СПОСОБ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2005 года по МПК B64G1/50 

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам и системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА).

Известен способ терморегулирования КА с использованием аккумулирования тепловой энергии на его борту. Так, фирмой «Макдонелл Дуглас» (США) разработан тепловой аккумулятор для станции «Скайлэб» [1].

Тепловой аккумулятор, включенный в жидкостный контур СТР, после радиатора воспринимает часть тепловой нагрузки от теплового излучения небесных тел (Солнца, Земли) при движении станции по освещенному участку орбиты и отдает тепло в жидкость при нахождении станции в тени Земли.

В свою очередь, жидкий теплоноситель, циркулируя в контуре СТР, обеспечивает температурный режим работы для различных элементов конструкции КА, а также термостатирует компоненты ракетного топлива станции.

Тепловой аккумулятор повышает общую производительность СТР и сглаживает температурные колебания жидкости.

По сравнению с обычным увеличением площади радиатора, которое приводит к повышению производительности системы по теплосъему, использование для этих целей теплового аккумулятора позволяет уменьшить вес и габариты конструкции.

Аккумулирование теплоты происходит при нагреве или сопутствующих ему фазовых превращениях (испарении, плавлении, сублимации и т.д.). Теплоаккумулирующие материалы должны обеспечивать стабильность и обратимость работы, многократность циклов заряд-разряд, а также высокую энергетическую емкость единицы массы и объема аккумулятора. Предпочтение для аккумулирования теплоты в аккумуляторе станции «Скайлэб» отдано процессу плавления. Тепловая энергия накапливается в теплоаккумулирующем материале, который плавится при подводе теплоты и затвердевает при ее отводе.

В качестве указанного материала выбраны парафины нормального ряда (тридекан и додекан, см. [1]).

Таким образом, суть рассмотренного способа терморегулирования КА, включающего термостатирование элементов конструкции и компонентов ракетного топлива, заключается в измерении температуры жидкого теплоносителя в замкнутом контуре СТР. В случае превышения верхнего порогового значения указанной температурой производится охлаждение теплоносителя путем подвода его к теплоаккумулирующему материалу (жидкостная полость аккумулятора выполнена в виде охлаждаемой панели, см. [1]). Далее осуществляется контроль за происходящим процессом аккумулирования тепла путем измерения температуры на поверхности и внутри теплового аккумулятора. Устанавливается необходимый температурный уровень, который характеризует предельное значение количества тепловой энергии, заряженной в аккумулятор. После достижения указанного уровня подвод тепла прекращают.

При понижении температуры жидкого теплоносителя СТР до определенного нижнего уровня начинается процесс высвобождения тепловой энергии. Для этого через аккумулятор пропускается «холодный» теплоноситель.

Жидкий теплоноситель, непрерывно циркулируя по замкнутому контуру, поддерживает необходимую температуру станции внутри ее отсеков. Одновременно осуществляется термостатирование компонентов ракетного топлива для обеспечения необходимых физических его свойств - плотности и вязкости.

Таким образом, для термостатирования элементов конструкции и ракетного топлива используется тепловая энергия, запасенная в тепловом аккумуляторе.

Основной недостаток указанного способа терморегулирования КА заключается в необходимости иметь на его борту дополнительную массу элементов конструкции. Так, для достижения оптимальной производительности системы, см. [1], по теплосъему требуется, чтобы аккумулятор поглощал 300 ккал тепла в течение 60 мин на солнечном участке орбиты и сбрасывал эти же 300 ккал при замерзании парафина в течение 30 мин на теневом участке орбиты. Для этого необходимо иметь примерно 9 кг парафина. Вместе с элементами конструкции аккумулятора, выполненной из алюминия, конструктивными элементами теплоподвода, креплениями и т.д., в целом необходимо иметь массу до ˜15 кг.

В настоящее время для терморегулирования КА широкое распространение получили радиаторные сотопанели с вмонтированными в них тепловыми трубами (ТТ), см. [2]. Указанный КА представляет собой пространственную конструкцию, непосредственно несущую теплонагруженные блоки и узлы бортовой аппаратуры (БА), собираемую из плоских сотопанелей, образующих необходимые радиационные поверхности и внутренний объем для размещения узлов и блоков БА, с обеспечением необходимой прочности, жесткости и теплопроводимости, геометрической стабильности и защитных функций от радиации и электризации.

В совмещенной силовой, тепловой и защитной от внешних воздействующих факторов схеме конструкция корпуса КА обеспечивает указанные функции и одновременно позволяет провести ее оптимизацию по массе и габаритам. Для терморегулирования используются активные и пассивные способы терморегулирования. Пассивное терморегулирование производится за счет покрытий типа «оптический солнечный отражатель» (ОСО) и применяемой экранно-вакуумной тепловой изоляции (ЭВТИ).

Активное терморегулирование производится тепловой сетью из ТТ, обеспечивающей требуемую температуру элементов конструкции и БА КА при суточно-сезонном циклическом воздействии внешнего и внутреннего теплового потока. При этом типовая сеть, смонтированная из ТТ, предполагает установку на участках испарительных зон указанных труб электронагревателей (ЭН) с целью регулирования величины их рабочей поверхности.

Теплоподвод от небесных тел (внешний теплоподвод) регулируется специальными шторками, экранизирующими радиационные панели. Шторки изготовлены из пятислойного мата ЭВТИ и скрепляются с посекционно складываемым жестким каркасом, который обеспечивает компактное их размещение по краям радиационных поверхностей при раскрывании пружинными приводами с обеспечением минимально возможного затенения радиационных поверхностей.

