Процесс поддержания всех частей космического корабля в допустимых диапазонах температур
Зонт MESSENGER , орбитального аппарата планеты Меркурий
В конструкции космического корабля функция системы терморегулирования ( TCS ) заключается в поддержании всех систем компонентов космического корабля в допустимых температурных диапазонах на всех этапах миссии. Она должна справляться с внешней средой, которая может варьироваться в широком диапазоне, поскольку космический корабль подвергается воздействию экстремального холода, встречающегося в тенях глубокого космоса, или интенсивного тепла, встречающегося в нефильтрованном прямом солнечном свете открытого космоса. TCS также должна сдерживать внутреннее тепло, выделяемое при работе обслуживаемого ею космического корабля.
Система TCS может выбрасывать тепло пассивно, посредством простого и естественного инфракрасного излучения самого космического корабля, или активно, посредством установленной снаружи инфракрасной излучающей катушки.
Терморегулирование необходимо для обеспечения оптимальной производительности и успеха миссии, поскольку если компонент подвергается воздействию слишком высоких или слишком низких температур, он может быть поврежден или его производительность может быть серьезно нарушена. Терморегулирование также необходимо для поддержания определенных компонентов (таких как оптические датчики, атомные часы и т. д.) в пределах определенного требования к стабильности температуры, чтобы гарантировать, что они работают максимально эффективно.
Активные или пассивные системы
Подсистема терморегулирования может состоять как из пассивных, так и из активных элементов и работает двумя способами:
Защищает оборудование от перегрева либо путем теплоизоляции от внешних тепловых потоков (таких как Солнце или планетарный инфракрасный и альбедный поток), либо путем надлежащего отвода тепла от внутренних источников (например, тепла, излучаемого внутренним электронным оборудованием).
Защищает оборудование от слишком низких температур посредством теплоизоляции от внешних источников, за счет улучшенного поглощения тепла от внешних источников или за счет выделения тепла от внутренних источников.
Компоненты пассивной системы терморегулирования ( PTCS ) включают в себя:
Многослойная изоляция (МСИ), которая защищает космический аппарат от чрезмерного солнечного или планетарного нагрева, а также от чрезмерного охлаждения при воздействии дальнего космоса.
Покрытия, изменяющие термооптические свойства внешних поверхностей.
Термические наполнители для улучшения термического соединения на выбранных интерфейсах (например, на тепловом пути между электронным блоком и его радиатором).
Тепловые шайбы для уменьшения термического взаимодействия на выбранных интерфейсах.
Тепловые удвоители для распределения тепла, рассеиваемого оборудованием, по поверхности радиатора.
Зеркала (вторичные поверхностные зеркала, SSM, или оптические солнечные отражатели, OSR) для улучшения способности отвода тепла внешними радиаторами и одновременного уменьшения поглощения внешних солнечных потоков.
Включает взаимодействие внешних поверхностей космического корабля с окружающей средой. Либо поверхности должны быть защищены от окружающей среды, либо должно быть улучшено взаимодействие. Две основные цели взаимодействия с окружающей средой — это уменьшение или увеличение поглощаемых потоков окружающей среды и уменьшение или увеличение потерь тепла в окружающую среду.
Сбор тепла
Включает отвод рассеиваемого тепла от оборудования, в котором оно создается, чтобы избежать нежелательного повышения температуры космического корабля.
Перенос тепла
Переносит тепло от места его создания к излучающему устройству.
Отвод тепла
Собранное и транспортируемое тепло должно быть отведено при соответствующей температуре в теплоотвод, которым обычно является окружающая космическая среда. Температура отвода зависит от количества вовлеченного тепла, контролируемой температуры и температуры среды, в которую устройство излучает тепло.
Обеспечение и хранение тепла.
Поддерживать желаемый уровень температуры, при котором должно обеспечиваться тепло и должна быть предусмотрена соответствующая возможность аккумулирования тепла.
Среда
Для космического корабля основными взаимодействиями с окружающей средой являются энергия, поступающая от Солнца, и тепло, излучаемое в глубокий космос. Другие параметры также влияют на конструкцию системы терморегулирования, такие как высота космического корабля, орбита, стабилизация положения и форма космического корабля. Различные типы орбит, такие как низкая околоземная орбита и геостационарная орбита, также влияют на конструкцию системы терморегулирования.
