrease in the temperature of the surface 1 due to its own heat release, thermal energy is transmitted to the actuators 3. An increase/decrease in the temperature of the actuators 3 leads to their straightening/bending due to the difference in the coefficients of linear thermal expansion/compression of the materials included in their composition, which ultimately leads to a change in the position of the protective screen and an increase/decrease in the viewing angle of the protected surface 1 outer space, which increases / reduces the amount of thermal energy radiated into space.

1. Положение защитных экранов 2 в «холодном» режиме1. The position of the protective screens 2 in the "cold" mode

При незначительных или отсутствующих тепловыделениях с тыльной (внутренней) стороны защищаемой поверхности 1 температура защитных экранов 2 и термомеханических приводов 3 принимает минимальные значения. При этом происходит сжатие полиимида 5 в шарнирных узлах 6 актюатора, изгибая конструкцию привода 3 и опуская защитные экраны 2 до положения, когда экран 2 параллелен защищаемой поверхности 1 и перекрывает ей обзор. Тем самым угловой коэффициент обзора защищаемой поверхности 1 космического пространства уменьшается и, таким образом, уменьшаются и теплопотери.With little or no heat release from the rear (inner) side of the protected surface 1, the temperature of the protective screens 2 and thermomechanical drives 3 takes on minimum values. When this occurs, the polyimide 5 is compressed in the hinge joints 6 of the actuator, bending the structure of the drive 3 and lowering the protective screens 2 to a position where the screen 2 is parallel to the protected surface 1 and blocks its view. Thus, the angular coefficient of view of the protected surface 1 of outer space is reduced and, thus, the heat loss is also reduced.

2. Положение защитных экранов 2 в «горячем» режиме2. Position of shields 2 in hot mode

При пиковых значениях тепловыделения с тыльной (внутренней) стороны защищаемой поверхности 1 температура защитных экранов 2 и термомеханических приводов 3 принимает максимальные значения. Полиимид 5 в шарнирных узлах 6 актюатора 3 при этом расширяется, распрямляя конструкцию исполнительного элемента - актюатора 3. При этом экран 2 совершает перемещение, открывая защищаемую поверхность 1, что увеличивает ее угловой коэффициент обзора космического пространства и увеличивает теплосброс.At peak values of heat release from the rear (inner) side of the protected surface 1, the temperature of protective screens 2 and thermomechanical drives 3 takes on maximum values. At the same time, polyimide 5 in the hinge joints 6 of the actuator 3 expands, straightening the design of the actuating element - the actuator 3. In this case, the screen 2 moves, opening the protected surface 1, which increases its angular coefficient of view of outer space and increases heat dissipation.

Промышленная применимость предлагаемого изобретения поясняется расчетами хладопроизводительности и потребной мощности электрообогрева при использовании термомеханической системы обеспечения теплового режима КА и без нее.The industrial applicability of the proposed invention is explained by calculations of the cooling capacity and the required power of electric heating when using a thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft and without it.

В качестве расчетной модели защитного экрана 2 была выбрана плоская пластина из алюминиевого сплава с коэффициентом теплопроводности 117 Вт/(м⋅К) размерами 200×300×1 мм. Пластина разделена на три равные части площадью 200×300 мм каждая. Центральная часть имитирует зону нанесения терморегулирующего покрытия (ТРП) со следующими термооптическими характеристиками (рассматривается микролистовое оптическое покрытие К-208Ср ТУ 134.922.59.3210.001.04):A flat aluminum alloy plate with a thermal conductivity coefficient of 117 W/(m⋅K) and dimensions of 200×300×1 mm was chosen as a design model for protective screen 2. The plate is divided into three equal parts with an area of 200×300 mm each. The central part imitates the zone of application of a thermal control coating (TRC) with the following thermo-optical characteristics (the microsheet optical coating K-208Sr TU 134.922.59.3210.001.04 is considered):

- коэффициент поглощения видимого спектра излучения 0,15;- absorption coefficient of the visible spectrum of radiation 0.15;

- степень черноты 0,85.- degree of emissivity 0.85.

Периферийные части моделируются с учетом дополнительного сопротивления теплоизоляции с удельным термическим сопротивлением 10К⋅м2/Вт.Peripheral parts are modeled taking into account the additional thermal insulation resistance with a specific thermal resistance of 10K⋅m 2 /W.

Рассматриваются два варианта расчетной модели. В первом варианте используются защитные экраны с термомеханическими приводами, частично перекрывающие центральную часть пластины. Размеры каждого из экранов составляют 250×55 мм. Во втором варианте дополнительные экраны на пластину не ставятся.Two variants of the calculation model are considered. In the first variant, protective screens with thermomechanical drives are used, partially covering the central part of the plate. The dimensions of each of the screens are 250×55 mm. In the second variant, additional screens are not placed on the plate.

