Радиационный теплообменник пассивной системы терморегулирования негерметичного малого космического аппарата связи

Размещено на http://www.allbest.ru/

Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского

НАУЧНАЯ РАБОТА

ТЕМА: «Радиационный теплообменник пассивной системы терморегулирования негерметичного малого космического аппарата связи»

Санкт-Петербург - 2015 г



Содержание

Реферат

Введение

1. Постановка задачи проектирования радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата связи

1.1 Математическая постановка задачи

1.2 Обоснование исходных данных для проектирования радиационного теплообменника системы обеспечения теплового режима

1.3 Расчет внешних тепловых потоков в околоземном космическом пространстве

1.4 Обоснование параметров радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата

Заключение

Список использованных источников

Отзыв научного руководителя



Реферат

Устойчивые тенденции совершенствования конструкции космических аппаратов (КА), миниатюризация и снижение энергопотребления элементной базы, внедрение в практику новых технологий производства КА создают предпосылки к реализации полностью пассивных систем обеспечения теплового режима (СОТР) малых КА. Одной из ключевых задач при проектировании подобных СОТР является обоснование компоновки, размеров и оптических характеристик излучающей поверхности радиационного теплообменника (РТО) системы. Решению этой задачи для малых КА связи, определяющей принципиальную возможность реализации пассивной СОТР, посвящена представленная работа.

Актуальность исследования обусловлена ростом потребности в малых низкоорбитальных космических аппаратах (КА) связи у российских поставщиков инфокоммуникационных услуг и необходимостью совершенствования методического аппарата обоснования требований к параметрам бортовых обеспечивающих систем малых КА негерметичной конструкции.

Работа включает введение, два раздела, заключение и список используемой литературы. Введение раскрывает актуальность проведенных исследований.

Первый раздел посвящен формулировке задачи на проектирование РТО пассивной СОТР малого КА негерметичной конструкции. В разделе изложена математическая постановка задачи и выполнено обоснование исходных данных для решения задачи на основе анализа проектных параметров существующих малых КА.

Второй раздел работы посвящен расчету характеристик радиационного теплообменника КА, в ходе которого выполняется расчет внешних тепловых потоков, действующих на низкоорбитальный КА в околоземном космическом пространстве, обоснована компоновка РТО и выбор терморегулирующих покрытий для излучающих поверхностей.

Результаты работы использованы при подготовке практикума «Информационно-расчётные задачи в интересах сопровождения жизненного цикла космических аппаратов», который планируется к использованию как в учебном процессе при проведении практических занятий и курсового проектирования, так и на различных этапах военно-научного сопровождения научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ.



Введение

Современный этап развития космонавтики характеризуется неуклонным расширением сферы применения малых космических аппаратов (КА). На основе таких относительно недорогих спутников в недалекой перспективе можно ожидать создания космических группировок для решения важных военных и социально-экономических задач.

Наиболее широкое использование малых КА предполагается в системах космической связи (СКС). Военные специалисты ведущих космических держав видят большую перспективу в создании многоспутниковых космических систем информационного обеспечения войск на основе малых КА.

В настоящее время существующий уровень развития элементной базы и современные технологии позволили существенно повысить энергетические характеристики КА связи. Соответственно, появилась возможность построения малогабаритных и относительно недорогих земных станций для пунктов управления среднего и нижнего звена. Поэтому в последние годы спутниковые средства все более широко используются в тактических звеньях управления ВС, особенно в «горячих точках», начиная с Афганистана, и далее в Таджикистане, Югославии, Чечне, Ираке.

Существенным дополнением к военным СКС в условиях скоротечных боевых действий становятся коммерческие СКС с подвижными объектами. Развитие этих систем связи идет по пути повышения их помехоустойчивости и снижения массогабаритных характеристик мобильных абонентских терминалов. Из числа разрабатываемых и проходящих испытания наиболее крупными коммерческими СКС с подвижными транспортными средствами являются американские системы: «ОРБКОМ», «ИРИДИУМ», «ГЛОБАЛСТАР», «ОРИОН» и др. Аналогичная система развивается и в Российской Федерации - низкоорбитальная космическая система связи (НКСС) «Гонец».

