Comparison of direct and reverse cycle of the thermal control system for the non-hermetic spacecrafts

Full Text

Введение. Основой конструкции современных спутников является их негерметичное исполнение, т. е. все спутниковые приборы способны работать в открытом космосе. В таких условиях в связи с неравномерными по времени нагрузками колебание температур приборов может быть весьма значительным [1]. Для создания и поддержания заданных значений температур на борту космического аппарата предназначена система терморегулирования (СТР) [2]. В аппаратах герметичного исполнения в процессе теплообмена задействован механизм конвекции, что при наличии интенсивной прокачки охлаждающей среды внутри аппарата обеспечивает равномерные поля температур. В аппаратах негерметичного исполнения передача теплоты от каждого прибора на радиатор осуществляется механизмами теплопроводности и излучения [3]. При наличии неравномерных тепловых нагрузок задача определения температуры каждого прибора в этом случае вызывает определенные технические сложности [4]. СТР может иметь различное исполнение в зависимости от назначения, производительности и срока активного существования [5]. В данной работе рассматриваются высокопроизводительные системы, предназначенные для отвода больших мощностей. Такие системы преимущественно выполняются на основе двухфазного контура (ДФК) - в переносе тепла участвуют процессы испарения и конденсации с активной циркуляцией рабочего тела (с помощью насоса или компрессора). СТР с ДФК с активной циркуляцией теплоносителя принято делить на насосные системы теплоперено-са, использующие прямой термодинамический цикл, и тепловые насосы, реализующие обратный термодинамический цикл. В настоящей работе рассматривается тепловой анализ и сравнение характеристик таких систем. Постановка задач исследования. Для СТР с ДФК возможны различные варианты компоновки, отличающиеся направлением осуществления термодинамического процесса, принципами передачи теплоты, включением в схему различных функциональных элементов. Задача проектирования рациональных систем терморегулирования включает в себя конструктивную оптимизацию. Для решения задачи оптимизации необходимо создать эффективную расчетную модель. В настоящее время для расчета систем терморегулирования широко используют программные пакеты из области вычислительной термогидродинамики, такие как ANSYS, Thermica, ESATAN-TMS, SINDA, Radsol и т. д. [6]. Однако большинство данных программ в качестве основного недостатка имеет свою высокую коммерческую стоимость. Кроме того, для них не всегда возможна интеграция со сторонними приложениями (например, с базами данных свойств рабочих тел). В плане возможностей проведения оптимизации и моделирования работы подобные программы имеют такие ограничения, как невозможность учета гидравлических особенностей тракта, большие затраты времени на проведение расчетов для заданных граничных и начальных условий. Для проведения расчетных исследований системы терморегулирования возникает необходимость разработки собственных математических моделей, отвечающих вышеизложенным требованиям и предназначенных для сравнения энергетических характеристик систем в различном исполнении. При моделировании в настоящей работе рассматриваются замкнутые двухфазные системы терморегулирования, которые получили наиболее широкое распространение и в различных конструктивных вариантах используется на большинстве космических аппаратов [7; 8]. Задача оптимизации имеет существенное значение для установок большой мощности, которыми в большинстве случаев являются исследуемые системы. Описание моделируемых систем. Рассмотрим несколько базовых вариантов компоновки двухфазных систем терморегулирования с применением прямого и обратного цикла. Для упрощения анализа схем рассмотрим случай наличия только внутренних теп-лопритоков - тепловыделений от оборудования, размещенного на космическом аппарате. Двухфазная система терморегулирования, работающая по прямому циклу, представлена на рис. 1, а. Внутренний источник энергии на борту космического аппарата (тепловыделение приборов) обеспечивает тепловой поток на испаритель, в котором происходит кипение жидкого рабочего тела. Получившийся пар направляется в радиационный теплообменник - излучатель, который отводит теплоту в космическое пространство за счёт лучистого теплообмена, в результате чего рабочее тело конденсируется. Жидкое рабочее тело подаётся в испаритель с помощью насоса. В данной схеме используется активная (насосная) циркуляция теплоносителя, характерная для систем большой производительности. Для систем с малой производительностью вместо насоса возможно применение 155 Вестник СибГАУ. 