Устройство для терморегулирования космического аппарата Российский патент 2024 года по МПК B64G1/50 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам регулирования теплообмена космических аппаратов (КА), содержащим полиимидные экраны, ограничивающие излучение тепла в открытое пространство.

Из уровня техники известно устройство для обеспечения теплового режима космического аппарата при помощи регулируемого электростатического радиатора (патент US 6899170, опубликован 15.05.2003, МПК: B64G 1/50 (2006.01). Система представляет собой устройство для обеспечения теплового режима космического аппарата, обеспечивающая изменение оптических характеристик поверхности. Гибкое покрытие имеет высокий коэффициент черноты и находится в тесном контакте с поверхностью аппарата за счет электростатических сил. Когда контакт между покрытием и поверхностью исчезает, излучательная способность поверхности снижается. Основным материалом является легкая полимерная пленка с удельной массой около 200 г/м2. Пленка крепится по краям поверхности космического аппарата. Этот материал имеет высокую электрическую прочность и с внешней стороны имеет тонкий токопроводящий слой. Когда система активна, электростатические силы обеспечивают полный контакт пленки с корпусом и, соответственно, высокий коэффициент черноты. Когда контакт ослабевает, излучение происходит от внутреннего слоя покрытия с низким коэффициентом черноты.

Недостатками этого устройства являются:

- требуется постоянный подвод электропитания и система измерений, оценивающих состояние электростатического радиатора;

- электрическое поле высокой напряженности может притягивать за счет электростатических сил заряженные частицы собственного пылевого фона аппарата, возникающего в начале его эксплуатации из-за остаточного дегазации конструкционных материалов, что может вывести электростатический радиатор из строя.

Из уровня техники известно микроэлектромеханическое устройство терморегулирования для космического аппарата (патент US 6538796, опубликован 31.03.2000, МПК: B64G 1/50 (2006.01), представляющее собой систему, состоящую из светоотражающих экранов, приводимых в движение системой тяг, использующих в качестве исполнительных элементов биморфные (в том числе биметаллические) актюаторы или элементы на основе эффекта памяти формы.

Недостатком данного устройства является высокая сложность конструкции, что приводит к повышению вероятности отказа. При этом отказ одного из элементов системы тяг выводит из строя целый кластер экранов. Также система тяг частично закрывает полезную площадь защищаемой поверхности, снижая общую эффективность системы.

Из уровня техники известны терморегулирующая лента, система и способ для конструкции космического аппарата (патент RU 2772059, опубликован 17.05.2022, МПК: B64G 1/58 (2006.01), СПК: B64G 1/58 (2021.08), конвенционный приоритет: 22.11.2017 US 15/821,462).

Известная терморегулирующая лента содержит слой силиконовой смолы, наполненный белым неорганическим материалом, а также слой силиконового липкого (чувствительного к давлению) клея. Лента предназначена для обеспечения регулирования температуры конструкции космического аппарата, на которую терморегулирующая лента нанесена. Первая сторона клейкого слоя прикреплена ко второй стороне наполненного слоя силиконовой смолы. Вторая сторона клейкого слоя выполнена с возможностью прикрепления к поверхности КА. Между указанными слоем смолы и слоем липкого клея может быть закреплена электроизоляционная полиимидная пленка. Технический результат состоит в обеспечении терморегулирования одной или нескольких частей КА посредством простых и быстрых операций, не требующих окраски, при получении покрытия с высокой излучательной способностью и диффузным отражением.

Недостатком устройства является отсутствие возможности изменения характеристик излучательной способности внешних поверхностей КА в процессе эксплуатации, при этом влияние деградации покрытия будет исключительно отрицательным. С точки зрения теплового режима аппарата в целом принципиальной разницы между предложенным покрытием и традиционно применяемыми эмалями и красками нет. При этом заложенные с учетом прогнозируемой деградации покрытия характеристики не изменяются в течение срока активного существования, а значит на начальном этапе существует дисбаланс в тепловом режиме КА.

