Пацієвський А
Вступ
Теплообмін в умовах космічного простору має низку особливостей, які необхідно враховувати під час проектування виробів космічної техніки. Відсутність повітряного середовища у відкритому космічному просторі залишає лише два способи теплообміну – кондуктивний та променистий.
Традиційно системи забезпечення теплового режиму космічної техніки будуються переважно на одному з двох принципів – активному чи пасивному, по суті, завжди являючи собою певний гібридний варіант. Активний принцип терморегулювання має на увазі використання керованої системи. До такого принципу відносять гідравлічні контури, що мають можливість регулювання витрати теплоносія через радіаційні теплообмінники-охолоджувачі, а також системи, оснащені електронагрівачами, керованими датчиками температури або термореле. До явних плюсів подібних систем можна віднести гнучкість керування, простоту проектування та передбачуваність експлуатаційного процесу. Пасивними називають системи, функціонування яких вимагає зовнішнього впливу. Їхня робота здійснюється за рахунок фізичних процесів, що відбуваються всередині входять до складу системи агрегатів. Прикладами пасивних засобів терморегулювання є екранно-вакуумна теплоізоляція (ЕВТІ), аксіальні або артеріальні теплові труби тощо.
В даний час пасивні засоби терморегулювання набирають все більшої популярності: крім непілотованих космічних апаратів (КА), де подібні системи застосовуються повсюдно, все більше проектів систем забезпечення теплового режиму пілотованих або відвідуваних виробів космічної техніки будуються на основі пасивних засобів. Яскравими прикладами є проекти вузлового модуля (РОЗУМ) [1] та космічного апарату ОКА-Т-МКС. Але вЗдебільшого пасивні методи терморегулювання притаманні негерметичних апаратів – штучних супутників Землі.
Для повнорозмірних панельних КА типу «Ямал» для видалення надлишків теплового навантаження з приладно-агрегатного обладнання використовувалися зовнішні поверхні панелей приладів, на які наносилося терморегулювальне покриття з високою випромінювальною здатністю і низьким коефіцієнтом поглинання сонячного теплового випромінювання. Проте, у разі неповного тепловиділення на одній із панелей та відсутності зовнішніх теплових потоків на радіаційну поверхню виникала проблема переохолодження апаратури. Питання вирішувалося застосуванням електронагрівачів для компенсації теплових втрат нерегульованих з радіаційних поверхонь КА.
Особливі вимоги пред'являються малорозмірним КА – мікро- і наноспутникам, – це мінімізація маси і електроспоживання, зокрема й у системи забезпечення теплового режиму. Додаткова складність забезпечення теплового режиму мікро- та нано-супутників виявляється в особливостях запуску цих апаратів: на початкових етапах експлуатації їх температура обумовлена температурою транспортно-пускового контейнера [2] або іншого запуску.
Теплові актюатори
Як уже говорилося раніше, найперспективнішими засобами забезпечення теплового режиму для застосування на виробах космічної техніки. Одним із цікавих саморегулівних процесів є процес термодеформації – зміни форми об'єктів залежно від їхньої температури. Ця ідея не нова: повсюдно застосовуються біметалічні термометри, датчики потоку та інші агрегати. У мікроелектроніці такий принцип також знайшов застосування. Так, шведський вчений Торбьорн Ебефорс із Королівського Технологічного Інституту міста Копенгагена у своїйРоботу описав принципи створення та використання актюаторів з основою з кремнію та рухомими шарнірними вузлами з полііміду, що формуються у V-подібних канавках [3]. Основна ідея використання цих агрегатів лежить у галузі робототехніки та засобів вимірювання (зокрема, датчиків теплового потоку).
Саме поняття «актюатор» означає певний агрегат, який здійснює перетворення одного виду енергії на інший. У цьому випадку йдеться про перетворення теплової енергії при підвищенні температури на механічну.
Принцип роботи цих агрегатів полягає в тому, що кремнієва основа і шарнірні поліімідні вузли мають різні значення коефіцієнта температурного розширення, і зміна температури всього агрегату викликає зміна кута поліімідного шарніра і, як наслідок, зміна положення актюатора в цілому.
Інший підхід до проектування подібних елементів було запропоновано у ВАТ «Українська корпорація ракетно-космічного приладобудування та інформаційних систем» О.О. Жуковим та А.С. Корпухіним [4,5]. Відмінність цього варіанта актюатора полягає у зміні геометрії сформованих поліімідних шарнірів та збільшенні максимальних кутів нахилу актюатора.
Малюнок 1. Геометрія моделі актюатора[6]
Основним способом використання такого актюатора як елемента системи забезпечення теплового режиму космічної техніки є використання його як оптичного екрану. Зміна кута нахилу актюатора щодо настановної поверхні дозволяє змінювати площу КА, що має прямий огляд космічного простору, а отже, і променистий тепловий потік від неї.
