INVESTIGATION OF OPTIONS FOR ENSURING THE THERMAL REGIME OF A SPACE MICRO-APPARATUS
Authors: Полуян М.М. , Дуга В.В. , Мосин Д.А. 
Published: August 2024

В данной статье отмечена тенденция увеличения доли малых космических аппаратов в общем количестве запускаемых космических аппаратов, отдельно выделено развитие космических микроаппаратов имеющих прикладное значение. В этой связи перед специалистами отечественной ракетно-космической области возникает широкий спектр научно-технических и инженерных задач связанных с функционированием космических микроаппаратов в условиях околоземного космического пространства. Предметом статьи авторами выбрана задача обеспечения теплового режима космического микроаппарата, при этом упор сделан на процессы внешнего теплообмена. В качестве инструмента для оценки температурного поля внешних элементов космического микроаппарата применено специализированное программное обеспечение FemRad. Перед проведением расчётов с помощью специализированного программного обеспечения построена сеточная модель космического микроаппарата CubeSat формата 3U, а так же подготовлены исходные данные соответствующие типовому режиму функционированию космических аппаратов указанного типа в околоземном космическом пространстве, в условиях максимальной продолжительности тени. В качестве ключевых элементов конструкции космического микроаппарата, воспринимающего тепловые потоки, выбраны его боковые грани. Условия полёта космического микроаппарата – ориентация на Землю, продольной осью вдоль радиус-вектора. При этом вектор скорости проходит через ребро корпуса, составляя угол сорок пять градусов к нормалям соседних граней. В данной статье приведены результаты расчёта температур граней двух сценариях отражающих крайние граничные условия функционирования космического микроаппарата. Условия первого сценария предполагали, что теплообмен между гранями пренебрежимо мал или вовсе исключен. Условием второго сценария являлось положение о том, что теплообмен между гранями идеален - осуществляется посредством теплопроводности и переизлучения. Реализуется благодаря постоянному вращению КА относительно продольной оси. Результатом проведенных расчётов явились критические значения температур граней, и как следствие необходимость обеспечения теплового режима. Так как логика космического микроаппарата предполагает минимальную стоимость и максимальную простоту, авторами отвергнут путь обеспечения теплового режима за счёт введения в состав космического микроаппарата дополнительных технически сложных агрегатов системы терморегулирования. Вместо этого предполагается способ повышения теплоемкости граней, в частности, за счёт увеличения их толщины. Результатом дополнительных расчётов явился вывод о том, что увеличение толщины стенки космического микроаппарата в два раза позволит обеспечить надлежащий теплообмен, незначительно усложнив технологию его создания. При этом прогнозируется общий прирост массы космического микроаппарата не более пяти процентов, что в ряде случаев не является критичным.

In this article, the tendency of increasing the share of small spacecraft in the total number of launched spacecraft is noted, the development of microcosmic devices of applied importance is singled out separately. In this regard, specialists of the domestic rocket and space field face a wide range of scientific, technical and engineering tasks related to the functioning of microcosmic devices in near-Earth space. The authors have chosen the task of ensuring the thermal regime of the microcosmic apparatus as the subject of the article, while the emphasis is placed on the processes of external heat exchange. FemRad specialized software was used as a tool for assessing the temperature field of the external elements of the microcosmic apparatus. Before carrying out calculations with the help of specialized software, a grid model of the CubeSat microcosmic apparatus of the 3U format was constructed, as well as initial data corresponding to the typical functioning of spacecraft of this type in near-Earth space, under conditions of maximum shadow duration, were prepared. As the key design elements of the microcosmic apparatus that perceives heat flows, its lateral faces are selected. The flight conditions of the microcosmic apparatus are its flight with two faces towards the sun, with a minimum angle between the normal of the face and the vector on the sun equal to forty-five degrees. The calculation of the temperatures of the faces was carried out according to two scenarios reflecting the extreme boundary conditions of the functioning of the microcosmic apparatus. The conditions of the first scenario assumed that the heat exchange between the faces is negligible or completely excluded. The condition of the second scenario was the provision that the heat exchange between the faces is ideal - it is carried out by means of thermal conductivity and re-emission. The result of the calculations were the critical values of the temperatures of the faces and, as a consequence, the need to ensure the thermal regime. Since the logic of microcosmic apparatuses assumes minimal cost and maximum simplicity, the authors rejected the way to ensure the thermal regime by introducing additional thermal control system units into the microcosmic apparatus. Instead, a method for increasing the heat capacity of the face by increasing its thickness is considered and subjected to additional calculations. The result of additional calculations was the conclusion that an increase in the wall thickness of the microcosmic apparatus by two whole fifteen hundredths of a time will ensure proper heat exchange, as well as slightly complicate the technology of its creation. At the same time, the total increase in the mass of the microcosmic apparatus is predicted to be no more than fi ve percent, which is not critical for this type of spacecraft.