6.4. ВЫБОР СРЕДСТВ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА

Как правило, СОТР представляет собой совокупность различных средств и устройств, регулирующих внешний и внутренний теплообмен КА. Обычно в состав СОТР входят комплекс средств активного регулирования тепловых процессов, называемый системой терморегулирования (СТР), и средства пассивного терморегулирования (СПТР). СТР включает вентиляционные устройства, жидкостной контур с теплообменными устройствами и средствами регулирования тепловых потоков, активные средства регулирования лучистого теплообмена и т. д., а СПТР - конструктивные элементы, обеспечивающие заданные параметры теплообмена излучением и теплопроводностью (терморегулирующие покрытия, различного рода тепловая изоляция и теплозащита, термомосты и термосопротивления).

Необходимо отметить, что в ряде случаев могут быть построены системы обеспечения теплового режима, состоящие только из СПТР.

Основными факторами, определяющими выбор СОТР, являются:

область космического пространства, в которой предполагается эксплуатация КА;

требования к тепловому режиму;

внутренние тепловыделения;

программа ориентации;

конструктивные особенности КА.

Область космического пространства, в которой предполагается эксплуатация КА, определяет поле тепловых потоков, их спектральный состав и интенсивность.

Околосолнечное пространство можно разделить на межпланетное пространство, в котором преимущественным источником тепла является Солнце, околопланетное пространство, в котором, помимо солнечного излучения, приходится считаться с излучением планеты, а также поверхности планет и их спутников, не имеющих атмосферы (Меркурий, Луна).

Тепловой режим - последовательность температурных состояний элементов КА. КА состоит из большого числа элементов (приборов, узлов конструкции и т. п.), каждый из которых имеет свою собственную температуру. Описать температуры абсолютно всех элементов довольно сложно. Поэтому при разработке системы обеспечения теплового режима в КА выделяют ограниченное число термостатируемых элементов, которые при организации соответствующих тепловых связей с ними и будут определять температуры всех остальных элементов КА. Такими термостатируемымй элементами могут быть газ или оболочка герметичного отсека, оболочка негерметичного отсека, теплоноситель жидкостного контура СТР и т. п. Именно температура термостатируемых элементов и условия тепловой связи с ними остальных элементов и определяют тепловой режим КА.

Например, в герметичных отсеках задаются температура, скорость движения газа (последняя определяет теплообмен каждого элемента с газом), в негерметичных отсеках - температуры и степень черноты поверхностей, обращенных к агрегатам и приборам; для приборов, устанавливаемых на внешней стороне оболочки и имеющих теплообмен с космическим пространством, - температуры оболочки и термическое сопротивление между посадочной плоскостью прибора и оболочкой.

Выбор термостатируемых элементов и их температурного диапазона определяется совокупностью требований к поддержанию теплового режима каждого из элементов КА, количеством тепла, отводимого от них, а также конструктивными особенностями КА.

Внутренние тепловыделения - временная последовательность выделения тепла различными элементами КА - существенно влияет на выбор СОТР, прежде всего на площадь радиационных поверхностей и принцип регулирования внешнего теплообмена, так как все тепло, выделившееся внутри КА, должно быть сброшено в окружающее пространство.

Программа ориентации - последовательность положения осей КА в пространстве относительно звезд, планет, Солнца. Ориентация КА в пространстве определяет количество тепловых потоков, получаемых различными участками поверхности КА.

Конструктивные особенности КА (число и форма отсеков, компоновка и размещение в них оборудования, наличие головного обтекателя, защищающего КА от аэродинамических перегрузок и нагрева на активном участке и т. п.) непосредственно влияют на состав СОТР и ее массовые и энергетические характеристики. Поэтому сам КА должен быть спроектирован с учетом минимальных массовых и энергетических затрат, а используемые конструктивные решения, дающие выигрыш в массе элементов, но увеличивающие массу СОТР в сумме, должны давать выигрыш в массе КА в целом.

Рассмотрим особенности построения СОТР в околоземном пространстве. Интенсивность солнечного теплового потока при среднем расстоянии Земли от Солнца 149,5-106 км составляет около 1400 Вт/м² и изменяется в течение года на ±3%. Вращаясь вокруг Земли, КА может периодически попадать в область пространства, экранируемого от солнечного излучения Землей, в так называемую «тень Земли», в которой КА совершенно не получает солнечного тепла и в которой единственным источником тепловых потоков будет только собственное излучение Земли.

Орбиты, которые не проходят через «тень Земли», называют «солнечными». Время пребывания КА в «тени Земли» для круговых орбит зависит от угла ys между плоскостью орбиты и направлением на Солнце, высоты орбиты и периода обращения (рис. 6.2), а для эллиптических орбит, кроме того, и от положения в пространстве большой оси орбиты. Начальный угол ys зависит от угла наклонения орбиты к экватору и времени запуска КА. Из-за вращения Земли вокруг Солнца и прецессии орбиты угол γs периодически меняется от минимального до максимального значения. Соответственно этому изменяется и время пребывания КА в «тени Земли».