Миниатюризация и существенное снижение энергопотребления элементной базы, а также совершенствование технологий, используемых при создании КА, являются предпосылками для создания нового поколения КА СКС. При этом существующая тенденция к использованию негерметичной конструкции отсеков для размещения бортовой аппаратуры влечет за собой необходимость пересмотра принципов функционирования отдельных бортовых обеспечивающих систем КА, в частности системы обеспечения теплового режима (СОТР).

Учитывая актуальность разработки бортовых обеспечивающих систем МКА, основанных на использовании новых технических принципов, представленная работа направлена на решение одной из задач проектирования полностью пассивных СОТР негерметичных КА с использованием тепловых труб - обоснованию выбора терморегулирующих покрытий и компоновки радиационного теплообменника (РТО) СОТР МКА.



1. Постановка задачи проектирования радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата связи

1.1 Математическая постановка задачи

Система обеспечения теплового режима КА предназначена для поддержания температуры бортового оборудования в заданных пределах:

,

где - вектор температур всех элементов МКА (в предельном случае представляет собой температурное поле МКА); - множество допустимых значений температур элементов аппарата - тепловой режим МКА.

В негерметичных конструкциях для поддержания теплового режима оборудования внутри отсеков КА обычно используют термостабилизированные площадки, интегрированные в конструкцию внешней обшивки МКА или связанные с обшивкой при помощи тепловых труб. Эта же обшивка выполняет роль РТО в СОТР МКА. Поэтому для МКА требования к тепловому режиму (1) могут быть заданы через минимальную и максимальную допустимые температуры РТО:

,

где - температура РТО; и - минимальная и максимальная допустимые температуры РТО соответственно.

Температура элементов КА меняется в результате выделения тепловой энергии при работе бортовой аппаратуры, при этом для МКА связи, функционирующих на низких околоземных орбитах, можно выделить ярко выраженные режимы пикового и дежурного энергопотребления и соответствующего ему тепловыделения.

Кроме того в процессе функционирования на околоземной орбите на КА действуют мощные тепловые потоки, источниками которых являются Солнце и Земля со своей атмосферой. Плотность этих тепловых потоков меняется в широких пределах в зависимости от орбитального положения КА. При этом для обеспечения теплового режима КА важна в первую очередь поглощенная доля этих тепловых потоков, которая в свою очередь определяется формой, размерами, ориентацией РТО и оптическими характеристиками его поверхности:

,

где - поглощенный внешний тепловой поток; - набор параметров орбиты, определяющих положение КА в околоземном пространстве, - набор параметров РТО:

,

где Ф - набор параметров, описывающих форму и ориентацию радиатора; F - площадь излучающей поверхности РТО, O - вектор, содержащий значения оптических характеристик излучающей поверхности РТО.

РТО используется для отвода с борта КА избыточной тепловой энергии. При этом отводимый с помощью излучения тепловой поток является функцией трех аргументов:

,

Для поддержания заданного теплового режима КА должно выполняться два условия: в условиях действия на КА максимальных тепловых потоков в режиме пикового энерговыделения бортовой аппаратуры МКА не должен перегреваться, а при минимальных внешних тепловых потоках в режиме дежурного тепловыделения КА не должен переохлаждаться (в случае переохлаждения КА должны использоваться электрические нагревательные элементы). Эти условия могут быть записаны в форме уравнений теплового баланса КА:

,

где и - функции, определяющие максимальные и минимальные поглощенные внешние тепловые потоки для МКА в заданных условиях функционирования; и - энерговыделение бортовой аппаратуры в пиковом и дежурном режимах функционирования КА; - энерговыделение нагревательных элементов, соответствующее потребляемой ими электрической мощности.

