Обеспечение теплового режима конструкций космического аппарата

Полный текст

Введение

Обеспечение теплового режима космического аппарата заключается в поддержании температур основных элементов конструкции, приборов, агрегатов, радиоэлементов, газовой и жидкой сред в герметичных контейнерах и системах в заданных диапазонах.

Нарушение теплового режима приводит, как правило, к отказам аппаратуры и невозможности выполнения задач, возлагаемых на космический аппарат связи по целевому назначению.

В связи с увеличением продолжительности срока активного существования, потребляемой электрической мощности при одновременном повышении требований к снижению относительной массы, возрастают требования и к система терморегулирования, что усложняет задачи, которые необходимо решать на всех этапах создания новых спутников связи. При этом необходимо учитывать деградацию теплофизических параметров материалов в условиях воздействия факторов космического пространства (радиации, вакуума, высоких и низких температур, цикличности их изменений).

Для того чтобы спроектировать систему терморегулирования космического аппарата связи, отвечающую предъявляемым к ней требованиям, одним из важнейших условий является возможность проведения современными вычислительными средствами большого объема расчетов температурных полей для условий переменных воздействий внутренних и внешних тепловых нагрузок на составные части спутника и спутник в целом в условиях эксплуатации на орбите [11].

Не менее сложными являются задачи обеспечения теплового режима космического аппарата при наземных испытаниях и экспериментальной наземной отработки теплового режима как отдельных узлов, так и космического аппарата в целом с имитацией условий, максимально приближенных к условиям штатной эксплуатации на орбите.

Проведение расчетов и анализ обеспечения теплового режима космического аппарата осуществляются с момента первых набросков его облика и продолжаются в период эксплуатации при возникновении нештатных ситуаций на борту. Оценка объема работ, выполняемого по обеспечению тепловых режимов аппарата, составляет примерно десятую часть от всех работ со спутником.

Значительный объем работ по обеспечению теплового режима спутников связи выполняется также в части имитации условий космического пространства в процессе различного рода испытаний в термобарокамере по созданию и применению экранно-вакуумной теплоизоляции, отработке стойкости оптических покрытий материалов с различной теплопроводностью, проверке работоспособности агрегатов системы терморегулирования (гидроблоков, вентиляторов, терморегуляторов), а также устройств и оборудования для заправки теплоносителями замкнутых гидравлических и газовых контуров, электронной аппаратуры и т. д. [6].

Классификация устройств, применяемых для обеспечения тепловых режимов космических аппаратов связи

Основным отличием отечественных космических аппаратов является то, что основная радиоэлектронная аппаратура размещена в герметичном контейнере, заполненном газом. Зарубежные аналоги не имеют таких герметичных контейнеров [13].

Размещение радиоэлектронной аппаратуры в таком контейнере обеспечивает, с одной стороны, рабочее давление, близкое к атмосферному в земных условиях, а с другой – выполняет роль циркулирующего теплоносителя для отвода избыточного тепла от электронной аппаратуры. Принятие данной компоновки спутника было определено отсутствием бортовой электронной аппаратуры, которая может надежно работать в условиях открытого космического пространства при воздействии глубокого вакуума, высокой степени космической радиации, низких и высоких температур, а также резких многоцикличных их изменений.

Такой вариант размещения радиоэлектронной аппаратуры имеет и свои недостатки. Поскольку приборы располагаются внутри герметичного контейнера, заполненного газовой средой, тепловой режим приборов обеспечивается, в основном, путем обдува газом. Приборы расположены в контейнере на платах, параллельных осредненному направлению движения газового потока, но так как они в большинстве своем содержат наружные кожухи, то циркуляция газа по внутренним поверхностям приборов недостаточна и, как следствие этого, имеет место значения температур отдельных элементов приборов более высоких в условиях штатной эксплуатации по сравнению с результатами испытаний в наземных условиях, при которых дополнительная циркуляция газа внутри прибора обеспечивается за счет естественной конвекции, вызываемой гравитацией. Тенденция компактности в развитии радиоэлектронной аппаратуры приводит к повышению массовой и энергетической плотности компоновок приборных отсеков космического аппарата, в результате чего названная проблема применения герметичных контейнеров для спутника связи усугубляется тем, что воспроизведение условий штатной эксплуатации с учетом невесомости при обеспечении теплового режима приборов, размещенных в газовой среде, в наземных условиях не представляется возможным.