Рис. 6.2. Отношение времени пребывания КА в тени планеты τт к его периоду обращения τ в зависимости от угла γs между плоскостью орбиты и направлением на Солнце и отношения высоты орбиты Н над поверхностью планеты к радиусу планеты R

Таким образом, в общем случае поверхность КА подвергается переменному по времени воздействию внешних тепловых потоков, причем осредненный тепловой поток, получаемый поверхностью за один оборот, зависит от параметров орбиты, положения последней в пространстве и ориентации КА.

Для КА, имеющих большую массу на единицу площади поверхности, колебания температур конструкции, связанные с заходом в «тень Земли», невелики. Поэтому оценку возможности поддержания теплового режима подбором терморегулирующих покрытий часто проводят по равновесной температуре, т. е. температуре, определенной по средним за виток тепловым потокам. Предполагается, что средства внутреннего теплообмена обеспечивают одинаковую температуру всем элементам КА. Зависимость изменения равновесной температуры КА сферической формы, находящегося на круговой орбите около Земли, при отсутствии внутреннего тепловыделения от высоты орбиты Я и угла наклона орбиты к направлению на Солнце γs при A_S/ε, обеспечивающем на бесконечном удалении от планеты температуру + 20°С (293 К), показана на рис. 6.3. Как видно из рисунка, равновесные температуры укладываются в диапазон от 10 до 36°С.

Рис. 6.3. Изменение равновесной температуры сферического тела, вращающегося по круговой орбите вокруг планеты, в зависимости от отношения высоты орбиты Н к радиусу планеты R и угла γs между плоскостью орбиты и направлением на Солнце (на большом расстоянии от планеты покрытие обеспечивает температуру 20°С)

Рис. 6.4. Принципиальная тепловая схема КА «Электрон»: 1 - корпус; 2 - жалюзи; 3 - воздуховод; 4 - чувствительный элемент, управляющий жалюзи; 5 - вентилятор

Если КА будет иметь определенное постоянное тепловыделение, позволяющее подобрать при H→∞ отношение коэффициентов A_S/ε, обеспечивающее заданную температуру, то диапазон ее изменения при разных Н и γs будет еще меньше.

Поэтому подбор терморегулирующих покрытий в ряде случаев может быть достаточным для обеспечения теплового режима КА Сферической формы, находящегося на околоземных орбитах.

Если КА представляет собой несколько необъединенных в тепловом отношении элементов или имеет отличную от сферической форму, то, придавая ему вращение относительно оси, расположенной в плоскости, перпендикулярной направлению на Солнце, можно обеспечить относительно равномерное распределение внешних тепловых потоков по его поверхности и, следовательно, приемлемые температуры за счет подбора терморегулирующих покрытий.

Системы, в которых основным элементом, поддерживающим тепловой режим, являются терморегулирующие покрытия, широко применялись и применяются для простых ИСЗ небольшого размера.

В тех случаях, когда тепловыделение в КА меняется в широких пределах или необходимо обеспечить температуру в узком диапазоне, применяют активное регулирование внешнего теплообмена. На небольших КА используют жалюзи, например на ИСЗ «Электрон-1» и «Электрон-2» (рис. 6.4). Жалюзи были также использованы в СОТР первого пилотируемого космического корабля «Восток».

Жалюзи работают в тяжелых условиях (большие перепады температур на их элементах, вакуум), поэтому при наличии в составе СОТР жидкостного контура для регулирования внешнего теплообмена, как правило, применяют изолированные радиационные поверхности, более предпочтительные, с точки зрения надежности, чем жалюзи.

Система с изолированными радиационными поверхностями предполагает защиту изоляцией всей поверхности КА, сводящей к минимуму нерегулируемый теплообмен с окружающим пространством, при выполнении условия, что сумма максимального длительного внутреннего тепловыделения и максимальной величины нерегулируемых теплопритоков должна быть меньше хладопроизводительности радиационной поверхности. Учитывая, что величина нерегулируемых теплопритоков может быть как положительной, так и отрицательной (что помимо радиационных характеристик внешней поверхности определяется и полем внешних тепловых потоков по поверхности КА, т. е. его ориентацией и формой), сумма минимального внутреннего тепловыделения и минимальной величины нерегулируемого теплопритока должна быть положительной, ибо при невыполнении этого условия КА при минимальном тепловыделении будет охлаждаться. Для КА, имеющих источники электроэнергии, мощность которых мало зависит от времени эксплуатации (например, солнечные батареи), целесообразно при работе аппаратуры в дежурном режиме излишек мощности использовать на подогрев КА.

Системы с изолированными радиационными поверхностями имеют все современные пилотируемые космические корабли и станции, а также крупные автоматические КА.

Тепловой режим элементов, находящихся вне (снаружи) КА (антенны, приборы, вынесенные на штангах, и т. д.), определяется полем тепловых потоков, ориентацией в нем того или иного элемента и радиационными характеристиками его поверхности. В связи с малой теплоемкостью таких элементов температура их может существенно понижаться при заходе в «тень Земли». Необходимо также учитывать, что КА для своих внешних элементов с точки зрения тепловых потоков является как бы «планетой», и они могут находиться в его «тени» и не получать солнечной энергии. На высотах, не превышающих 500 км, из-за особенностей поля теплового излучения Земли температура внешних элементов вряд ли будет ниже 150 К при любой ориентации КА, так как практически вся его поверхность получает энергию собственного излучения Земли.