Эта орбита часто используется космическими аппаратами, которые отслеживают или измеряют характеристики Земли и ее окружающей среды, а также беспилотными и пилотируемыми космическими лабораториями, такими как EURECA и Международная космическая станция . Близость орбиты к Земле оказывает большое влияние на потребности системы терморегулирования, причем инфракрасное излучение Земли и альбедо играют очень важную роль, а также относительно короткий орбитальный период, менее 2 часов, и большая продолжительность затмения. Небольшие приборы или придатки космического корабля, такие как солнечные панели, которые имеют низкую тепловую инерцию, могут серьезно пострадать от этой постоянно меняющейся среды и могут потребовать очень специфических решений по тепловому проектированию.
На этой 24-часовой орбите влияние Земли практически незаметно, за исключением затенения во время затмений, которое может варьироваться по продолжительности от нуля в солнцестояние до максимум 1,2 часа в равноденствие. Длительные затмения влияют на конструкцию как систем изоляции, так и отопления космического корабля. Сезонные изменения направления и интенсивности солнечного потока оказывают большое влияние на конструкцию, усложняя перенос тепла из-за необходимости передавать большую часть рассеиваемого тепла радиатору в тени, а также системы отвода тепла через увеличенную площадь радиатора. Почти все телекоммуникационные и многие метеорологические спутники находятся на этом типе орбиты.
Высокоэксцентричные орбиты (HEO)
Эти орбиты могут иметь широкий диапазон высот апогея и перигея в зависимости от конкретной миссии. Как правило, они используются для астрономических обсерваторий, а требования к конструкции TCS зависят от орбитального периода космического корабля, количества и продолжительности затмений, относительного положения Земли, Солнца и космического корабля, типа бортовых приборов и их индивидуальных температурных требований.
Исследование дальнего космоса и планет
Межпланетная траектория подвергает космический корабль широкому диапазону температурных условий, более суровых, чем те, которые встречаются вокруг орбиты Земли. Межпланетная миссия включает в себя множество различных подсценариев в зависимости от конкретного небесного тела. В целом, общими чертами являются большая продолжительность миссии и необходимость справляться с экстремальными температурными условиями, такими как круизы либо близко к Солнцу, либо далеко от него (от 1 до 4–5 а. е. ), низкая орбита очень холодных или очень горячих небесных тел, спуск через враждебные атмосферы и выживание в экстремальных (пыльных, ледяных) условиях на поверхности посещаемых тел. Задача TCS состоит в том, чтобы обеспечить достаточную способность отвода тепла во время горячих рабочих фаз и при этом выжить в холодных неактивных. Основной проблемой часто является обеспечение мощности, необходимой для этой фазы выживания.
Требования к температуре
Температурные требования к приборам и оборудованию на борту являются основными факторами при проектировании системы терморегулирования. Цель TCS — поддерживать работу всех приборов в допустимом диапазоне температур. Все электронные приборы на борту космического корабля, такие как камеры, устройства сбора данных, батареи и т. д., имеют фиксированный диапазон рабочих температур. Поддержание этих приборов в оптимальном диапазоне рабочих температур имеет решающее значение для каждой миссии. Вот некоторые примеры температурных диапазонов:
Аккумуляторы, имеющие очень узкий рабочий диапазон, обычно от −5 до 20 °C.
Для компонентов двигателя типичный диапазон температур по соображениям безопасности составляет от 5 до 40 °C, однако допускается и более широкий диапазон.
Камеры, имеющие диапазон от −30 до 40 °C.
Солнечные батареи, имеющие широкий рабочий диапазон от −150 до 100 °C.
Инфракрасные спектрометры, имеющие диапазон от −40 до 60 °C.
Современные технологии
Покрытие
Покрытия являются наиболее простыми и наименее затратными из методов TCS. Покрытие может быть краской или более сложным химикатом, нанесенным на поверхности космического корабля для снижения или повышения теплопередачи. Характеристики типа покрытия зависят от их поглощающей способности, излучательной способности, прозрачности и отражательной способности. Главным недостатком покрытия является то, что оно быстро разрушается из-за рабочей среды. Покрытия также могут наноситься в виде клейкой ленты или наклеек для снижения деградации.
