СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА НА БОРТУ ПИЛОТИРУЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
METHOD OF CONTROLLING AIR TEMPERATURE ABOARD MANNED SPACECRAFT

Изобретение относится к области космической техники, а именно, к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) и предназначено для использования при эксплуатации пилотируемых КА.
Одной из важнейших задач, решаемых на борту КА, является поддержание заданного температурного режима КА, в том числе заданного температурного режима бортового оборудования (БО), поскольку даже кратковременный выход температуры БО за допустимые пределы может привести к выходу из строя как отдельного БО, так и всего КА.
На температуру КА и его частей во время его полета влияют, в основном, внешнее излучение Солнца и планет, ориентация КА относительно источника теплового излучения, а также величина собственного тепловыделения БО КА. Элементы КА на освещенном участке орбиты, в зависимости от его ориентации относительно направления на Солнце и планеты, подвергаются нагреву в различной степени. В то же время на теневом участке орбиты КА подвергается охлаждению. Кроме того, температура БО зависит от тепловыделения его элементов и определяется режимами их работы. Заданный температурный режим КА и его БО может обеспечиваться пассивными и активными способами.
Известны способы пассивного терморегулирования КА с радиационными поверхностями (Космические аппараты, под редакцией К.П. Феоктистова, Воениздат, Москва, 1983 г), которые осуществляются за счет:
- использования материалов с определенными тепловыми характеристиками (радиационными и теплоизоляционными), уменьшающих нагрев за счет препятствования проникновению внешнего излучения,
- выбора соответствующей геометрической формы КА и его ориентации относительно источника теплового излучения (Солнца),
- использования теплоты фазовых переходов.
Основными элементами СТР, построенных с использованием указанных способов, являются терморегулирующие покрытия и высокоэффективная экранно-вакуумная тепловая изоляция. Кроме этого, сброс тепла в условиях вакуума осуществляется путем излучения избытка тепла в космическое пространство, для чего используются излучающие радиаторы и радиационные панели (РП).
Пассивные способы терморегулирования радиационных поверхностей КА имеют определенные преимущества перед активными. Системы и устройства, реализующие пассивные способы, более надежны в эксплуатации, конструкция их, как правило, имеет и меньшую массу.
К недостаткам способов пассивного терморегулирования КА относятся низкая точность поддержания заданной температуры, а также невозможность регулируемого подвода, отвода или перераспределения тепла от отдельных элементов БО.
При активных способах терморегулирования для стабилизации температуры на борту КА осуществляется принудительный нагрев или охлаждение отдельных элементов БО. Роль хладоагента в таких системах выполняет газ (воздух, азот и др.) вентилируемых отсеков и жидкость в теплообменных трубах. Теплообмен между газом и жидкостью выполняется в специальных газожидкостных, а между жидкостями - в жидкостно-жидкостных теплообменных агрегатах. Точность поддержания температуры в этом случае гораздо выше, чем при пассивном терморегулировании. В системах терморегулирования, выполненных на основе теплообменных труб, тепло от охлаждаемых источников передается к жидкости и перераспределяется внутри КА, обеспечивая его термостатирование и заданный температурный диапазон для БО, а избыток тепла сбрасывается путем излучения в космическое пространство через радиаторы-излучатели. В состав таких систем, как правило, входят регуляторы расхода теплоносителя, установленные в магистралях, связанных с радиаторами-излучателями, датчики температуры, расположенные в теплообменных трубах термостатирования, а также радиаторы-излучатели, обеспечивающие регулируемый сброс тепла в космическое пространство. Недостатками активных систем терморегулирования является относительно низкая отказоустойчивость по сравнению с пассивными системами, обусловленная большим количеством элементов, обеспечивающих выполнение указанной задачи.
Автоматическое управление терморегулированием осуществляется, как правило, бортовыми системами управления, выполненными на базе вычислительных комплексов, которые обеспечивают автоматическое регулирование температуры при помощи алгоритмов, реализуемых в виде программного обеспечения. РП разбиваются на зоны, в которых размещаются датчики температуры, информация от которых в виде телеметрической информации поступает в наземный комплекс управления. В свою очередь, из наземного комплекса управления в бортовую систему управления КА поступают команды, позволяющие управлять настройками контура управления терморегулированием, а также осуществлять управление терморегуляторами. Система управления в соответствии с информацией, полученной от датчиков температур, обеспечивает автоматическое поддержание температурного режима БО путем включения электронагревателей или увеличения расхода жидкости через регуляторы расхода на время, необходимое для достижения заданного значения температуры.
