СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ТЕПЛОНОСИТЕЛЯ В СИСТЕМЕ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ИЗЛУЧАТЕЛЬНЫМ РАДИАТОРОМ Российский патент 2002 года по МПК G01K17/10 

Изобретение относится к космической технике, конкретно к способам регулирования температуры теплоносителя в гидравлических контурах систем терморегулирования космического аппарата (КА) с излучательным радиатором, и может использоваться при эксплуатации КА различного назначения, преимущественно с длительным пребыванием на орбите.

В авиационно-космической технике широко используются различные способы регулирования температуры и расхода теплоносителя. Например, в авиации количество воздуха, подаваемого в герметичную кабину самолета, можно регулировать, изменяя расход воздуха компрессором или кабинным нагнетателем [1]. Для подачи в кабину заданного количества воздуха в системе кондиционирования обычно устанавливают автоматический регулятор массового расхода воздуха, чувствительный элемент которого реагирует на изменение расхода воздуха через воздухопровод. Тарировкой регулятора автоматически поддерживается заданный массовый расход воздуха. Основным недостатком этого способа является то, что он не учитывает изменение температуры входящего воздуха.

Для поддержания заданной температуры под обтекателем ракеты-носителя вместе с пристыкованным КА используют регулируемую подачу воздуха с определенными расходами и температурой. Такой способ используют в настоящее время для регулирования температуры КА вместе с ракетой носителем (РН) на стартовом комплексе, где в зависимости от температуры окружающего воздуха необходимо либо подогревать КА и РН (в зимнее время), либо охлаждать (в жаркие летние дни). Это необходимо для поддержания физических свойств, в частности плотности топлива, заправленного в баки КА и ракеты-носителя [2]. Кроме того, термостатирование корпусов КА необходимо для исключения выпадения конденсата на корпусах КА. Для этой цели основным требованием при регулировании температуры служит требование поддерживать температуру корпуса КА выше точки росы. Такой способ регулирования температуры КА предназначен только для наземных условий, поскольку требует большого количества воздуха. Основным его недостатком являются высокие эксплуатационные расходы за счет энергоемкости и большой трудоемкости, поскольку для его реализации требуется система подготовки воздуха, включающая нагревательно-холодильную машину, мощные вентиляторы, теплоизолированные воздуховоды.

В космической технике для регулирования температуры теплоносителя используются различные способы. Это зависит от типа теплоносителя (газ или жидкость), назначения КА (пилотируемый или беспилотный), срока службы и ряда других причин.

Обычно процессы регулирования температуры осуществляются с помощью контроля температуры в определенных точках КА чувствительными элементами, вырабатывающими управляющие сигналы для исполнительных органов, непосредственно воздействующих на тепловые процессы.

В простейших КА сброс избыточного тепла из внутренних объемов осуществляется за счет принудительной циркуляции газа атмосферы КА через радиационный газовый теплообменник, при этом регулирование температуры в таких КА осуществлялось за счет изменения площади излучательного радиатора путем закрытия его специальными жалюзи по сигналу от чувствительного элемента. Такие способы регулирования использовались на первых космических спутниках как в России, так и в США [3]. Основными их недостатками являются низкая точность регулирования и наличие громоздких механических управляющих устройств.

Если излучательный радиатор выполнен на базе газорегулируемых тепловых труб, то температура в жидкостном коллекторе может регулироваться за счет изменения рабочей длины трубы. Такой способ регулирования описан в [4]. Преимуществом этого способа является его экономичность, поскольку регулирующим элементом является неконденсирующийся газ, заправленный внутрь каждой тепловой трубы. К недостаткам можно отнести то, что при такой конструкции возможно регулирование температуры только в довольно узком интервале, т.е., например, при двух близких температурах настройки 18^oС и 20^oС. Для других температур настройки необходимо делать другие трубы, изменяя ее длину и параметры заправки.

Для крупных беспилотных и всех пилотируемых КА обычно используются гидравлические системы терморегулирования, в которые входят теплообменники, собирающие тепло внутри КА, излучательный радиатор, сбрасывающий это тепло в космическое пространство, насос, обеспечивающий циркуляцию теплоносителя и шаговый регулятор расхода жидкости с чувствительным элементом. Способ регулирования температуры теплоносителя в системах терморегулирования КА с излучательным радиатором, описанный в литературе [5] и выбранный авторами за прототип предлагаемого изобретения, заключается в изменении соотношения расхода жидкости через излучательный радиатор в зависимости от температуры настройки, внутренней и внешней нагрузки на КА, т.е. температура в отсеках КА поддерживается на уровне одного из выбранных номиналов настройки за счет регулирования расхода теплоносителя через излучательный радиатор. Этот способ отличает высокая точность регулирования температуры в контуре относительно номинала настройки (до ±0,5^oС), возможность широкого выбора температур настройки. Основным и существенным недостатком этого способа является автоколебательный режим регулирования температуры работы регулятора расхода жидкости, при котором быстро вырабатывается его ресурс. Кроме того, такой режим регулирования ведет к серьезным термоциклическим нагрузкам на элементы системы терморегулирования и повышенному энергопотреблению при работе контура за счет постоянной работы регулятора расхода жидкости, работающего в автоколебательном режиме.