Создание пассивной СОТР заключается в выборе таких параметров РТО, при которых нагреватели не понадобятся. В общем случае эта цель может оказаться недостижимой, поэтому задача проектирования РТО СОТР МКА может быть представлена оптимизационной задачей по обеспечению минимальной электрической мощности нагревательных элементов. С учетом соотношений (1) - (6) она может быть записана в виде:

,

где - множество допустимых значений параметров РТО. Которое для МКА определяется размерами и формой наружной обшивки отсеков МКА, ориентацией самого аппарата, а также набором существующих терморегулирующих покрытий.

1.2 Обоснование исходных данных для проектирования радиационного теплообменника системы обеспечения теплового режима

Радиационный теплообменник является элементом СОТР, которая в свою очередь является частью МКА. Поэтому обоснование технических решений и параметров радиационного теплообменника СОТР МКА, должно выполняться на основе проектных параметров КА, к которым относятся:

- параметры орбиты МКА;

- форма и размеры корпуса МКА;

- ориентация КА;

- максимальные и минимальные тепловые потоки, выделяемые бортовой аппаратурой в процессе функционирования.

Необходимые исходные данные могут быть получены на основе анализа опыта создания и применения отечественных малых КА связи.

Малыми КА считаются КА с весом менее 1000 кг. В России уже имеются конкретные разработки военных МКА весом 700-800 кг. Например, таковым является создаваемый МКА радиолокационной разведки «КОНДОР». Однако при большом количестве КА в орбитальной группировке, характерном для глобальных низкоорбитальных космических систем связи, космическая система с КА такой массы будет, с одной стороны, дорогой, а с другой - сохранится проблема ее оперативного наращивания. Поэтому представляет интерес как с военной, так и с экономической точек зрения исследование возможностей создания МКА весом не более 100 кг, а в перспективе до 10 кг и менее. Аппараты этого класса называют сверхмалыми КА (СМКА).

Для проектирования таких систем необходимо использовать низкие орбиты с высотами от 700 до 2000 км. Нижняя граница определяется необходимой устойчивостью для осуществления длительного существования СКА, а верхняя граница определятся существующими на сегодняшний момент энергетическими возможностями КА и ограничением на энергетику радиолиний. Это позволяет, во-первых, структуре системы быть более гибкой, а во-вторых, упростить целевую аппаратуру потребителя и самого КА - уменьшить ее габаритные и массовые характеристики.

Низкоорбитальные СКС обладают определенными преимуществами перед системами на геостационарных и высокоэллиптических орбитах. Во-первых, геостационарная орбита уже загружена достаточно плотно, а в ближайшем будущем эта проблема обострится еще сильнее. Не менее сложным является и вопрос распределения частот. Во-вторых, терминалы традиционных СКС достаточно громоздки, тяжелы и дороги, чтобы считаться индивидуальными средствами связи, способными обслуживать потребителей во всех звеньях управления в глобальном масштабе.

Низкоорбитальные многоспутниковые КСС могут использовать отличные от систем на геостационарной орбите диапазоны частот, множество различных по высоте и наклонению орбит и передатчики малой мощности. Но основное преимущество таких СКС состоит в том, что их терминалы, зачастую индивидуального пользования, представляют собой связную аппаратуру, масса и габариты которой близки к обычным телефонным трубкам, а ненаправленные антенны не требуют слежения за КА. Следовательно, становится возможным использование космической связи во всех звеньях управления, в перспективе до отдельной боевой машины и солдата включительно.

При таких габаритах для наиболее совершенных систем сохраняется полная возможность выхода на связь с необходимым абонентом в региональном и даже в глобальном масштабах независимо от того, находится ли абонент в движении или неподвижен. До недавнего времени низкоорбитальные СКС не могли обеспечивать телефонную и другие виды связи в реальном масштабе времени, однако с внедрением средств межспутниковой связи и широком применении микропроцессорной техники с соответствующим программным обеспечением эта проблема стала практически решаемой. Вместе с тем следует заметить, что в дальнейшем СКС на основе малогабаритных КА будут всего лишь дополнять, но полностью не заменять традиционные военные высокоорбитальные СКС на базе крупногабаритных КА.

