Результат интеллектуальной деятельности: Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта

Изобретение относится к теплотехнике и может быть использовано в приборах и устройствах, работающих в открытом космосе, а более конкретно к теплоаккумулирующим устройствам, использующим скрытую теплоту фазовых переходов рабочего вещества для обеспечения требуемого теплового режима источников энергии при их циклической работе.

Рассматривается радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования (СТР) периодически работающего космического объекта (например, лазерного модуля (ЛМ)). Техническое решение основано на применении аккумулирования за счет скрытой теплоты фазового перехода твердого теплоаккумулирующего вещества (TAB) в жидкое состояние, что позволяет перераспределить на весь период тепловую энергию, выделяемую космическим объектом (КО) во время его активного существования. Также позволяет снизить пиковую нагрузку на систему терморегулирования КО, и таким образом уменьшить габариты и вес радиатора. Кроме того, температура поверхности излучения радиатора относительно низка (например, для иттербиевых волоконных лазеров разработки ИРЭ ПОЛЮС, приведенных в [http://промкаталог.рф/PublicDocuments/1304289.pdf, с. 31], диапазон рабочих температур от 0 до 45°С), что приводит соответственно к большим площадям его излучающей поверхности.

Для термостабилизации элементов космического аппарата (КА) и сброса излишков тепла с помощью радиаторов в космическое пространство применяют тепловые трубы (ТТ). Сегодня ТТ являются одним из основополагающих звеньев системы термостабилизации элементов современных негерметичных КА [Панин Ю.В., Коржов К.Н. Разработка теплопередающего устройства для альтернативного способа терморегулирования системы обеспечения теплового режима космического аппарата//Труды МАИ, 2015. №80. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=56911]. Особенно актуальны ТТ переменной проводимости, способные регулировать величину передаваемого ими теплового потока, т.е. изменять в процессе эксплуатации один из своих основных параметров - величину тепловой проводимости в заданном диапазоне температур. К таким ТТ относят контурные тепловые трубы (КТТ) и газорегулируемые ТТ (ГРТТ). КТТ - это герметичные теплопередающие устройства, обладающие сверхнизким термическим сопротивлением и работающие по замкнутому испарительно-конденсационному циклу с использованием "капиллярного механизма" для прокачки теплоносителя. КТТ способны передавать тепловые потоки от нескольких ватт до нескольких киловатт при различной ориентации в гравитационном поле и в невесомости без использования каких-либо дополнительных источников энергии [Институт теплофизики УрО РАН, http://itp.uran.ru/ktt.htm]. Метод регулирования, применяемый в ГРТТ, основан на использовании неконденсирующегося газа (НГ), который как бы укорачивает эффективную длину конденсатора при изменении передаваемой мощности, так как интенсивность теплопереноса через слой НГ мала, особенно при отсутствии естественной конвекции в условиях невесомости. Отличительной чертой ГРТТ, вне зависимости от типа капиллярной структуры, является наличие резервуара для НГ. Существует ограничение точности пассивного регулирования этими ТТ, связанное с соотношением объемов резервуар/конденсатор [Панин Ю.В., Коржов К.Н. Разработка теплопередающего устройства для альтернативного способа терморегулирования системы обеспечения теплового режима космического аппарата//Труды МАИ, 2015. №80. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=56911]].

Известно устройство термостабилизации радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) с теплоаккумулятором [Патент RU 2408919, МПК G05D 23/00 (2006.01), H05K 7/20 (2006.01). Опубликован 10.01.2009], которое состоит из корпуса с внутренней полостью, разделенной с помощью мембраны на две зоны, одна из которых заполнена рабочим веществом, способным плавиться, а другая, сообщающаяся с емкостью рабочего цилиндра с поршнем, связанным с механизмом регулятора температуры, заполнена компенсирующим веществом, на верхней поверхности корпуса между РЭА и на нижней - между радиатором излучения с устройством регулирования температуры и механизмом регулятора температуры. На верхнюю и нижнюю поверхности корпуса устанавливают гипертеплопроводящие пластины (ГТП), представляющие из себя пористую структуру в виде микроканалов, заполненных теплоносителем с температурой фазового перехода «жидкость-пар» в заданном диапазоне температур функционирования РЭА.

Известна также космическая система терморегулирования лазерного модуля [Оптимизация рабочих характеристик твердотельного лазера с диодной накачкой для космических применений / Д.А. Архипов, В.И. Венглюк и др. // Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики, 2015, том 15, №6, с. 1000-1007] твердотельного лазера с диодной накачкой (ТТЛ ДН), где термостабилизация режимов генерации линеек лазерных диодов (ЛЛД) основана на использовании гипертеплопроводящих пластин (ГТП) и электрических нагревателей (ЭН).

Предлагаемые выше системы терморегулирования не учитывают режим периодически работающего в условиях вакуума космического объекта (например, лазерного модуля большой мощности), где требуется излучающий радиатор, соответствующий пиковой нагрузке.

Известна пассивная система терморегулирования объекта с теплоаккумулятором [Патент RU 2040446, МПК: B64G 1/50 (1995.01), опубликован 25.07.1995], работающая на орбите в открытом космосе, состоящая из радиатора, соединенного с зоной конденсации тепловой трубы (ТТ) с переменной проводимостью (ТТПП), теплоаккумулятора (ТА) и теплопроводов, соединяющих тепловой аккумулятор с ТТПП, снабжена дополнительным теплоаккумулятором, который находится в тепловом контакте с зоной испарения ТТПП.