Накопленный опыт экспериментальных и расчетных работ по регулированию температуры теплоносителя в контурах систем терморегулирования (СТР) с излучательным радиатором и шаговыми регуляторами расхода показывает, что при постоянном общем расходе в контуре, рассчитанном на полную тепловую нагрузку, в случае работы с малыми нагрузками возникает автоколебательный режим регулирования температуры. Это можно объяснить следующими причинами.

При номинальном общем постоянном расходе теплоносителя, рассчитанном на максимальную тепловую нагрузку, небольшая мощность тепловыделения Q заставляет регулятор открыть магистраль радиатора, при этом открывании магистрали радиатора холодная порция теплоносителя, иногда с температурами -80^oС, с максимальным общим расходом воздействует на чувствительный элемент, настроенный на температуру настройки t_н с диапазоном регулирования ±ΔT_н, и сразу выходит за нижний диапазон регулирования, заставляя регулятор закрываться. В закрытом положении малые тепловыделения вскоре поднимают температуру в контуре до величины t_н+ΔT_н (для большинства КА +12...+20^oС) и регулятор снова начинает открываться.

Кроме повышенного энергопотребления за счет постоянной работы насоса с максимальным расходом, соответствующим максимальной расчетной нагрузке на контур, существенным недостатком такого способа регулирования является сильная знакопеременная тепловая нагрузка на объект регулирования. Это ведет к образованию усталостных трещин в результате длительного воздействия таких нагрузок, что наблюдается в настоящее время в одном из контуров системы терморегулирования орбитальной станции "Мир", существующей на орбите многие годы.

Задачей изобретения является снижение энергопотребления способа, исключение знакопеременных температурных нагрузок на контур и повышение точности регулирования температуры теплоносителя.

Поставленная цель решается тем, что в способе регулирования температуры теплоносителя в системе терморегулирования КА с излучательным радиатором, включающем изменение соотношения расхода теплоносителя между излучательным радиатором и байпасной магистралью в зависимости от температуры настройки, внешней и внутренней тепловой нагрузки на контур, при режимах функционирования КА с фиксированной внешней и внутренней тепловой нагрузкой на контур измеряют установившиеся температуры теплоносителя на входе и выходе излучательного радиатора, после чего задают общий расход в системе из соотношений

где Δτ - время одного шага перекладки регулятора расхода теплоносителя;
τ_пер - суммарное время перекладки регулятора расхода теплоносителя;
t_н - температура настройки регулятора расхода теплоносителя;
ΔT - диапазон регулирования температуры;
t_рад= (t_рад.вх+t_{рад.вых})/2 - средняя температура радиатора на орбите с фиксированной внутренней и внешней нагрузкой на систему, где t_рад.вх - установившееся значение температуры теплоносителя на входе в радиатор,
t_{рад.вых} - установившееся значение температуры теплоносителя на выходе из радиатора,
Q - значение фиксированного внутреннего тепловыделения КА,
kF - характеристика радиатора (фиксированная величина),
после чего выдерживают его на аналогичных режимах функционирования КА.

Рассмотрим реализацию данного способа регулирования температуры теплоносителя в контуре охлаждения системы терморегулирования наиболее крупного из российских космических объектов - служебного модуля международной космической станции.

Упрощенная схема контура охлаждения (фиг. 1) включает в себя излучательный радиатор 1, регулятор расхода теплоносителя 2 с байпасной магистралью 3, насосом переменной производительностью 4, объектом регулирования 5, которым является внутренний контур, и чувствительный элемент 6, связанный с регулятором расхода жидкости 2. Регулятор расхода жидкости 2 имеет несколько температур настройки t_н, а именно 12, 14, 18 и 22^oС, устанавливаемых экипажем или по командной радиолинии в зависимости от комфортных ощущений экипажа и параметров тепловлажностной среды внутри гермоотеска. Кроме этого, каждая температура настройки t_н имеет несколько диапазонов регулирования ΔT_н: ±1^oС, ±2,0^oС, ±3^oС. Регулятор расхода жидкости шагового типа имеет временную характеристику k=0,1 (время одного шага перекладки Δτ=1 минута, суммарное время перекладки τ_пер = 10 минут).
Регулирование температуры теплоносителя в данной системе терморегулирования осуществляется следующим образом.