Известен способ терморегулирования радиационных поверхностей КА (патент РФ 2262468 С2 МПК(7) B64G 1/50, F28D 15/06 опубликовано 20.10.2005 Бюл. №29), включающий измерение температур в зонах размещения радиационных поверхностей, сравнение измеренных температур с верхними и нижними значениями их допустимых пределов и подвод тепла к радиационным поверхностям при выходе измеренных температур на предельные нижние значения и до момента достижения указанными температурами верхних предельных значений. Дополнительно измеряют потребление электрической энергии на различных интервалах полета КА, по измеренным значениям определяют интервалы, на которых потребляемая электроэнергия превышает генерируемую и на которых производится потребление электроэнергии на терморегулирование зон радиационных поверхностей, необходимое для поддержания заданных температур выше нижних предельных значений, определяют на указанных интервалах количество электрической энергии, затраченной на терморегулирование радиационных поверхностей, определяют интервалы полетного времени КА для максимально возможного аккумулирования тепловой энергии на радиационных поверхностях в указанных зонах в пределах допустимых значений температур и с учетом произведенных затрат электрической энергии на терморегулирование, а перед началом интервалов полета КА с превышением потребляемой электрической энергии над генерируемой осуществляют подвод тепла в зоны радиационных поверхностей, требующих на терморегулирование расходования электрической энергии на этих интервалах времени, при этом подвод тепла осуществляют с учетом верхних предельных значений температур.
Данный способ обеспечивает уменьшение нагрузки на систему электроснабжения (СЭС) КА в случаях превышения потребляемой электроэнергии над генерируемой на борту за счет уменьшения энергопотребления на радиационных поверхностях СТР КА при одновременном сохранении заданных температурных диапазонов на указанных поверхностях.
К недостаткам данного способа можно отнести то, что он не учитывает возможность отказа элементов системы обеспечения теплового режима и, как следствие, не предоставляет возможности учета данных отказов при обеспечении терморегулирования в зонах с отказавшими элементами системы.
Известен способ терморегулирования радиационных панелей КА (патент РФ 2310587 МПК(2006.01) B64G 1/50, F28F 3/00 опубликовано 20.11.2007 Бюл. №32), включающий измерение температур в зонах панелей датчиками температуры и поддержание температур в пределах допустимого диапазона. При этом изменяют температуры на интервалах времени, определяемых ориентацией КА относительно Солнца и планет, после каждого из изменений температур в данной зоне измеряют температуры в прилегающих к ней зонах, фиксируя разность измененных и измеренных температур, определяют температурные зависимости между зонами с учетом количества тепла, подводимого от установленных рядом с зонами смежных элементов. Дальнейшее терморегулирование в зонах производят с учетом определенных зависимостей, при этом в случае выхода текущих температур в зонах за пределы допустимого диапазона их увеличивают или уменьшают за счет регулирования количества тепла, подводимого к зонам от смежных элементов. В случае отказа элементов системы обеспечения теплового режима терморегулирование в зоне производят путем подвода к ней тепла от соседних зон с работоспособными элементами. При этом обеспечивают выполнение условий, при которых были ранее определены температурные зависимости в зонах панелей. Данный способ обеспечивает повышение надежности системы обеспечения теплового режима путем экспериментального определения зависимостей температур между зонами панелей и обеспечения терморегулирования в зонах с отказавшими элементами системы путем использования тепла, подводимого от смежных элементов.
К недостаткам данного способа терморегулирования относятся следующие. Сбои и искажения информации, поступающей от датчиков температур в бортовую систему управления, вызываемые, например, статическими разрядами либо наводками в кабельной сети или аппаратуре, связанные с излучением Солнца, могут приводить к ошибкам управления трактом. В то же время выявление температурных зависимостей между зонами РП при отказах датчиков температур, принадлежащих одной из зон, во время функционирования КА является сложной задачей, так как указанные зависимости могут изменяться, например, ввиду деградации указанных датчиков. При отказах всех датчиков температур, размещенных на взаимно зависимых зонах РП и задействованных в контуре автоматического управления, поддержание температурного режима не представляется возможным.