При помощи пассивного и активного терморегулирования обеспечивается требуемый тепловой режим термостатирования как для элементов конструкции КА и его БА, так и для компоненты топлива (ксенона) в двигательной установке системы коррекции, ориентации и стабилизации.

Таким образом, известный способ терморегулирования КА включает в себя измерение температур элементов конструкции, БА и компонентов ракетного топлива, сравнение указанных температур со значениями верхней и нижней границ диапазона их термостатирования, нагрев элементов конструкции и компонентов ракетного топлива путем подвода тепла от небесных тел и преобразования электрической энергии в тепловую при достижении измеренными значениями температур нижних границ диапазона термостатирования и до достижения верхних границ указанного диапазона.

Преимущество указанного способа перед ранее описанным аналогом заключается в том, что его применение позволяет провести оптимизацию КА по массе и габаритам, обеспечив при этом его терморегулирование без ввода дополнительных устройств (дополнительной массы аппарата).

Главный же недостаток заключается в том, что для указанного терморегулирования остается «проблема температурных экстремумов». Так, при движении КА на освещенном участке орбиты производится тепловая защита от перегрева элементов конструкции БА и компонентов топлива от солнечного излучения, а на теневых участках орбиты, как правило, требуется включение ЭН, установленных на КА (в том числе и на баллонах с ксеноном) для подогрева его в целом. Кроме того, перед запуском стационарных плазменных двигателей (СПД) и однокомпонентных двигателей ориентации и стабилизации включаются электронагреватели теплообменников и производится прогрев ксенона до рабочей температуры (свыше 40°С). Для этого также расходуется бортовая электроэнергия. При этом расходуемое количество существенно (учитывая большую теплоемкость ксенона) зависит от начальной температуры, с которой компонент поступает в теплообменник.

При избытке вырабатываемой (генерируемой) электрической энергии на борту КА никаких проблем не возникает для решения указанных задач. Однако при переходе на электроснабжение от вторичных источников питания (электрических аккумуляторов) на критических участках полета, когда потребляемая электроэнергия бортовыми потребителями больше генерируемой, возникает проблема «резервного времени КА» - интервала времени, в течение которого обеспечивается работа аппарата с использованием бортовых электрических аккумуляторов.

Если номинальный срок активного существования (САС) КА определяется годами, то «резервное время», как правило, определяется часами.

Для экономии электрической энергии на борту КА на критических интервалах времени, а также сглаживания на борту энергетических пиков по тепловой и электрической энергии, предлагается в компонентах ракетного топлива (КРТ) производить аккумулирование тепловой энергии.

Использованию КРТ в качестве теплоаккумулирующих материалов способствуют нижеследующие факторы:

- относительно большая масса на борту КА (до 10% от общей массы КА);

- широкий диапазон термостабильности КРТ при эксплуатации в условиях космического полета (для ксенона, например, 0°...40°С);

- наличие сопутствующих нагреву фазовых превращений ряда топлив (плавлению, испарению), обеспечивающих высокую энергетическую емкость их единиц массы и объема.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является аккумулирование тепловой энергии в КРТ в случаях избытка тепловой и электрической энергий на борту КА и последующее ее высвобождение при прохождении критических участков полета КА. Одновременно обеспечиваются штатные условия терморегулирования КА.

Кроме этого, использование предлагаемого изобретения приводит к повышению производительности СТР по теплосъему, что может привести, в свою очередь, к уменьшению массы и габаритов панелей-радиаторов, устанавливаемых на КА.

Для достижения указанного результата в способе терморегулирования КА, включающем измерение температур элементов конструкции КА, бортовой аппаратуры и компонентов ракетного топлива, сравнение указанных температур со значениями верхней и нижней границ диапазона их термостатирования, нагрев элементов конструкции и компонентов ракетного топлива путем подвода тепла от небесных тел и преобразования электрической энергии в тепловую при достижении измеренными значениями температур нижних границ диапазона термостатирования и до достижения верхних границ указанного диапазона, в процессе полета КА определяют интервалы времени для аккумулирования тепловой энергии в компонентах ракетного топлива, характеризуемые избытком тепловой и электрической энергии на борту КА, и интервалы времени высвобождения избыточно накопленной тепловой энергии для преобразования в работу реактивных сил и для передачи элементам конструкции КА и бортовой аппаратуре КА, на интервалах аккумулирования тепловой энергии в случае, когда температура находится в диапазоне термостатирования, производят аккумулирование тепловой энергии в компонентах ракетного топлива путем подвода к ним тепла от небесных тел, прогнозируют аккумулирование тепловой энергии на ранее определенном интервале ее накопления, по результатам прогноза определяют количество указанной тепловой энергии на момент времени окончания интервала времени накопления тепловой энергии, и если прогнозируемое значение превышает верхнее значение количества аккумулированной энергии, определяемое для заданного объема компонентов ракетного топлива по температуре верхней границы диапазона термостатирования, то накопление тепловой энергии производят до конца указанного интервала за счет подвода тепла от небесных тел, в противном случае измеряют на борту КА количество генерируемой и потребляемой бортовыми потребителями КА электрической энергии и в случае превышения количества генерируемой электрической энергии над потребляемой производят дополнительный подвод тепла к компонентам ракетного топлива за счет преобразования электрической энергии в тепловую, при этом количество подводимой к компонентам ракетного топлива энергии должно быть равно разности между генерируемой и потребляемой электрической энергией от указанных потребителей КА, аккумулирование тепловой энергии прекращают при достижении верхнего предельного значения количества аккумулированной энергии в компонентах ракетного топлива, далее продолжают аккумулирование тепловой энергии в пределах диапазона термостатирования путем подвода тепла от небесных тел и преобразования избыточной электрической энергии в тепловую, а по началу интервала времени высвобождения тепловой энергии обеспечивают подвод тепловой энергии компонентов ракетного топлива к термостатируемым элементам конструкции, бортовой аппаратуре и (или) к местам ее накопления для преобразования энергии в работу реактивных сил, при этом прогнозируют процесс высвобождения тепловой энергии из компонентов ракетного топлива и по результатам прогноза определяют ее остаточные запасы для поддержания их температуры в пределах диапазона термостатирования на временном интервале высвобождения тепловой энергии и текущее пороговое значение температуры, соответствующее указанным остаточным запасам тепловой энергии, измеряют температуры в элементах конструкции и бортовой аппаратуре КА, производят сравнение измеренных значений температур элементов конструкции и бортовой аппаратуры КА с допустимыми их значениями, а также измеренных значений температур компонентов ракетного топлива с измеренными значениями пороговых температур и в случае превышения допустимых значений прекращают подвод тепла к указанным элементам конструкции и бортовой аппаратуре, а в случае превышения пороговых значений температур прекращают отвод тепла от компонентов ракетного топлива, в противном случае продолжают обеспечивать поступление тепловой энергии к термостатируемым элементам конструкции, бортовой аппаратуре и (или) к местам ее накопления для последующего преобразования в работу реактивных сил, до момента времени, определяемого началом интервала накопления тепловой энергии, далее повторяют цикл накопления тепловой энергии вышеуказанным образом.

