Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта Российский патент 2020 года по МПК B64G1/50 G05D23/00 

Изобретение относится к теплотехнике и может быть использовано в приборах и устройствах, работающих в открытом космосе, а более конкретно к теплоаккумулирующим устройствам, использующим скрытую теплоту фазовых переходов рабочего вещества для обеспечения требуемого теплового режима мощных источников энергии при их циклической работе. Например, для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры кратковременного действия или лазерных модулей в системах беспроводной передачи электроэнергии между космическими аппаратами (КА) по оптическому каналу на основе направленного электромагнитного излучения.

Рассматривается модульный радиатор-теплоаккумулятор (РТА) пассивной системы терморегулирования (СТР) периодически работающего космического объекта (например, лазерного модуля (ЛМ)). Техническое решение основано на создании РТА, где его конструкция состоит из отдельных модулей, каждый из которых входит в состав отдельных модулей системы терморегулирования, использующей для переноса, периодически выделяемой космическим объектом (КО) тепловой мощности, к радиатору-теплоаккумулятору тепловые трубы (ТТ) переменной проводимости. Использование РТА позволяет за счет скрытой теплоты фазового перехода твердого теплоаккумулирующего вещества (TAB) в жидкое состояние перераспределить на весь период тепловую энергию, выделяемую КО во время его активного существования. А также позволяет снизить пиковую нагрузку на систему терморегулирования КО, и таким образом уменьшить габариты и вес радиатора. Кроме того, температура поверхности излучения радиатора относительно низкая (например, для иттербиевых волоконных лазеров разработки ИРЭ ПОЛЮС, приведенных в [http://промкаталог.рф/PublicDocuments/1304289.pdf,c.31], диапазон рабочих температур от 0 до 45°С), что без использования теплоаккумулятора приведет к большим площадям его излучающей поверхности.

Для термостабилизации элементов космического аппарата и сброса излишков тепла с помощью радиаторов в космическое пространство применяют тепловые трубы (ТТ). Сегодня ТТ являются одним из основополагающих звеньев системы термостабилизации элементов современных негерметичных КО [Панин Ю.В., Коржов К.Н. Разработка теплопередающего устройства для альтернативного способа терморегулирования системы обеспечения теплового режима космического аппарата//Труды МАИ, 2015. №80. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=56911]. Особенно актуальны ТТ переменной проводимости, способные регулировать величину передаваемого ими теплового потока, т.е. изменять в процессе эксплуатации один из своих основных параметров - величину тепловой проводимости в заданном диапазоне температур. К таким ТТ относят контурные тепловые трубы (КТТ) и газорегулируемые ТТ (ГРТТ). КТТ - это герметичные теплопередающие устройства, обладающие сверхнизким термическим сопротивлением и работающие по замкнутому испарительно-конденсационному циклу с использованием "капиллярного механизма" для прокачки теплоносителя. КТТ способны передавать тепловые потоки от нескольких ватт до нескольких киловатт при различной ориентации в гравитационном поле и в невесомости без использования каких-либо дополнительных источников энергии [Институт теплофизики УрО РАН, http://itp.uran.ru/ktt.htm]. Метод регулирования, применяемый в ГРТТ, основан на использовании неконденсирующегося газа (НГ), который как бы укорачивает эффективную длину конденсатора при изменении передаваемой мощности, так как интенсивность теплопереноса через слой НГ мала, особенно при отсутствии естественной конвекции в условиях невесомости. Отличительной чертой ГРТТ, вне зависимости от типа капиллярной структуры, является наличие резервуара для НГ. Существует ограничение точности пассивного регулирования этими ТТ, связанное с соотношением объемов резервуар/конденсатор [Панин Ю.В., Коржов К.Н. Разработка теплопередающего устройства для альтернативного способа терморегулирования системы обеспечения теплового режима космического аппарата//Труды МАИ, 2015. №80. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=56911]].

Известно устройство термостабилизации радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) с теплоаккумулятором [Патент RU 2408919, МПК G05D 23/00 (2006.01), Н05K 7/20 (2006.01). Опубликован 10.01.2009], которое состоит из корпуса с внутренней полостью, разделенной с помощью мембраны на две зоны, одна из которых заполнена рабочим веществом, способным плавиться, а другая, сообщающаяся с емкостью рабочего цилиндра с поршнем, связанным с механизмом регулятора температуры, заполнена компенсирующим веществом, на верхней поверхности корпуса между РЭА и на нижней - между радиатором излучения с устройством регулирования температуры и механизмом регулятора температуры. На верхнюю и нижнюю поверхности корпуса устанавливают гипертеплопроводящие пластины (ГТП), представляющие из себя пористую структуру в виде микроканалов, заполненных теплоносителем с температурой фазового перехода «жидкость-пар» в заданном диапазоне температур функционирования РЭА.

Известна также космическая система терморегулирования лазерного модуля [Оптимизация рабочих характеристик твердотельного лазера с диодной накачкой для космических применений /Д.А. Архипов, В.И. Венглюк и др.//Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики, 2015, том 15, №6, с. 1000-1007] твердотельного лазера с диодной накачкой (ТТЛ ДН), где термостабилизация режимов генерации линеек лазерных диодов (ЛЛД) основана на использовании гипертеплопроводящих пластин (ГТП) и электрических нагревателей (ЭН).

Предлагаемые выше системы терморегулирования не учитывают режим периодически работающего в условиях вакуума космического объекта (например, лазерного модуля большой мощности), где требуется излучающий радиатор, соответствующий пиковой нагрузке.

Известна пассивная система терморегулирования объекта с теплоаккумулятором [Патент RU 2040446, МПК: B64G 1/50 (1995.01), опубликован 25.07.1995], работающая на орбите в открытом космосе, состоящая из радиатора, соединенного с зоной конденсации тепловой трубы с переменной проводимостью (ТТПП), теплоаккумулятора (ТА) и теплопроводов, соединяющих тепловой аккумулятор с ТТПП, снабжена дополнительным теплоаккумулятором, который находится в тепловом контакте с зоной испарения ТТПП.

К недостаткам данного устройства следует отнести усложнение системы с двумя теплоаккумуляторами, где осуществляется тепловая связь объекта с зоной испарения ТТПП через теплопроводы, что может привести к неконтролируемым тепловым потерям при передаче тепла от объекта к радиатору. Кроме того, в предлагаемой системе терморегулирования поверхность излучения радиатора не изотермична, что может привести к снижению эффективности в работе такой конструкции. Кроме того, предлагаемая системы терморегулирования не учитывает режим периодически работающего в условиях вакуума объекта (большой мощности), где теплоаккумулятор и излучающий радиатор должны быть оптимально спроектированы и соответствовать заданной пиковой нагрузке.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому техническому решению является теплоаккумулятор космической системы терморегулирования объекта [Тепловой аккумулятор для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры кратковременного действия/ Е.Н. Васильев, В.А. Деревянко, В.Е. Чеботарев// Вестник СибГАУ. 2016. Том 17, №4. С. 930-935, https://cyberleninka.ru/article/n] и предназначен для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) кратковременного действия. Теплоаккумулятор космической системы терморегулирования объекта, где космическая система работает в периодическом режиме и включает теплоотводящее основание, теплоаккумулятор с теплоаккумулирующим веществом и с каналами охлаждения ТА теплоносителем, а также радиатор. Для интенсификации теплообмена за счет развития площади контакта с TAB применяется оребрение. Прибор РЭА, выделяющий тепловую мощность, устанавливается на теплоотводящее основание ТА. Между ребрами ТА, в качестве которых могут быть ГТП, находится TAB, которое плавится при постоянной температуре, поглощая выделяемую прибором теплоту. По окончании работы РЭА теплоаккумулятор охлаждается теплоносителем, протекающим по каналам охлаждения ТА и внешнего радиатора. Отведенная теплота излучается с поверхности радиатора в окружающее космическое пространство. Данное техническое решение принято за прототип.

