Термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата
THERMOMECHANICAL SYSTEM FOR ENSURING THE THERMAL REGIME OF THE SPACECRAFT

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.
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.
Недостатками этого устройства являются:
- низкая массовая эффективность, так как биметаллические экраны обладают достаточно большой массой на единицу занимаемой площади;
- высокая тепловая инерция вследствие низкой скорости срабатывания ввиду высокой теплоемкости биметаллических экранов.
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.
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.
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.
Недостатком данного устройства являются:
- необходимость боковой поддержки защитного экрана, что увеличивает габариты и массу системы;
- необходимость внешнего управления, что снижает надежность и требует дополнительных информационных и энергетических ресурсов бортовых систем космического аппарата.
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.
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.
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.
Техническими результатами изобретения являются:
- снижение электрической мощности, требуемой для компенсации нерегулируемых теплопотерь с корпуса космического аппарата при минимальных внешних и внутренних тепловых воздействиях;
- возможность адаптации имеющейся конструкции под широкий диапазон задач теплообмена в условиях космического пространства.
TA
ЗЭ
ЗЭ
TA
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 S, 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 S, причем S>>S.
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.
Сущность изобретения заключается в следующем.
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.
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.
Адаптация системы к различным задачам достигается благодаря возможности корректировки проектных параметров исполнительных элементов под конкретные диапазоны температур, а также изменением термооптических характеристик защитных экранов.
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.
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.
На фиг. 2 приведен пример компоновки средств терморегулирования с использованием термомеханической системы обеспечения теплового режима КА (разогрев основания, створки экранов приоткрыты).
На фиг. 3 приведен пример компоновки средств терморегулирования с использованием термомеханической системы обеспечения теплового режима КА (максимальная температура основания, створки экранов открыты).
На фиг. 4 приведено изображение единичного привода - теплового актюатора.
В таблице представлены результаты расчета, проведенного для определения эффективности применения термомеханической системы обеспечения теплового режима.
На фигурах 1-4 приняты следующие обозначения:
1 - защищаемая поверхность;
2 - защитные экраны;
3 - термомеханические приводы (тепловые актюаторы);
4 - кремниевые балки;
5 - несущий слой полиимида;
6 - шарнирный полиимидный узел;
7 - поверхность крепления тепловых актюаторов (основание).
TA
ЗЭ
ЗЭ
TA
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 S, 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 S, причем S>>S (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.
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).
На экранирующие поверхности может наноситься терморегулирующее покрытие (например, эмаль ЭКОМ-ЖС-2М по ТУ 2316-513-56897835) в соответствии с выполняемыми задачами.
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.
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.
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.
Эксплуатация предложенной термомеханической системы осуществляется в зависимости от изменения температурных режимов следующим образом.
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.
1. Положение защитных экранов 2 в «холодном» режиме
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.
2. Положение защитных экранов 2 в «горячем» режиме
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.
Промышленная применимость предлагаемого изобретения поясняется расчетами хладопроизводительности и потребной мощности электрообогрева при использовании термомеханической системы обеспечения теплового режима КА и без нее.
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):
- коэффициент поглощения видимого спектра излучения 0,15;
- степень черноты 0,85.
2
Периферийные части моделируются с учетом дополнительного сопротивления теплоизоляции с удельным термическим сопротивлением 10К⋅м/Вт.
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.
Для подтверждения заявленной эффективности рассматриваются стационарные тепловые расчеты, подтверждающие эффективность использования защитных экранов с термомеханическими приводами в части снижения требуемой мощности электрообогрева.
Для стационарных тепловых расчетов задавались следующие условия:
- допустимая температура защищаемой поверхности составляет от минус 20 до плюс 50°С;
- рассматривается функционирование в условиях «холодного и черного» космоса температурой 4 К;
- переизлучение считается полностью диффузным;
- 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.
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.
В ходе стационарных тепловых расчетов были рассмотрены четыре граничные ситуации:
- образец с термомеханической системой обеспечения теплового режима, защитные экраны закрыты, тепловыделение на защищаемую поверхность минимально («холодный» режим);
- образец с термомеханической системой обеспечения теплового режима, защитные экраны открыты, тепловыделение на защищаемую поверхность максимально («горячий» режим);
- образец без термомеханической системы, тепловыделение на защищаемую поверхность минимально («холодный» режим);
- образец без термомеханической системы, тепловыделение на защищаемую поверхность максимально («горячий» режим).
Результаты расчета приведены в таблице.
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%.