Для подтверждения заявленной эффективности рассматриваются стационарные тепловые расчеты, подтверждающие эффективность использования защитных экранов с термомеханическими приводами в части снижения требуемой мощности электрообогрева.To confirm the declared efficiency, stationary thermal calculations are considered, confirming the effectiveness of using protective screens with thermomechanical drives in terms of reducing the required electric heating power.

Для стационарных тепловых расчетов задавались следующие условия:The following conditions were set for stationary thermal calculations:

- допустимая температура защищаемой поверхности составляет от минус 20 до плюс 50°С;- allowable temperature of the protected surface is from minus 20 to plus 50°C;

- рассматривается функционирование в условиях «холодного и черного» космоса температурой 4 К;- the functioning in the conditions of "cold and black" space with a temperature of 4 K is considered;

- переизлучение считается полностью диффузным;- re-radiation is considered to be completely diffuse;

- узлу защищаемой поверхности для обоих вариантов исполнения расчетной модели присваивается значение теплового потока, которое обеспечивает значения температуры защищаемого узла, равные минимальной и максимальной границе допустимого диапазона.- the node of the protected surface for both versions of the calculation model is assigned the value of the heat flow, which provides the temperature values of the protected node, equal to the minimum and maximum limits of the allowable range.

Цель расчета - определение эффективности применения термомеханической системы обеспечения теплового режима в части уменьшения требуемой мощности электрообогрева и снижения хладопроизводительности за счет частичного перекрытия поля видимости защищаемой поверхности.The purpose of the calculation is to determine the effectiveness of the use of a thermomechanical system for providing a thermal regime in terms of reducing the required electric heating power and reducing the cooling capacity due to partial overlapping of the field of view of the protected surface.

В ходе стационарных тепловых расчетов были рассмотрены четыре граничные ситуации:In the course of stationary thermal calculations, four boundary situations were considered:

- образец с термомеханической системой обеспечения теплового режима, защитные экраны закрыты, тепловыделение на защищаемую поверхность минимально («холодный» режим);- a sample with a thermomechanical system for ensuring the thermal regime, the protective screens are closed, the heat release to the protected surface is minimal ("cold" mode);

- образец с термомеханической системой обеспечения теплового режима, защитные экраны открыты, тепловыделение на защищаемую поверхность максимально («горячий» режим);- a sample with a thermomechanical system for providing thermal conditions, protective screens are open, heat release to the protected surface is maximum ("hot" mode);

- образец без термомеханической системы, тепловыделение на защищаемую поверхность минимально («холодный» режим);- sample without thermomechanical system, heat release on the protected surface is minimal ("cold" mode);

- образец без термомеханической системы, тепловыделение на защищаемую поверхность максимально («горячий» режим).- a sample without a thermomechanical system, the heat release to the protected surface is maximum ("hot" mode).

Результаты расчета приведены в таблице.The calculation results are shown in the table.

Таким образом, при рассмотрении стационарного состояния (установившегося теплового режима образца) в «холодном» случае при использовании термомеханической системы обеспечения теплового режима расчетное значение энергопотребления на обогрев защищаемой поверхности снизилось на ~28% при снижении итоговой хладопроизводительности в «горячем» случае всего на ~3%.Thus, when considering the stationary state (sustained thermal regime of the sample) in the "cold" case, when using a thermomechanical system for ensuring the thermal regime, the calculated value of energy consumption for heating the protected surface decreased by ~28% while reducing the final cooling capacity in the "hot" case by only ~3 %.

Figure 00000001
Figure 00000001

Claims (5)

1. Термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата, включающая набор защитных экранов, расположенных над защищаемой поверхностью и приводимых в движение под действием теплового потока, отличающаяся тем, что защитные экраны выполнены в виде плоских пластин, на экранирующую поверхность которых нанесено терморегулирующее покрытие, при этом в качестве приводов защитных экранов использованы тепловые актюаторы с площадью поверхности STA, с одной стороны неподвижно закрепленные на защищаемой поверхности перпендикулярно или под углом ±30° к ней, а с другой - параллельно или под углом ±30° к экранирующей поверхности защитного экрана с площадью поверхности SЗЭ, причем SЗЭ >> STA.1. Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of a spacecraft, including a set of protective screens located above the surface to be protected and set in motion under the action of a heat flow, characterized in that the protective screens are made in the form of flat plates, on the screening surface of which a thermoregulating coating is applied, while thermal actuators with a surface area S TA are used as drives for protective screens, on the one hand they are fixedly fixed on the protected surface perpendicularly or at an angle of ±30° to it, and on the other hand, parallel or at an angle of ±30° to the shielding surface of the protective screen with an area surface S 3E , and S 3E >> S TA . 2. Термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что защитные экраны изготовлены из углепластика.2. Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft according to claim 1, characterized in that the protective screens are made of carbon fiber. 3. Термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что защитные экраны изготовлены из кремния.3. Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft according to claim 1, characterized in that the protective screens are made of silicon. 4. Термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что защитные экраны выполнены в виде каркасной конструкции с полиимидной пленкой в один или несколько слоев.4. Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft according to claim 1, characterized in that the protective screens are made in the form of a frame structure with a polyimide film in one or more layers. 5. Термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что защитные экраны выполнены в виде каркасной конструкции с установленным на ней матом экранно-вакуумной теплоизоляции.5. Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft according to claim 1, characterized in that the protective screens are made in the form of a frame structure with a mat of screen-vacuum thermal insulation installed on it.
RU2021122754A 2021-07-29 Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft RU2774867C1 (en)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2774867C1 true RU2774867C1 (en) 2022-06-23

Family

ID=

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2793702C1 (en) * 2022-10-21 2023-04-04 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Space vehicle thermal control device

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7755829B2 (en) * 2007-07-11 2010-07-13 Ravenbrick Llc Thermally switched reflective optical shutter
RU2465181C2 (en) * 2010-07-29 2012-10-27 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Microstructural spacecraft thermal control system
RU2518258C1 (en) * 2012-12-07 2014-06-10 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Microsystem device for temperature control of surface of spacecraft
US10228197B2 (en) * 2014-12-04 2019-03-12 Thomas Jaspero Cognata Variable heat rejection device
RU2725947C1 (en) * 2020-02-13 2020-07-07 Акционерное общество «Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем» (АО «Российские космические системы») Small spacecraft thermal control micro system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7755829B2 (en) * 2007-07-11 2010-07-13 Ravenbrick Llc Thermally switched reflective optical shutter
RU2465181C2 (en) * 2010-07-29 2012-10-27 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Microstructural spacecraft thermal control system
RU2518258C1 (en) * 2012-12-07 2014-06-10 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Microsystem device for temperature control of surface of spacecraft
US10228197B2 (en) * 2014-12-04 2019-03-12 Thomas Jaspero Cognata Variable heat rejection device
RU2725947C1 (en) * 2020-02-13 2020-07-07 Акционерное общество «Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем» (АО «Российские космические системы») Small spacecraft thermal control micro system

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2793702C1 (en) * 2022-10-21 2023-04-04 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Space vehicle thermal control device
RU2820952C1 (en) * 2023-11-22 2024-06-13 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Spacecraft thermal control device

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Bellouard et al. Local annealing of complex mechanical devices: a new approach for developing monolithic micro-devices
EP2803844B1 (en) Shape memory alloy actuation system for variable area fan nozzle
US6596147B2 (en) Methods of overplating surfaces of microelectromechanical structure
Hickey et al. Heat transfer analysis and optimization of two-beam microelectromechanical thermal actuators
US4281708A (en) Automatic thermal switch
Kohl et al. Development of stress-optimised shape memory microvalves
EP3332207B1 (en) Shape memory material based thermal coupler/decoupler and method
US10228197B2 (en) Variable heat rejection device
US10180725B2 (en) Bilayer haptic feedback actuator
WO2004092581A1 (en) Prestrained thin-film shape memory actuator using polymeric substrates
CN105346735B (en) Adaptive cooling surface area adjusting means
RU2774867C1 (en) Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft
WO2001081173A1 (en) Louvers for spacecraft thermal control
CN205168942U (en) Automatic regulation formula heat insulating board
US20150240793A1 (en) Temperature control system for shape-memory alloy
US20170088294A1 (en) Cubesat form factor thermal control louvers
US6842567B2 (en) Power efficient assemblies for applying a temperature gradient to a refractive index grating
US6511021B1 (en) Thermal control system for controlling temperature in spacecraft
JPH07121720B2 (en) Heat dissipation controller
Feng et al. MEDUSA–Mechanism for Entrapment of Debris Using Shape memory Alloy
RU2813613C1 (en) Method for manufacturing thermomechanical actuator to protect electronic unit of spacecraft from overheating and thermomechanical actuator manufactured using this method
EP3710761B1 (en) A concentrated solar power receiver
Morey et al. Development of the Viking Mars lander thermal control subsystem design
RU2820952C1 (en) Spacecraft thermal control device
US11946460B1 (en) Thermal-mechanical linear actuator