Основное отличие от прототипа заключено в условиях работы теплоаккумулятора космической системы терморегулирования лазерного модуля. Дело в том, что вся космическая система терморегулирования КО, в том числе ТА и сам КО, функционируют в условиях открытого космоса вне космического аппарата (КА), что не учитывалось в прототипе при оптимизации конструкции в заданном режиме работы системы терморегулирования объекта.

Используемые в качестве ребер для передачи тепла с теплоотводящего основания TAB гипертеплопроводящие пластины не позволяют регулировать температуру КО, поскольку не обладают переменной проводимостью, а также эти пластины не являются тепловыми диодами, что в условиях открытого космоса и мощных внешних теплопритоков не исключает при определенных конструктивных решениях ТА возможности передачи теплоты через ГТП на теплоотводящее основание к КО.

Кроме того, предлагаемая конструкция не позволяет обеспечить пространственное разделение источника и стока теплоты, что ограничивает конструктивное развитие предложенного технического решения.

Помимо всего перечисленного выше, в системе терморегулирования объекта используется проточная система охлаждения теплоаккумулятора теплоносителем, протекающим по каналам охлаждения ТА и внешнего радиатора, что требует дополнительных энергозатрат.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении надежности работы радиатора-теплоаккумулятора, в снижении массогабаритных характеристик радиатора, в создании конструкции РТА, учитывающей цикличность работы космического объекта с пассивной системой терморегулирования независимо от ориентации РТА в космическом пространстве, в повышении ресурсных характеристик конструкции РТА.

Техническими результатами изобретения является:

- повышение надежности работы радиатора-теплоаккумулятора, поскольку выход из строя одного из модулей СТР не нарушает работоспособности РТА в целом, благодаря конструктивной и тепловой увязке всех радиационных панелей;

- создание радиатора-теплоаккумулятора, где эффективность сброса тепла излучением практически не зависит от его ориентации в космическом пространстве;

- повышение ресурсных характеристик радиатора-теплоаккумулятора за счет создания конструкции, близкой к изотермичной;

- создание компактной конструкции радиатора-теплоаккумулятора, совмещающей в себе функции радиатора и теплоаккумулятора;

- исключение энергозатратных традиционных проточных систем передачи тепла в радиатор позволяет увеличить надежность работы РТА и СТР в целом;

расширение функциональных возможностей системы терморегулирования КО и ее унификация за счет использования тепловых труб различной модификации в радиаторе-теплоаккумуляторе.

Технический результат достигается тем, что предложен модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта, работающего в периодическом режиме и имеющего теплоотводящее основание, включающий теплоаккумулятор, состоящий из корпуса с внутренним объемом V, заполненным теплоаккумулирующим веществом, и с каналами охлаждения, при этом в него введены модули из N теплоаккумуляторов, корпус каждого из которых выполнен в виде радиационной панели, внешняя поверхность которой выполнена в виде прямоугольного параллелепипеда с ребрами А, В и δ, где δ<<А и δ<<В, причем ребра δ вписаны в кольца, образуемые от пересечения оснований круговых прямых цилиндров - внешнего и внутреннего с радиусами оснований соответственно R_ц и r_ц, и высотой h_ц, где h_ц=В, при этом оси этих цилиндров совпадают, а основания внутреннего цилиндра лежат в одних и тех же плоскостях с основаниями внешнего цилиндра, причем боковая поверхность внешнего цилиндра является огибающей теплопзлучающих внешних граней радиационных панелей, каждая площадью F=А×В, а боковая поверхность внутреннего цилиндра является огибающей внутренних граней, обращенных к оси цилиндров, а поперечное сечение боковой поверхности внутреннего цилиндра с внутренней гранью каждой радиационной панели представляет окружность с хордой длиной L, где L=А, причем все внутренние грани радиационных панелей конструктивно объединены кольцевыми ободьями шириной С, в количестве n≥2, по контактным площадкам, каждая площадью f=L×C, выполненным на поверхности каждого кольцевого обода с внешним радиусом R, где R=r_ц, причем симметрично на внутренней поверхности каждого кольцевого обода, с радиусом r, через теплопроводный слой установлена не замкнутая кольцевая тепловая труба с внешним радиусом R_TT, где R_TT=r, и внутренним r_TT, а поперечное сечение ее корпуса выполнено в виде прямоугольника со сторонами a_TT=R_TT - r_TT и b_TT, причем внутренняя поверхность каждого кольцевого обода находится в контакте с поверхностью корпуса кольцевой тепловой трубы со стороной b_TT, где a_TT≤b_TT≤С, при этом во внутреннем объеме V каждого теплоаккумулятора упомянутое теплоаккумулирующее вещество равномерно распределено в непрерывной матричной фазе с объемной долей ε_мф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса и теплоаккумулирующим веществом плотностью ρ и массой М, с температурой плавления Т_пл^ТАВ, а также равномерно распределенной по объему V зоной конденсации теплоносителя с объемной долей ε_ртт регулируемой тепловой трубы, температура плавления теплоносителя в которой Т_пл^тепл, при этом температура поверхности внутренней грани радиационной панели Т_рп удовлетворяет соотношению T_рп>T_пл^тепл, причем на теплоотводящем основании космического объекта размещена зона испарения регулируемой тепловой трубы, поддерживающая температуру космического объекта Т_ко в диапазоне от минимальной температуры T_ко^min до максимальной температуры Т_ко^mах, которая не должна превышать допустимый интервал T_max^доп≥Т_ко^max≥T_min^доп, где T_min^доп≥Т_пл^ТАВ, при этом должны выполняться соотношения:

а внутренний объем V каждого теплоаккумулятора отвечает соотношению:

Кроме того, в модульном радиаторе-теплоаккумуляторе пассивной системы терморегулирования космического объекта непрерывная матричная фаза выполнена из материала с высокой теплопроводностью, например из серебра, меди, алюминия или сплавов на их основе, из тонкой спутанной проволоки или в виде сотовой конструкции.

Кроме того, в модульном радиаторе-теплоаккумуляторе пассивной системы терморегулирования космического объекта кольцевой обод выполнен из материала с высокой теплопроводностью, например из меди, алюминия или сплавов на их основе. Причем кольцевой обод и кольцевая тепловая труба выполнены из одного и того же материала с высокой теплопроводностью.

Кроме того, для рассматриваемого модульного радиатора-теплоаккумулятора пассивной системы терморегулирования космического объекта в каждый теплоаккумулятор могут быть включены транспортные тепловые трубы с объемной долей ε_ттт, равномерно распределенные по объему V, равному:

Кроме того, для рассматриваемого модульного радиатора-теплоаккумулятора пассивной системы терморегулирования космического объекта в каждом теплоаккумуляторе на поверхности внутренних граней радиационных панелей размещены электронагреватели, выполненные пленочными низкотемпературными, а поверхности этих панелей с электронагревателями, а также кольцевые ободья с размещенными на них кольцевыми тепловыми трубами, отделены от внешней среды экранно-вакуумной теплоизоляцией.

Кроме того, для каждого теплоаккумулятора поверхность внешней грани радиационной панели выполнена с коэффициентом поглощения солнечного излучения A_s<0,2 и коэффициентом теплового излучения ε>0,8, например, нанесено терморегулирующее покрытие класса «солнечные отражатели» с максимальными начальными значениями терморадиационных характеристик, отвечающими соотношению A_s/ε<<1, а поверхность внутренней грани радиационной панели выполнена с минимальным коэффициентом теплового излучения ε<0,5.

Суть изобретения поясняется фиг. 1-10, где приведены примеры конструктивных схем предложенного модульного радиатора-теплоаккумулятора пассивной системы терморегулирования космического объекта и его отдельных элементов.