К недостаткам данного устройства следует отнести усложнение системы с двумя теплоаккумуляторами, где осуществляется тепловая связь объекта с зоной испарения ТТПП через теплопроводы, что может привести к не контролируемым тепловым потерям при передаче тепла от объекта к радиатору. Кроме того, в предлагаемой системе терморегулирования поверхность излучения радиатора не изотермична, что может привести к снижению эффективности в работе такой конструкции. Кроме того, предлагаемая системы терморегулирования не учитывает режим периодически работающего в условиях вакуума объекта (большой мощности), где теплоаккумулятор и излучающий радиатор должны быть оптимально спроектированы и соответствовать заданной пиковой нагрузке.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому техническому решению является теплоаккумулятор космической системы терморегулирования объекта [Тепловой аккумулятор для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры кратковременного действия / Е.Н. Васильев, В.А. Деревянко, В.Е. Чеботарев // Вестник СибГАУ. 2016. Том 17, №4. С. 930-935, https://cyberleninka.ru/article/n] и предназначен для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) кратковременного действия. Теплоаккумулятор космической системы терморегулирования объекта, где космическая система работает в периодическом режиме и включает теплоотводящее основание, теплоаккумулятор с теплоаккумулирующим веществом и с каналами охлаждения ТА теплоносителем, и радиатор. Для интенсификации теплообмена за счет развития площади контакта с TAB применяется оребрение. Прибор РЭА, выделяющий тепловую мощность, устанавливается на теплоотводящее основание ТА. Между ребрами ТА, в качестве которых могут быть ГТП, находится TAB, которое плавится при постоянной температуре, поглощая выделяемую прибором теплоту. По окончании работы РЭА теплоаккумулятор охлаждается теплоносителем, протекающим по каналам охлаждения ТА и внешнего радиатора. Отведенная теплота излучается с поверхности радиатора в окружающее космическое пространство.

Основное отличие от прототипа заключено в условиях работы теплоаккумулятора космической системы терморегулирования лазерного модуля. Дело в том, что вся космическая система терморегулирования КО, в том числе ТА и сам КО, функционируют в условиях открытого космоса вне космического аппарата (КА), что не учитывалось в прототипе при оптимизации конструкции в заданном режиме работы системы терморегулирования объекта.

Используемые в качестве ребер для передачи тепла с теплоотводящего основания TAB гипертеплопроводящие пластины не позволяют регулировать температуру КО, поскольку не обладают переменной проводимостью, а также эти пластины не являются тепловыми диодами, что в условиях открытого космоса и мощных внешних теплопритоков не исключает при определенных конструктивных решениях ТА возможности передачи теплоты через ГТП на теплоотводящее основание к КО.

Кроме того, предлагаемая конструкция не позволяет обеспечить пространственное разделение источника и стока теплоты, что ограничивает конструктивное развитие предложенного технического решения.

Помимо всего перечисленного выше, в системе терморегулирования объекта используется проточная система охлаждения теплоаккумулятора теплоносителем, протекающим по каналам охлаждения ТА и внешнего радиатора, что требует дополнительных энергозатрат.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, заключается в снижении массогабаритных характеристик радиатора, в создании конструкции радиатора-теплоаккумулятора, учитывающей цикличность работы космического объекта с пассивной системой терморегулирования.

Техническим результатом изобретения является:

- создание компактной конструкции, учитывающей параметры цикличности функционирования КО и совмещающей в себе функции радиатора и теплоаккумулятора;

- повышение надежности работы СТР за счет исключения энергозатратных традиционных проточных систем охлаждения;

- расширение функциональных возможностей системы терморегулирования КО и ее унификация за счет использования тепловых труб различной модификации в радиаторе-аккумуляторе.

Технический результат достигается тем, что в радиаторе-теплоаккумуляторе пассивной системы терморегулирования космического объекта, где космический объект работает в периодическом режиме и включающем теплоотводящее основание, теплоаккумулятор, состоящий из корпуса с внутренним объемом V, заполненным теплоаккумулирующим веществом, и с каналами охлаждения, корпус теплоаккумулятора выполнен в виде радиационной панели толщиной δ, намного меньшей характерного размера его поверхности теплоизлучения площадью F, при этом упомянутое теплоаккумулирующее вещество равномерно распределено в непрерывной матричной фазе с объемной долей ε_мф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса и теплоаккумулирующим веществом плотностью ρ и массой М, с температурой плавления Т_пл, а также равномерно распределенной по объему V зоной конденсации теплоносителя с объемной долей ε_ртт регулируемой тепловой трубы, температура плавления теплоносителя в которой Т_пл^тепл, при этом температура поверхности теплоизлучения Т_рп удовлетворяет соотношению Т_рп>Т_пл^тепл, причем на теплоотводящем основании космического объекта размещены электронагреватели и зона испарения регулируемой тепловой трубы, поддерживающие температуру космического объекта Т_ко в диапазоне от минимальной температуры Т_ко^min до максимальной температуры Т_ко^max, которая не должна превышать допустимый интервал T_max^доп≥Т_ко^max≥Т_min^доп, где Т_min^доп≥Т_пл, при этом космический объект периодически работает в активном режиме длительностью τ_г с постоянно выделяемой тепловой мощностью W_ко и в режиме ожидания длительностью τ₀, причем необходимую массу теплоаккумулирующего вещества оценивают из выражения:

где к₁ и к₂ - коэффициенты, определяемые по формулам:

к₁=1+ε⋅⋅F⋅(T_x⁴+2⋅T_x³⋅ΔT+2⋅T_x²⋅ΔT²+T_x⋅ΔT³+0,2⋅ΔT⁴)/W_ко,

к₂=1+ε⋅⋅F⋅T_пл⁴/W_ко;

r - удельная теплота плавления теплоаккумулирующего вещества;

ε - степень черноты поверхности теплоизлучения радиационной панели;

- постоянная Стефана-Больцмана;

с - удельная теплоемкость теплоаккумулирующего вещества;

ΔT=Т_пл-Т_х, при условии Т_х>Т_пл^тепл,

где Т_х - температура теплоаккумулирующего вещества в твердом исходном состоянии,

при этом внутренний объем теплоаккумулятора V отвечает соотношению:

а минимально необходимая поверхность теплоизлучения радиационной панели должна удовлетворять соотношению:

Кроме того, в радиаторе-теплоаккумуляторе пассивной системы терморегулирования космического объекта непрерывная матричная фаза выполнена из материала с высокой теплопроводностью, например из серебра, меди, алюминия или сплавов на их основе, из тонкой спутанной проволоки или в виде сотовой конструкции.

В радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта могут быть включены транспортные тепловые трубы с объемной долей ε_ттт, равномерно распределенные по объему V, равному:

В радиаторе-теплоаккумуляторе пассивной системы терморегулирования космического объекта электронагреватели могут быть также размещены на торцевой поверхности корпуса радиационной панели и выполнены пленочными низкотемпературными, а на внешней поверхности электронагревателей размещена экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ).

Суть изобретения поясняется фиг. 1-4, где приведены примеры конструктивных схем радиатора-теплоаккумулятора пассивной системы терморегулирования космического объекта.

На фиг. 1-4 приведена принципиальная схема предложенного радиатора-аккумулятора и показано его сечение А-А, где δ - толщина радиационной панели.

На фиг. 1-4 для надежности системы терморегулирования космического объекта приведены две регулируемые тепловые трубы, в качестве которых выбраны контурные тепловые трубы.

На фиг. 1 и 3 в качестве непрерывной матричной фазы, заполняющей внутренний объем V, приведена тонкая спутанная проволока, а на фиг. 2 и 4 непрерывная матричная фаза выполнена в виде сотовой конструкции.

На фиг. 3 и 4 во внутреннем объеме V радиатора-теплоаккумулятора установлены транспортные тепловые трубы, а на торцевой поверхности корпуса радиационной панели размещены электронагреватели.

На фиг. 1-4 приняты следующие обозначения:

1 - теплоаккумулятор (ТА);

2 - радиационная панель (РП);

3 - поверхность теплоизлучения РП;

4 - корпус ТА;

5 - теплоаккумулирующее вещество (TAB);

6 - матричная фаза.

7, 8 - зона конденсации регулируемой тепловой трубы 9, 10 (конденсатор КТТ; трубка зоны конденсации КТТ);

9, 10 - регулируемая тепловая труба (например, контурная тепловая труба (КТТ));

11, 12 - зона испарения теплоносителя регулируемой тепловой трубы 9, 10 (зона испарения КТТ; испаритель КТТ);

13, 14 - теплоотводящее основание (терморегулируемая поверхность);

15 - космический объект (КО);

16, 17 - компенсационная полость КТТ;

18, 19 - байпасная линия КТТ;

20, 21 - клапан КТТ;

22, 23 - паропровод КТТ;

24, 25 - конденсатопровод КТТ;

26, 27 - электронагреватель (ЭН) теплоотводящего основания;

28 - транспортная тепловая труба (ТТТ);

29, 30 - электронагреватель (ЭН) радиационной панели 2.

Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта, как показано на фиг. 1-4, включает теплоаккумулятор 1, корпус которого выполнен в виде радиационной панели 2 толщиной δ, намного меньшей характерного размера его поверхности теплоизлучения 3 площадью F, отвечающей соотношению (3). Теплоаккумулятор 1 состоит из корпуса 4 с внутренним объемом V, отвечающим соотношению (2), для конструктивных вариантов, приведенных на фиг. 1 и фиг. 2. Внутренний объем V равномерно заполнен теплоаккумулирующим веществом 5 плотностью ρ и массой М, отвечающей соотношению (1), с температурой плавления Т_пл. Во внутреннем объеме V корпуса 4 равномерно распределена матричная фаза 6 с объемной долей ε_мф, контактирующая с внутренней поверхностью корпуса 4 и теплоаккумулирующим веществом 5. Объем V с теплоаккумулирующим веществом 5 радиатора-теплоаккумулятора снабжен каналами (на фиг. 1-4 не обозначены), где размещены трубки зоны конденсации 7, 8 теплоносителя регулируемой тепловой трубы 9, 10. Трубки зоны конденсации 7, 8 с объемной долей ε_ртт служат для нагрева TAB 5, протекающим в зонах конденсации 7, 8 теплоносителем. А зона испарения 11, 12 регулируемой тепловой трубы 9, 10 размещена на терморегулируемой поверхности 13, 14, с температурой в диапазоне от Т_ко^min до Т_ко^mах космического объекта 15, где максимальная температура Т_ко^mах не должна превышать допустимый интервал T_max^доп≥Т_ко^max≥Т_min^доп, где Т_min^доп≥Т_пл, периодически работающего в активном режиме, длительностью τ_г с постоянно выделяемой тепловой мощностью W_ко, и в режиме ожидания, длительностью τ₀. Радиатор-теплоаккумулятор выполнен так, чтобы температура поверхности теплоизлучения 3 его радиационной панели 2 Т_рп удовлетворяла соотношению Т_рп>Т_пл^тепл, где Т_пл^тепл - температура плавления теплоносителя регулируемой тепловой трубы 9, 10, в качестве которой выбрана контурная тепловая труба 9, 10. В состав КТТ 9, 10 также входят: компенсационная полость 16, 17, байпасная линия 18, 19, клапан 20, 21, паропровод 22, 23, конденсатопровод 24, 25. На терморегулируемой поверхности 13, 14, кроме зоны испарения 11, 12 регулируемой тепловой трубы 9, 10, размещены также электронагреватели 26, 27, которые могут быть выполнены в виде пленочных электронагревателей. Также внутри объема V корпуса 4 ТА 1, для примеров, приведенных на фиг. 3 и фиг. 4, могут быть равномерно распределены транспортные тепловые трубы 28 с объемной долей ε_ттт, а внутренний объем V теплоаккумулятора 1 в этом случае отвечает соотношению (4): V=М/[ρ⋅(1-ε_ртт-ε_ттт-ε_мф)], причем на корпусе 4 радиационной панели 2 размещены электронагреватели 29, 30, которые могут быть выполнены в виде пленочных низкотемпературных электронагревателей 29, 30, размещенных на торцевой поверхности корпуса 4. На внешней поверхности электронагревателей 26, 27, 29, 30 и на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 размещена экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ) (на фиг. не показана).

Радиатор-теплоаккумулятор пассивной системы терморегулирования космического объекта (КО) работает следующим образом.

После вывода радиатора-теплоаккумулятора, совмещающего в своей конструкции теплоаккумулятор 1 и радиационную панель 2, системы терморегулирования космического объекта 15 на орбиту функционирования выполняется программа ориентации торцевой поверхности корпуса 4 ТА 1, внутренний объем V которой отвечает соотношению (2), к внешнему тепловому воздействию, в первую очередь воздействию солнечного теплового потока. Такая ориентация радиационной панели 2 с теплоаккумулятором 1 снижает воздействие на излучающую поверхность РП 2 внешнего теплового излучения. Кроме того, такое расположение радиатора-теплоаккумулятора позволяет излучать в космическое пространство сбрасываемую тепловую энергию одновременно с двух сторон радиационной панели 2 с поверхностью теплоизлучения F, отвечающей соотношению (3).

Начальный период ожидания. В начальный период ожидания система питания и управления (СПУ) (на фиг. не показана) отслеживает минимально допустимое температурное состояние терморегулируемой поверхности 13, 14, в соответствии с условием Т_ко^mах>Т_ко>Т_ко^min, и минимальные температуры корпуса 4 ТА 1 и TAB 5 в соответствии с условиями Т_рп>Т_пл^тепл и Т_х>Т_пл^тепл, считая равными в начальный период ожидания температуру корпуса 4 ТА 1 и температуру TAB 5. Сигналы в СПУ поступают от температурных датчиков (на фиг. не показаны), размещенных на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 и поверхности корпуса 4 ТА 1. В алгоритме системы терморегулирования, для предотвращения замерзания теплоносителя в конденсаторе 7, 8 КТТ 9, 10 вводится понятие «допустимая температура» Т_рп^доп поверхности теплоизлучения 3 РП 2, которую выбирают, исходя из конструктивных особенностей проектируемой системы, в частности, из условия ограничения по нижней рабочей температуре низкотемпературного ЭН 29, 30, т.е. Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл. Таким образом, при нарушении условий (Т_ко>T_ко^min)∨(Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл), по сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на включение электропитания электронагревателям 26, 27 для обогрева терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 и передаче части тепловой энергии от зоны испарения 11, 12 по паропроводу 22, 23 в конденсатор 7, 8 КТТ 9, 10. При недостаточности этих мероприятий, как приведено на фиг. 3 и фиг. 4, в качестве дублирующих электронагревателям 26, 27, на поверхности радиационной панели 2 размещены электронагреватели 29, 30. По сигналу от СПУ электронагревателям 29, 30 поступает управляющая команда на включение электропитания, что обеспечивает безусловное выполнение соотношения Т_рп>Т_пл^тепл. При достижении условий (Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл)∧(Т_ко>T_ко^min) по сигналу от СПУ поступает управляющая команда на выключение электропитания электронагревателей 26, 27, размещенных на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15, а также электронагревателей 29, 30 при необходимости их использования.

Режим активной работы КО 15. По сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на подачу электропитания космическому объекту 15, который в режиме активной работы длительностью τ_г постоянно выделяет тепловую мощность W_ко. Эта тепловая мощность, постоянно выделяемая космическим объектом 15 в активном режиме работы, передается на терморегулируемые поверхности 13, 14 с температурой регулирования в диапазоне от Т_ко^min до Т_ко^mах, причем максимальная температура Т_ко^mах не должна превышать допустимый интервал T_max^доп≥Т_ко^max≥Т_min^доп, где Т_min^доп≥Т_пл.