Многослойная изоляция (МСИ)
Многослойная изоляция (MLI) является наиболее распространенным пассивным элементом терморегулирования, используемым на космических аппаратах. MLI предотвращает как потери тепла в окружающую среду, так и чрезмерное нагревание из окружающей среды. Компоненты космических аппаратов, такие как топливные баки, топливные магистрали, батареи и твердотопливные ракетные двигатели, также покрыты защитными покрытиями MLI для поддержания идеальной рабочей температуры. MLI состоит из внешнего слоя покрытия, внутреннего слоя и внутреннего слоя покрытия. Внешний слой покрытия должен быть непрозрачным для солнечного света, генерировать небольшое количество твердых частиц и быть способным выживать в среде и температуре, которым будет подвергаться космический аппарат. Некоторые распространенные материалы, используемые для внешнего слоя, — это стеклоткань, пропитанная PTFE Teflon, PVF, армированная Nomex , связанная полиэфирным клеем, и FEP Teflon. Общее требование к внутреннему слою заключается в том, что он должен иметь низкую излучательную способность. Наиболее часто используемый материал для этого слоя — майлар , алюминизированный с одной или обеих сторон. Внутренние слои обычно тоньше внешнего слоя для экономии веса и перфорированы для облегчения отвода захваченного воздуха во время запуска. Внутренняя крышка обращена к оборудованию космического корабля и используется для защиты тонких внутренних слоев. Внутренние крышки часто не алюминируются для предотвращения коротких замыканий. Некоторые материалы, используемые для внутренних крышек, — это дакрон и сетка номекс. Майлар не используется из-за проблем с воспламеняемостью. Одеяла MLI являются важным элементом системы терморегулирования.
Жалюзи
Жалюзи — это активные элементы терморегулирования, которые используются во многих различных формах. Чаще всего они размещаются над внешними радиаторами, жалюзи также могут использоваться для управления теплопередачей между внутренними поверхностями космических аппаратов или размещаться на отверстиях в стенках космических аппаратов. Жалюзи в полностью открытом состоянии могут отводить в шесть раз больше тепла, чем в полностью закрытом состоянии, при этом для их работы не требуется никакой энергии. Наиболее часто используемыми жалюзи являются биметаллические, пружинные, прямоугольные жалюзи с лопастями, также известные как жалюзи-жалюзи. Сборки радиаторов жалюзи состоят из пяти основных элементов: опорной плиты, лопастей, приводов, чувствительных элементов и структурных элементов.
Обогреватели
Нагреватели используются в конструкции терморегулирования для защиты компонентов в условиях холодного корпуса или для компенсации тепла, которое не рассеивается. Нагреватели используются с термостатами или твердотельными контроллерами для обеспечения точного контроля температуры определенного компонента. Другим распространенным применением нагревателей является разогрев компонентов до их минимальных рабочих температур перед включением компонентов.
Наиболее распространенным типом нагревателя, используемым на космических аппаратах, является патч-нагреватель, который состоит из электрорезистивного элемента, зажатого между двумя листами гибкого электроизоляционного материала, такого как Kapton . Патч-нагреватель может содержать либо одну цепь, либо несколько цепей, в зависимости от того, требуется ли в нем избыточность.
Другой тип нагревателя, патронный нагреватель , часто используется для нагрева блоков материалов или высокотемпературных компонентов, таких как топливо. Этот нагреватель состоит из спирального резистора, заключенного в цилиндрический металлический корпус. Обычно в нагреваемом компоненте просверливается отверстие, и патрон заливается в отверстие. Патронные нагреватели обычно имеют диаметр четверть дюйма или меньше и длину до нескольких дюймов.
Другой тип нагревателя, используемый на космических аппаратах, — это радиоизотопные нагреватели, также известные как RHU. RHU используются для путешествий к внешним планетам за пределами Юпитера из-за очень низкого солнечного излучения, что значительно снижает мощность, вырабатываемую солнечными панелями. Эти нагреватели не требуют никакой электроэнергии от космического аппарата и обеспечивают прямое тепло там, где это необходимо. В центре каждого RHU находится радиоактивный материал, который распадается, выделяя тепло. Наиболее часто используемый материал — диоксид плутония . Один RHU весит всего 42 грамма и может поместиться в цилиндрический корпус диаметром 26 мм и длиной 32 мм. Каждый блок также генерирует 1 Вт тепла при инкапсуляции, однако скорость выработки тепла со временем уменьшается. Всего в миссии Кассини было использовано 117 RHU .