На фиг. 1 приведена модульная конструктивная схема радиатора-теплоаккумулятора, состоящая, для примера, из шести одинаковых по конструкции теплоаккумуляторов, корпус каждого из которых выполнен в виде радиационной панели, все панели конструктивно связаны кольцевыми ободьями с размещенными на них кольцевыми тепловыми трубами. На фиг. 1 приведено: А, В и δ - ребра радиационной панели; R_ц и r_ц - радиусы оснований круговых прямых цилиндров, соответственно внешнего и внутреннего; h_ц - высота цилиндров; R_TT и r_TT - внешний и внутренний радиусы корпуса не замкнутой кольцевой тепловой трубы.

На фиг. 2 приведена конструктивная схема кольцевого обода с внутренним радиусом r, внешним R. L - длина хорды. По внутренней поверхности кольцевого обода с радиусом r установлена не замкнутая кольцевая тепловая труба, корпус которой с внешним радиусом R_TT и внутренним r_TT. На фиг. 2 обозначено сечение Б-Б, приведенное на фиг. 3 и 5, а также вид сверху - вид Д, приведенный на фиг. 4.

На фиг. 3 приведено сечение Б-Б кольцевого обода с кольцевой тепловой трубой. Показаны поперечные сечения кольцевого обода шириной С и корпуса кольцевой тепловой трубы в виде прямоугольника со сторонами a_TT и b_TT.

На фиг. 4 приведен вид сверху кольцевого обода - вид Д с размером контактных площадок площадью f=L×С.

На фиг. 5 показан увеличенный фрагмент сечения Б-Б. Показано поперечное сечение кольцевого обода и корпуса кольцевой тепловой трубы установленной через теплопроводящий слой по внутренней поверхности кольцевого обода. На фиг. 5 приведены размеры a_TT и b_TT сечения корпуса кольцевой тепловой трубы. На сечении Б-Б приведена кольцевая тепловая труба, выполненная для надежности работы двухканальной.

На фиг. 6 приведена конструктивная схема сборки (укладки) радиационных панелей на контактные площадки кольцевых ободьев, соединенных стяжками.

На фиг. 7-10 приведены отдельные модули радиатора-теплоаккумулятора системы терморегулирования, где в качестве регулируемой тепловой трубы приведена контурная тепловая труба (КТТ), причем для надежности работы радиатора-теплоаккумулятора в каждом модуле установлены по две КТТ.

На фиг. 7 и 9 в качестве непрерывной матричной фазы, заполняющей внутренний объем V теплоаккумулятора, в каждом модуле радиатора-теплоаккумулятора установлена тонкая спутанная проволока, а на фиг. 8 и 10 непрерывная матричная фаза выполнена в виде сотовой конструкции.

На фиг. 9 и 10 во внутреннем объеме V теплоаккумулятора каждого модуля радиатора-теплоаккумулятора установлены транспортные тепловые трубы, а на поверхности внутренних граней радиационных панелей размещены электронагреватели.

На фиг. 1-10 приняты следующие обозначения:

1 - радиатор-теплоаккумулятор (РТА);

2 - теплоаккумулятор (ТА) (тепловой аккумулятор);

3 - корпус ТА;

4 - радиационная панель (РП);

5 - внешняя грань РП 4;

6 - внутренняя грань РП 4;

7 - хорда;

8 - кольцевой обод;

9 - кольцевая тепловая труба (кольцевая ТТ);

10 - теплоаккумулирующее вещество (TAB);

11 - матричная фаза;

12, 13 - зона конденсации РТТ 14, 15 (конденсатор КТТ 14, 15; трубка зоны конденсации КТТ 14, 15);

14, 15 - регулируемая тепловая труба (РТТ) (контурная тепловая труба (КТТ));

16, 17 - теплоотводящее основание (терморегулируемая поверхность);

18 - космический объект (КО);

19, 20 - электронагреватель (ЭН) теплоотводящего основания 16, 17;

21, 22 - зона испарения теплоносителя РТТ 14, 15 (зона испарения теплоносителя КТТ 14, 15; испаритель КТТ 14, 15);

23, 24 - компенсационная полость КТТ 14, 15;

25, 26 - байпасная линия КТТ 14, 15;

27, 28 - клапан КТТ 14, 15;

29, 30 - паропровод КТТ 14, 15;

31, 32 - конденсатопровод КТТ 14, 15;

33 - транспортная тепловая труба (ТТТ);

34 - электронагреватель (ЭН) радиационной панели 4;

35 - стяжка;

36 - теплопроводный слой;

37 - контактная площадка.

Модульный радиатор-теплоаккумулятор (РТА) 1 пассивной системы терморегулирования (СТР) космического объекта (КО) 18 состоит из N модулей, отвечающих соотношениям (1, 2) (на фиг. 1 для примера приведен РТА из N=6) одинаковых по конструкции теплоаккумуляторов 2, корпус 3 каждого из которых выполнен в виде радиационной панели 4, внешняя поверхность которой выполнена в виде прямоугольного параллелепипеда с ребрами А, В и δ, где δ<<А и δ<<В. Причем ребра δ вписаны в кольца образуемые от пересечения оснований круговых прямых цилиндров, внешнего и внутреннего с радиусами оснований R_ц и r_ц, соответственно, как приведено на фиг. 1. Оси и основания цилиндров совпадают, а высота цилиндров h_ц равна длине ребра В, т.е. h_ц=В, а основания внутреннего цилиндра лежат в одних и тех же плоскостях с основаниями внешнего цилиндра. Боковая поверхность внешнего цилиндра является огибающей теплоизлучающих внешних граней 5 радиационных панелей 4, каждая площадью F=А×В, а боковая поверхность внутреннего цилиндра является огибающей внутренних граней 6, обращенных к оси цилиндров. Для каждого ТА 2 на поверхности внешней грани 5 РП 4 нанесено терморегулирующее покрытие (ТРП) (на фиг. 1-10 не показано) с низким коэффициентом поглощения солнечного излучения (A_s<0,2) и высоким коэффициентом теплового излучения (ε>0,8), класса «солнечные отражатели» с высокими начальными значениями терморадиационных характеристик, отвечающее соотношению A_s/ε<<1, а поверхность внутренней грани 6 РП 4 выполнена с минимальным коэффициентом теплового излучения ε<0,5. Причем поперечное сечение боковой поверхности внутреннего цилиндра с внутренней гранью 6 каждой радиационной панели 4 представляет окружность с хордой 7 длиной L, где L=А. Все внутренние грани 6 радиационных панелей 4 конструктивно объединены кольцевыми ободьями 8 шириной С, в количестве n≥2, с внешним радиусом R, где R=r_ц.. Симметрично на внутренней поверхности каждого кольцевого обода 8, с радиусом г установлена не замкнутая кольцевая тепловая труба 9 с внешним радиусом R_TT, где R_TT=r, и внутренним r_TT. Причем кольцевой обод 8 выполнен так, что его геометрические размеры должны удовлетворять соотношению (3). Поперечное сечение корпуса кольцевой тепловой трубы 9 выполнено в виде прямоугольника со сторонами a_TT=R_TT - r_TT и b_TT, причем внутренняя поверхность каждого кольцевого обода 8 находится в контакте с поверхностью корпуса кольцевой тепловой трубы 9 со стороной b_TT, где a_TT≤b_TT≤C.Во внутреннем объеме V корпуса 3 каждого теплоаккумулятора 2 теплоаккумулирующее вещество 10 равномерно распределено в непрерывной матричной фазе 11 с объемной долей ε_мф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса 3 и теплоаккумулирующим веществом 10 плотностью ρ и массой М, с температурой плавления Т_пл^ТАВ, а также равномерно распределенной по объему V зоной конденсации 12, 13 теплоносителя с объемной долей ε_ртт регулируемой тепловой трубы 14, 15 (на фиг. 5-8 для надежности на каждом ТА 2 установлены по две регулируемые тепловые трубы 14, 15, в качестве которых приняты контурные тепловые трубы 14, 15). Причем, для каждого теплоаккумулятора 2 внутренний объем V удовлетворяет соотношению (4). При этом, температура плавления теплоносителя в КТТ 14, 15 Т_пл^тепл и температура поверхности внутренней грани 6 радиационной панели 4 Т_рп должны удовлетворять соотношению Т_рп>Т_пл^тепл. На теплоотводящем основании 16, 17 космического объекта 18 размещены электронагреватели 19, 20 и зона испарения теплоносителя 21, 22 РТТ 14, 15, поддерживающие температуру космического объекта 18 Т_ко в диапазоне от минимальной температуры Т_ко^min до максимальной температуры T_ко^max, которая не должна превышать допустимый интервал T_max^доп≥Т_ко^max≥T_min^доп, где T_min^доп≥Т_пл^ТАВ. В состав КТТ 14, 15 также входят: компенсационная полость 23, 24, байпасная линия 25, 26, клапан 27, 28, паропровод 29, 30, конденсатопровод 31, 32. Также внутри объема V каждого теплоаккумулятора 2 РТА 1, как приведено на фиг. 9 и 10, могут быть равномерно распределены транспортные тепловые трубы 33 с объемной долей ε_ттт, а внутренний объем V в этом случае будет отвечать соотношению (5). Кроме того, на внутренней грани 6 радиационной панели 4 размещены электронагреватели 34, которые выполнены в виде пленочных низкотемпературных электронагревателей. Кроме того, сборка PТА 1 может осуществляться на ферменной конструкции, включающей объединенные стяжками 35 кольцевые ободья 8. Причем с внутренней поверхности каждого кольцевого обода 8 с радиусом г устанавливается не замкнутая кольцевая ТТ 9 через теплопроводный слой 36. А на внешней поверхности каждого кольцевого обода 8 выполнены контактные площадки 37, каждая площадью f=L×C, на которые, как показано на фиг. 6, укладываются радиационные панели 4. А поверхности внутренних граней 6 РП 4 с электронагревателями 34, а также кольцевые обода 8, с размещенными на них кольцевыми тепловыми трубами 9, отделены от внешней среды экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ) (на фиг. 1-10 не показана).

