RU2774867C1 - Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft - Google Patents
Thermomechanical system for ensuring the thermal regime of the spacecraft Download PDFInfo
- 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
Links
- 230000000930 thermomechanical Effects 0.000 title claims description 30
- 229920001721 Polyimide Polymers 0.000 claims abstract description 18
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 claims abstract description 10
- 239000010703 silicon Substances 0.000 claims abstract description 10
- 230000001681 protective Effects 0.000 claims description 39
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 7
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 7
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 4
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 4
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 4
- 239000004642 Polyimide Substances 0.000 abstract description 13
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N silicon Chemical compound [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 7
- 210000001503 Joints Anatomy 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 230000028016 temperature homeostasis Effects 0.000 abstract 1
- 210000004544 DC2 Anatomy 0.000 description 5
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 5
- 230000002530 ischemic preconditioning Effects 0.000 description 5
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 5
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 4
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 4
- 239000000758 substrate Substances 0.000 description 4
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 238000005485 electric heating Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 229910021421 monocrystalline silicon Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000001105 regulatory Effects 0.000 description 3
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- RTZKZFJDLAIYFH-UHFFFAOYSA-N ether Substances CCOCC RTZKZFJDLAIYFH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 239000011229 interlayer Substances 0.000 description 2
- 210000001699 lower leg Anatomy 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 230000002829 reduced Effects 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 210000003298 Dental Enamel Anatomy 0.000 description 1
- 210000004279 Orbit Anatomy 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003044 adaptive Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000002457 bidirectional Effects 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 230000000903 blocking Effects 0.000 description 1
- 239000002041 carbon nanotube Substances 0.000 description 1
- 229910021393 carbon nanotube Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing Effects 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000004301 light adaptation Effects 0.000 description 1
- 230000000670 limiting Effects 0.000 description 1
- 230000003446 memory effect Effects 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000004005 microsphere Substances 0.000 description 1
- 230000003287 optical Effects 0.000 description 1
- 230000036961 partial Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral Effects 0.000 description 1
- 238000007747 plating Methods 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static Effects 0.000 description 1
- 230000002459 sustained Effects 0.000 description 1
- 238000001429 visible spectrum Methods 0.000 description 1
- 238000010792 warming Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
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:
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
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
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.
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
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
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
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
1. Положение защитных экранов 2 в «холодном» режиме1. The position of the
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
2. Положение защитных экранов 2 в «горячем» режиме2. Position of
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
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
- 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 %.
Claims (5)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2774867C1 true RU2774867C1 (en) | 2022-06-23 |
Family
ID=
Cited By (1)
| 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)
| 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)
| 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)
| 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 |