Сущность предлагаемого изобретения раскрывается посредством фиг.1, 2, 3, 4, 5 на которых представлены:

фиг.1 - схема размещения средств хранения и подачи компонентов ракетного топлива (СХП);

фиг.2 - схема терморегулирования элементов конструкции КА;

фиг.3 - схема расчета баланса тепловой энергии в баллоне с топливом (ксеноном);

фиг.4 - зависимость давления в баллоне от заправляемой массы ксенона и его температуры;

фиг.5 - зависимость максимального запаса тепла в баллоне при различных температурах в области насыщения ксенона.

В качестве примера, объясняющего сущность предлагаемого способа, рассмотрим СХП объединенной двигательной установки (ОДУ) геостационарного КА, использующего в качестве исполнительных органов системы управления движением СПД и однокомпонентные газовые реактивные двигатели (ГРД). Для обоих двигателей рабочей компонентой является ксенон (Хе).

На фиг.1 показана схема СХП КА, на которой введены обозначения:

1 - панель ОДУ;

2 - баллоны с ксеноном (БК);

3 - магистральные трубопроводы (МТ);

4 - теплообменники-газификаторы (ТГ);

5 - редукторы (Р);

6 - датчики контроля давления в баллонах (ДДБ);

7 - датчики температуры, установленные внутри баллонов (ДТБ);

8 - датчики температуры, установленные на ТГ;

9 - клапаны подачи ксенона (КПК);

10 - предохранительные клапаны (ПК);

11 - ресиверы (PC);

12 - электронагреватели, установленные на баллонах (ЭНБ);

13 - посадочные плоскости установки узлов крепления СПД и ГРД;

14 - электронагреватели реактивных двигателей (ЭНРД);

15 - датчики температуры, установленные в узлах крепления СПД и ГРД (ДТРД);

16 - датчики давления, установленные на PC (ДДРС);

17 - электронагреватели ТГ (ЭНТГ).

Кроме этого на фиг.1 показаны дополнительно узлы и приборы других систем, расположенных на панели ОДУ, в частности: 18 - привода для поворотных солнечных батарей; 19 - комплект одностепенных силовых гироскопов (маховиков); 20 - блок формирования команд ОДУ; 21 - блоки системы управления бортовой аппаратурой. Указанные узлы, агрегаты, элементы конструкции и БА также термостатируются активными и пассивными средствами СТР КА.

СХП размещается на панели ОДУ 1 и предназначены для хранения и подачи ксенона в СПД и ГРД. Средства включают в себя: БК 2 для хранения ксенона; МТ 3, ТГ 4 и Р 5 для подачи ксенона с необходимыми его теплофизическими характеристиками в СПД и ГРД; ДДБ 6, ДТБ 7, ДТТГ 8, КПК 9, ПК 10, PC 11, ДДРС 16 для контроля состояния и автоматического управления при штатной работе и в случае аварийных ситуаций ОДУ.

PC 11 предназначены для организации плавной работы КПК 9 и для сглаживания возможных при работе Р5 пульсаций давления ксенона, подаваемого на входы в СПД и ГРД.

ЭНБ 12 предназначены для термостатирования ксенона в БК 2.

Плоскости 13 установки узлов крепления СПД и ГРД предназначены для размещения установочных кронштейнов, на которые непосредственно крепятся РД.

ЭНРД 14 предназначены для подогрева СПД и ГРД в случаях понижения температуры ниже допустимого уровня.

ДТРД 15 обеспечивают температурный контроль СПД и ГРД.