2014. № 4(56) подачи рабочего тела с помощью капиллярного эффекта. отвод тепла на радиаторе-излучателе отвод тепла на радиаторе-излучателе Рис. 1. Структурные схемы систем прямого (а) и обратного (б) цикла Система терморегулирования, работающая по обратному циклу, представлена на рис. 1, б. Внутренний источник энергии на борту космического аппарата создает тепловой поток на испаритель, в котором происходит кипение жидкого рабочего тела. Пар рабочего тела сжимается компрессором и подается в конденсатор, где теплота отводится в космическое пространство излучением. Жидкое рабочее тело после прохождения дросселя возвращается в испаритель. Прямые циклы двухфазных систем терморегулирования в настоящее время наиболее распространены [7; 8] в связи с их относительной простотой реализации и высокими сроками активного существования. Обратные циклы для систем космического назначения встречаются, например, в работе [9]. Несмотря на сложности, связанные с наличием компрессора, данные циклы позволяют получить высокие температуры на радиаторе, а значит, сократить площадь радиационных панелей. Анализ путей повышения эффективности. При сопоставлении различных схем СТР космического аппарата негерметичного исполнения и выборе оптимальной, система должна оцениваться по параметрам массы составляющих элементов и затрачиваемой мощности. Часто используется удельная массоэнергетическая характеристика - отношение веса системы к ее холодопроизводительности (кг/кВт). Соответственно, путь оптимизации системы терморегулирования характеризуется уменьшением массы составных элементов при увеличении холодопроизводительности и снижении энергопотребления системы [10; 11]. Из всех элементов системы терморегулирования радиационный теплообменник обладает наибольшей массой, поэтому необходимо стремиться к обеспечению минимальной суммарной массы радиатора [11]. Площадь радиатора прямо пропорциональна количеству отводимого тепла и обратно пропорциональна температуре его поверхности в четвертой степени. В связи с этим интерес представляет применение обратных холодильных циклов. Такие циклы переводят отводимый тепловой поток на более высокий температурный уровень, что обеспечивает эффективный отвод тепла. Система уравнений математической модели. Большинство математических моделей [11; 12], используемых для расчета и анализа системы терморегулирования, имеют следующие недостатки: все процессы в системе рассматриваются только с позиции теплопередачи, при этом упускается гидравлическая сторона задачи о течении рабочего тела в элементах; рассматриваются математические модели отдельных элементов системы без учета их взаимного влияния. Для устранения этих недостатков в рамках настоящей работы использовалась следующая система уравнений. Математическое описание системы строится на четырех основных уравнениях, в различных интерпретациях составляющих основу технической гидромеханики и рассматривающих течение сжимаемых жидкостей с теплообменом: - уравнение движения: Р= PF - grad(p); (1) dt - уравнение неразрывности: + pdiv(W ) = 0; (2) dt - уравнение сохранения энергии в термодинамических параметрах: du dq p- = - pdiv(W ) - divq + p-; (3) dt dt - уравнение состояния: f ( p, p, T ) = 0, (4) где p - плотность жидкости, W - скорость потока, t время, F - массовая сила, p - давление, u - внутренняя энергия, q - тепловой поток, T - температура. Четыре уравнения содержат четыре независимых физических величины. В рамках используемой математической модели в качестве независимых были использованы: давление, плотность, энтальпия, температура. Таким образом, система является замкнутой. Эти уравнения универсальны и могут быть применены к описанию любых процессов в теплоэнергетических системах [13]. Систему этих уравнений можно конкретизировать для модели в зависимости от уровня рассматриваемых 156 Авиационная и ракетно-космическая техника процессов. При этом для рассматриваемых принципиальных схем системы терморегулирования можно выделить три уровня применения уравнений: - уровень конечных объемов: рассматривает геометрический объем настолько малый, чтобы иметь возможность применения дифференциальных уравнений; - уровень элементов системы: рассматривает конкретный элемент - теплообменник, насос; соответственно, уравнения интегральные; - уровень системы: рассматривает систему в целом; уравнения интегральные. Теория моделирования технических систем рассматривает два типа уравнений, входящих в математическую модель: компонентные, описывающие процессы в одном элементе, и топологические, связывающие все элементы в систему [14-16]. В зависимости от уровня применения уравнения (1)-(4) могут выступать в роли как компонентных, так и топологических. Алгоритм расчета по модели с сосредоточенными параметрами. Рассмотрим методику построения и алгоритм расчета модели системы терморегулирования в сосредоточенных параметрах. В этом случае пространственное изменение величин в пределах элемента не анализируется, в расчетах участвуют средние интегральные характеристики. Такие модели удобно применять для предварительной оценки рабочих характеристик, определения области работоспособности и в многовариантных расчетах. Задача исследования ставится следующим образом: при известных параметрах теплопритоков от бортовой аппаратуры спроектировать систему терморегулирования - подобрать площади теплообменников и насос, обеспечивающий требуемый массовый расход через систему. В качестве исходных данных для расчета задаются