Опыт эксплуатации СМКА такого назначения в России имеется: это аппараты специальной неоперативной связи «СВЕТОЧ» и «СТРЕЛА», а также СМКА непосредственной ретрансляции серии «РАДИО». Наиболее ярким представителем КСС на основе малогабаритных КА является СКС «Гонец -Д1»

Низкоорбитальная космическая система связи (НКСС) «Гонец-Д 1» создана на базе средств функционирующей системы специального назначения. Система «Гонец-Д 1» рассматривается как первый этап создания НКСС «Гонец».

Космический сегмент системы состоит из 7 КА, находящихся на круговых орбитах высотой до 1500 км, по 3 и 4 КА в двух орбитальных плоскостях, разнесенных друг относительно друга на 90 град. по долготе восходящего узла. Управление КА в штатных ситуациях обеспечивается по каналам, совмещенным с каналами связи.

Предполагается дальнейшее развитие системы (наращивание ОГ до 24 - 48 КА), что позволит обеспечить услугами связи до миллиона потребителей на территории всего Земного шара, а также существенно повысить оперативные возможности по доставке сообщений.

Анализ проектных параметров КА «Гонец-М» позволяет сформировать комплекс исходных данных для проектирования РТО:

1. Параметры круговой орбиты:

· высота 1500 км;

· наклонение 82,5 град;

· задержка в тени 35 мин;

2. ориентация КА: трехосная с постоянным направлением одной из осей связанной системы координат а центр Земли;

3. Энерговыделение бортовой аппаратуры:

· в дежурном режиме 22,4 Вт;

· в режиме пикового энерговыделения 204 Вт.

4. Размеры цилиндрического герметичного отсека КА:

· диаметр 0,8 м;

· высота 1,35 м.

Для негерметичных отсеков при создании современных МКА используют форму куба. Примем допущение, что бортовая аппаратура герметичного КА имеет одинаковый объем бортовой аппаратуры негерметичного аппарата (Vцилиндра=Vкуба=0,67 м3). Исходя из этого, рассчитаем геометрические параметры негерметичного КА: Объем герметичного КА рассчитывается по формуле:

,

где H = 1.35 м - высота герметичного КА; D = 0.8 м - диаметр герметичного КА.

Из условия, что объемы у обоих КА одинаковы, найдем объем отсека негерметичного КА

,

Из равенства (8) и (9) следует, что сторона КА кубической формы равна

= 0.88 м

1 Проектирование радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата связи

1.3 Расчет внешних тепловых потоков в околоземном космическом пространстве

Суммарный внешний тепловой поток на КА имеет следующие составляющие

,

Гдее Qs - тепловой поток прямого солнечного излучения;

Qотр - тепловой поток отраженного от Земли солнечного излучения;

Qсоб - тепловой поток собственного излучения Земли;

Qатм - атмосферный тепловой поток;

Qвн - собственный тепловой поток

КА.Для расчета плотностей и направления внешних тепловых потоков в околоземном космическом пространстве воспользуемся следующими допущениями:

· Локальная неравномерность радиационных характеристик планеты пренебрежимо мала. Альбедо Земли постоянно для всей поверхности планеты и равно б=0,37.

· Планета рассматривается как сферическое тело. Тень Земли имеет вид прямого кругового цилиндра.

· Солнце представляет собой точечный источник на бесконечно большом расстоянии от КА. Поток прямого солнечного излучения действует на всю поверхность КА в одном направлении.

· Потоками, обусловленными инфракрасным излучением элементов поверхности КА (переизлучением), солнечным излучением, отражённым от элементов конструкции КА (переотражением), тепловым излучением космоса и солнечной короны в расчётах пренебрегаем.

· Отраженный тепловой поток распространяется в полусфере от центра Земли.

· Поток собственного теплового излучения Земли распространяется во всех направлениях равномерно.

