Analysis of the heat balance of a spacesuit in a solar airplane

Abstract


Due to the development of technologies, alternative energy sources are becoming more widespread industry and technology. One of the most promising and widely used methods of generating heat is solar radiation. Nowadays, scientists do active research in the field of creating aircraft powered by solar panels, the so-called solar aircraft. Vehicles of this type are an innovative area for the development of aviation. One of the most important problems of the practical use of manned solar aircraft is to ensure the life of the crew of the aircraft. Due to strict weight and size restrictions, the life support system should provide a thermal regime that is comfortable for the pilot throughout all phases of flight, taking into account changes in environmental parameters and have a high degree of reliability and compactness with a minimum weight of all units. The scheme of the life support system (hereinafter referred to as the LSS) is described in the literature [1]. The paper continues the study of the problem described in [2], and an estimate of the external and internal thermal load on the LSS system of a solar aircraft under conditions at the Earth's surface and at the maximum flight altitude is given there. As a result of comparing the obtained values of heat inflows, it was revealed that the total value of the heat load can take both positive and negative values. This means that to ensure a comfort for a pilot, it is necessary to provide both heating and cooling of the pilot's suit. Considering that structural and physiological features of man can seriously affect the values of heat fluxes, the need for physiological tests was substantiated to confirm the data obtained by calculation, and the possible refinement of the design of the LSS system.

Full Text

Введение Проектирование летательных аппаратов на солнечных панелях требует нетипичных конструктивных решений вследствие эксплуатационных особенностей. Одной из наиболее острых проблем является обеспечение жизнедеятельности экипажа летательного аппарата. Ввиду малой грузоподъемности судна некоторые модели солнечного самолета не имеют герметизированной кабины. В этом случае вся нагрузка по обеспечению необходимых для жизнедеятельности человека условий ложится на индивидуальную СЖО. Рабочий режим полета судна подразумевает подъем на высоту до 25 км. Таким образом, СОЖ пилота должна обеспечивать комфортные условия для управления летательным аппаратом не только вблизи поверхности Земли, но и в стратосфере, где плотность воздуха составляет порядка 2,5% от земного, что можно считать условиями близким к космическим. В результате теоретических расчетов внешнего теплообмена для скафандра солнечного самолета [1] было выявлено, что для обеспечения комфортного теплового режима пилота необходимо принимать во внимание постоянное (с набором высоты) изменение теплофизических свойств окружающей среды. Для того, чтобы правильно подобрать материал оболочки скафандра, необходимо учитывать не только воздействие наружной термической нагрузки, но и внутренний тепловой баланс скафандра. Исследования показали, что в общем случае теплоприток в скафандр может принимать как положительные, так и отрицательные значения. Для того, чтобы определиться с конструкцией и составом системы жизнеобеспечения для конкретного случая, необходимо определиться с режимом полета воздушного судна. Скафандр вместе с блоком СЖО находится внутри негерметичной кабины. Считаем, что обшивка летательного аппарата и лобовое стекло защищают пилота от радиационной нагрузки. Настоящая работа заключается в анализе совокупной внешней и внутренней тепловой нагрузки, воспринимаемой системой СЖО в летнем режиме эксплуатации у поверхности Земли и на максимальной высоте полета. Методы Расчет внешнего теплообмена скафандра Считаем, что вся радиационная нагрузка, приведенная в литературе [2], поглощается обшивкой летательного аппарата, что вызывает ее нагрев и излучение внутрь салона. Тогда температура наружной стенки находится по закону Стефана-Больцмана: , (1) где - удельная внешняя тепловая нагрузка, воспринимаемая обшивкой летательного аппарата; - коэффициент излучения абсолютно черного тела, ; - степень черноты поверхности скафандра; - температура наружной стенки летательного аппарата, . Тогда температура стенки внутри летательного аппарата обусловлена теплопроводностью стенки и находится по формуле: , (2) где - коэффициент теплопроводности стенки, ; - толщина стенки, м; - температура внутренней стенки летательного аппарата, . Таким образом, на внешний теплообмен скафандра внутри солнечного самолета будут оказывать влияние тепловые потоки: 1) конвективный теплообмен ( ); 2) радиационная нагрузка от внутренней стенки летательного аппарата ( ; 3) собственное тепловое излучение скафандра ( ). , (3) где - проникающая внутрь скафандра теплота, Вт; - коэффициент теплопередачи, ; - площадь внешней поверхности скафандра и блока системы жизнеобеспечения, ; - температура вентилируемого газа, ; - температура окружающего воздуха, ; - коэффициент взаимной облученности скафандра и корабля согласно [1]; - степень черноты поверхности стенки корабля; - температура поверхности скафандра, . Расчет внутреннего теплообмена скафандра На внутренний теплообмен скафандра влияют теплопритоки, в значительной степени зависящие от конструктивных и физиологических особенностей: 1) термический эффект химических поглотителей ( ); 2) собственная теплопродукция человека ( ); 3) работа электрооборудования ( . , (4) где рассчитывается для одного человека по методике, изложенной в [3] (характер работы - легкая), патроны LiOH и силикагель; принимается согласно литературе [3] (характер работы - легкая); рассчитывается для вентилятора системы СЖО по формуле, изложенной в [4]: (5) где - потребляемая мощность изделия, Вт; - коэффициент полезного действия изделия; - коэффициент загрузки изделия во время полета. Критерии Сравнения Расчет проводится для двух крайних случаев - на поверхности Земли и на максимальной высоте полета солнечного самолета. Критериями сравнения тепловых расчетов является величина тепловой нагрузки на скафандр и блок системы жизнеобеспечения. Исходные Данные Исходными данными для теплового расчета являются наружные температуры окружающего воздуха у поверхности Земли и на высоте 25000 м, оптические характеристики и материал корабля и скафандра с блоком СЖО, рабочее вещество поглотительных патронов, физиологические данные пилота летательного аппарата, а также величины тепловой нагрузки, представленные в [2]. Результаты и обсуждение Результаты расчета представлены в на рис.1 и 2. Светлый цвет столбцов означает принадлежность теплового потока внешнему теплообмену (конвекция, нагрузка от фюзеляжа, излучение), темный - к внутреннему (патрон поглощения углекислого газа ППУГ, патрон поглощения влаги ППВ, метаболизм человека, вентилятор блока СЖО). Рис. 1. Тепловые потоки у поверхности Земли Методика расчета теплообмена внутри скафандра подразумевает, что на внутренний теплообмен могут оказывать значительное влияние некоторые физиологические особенности организма (стрессоустойчивость влияет на количество выделяемой с потом влаги, потребление кислорода, скорость метаболизма), что делает целесообразным проведение физиологических испытаний для проверки теоретических расчетов и возможной доработки системы жизнеобеспечения. В результате расчет показал, что: · несмотря на высокую разреженность окружающего воздуха на высоте 25000 метров, значительное влияние на тепловой баланс оказывает конвективный теплообмен скафандра солнечного самолета с внешней средой. Если у поверхности Земли его значение положительно, но невелико, то на максимальной высоте полета тепловой отток из скафандра оказывает ключевое значение для теплового режима системы жизнеобеспечения; · в зависимости от внешних условий, тепловая нагрузка на скафандр может принимать как положительное, так и отрицательное значение. При проектировании систем жизнеобеспечения необходимо учитывать изменчивость внешнего воздействия на тепловой баланс и предохранить пилота самолета как от перегрева, так и от переохлаждения; · важным способом оптимизации тепловой нагрузки, воспринимаемой скафандром в условиях разреженного пространства, является варьирование материала его оболочки. Изменяя оптические характеристики оболочки скафандра и обшивки самолета, можно добиться оптимального значения величин теплопритока и теплооттока; · внутренние теплопритоки в систему жизнеобеспечения не зависят от высоты и постоянны на протяжении всего периода полета. Рис. 2. Тепловые потоки на максимальной высоте Заключение Было проведено исследование теплофизических процессов для негерметичного отсека на высоте, нехарактерной для обычных воздушных судов, а также проведен анализ факторов тепловых потоков внутри системы жизнеобеспечения. Для рассматриваемого режима полета солнечного самолета (высота подъема 25 км) тепловая нагрузка на систему СЖО будет непрерывно меняться по мере набора высоты летательным аппаратом. Для обеспечения комфортной жизнедеятельности экипажа необходимо предусмотреть как нагрев, так и охлаждение скафандра. Нагрузка от внешних теплопритоков в значительной степени зависит от высоты полета летательного аппарата. Наиболее восприимчивым к изменению высоты способом теплообмена является конвекция с окружающим скафандр воздухом - данный тепловой поток изменяется от 26 Вт у поверхности Земли до 245 Вт на высоте 25000 метров. Радиационная нагрузка от фюзеляжа с увеличением высоты уменьшается в 2,98 раза, а собственное излучение скафандра - в 2,24 раза. Внутренние теплопритоки не зависят от высоты полета солнечного самолета, а определяются конструкцией системы жизнеобеспечения и физиологическими особенностями пилота летательного аппарата, что делает целесообразным проведение физиологических испытаний системы СЖО для проверки теоретических расчетов и возможной доработки системы жизнеобеспечения.