Известен способ управления системой терморегулирования радиационной панели КА (патент РФ 2586808 МПК (2006.01) B64G 1/50 опубликовано 10.06.2016 Бюл. №16 - прототип), согласно которому измеряют температуру в зонах радиационных панелей датчиками температуры, изменяют температуру каждой зоны посредством терморегуляторов, разбивают период оборота КА вокруг Земли на фиксированные интервалы времени, которые определяются ориентацией КА относительно Солнца и планет. Разбивают каждый из фиксированных интервалов времени в каждой из зон на локальные интервалы времени, на которых соблюдаются повторяющиеся на витках орбиты одинаковые температурные условия. Определяют по паспортным данным на установленное в зонах бортовое оборудование КА соответствующие допустимые диапазоны температур, при которых обеспечивается работоспособность БО, а также величины разбросов характеристик датчиков температур в каждой зоне. Для каждого локального интервала в каждой зоне определяют количество включений и суммарную длительность включения электронагревателей, вычисляют период включения электронагревателей, а также длительность включения электронагревателей на каждом периоде.
Данный способ может быть использован при сбоях или отказах в тактах передачи информации в бортовую систему управления от датчиков температур, непосредственно задействованных в контуре управления системой терморегулирования, что обеспечивает повышение надежности и живучести системы терморегулирования КА.
К недостаткам способа-прототипа относится то, что он не обеспечивает возможность поддержания температуры воздуха в жилом отсеке пилотируемого КА в диапазоне значений, соответствующем комфортным условиям для жизнедеятельности космонавтов.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение поддержания на пилотируемом КА комфортных условий для жизнедеятельности космонавтов.
Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в обеспечении поддержания температуры воздуха в жилом отсеке пилотируемого КА в диапазоне значений, соответствующем комфортным условиям для жизнедеятельности космонавтов.
посл
посл
Технический результат достигается тем, что в способе регулирования температуры воздуха на борту пилотируемого космического аппарата, включающем определение положения относительно направления на Солнце корпуса космического аппарата и размещенных на нем радиаторов-излучателей системы терморегулирования, задание параметров работы системы терморегулирования, поддержание температуры воздуха в задаваемом диапазоне значений и контроль расхода теплоносителя в магистрали радиатора-излучателя, в отличие от прототипа дополнительно измеряют ток нагрузки бортовой электросети, по средневзвешенному значению которого за виток контролируют суммарное тепловыделение бортовой аппаратуры за виток, измеряют угол β между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, при выходе расхода теплоносителя на предельное значение измеряют ток нагрузки и температуру воздуха и запоминают их текущие средневзвешенные значения за виток, а потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки бортовой электросети средневзвешенного значения за виток, определяемого углом β с учетом соответствия тока нагрузки хладопроизводительности системы терморегулирования, на последующих витках повторно измеряют ток нагрузки и температуру воздуха и запоминают их текущие средневзвешенные значения за виток и при выходе последнего запомненного средневзвешенного значения температуры воздуха Т за пределы диапазона комфортных температур для экипажа потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки прогнозируемого средневзвешенного значения за виток, определяемого из условия выхода прогнозируемого средневзвешенного значения температуры воздуха за виток на ближайшую к Т границу диапазона комфортных температур для экипажа, и продолжают вышеописанные действия начиная с упомянутого повторного измерения тока нагрузки и температуры воздуха.
Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг. 1 и 2.
На фиг. 1 представлена схема освещения витка орбиты КА Солнцем, на фиг. 2 представлен пример графика изменения запоминаемых средневзвешенных значений тока нагрузки и температуры воздуха.
На фиг. 1 введены обозначения:
Z - планета, вокруг которой обращается КА;
О - центр планеты;
opб
N - нормаль к плоскости орбиты КА;
V - вектор скорости КА;
в
S, ТС - вектор направления на Солнце;
θ - угловой полураствор видимого с КА диска планеты;
β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА;
в
з
Т и Т - положение КА в моменты восхода и захода Солнца соответственно (в моменты начала и конца освещенного участка орбиты);
т
с
Т и Т - положение КА в моменты середины теневого участка и середины освещенного участка орбиты соответственно;
в
ТK - проекция направления на Солнце на плоскость орбиты КА;
в
в
γ - угол между направлениями ТО и ТK.
Поясним предложенные в способе действия.
Рассмотрим орбитальный пилотируемый КА, например движущийся по околокруговой орбите вокруг Земли, для которого в полете определяют положение корпуса КА и размещенных на нем радиаторов-излучателей СТР относительно направления на Солнце.
мин
макс
Считаем, например, что в процессе полета в герметичном отсеке пилотируемого КА обеспечивается диапазон возможных температур 0÷40°С, при этом для обеспечения жизнедеятельности экипажа допустимой является температура 18÷28°С, в рамках которой комфортной является диапазон температур 21÷25°С: Т=21°С, Т=25°С.