Тогда, входящие в уравнение (11) тепловые потоки можно выразить следующим образом: космический аппарат радиационный теплообменник

,

Где qs - плотность прямого солнечного теплового потока. В околоземном пространстве qs= 1400 Вт/м2;

Qотр - плотность солнечного излучения, отраженного от планеты;

Qсоб -плотность собственного теплового излучения Земли;

-площадь проекции i-го элемента на плоскость, перпендикулярную направлению прямого солнечного теплового потока;

- площадь проекции i-го элемента на плоскость, перпендикулярную направлению отраженного от Земли солнечного теплового потока;

- площадь проекции i-го элемента на плоскость, перпендикулярную направлению собственного теплового потока Земли;

Задача расчета внешних тепловых потоков для КА, представляющего собой куб с шестью сотопанелями со сторонами 0,8 м, сводится к расчету тепловых потоков, действующих на каждую панель и их суммированию.

Плотность солнечного излучения, отраженного от планеты, с учетом того, что после отражения от планеты солнечный тепловой поток распространяется в полусфере, определяется как:



,

Где Q?отр - тепловой поток отраженного от Земли солнечного излучения;

R - радиус Земли;

Тепловой поток, отраженный от планеты, можно определить как

,

где Qпад определяется через плотность прямого солнечного излучения следующим образом:

,

Тогда после преобразований получим

,

Аналогичным образом определяется плотность собственного теплового излучения планеты:

,

Зависимость плотностей отраженного и собственного тепловых потоков Земли от высоты круговой орбиты представлены на рис. 1 Очевидно, что указанные тепловые потоки существенны для низких околоземных орбит, на геостационарных орбитах имеют величины порядка 5-6 Вт/м2.

Рисунок 1 - Зависимости плотностей собственного теплового потока Земли и отраженного планетой солнечного излучения от высоты орбиты КА

Так как КА строго ориентирован по трем осям, на любом участке орбиты тепловой поток собственного излучения Земли (также как и отраженного излучения) действует только на одну («нижнюю») грань космического аппарата, направленную на Землю. Возможные отклонения от заданного положения малы и кратковременны, поэтому при расчетах ими пренебрегаем. Обозначим площадь одной грани как F1=F2=F3=F4=F5=F6=Fг, тогда тепловой поток отраженного от Земли солнечного излучения, действующий на КА на любом участке орбиты, постоянен и определяется как

,

Аналогично определяется собственный тепловой поток Земли, действующий на КА:



,

Плотность атмосферного теплового потока представляет собой, в общем случае, сумму

,

Где - плотность молекулярного теплового потока;

- плотность теплового потока, обусловленного рекомбинацией молекул кислорода.Плотность молекулярного теплового потока определяется

,

,

Где k - гравитационный параметр Земли (k=3,986·1014 м3/с2).Выражение для плотности теплового потока, обусловленного рекомбинацией молекул кислорода, можно представить следующим образом:

,

Где no - концентрация атомов кислорода на высоте полета КА;

Орек - коэффициент эффективности рекомбинации (орек=0,7..0,9);

Eрек - энергия рекомбинации, приходящаяся на один атом кислорода (Eрек=4,072·10-19 Дж).

На рис. 2 показана зависимость плотности атмосферного теплового потока от высоты орбиты КА, построенная с использованием таблицы стандартной атмосферы (приложение В). Для высот H>400 км атмосферный тепловой поток пренебрежимо мал.

Рисунок .2 - Изменение плотности атмосферного теплового потока в зависимости от высоты орбиты

Тепловой поток прямого солнечного излучения Земли не постоянен для КА и зависит от его положения на орбите. Принятая схема нумерации граней КА обозначена на рис. 3 а) , где нормаль к гране 1 постоянно ориентирована на центр Земли, грань 3 перпендикулярна вектору скорости, грань 5 параллельна плоскости орбиты со стороны Солнца, стороны Грани 2,4 и 6 в соответствии параллельны граням 1, 3 и 5.

Рисунок 3 - а - принятая схема нумерации граней; б - к определению угла з



При движении по орбите аппарат сохраняет постоянную ориентацию в орбитальной системе координат, угловое положение аппарата определяется углом положения г, отсчитываемым от проекции направления на Солнце на плоскость орбиты.