В исходном состоянии ксенон в БК 2 термостатируется в пределах заданного температурного диапазона при помощи ЭНБ 12. Управление ЭНБ 12 ведется по показаниям датчиков ДТБ 7. При понижении температуры ниже допустимого уровня включаются ЭНБ 12 и производится разогрев ксенона в баллонах до верхнего допустимого уровня. Таким образом, за счет обеспечения заданного диапазона температур поддерживаются необходимые его плотность и вязкость.

По началу работы ОДУ осуществляется запитка фидеров питания КА и включается электронагреватель ЭНТГ 17, установленный на ТГ 4. Управление ЭНТГ 17 ведется автоматически по ДТТГ 8, при этом температура теплообменника должна быть выше 40°С. После достижения указанной температуры контролируется давление в PC 11 по ДДРС 16. Если давление ниже Р₀ (˜3 кгс/см²), выдается команда на открытие группы КПК 9 и ксенон из БК 2 через МТ3, снабженными дросселями Р 5, поступает в PC 11. При достижении давления в ресивере Р_в (˜7 кгс/см²) выдается команда на закрытие КПК 9.

В процессе работы РГД (СПД), по мере расхода ксенона из PC 11 давление в ресивере падает и становится ниже Р₀, после чего выдается команда на открытие соответствующих КПК 9.

Таким образом, на входах в ГРД или СПД поддерживается давление в диапазоне Р₀...Р_в.

ГРД представляет собой ракетный двигатель, состоящий из электромагнитного клапана и камеры с соплом, работающий на газообразном ксеноне.

СПД обеспечивает состояние тяги за счет ионизации ксенона, ускорения ионов и нейтрализации их пучка. Для его работы в одном с ним корпусе устанавливается блок регулирования расхода и подачи ксенона в двигатель.

Температура посадочных поверхностей 13 термостатируется в заданном диапазоне (˜0...50°С). Для этого служит ДТРД 15 и ЭНРД 14. Указанное термостатирование обеспечивает функциональную готовность ГРД и СПД.

Как было отмечено ранее, термостатирование БК 2 производится за счет подогрева баллонов при помощи ЭНБ 12.

В принципе, в конструкции КА можно также предусмотреть регулируемые шторки (см. [2]), позволяющие подводить к баллонам тепловую энергию прямо от внешних небесных тел - Земли и Солнца и др.

Предлагается на интервале полетного времени КА выделять участки для аккумулирования тепла и его высвобождения.

В случае избытка электрической энергии на борту КА ЭНБ 12 находятся постоянно во включенном состоянии. Одновременно обеспечивается освещение баллонов Солнцем. В результате производится накопление тепловой энергии в БГ 2.

Высвобождение тепловой энергии происходит при работе СХП ОДУ с одним из РД. Очевидно, что более высокая температура ксенона в баллонах потребует меньших затрат для его подогрева в ТГ 4 при помощи ЭНТГ 17. Подогрев осуществляется, как указывалось ранее, перед подачей ксенона в РД. В случаях, когда подогрев осуществляется с использованием вторичных бортовых источников питания - электрических аккумуляторов, расход электроэнергии на подогрев ксенона будет определять "резервное время" по условиям энергобаланса КА.

Таким образом, подогрев БГ 2 на участках полета КА с избытком тепловой и электрической энергий на борту позволяет увеличить "резервное время" при превышение потребляемой электроэнергии над генерируемой в случае, когда в состав потребителей входят ЭНТГ 17.

Схема терморегулирования элементов конструкции КА с использованием компонентов РТ (ксенона) для аккумулирования тепловой энергии представлена на фиг.2, где введены дополнительные к фиг.1 нижеследующие обозначения:

22 - аксиальная ТТ (АТТ);

23 - испарители;

24 - термоэлектрический холодильник (ТЭМХ);

25 - контурные ТТ (КТТ);

26 - электронагреватели контурных ТТ (ЭНКТТ);

27 - регулирующие клапаны контурных ТТ (РКККТ);

28 - байпасы КТТ (БКТТ);

29 - теплообменники КТТ (ТКТТ);

30 - теплопроводы КТТ (ТПКТТ);

31 - температурные датчики входа в ТКТТ (ТДВВТКТТ);

32 - температурные датчики на выходе из ТКТТ (ТДВИКТТ);

33 - температурные датчики АТТ (ДТАТТ).

Стрелками показано движение теплоносителя в КТТ 25. Как видно из фиг.1 и 2, схема предполагает теплообмен между БГ 2 и посадочными плоскостями 13 установки узлов крепления СПД и ГРД. Указанные плоскости могут быть одновременно и радиационными панелями КА, размещенными, например, как в случае, указанном в [2], с «восточной» и «западной» сторон КА. В таком случае панели будут периодически, в течение суток попеременно освещаться Солнцем.

При освещении панелей Солнцем на указанных плоскостях будет происходить избыточное накопление тепловой энергии, а в случае когда они отвернуты от Солнца - отвод тепловой энергии излучением в окружающее космическое пространство. Как уже отмечалось ранее, ДТ РД 15 позволяют контролировать разогрев посадочных плоскостей с установленными на них узлах крепления СПД и ГРД. При этом предполагается, что за счет кондуктивного теплообмена температуры на указанных плоскостях, включая конструкцию СПД и ГРД, примерно одинаковые.

Рассмотрим работу схемы при передаче тепла от БГ 2 к посадочным плоскостям 13. В данном случае КТТ 25 производят транспортировку тепла от АТТ 22 к указанным плоскостям.