Считаем, что выполнена выставка параметров работы СТР для поддержания температуры воздуха в задаваемом диапазоне значений - от 18 до 28°С.
При реализации предлагаемого способа для контроля внутреннего тепловыделения от работающего бортового оборудования измеряют ток нагрузки бортовой электросети, на каждом витке определяют его средневзвешенное за виток значение и по его величине контролируют суммарное тепловыделение бортовой аппаратуры за виток.
Измеряют угол β между направлением Солнце и плоскостью орбиты.
При выходе значения расхода теплоносителя на предельное значение (т.е. при расходе теплоносителя в магистрали радиационного теплообменника, равному любому из двух своих предельных значений: минимальному или максимальному) измеряют ток нагрузки и температуру воздуха, определяют их текущие средневзвешенные за виток значения, запоминают данные значения, а потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки средневзвешенного за виток значения, определяемого углом β по суммарной за виток затененной площади радиаторов-излучателей с учетом коэффициента соответствия между током нагрузки бортовой электросети и хладопроизводительностью системы терморегулирования по формуле
где Δ - продолжительность теневого участка орбиты КА как функция от значений T, β,. θ
θ - угловой полураствор видимого с КА диска планеты, вокруг которой обращается КА,
Т - период обращения КА,
S(β, t) - площадь радиаторов радиационного теплообменника, затененная от Солнца элементами корпуса КА в момент времени t, отсчитываемый от начала световой части витка,
сумм
S - суммарная площадь радиаторов радиационного теплообменника,
а
- коэффициент соответствия между током нагрузки бортовой электросети и хладопроизводительностью системы терморегулирования.
Соотношение (1) определяет расчетный предельный средневзвешенный ток нагрузки КА за виток, определяемый как интегральная за виток затененная от Солнца площадь радиаторов радиационного теплообменника (учитывается площадь радиаторов, затененная от Солнца корпусом КА на световой части витка и суммарная площадь радиаторов радиационного теплообменника - на теневой части витка), умноженная на коэффициент соответствия между средневзвешенным за виток током нагрузки бортовой электросети и хладопроизводительностью системы терморегулирования.
Интегральная за виток затененная от Солнца площадь радиаторов-излучателей определяется в общем случае как сумма двух составляющих, полученных на двух временных интервалах витка - соответственно его световой и теневой частях. При этом в соотношении (1) составляющая для световой части витка (первое слагаемое) учитывает площадь радиаторов-излучателей, затененную от Солнца корпусом КА, и всегда больше нуля, а составляющая для теневой части витка (второе слагаемое) определяется произведением суммарной площади радиаторов СТР КА на длительность теневой части витка и обнуляется при нахождении КА на солнечной орбите.
Хладопроизводительность системы терморегулирования характеризуется размером суммарной поверхности радиаторов-излучателей, затененной от Солнца.
При расчете по формуле (1) используют определяемое текущее фактическое и прогнозируемое планируемое положение корпуса КА и размещенных на нем радиаторов-излучателей СТР относительно планеты обращения КА (Земли) и относительно направления на Солнце.
Соотношение (2) определяет продолжительность теневой части витка орбиты Δ как функцию от значений Т, β,. θ.
Угловой полураствор видимого с КА диска планеты (например, Земли) θ может быть рассчитан по соотношению
зем
орб
где R - радиус Земли, Н - высота орбиты КА.
При значениях модуля угла |β|<θ реализуются ненулевые значения Δ.
т
в
т
з
в
в
в
в
в
в
в
Соотношение для получения ненулевых значений Δ иллюстрируется фиг. 1 и следует из равенства углов ТОТ, ТОТ, ОТK с использованием решения прямоугольного сферического треугольника, образованного направлениями ТС, ТО, ТK, в котором угол СТK=β угол СТО=θ, угол ОТK=γ:
При значениях модуля угла |β|≥θ реализуется случай солнечной орбиты, при которой Δ=0.
После этого через виток повторно измеряют ток нагрузки и температуру воздуха, определяют их текущие средневзвешенные за виток значения и запоминают данные значения.
посл
посл
При выходе последнего запомненного средневзвешенного значения температуры воздуха Т за пределы диапазона комфортных температур для экипажа потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки прогнозируемого средневзвешенного значения за виток, определяемого из условия выхода прогнозируемого средневзвешенного значения температуры воздуха за виток на ближайшую к Т границу диапазона комфортных температур для экипажа.