Модульный радиатор-теплоаккумулятор (РТА) 1 пассивной системы терморегулирования космического объекта (КО) 18 работает следующим образом.

Начальный период ожидания. После вывода космического аппарата (КА) с модульным РТА 1 пассивной системой терморегулирования КО 18 на орбиту функционирования выполняется программа ожидания, когда КО 18 не функционирует и не выделяет тепловую энергию.

Причем тепловое состояние КО 18 в этот период будет зависеть от конструкции РТА 1, его размещения на КА, точных параметров орбиты КА и условий освещенности на конкретном участке орбиты. В зависимости от орбиты функционирования КА на теплоизлучающую поверхность внешней грани 5 РП 4 каждого из N модулей, количество которых отвечает соотношениям (1, 2), РТА 1 воздействуют внешние тепловые потоки. Причем на освещенном участке орбиты на поверхности внешних граней 5 РП 4 могут воздействовать следующие потоки излучения:

- поток прямого солнечного излучения;

- поток отраженного земной поверхностью солнечного излучения;

- поток теплового излучения от Земли;

- потоки излучения, отраженные элементами конструкции КА;

- потоки теплового излучения нагретых элементов конструкции КА.

А на теневом участке орбиты могут воздействовать следующие потоки:

- поток теплового излучения поверхности Земли;

- потоки теплового излучения нагретых элементов конструкции КА.

В результате внешние грани 5 РП 4 модулей РТА 1 будут находиться под воздействием различных внешних тепловых потоков, и соответственно принимать различные температуры. Тепловая энергия поглощенная внешней гранью 5 в каждой РП 4 теплопроводностью через TAB 10 и матричную фазу 11 передается внутренней грани 6 соответствующей РП 4 и далее на контактные площадки 37 кольцевых ободьев 8, геометрия которых отвечает соотношению (3), выполненные из материала с высокой теплопроводностью. Кроме того, соединение поверхности внутренних граней 6 с соответствующими контактными площадками 37 кольцевых ободьев 8 (фиг. 6) выполнено с минимальным контактным сопротивлением. А далее тепловая энергия через контактные площадки 37 поступает кольцевым ободьям 8, выполненным из материала с высокой теплопроводностью. Далее тепловая энергия через теплопроводящий слой 36 поступает кольцевым ТТ 9. Причем кольцевой обод 8 и соответствующая ему кольцевая тепловая труба 9 выполнены из одного и того же материала, что позволяет избежать термических напряжений в этих конструкциях. Кольцевые тепловые трубы 9, в результате фазового перехода «жидкость-пар», передают теплоту от одного модуля другому и таким образом выравнивают температуры внутренних граней 6 всех модулей РТА 1, от которых, одновременно, теплопроводностью по матричной фазе 11 идет процесс передачи теплоты внешним граням 5 РП 4, выравнивая температуры этих граней во всех модулях РТА 1. При этом, для каждого ТА 2 поверхности внешних граней 5 РП 4 выполнены с низким коэффициентом поглощения солнечного излучения (A_s<0,2) и высоким коэффициентом теплового излучения (ε>0,8), например, на эти поверхности нанесено терморегулирующее покрытие класса «солнечные отражатели» с высокими начальными значениями терморадиационных характеристик, отвечающими соотношению A_s/ε<<1, а поверхности внутренних граней 6 выполнены с минимальным коэффициентом теплового излучения ε<0,5, что дополнительно способствует выравниванию температур. Кроме того, поверхности внутренних граней 6 РП 4, с размещенными на этих поверхностях ЭН 34, а также кольцевые обода 8, с размещенными на них кольцевыми ТТ 9, отделены от внешней среды ЭВТИ (на фиг. 1-10 не показана), выполненной в виде пакета многослойной теплоизоляции с высокими теплоизоляционными характеристиками, что также способствует выравниванию температур РП 4. Кроме того, экранно-вакуумная тепловая изоляция сводит к минимуму нерегулируемый теплообмен поверхностей внутренних граней 6 РП 4 каждого ТА 2 с окружающим пространством.

В этот начальный период ожидания, после вывода КА с модульным РТА 1 на орбиту функционирования, система питания и управления (СПУ) (на фиг. 1-10 не показана) КА постоянно ведет контроль температуры терморегулируемой поверхности 16, 17 КО 18, в диапазоне от минимальной T_ко^min до максимальной температуры Т_ко^max, при этом максимальная температура Т_ко^mах не должна превышать допустимый интервал T_max^доп≥Т_ко^max≥T_min^доп, где T_min^доп≥Т_пл^ТАВ. Кроме того СПУ постоянно ведет контроль минимальной температуры корпуса 3 РП 4 каждого модуля РТА 1 в соответствии с условием Т_рп>Т_пл^тепл. Сигналы в СПУ поступают от температурных датчиков (на фиг. 1-10 не показаны), размещенных на терморегулируемой поверхности 16, 17 КО 18 и поверхности корпуса 3 на внутренней грани 6 РП 4 каждого ТА 2. Одновременно после вывода модульного РТА 1 пассивной системы терморегулирования космического объекта 18 на орбиту функционирования по командам из СПУ производится для каждого ТА 2 запуск КТТ 14, 15, т.е. обеспечивается начало циркуляции теплоносителя в контуре (на фиг. 7-10 для каждого ТА 2 установлены для надежности по две КТТ 14, 15). Для чего используются: электронагреватели 19, 20, термоэлектрические охладители (на фиг. 1-10 не показаны), либо механические подвижные элементы: клапаны 27, 28, как приведено, например, в [Патент RU 2044983, МПК: F28D 15/06, опубликован 27.09.1995] или в [Патент RU 2264954, МПК: B64G 1/10 (2000.01), B64G 1/50 (2000.01), опубликован 27.11.2005]. В алгоритме системы терморегулирования КО 18 для каждого модуля РТА 1, для предотвращения замерзания теплоносителя в конденсаторе 12, 13 КТТ 14, 15 вводится понятие «допустимая температура» Т_рп^доп поверхности внутренней грани 6 РП 4, которую выбирают, исходя из конструктивных особенностей проектируемой системы, в частности, из условия ограничения по нижней рабочей температуре ЭН 34, т.е. Т_рп^доп≥Т_рп>Т_пл^тепл. Таким образом, при нарушении условий (Т_ко>Т_ко^min) ∨ (Т_рп^доп≥Т_рп>Т_пл^тепл), по сигналу от системы питания и управления поступает управляющая команда на включение электропитания электронагревателям 19, 20 для обогрева терморегулируемой поверхности 16, 17 КО 18 для выполнения условия Т_ко>T_ко^min и передаче части тепловой энергии от зоны испарения 21, 22 по паропроводу 29, 30 в конденсатор 12, 13 КТТ 14, 15 для выполнения условия Т_рп^доп≥Т_рп>Т_пл^тепл. При недостаточности этих мероприятий для выполнения условия Т_рп^доп≥Т_рп>Т_пл^тепл, как приведено на фиг. 9 и фиг. 10, в качестве дублирующих электронагревателей 19, 20 на поверхности внутренней грани 6 радиационной панели 4 размещены электронагреватели 34. По сигналу от СПУ электронагревателям 34 поступает управляющая команда на включение электропитания, что обеспечивает безусловное выполнение соотношения Т_рп>Т_пл^тепл. При достижении условий (Т_рп^доп≥Т_рп>Т_пл^тепл) ∧ (Т_ко>T_ко^min) по сигналу от СПУ поступает управляющая команда на выключение электропитания электронагревателей 19, 20, размещенных на терморегулируемой поверхности 16, 17 КО 18, а также электронагревателей 34, при необходимости их использования.