Из уровня техники известна термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата (патент RU 2774867, опубликован 23.06.2022, МПК: B64G 1/50 (2006.01), СПК: B64G 1/503 (2022.02).

Известная термомеханическая система содержит плоские экраны, установленные над защищаемой поверхностью посредством тепловых микромеханических актюаторов (ММА), которые с одной стороны закреплены на поверхности перпендикулярно или под углом к ней, а с другой стороны - параллельно или под углом к поверхности экрана. В известной термомеханической системе обеспечения теплового режима космического аппарата использованы в качестве термомеханических приводов защитных экранов кремний-полиимидные тепловые актюаторы, ограничивающие нерегулируемые теплопотери с защищаемой поверхности в космическое пространство и регулирующие полезную площадь теплообмена.

Передача тепловой энергии от защищаемой поверхности к рассматриваемой термомеханической системе осуществляется посредством кондуктивной теплопередачи от поверхности на неподвижные хвостовики актюаторов и лучистого теплообмена между поверхностью и защитным экраном. При повышении температуры установочной поверхности за счет собственного тепловыделения тепловая энергия передается актюаторам. Увеличение температуры актюаторов приводит к их распрямлению за счет разницы коэффициентов температурного линейного расширения входящих в их состав материалов, что в итоге приводит к изменению положения защитного экрана и увеличению углового коэффициента обзора защищаемой поверхности космического пространства, что увеличивает количество излучаемой в космос тепловой энергии.

Данное устройство рассматривается как прототип.

Недостатком прототипа является невозможность парирования деградации термооптических характеристик терморегулирующего покрытия в ходе эксплуатации, а также низкая стойкость входящего в состав ММА полиимида к внешним воздействующим факторам космического пространства, что значительно ограничивает срок службы на орбите.

Задачей изобретения является создание устройства, позволяющего осуществлять прогнозируемое изменение термооптических характеристик внешних поверхностей космического аппарата в целях парирования деградации поверхностей радиационного теплосброса в течение эксплуатации на орбите и повышение эффективности работы средств электрообогрева КА.

Техническим результатом изобретения является снижение электрической мощности, требуемой для компенсации нерегулируемых тепловых потерь с поверхностей космического аппарата в начале его эксплуатации на орбите, а также ввод дополнительных площадей излучения в конце эксплуатации, чья поверхность еще не подверглась деградации термооптических характеристик, что позволяет обеспечить тепловой режим на конечных этапах эксплуатации без необходимости увеличения общей площади терморегулирующего покрытия (ТРП) на этапе проектирования.

Технический результат достигается тем, что в устройстве для терморегулирования космического аппарата, включающем один или несколько защитных экранов, каждый из которых состоит, из каркаса с натянутой на него полиимидной пленкой в один или несколько слоев, внутренняя поверхность которой имеет низкую степень черноты, и установленных параллельно внешней поверхности космического аппарата, на которую нанесено терморегулирующее покрытие, при этом каркас выполнен из материала с низким коэффициентом линейного расширения, а защитные экраны площадью поверхности S_пэ неподвижно закреплены на внешней поверхности космического аппарата посредством резьбового или клеевого соединения с высокой теплопроводностью и установлены на расстоянии L не менее 1 мм от внешней поверхности космического аппарата с возможностью открытия защищаемой упомянутыми экранами внешней поверхности космического аппарата площадью S_зп, причем S_зп>>S_пэ, в результате испарения полиимидной пленки под воздействием факторов космического пространства.