посл
Например, прогнозирование средневзвешенного значения тока нагрузки может осуществляться линейным интерполированием исходя из полученных ранее (и запомненных) последних средневзвешенных значений тока нагрузки и температуры воздуха. В этом случае прогнозируемое средневзвешенное значение тока нагрузки за виток, определяемое из условия выхода прогнозируемого средневзвешенного значения температуры воздуха за виток на ближайшую к Т границу диапазона комфортных температур для экипажа, определяется формулой
2
2
2
посл
где P, T - последние запомненные средневзвешенные за виток значения тока нагрузки и температуры воздуха (Т=Т);
1
1
Р, Т - предпоследние запомненные средневзвешенные за виток значения тока нагрузки и температуры воздуха;
гран
2
Т - ближайшее к Т граничное значение диапазона комфортных температур для экипажа.
Далее продолжают вышеописанные действия начиная с упомянутого повторного измерения тока нагрузки и температуры воздуха.
1
1
2
2
2
3
2
3
(i+1)
(i)
(i+1)
(i)
(i+1)
(i)
При реализации каждой следующей (i+1)-ой итерации получаемого итерационного процесса (Р,T)=(P, T), а последнее запомненное средневзвешенное значение тока нагрузки за виток P совпадает с полученным на предыдущей i-ой итерации по формуле (3) расчетным значением Р (значением, достижение которого было реализовано на указанной предыдущей i-ой итерации итерационного процесса): P=Р.
1
1
2
2
3
гран
гран
макс
1
1
2
2
3
гран
гран
макс
2
посл
мин
посл
макс
(1)
(1)
(1)
(2)
(2)
(2)
(3)
На фиг. 2 представлена иллюстрация изменения запоминаемых средневзвешенных значений тока нагрузки и температуры воздуха за виток в процессе указанного продолжения описанных действий. На рис. 2 пунктирной линией соединены точки (P, T), (P, T) и (P, Т), Т=Т, получаемые на первой итерации, точечной линией соединены точки (P, T), (P, T) и (P, Т), Т=Т, получаемые на второй  итерации итерационного процесса. Если на третьей итерации показанного на фиг. 2 итерационного процесса получено последнее запомненное средневзвешенное значение температуры воздуха за виток Т=Т такое, что Т≤Т≤Т, то определяемый формулой (3) итерационный мин макс процесс прекращается.
Отметим, что пример, представленный на фиг. 2, соответствует случаю, когда исходный расход теплоносителя в магистрали радиационного теплообменника равен предельному максимальному значению и последующее изменение потребления электроэнергии бортовым оборудованием выполняется в сторону его уменьшения. При этом изменение потребления электроэнергии бортовым оборудованием реализуется путем соответствующего изменения состава, режимов и/или циклограммы работы бортового оборудования, которое имеет непосредственный контакт с воздушной средой герметичного объема КА.
Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.
В условиях космического полета при эксплуатации пилотируемого КА диапазон возможных температур в герметичном отсеке пилотируемого КА существенным образом может выходить на рамки температуры, комфортной для жизнедеятельности экипажа. Причинами этого могут быть различные обстоятельства, такие как избыточный или недостаточный состав работающего бортового оборудования, снижение эффективности работы радиаторов-излучателей вследствие длительной эксплуатации и др.
В результате описанных действий предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить поддержание температуры воздуха в жилом отсеке пилотируемого КА в диапазоне значений, соответствующем комфортным условиям для космонавтов. При этом указанное поддержание температуры воздуха в жилом отсеке пилотируемого КА в диапазоне значений, соответствующем комфортным условиям для космонавтов, обеспечивается на всех этапах эволюции светотеневой обстановки на орбите КА - как на этапах полета с максимальной продолжительностью теневого участка на витке и/или с продолжительностью теневого участка на витке, не менее заданной (в этих случаях обеспечиваются максимально комфортные и/или допустимые условия для функционирования СТР КА), так и на этапах полета с отсутствием теневого участка на витке орбиты (случай солнечной орбиты, когда СТР КА функционирует в критическом режиме, поскольку отсутствует регулярная - обеспечиваемая на каждом витке - возможность сброса тепла через всю поверхность радиаторов-излучателей за счет нахождения КА в тени планеты).
Получаемый технический эффект предлагаемого технического решения повышает эффективность поддержания на пилотируемом КА комфортных условий для жизнедеятельности космонавтов.
В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа. Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено с использованием существующих технических средств.