Таким образом, задача определения потока прямого солнечного излучения сводится к определению значения косинуса угла з для заданного положения аппарата на освещённом участке орбиты (по сути, речь идет о преобразовании одной декартовой прямоугольной системы координат в другую).

Для плоскости 1 («верхней»):

,

Для плоскости 2 («нижней»):

,

Для плоскости 3 («передней»):

,

Для плоскости 4 («задней»):

,

Для плоскости 5 («левой»):

,

Плоскость 6 - грань КА, параллельная плоскости орбиты со стороны, не освещаемой Солнцем, т. е. cosз6=0.

Суммарный тепловой поток прямого солнечного излучения будет определяться по формуле:

,

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис. 4 - К определению угла тени

Тепловой поток прямого солнечного излучения действует на КА только на освещенном участке орбиты, поэтому необходимо определить, существует ли теневой участок для указанных в условиях задачи характеристик орбиты. Согласно принятым допущениям, Земля сфера, тогда тень Земли имеет вид прямого кругового цилиндра (это допущение справедливо для КА с высотой орбиты порядка несколько тысяч километров). Из рис. 4 следует, что существует критический угол в? между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, такой, что при в?<в на орбите обязательно будет теневая область. Угол в* для круговой орбиты может быть найден из выражения:

По геометрическим законам, половина угла тени цт, внутри которого движущийся по орбите КА находится в тени Земли, определяется из выражения:

На рисунку 5 показаны зависимости величины половины угла тени цт от высоты круговой орбиты при различных углах между направлением на Солнце и плоскостью орбиты в. Из графиков видно, что на величину угла тени КА значительно влияет как высота орбиты H, так и угол в.

Рисунок 5 - Зависимость цт от H

Для высоты круговой орбиты H=1000 км:

,

условиям задачи, угол в=45 град, т.е. рассматриваемый КА имеет теневой участок орбиты. Половина угла тени будет

.

Получаем, теневой участок орбиты длится порядка четверти периода обращения

КА с г=180°-44,7°=135,3° до г=180°+44,7°=224,7°.



Тогда для освещенного участка орбиты суммарный внешний тепловой поток определяется:

,

Для теневого участка

,

График изменения значения суммарного теплового потока Q? в зависимости от положения аппарата на орбите (в=45о) приведён на рис. 2.1.6

Рисунок 6 - Изменение внешнего теплового потока в зависимости от положения КА на орбите

Расчеты показывают, что график изменения теплового потока прямого солнечного излучения периодичен, с периодом р/2 и максимумами при углах г=n·р/4, где n?[1..4], при этом максимальный теплового потока прямого солнечного излучения Qs=463 Вт.

Получаем, что максимальный и минимальный внешний тепловой поток:

,

,

В расчетной точке тепловой поток прямого солнечного излучения действует на три грани - 1, 4, 6 в принятой схеме нумерации.

1.4 Обоснование параметров радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата

Обеспечение требуемого теплового режима КА возможно путем:

- использования ЭВТИ для снижения лучистого теплообмена КА с окружающей средой;

- применения терморегулирующих покрытий с требуемыми оптическими характеристиками;

- подбора оптимальной площади РТ.

При выполнении расчетов теплового режима КА примем следующие допущения:

· Конструкция КА обладает бесконечно большой теплопроводностью, то есть температура всех элементов конструкции одинакова.

· Тепловой режим КА - квазистационарный.

· ЭВТИ снижает плотность лучистого теплообмена поверхности КА с окружающей средой до пренебрежимо малой величины.

Определим требуемую площадь радиационного теплообменника. Запишем уравнение теплового баланса радиатора в режиме максимальных тепловых потоков с учетом стационарности теплового режима:

,



Излучаемый тепловой поток КА, согласно закону Стефана-Больцмана, определяется

,

Где - степень черноты поверхности КА;

- постоянная Стефана-Больцмана (=5,67·10-8 Вт/(м2К4));

-температура поверхности КА.

Fпов - площадь поверхности РТ.

Выражение для расчета максимального внешнего теплового потока, действующего на КА световом участке орбиты, выведено в предыдущей задаче:

.