About the authors

E. A Rezanov

Bauman Moscow State Technical University

Email: rezanow.egor@yandex.ru
Moscow, Russia

V. I Merkulov

Moscow Polytechnic University

Moscow, Russia
DSc in Engineering

V. I Tishchenko

Bauman Moscow State Technical University

Moscow, Russia
PhD in Engineering

References

  1. Абрамов И.П., Северин Г.И., Стоклицкий А.Ю., Шарипов Р.Х. Скафандры и системы для работы в открытом космосе. М. : Машиностроение, 1984. 256 с.
  2. Резанов Е.А., Меркулов В.И., Россова К.В., Тищенко И.В. Сравнительный анализ методов расчета внешнего теплообмена для скафандра солнечного самолета // Третья международная научно-практическая конференция «Холодильная и криогенная техника, системы кондиционирования и жизнеобеспечения». Москва, 20.11.2019
  3. Иванов Д.И., Хромушкин А.И. Системы жизнеобеспечения человека при высотных и космических полётах. М. : Машиностроение, 1968. 252 с.
  4. Воронин Г.И., Поливода А.И. Жизнеобеспечение экипажей космических кораблей. М.: Машиностроение, 1967. 212 с.
  5. Рожнов В.Ф. Космические системы жизнеобеспечения. М. : МАИ, 2009. 344 с.
  6. Научно-прикладной справочник по климату СССР. Выпуск 19. Узбекская ССР. Книга 2. Ленинград : Гидрометеоиздат, 1989. 350 с.
  7. Малоземов В.В., Рожнов В.Ф., Правецкий В.Н. Системы жизнеобеспечения экипажей летательных аппаратов. Учебник для втузов. М.: Машиностроение, 1986. 584 с.
  8. Серебряков В.Н. Основы проектирования систем жизнеобеспечения экипажа космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1983. 160 с.

Statistics

Views

Abstract - 17

PDF (Russian) - 2

Cited-By


Article Metrics

Metrics Loading ...

PlumX

Dimensions


Copyright (c) 2020 Rezanov E.A., Merkulov V.I., Tishchenko V.I.

Creative Commons License
This work is licensed under a Creative Commons Attribution-NonCommercial-NoDerivatives 4.0 International License.

This website uses cookies

You consent to our cookies if you continue to use our website.

About Cookies