параметры источника тепла - температура и мощность, параметры работы насоса. В результате расчета Система уравнений модели определяется температура испарения, площадь испарителя, массовый расход рабочего тела, перепад давлений на насосе, температура конденсации и площадь теплообменника-излучателя. Расчетные зависимости для компонентных уравнений модели представлены в табл. 1. Модель строится в предположении, что в теплообменниках отсутствуют гидравлические потери, а в гидравлическом тракте отсутствуют тепловые потери. Тогда для тепловой части системы используются общие зависимости (2)-(4), а для гидравлической - (1), (2), (4). В качестве топологических уравнений (уравнений связи между элементами) используются уравнения (2) и (3), характеризующие баланс энергий и постоянство массового расхода. При расчете процессов в каждом элементе служебным уравнением выступает уравнение состояния, позволяющее связать давление и температуру. Так как параметры в элементах системы взаимозависимы, расчет ведется итерационным методом. На первом этапе при рассмотрении гидравлической части системы определяется расход и перепад давлений. Затем, при известных давлениях рассчитываются параметры теплообмена в испарителе и радиаторе-излучателе. При известных температурах пересчитываются параметры рабочего тела (плотность, вязкость и т. д.) в различных точках системы. После этого расчет повторяется заново, пока не сойдутся балансы энергии и массы. Результаты расчета по модели. С использованием модели и алгоритма расчета систем терморегулирования в сосредоточенных параметрах были проведены численные исследования характеристик двух систем. Результаты расчетов системы, работающей по прямому 1 и обратному 2 циклам, приведены в табл. 2 и на рис. 2. Таблица 1 сосредоточенных параметрах* Испаритель Радиатор-излучатель Насос Сопротивления Компонентные уравнения Q = ^ ЛГисп Q = m Ah Q=F cT4 ^ рад Q = m Ah Ap = pg ^ a + bm j 2 Л ïPU Ap = Топологические уравнения M to II O m = const * m - массовый расход рабочего тела; Ah - перепад энтальпий в испарителе / конденсаторе; k - коэффициент теплопередачи; p - давление; р - плотность; u - скорость потока; 4 - коэффициент гидравлического сопротивления; a, b - коэффициенты в характеристике насоса. Таблица 2 Результаты расчета по модели Температура источника, С Тепловой поток, Вт Площадь испарителя, м2 Мощность, Вт Массовый расход, кг/с насоса компрессора Система 1 +20 5000 17,7 94 - 0,0417 +20 7000 24,78 132 - 0,0583 +30 7000 21,4 132 - 0,0583 Система 2 +20 5000 10,33 - 307 0,0417 +20 7000 14,46 - 429 0,0583 +30 7000 12,84 - 494 0,0583 157 Вестник СибГАУ. 2014. № 4(56) б Рис. 2. Сравнение характеристик систем, работающих по прямому (1) и обратному (2) циклам: а - площадь радиатора-излучателя; б - потребная мощность а В качестве параметров, влияющих на характеристики системы, рассматривались поддерживаемая температура аппаратуры и необходимая холодопроиз-водительность. При этом для различных расчетных случаев сопоставлялись необходимая площадь радиатора-излучателя и потребляемая мощность. Из численных результатов можно сделать следующие заключения: - минимальные площади радиатора-излучателя будут наблюдаться для системы с обратным циклом (рис. 2, а), что обусловлено высокой температурой конденсации; - минимальное энергопотребление будет наблюдаться у системы с прямым циклом (рис. 2, б). Однако стоит отметить, что применение компрессора в обратном цикле снижает характеристики надежности системы. Кроме того, обратный цикл характеризуется повышенными давлениями рабочего тела, что приведет к увеличению металлоемкости магистралей. Заключение. Обзор современного состояния вопроса математического моделирования систем терморегулирования космических аппаратов позволяет прийти к выводу о необходимости разработки комплексных методов и алгоритмов анализа и сопоставления различных схем и типов систем терморегулирования. Применение математических моделей систем терморегулирования космических аппаратов негерметичного исполнения позволяет проводить исследование реакций системы на изменение внешних параметров и граничных условий, анализ эффективности различных способов компоновки установок. В ходе настоящей работы была создана математическая модель для анализа двухфазных систем терморегулирования, работающих по прямым и обратным циклам. Модель позволяет сравнивать циклы по эффективности и энергозатратам. Библиографические ссылки

About the authors

Alexander Viktorovich Delkov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev

Email: delkov-mx01@mail.ru
postgraduate student of Refrigeration, air conditioning and cryogenic technology department

Alexey Aleksandrovich Hodenkov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev

Email: zed666-88@mail.ru
postgraduate student of Refrigeration, air conditioning and cryogenic technology department

Yulia Nikolaevna Shevchenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev

postgraduate student of Refrigeration, air conditioning and cryogenic technology department

References

Supplementary files