Испарители 23 принимают избыточное тепло от АТТ 22 за счет перехода теплоносителя из жидкой фазы в пар. Далее по теплопроводам ТПКТТ 30, являющимся в данном случае паропроводами, производится транспортировка тепла от испарителей 23 к ТКТТ 29, являющихся в данный момент конденсаторами. ТКТТ 29 производит ожижение паровой фазы теплоносителя путем передачи избыточного тепла конструктивным элементом КА, имеющим низкую температуру. После отдачи тепла конденсат теплоносителя поступает к испарителям 23 по ТПКТТ 30, являющимися в этой части КТТ 25 конденсатопроводами. Байпасные магистрали БКТТ 28 предназначены для отвода части теплоносителя из паропровода в конденсатопровод, минуя ТКТТ 29.

РККТТ 27 предназначен для обеспечения дозированной подачи теплоносителя к ТКТТ 29 (конденсатору). При температуре теплоносителя Т_о ^т клапан полностью закрыт, а при температуре Т_в ^т клапан полностью открыт. Таким образом, соответствующей настройкой клапанов РККТТ 27 обеспечивается допустимая нижняя температурная граница для термостатирования БК 2.

КТТ 25 оборудованы также резервными средствами управления ЭН КТТ 26 и ТЭМХ 24. ЭНКТТ 26 предназначен для блокировки КТТ 25 путем создания паровой пробки на входе в капиллярную структуру КТТ 26 и установлен на входе в испарители 23 каждой из двух контурных тепловых труб.

ТЭМХ 24 предназначены для разблокировки КТТ 25 путем конденсации паровой пробки на входе в испарители 23. На каждом испарителе 23 установлено по одному ТЭМХ 24.

Устройство ТЭМХ 24 и ЭНКТТ 26 построено на основе использования эффектов Пельтье и Томсона в термоэлектричестве (см. [3]).

Включение и выключение каждого ТЭМХ 24 и ЭНКТТ 26 производится по индивидуальному фидеру питания.

ТЭМХ 24 и ЭНКТТ 26 являются резервными средствами, обеспечивающими "горячее резервирование" работы РККТТ 27.

В случае разогрева плоскостей 13 от излучения Солнца и планет "горячий" теплоноситель поступает в испарители 23 по ТПКТТ 30. При превышении температуры теплоносителя в КТТ 30 над температурой теплоносителя в АТТ 22 происходит подвод тепла в контур аксиальной ТТ. Поскольку указанная ТТ установлена на поверхности БК 2 и имеет с ней плотный тепловой контакт, то за счет кондуктивного теплообмена производится разогрев баллона и находящегося в нем ксенона. Для исключения перегрева БК 2 используются ЭНКТТ 26, блокирующие работу КТТ 25. Управление терморегулированием осуществляется с использованием ТДВВТКТТ 31, ТДВИКТТ 32 и ДТ АТТ 33.

Реализация современных алгоритмов управления СТР КА осуществляется при помощи бортовых цифровых вычислительных средств (БЦВС) (см., например, [4]).

Рассмотрим подробно указанную реализацию. При «закладке» штатной программы полета на борт КА в БЦВС при помощи служебного канала управления (наземных и бортовых радиотехнических средств) выделяются интервалы времени для аккумулирования тепловой энергии в КРТ и интервалы времени высвобождения избыточно накопленной тепловой энергии.

Для указанного аккумулирования используется время полета КА на участке орбиты, освещенном Солнцем. При этом генерируемая электроэнергия в СБ должна превышать потребляемую. Определение указанных участков является стандартной процедурой в управлении КА. Для этого используется стандартное наземное и бортовое баллистико-навигационное обеспечение, а также прогноз энергобаланса на борту КА.

Время вхождения КА в тень Земли и Луны, включения РД для ориентации и коррекции орбиты также известны и задаются в программе полета (см. [5]). Указанные интервалы предназначены для высвобождения тепловой энергии с БК 2.

По температуре Т_т датчика ДТБ 7 блок управления СТР БЦВС производит сравнение измеренных значений температуры с верхним значением диапазона термостатирования ксенона (40°С). И в случае, когда измеренная температура ниже верхней предельной, задействуются бортовые средства для внешнего теплоподвода к БК 2: открываются защитные шторки для облучения Солнцем поверхности баллонов, включаются ТЭМХ 24 для разблокирования паровой пробки на входе в испарители 23 КТТ 25, теплообменники которых освещены Солнцем, и т.д.

Далее на основе известной энергетической характеристики солнечного (для орбиты Земли ˜1373 Вт/м²) [6], земного (собственного ˜230 Вт/м², отраженного - 0...480 Вт/м²) излучения, известных характеристик терморегулирующих покрытий (коэффициентов поглощения солнечного излучения As и степени черноты 0,4...0,9 [6]), облучаемых Солнцем, известных термофизических свойств КРТ и конструктивных особенностей их размещения осуществляется прогноз аккумулирования тепловой энергии на ранее определенном интервале ее накопления.

По результатам прогноза определяется количество аккумулированной энергии на указанном интервале накопления (в том числе и от поверхности Земли) в КРТ (в баллонах с ксеноном в рассматриваемом примере). В конце интервала температура КРТ, полученная по результатам прогноза, соответствующая накопленной тепловой энергии, может достигать или превышать верхнее предельное значение диапазона термостатирования.

В таком случае подвод тепла для аккумулирования в КРТ от небесных тел (Земли и Солнца) становится достаточным и необходимо далее только производить текущий контроль значения температуры по ДТБ 7 для того, чтобы вовремя, например, заблокировать работу КТТ 25 и тем самым прекратить подвод тепла.