В процессе эксплуатации космического аппарата происходит постепенное разрушение закрепленного параллельно внешней поверхности КА с нанесенным на нее ТРП, защитного (полиимидного) экрана вследствие воздействия радиации, космического излучения, атомарного кислорода и солнечного потока, при этом ранее скрытая позади экрана площадь основания приобретает функцию дополнительной радиационной поверхности, удаляющей излишки тепла в окружающее пространство. Полиимидный экран может иметь, например, металлизацию с внутренней стороны, что, во-первых, снижает приведенную степень черноты и, как следствие, интенсивность процесса переизлучения в пространстве между полиимидным экраном и внешней поверхностью космического аппарата с нанесенным на нее ТРП, а во-вторых не мешает процессу контролируемого и прогнозируемого разрушения несущего слоя полиимида для последующего высвобождения радиационных поверхностей. При этом на начальных этапах эксплуатации, когда ТРП имеет наилучшие параметры (соотношение поглощательной способности видимого спектра теплового излучения и степени черноты минимально), полиимидный экран ограничивает излучения с части внешней поверхности КА, а на последующих этапах, когда вследствие деградации терморегулирующих покрытий поглощаемые поверхности тепловые потоки увеличиваются, высвобожденные площади излучения повысят возможности теплосброса с поверхности космического аппарата. В условиях отсутствия упомянутого экрана при проектировании космического аппарата площади радиационных поверхностей закладываются на этапе разработки и не меняются в течение эксплуатации. Выбор конкретных значений основывается на тепловом режиме КА в конце эксплуатации, из-за чего в начале эксплуатации, как правило, площадь радиационных поверхностей излишняя, что вызывает необходимость дополнительного электрообогрева.

Сущность изобретения заключается в следующем.

В предложенном устройстве для терморегулирования КА в качестве ограничителя собственного излучения используется закрепляемый над внешней поверхностью КА защитный (полиимидный) экран, не дающий поверхности под ним излучать тепло в космическое пространство. Взаимное переизлучение между экраном и внешней поверхностью КА, на которую нанесено ТРП, под ним обеспечивает ограниченный отвод тепла от поверхности КА. В течение эксплуатации КА под воздействием внешних факторов полиимидная пленка постепенно разрушается, открывая поверхность КА, ранее скрытую защитным экраном и давая возможность этой поверхности излучать тепло в космическое пространство. При этом толщина слоя и количество слоев полиимида в экране варьируется и определяется на проектном этапе, исходя из средней скорости разрушения (испарения) материала под воздействием внешних факторов космического пространства.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами (фиг. 1-3) на примере реализации устройства для терморегулирования внешней поверхности КА с полезной нагрузкой низкой периодичности работы.

На фиг. 1 (таблица) представлены значения температуры внешней поверхности КА для двух вариантов расчета (с открытой площадью поверхности и с экранированной частью поверхности), а также приведена требуемая мощность обогрева.

На фиг. 2 представлена конструкция предлагаемого устройства для терморегулирования КА, а также представлено расположение защитных экранов относительно внешней поверхности КА.

На фиг. 3 представлена структура слоев материалов устройства.

На фиг. 2 и фиг. 3 приняты следующие обозначения:

1 - защитный экран;

2 - каркас защитного экрана

3 - полиимидная пленка;

4 - металлизированный слой;

5 - ТРП;

6 - внешняя поверхность КА;

L - расстояние между внутренней поверхностью защитного экрана 1 и внешней поверхностью 6 КА с ТРП 5.

Устройство для терморегулирования космического аппарата включает один или несколько защитных экранов 1, каждый из которых состоит, из каркаса 2 с натянутой на него полиимидной пленкой 3 в один или несколько слоев (патент RU 2774867 С1, опубл. 23.06.2022, МПК: B64G 1/50 (2006.01), внутренняя поверхность которой имеет низкую степень черноты, для чего на внутреннюю поверхность полиимидной пленки 3 может быть нанесен металлизированный слой 4, и установленных параллельно внешней поверхности 6 космического аппарата, на которую нанесено терморегулирующее покрытие 5. Защитные экраны 1 площадью поверхности S_пэ неподвижно закреплены на внешней поверхности космического аппарата посредством резьбового соединения (на фигурах не показано) или клеевого соединения (через клей-герметик с высокой теплопроводностью) (на фигурах не показано) и установлены на расстоянии L не менее 1 мм от внешней поверхности 6 космического аппарата с возможностью открытия защищаемой экранами 1 внешней поверхности 6 космического аппарата площадью _Sзп, причем S_зп>>S_пэ, в результате испарения полиимидной пленки 3 под воздействием факторов космического пространства (фиг. 2, 3).