Выбираем для режима работы экипажа из трех человек температуру настройки 18^oС, диапазон регулирования ±2,0^oС.

Тогда, например, при эксплуатации служебного модуля на солнечной орбите продолжительностью около 10 дней, при его типовой ориентации, конструктивных характеристиках kF излучательного радиатора внешняя нагрузка будет составлять 400-500 Вт. Зная внутреннее тепловыделение аппаратуры, работающей на этой орбите для одного из типовых режимов, например 2 кВт, вычисляем значение устанавливаемого расхода теплоносителя G по предложенной формуле, предварительно измерив установившиеся температуры теплоносителя на входе в радиатор t_рад.вх и t_{рад.вых}. Допустим это значение будет составлять 170 см³/с. После этого необходимо подать соответствующее напряжение на электродвигатель насоса, при котором его расход будет составлять 170 см³/с.

Предложенный авторами способ регулирования температуры позволяет исключить автоколебательный режим работы регулятора расхода в условиях типовых орбит и режимах функционирования КА, что позволяет в несколько раз увеличить ресурс работы регулятора расхода жидкости и снизить энергопотребление способа. Кроме того, при этом снижаются термоциклические нагрузки на элементы гидравлического контура системы терморегулирования.

Предложенная в способе математическая зависимость, полученная в результате математического моделирования, учитывает взаимосвязь всех параметров, определяющих автоколебательный режим работы способа регулирования, а именно текущую потребляемую электрическую мощность, характеризующую суммарную внешнюю и внутреннюю тепловую нагрузку Q на систему терморегулирования, конкретное значение температуры настройки и диапазона ее регулирования, а также временную характеристику регулятора.

Как показали проведенные расчеты, частота автоколебаний зависит также и от временной характеристики конкретного регулятора, установленного в систему. Впервые удалось установить обобщенную зависимость, характеризующую взаимосвязь временных характеристик регулятора, мощности тепловыделения КА, температуры радиатора, а также влияния опорной температуры и диапазона ее регулирования с расходом теплоносителя в контуре.

Реализация предложенного способа регулирования стала возможной благодаря началу использования в системах терморегулирования насосов переменной производительности с большим ресурсом работы в режиме переменного расхода.

Использование предложенного способа наиболее эффективно для периодически повторяющихся типовых орбит, например солнечной, теневыми с разным временем тени, и режимов функционирования КА, когда длительное время внешние тепловые нагрузки на КА и излучательный радиатор, а также внутренняя нагрузка меняются незначительно. Поэтому, определив значения общего расхода в контуре для типовых орбит и режимов функционирования КА, можно в дальнейшем поддерживать его на всех аналогичных орбитах и режимах. Тем самым в течение большей части времени полета КА можно исключить автоколебательный режим регулирования температуры.

По статистической оценке, проведенной для орбитальной станции "Мир", время типовых орбит с примерно постоянными среднесуточными внешними и внутренними тепловыми нагрузками может составлять до 70% от времени полета, что позволяет в несколько раз увеличить срок службы регулятора расхода теплоносителя и снизить энергопотребление способа регулирования. По статистике в автоколебательном режиме работы регулятор включается около 20-25 раз в час на 10-15 секунд. Энергопотребление регуляторов расхода теплоносителя, использующихся в системах терморегулирования орбитальной станции "Мир" и служебного модуля международной космической станции, составляет 100 Вт. При реализации предложенного способа регулятор может включаться 1-2 раза в час. Кроме того, энергопотребление насоса также составляет от 50 до 200 Вт, в зависимости от расхода теплоносителя, создаваемого насосом в гидравлическом контуре. При работе по предложенному способу при небольших нагрузках насос работает с малым расходом теплоносителя, поэтому его энергопотребление пропорционально уменьшается. При этом при работе насоса с минимальными расходами уменьшаются нагрузки на подшипники насоса, что позволяет снизить износ подшипников.

Однако самым важным в предложенном способе будет отсутствие воздействия на объект регулирования знакопеременной тепловой нагрузки, что повышает его надежность.