В противном случае производится дополнительное накопление тепловой энергии за счет преобразования избыточной электрической энергии в тепловую.

Для этого в БЦВС используются измеренные значения тока от фотоэлектрических преобразователей СБ и тока нагрузки на шинах питания КА. Указанные бортовые измерения являются типичными и используются для управления системой энергоснабжения (СЭС) КА.

По указанным измеренным значениям токов, а также известному номинальному значению напряжения в СЭС КА определяются текущие значения генерируемой и потребляемой бортовыми потребителями КА электрической энергии. В случае превышения количества генерируемой электрической энергии над потребляемой включают ЭНБ 12. При этом регулируют число включенных ЭНБ 12 таким образом, чтобы не нарушить положительный энергобаланс КА, для чего определяют разность между генерируемой и потребляемой электроэнергией. Далее проверяют, укладывается ли энергопотребление от одного ЭНБ 12 или для какого числа включенных нагревателей в полученное избыточное значение энергоприхода КА.

По результатам указанного сравнения выбирается число электронагревателей для их включения. По мере изменения энергобаланса может производиться также их включение и выключение.

Таким образом производится аккумулирование тепловой энергии в КРТ в пределах диапазона термостатирования путем подвода тепла от небесных тел и преобразования избыточной электрической энергии в тепловую.

Как уже отмечалось выше, высвобождение тепловой энергии может производиться в РД с ее превращением в работу реактивных сил. Указанный интервал высвобождения может также легко прогнозироваться. Например, перед коррекцией орбиты с использованием СПД производится дополнительный подогрев ксенона в БК 2. Учитывая то, что в большинстве случаев есть несколько интервалов времени для коррекции орбиты, указанную подготовку можно заранее планировать. Продолжительность импульса на СПД, учитывая их незначительную тягу (˜0,04 Н), может составлять несколько часов. Поэтому накопленная тепловая энергия может значительно уменьшить потребление электрической энергии. При этом необходимо учитывать, что режим коррекции с использованием СПД является энергонапряженным и для его выполнения могут задействоваться аккумуляторы электрической энергии.

В рассмотренном способе-прототипе (см. [2]) производится попеременное освещение «западной» и «восточной» панелей Солнцем. Интервалы времени выхода панелей на теневой участок орбиты известны.

Подвод тепла к термостатируемым элементам конструкции (например, посадочным плоскостям 13) производится по началу теневого участка орбиты. При этом происходит постепенное охлаждение ТКТТ 29, приводящее к изменению температуры теплоносителя на выходе теплообменника. По перепаду температур теплоносителя на входе и выходе теплообменника, фиксируемых по ТДВВТКТТ 31 и ТДВИКТТ 32, определяется задействование КТТ 25 в работу. Показания с указанных датчиков поступают в БЦВС. Обычно КТТ 25 переменной теплопроводности способна сама задействоваться для передачи тепла в зону конденсации. По перепаду температур, превышающему номинальное допустимое значение, судят о начале задействования трубы. В случае появления «паровой пробки» указанный перепад ниже номинального значения, тем самым можно судить о нарушении непрерывности рабочего цикла. В этом случае алгоритмы БЦВС включают ТЭМХ 24 для конденсации паровой пробки и разблокирования тем самым КТТ 25.

Таким образом обеспечивается подвод тепловой энергии от КРТ к термостатируемым элементам конструкции. Аналогичным образом можно обеспечивать теплоподвод к элементам конструкции КА, узлам, агрегатам и его БА, например, устанавливаемой на панели ОДУ (см. фиг.1, позиции 18-21).

В процессе высвобождения тепловой энергии важно как не переохладить КРТ, так и не перегреть элементы конструкции КА и его БА. Поэтому в блоке управления СТР, реализацию которого выполняет БЦВС, производится прогноз градиента передачи тепла от компонентов РТ к различным местам термостатирования КА. По результатам прогноза определяются остаточные запасы тепла для поддержания температуры в пределах диапазона термостатирования на временном интервале высвобождения тепловой энергии и текущее пороговое значение температуры, соответствующее указанным остаточным запасам энергии.

При достижении текущим измеренным значением температуры от датчика ДТБ 7, указанного порогового значения, отвод тепла прекращают. Для этого в случае терморегулирования по схеме, представленной на фиг.2, возможны два варианта реализации: настройка, соответствующая РККТТ 27; блокировка работы КТТ 25 путем создания «паровой пробки» при помощи ЭНКТТ 26. В первом случае нерегулируемый клапан РККТТ 27 может поддерживать необходимую номинальную температуру в контуре за счет перепуска теплоносителя через БКТТ 28. Во втором, если пороговое значение не совпадает с номинальным (необходимо поддержать более высокую температуру на БК 2), то по команде от БЦВС блокируется работа КТТ 25. Исходной информацией для отработки алгоритма служат показания ДТБ7 и ДТАТТ33.

Прекращения подвода тепла к элементам конструкции КА может быть также реализовано БЦВС в случае, когда текущая температура разогреваемой конструкции или БА достигнет верхнего предельного значения термостатирования.

В рассматриваемом примере алгоритм управления СТР, заложенный в БЦВС, контролирует текущие измеренные значения от ДТРД 15 на предмет достижения указанного предельного значения. При выполнении условия достижения верхней границы он производит принудительное отключение подвода тепловой энергии путем блокирования работы КТТ 25.