Режим активной работы КО 18. Считаем, что на момент начала активной работы КО 18 температура граней радиационных панелей 4 установилась на уровне Т_х и соответствует условию Т_ко>T_ко^min>Т_х≥Т_рп^доп≥Т_рп>Т_пл^тепл. По сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на подачу электропитания космическому объекту 18, который в режиме активной работы длительностью τ_г постоянно выделяет тепловую мощность W_ко. Эта тепловая мощность передается на терморегулируемые поверхности 16, 17 с температурой регулирования в диапазоне от Т_ко^min до T_ко^max, причем максимальная температура Т_ко^max не должна превышать допустимый интервал T_max^доп≥Т_ко^max≥T_min^доп, где T_min^доп≥Т_пл^ТАВ. На терморегулируемых поверхностях 16, 17 размещены зоны испарения теплоносителя 21, 22 КТТ 14, 15. Таким образом, тепловая энергия, выделяемая космическим объектом 18, для каждого модуля РТА 1 передается в соответствующий испаритель 21, 22 КТТ 14, 15, где будет израсходована на испарение жидкого теплоносителя, поступающего из компенсационной полости 23, 24 в результате фазового перехода теплоносителя «жидкость - пар». Образовавшийся пар поступает через паропровод 29, 30 во внутренний объем V, соответствующего ТА 2, заполненный TAB 10 с плотностью ρ и массой М, внутренний объем V которого отвечает соотношению (4). Теплоноситель в каждом ТА 2 конденсируется в зоне конденсации 12, 13 в результате фазового перехода «пар-жидкость», выделяя тепловую энергию. Движение теплоносителя в КТТ 14, 15 осуществляется под действием перепада давления, создаваемого капиллярным насосом (на фиг. 1-10 не показан) испарителя 21, 22. Выделяемая при конденсации теплоносителя тепловая энергия аккумулируется TAB 10, а жидкий теплоноситель по конденсатопроводу 31, 32 поступает в компенсационную полость 23, 24. Одновременно с процессом нагрева и аккумулирования тепла TAB 10, для поддержания температуры терморегулируемой поверхности 16, 17 космического объекта 18 в заданном диапазоне температур от T_ко^min до Т_ко^mах идет процесс регулирования величины теплового потока, передаваемого КТТ 14, 15 во внутренний объем V для каждой радиационной панели 4, с помощью регулирующего клапана 27, 28. При максимальном тепловом потоке, снимаемом с теплоотводящего основания 16, 17 КО 18, регулирующий клапан 27, 28 максимально перекрывает поток пара через байпасную линию 25, 26, направляя его по паропроводу 29, 30 из зоны испарения теплоносителя 21, 22 КТТ 14, 15 в конденсатор 12, 13. Причем режим активной работы космического объекта 18 проходит в общем случае в два этапа.

На первом этапе активного тепловыделения от космического объекта 18 идет рост температуры корпуса 3 каждой РП 4 с одновременным аккумулированием тепла за счет теплоемкости TAB 10, с нагревом TAB 10 от температуры Т_х, где TAB 10 в твердом исходном состоянии, до температуры плавления Т_пл^ТАВ. Процесс нагрева TAB 10 сопровождается тешгопереносом теплопроводностью TAB 10 и матричной фазой 11 к теплоизлучающей внешней грани 5 каждого РП 4, что приводит к росту радиационного излучения с этих граней. Одновременно с аккумулированием тепла TAB 10 и передачей тепла теплопроводностью к внешним граням 5, происходит выравнивание температуры TAB 10 во внутреннем объеме V каждого ТА 2 посредством высокой теплопроводности матричной фазы 11, а для вариантов с ТТТ 33 (фиг. 9, 10) также высокой теплопередающей способности ТТТ 33.

На втором этапе активного тепловыделения по достижению TAB 10 состояния плавления Т_пл^ТАВ идет процесс аккумулирования тепла за счет скрытой теплоты фазового перехода «твердое тело - жидкость» TAB 10 при постоянной температуре плавления Т_пл^ТАВ. Поскольку TAB 10 равномерно распределено в высокотеплопроводной непрерывной матричной фазе 11 с объемной долей ε_мф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса 3 и TAB 10 тепло, выделяющееся в конденсаторе 12, 13 при конденсации теплоносителя КТТ 14, 15, будет теплопроводностью равномерно распределяться во внутреннем объеме V, отвечающем соотношению (4), как показано на фиг. 7 и фиг.8. Как показано на фиг. 9 и фиг. 10, дополнительно к матричной фазе 11 могут быть установлены равномерно по объему V транспортные тепловые трубы 33 с объемной долей ε_ттт, позволяющие ускорить процесс равномерного распределения по объему V, отвечающему соотношению (5) РП 4, тепловой энергии, выделяющейся в конденсаторе 12, 13. В результате аккумулирование тепла TAB 10 в каждой РП 4 проходит равномерно по всему внутреннему объему V.

Одновременно для каждого модуля РТА 1 внешние грани 5 РП 4 каждого ТА 2 будут находиться под воздействием различных внешних тепловых потоков, и с этих внешних граней 5 будут излучаться различные результирующие тепловые потоки, определяемые разностью собственного и поглощенного излучений, и соответственно принимать различные температуры. Тепловая энергия, аккумулируемая в объеме V каждого ТА 2, теплопроводностью через TAB 10 и матричную фазу 11 передается внутренней грани 6 соответствующей РП 4 и далее на кольцевые обода 8, выполненные из материала с высокой теплопроводностью. Далее тепловая энергия от кольцевых ободьев 8 через теплопроводящий слой 36 поступает кольцевым ТТ 9, которые, в результате фазового перехода «жидкость-пар», передают теплоту от одного модуля другому и таким образом выравнивают температуры внутренних граней 6 модулей РТА 1, от которых теплопроводностью по матричной фазе 11 теплота передается внешним граням 5 РП 4 от более нагретых к более холодным, выравнивая таким образом температуру внешних граней 5 во всех модулях РТА 1. При этом для каждого ТА 2 поверхности внешних граней 5 РП 4 выполнены с высокими начальными значениями терморадиационных характеристик, т.е. с низким коэффициентом поглощения солнечного излучения (A_s<0,2) и высоким коэффициентом теплового излучения (ε>0,8). В частности, подбираем ТРП класса «солнечные отражатели», где коэффициенты отвечают соотношению A_s/ε<<1. Так, например, в [Патент RU 2331553, МПК: B64G 1/58 (2006.01), опубликован 20.08.2008] приведены начальные значения терморадиационных характеристик ТРП на основе анодно-окисного покрытия алюминиевого сплава и лакокрасочной композиции, которые составили: A_s≤0,10-0,11 и ε≥0,92-0,94. Или, например, в [Патент RU 2421490, МПК: C09D 1/02 (2006.01), опубликован 20.06.2011] предложен ТРП класса «солнечные отражатели», где в качестве силикатного связующего содержит литиевое или натриевое стекло, а в качестве наполнителей содержит соль щелочноземельного элемента BaSO₄, добавку алюминат бария или лития; ТРП отвечает начальным оптическим характеристикам: A_s=0,10÷0,12 и ε=0,93÷0,95. А поверхности внутренних граней 6 выполнены с минимальным коэффициентом теплового излучения ε<0,5. Данные мероприятия дополнительно способствует выравниванию температур внешних граней 5 во всех модулях РТА 1. Кроме того, поверхности внутренних граней 6 РП 4 с размещенными на этих поверхностях ЭН 34, а также кольцевые ободья 8 с размещенными на них кольцевыми ТТ 9, отделены от внешней среды ЭВТИ (на фиг. 1-10 не показана), выполненной в виде пакета многослойной теплоизоляции с высокими теплоизоляционными характеристиками, что также способствует выравниванию температур РП 4 во всех модулях РТА 1.