На терморегулируемых поверхностях 13, 14 размещены зоны испарения 11, 12 КТТ 9, 10. Таким образом, тепловая энергия, выделяемая космическим объектом 15, поступает в испаритель 11, 12 КТТ 9, 10, где будет израсходована на испарение жидкого теплоносителя, поступающего из компенсационной полости 16, 17 в результате фазового перехода теплоносителя «жидкость - пар». Образовавшийся пар поступает через паропровод 22, 23 во внутренний объем ТА 1, заполненный TAB 5, масса которого отвечает соотношению (1), где конденсируется в зоне конденсации 7, 8 в результате фазового перехода «пар-жидкость», выделяя тепловую энергию. Движение теплоносителя в КТТ 9, 10 осуществляется под действием перепада давления, создаваемого капиллярным насосом испарителя 11, 12. Выделяемая при конденсации теплоносителя тепловая энергия аккумулируется TAB 5, а жидкий теплоноситель по конденсатопроводу 24, 25 поступает в компенсационную полость 16, 17. Одновременно с процессом нагрева и аккумулирования тепла TAB 5 для поддержания температуры терморегулируемой поверхности 13, 14 космического объекта 15 в заданном диапазоне температур от Т_ко^min до Т_ко^mах идет процесс регулирования величины теплового потока, передаваемого КТТ 9, 10 во внутренний объем V радиационной панели 2, с помощью регулирующего клапана 20, 21 для пропуска части потока пара через байпасную линию 18, 19 из паропровода 22, 23 в конденсатопровод 24, 25, минуя конденсатор 7, 8. При максимальном тепловом потоке, снимаемом с теплоотводящего основания 13, 14 КО 15, регулирующий клапан 20, 21 максимально перекрывает поток пара через байпасную линию 18, 19, направляя его по паропроводу 22, 23 из зоны испарения 11, 12 КТТ 9, 10 в конденсатор 7, 8.

Причем режим активной работы космического объекта 15, длительностью τ_г с постоянно выделяемой тепловой мощностью W_ко, проходит в общем случае в два этапа. На первом этапе активного тепловыделения от космического объекта 15 идет аккумулирование тепла за счет теплоемкости TAB 5 с нагревом TAB 5 от температуры Т_х, температуры TAB 5 в твердом исходном состоянии до температуры плавления Т_пл. На втором этапе активного тепловыделения от космического объекта 15 идет аккумулирование тепловой энергии за счет скрытой теплоты фазового перехода «твердое тело - жидкость» TAB 5 при постоянной температуре плавления Т_пл TAB 5.

Поскольку TAB 5 равномерно распределено в высокотеплопроводной непрерывной матричной фазе 6 с объемной долей ε_мф, контактирующей с внутренней поверхностью корпуса 4 и TAB 5 тепло, выделяющееся в конденсаторе 7, 8 при конденсации теплоносителя КТТ 9, 10, будет теплопроводностью равномерно распределяться во внутреннем объеме V ТА 1, как показано на фиг. 1 и фиг. 2. Как показано на фиг. 3 и фиг. 4, дополнительно к матричной фазе 6 могут быть установлены равномерно по объему V транспортные тепловые трубы 28 с объемной долей ε_ттт, позволяющие ускорить процесс равномерного распределения по объему V, отвечающему соотношению (4) РП 2 тепловой энергии, выделяющейся в конденсаторе 7, 8. В результате аккумулирование тепла TAB 5 радиационной панели 2 проходит равномерно по всему внутреннему объему V.

Таким образом, в результате конденсации теплоносителя в трубке (на фиг. не показана) зоны конденсации 7, 8 КТТ 9, 10, с объемной долей ε_ктт и равномерно распределенной во внутреннем объеме V радиационной панели 2, в результате фазового перехода «пар-жидкость» выделяется тепловая энергия, которая аккумулируется TAB 5 за счет теплоемкости или за счет фазового перехода. Одновременно, с процессами тепловыделения при конденсации теплоносителем КТТ 9, 10 и последующим аккумулированием тепловой энергии TAB 5, идет процесс излучения с поверхности теплоизлучения 3 площадью F радиационной панели 2. Корпус 4 теплоаккумулятора выполнен в виде РП 2 толщиной δ, намного меньшей характерного размера его поверхности теплоизлучения 3, а внутренний объем V представляет матричную структуру (TAB 5 - непрерывная матричная фаза 6) с эффективной теплопроводностью, превышающей теплопроводность TAB 5. В результате чего тепловая энергия от конденсатора 7, 8 теплопроводностью, с минимальным перепадом температуры, равномерно поступает на практически изотермичную поверхность теплоизлучения 3 площадью F и далее излучается в космос.

Режим ожидания. По окончании активного режима работы космического объекта 15 длительностью τ_г, по сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на отключение электропитания космическому объекту 15, прекращается активное тепловыделение от КО 15, т.е. система терморегулирования КО 15 переходит в режим ожидания длительностью τ₀. Одновременно с прекращением тепловыделения от КО 15 тепловая энергия, аккумулированная TAB 5 в активном режиме длительностью τ_г, начинает выделяться TAB 5 в процессе его кристаллизации и охлаждения и передается КТТ 9, 10 через терморегулируемую поверхность 13, 14 КО 15, поддерживая на определенном промежутке времени допустимую температуру КО 15 не ниже Т_ко^min. Таким образом, радиатор-теплоаккумулятор системы терморегулирования КО 15 стабилизирует температуру и поддерживает оптимальный тепловой режим КО 15 не только во время активного режима работы, но и в режиме ожидания, что предотвращает резкое уменьшение температуры, когда тепловыделение от КО 15 прекращается. Режим ожидания так же проходит в общем случае в два этапа. На первом этапе ожидания идет кристаллизация TAB 5 с выделением тепла из TAB 5 за счет скрытой теплоты фазового перехода «жидкость - твердое тело» при постоянной температуре кристаллизации Т_пл. На втором этапе ожидания идет дальнейшее тепловыделение из TAB 5 с понижением температуры TAB 5 начиная от Т_пл, за счет теплоемкости TAB 5. Одновременно с процессом кристаллизации и охлаждения TAB 5 идет процесс переноса тепла теплопроводностью на практически изотермическую поверхность теплоизлучения 3 площадью F радиационной панели 2, аналогично сказанному выше, и далее тепловая энергия излучением сбрасывается в космос.