Тогда предварительно площадь поверхности РТ FРТ для обеспечения требуемого теплового режима на освещенном участке орбиты можно оценить с помощью выражения:

,

Для теневого участка орбиты:

,

Наибольший внешний тепловой поток действует на КА при угле г=45°. Для определения требуемой площади радиатора необходимо определить оптические характеристики его поверхности, поэтому расчет произведем для материалов с различными оптическими характеристиками и выберем наиболее подходящий. Как видно из выражения, за счет выбора материала покрытия можно изменять значение комплекса в широких пределах и, следовательно, существенно влиять на температуру наружных элементов КА.

Для выбора оптимального терморегулирующего покрытия необходимо качественно оценить влияние коэффициента поглощения солнечного излучения As и степени черноты е на площадь радиатора (рис.7).

Рис. 7 - Влияние As на требуемую площадь радиатора

Очевидно, что для уменьшения площади РТ необходимо выбирать ТРП с наименьшим As и наибольшей степенью черноты е. В целом, в качестве ТРП радиатора подходят белая краска, алюминированный фторопласт, астрокварц, ТР СО-2 и ряд других покрытий.

Рассмотрим случай, если все грани КА покрыты ТРП на основе белой краски и органического покрытия ТР СО-2 (рис. 8). Получаем, что для белой краски допустимая площадь поверхности радиатора , для органического покрытия ТР СО-2 . Ограничения по допустимой площади РТ связаны с необходимостью обеспечения температуры приборов и агрегатов КА для освещенного участка орбиты и для теневого участка.

Рис. 8 - Зависимость площади поверхности РТ от температуры поверхности

Для расширения допустимого диапазона площади РТ Fпов_доп целесообразно грань, ориентированную нормалью на центр Земли, покрыть черной краской с As=0,9 и е=0,9, что увеличит внешний тепловой поток на теневом участке орбиты. Предварительный расчет показал, что требуемый тепловой режим обеспечит РТ площадью порядка 2-3 м2, что позволяет предложить следующую компоновку СОТР:

- грань, ориентированная нормалью на центр Земли (грань № 1 в принятой схеме нумерации), покрывается черной краской;

- боковые грани на 38 % и грань № 2 покрываются ЭВТИ, оставшаяся площадь используется в качестве РТ, покрытого ТР СО-2. Общая площадь РТ, таким образом, составляет 2,7 м2;

Выполним проверочный расчет для предложенной компоновки.

После преобразования выражения температура поверхности РТ для освещенного участка орбиты будет определяться:

,

Где - оптические коэффициенты ТР СО-2;

-оптические коэффициенты черной краски;

-тепловыделение КА в пиковом режиме.

Для теневого участка

,

Где - -тепловыделение

КА в дежурном режиме.Получаем Тпов_max=307 K, Тпов_min=291 K. Условия обеспечения требуемого теплового режима для предложенной компоновки выполняются. Площадь РТ при этом 2,7 м2, из них 1,926 м2 покрывается ТР СО-2, нижняя грань, ориентированная нормалью на Землю (S=0,774 м2) - черной краской.



Заключение

В ходе выполнения работы получены следующие основные результаты:

сформулирована математическая постановка задачи обоснования параметров РТО пассивной СОТР МКА. Основными параметрами РТО принято считать форму, ориентацию, размеры, а также оптические характеристики поверхности РТО;

выполнен анализ проектных параметров отечественных малых КА связи, на основе которого подготовлен комплекс исходных данных для проектирования РТО СОТР. В качестве исходных данных выступают: параметры орбиты КА, форма и размеры корпуса КА, ориентация КА в пространстве, максимальное и минимальное энерговыделение бортовой аппаратуры в различных режимах функционирования КА;

выполнен расчет внешних тепловых потоков, действующих на КА в околоземном космическом пространстве. Проанализировано изменение плотности тепловых потоков, поступающих от Земли и ее атмосферы, с увеличением высоты орбиты КА;