Одновременно для каждого этапа активного тепловыделения КО 18 идет процесс излучения результирующего теплового потока с поверхности теплоизлучения внешней грани 5 площадью F каждой радиационной панели 4. Поскольку корпус 3 каждого теплоаккумулятора 2 выполнен в виде РП 2 с малой толщиной δ, а внутренний объем V включает матричную структуру с высокой теплопроводностью, превышающей теплопроводность TAB 10, и ТТТ 33, в результате чего тепловая энергия от конденсатора 12, 13 теплопроводностью, с минимальным перепадом температуры, равномерно поступает на практически изотермичную поверхность внешней грани 5 РП 4 и далее излучается в космос.

Режим ожидания. По окончании активного режима работы космического объекта 18 по сигналу от системы питания и управления поступает управляющая команда на отключение электропитания КО 18, т.е. W_ко=0, прекращаются активное тепловыделение и передача тепла на теплоотводящее основание КО 18. Модульный РТА 1 пассивной системы терморегулирования КО 18 переходит в режим ожидания длительностью τ_o. Одновременно с прекращением тепловыделения от КО 18 тепловая энергия, аккумулированная TAB 10 в активном режиме работы, начинает выделяться TAB 10 в процессе его охлаждения и кристаллизации и передается через КТТ 14, 15 на терморегулируемую поверхность 16, 17 КО 18, поддерживая на определенном промежутке времени допустимую температуру КО 18 не ниже T_ко^min. Таким образом, каждый модуль радиатора-теплоаккумулятора 1 пассивной системы терморегулирования КО 18 стабилизирует температуру и поддерживает оптимальный тепловой режим КО 18 не только во время активного режима работы, но и в режиме ожидания, что предотвращает резкое уменьшение температуры КО 18, когда тепловыделение от КО 18 прекращается. Режим ожидания, как и для активного режима, так же проходит в общем случае в два этапа. На первом этапе ожидания идет кристаллизация TAB 10 с выделением тепла из TAB 10 за счет скрытой теплоты фазового перехода «жидкость - твердое тело» при постоянной

температуре кристаллизации Т_пл^ТАВ. На втором этапе ожидания идет дальнейшее тепловыделение из TAB 10 с понижением температуры TAB 10, начиная от Т_пл^ТАВ, за счет теплоемкости TAB 10. Одновременно с процессом кристаллизации и охлаждения TAB 10 для всех модулей РТА 1 идет процесс переноса тепла на теплоизлучающую поверхность внешней грани 5 площадью F для каждой радиационной панели 4, аналогично сказанному выше, и далее результирующий тепловой поток излучением сбрасывается в космос. Для поддержания температуры Т_ко терморегулируемой поверхности 16, 17 КО 18 в заданном диапазоне температур от Т_ко^min до Т_ко^mах одновременно с процессом охлаждения TAB 10 идет процесс регулирования величины теплового потока, передаваемого КТТ 14, 15 во внутренний объем V каждого ТА 2, с помощью регулирующего клапана 27, 28 для пропуска части потока пара через байпасную линию 25, 26 из паропровода 29, 30 в конденсатопровод 31, 32, минуя конденсатор 12, 13. При минимальном тепловом потоке, снимаемом с теплоотводящего основания 16, 17 КО 18, регулирующий клапан 27, 28 максимально открыт, пропуская весь поток пара через байпасную линию 25, 26 и направляя его по конденсатопроводу 31, 32 из зоны испарения теплоносителя 21, 22 КТТ 14, 15 в компенсационную полость 23, 24, минуя конденсатор 12, 13.

В случае недостаточности тепловой энергии, выделяемой при кристаллизации и остывании TAB 10 для поддержания терморегулируемой поверхности 16, 17 КО 18 в заданном диапазоне температур с помощью клапана 20, 21, а также для предотвращения замерзания теплоносителя КТТ 14, 15 в каждой РП 4, при нарушении условий (Т_ко>T_ко^min) ∨ (Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл) по сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на включение электропитания электронагревателям 19, 20, которые могут быть выполнены в виде пленочных электронагревателей и размещены на терморегулируемой поверхности 16, 17 КО 18. При недостаточности и этих мероприятий, как приведено на фиг. 7 и фиг. 8, в качестве дублирующих электронагревателям 19, 20 на поверхности внутренней грани 6 РП 4 каждого ТА 2 размещены электронагреватели 34, которые могут быть выполнены в виде пленочных низкотемпературных электронагревателей. По сигналу от СПУ электронагревателям 19, 20, а при необходимости и ЭН 34, поступает управляющая команда на включение электропитания. Сигналы в СПУ поступают от температурных датчиков (на фиг. 1-10 не показаны), размещенных на терморегулируемой поверхности 16, 17 КО 18 и поверхности внутренней грани 6 РП 4. При достижении условий (Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл) ∧ (Т_ко>T_ко^min) по сигналу от СПУ поступает управляющая команда на выключение электропитания электронагревателей 19, 20, а также электронагревателей 34, при необходимости их использования. Таким образом, в режиме ожидания длительностью τ_o по командам от СПУ поддерживается температурный режим корпуса 3 РП 4 и терморегулируемой поверхности 16, 17 КО 18, отвечая условию (Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл) ∧ (Т_ко>T_ко^min) для каждого модуля РТА 1.

Приведем расчетный пример проектирования модульного радиатора-теплоаккумулятора 1 пассивной системы терморегулирования периодически работающего космического объекта 18.

В качестве космического объекта 18 терморегулирования примем, например, лазерный модуль (ЛМ) типа иттербиевого волоконного лазера, производитель, например, IPG Photonics (Россия) [https://www.stankoff.ru/product/11226/itterbievyiy-volokonnyiy-lazer-ls-2] с характерным диапазоном рабочих температур от 0 до 45°С [http://промкаталог.рф/PublicDocuments/1304289.pdf, c.31], как, например, модели ЛК-1000 [https://www. stankoff.ru/product/11234/itterbievyiy-volokonnyiy-lazer-lk-1000].

Примем требуемую регулируемую температуру терморегулируемой поверхности 16, 17 космического объекта 18 в диапазоне от T_ко^min=273 К до T_ко^max, которая не должна превышать допустимый интервал Т_mах^доп≥Т_ко^max≥T_min^доп, где примем T_min^доп=293 К до Т_mах^доп=308 К. Примем, что космический объект 18 периодически работает в активном режиме, длительностью τ_г=1,8⋅10³ с с максимальной (зависит от режима работы КО 18) выделяемой тепловой мощностью W_ко до 7,2⋅10³ Вт, и в режиме ожидания длительностью τ_o=1,08⋅10⁴ с. Для дальнейших расчетных оценок принимаем число модулей РТА 1 N=6.