Известны результаты эксперимента, проведенного на космической станции «МИР» (журнал «Химия высоких энергий», Выпуск №1, 2014, Том 48, Милинчук В.К., Клиншпонт Э.Р., Пасевич О.Ф., Ананьева О.А. «Исследование полимерных материалов, экспонированных на космической орбитальной станции «МИР», с. 3-6), в ходе которого измерялись толщина и масса полиимидных пленок в различных конфигурациях при воздействии факторов космического пространства на околоземной орбите в течение 28 и 42 месяцев. В соответствии с результатами эксперимента, пленка марки ПМ-1УЭ-ОА за первые 28 месяцев экспонирования потеряла порядка 35% массы, а за 42 месяца потеря массы составила 80% с полной потерей механической прочности. Результаты этого эксперимента были использованы для оценки времени разрушения односторонне металлизированных пленок под воздействием внешних воздействующих факторов на околоземной орбите.

Скорость испарения полиимидной пленки 3 определяется внешними воздействующими факторами и на околоземной орбите высотой 320-420 км для полиимидной пленки с металлизированным слоем определяется по эмпирической формуле:

где Е - степень износа слоя полиимида, %

Т - длительность воздействия факторов космического пространства, мес.

Так, при расчете по формуле (1), испарение происходит в течение примерно 47 месяцев для слоя металлизированного полиимида толщиной 40 мкм (журнал «Химия высоких энергий», Выпуск №1, 2014, Том 48, Милинчук В.К., Клиншпонт Э.Р., Пасевич О.Ф., Ананьева О.А. «Исследование полимерных материалов, экспонированных на космической орбитальной станции «МИР», с. 3-6).

Защитные экраны 1 изготавливаются из полиимида (например, марки ПМ-1УЭ-ОА, ТУ 2255-21680878-002-2001), при этом внутренняя поверхность экрана 1 может иметь алюминиевую металлизацию (металлизированный слой 4) для обеспечения низкой степени черноты и лучшего теплового экранирования поверхности под ним. Для получения низкой степени черноты внутренней поверхности полиимидной пленки 3 может использоваться полиимидная пленка 3 с металлизированным слоем 4, например, ПМ-1УЭ-ОА, ТУ 2255-21680878-002-2001, ограничивающих излучение с внешней поверхности 6 КА (фиг. 2, 3).

Выбор толщины защитного экрана 1 определяется исходя из следующих условий:

- срок активного существования космического аппарата на орбите и срок деградации терморегулирующих покрытий;

- прогнозируемые поглощенные экраном дозы излучения от протонов и электронов.

Полиимидную пленку 3 закрепляют на каркас 2 из углепластика (например, углепластик КМУ-4Э по ГОСТ Р 57407-2017) или другого материала с низким коэффициентом линейного расширения, формируя таким образом защитный экран 1 (фиг. 2, 3). Крепление полиимидной пленки 3 к каркасу 2 осуществляется клеевым соединением (например, при помощи клея ВК-9 ТУ 1-595-14-842-2004) или при помощи прижима полиимидной пленки 3 двумя частями углепластикового составного каркаса 2 на резьбовом соединении (на фигурах не показано). При этом защитные экраны 1 в сборе крепятся на внешнюю поверхность 6 КА при помощи резьбового соединения (на фигурах не показано) или клеевого соединения (например, через клей-герметик специального назначения ЭЛАСИЛ 137-182 ТУ 6-20.52.10-004-00328545-2021) (на фигурах не показано).

Геометрические размеры защитного экрана определяются исходя из баланса внешних и внутренних тепловых воздействий и их изменения за счет деградации терморегулирующего покрытия.