В случае, когда аккумулированной тепловой энергии КРТ достаточно для термостатирования КА на всем интервале ее высвобождения и предельного разогрева элементов конструкции КА и БА не происходит, то СТР продолжает обеспечивать поступление тепловой энергии вышеуказанным образом до конца интервала. Указанный момент времени фиксируется БЦВС по заложенной программе, после чего алгоритм управления СТР повторяет цикл накопления тепловой энергии.

Далее рассмотрим расчетный пример аккумулирования тепловой энергии в БК 2. На фиг.3 представлена схема расчета баланса тепловой энергии в баллоне с топливом (ксеноном).

Учитывая малое тепловое сопротивление тонкостенной оболочки баллона, баланс тепловой энергии в БК 2 определяется равенством:

и означает, что тепло Q_РН, подводимое к топливу за счет радиационного нагрева излучениями от Солнца и планет и Q_ЭН - за счет электрических нагревателей, расходуется на радиационное охлаждение излучением в холодное (с температурой Т=4 К, см. [6]) абсолютно черное космическое пространство Q_РО и запас энергии в КРТ Q_aT. При этом:

где q_s, q_3с, q_3o, q_КА, q_ост - соответственно удельные потоки излучения от Солнца, от собственного и отраженного излучений Земли, от передачи тепловой энергии радиацией и специальными устройствами (ТТ) внутри КА, от остаточного потока планет солнечной системы и отдаленных звездных накоплений [6], F_Р - площадь поверхности радиационного теплообмена (13 см. фиг.1), τ_ар - время на аккумулирование тепла поверхностями радиационного обмена.

где n - число одинаковых ЭН, N_ЭН1 - мощность одного ЭН топлива, k - коэффициент одновременности работы ЭН, τэн - время работы ЭН.

где ε, Т_Т - приведенная степень черноты и температура поверхностей радиационного теплообмена, Т_К=4 К - температура холодного космического пространства (см. [6]), τ₀ - время сброса тепла в космическое пространство.

где i(Р₂, Т₂), i(P₁, T₁) - энтальпия (теплосодержание) и соответствующие параметры (давление и температура) топлива в начале и конце процесса запаса тепла, V_БК - объем БК 2, m_T - масса топлива в БК 2.

В частном случае фазового перехода (см. [7]) из (5) получим

где r(P₁, T₁) - теплота фазового перехода.

Набор величин соответствующих давлений и температур (P_i, Т;) в БК выбирается из заправочной зависимости давления от массы топлива в баллоне при соответствующей температуре, представленной для ксенона в БК 2 на фиг.4. Величины i(P, Т) и r(Р, Т) получаем на основании справочных данных, например [8].

Количество запасенной тепловой энергии за счет фазового перехода топлива (ксенона) в БК 2 (фиг.1) в разрешенном диапазоне температур (0...17°С) для различных масс m_T представлено на фиг.5.

При массе топлива (ксенона) m_T=40 кг и изменении температуры топлива с 17°С (290К) до 35°С (308К) и соответственно давления с 60 бар до 80 бар получим согласно (5) запас тепла

Или при переводе в электрический эквивалент с КПД=1,0 получим

В переводе в тепловые единицы СГС Q_aT=133,8 кКал, что составляет примерно треть от емкости штатных тепловых аккумуляторов [1].

При мощности одного электронагревателя N_ЭН=10 Вт получаем продолжительность его работы для эквиавлентного выделения тепловой энергии (Δτ)

т.е. запасенная тепловая энергия примерно эквивалентна работе одного нагревателя мощностью 10 Вт в течение 15,5 часов.

При среднем значении тока нагрузки в 40 А и номинальном напряжении в СЭС 28 В запас электроэнергии в 155 Вт-ч позволяет обеспечить электроснабжение КА примерно 8 мин, т.е. на указанную величину увеличивается «резервное время» для существования КА. В случае аккумулирования в двух БК 2 указанное время составит примерно 16 мин, что дает существенную прибавку (более 10%) к «резервному времени», так как указанное номинальное время при энергоснабжении от вторичных источников питания составляет от ˜90 мин до ˜120 мин.

Конкретный пример показывает целесообразность использования КРТ для аккумулирования тепловой энергии и ее последующего высвобождения для терморегулирования геостационарного спутника, в котором в качестве РД используются СПД и ГРД, работающие на ксеноне.

Положительный эффект для каждого КА будет зависеть от физико-химических свойств ракетного топлива и его количества на борту аппарата.

Литература

1. Thermal Capasitor Liquid Coolant - to - phase Change Material Heat Exchanger for the NASA ″Skylab-1″ Airlook Module, AIAA Paper, 1971, №429.

2. Ашурков Е.А., Кожухов В.П., Козлов А.Г., Корчагин Е.Н., Попов В.В., Решетнев М.Ф. Космический аппарат блочно-модульного исполнения. Патент РФ №2092398.

3. А.И.Бурштейн. Физические основы расчета полупроводниковых термоэлектрических устройств. Физматгиз, 1962 г.

4. Система обеспечения теплового режима КА "Ямал-100". РКК "Энергия". 2001 г.

5. В.Г.Кравец, В.Е.Любинский. Основы управления космическими полетами. М., Машиностроение, 1983 г.

6. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды. Л.В.Козлов, М.Д.Нусинов и др. / Под ред. Акад. Г.И.Петрова. - М.: Машиностроение, 1971 г. - 382 с.

7. Вукалович М.П., Новиков И.И. Техническая термодинамика. М.: Энергия, 1968. - 496 с.

8. Варгафтик Н.Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. - М.: Наука, 1972.г. - 720 с.