В алгоритме системы терморегулирования, для предотвращения замерзания теплоносителя в конденсаторе 12, 13 КТТ 14, 15, вводится понятие «допустимая температура» Т_рп^доп поверхности внутренней грани 6 РП 4, которую выбираем исходя из конструктивных особенностей проектируемой системы, в частности, исходя из условия ограничения по нижней рабочей температуре низкотемпературного ЭН 34, т.е. соблюдения условия Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл. Положим, что выбрали пленочные электронагреватели 34, диапазон рабочих температур которых примем от 50 до минус 150°С, т.е. примем Т_рп^доп=123 К. В качестве теплоаккумулирующего вещества 10 примем органическое соединение гексадекан (C₁₆H₃₄), который имеет высокую скрытую теплоту фазового перехода [В.Н. Варгафтик. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. Из-во «Наука», М., 1972, с. 289-290]. Для использования в дальнейших расчетах приведем теплофизические свойства гексадекана. Примем: удельную теплоту плавления гексадекана r=2,1 10⁵ Дж/кг; удельную теплоемкость с=1,64⋅10³ Дж/(кг К); плотность гексадекана в жидком состоянии ρ=770 кг/м³; теплопроводность в жидком состоянии λ=0,14 Вт/(м⋅К); температуру плавления Т_пл^ТАВ=291,8 К.

Температура плавления выбранного TAB 10 Т_пл^ТАВ=291,8 К удовлетворяет условию Т_min^доп≥Т_пл^ТАВ, где ранее принято T_min^доп=293 К.

В качестве теплоносителя тепловых труб КТТ 14, 15 примем, например, пропилен, достоинством которого является широкий диапазон рабочих температур, температура плавления которого Т_пл^тепл=87,8 К [В.Н. Варгафтик. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. Из-во «Наука», М., 1972, с. 313], чтобы требуемое условие Т_рп>Т_пл^тепл гарантированно удовлетворялось соотношением Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл.

Положим, что для каждого теплоаккумулятора 2 на поверхность теплоизлучения внешней грани 5 РП 4 нанесено терморегулирующее покрытие (ТРП) выполненное, например, на основе стеклопленок из радиационностойкого стекла с внутренним отражающим слоем из серебра. ТРП с отражающим слоем из серебра, имеет коэффициент поглощения солнечной радиации A_s=(0,06-0,08), и коэффициент теплового излучения, в диапазоне длин волн более 4 мкм, ε=0,9 [Л.А. Новицкий, Б.М. Степанов. Оптические свойства материалов при низких температурах. Справочник. Москва, Машиностроение, 1980, с. 166, 170]. Для создания поверхности внутренней грани 6 РП 4 с низким коэффициентом теплового излучения ε<0,5 предложено для каждого модуля эти поверхности полировать [Физические величины. Справочник под ред. И.С. Григорьева, Е.З. Мейлихова. М.: Энергоатомиздат, 1991., с. 780-783].

В качестве непрерывной матричной фазы 11 примем, например, тонкую металлическую проволоку (в виде спутанной проволоки, как, например, предложено в [Патент RU 2084044, МПК: H01J 45/00 (2000.01). Опубликован 10.07.97, Бюл. №19), или сотовую конструкцию, размещенную в объеме V между внешней гранью 5 и внутренней гранью 6 РП 4, как, например, предложено в [Патент RU 2566370. Опубл. 27.02.2015. Бюл. №6, МПК: G01J 5/58 (2006.01)]. Примем для примера, что непрерывная матричная фаза 11 выполнена из меди.

Оценим массу TAB 10 для каждого ТА 2, считая, что в среднем на каждый модуль РТА 1 приходится по одной шестой тепловой мощности W_ко, выделяемой КО 18, т.е. 1,2⋅10³ Вт, из соотношения:

М=(W_ко/6)⋅τ_г/r=(7,2⋅10³ /6)⋅1,8⋅10³ / 2,1⋅10⁵=10 кг.

Оценим минимально необходимую поверхность теплоизлучения внешней грани 5 радиационной панели 4 для каждого модуля РТА 1 по соотношению:

F_min=М⋅r/ [τ_o⋅ε_T^max⋅σ⋅(Т_пл^ТАВ)⁴]=10⋅2,1⋅10⁵ / [1,08⋅10⁴⋅0,9⋅5,67⋅10^-8⋅(291,8)⁴]=0,54 м², где σ - постоянная Стефана-Больцмана.

Определим внутренний объем V теплоаккумулятора 2, приняв, что объемная доля непрерывной матричной фазы 11 составляет ε_мф=0,25, а ε_ртт.=0,05, из соотношения (4)

V=М/[ρ⋅(1-ε_ртт-ε_мф)]=10 / [770⋅(1-0,3)]=2⋅10^-2 м³.

Положим, что в ходе проектной проработки РТА 1 для конкретного КО 18 эксплуатируемого на определенной заданной орбите и исходя из задач, стоящих перед конкретной конструкторской проработкой, получена наиболее оптимальная площадь внешней грани 5 радиационной панели 4 для каждого теплоаккумулятора 2 F=1,0 м², что удовлетворяет соотношению F>F_min.

Оценим величину грани δ, т.е. толщину радиационной панели 4, приняв толщину стенок Δ корпуса 3 равной 2 мм, где толщина Δ должна уточняться прочностным расчетом при проектировании модульного РТА 1, по соотношению

δ=V/F+2Δ=2⋅10^-2 /1,0+2⋅2⋅10^-3=2,4⋅10^-2 м.

Зная площадь поверхности теплоизлучения внешней грани 5 каждого модуля РТА 1 F=1,0 м², примем для радиационной панели 4 следующие геометрические размеры сторон δ×А×В, соответственно 2,4⋅10^-2×0,7×1,43 м.

Как следует из фиг. 1 и 2 очевидно будут выполняться соотношения (1) и (2), т.е. [X]=N=6, где А=0,7 м; r_ц=0,7 м.

Принимаем внутренний радиус кольцевого обода 8 r=0,6 м, что отвечает соотношению (3)

т.е.

или 0,7>0,6+0,094,

где как следует из фиг. 1 и фиг. 2 L=0,7 м и R=0,7 м.

Вывод выражений (1-3) достаточно очевиден и следует из рассмотрения геометрии РТА 1, приведенной на фиг. 1-4.

Необходимо дополнительно отметить, что упомянутое выше ЭВТИ относят к пассивным средствам обеспечения тепловых режимов КО. ЭВТИ - пакет многослойной теплоизоляции, состоящий из набора экранов с высокой отражательной способностью, разделенных прокладками из материалов с низкой теплопроводностью. ЭВТИ обладает уникальными теплоизоляционными характеристиками. Ее термическое сопротивление, отнесенное к весу единицы площади поверхности, является наибольшим из всех известных типов теплоизоляции. ЭВТИ технологична, может наноситься на элементы КО различной формы. Обычно для поддержания необходимого теплового режима КО с элементами его системы терморегулирования, которые работают в условиях открытого космоса, внешняя поверхность КО с элементами его системы терморегулирования защищаются ЭВТИ за исключением определенных участков поверхности, в данном случае поверхности теплоизлучения радиационной панели, через которые осуществляется регулируемый теплообмен с окружающей средой, а также тех внешних элементов КО, которые должны функционировать в открытом виде [Патент RU 2341422. Опубл. 20.12.2008. Бюл. №35, МПК: B64G 1/58 (2006.01), G01N 25/18 (2006.01)].

Кроме того, все модули РТА гидравлически не зависимы друг от друга, каждая со своей регулируемой системой передачи тепла от КО на радиационную панель своего модуля. Причем все модули РТА конструктивно связаны силовыми кольцевыми ободьями, с разметенными на них кольцевыми тепловыми трубами, что позволяет выполнить и тепловую увязку всех модулей в единую тепловую сеть.