Эксплуатация предложенного устройства для терморегулирования космического аппарата (средств экранирования внешней поверхности КА) осуществляется в пассивном режиме без управляющих воздействий исключительно за счет заложенных на этапе проектирования параметров. Начиная с первого дня эксплуатации КА с неподвижно закрепленными резьбовым соединением и установленными на нее защитными экранами 1 начинается процесс постепенного утончения материала экрана за счет разрушения закрепленного на каркасе 2 несущего полиимидного слоя 3 защитного экрана 1 под воздействием космического излучения. По мере продолжения летной эксплуатации полиимидная пленка 3 защитного экрана 1 изнашивается и постепенно разрушается полностью, открывая ранее закрытую экраном внешнюю поверхность 6 КА с нанесенным ТРП 5. Эта поверхность получает возможность теплосброса в космическое пространство, что влияет на тепловой режим космического аппарата и приводит к увеличению суммарной хладопроизводительности средств его терморегулирования.

Защитные экраны 1 площадью поверхности S_пэ устанавливают на расстоянии L не менее 1 мм от внешней поверхности 6 космического аппарата с возможностью открытия защищаемой экранами 1 внешней поверхности 6 космического аппарата площадью S_зп, причем S_зп>>S_пэ, в результате испарения полиимидной пленки 3 под воздействием факторов космического пространства. При значении расстояния L менее 1 мм возможно частичное налипание материала защитного экрана 1 на внешнюю поверхность 6 КА под воздействием электростатических сил.

Промышленная применимость предлагаемого изобретения поясняется тепловыми расчетами при использовании предложенного устройства терморегулирования внешней поверхности КА и без него.

В качестве расчетной модели была выбрана плоская поверхность КА (алюминий Д16АТ ГОСТ 21631-2019) с размерами 1×1 м, принимаемая изотермической - поверхность имеет одну усредненную температуру. Поверхности задаются термооптические свойства, соответствующие ТРП класса «солнечный отражатель» (например, покрытие К208Ср ТУ 134.922.59.3210.001.04) со следующими характеристиками:

- коэффициент поглощения солнечного теплового излучения As=0,1 в начале эксплуатации и As=0,18 в конце эксплуатации;

- степень черноты 8=0,85.

В качестве допустимых значений температуры поверхности принимается диапазон от минус 15 до плюс 35°С. В качестве имитации тепловыделения приборно-агрегатного оборудования на эту поверхность задается тепловая нагрузка значением 150 Вт. Нижнее значение допустимого диапазона температуры обеспечивается дополнительным тепловыделением, имитирующим работу компенсирующих электронагревателей (например, пленочные нагреватели по ПИГН.681812.002ТУ).

Рассматриваются два варианта теплового расчета: в первом варианте расчета вся поверхность площадью 1 м² открыта, во втором - 20% площади поверхности закрыта защитным экраном с одним слоем полиимидной пленки, неподвижно закрепленным на поверхности посредством резьбового соединения и установленным на расстоянии 1 мм от поверхности. Для каждого из двух вариантов теплового расчета рассмотрены три температурных режима: «горячий (начало)», «горячий (конец)» и «холодный». «Горячие» температурные режимы характеризуется следующими граничными условиями:

прямой солнечный поток под прямым углом с коэффициентом плотности 1423 Вт/(м²⋅К) - коэффициент поглощения солнечного излучения для начала и конца эксплуатации;

- излучение с поверхности в открытое космическое пространство;

- собственное тепловыделение, имитирующее работу приборов мощностью 150 Вт постоянно.

Для «холодного» температурного режима граничные условия следующие:

- излучение с поверхности в открытое космическое пространство;

- собственное тепловыделение, имитирующее работу приборов мощностью 150 Вт постоянно;

- дополнительный обогрев - постоянное тепловыделение мощностью, необходимой для поддержания температуры выше минимально допустимой.

Поверхность имеет следующие термооптические свойства:

- коэффициент поглощения солнечного теплового потока 0,1 в начале эксплуатации и 0,18 в конце эксплуатации;

- степень черноты 0,85.