Зарубежные спутники связи не имеют герметичных приборных контейнеров. Отвод избыточного тепла от приборов осуществляется только путем теплопроводности и излучения тепла с поверхностей приборов и их элементов в окружающую среду. Это позволяет обеспечивать высокую степень адекватности результатов наземных тепловых испытаний с натурными и тем самым обеспечивать более высокую степень гарантий по обеспечению надежности функционирования космического аппарата по целевому назначению.

Современная тенденция развития спутников связи характерна увеличением срока активного существования, энергопотребления, возрастанием плотности тепловых нагрузок, что усложняет задачи по обеспечению тепловых режимов спутников [12].

Для обеспечения теплового режима космического аппарата с герметичным контейнером, заполненным газом, применяется газожидкостная система терморегулирования. Избыточное тепло от приборов передается газу, циркулирующему по замкнутому контуру в контейнере. От газа тепло передается в газожидкостный теплообменник жидкому теплоносителю, который переносит его на внешний излучательный радиатор. Излучательный радиатор представляет собой цилиндрическую или плоскую оболочку из алюминиевого сплава с каналами гидромагистрали. На его наружную поверхность, освещенную Солнцем, наносится покрытие с малым значением коэффициента поглощения солнечного излучения и максимально возможным значением коэффициента излучения (степени черноты) [14].

С помощью замкнутого гидравлического контура, с циркулирующим в нем жидким теплоносителем, который приводится в движение с помощью гидронасоса, тепло отводится не только от теплообменника, но и от наиболее нагруженных в тепловом отношении приборов, например, непосредственно от ретранслятора.

Для надежной работы системы терморегулирования разработан целый ряд узлов и агрегатов, обеспечивающих передачу тепла от циркулирующего в контейнере газа к жидкому теплоносителю в магистрали, а также передачу тепла от жидкого теплоносителя к наземному жидкому контуру при проведении электрических испытаний. К ним относятся компактные газожидкостные теплообменники и жидкостные теплообменники. Для заправки газа и жидкого теплоносителя разработаны и применяются клапаны, вентили и обратные клапаны.

Для активного регулирования тепловым режимом спутника связи при наземных электрических испытаниях и в условиях штатной эксплуатации разработаны надежные терморегуляторы, клапаны-регуляторы, перепускные клапаны. Для создания перепадов давления с целью обеспечения циркуляции в замкнутой газовой магистрали применяются вентиляторы, для жидкостной магистрали – гидронасосы.

Одна из важнейших задач в процессе проектирования и создания космического аппарата связи на всех этапах – это проведение тепловых расчетов с выбором оптимальных теплофизических параметров. При этом необходимо учитывать изменения теплофизических параметров в процессе длительной эксплуатации на орбите.

 

Наземная отработка теплового режима спутника связи

Сложность наземной отработки спутника связи связана с трудностями имитации реальных космических условий его эксплуатации: глубокого вакуума, невесомости, внешних тепловых потоков от Солнца и Земли.

Для отработки теплового режима на полномасштабном макете спутника требуется термобарокамера с имитатором солнечного теплового потока. Такое испытательное оборудование в десятки раз превышает размеры спутника, является сложным и дорогостоящим. Такие испытания называются тепловакуумными. Этапу наземной отработки предшествуют всесторонние тепловые расчеты отдельных составных частей спутника и спутника в целом. Для подготовки к проведению тепловакуумным испытаний на этапе эскизного проектирования составляется план наземной экспериментальной отработки узлов, агрегатов, систем и спутника в целом. При этом определяется количество и состав полномасштабных отработочных макетов, необходимого испытательного оборудования и специализированного места проведения испытаний [15].