Для поддержания температуры Т_ко терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 в заданном диапазоне температур от T_ко^min до Т_ко^mах одновременно с процессом охлаждения TAB 5 идет процесс регулирования величины теплового потока, передаваемого КТТ 9, 10 во внутренний объем V ТА 1, с помощью регулирующего клапана 20, 21 для пропуска части потока пара через байпасную линию 18, 19 из паропровода 22, 23 в конденсатопровод 24, 25, минуя конденсатор 7, 8. В случае недостаточности тепловой энергии выделяемой при кристаллизации и остывании TAB 5 для поддержания КО 15 в заданном диапазоне температур с помощью клапана 20, 21, а также для предотвращения замерзания теплоносителя, когда допустимая температура поверхности теплоизлучения 3 радиационной панели 2 Т_рп^доп, которую предварительно принимают исходя из конструктивных особенностей проектируемой системы терморегулирования космического объекта 15, не удовлетворяет соотношению Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл согласно условию Т_рп>Т_пл^тепл. Таким образом, при нарушении условий (Т_ко>Т_ко^min)∨(Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл) по сигналу от системы питания и управления (СПУ) поступает управляющая команда на включение электропитания электронагревателям 26, 27, которые могут быть выполнены в виде пленочных электронагревателей 26, 27 и размещены на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15. Для снижения радиационных потерь тепла с пленочных электронагревателей 26, 27 на внешней поверхности электронагревателей 26, 27 и на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 размещена ЭВТИ. При недостаточности и этих мероприятий, как приведено на фиг. 3 и фиг. 4, в качестве дублирующих электронагревателям 26, 27 на поверхности корпуса 4 ТА 1 размещены электронагреватели 29, 30, которые могут быть выполнены в виде пленочных низкотемпературных электронагревателей 29, 30, размещенных на торцевой поверхности корпуса 4, а их внешняя поверхность закрыта ЭВТИ. По сигналу от СПУ электронагревателям 29, 30 поступает управляющая команда на включение электропитания, что обеспечивает безусловное выполнение соотношения Т_рп>Т_пл^тепл. Сигналы в СПУ поступают от температурных датчиков, размещенных на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 и поверхности радиационной панели 2. При достижении условий (Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл)∧(Т_ко>T_ко^min) по сигналу от СПУ поступает управляющая команда на выключение электропитания электронагревателей 26, 27, размещенных на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15, а также электронагревателей 29, 30 при необходимости их использования. Для более равномерного распределения теплоты внутри объема V корпуса 4 ТА 1, для вариантов, приведенных на фиг. 3 и фиг. 4, равномерно могут быть установлены транспортные тепловые трубы 28 с объемной долей ε_ттт, а внутренний объем V ТА 1 будет отвечать соотношению (4) V=М/[ρ⋅(1-ε_ртт-ε_ттт-ε_мф)].

Причем, для снижения тепловых потерь на внешней поверхности электронагревателей 26, 27, 29, 30 и на терморегулируемой поверхности 13, 14 КО 15 размещена экранно-вакуумная теплоизоляция (на фиг. не показана).

Приведем расчетный пример проектирования радиатора-теплоаккумулятора пассивной системы терморегулирования периодически работающего космического объекта по конструктивным вариантам приведенным на фиг. 1, 2.

В качестве космического объекта 15 терморегулирования примем, например, лазерный модуль (ЛМ) типа иттербиевого волоконного лазера ЛК-1000, производитель IPG Photonics (Россия) [https://www.stankoff.ru/product/11234/itterbievyiy-volokonnyiy-lazer-lk-1000] с близкими техническими характеристиками.

Примем требуемую регулируемую температуру терморегулируемой поверхности 13, 14 космического объекта 15 в диапазоне от Т_ко^min=273 К до Т_ко^max, которая не должна превышать допустимый интервал T_max^доп≥Т_ко^max≥Т_min^доп, где примем Т_min^доп=301 К до Т_max^доп=313 К. Примем, что космический объект 15 периодически работает в активном режиме, длительностью τ_г=3,6⋅10³ с с максимальной (зависит от режима работы КО 15) выделяемой тепловой мощностью W_ко до 3⋅10³ Вт, и в режиме ожидания длительностью τ₀=1,8⋅10⁴ с.