Кроме того, используются в системе терморегулирования космического объекта регулируемые тепловые трубы на основе КТТ, обладающие широкими возможностями для различных конструктивных воплощений, надежны при эксплуатации, не требуют регламентного обслуживания, хорошо адаптируются к различным условиям размещения, обладают низкой чувствительностью к изменению положения в пространстве. Эти свойства КТТ в частности позволяют использовать внутреннюю полость РТА для размещения элементов КО. Например, для размещения источника лазерного излучения - лазерного модуля с системой формирования и наведения лазерного пучка (СФИН), приведенная, например, в [Патент RU 2663121, МПК: G01S 17/88 (2006.01), F41G 3/22 (2006.01), опубликован 07.08.2018], с главной оптической осью СФИН параллельной или совпадающей с осью РТА. Причем, для грубой наводки лазерного пучка, при беспроводной передаче энергии от одного КА другому, РТА установлена на поворотной платформе.

Кроме того, модульная конструкция РТА, каждая со своей регулируемой системой передачи тепла, позволяет наращивать мощность КО, например, лазерных модулей.

Изобретение относится к теплотехнике, а более конкретно к теплоаккумулирующим устройствам. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта включает теплоаккумуляторы, тепловые трубы, теплоаккумулирующее вещество, теплоноситель, электронагреватели, систему труб и клапаны. Радиатор-теплоаккумулятор использует при работе скрытую теплоту фазовых переходов рабочего вещества. Корпус каждого из теплоаккумуляторов выполнен в виде радиационной панели, внешняя поверхность которой выполнена в виде прямоугольного параллелепипеда. Теплоаккумулирующее вещество равномерно распределено в непрерывной матричной фазе с объемной долей ε_мф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса и теплоаккумулирующим веществом плотностью ρ и массой М, с температурой плавления Т_пл^ТАВ. Имеется зона конденсации теплоносителя с объемной долей ε_ртт регулируемой тепловой трубы, температура плавления теплоносителя в которой Т_пл^тепл. Внутренний объем V каждого теплоаккумулятора отвечает соотношению: V=M/[ρ⋅(1-ε_ртт-ε_мф)]. Достигается повышение надежности в работе. 16 з.п. ф-лы, 10 ил.

1. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта, работающего в периодическом режиме и имеющего теплоотводящее основание, включающий теплоаккумулятор, состоящий из корпуса с внутренним объемом V, заполненным теплоаккумулирующим веществом, и с каналами охлаждения, отличающийся тем, что в него введены модули из N теплоаккумуляторов, корпус каждого из которых выполнен в виде радиационной панели, внешняя поверхность которой выполнена в виде прямоугольного параллелепипеда с ребрами А, В и δ, где δ<<А и δ<<В, причем ребра δ вписаны в кольца, образуемые от пересечения оснований круговых прямых цилиндров - внешнего и внутреннего с радиусами оснований соответственно R_ц и r_ц и высотой h_ц, где h_ц=В, при этом оси этих цилиндров совпадают, а основания внутреннего цилиндра лежат в одних и тех же плоскостях с основаниями внешнего цилиндра, причем боковая поверхность внешнего цилиндра является огибающей теплоизлучающих внешних граней радиационных панелей, каждая площадью F=А×В, а боковая поверхность внутреннего цилиндра является огибающей внутренних граней, обращенных к оси цилиндров, а поперечное сечение боковой поверхности внутреннего цилиндра с внутренней гранью каждой радиационной панели представляет окружность с хордой длиной L, где L=А, причем все внутренние грани радиационных панелей конструктивно объединены кольцевыми ободьями шириной С, в количестве n≥2, по контактным площадкам, каждая площадью f=L×C, выполненным на поверхности каждого кольцевого обода с внешним радиусом R, где R=r_ц, причем симметрично на внутренней поверхности каждого кольцевого обода, с радиусом r, через теплопроводный слой установлена незамкнутая кольцевая тепловая труба с внешним радиусом R_TT, где R_TT=r, и внутренним r_TT, а поперечное сечение ее корпуса выполнено в виде прямоугольника со сторонами а_ТТ=R_TT-r_TT и b_TT, причем внутренняя поверхность каждого кольцевого обода находится в контакте с поверхностью корпуса кольцевой тепловой трубы со стороной b_TT, где a_TT ≤ b_TT ≤ С, при этом во внутреннем объеме V каждого теплоаккумулятора упомянутое теплоаккумулирующее вещество равномерно распределено в непрерывной матричной фазе с объемной долей ε_мф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса и теплоаккумулирующим веществом плотностью ρ и массой М, с температурой плавления Т_пл^ТАВ, а также равномерно распределенной по объему V зоной конденсации теплоносителя с объемной долей ε_ртт регулируемой тепловой трубы, температура плавления теплоносителя в которой Т_пл^тепл, при этом температура поверхности внутренней грани радиационной панели Т_рп удовлетворяет соотношению Т_рп>Т_пл^тепл, причем на теплоотводящем основании космического объекта размещена зона испарения регулируемой тепловой трубы, поддерживающая температуру космического объекта Т_ко в диапазоне от минимальной температуры Т_ко^min до максимальной температуры Т_ко^mах, которая не должна превышать допустимый интервал T_max^доп≥Т_ко^max≥T_min^доп, где T_min^доп≥Т_пл^ТАВ, при этом должны выполняться соотношения:

[X]≥N>2, где

а внутренний объем V каждого теплоаккумулятора отвечает соотношению:

V=М/[ρ⋅(1-ε_ртт-ε_мф)].

2. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что непрерывная матричная фаза выполнена из материала с высокой теплопроводностью.

3. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 2, отличающийся тем, что непрерывная матричная фаза выполнена металлической - из серебра, меди, алюминия или сплавов на их основе.

4. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1-3, отличающийся тем, что непрерывная матричная фаза выполнена из тонкой спутанной проволоки.

5. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1-3, отличающийся тем, что непрерывная матричная фаза выполнена в виде сотовой конструкции.

6. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что кольцевой обод выполнен из материала с высокой теплопроводностью.

7. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 6, отличающийся тем, что кольцевой обод выполнен металлическим из меди, алюминия или сплавов на их основе.

8. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 6, отличающийся тем, что кольцевой обод и кольцевая тепловая труба выполнены из одного и того же материала с высокой теплопроводностью.

9. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что для каждого теплоаккумулятора введены транспортные тепловые трубы с объемной долей ε_ттт, равномерно распределенные по объему V, равному V=М/[ρ⋅(1-ε_ртт-ε_ттт-ε_мф)].

10. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что для каждого теплоаккумулятора на поверхности внутренних граней радиационных панелей размещены электронагреватели.

11. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 10, отличающийся тем, что электронагреватели выполнены пленочными.

12. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 10, отличающийся тем, что электронагреватели выполнены низкотемпературными.

13. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что поверхности внутренних граней радиационных панелей, а также кольцевые ободья с размещенными на них кольцевыми тепловыми трубами отделены от внешней среды экранно-вакуумной теплоизоляцией.

14. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 10, отличающийся тем, что поверхности внутренних граней радиационных панелей с размещенными на этих поверхностях электронагревателями, а также кольцевые ободья с размещенными на них кольцевыми тепловыми трубами отделены от внешней среды экранно-вакуумной теплоизоляцией.

15. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что для каждого теплоаккумулятора поверхности внешней грани выполнены с коэффициентом поглощения солнечного излучения A_s<0,2 и коэффициентом теплового излучения ε>0,8.

16. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по пп. 1, 15, отличающийся тем, что для каждого теплоаккумулятора на поверхности внешней грани радиационной панели нанесено терморегулирующее покрытие класса «солнечные отражатели» с максимальными начальными значениями терморадиационных характеристик, отвечающими соотношению A_s/ε<<1.

17. Модульный радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта по п. 1, отличающийся тем, что для каждого теплоаккумулятора поверхность внутренней грани радиационной панели выполнена с минимальным коэффициентом теплового излучения ε<0,5.