Для каждого из трех температурных режимов первого варианта расчета (открытая площадь поверхности) определяются значения температуры поверхности, исходя из следующих формул:

As_нач⋅S₀⋅F_полн+Q_приб=ε⋅σТ⁴_горнач⋅F_полн

As_кон⋅s₀⋅F_полн+Q_приб=ε⋅σ⋅Т⁴_горкон⋅F_полн

Q_нагр+Q_приб=ε⋅σ⋅Т⁴_хол⋅F_полн, где

As_нач - коэффициент поглощения солнечного излучения в начале эксплуатации;

As_koh - коэффициент поглощения солнечного излучения в конце эксплуатации;

s₀ - плотность падающего солнечного теплового потока, Вт/м2;

F_полн - полная площадь поверхности, м²;

Q_приб - тепловыделение имитаторов приборов, Вт;

Q_нагр - тепловыделение дополнительного обогрева в «холодном» случае, Вт;

e - степень черноты;

s - постоянная Стефана-Больцмана, Вт/(м₂⋅К⁴);

Т_горнач - температура поверхности в «горячем» расчетном случае в начале эксплуатации;

Т_горкон - температура поверхности в «горячем» расчетном случае в конце эксплуатации;

Т_хол - температура поверхности в «холодном» расчетном случае.

Для второго варианта расчета (площадка с экранированной частью поверхности) уравнения имеют вид:

As_нач⋅s₀⋅F_част+Q_приб=ε⋅σ⋅Т⁴_горнач⋅F_част

As_кон⋅s₀⋅F_полн+Q_приб=ε⋅σ⋅Т⁴_горкон⋅F_полн

Q_нагр+Q_приб=ε⋅σ⋅Т⁴_хол⋅F_част, где

F_част - площадь поверхности, не закрытая полиимидным экраном, м².

В результате были получены значения температуры поверхности в каждом из вариантов расчета и определены значения тепловыделения дополнительного обогрева для поддержания температуры выше минимально допустимой (фиг. 1 (таблица 1).

Таким образом, результаты показывают, что использование полиимидных защитных экранов позволяет сократить более чем в два раза требуемую мощность обогрева в начальный период эксплуатации при сохранении способности к теплосбросу в течение всего времени эксплуатации.

Изобретение относится к средствам терморегулирования космических аппаратов (КА). Предлагаемое устройство включает в себя один или несколько защитных экранов (1), состоящих из каркаса (2) с натянутой на него полиимидной пленкой (3), внутренняя поверхность которой (например, металлизированный слой (4)) имеет низкую степень черноты. На внешнюю поверхность (6) КА нанесено терморегулирующее покрытие (ТРП 5). Защитные экраны (1) закреплены на расстоянии не менее 1 мм от внешней поверхности КА и рассчитаны на испарение пленки (3) под действием факторов космического пространства к концу функционирования КА. В этот период освобожденная от защиты экранами излучающая поверхность КА, не подвергшаяся деградации термооптических характеристик, существенно превышает по площади поверхность экранов. Техническим результатом является снижение электрической мощности, требуемой для компенсации нерегулируемых тепловых потерь с поверхностей КА в начале его эксплуатации на орбите, а также обеспечение теплового режима в конце эксплуатации, без увеличения общей площади ТРП. 3 ил.

Устройство для терморегулирования космического аппарата, включающее один или несколько защитных экранов, каждый из которых состоит, из каркаса с натянутой на него полиимидной пленкой в один или несколько слоев, внутренняя поверхность которой имеет низкую степень черноты, и установленных параллельно внешней поверхности космического аппарата, на которую нанесено терморегулирующее покрытие, отличающееся тем, что каркас выполнен из материала с низким коэффициентом линейного расширения, а защитные экраны площадью поверхности Sпэ неподвижно закреплены на внешней поверхности космического аппарата посредством резьбового или клеевого соединения и установлены на расстоянии L не менее 1 мм от внешней поверхности космического аппарата с возможностью открытия защищаемой упомянутыми экранами внешней поверхности космического аппарата площадью Sзп, причем Sзп>>Sпэ, в результате испарения полиимидной пленки под воздействием факторов космического пространства.