Так как многие российские спутники имеют в своем составе герметичный контейнер, заполненный газом, то наиболее целесообразной для них явилась активная газожидкостная система, с заданными расходными характеристиками по жидкому и газовому теплоносителям, связанным между собой в тепловом отношении посредством газожидкостного теплообменника. На полномасштабных тепловых макетах спутников устанавливаются соответствующие штатные газожидкостные системы терморегулирования. При проведении тепловакуумных испытаний, наряду с отработкой тепловых режимов спутника, его систем и внешних элементов, отрабатывается также и система терморегулирования, работа ее автоматики по регулированию температур в заданных диапазонах в различных условиях функционирования, переход на резервные комплекты агрегатов системы, проверка их работоспособности, а также отработка электронных схем управления электронасосных агрегатов, вентиляторов и электрообогревателей. В термобарокамере обеспечивается низкое давление, имитирующее то, какое космический аппарат испытывает в открытом космосе, 1×10^{-5 мм рт. ст.,} минимальные температуры не выше –180 °С, для чего применяются низкотемпературные азотные экраны. Для имитации переменных тепловых потоков от Солнца на различные стороны спутника применяют специальное поворотное устройство, с помощью которого имитируют вращение спутника относительно направления теплового потока от солнечного имитатора и, таким образом, проводят отработку тепловых режимов в условиях, максимально приближенных к условиям натурной эксплуатации спутника. За счет этого достигается высокое качество и надежность отработки тепловых режимов спутника в наземных условиях [11].

Тепловакуумные испытания являются очень дорогостоящими, испытания по полной программе проводятся круглосуточно в течение нескольких месяцев и несут большие энергетические затраты.

Современные достижения в точности методик по расчету температурных полей больших и сложных спутников, в быстроте проведения больших объемов расчетов по их тепловым режимам и их составным частям с применением развитого парка современных вычислительных машин позволили осуществить новую концепцию проведения тепловакуумных испытаний. Ее суть заключается в проведении только стационарных тепловых режимов в условиях максимальных и минимальных тепловых нагрузок на спутник в целом и его отдельные внешние элементы с последующим обеспечением сходимости результатов испытаний с расчетными. А подтверждение промежуточных требований по обеспечению заданных тепловых режимов осуществляют расчетным путем. Это позволяет значительно сократить сроки наземной тепловой отработки спутника и снизить финансовые затраты.

 

Обеспечение теплового режима космического аппарата связи при наземных электрических испытаниях

По мере увеличения срока активного существования космического аппарата, из общего ресурса работы бортовой аппаратуры наземные испытания составляют меньший процент, в связи с чем резко повышаются требования к качеству их проведения, в том числе к обеспечению тепловых режимов в процессе испытаний.

Обеспечение теплового режима бортовой аппаратуры до вывода спутника на орбиту делится на такие этапы, как обеспечение теплового режима на заводе изготовителе, при выходном контроле, испытаниях аппаратуры, установленной на приборной раме расстыкованного спутника (при испытаниях расстыкованного комплекса), испытаниях полностью собранного спутника на заводе-изготовителе, в процессе транспортировки до места запуска, при проверках на технической позиции, стартовом комплексе, участке выведения спутника на орбиту до отделения его от ракеты-носителя и во время включения в работу бортовых систем приборов перед началом штатной эксплуатации.

Тепловые режимы спутника для всех этапов просчитываются во время эскизного проектирования. Многовариантность и усложнение расчетов определяются жесткими ограничивающими требованиями по энергетическим и массовым затратам на устройства терморегулирования и системы терморегулирования в целом.

Приборы, установленные на приборной раме спутника, должны быть работоспособны в нормальных климатических условиях цеха (при температуре окружающего воздуха 10–35 °С) без специального термостатирования принудительным обдувом воздуха. Для приборов, охлаждаемых жидким теплоносителем системы терморегулирования, разработчики приборов поставляют установки, обеспечивающие циркуляцию жидкого теплоносителя в охлаждаемом контуре прибора с расходом равным или близким к расходу жидкого теплоносителя, обеспечиваемого систему терморегулирования во время ее штатной работы.

Для приборов, тепловой режим которых в составе спутника обеспечивается естественной конвекцией с помощью бортового вентилятора, применяют технологические наземные вентиляторы с интенсивностью открытого обдува, эквивалентной интенсивности обдува бортовым вентилятором при штатной эксплуатации.