При проведенні будь-якого теплового розрахунку насамперед визначається площа радіаційної поверхні, необхідна для відведення надлишків тепловоїнавантаження у космічний простір. При класичному підході без використання оптичних екранів отримане в так званому гарячому розрахунку (розрахунку, що враховує максимально можливі внутрішні і зовнішні теплові впливи) значення площі радіатора є незмінним. Відповідно при розгляді розрахунку «холодного» випадку (розрахунку, що враховує мінімально можливі внутрішні та зовнішні теплові впливи) може виникнути дефіцит тепловиділення. Цей дефіцит зазвичай компенсується роботою нагрівальних елементів – електронагрівачів.
Основною метою застосування оптичних екранів на основі теплових актюаторів є зниження потужності енергоспоживання компенсуючих електронагрівачів.
Застосування оптичних екранів
Як приклад розглядається умовна площадка площею Fрад, яка, перебуваючи в орбітальній орієнтації, має радіаційну поверхню з боку вектора, який протилежно направлений щодо вектора напрямку на Землю. Радіаційною поверхнею у разі є вся площа панелі. Оптичні властивості радіаційної поверхні: коефіцієнт поглинання сонячного випромінювання As становить 0,17, коефіцієнт чорноти складає 0,8. З протилежного боку прикладено теплове навантаження від приладно-агрегатного обладнання (ПАТ) зі значенням 100 Вт, рівномірно розподілене по настановній поверхні. Температура настановної поверхні ПАТ повинна забезпечуватися в діапазоні від 0 до +30 °С. Приймаючи припущення про відсутність термічного опору панелі, температура радіаційної поверхні дорівнює температурі настановної поверхні ПАТ.
Для орбіти приймаються характеристики, що відповідають найбільшому перепаду зовнішніх теплових потоків: кругова орбіта, кут між площиноюорбіти та вектором напрямку на Сонці становить 0°. Для високих орбіт (близьких до геостаціонарного положення) властива велика тривалість витка, що ускладнює забезпечення теплового режиму через невеликий вплив теплоємності панелі на її температуру. Щільність потоку падаючого сонячного випромінювання становить 1423 Вт/м 2 .
Розглядаються два варіанти організації теплового режиму цієї панелі. У першому варіанті при знаходженні системи у тіні для недопущення зниження температури панелі до значень, що виходять за нижню межу допустимого діапазону, використовуються електронагрівачі, керовані датчиками температури. У другому варіанті замість електронагрівників використовується адаптивна мікросистема з тепловими балочними актюаторами.
Для першого варіанта визначимо необхідну площу радіаційної поверхні, виходячи з рівняння теплового балансу для соняшникової точки:
Для термостатування панелі на максимально допустимому рівні температури достатньо використовувати поверхню радіаційної площею = 0,61 м 2 . Для випадку тіньового положення панелі і, відповідно, відсутності зовнішніх теплових потоків, що падають, рівняння теплового балансу набуде вигляду:
Необхідна потужність електронагрівачів (при отриманій на попередньому етапі площі радіатора) становить 64 Вт.
Перший етап другого варіанта розрахунку залишається незмінним – зовнішні умови не змінюються, і для термостатування панелі на рівні максимально допустимої температури необхідна поверхня радіаційної тієї ж площі (= 0,61 м 2 ). Однак слід враховувати, що це значення визначає ефективну площу випромінювання з урахуванням розкритих внаслідок сонячного випромінювання, що падає, актюаторів. Визначимо площу, яку необхідно закрити актюаторами вумови тіньового становища та відсутності зовнішніх теплових потоків з рівняння теплового балансу:
Для забезпечення температури панелі на мінімально допустимому рівні необхідно закрити актюаторами площу 0,236 м 2 . При цьому кожен актюатор навіть у повністю розкритому стані закриває від сонячного випромінювання певну площу радіатора, що становить близько 10% площі повністю розкритого елемента. Відповідно, для визначення повної площі радіаційної поверхні другого варіанту необхідно до отриманих раніше = 0,61 м 2 додати Fдоб = 0,024 м 2 де Fдоб - частка площі радіатора, що закривається елементами актюатора, що знаходиться в повністю розкритому стані. У результаті отримаємо радіаційну поверхню з площею, що відповідає значенню Fсум = 0,634 м 2 де Fсум - площа радіатора з урахуванням зон, що закриваються розкритими актюаторами.
Підсумком цього розрахунку виділяється факт, що незначне збільшення площі радіаційної панелі (порядку 3-4%) та маси системи за рахунок використання теплових балкових актюаторів (порядку 100 г/м 2 ) дозволяє не використовувати додатковий обігрів панелі і тим самим заощадити 64 Вт електроенергії на тіньову ділянку.
Висновок
Використання оптичних екранів як елементи системи забезпечення теплового режиму космічних апаратів дозволяє отримати можливість адаптивного (пристосовуваного до зовнішніх впливів) управління корисною площею випромінювання зовнішніх поверхонь виробів космічної техніки.
Таке управління дозволяє знизити електроспоживання, необхідне для примусового компенсуючого обігріву елементів КА, за рахунок зниження площі, з якої відбувається нерегульований витік тепла в космічний простір.
Моделювання роботиОптичні екрани в умовах космічного простору є комплексною проблемою і потребують створення окремої методики. Ця методика має враховувати як безпосередньо термодеформаційні процеси в одиничному актюаторі, так і променисті зв'язки між ним, космічним простором, настановною поверхнею, а також із сусідніми елементами.