Для обеспечения узкого диапазона температур внешним приборам, не имеющим теплового контакта с корпусом, на их поверхность наносят терморегулирующие покрытия, обеспечивающие заданные температуры при максимальных внешних тепловых потоках, а для обеспечения нижней границы температурного диапазона в приборы устанавливают электронагреватели, включающиеся по команде чувствительного элемента при достижении минимально допустимых температур.

В межпланетном пространстве интенсивность солнечного теплового потока меняется обратно пропорционально квадрату расстояния от Солнца (см. главу 1). Соответственно температура поверхности, получающей только солнечную энергию, меняется обратно пропорционально корню квадратному из отношения расстояний от Солнца. Так, температура такой поверхности около Венеры будет в 1,18 раза больше, чем у Земли, а у Марса - в 1,23 раза меньше.

Как правило, КА, летящие к Марсу или Венере, в качестве источников тока используют солнечные батареи, жестко прикрепленные к корпусу, и постоянно ориентированные на Солнце. Поэтому распределение внешних тепловых потоков по поверхности таких КА постоянно, что позволит разместить устройства, регулирующие их тепловой режим, оптимальным образом.

Постоянная ориентация на Солнце - обязательное условие для КА, приближающегося к нему, - позволяет размещать радиационные поверхности для сброса тепла таким образом, чтобы на них не падали потоки солнечной радиации, а поверхности, освещенные им, защищать изоляцией. Для КА, движущихся к краю Солнечной системы, уже при достижении орбиты Юпитера солнечный тепловой поток столь слаб, что не играет существенной роли в обеспечении теплового режима. В таких случаях для стабилизации температуры наиболее целесообразно использовать изотопные источники тепла».

Обеспечение теплового режима КА, находящегося на поверхности Луны, связано с интенсивным собственным излучением участков ее поверхности, над которыми Солнце находится в зените (температура такой поверхности ~390 К), и практическим отсутствием внешних тепловых потоков лунной ночью (температура поверхности ~120 К).

Рис. 6.5. Температуры, которые примут изолированные участки поверхности нетеплопроводной полусферы, расположенной на поверхности Луны в подсолнечной точке, в зависимости от отношения A_S/ε и угла а между нормалью к участку поверхности полусферы и направлением на Солнце

Так как продолжительность лунного дня и лунной ночи составляет 29 земных суток, нельзя рассчитывать на осреднение температуры в КА за счет его теплоемкости в течение лунных суток. Распределение температур по поверхности нетеплопроводной полусферы, находящейся на «Луне в подсолнечной точке при различных отношениях A_S/ε, показано на рис. 6.5, из которого видно, что для сброса тепла радиационную поверхностъ следует располагать параллельно лунной. Очевидно, что хладопроизводительность радиатора при температурах, близких к 273 К, необходимых для обеспечения теплового режима пилотируемых КА, чувствительна к радиационным характеристикам поверхности и к точности ее установки (рис. 6.6).

Рис. 6.6. Хладопроизводительность идеальной радиационной поверхности, расположенной перпендикулярно солнечным лучам, в зависимости от отношения A_S/ε при ε=0,9 и температуре t

Таким образом, для КА, совершивших посадку вблизи лунного экватора, основные сложности обеспечения теплового режима связаны с пребыванием на освещенной стороне Луны (лунным днем). Обеспечение теплового режима на затененной стороне Луны (лунной ночью), очевидно, не вызывает больших трудностей, если в составе КА имеется постоянный источник тепла (например, изотопный), компенсирующий теплопотери.

Для пилотируемых КА, предназначенных для пребывания на поверхности Луны длительное время и имеющих мощные энергетические установки, целесообразно вводить в состав СОТР холодильные машины, которые обеспечат более высокие температуры на радиационной поверхности и, следовательно, меньшую зависимость от точности ее установки и величины коэффициента A_S.

Для КА, находящихся на поверхности Луны малое время, обеспечение теплового режима в течение лунного дня целесообразно за счет использования испарительных систем. Подобные системы имели первая АЛС «Луна-9», совершившая мягкую посадку на поверхность Луны, и пилотируемая лунная кабина КК «Аполлон».

Обеспечение теплового режима КА, находящегося на поверхности Меркурия, освещенной Солнцем, еще более сложно, чем на Луне из-за большей плотности солнечного теплового потока (6450 - 14800 Вт/м2) и, следовательно, большей интенсивности потока собственного излучения планеты. Радиационные поверхности, расположенные параллельно поверхности Меркурия, в подсолнечной точке при A_S/ε = 0,15 и нулевой хладопроизводительности имели бы температуру 369 - 461 К, поэтому длительное существование КА в таких условиях возможно только с использованием холодильных машин.