Радиаторы
Панели и радиаторы (прямоугольные белые панели) на МКС после STS-120
Избыточное отработанное тепло, создаваемое на космическом корабле, отводится в космос с помощью радиаторов. Радиаторы бывают нескольких различных форм, например, структурные панели космического корабля, плоские радиаторы, устанавливаемые на боковую часть космического корабля, и панели, развертываемые после выхода космического корабля на орбиту. Независимо от конфигурации, все радиаторы отводят тепло инфракрасным (ИК) излучением от своих поверхностей. Мощность излучения зависит от излучательной способности и температуры поверхности. Радиатор должен отводить как отработанное тепло космического корабля, так и любые лучистые тепловые нагрузки из окружающей среды. Поэтому большинство радиаторов имеют поверхностную отделку с высоким ИК-излучением для максимального отвода тепла и низким поглощением солнечного света для ограничения тепла от Солнца. Большинство радиаторов космических кораблей отводят от 100 до 350 Вт внутреннего отработанного тепла электроники на квадратный метр. Вес радиаторов обычно варьируется от почти нулевого, если в качестве радиатора используется существующая структурная панель, до примерно 12 кг/м 2 для тяжелого развертываемого радиатора и его опорной конструкции.
Радиаторы Международной космической станции отчетливо видны как ряды белых квадратных панелей, прикрепленных к главной ферме. [1]
Тепловые трубки
Тепловые трубки используют замкнутый двухфазный цикл потока жидкости с испарителем и конденсатором для транспортировки относительно большого количества тепла из одного места в другое без электроэнергии. Удельные тепловые трубки аэрокосмического класса, такие как тепловые трубки постоянной проводимости (CCHP) или тепловые трубки с осевой канавкой, представляют собой алюминиевые профили с аммиаком, используемым в качестве рабочей жидкости. Типичные области применения включают: управление температурой полезной нагрузки, перенос тепла, изотермизацию, улучшение температуры панели радиатора [2]
Будущее систем терморегулирования
Различные композитные материалы
Отвод тепла с помощью современных пассивных радиаторов
Современные металлизированные пленки на основе полимеров
3D-печатные испарители для контурных тепловых трубок [3]
Космические медно-водяные тепловые трубки для охлаждения на уровне чипа [4]
События
Крупнейшим событием в области космического терморегулирования является Международная конференция по системам окружающей среды , организуемая ежегодно AIAA . Другим событием является Европейский семинар по космическому термоанализу.
Солнцезащитный экран
Полноразмерное испытание солнцезащитного экрана для космического телескопа Джеймса Уэбба
В конструкции космического корабля солнцезащитный экран ограничивает или уменьшает тепло, вызванное попаданием солнечного света на космический корабль. [5] Примером использования теплового экрана является инфракрасная космическая обсерватория . [5] Солнцезащитный экран ISO помогал защищать криостат от солнечного света, и он также был покрыт солнечными батареями. [6]
Не следует путать с концепцией глобального солнечного щита в геоинженерии , часто называемого космическим навесом или «солнечным щитом», в котором сам космический корабль используется для блокировки солнечного света на планете. [7]
^ ab "Глава 10: Системы терморегулирования". Архивировано из оригинала 2016-12-20.
^ "ISO Spacecraft" . Получено 20 ноября 2022 г. .
↑ Горветт, Зария (26 апреля 2016 г.). «Как гигантский космический зонтик может остановить глобальное потепление». BBC .
^ "Солнечный щит". КОСМИЧЕСКИЙ ТЕЛЕСКОП ДЖЕЙМСА УЭББА . Центр космических полетов имени Годдарда.
Библиография
Гилмор, Д. Г., «Справочник по тепловому контролю спутников», The Aerospace Corporation Press, 1994.
Карам, Р. Д., Спутниковое терморегулирование для системных инженеров, Progress in Astronautics and Aeronautics, AIAA , 1998.
Гилмор, Д. Г., «Справочник по тепловому контролю космических аппаратов, 2-е изд.», The Aerospace Corporation Press, 2002.
Де Паролис, М. Н. и В. Пинтер-Крайнер. Современные и будущие методы терморегулирования космических аппаратов 1. Драйверы проектирования и современные технологии. 1 августа 1996 г. Веб: 5 сентября 2014 г.