Данный способ регулирования температуры теплоносителя в полном объеме реализован при разработке системы терморегулирования служебного модуля международной космической станции. Отработка этой системы на комплексном гидравлическом стенде модуля с использованием имитаторов внешней и внутренней тепловой нагрузки показала, что при использовании данного способа регулирования температуры система терморегулирования работает устойчиво как при малых тепловых нагрузках 500-600 Вт, характерных для беспилотных участков полета, так и при больших тепловых нагрузках 4500-6000 Вт. Регулятор расхода жидкости находился практически всегда в положении, близком к полностью открытому, лишь изредка делая перекладки, компенсируя незначительные колебания внешней и внутренней нагрузки на контур относительно фиксированного тепловыделения. Такой режим позволяет существенно снизить энергопотребление данного способа регулирования.

Литература
1. Воронин Г.И. Системы кондиционирования воздуха на летательных аппаратах. - М.: Машиностроение, 1973, с.408.

2. Космонавтика. Энциклопедический справочник. - М.: Советская энциклопедия, l985, c.395.

3. Феоктистов К.П. Космические аппараты. - М.: Воениздат, 1983, с.201.

4. Воронин Г.И. Конструирование машин и агрегатов систем кондиционирования. - М.: Машиностроение, 1978, с.116.

5. Феоктистов К.П. Космические аппараты. - М.: Воениздат, 1983, с.215.

Изобретение относится к космической технике, конкретно к способам регулирования температуры теплоносителя в системах терморегулирования космических аппаратов (КА) с излучательным радиатором, и может использоваться при эксплуатации космических аппаратов различного назначения, преимущественно с длительным пребыванием на орбите. Снижение энергопотребления способа, исключение знакопеременных температурных нагрузок на контур и повышение точности регулирования температуры теплоносителя достигается за счет того, что в способе регулирования температуры теплоносителя в системе терморегулирования космического аппарата с излучательным радиатором, включающем изменение соотношения расхода теплоносителя между излучательным радиатором и байпасной магистралью в зависимости от температуры настройки, внутренней и внешней тепловой нагрузки на систему, при режимах функционирования космического аппарата с фиксированной внутренней и внешней тепловой нагрузкой измеряют установившиеся температуры теплоносителя на входе и выходе излучательного радиатора, после чего задают общий расход в системе из соотношений G = 2nQ/c_p(ΔT-2n(t_н-t_рад-Q/kF)), n = Δτ/τ_пер, где Δτ - время одного шага перекладки регулятора расхода теплоносителя, τ_пер - суммарное время перекладки регулятора расхода теплоносителя, t_н - температура настройки регулятора расхода теплоносителя, ΔТ - диапазон регулирования температуры, t_рад= (t_рад.вх+t_{рад.вых})/2 - средняя температура радиатора на орбите с фиксированной внешней и внутренней нагрузкой на систему, где t_рад.вх - установившееся значение температуры теплоносителя на входе в радиатор, t_{рад.вых} - установившееся значение температуры теплоносителя на выходе из радиатора, Q - значение фиксированного внутреннего тепловыделения КА, kF - характеристика радиатора (фиксированная величина), после чего выдерживают его на последующих аналогичных режимах функционирования КА. 1 ил.

Способ регулирования температуры теплоносителя в системе терморегулирования космического аппарата с излучательным радиатором, включающий изменение соотношения расхода теплоносителя между излучательным радиатором и байпасной магистралью в зависимости от температуры настройки, внутренней и внешней тепловой нагрузки на систему, отличающийся тем, что при режимах функционирования космического аппарата с фиксированной внутренней и внешней тепловой нагрузкой измеряют установившиеся температуры теплоносителя на входе и выходе излучательного радиатора, после чего задают общий расход в системе из соотношений
G = 2nQ/c_p(ΔT-2n(t_н-t_рад-Q/kF)),
n = Δτ/τ_пер,
где Δτ - время одного шага перекладки регулятора расхода теплоносителя;
τ_пер - суммарное время перекладки регулятора расхода теплоносителя;
t_н - температура настройки регулятора расхода теплоносителя;
ΔТ - диапазон регулирования температуры;
t_рад= (t_рад.вх+t_{рад.вых})/2 - средняя температура радиатора на орбите с фиксированной внешней и внутренней нагрузкой на систему, где
t_рад.вх - установившееся значение температуры теплоносителя на входе в радиатор;
t_{рад.вых} - установившееся значение температуры теплоносителя на выходе из радиатора;
Q - значение фиксированного внутреннего тепловыделения космического аппарата;
kF - характеристика радиатора (фиксированная величина),
после чего выдерживают его на последующих аналогичных режимах функционирования космического аппарата.