Введение

Теплообмен в условиях космического пространства имеет ряд особенностей, которые необходимо учитывать при проектировании изделий космической техники. Отсутствие воздушной среды в открытом космическом пространстве оставляет лишь два способа теплообмена – кондуктивный и лучистый.

Традиционно системы обеспечения теплового режима космической техники строятся преимущественно на одном из двух принципов – активном или пассивном, по сути, всегда представляя собой некий гибридный вариант. Активный принцип терморегулирования подразумевает использование управляемой системы. К такому принципу относят гидравлические контуры, имеющие возможность управляемого регулирования расхода теплоносителя через радиационные теплообменники-охладители, а также системы, оснащенные электронагревателями, управляемыми датчиками температуры или термореле. К явным плюсам подобных систем можно отнести гибкость управления, простоту проектирования и предсказуемость эксплуатационного процесса. Пассивными называют системы, функционирование которых не требует внешнего воздействия. Их работа осуществляется за счет физических процессов, происходящих внутри входящих в состав системы агрегатов. Примерами пассивных средств терморегулирования являются экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ), аксиальные или артериальные тепловые трубы и так далее.

В настоящее время пассивные средства терморегулирования набирают все большую популярность: помимо непилотируемых космических аппаратов (КА), где подобные системы применяются повсеместно, все больше проектов систем обеспечения теплового режима пилотируемых или посещаемых изделий космической техники строятся на основе пассивных средств. Яркими примерами являются проекты узлового модуля (УМ) [1] и космического аппарата ОКА-Т-МКС. Но в основном пассивные способы терморегулирования характерны для негерметичных аппаратов – искусственных спутников Земли.

Для полноразмерных панельных КА типа «Ямал» для удаления излишков тепловой нагрузки с приборно-агрегатного оборудования использовались внешние поверхности приборных панелей, на которые наносилось терморегулирующее покрытие с высокой излучательной способностью и низким коэффициентом поглощения солнечного теплового излучения. Тем не менее, в случае неполного тепловыделения на одной из панелей и отсутствия внешних тепловых потоков на радиационную поверхность появлялась проблема переохлаждения аппаратуры. Вопрос решался применением электронагревателей для компенсации нерегулируемых тепловых потерь с радиационных поверхностей КА.

Особые требования предъявляются к малоразмерным КА – микро- и наноспутникам, – это минимизация массы и электропотребления, в том числе и для системы обеспечения теплового режима. Дополнительная сложность обеспечения теплового режима микро- и нано-спутников выражается в особенностях запуска этих аппаратов: на начальных этапах эксплуатации их температура обусловлена температурой транспортно-пускового контейнера [2] или иного средства запуска.

Тепловые актюаторы

Как уже говорилось ранее, наиболее перспективными средствами обеспечения теплового режима для применения на изделиях космической техники. Одним из интересных саморегулируемых процессов является процесс термодеформации – изменения формы объектов в зависимости от их температуры. Эта идея не нова: повсеместно применяются биметаллические термометры, датчики потока и прочие агрегаты. В микроэлектронике такой принцип также нашел применение. Так, шведский ученый Торбьорн Эбефорс из Королевского Технологического Института города Копенгагена в своей работе описал принципы создания и использования актюаторов с основой из кремния и подвижными шарнирными узлами из полиимида, формируемыми в V-образных канавках [3]. Основная идея использования этих агрегатов лежит в области робототехники и средств измерения (в частности, датчиков теплового потока).

Само понятие «актюатор» означает некий агрегат, осуществляющий превращение одного вида энергии в другой. В данном случае речь идет о превращении тепловой энергии при повышении температуры в механическую.

Принцип работы этих агрегатов заключается в том, что кремниевая основа и полиимидные шарнирные узлы имеют различные значения коэффициента температурного расширения, и изменение температуры всего агрегата вызывает изменение угла полиимидного шарнира и, как следствие, изменение положения актюатора в целом.

Другой подход к проектированию подобных элементов был предложен в ОАО «Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем» А.А. Жуковым и А.С. Корпухиным [4,5]. Отличие этого варианта актюатора заключается в изменении геометрии сформированных полиимидных шарниров и увеличении максимальных углов наклона актюатора.

Рисунок 1. Геометрия модели актюатора [6]

Основным способом использования подобного актюатора как элемента системы обеспечения теплового режима космической техники является использование его в виде оптического экрана. Изменение угла наклона актюатора относительно установочной поверхности позволяет изменять площадь КА, имеющую прямой обзор космического пространства, а следовательно, и лучистый тепловой поток от нее.

При проведении любого теплового расчета в первую очередь определяется площадь радиационной поверхности, необходимая для отведения излишков тепловой нагрузки в космическое пространство. При классическом подходе без использования оптических экранов полученное в так называемом «горячем» расчете (расчете, учитывающим максимально возможные внутренние и внешние тепловые воздействия) значение площади радиатора является неизменным. Соответственно при рассмотрении расчета «холодного» случая (расчета, учитывающего минимально возможные внутренние и внешние тепловые воздействия) может возникнуть дефицит тепловыделения. Этот дефицит как правило компенсируется работой нагревательных элементов – электронагревателей.

Основной целью применения оптических экранов на основе тепловых актюаторов является снижение мощности энергопотребления компенсирующих электронагревателей.