В алгоритме системы терморегулирования, для предотвращения замерзания теплоносителя в конденсаторе 7, 8 КТТ 9, 10, вводится понятие «допустимая температура» Т_рп^доп поверхности теплоизлучения 3 РП 2, которую выбираем исходя из конструктивных особенностей проектируемой системы, в частности исходя из условия ограничения по нижней рабочей температуре низкотемпературного ЭН 29, 30, т.е. соблюдения условия Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл. Положим, что выбрали пленочные электронагреватели 26, 27, 29, 30, диапазон рабочих температур которых примем от 50 до минус 150°С, т.е. примем Т_рп^доп=123 К. В качестве теплоаккумулирующего вещества 5 примем органическое соединение октадекан, который имеет высокую скрытую теплоту фазового перехода, а температура плавления Т_пл.=301 К [В.Н. Варгафтик. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. Из-во «Наука», М., 1972, с. 292], что удовлетворяет условию Т_min^доп≥Т_пл. В качестве теплоносителя тепловых труб КТТ 9, 10 примем, например, пропилен, достоинством которого является широкий диапазон рабочих температур, температура плавления которого Т_пл^тепл=87,8 К [В.Н. Варгафтик. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. Из-во «Наука», М., 1972, с. 313], чтобы требуемое условие Т_рп>Т_пл^тепл гарантированно удовлетворялось соотношением Т_рп≥Т_рп^доп>Т_пл^тепл. Для использования в дальнейших расчетах приведем теплофизические свойства октадекана (C₁₈H₃₈) приведенные, например, в [В.Н. Варгафтик. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. Из-во «Наука», М., 1972, с. 313] и в [Тепловой аккумулятор для системы терморегулирования мощных блоков радиоэлектронной аппаратуры кратковременного действия / Е.Н. Васильев, В.А. Деревянко, В.Е. Чеботарев // Вестник СибГАУ Том 17, №4. С. 930-935, https://cyberleninka.ru/article/n]. Примем: удельную теплоту плавления октадекана r=2,44 10⁵ Дж/кг; удельную теплоемкость с=1,64 10³ Дж/(кг К); плотность октадекана в жидком состоянии (при Т=303 К) ρ=775 кг/м³; теплопроводность в жидком состоянии (при Т=313 К) λ=0,149 Вт/(м К).

Предположим, что на рабочую поверхность теплоизлучения 3 РП 2; нанесено терморегулирующее покрытие (ТРП) выполненное, например, на основе хромоникелевой шпинели, используемой для покрытий радиаторов космических аппаратов, холодильников-излучателей и т.д., с ε=0,85 [Патент RU 2262552. Опубл. 20.10.2005. Бюл. №29, МПК: С23С 26/00 (2000.01), С23С 24/04 (2000.01)]. ТРП торцевой поверхности корпуса 4 РП 2, обращенной к источнику внешнего теплового излучения (например, к солнечному излучению), предположим выполнено на основе стеклопленок из радиационностойкого стекла с внутренним отражающим слоем из серебра с коэффициентом поглощения солнечной радиации α_s=0,06 и коэффициентом теплового излучения в диапазоне длин волн более 4 мкм, ε=0,9 [Л.А. Новицкий, Б.М. Степанов. Оптические свойства материалов при низких температурах. Справочник. Москва, Машиностроение, 1980. с. 166, 170].

В качестве непрерывной матричной фазы 6 примем, например, тонкую металлическую проволоку 6 (в виде спутанной проволоки 6, как, например, предложено в [Патент RU 2084044, МПК: H01J 45/00 (2000.01). Опубликован 10.07.97, Бюл. №19 http://www.findpatent.ru/patent/208/2084044.html]) или сотовую конструкцию, размещенную между двумя поверхностями теплоизлучения 3 РП 2, как, например, предложено в [Патент RU 2566370. Опубл. 27.02.2015. Бюл. №6, МПК: G01J 5/58 (2006.01)].

Из совместного решения системы уравнений (1) и (3), которые будем решать графически, определим необходимую массу TAB 5 и минимально необходимую поверхность теплоизлучения 3 радиационной панели 2, построив зависимости M(F) из (1) и (3). Подставляя вышеприведенные исходные данные в (1) и (3), получаем зависимости M(F), а по точке пересечения этих зависимостей на графике получаем необходимую массу TAB 5 М=19,5 кг и минимально необходимую поверхность теплоизлучения 3 радиационной панели 2 F_min=0,7 м². Из выражения (2) определим внутренний объем V, приняв, что непрерывная матричная фаза 6 выполнена из меди с объемной долей ε_мф=0,25, ε_ртт=0,05.

V=М/[ρ⋅(1-ε_ртт-ε_мф)]=19,5/[775⋅(1-0,3)]=3,6 10^-2 м³.

Определим толщину радиационной панели 2 δ, приняв площадь поверхности теплоизлучения 3 F=1 м², что удовлетворяет выражению (3), а также имея в виду, что теплоизлучение идет с двух сторон РП 2.

δ=V/(F/2)=3,6 10^-2/(1/2)=7,2 10^-2 м.

Зная площадь поверхности теплоизлучения 3 F=1 м², а также имея в виду, что теплоизлучение идет с двух сторон РП 2, примем геометрические размеры радиационной панели 2 0,5×1,0 м.

Выполним оценку ожидаемого максимального перепада температуры в направлении нормали к поверхности теплоизлучения 3 РП 2, используя для коэффициента теплопроводности двухфазных композиций матричных структур формулу [Р.Б. Котельников и др. Высокотемпературное ядерное топливо. Атомиздат, Москва, 1969, с. 7]

где λ, λ₁, λ₂ - коэффициент теплопроводности смеси и составляющих фаз соответственно;

V₁, V₂ - объемное содержание фаз в долях единицы.