При электрических испытаниях расстыкованного спутника до его окончательной сборки, приборы, охлаждаемые жидким теплоносителем, как правило, стыкуются с магистралью бортовой системой терморегулирования, а для приборов, требующих охлаждения в штатных условиях обдувом газа в герметичном контейнере, применяют технологическую вентиляционную установку.

В процессе электрических испытаний состыкованного спутника обеспечение теплового режима осуществляет бортовая система терморегулирования, в магистраль которой включается жидкостной теплообменник, наружный контур которого подключают к жидкостному контуру специальной наземной охлаждающей установки, необходимость применения которой обусловлена недостаточной эффективностью отвода тепла от бортового излучательного радиатора в окружающую среду. Если бортовая система терморегулирования содержит только газовый контур, то излучающий бортовой радиатор охлаждают путем обдува его воздухом, для чего применяется специальная вентиляционная установки с требуемым расходом воздуха и возможностью как охлаждать излучающий бортовой радиатор, так и подогревать [8].

После окончания электрических испытаний на техническом комплексе в период предстартовой подготовки технологические приспособления снимаются со спутника.

У спутников с газожидкостной системой терморегулирования жидкостной теплообменник отсекается с помощью вентилей, которые входят в состав бортовой системы терморегулирования. При этом жидкостной теплообменник либо остается на борту, как у спутника «Молния», либо снимается со спутника, как на спутниках «Радуга», «Горизонт» и последующих. Следует отметить, что наиболее надежный вариант – несъемный технологический жидкостной теплообменник, так как при этом исключается возможность утечки теплоносителя из жидкостного контура бортовой системы терморегулирования в процессе отстыковки теплообменника, обеспечивается более высокая гарантия герметичности бортового жидкостного контура. Тем не менее, из-за жесткого лимита массы системы терморегулирования, приходится снимать жидкостной теплообменник [14].

Тепловой режим космического аппарата при транспортировании с завода-изготовителя на техническую позицию определяется и просчитывается на этапе эскизного проектирования в зависимости от тактико-технических требований к спутнику.

До последнего времени многие космические аппараты могли транспортироваться любым видом транспорта при температуре окружающего воздуха в диапазоне ±50 °С. Но при этом большой объем работы по подготовке спутника к выведению на орбиту приходился на технические позиции, что увеличивало время пребывания спутника на космодроме. Кроме того, требовалась сложная и дорогостоящая аппаратура для предстартовой подготовки спутника, а также присутствие высококвалифицированных специалистов с завода-изготовителя. Это было экономически невыгодно. Поэтому в настоящее время начинает проявляться тенденция к тому, чтобы максимальный объем работ по подготовке спутника к запуску был выполнен на заводе-изготовителе. При этом необходимо выполнить условия обеспечения теплового режима во время транспортировки с завода-изготовителя на космодром в диапазоне примерно 0–40 °С, для чего требуется применение специального термостатируемого контейнера [16].

Обеспечение теплового режима космического аппарата в составе ракеты-носителя при транспортировке с технической позиции на стартовый комплекс осуществляется подачей воздуха под обтекатель. Расход воздуха и его температура обеспечивается наземной установкой в зависимости от периода года и погоды. В последние часы перед стартом спутник прогревается до такого уровня, чтобы за время выведения на орбиту его температура не вышла за пределы заданного диапазона.

 

Заключение

Несмотря на различие между отечественными космическими аппаратами и зарубежными аналогами, которое до недавнего времени заключалось в наличии, как правило, герметичного приборного контейнера на отечественных спутниках, их технический уровень вполне соответствовал современному мировому уровню по срокам активного существования, надежности и функциональному назначению. Однако на сегодняшний день ведутся разработки бесконтейнерных космических аппаратов с применением сотопанелей и тепловых труб.

Об авторах

Александр Константинович Шатров

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева

Автор, ответственный за переписку.
Email: shatrov@sibsau.ru

доктор технических наук, профессор, профессор кафедры технической механики

Россия, Красноярск

Ольга Ивановна Рабецкая

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева

Email: rabetskaya@sibsau.ru

кандидат технических наук, доцент кафедры технической механики

Россия, Красноярск

Елена Николаевна Фисенко

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева

Email: fisenkoen@sibsau.ru

старший преподаватель кафедры технической механики

Россия, Красноярск

Список литературы

Дополнительные файлы