Применение оптических экранов

В качестве примера рассматривается условная площадка площадью F_рад, которая, находясь в орбитальной ориентации, имеет радиационную поверхность со стороны вектора, противоположно направленного относительно вектора направления на Землю. Радиационной поверхностью в данном случае является вся площадь панели. Оптические свойства радиационной поверхности: коэффициент поглощения солнечного излучения As составляет 0,17, коэффициент черноты ε составляет 0,8. С противоположной стороны приложена тепловая нагрузка от приборно-агрегатного оборудования (ПАО) со значением 100 Вт, равномерно распределенная по установочной поверхности. Температура установочной поверхности ПАО должна обеспечиваться в диапазоне от 0 до +30 °С. Принимая допущение об отсутствии термического сопротивления панели, температура радиационной поверхности равна температуре установочной поверхности ПАО.

Для орбиты принимаются характеристики, соответствующие наибольшему перепаду внешних тепловых потоков: круговая орбита, угол между плоскостью орбиты и вектором направления на Солнце составляет 0°. Для высоких орбит (близких к геостационарному положению) свойственна большая продолжительность витка, что затрудняет обеспечение теплового режима из-за малого влияния теплоемкости панели на ее температуру. Плотность потока падающего солнечного излучения составляет 1423 Вт/м².

Рассматриваются два варианта организации теплового режима этой панели. В первом варианте при нахождении системы в тени для недопущения снижения температуры панели до значений, выходящих за нижнюю границу допустимого диапазона, используются электронагреватели, управляемые датчиками температуры. Во втором варианте вместо электронагревателей используется адаптивная микросистема с тепловыми балочными актюаторами.

Для первого варианта определим требуемую площадь радиационной поверхности, исходя из уравнения теплового баланса для подсолнечной точки:

Для термостатирования панели на максимально допустимом уровне температуры достаточно использовать радиационную поверхность площадью = 0,61 м². Для случая теневого положения панели и, соответственно, отсутствия внешних падающих тепловых потоков, уравнение теплового баланса примет вид:

Требуемая мощность электронагревателей (при полученной на предыдущем шаге площади радиатора) составляет 64 Вт.

Первый этап второго варианта расчета остается неизменным – внешние условия не изменяются, и для термостатирование панели на уровне максимально допустимой температуры необходима радиационная поверхность той же площади (= 0,61 м²). Однако следует учитывать, что это значение определяет эффективную площадь излучения с учетом раскрытых вследствие падающего солнечного излучения актюаторов. Определим площадь, которую необходимо закрыть актюаторами в условии теневого положения и отсутствия внешних тепловых потоков, из уравнения теплового баланса:

Получаем, что для обеспечения температуры панели на минимально допустимом уровне необходимо закрыть актюаторами площадь  0,236 м². При этом каждый актюатор даже в полностью раскрытом состоянии закрывает от солнечного излучения определенную площадь радиатора, составляющую порядка 10% от площади полностью раскрытого элемента. Соответственно, для определения полной площади радиационной поверхности второго варианта необходимо к полученным ранее = 0,61 м² добавить F_доб = 0,024 м², где F_доб – доля площади радиатора, закрываемая элементами актюатора, находящегося в полностью раскрытом состоянии. В итоге получим радиационную поверхность с площадью, соответствующей значению F_сум = 0,634 м², где F_сум – площадь радиатора с учетом зон, закрываемых раскрытыми актюаторами.

Итогом данного расчета выделяется факт, что незначительное увеличение площади радиационной панели (порядка 3-4%) и массы системы за счет использования тепловых балочных актюаторов (порядка 100 г/м²) позволяет не использовать дополнительный обогрев панели и тем самым сэкономить 64 Вт электроэнергии на теневом участке.

Заключение

Использование оптических экранов в качестве элементов системы обеспечения теплового режима космических аппаратов позволяет получить возможность адаптивного (приспосабливаемого к внешним воздействиям) управления полезной площадью излучения внешних поверхностей изделий космической техники.

Такое управление позволяет снизить электропотребление, требуемое для принудительного компенсирующего обогрева элементов КА, за счет снижения площади, с которой происходит нерегулируемая утечка тепла в космическое пространство.

Моделирование работы оптических экранов в условиях космического пространства является комплексной проблемой и требует создания отдельной методики. Эта методика должна учитывать как непосредственно термодеформационные процессы в единичном актюаторе, так и лучистые связи между ним, космическим пространством, установочной поверхностью, а также с соседними элементами.

1. М.А. Клочкова. Проектирование системы обеспечения теплового режима узлового модуля международной космической станции. Космонавтика и ракетостроение, 2013, Вып. 1 (70), с. 46-50.
2. А.В. Марков, Т.В. Матвеева, Р.Ф. Муртазин, А.В. Смирнов, В.А. Соловьев, И.В. Сорокин, И.В. Чурило, И.И. Хамиц. Технология запуска микроспутников с использованием транспортных грузовых кораблей типа «Прогресс-М». Космическая техника и технологии. №1 (8)/2015, с. 42-52.
3. T. Ebefors. Polyimide V-groove joints for three-dimensional silicon transducers. Стогкольм, Швеция: Royal Institute of Technology, 2000 – 143 с.
4. А.А. Жуков, А.А. Захаров, С.П. Тимошенков. Биморфный балочный актюатор с V-образными канавками. Нано и микросистемная техника №7, 2007 г., с. 60-64.
5. А.С. Корпухин, А.А. Жуков, И.П. Смирнов, Д.В. Козлов, П.Г. Бабаевский. Патент на изобретение №2448896 от 25.03.2010 «Тепловой микромеханический актюатор и способ его изготовления».
6. Д.В. Козлов. Термомеханические актюаторы для систем микроперемещений в условиях открытого космического пространства. Московский Государственный Технический Университет имени Н.Э. Баумана, 2012 г., 198 с.

Все статьи автора «Анатолий Александрович Пациевский»