Для оценки теплопроводности смеси из формулы (5) примем теплопроводность для меди λ₁=400 Вт/(м⋅К), для октадекана теплопроводность λ₂=0,15 Вт/(м⋅К) и примем V₁=0,25 и V₂=0,75.

λ=λ₁{1+V₂/[V₁/3-λ₁/(λ₁-λ₂)}=400{1+0,75/[0,25/3-400/(400-0,15)]}≈73 Вт/(м⋅К).

Оценку ожидаемого максимального перепада температуры в направлении нормали n к поверхности теплоизлучения 3 РП 2 при охлаждении двухфазной композиции, полагая, что все аккумулированное тепло излучением идет с двух сторон РП 2, выполняем согласно гипотезе Фурье:

где Δn=δ/2.

Откуда из (6) ожидаемый максимальный перепад температуры ΔT в двухфазной композиции теплоаккумулятора 1 в направлении нормали n к поверхности теплоизлучения 3 РП 2

ΔT=[W_ко⋅(δ/2)]/λ=[3⋅10³⋅(7,2 10^-2/2)]/73≈1,48 К.

Приведем вывод выражения (1) для оценки необходимой массы теплоаккумулирующего вещества, считая, что выражения (2)-(4) достаточно очевидны.

Полагаем, что в начальный момент времени τ=0 температура TAB и соответственно поверхности теплоизлучения РП Т=Т_х. Причем режим активной работы космического объекта, длительностью τ_г с постоянно выделяемой тепловой мощностью W_ко, проходит в общем случае в два этапа. На первом этапе активного тепловыделения от КО идет аккумулирование тепла за счет теплоемкости TAB с нагревом TAB от температуры Т_х, температуры TAB в твердом исходном состоянии, до температуры плавления Т_пл. Одновременно с этим процессом идет процесс теплоизлучения с поверхности РП, что требует для доведения TAB до Т=Т_пл, положим за время τ=τ_н, дополнительной тепловой энергии. Утечку тепла теплоизлучением с поверхности РП оценим из уравнения

где заменяем переменную τ на τ*=τ/τ_н, а для Т(τ) в первом приближении применяем линейную зависимость Т(τ)=(ΔT/τ_н)τ+Т_х.

Интегрируя (7) по переменной τ* от 0 до 1, определяем количество тепла Q_рн теряемое, во время нагрева TAB от Т_х до Т_пл, при излучении с РП

Откуда, с учетом (8), суммарное количество тепла необходимое на нагрев TAB ΣQ_н от Т_х до Т_пл оценим из выражения

В (9) оценим τ_н из соотношения

На втором этапе активного тепловыделения от космического объекта идет аккумулирование тепловой энергии за счет скрытой теплоты фазового перехода «твердое тело - жидкость» TAB при постоянной температуре плавления Т_пл TAB. Одновременно с этим процессом идет процесс теплоизлучения с поверхности РП, что требует для полного расплавления TAB, положим за время τ=τ_пл, дополнительной тепловой энергии Q_рп. Утечку тепла теплоизлучением с поверхности РП оценим из уравнения

Откуда, с учетом (11), суммарное количество тепла необходимое на расплавление TAB ΣQ_п при Т=Т_пл оценим из выражения

В (12) оценим τ_пл из соотношения

Откуда, с учетом (8)-(13), суммарное количество тепла аккумулируемое TAB в активном режиме, длительностью τ_г с постоянно выделяемой тепловой мощностью W_ко, полагаем отвечает соотношению

Подставляя выражения (8)-(13) в соотношение (14), получаем выражение (1) для оценки необходимой массы теплоаккумулирующего вещества

М=W_ко⋅τ_г/(с⋅ΔT⋅к₁+r⋅к₂),

где к₁ и к₂ - коэффициенты, учитывающие утечку тепла теплоизлучением с поверхности РП в процессе нагрева и аккумулирования тепла TAB в активном режиме работы КО, длительностью τ_г, с постоянно выделяемой тепловой мощностью W_ко, определяемые по формулам:

к₁=1+ε⋅⋅F⋅(T_x⁴+2⋅T_x³⋅ΔT+2⋅T_x²⋅ΔT²+T_x⋅ΔT³+0,2⋅ΔT⁴)/W_ко,

к₂=1+ε⋅⋅F⋅T_пл⁴/W_ко.

Необходимо дополнительно отметить, что упомянутое выше ЭВТИ относят к пассивным средствам обеспечения тепловых режимов КО. ЭВТИ - пакет многослойной теплоизоляции, состоящий из набора экранов с высокой отражательной способностью, разделенных прокладками из материалов с низкой теплопроводностью. ЭВТИ обладает уникальными теплоизоляционными характеристиками. Ее термическое сопротивление, отнесенное к весу единицы площади поверхности, является наибольшим из всех известных типов теплоизоляции. ЭВТИ технологична, может наноситься на элементы КО различной формы. Обычно для поддержания необходимого теплового режима КО с элементами его системы терморегулирования, которые работают в условиях открытого космоса, внешняя поверхность КО с элементами его системы терморегулирования защищаются ЭВТИ за исключением определенных участков поверхности, в данном случае поверхности теплоизлучения радиационной панели, через которые осуществляется регулируемый теплообмен с окружающей средой, а также тех внешних элементов КО, которые должны функционировать в открытом виде [Патент RU 2341422. Опубл. 20.12.2008. Бюл. №35, МПК: B64G 1/58 (2006.01), G01N 25/18 (2006.01)].