Изобретение относится к средствам терморегулирования космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает измерение температур элементов конструкции и бортовой аппаратуры КА и компонентов ракетного топлива (КРТ), их нагрев от тепла небесных тел и преобразование электроэнергии в тепловую при достижении измеренными температурами нижних границ диапазона термостатирования. При этом в полете определяют интервалы аккумулирования тепловой энергии в КРТ (при избытке тепловой и электроэнергии на борту КА) и интервалы ее полезного высвобождения. Если прогнозируемое значение аккумулированной энергии за определенный ранее интервал превысит верхнее значение для заданного объема КРТ, то до конца этого интервала аккумулируют в КРТ тепло от небесных тел. В противном случае преобразуют в тепло избыток генерируемой на борту электроэнергии над потребляемой и подводят его к КРТ. При прогнозировании высвобождения тепловой энергии из КРТ определяют ее остаточные запасы для поддержания температуры КРТ в требуемых пределах, а также измеряют температуры в элементах конструкции и бортовой аппаратуре КА. В случае превышения допустимых температур в указанных элементах и аппаратуре прекращают подвод к ним тепла. При выходе за пороговые значения температур КРТ прекращают отвод тепла от КРТ. В противном случае до начала следующего интервала накопления тепловой энергии продолжают подводить тепло к термостатируемым элементам и бортовой аппаратуре КА и/или к местам аккумулирования тепла для его последующего полезного преобразования. Цикл накопления тепловой энергии затем повторяют. Техническим результатом изобретения является рациональный режим аккумулирования и высвобождения тепловой энергии на борту КА при обеспечении штатной работы системы терморегулирования, а также уменьшение массы и габаритов элементов этой системы за счет повышения ее производительности по теплосъему. 5 ил.

Способ терморегулирования космического аппарата, включающий измерение температур элементов конструкции космического аппарата, бортовой аппаратуры и компонентов ракетного топлива, сравнение указанных температур со значениями верхней и нижней границ диапазона их термостатирования, нагрев элементов конструкции и компонентов ракетного топлива путем подвода тепла от небесных тел и преобразования электрической энергии в тепловую при достижении измеренными значениями температур нижних границ диапазона термостатирования и до достижения верхних границ указанного диапазона, отличающийся тем, что в процессе полета космического аппарата определяют интервалы времени для аккумулирования тепловой энергии в компонентах ракетного топлива, характеризуемые избытком тепловой и электрической энергии на борту космического аппарата, и интервалы времени высвобождения избыточно накопленной тепловой энергии для преобразования в работу реактивных сил и передачи элементам конструкции космического аппарата и бортовой аппаратуре космического аппарата, на интервалах аккумулирования тепловой энергии в случае, когда температура находится в диапазоне термостатирования, производят аккумулирование тепловой энергии в компонентах ракетного топлива путем подвода к ним тепла от небесных тел, прогнозируют аккумулирование тепловой энергии на ранее определенном интервале ее накопления, по результатам прогноза определяют количество указанной тепловой энергии на момент времени окончания интервала времени накопления тепловой энергии, и если прогнозируемое значение превышает верхнее значение количества аккумулированной энергии, определяемое для заданного объема компонентов ракетного топлива по температуре верхней границы диапазона термостатирования, то накопление тепловой энергии производят до конца указанного интервала за счет подвода тепла от небесных тел, в противном случае измеряют на борту космического аппарата количество генерируемой и потребляемой бортовыми потребителями космического аппарата электрической энергии и в случае превышения количества генерируемой электрической энергии над потребляемой производят дополнительный подвод тепла к компонентам ракетного топлива за счет преобразования электрической энергии в тепловую, при этом количество подводимой к компонентам ракетного топлива энергии должно быть равно разности между генерируемой и потребляемой электрической энергией от указанных потребителей космического аппарата, аккумулирование тепловой энергии прекращают при достижении верхнего предельного значения количества аккумулированной энергии в компонентах ракетного топлива, далее продолжают аккумулирование тепловой энергии в пределах диапазона термостатирования путем подвода тепла от небесных тел и преобразования избыточной электрической энергии в тепловую, а по началу интервала времени высвобождения тепловой энергии обеспечивают подвод тепловой энергии компонентов ракетного топлива к термостатируемым элементам конструкции, бортовой аппаратуре и/или к местам ее накопления для преобразования энергии в работу реактивных сил, при этом прогнозируют процесс высвобождения тепловой энергии из компонентов ракетного топлива и по результатам прогноза определяют ее остаточные запасы для поддержания их температуры в пределах диапазона термостатирования на временном интервале высвобождения тепловой энергии и текущее пороговое значение температуры, соответствующее указанным остаточным запасам тепловой энергии, измеряют температуры в элементах конструкции и бортовой аппаратуре космического аппарата, производят сравнение измеренных значений температур элементов конструкции и бортовой аппаратуры космического аппарата с допустимыми их значениями, а также измеренных значений температур компонентов ракетного топлива с измеренными значениями пороговых температур и в случае превышения допустимых значений прекращают подвод тепла к указанным элементам конструкции и бортовой аппаратуре, а в случае превышения пороговых значений температур прекращают отвод тепла от компонентов ракетного топлива, в противном случае продолжают обеспечивать поступление тепловой энергии к термостатируемым элементам конструкции, бортовой аппаратуре и/или к местам ее накопления для последующего преобразования в работу реактивных сил до момента времени, определяемого началом интервала накопления тепловой энергии, далее повторяют цикл накопления тепловой энергии вышеуказанным образом.