сформирована методика расчета параметров корпусного РТО для негерметичного отсека КА кубической формы с трехосной ориентацией в пространстве. Выполнено обоснование компоновки, размеров и оптических характеристик излучающей поверхности РТО, обеспечивающих возможность создания пассивной СОТР КА для орбитальной группировки СКС «Гонец». Для обеспечения теплового режима КА принято решение использовать для теплообмена КА с окружающей средой всю грань КА, обращенную к Земле, а также 40% площади боковых граней КА, покрыв неиспользуемую часть поверхности КА матами ЭВТИ. Для обращенной к Земле грани корпуса КА использовать в качестве ТРП черную краску со степенью черноты е=0,9 и коэффициентом поглощения солнечного излучения As=0,9, а для боковых граней органическое ТРП с оптическими коэффициентами As=0,17 и е=0,82.



Список использованных источников

1. Ермолаев В.И., Езерский В.В., Полетаев Б.И. Бортовое оборудование космических аппаратов. - СПб.: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2009. - 507 с.

2. Излучательные свойства твердых тел: Справочник/под общ.ред.Шейндлина.М.:Энергия,1974,472с.

3. Колесников А.В., Сербин В.И. Моделирование внешнего теплообмена космических аппаратов. М.:ООО «Информация -ХХI век»,1997, 170 с.

4. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды/ Козлов Л.В., Нусинов М.Д.и др. Под ред. Акад. Г.И.Петрова. М.:Машиностроение,1971,382с.

5. Низкоорбитальная космическая система персональной спутниковой связи и передачи данных / Под. ред. А.И. Галькевича. М.: Изательство Юлис, 2011, 170 с.

6. 2. Гущин В.Н. Основы устройства КА. - М.: Машиностроение, 2003.- 272 с.

7. 8. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды/ Козлов Л.В., Нусинов М.Д.и др. Под ред. Акад. Г.И.Петрова. - М.: Машиностроение, 1971. - 382 с.

8. . Физико-технические основы создания и применения КА. / Г.П. Дементьев, А.Г. Захаров, Ю.К. Казаров. - М.: Машиностроение, 1987. - 264 с.



Отзыв научного руководителя

Представленная конкурсная работа является результатом самостоятельной научно-исследовательской работы конкурсанта по тематике «Система обеспечения теплового режима негерметичного малого космического аппарата» в рамках занятий в кружке военно-научного общества кафедры космических аппаратов и средств орбитальной транспортировки. Помощь руководителя потребовалась лишь при формализации задачи, в которой автор полностью разобрался и реализовал решение задачи в соответствии с ее математической постановкой.

Тематика и актуальность научной работы проявляется в современной концепции создания космических систем связи военного назначения на базе орбитальных группировок низкоорбитальных малых космических аппаратов (КА). Совершенствование элементной базы, используемой в составе бортовой аппаратуры КА, ведет к существенному росту плотности внутреннего тепловыделения в процессе его активного функционирования и, одновременно, к снижению тепловыделения в дежурных режимах. Наряду с тенденцией применения негерметичных приборных отсеков в конструкции КА это заставляет применять новые технические решения для обеспечения теплового режима КА. Первостепенное значение при этом приобретает задача правильной организации тепловых потоков между элементами КА и отвода излишков тепла с борта аппарата, решению которой посвящена настоящая работа.

В представленной работе автор проанализировал известные методы расчета параметров системы обеспечения теплового режима КА и предложил подход к обоснованию и расчету основных характеристик радиационных теплообменников применительно к случаю проектирования пассивных систем негерметичных малых КА.

В процессе работы курсант проявил высокую степень самостоятельности, инициативность и усердие, достаточные знания и умение работать с технической литературой, использовать в работе вычислительные средства, что свидетельствует о способности и желании автора заниматься научными исследованиями.

Результаты работы использованы при подготовке практикума «Информационно-расчётные задачи в интересах сопровождения жизненного цикла космических аппаратов», который планируется к использованию как в учебном процессе при проведении практических занятий и курсового проектирования, так и на различных этапах военно-научного сопровождения научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ.

Размещено на Allbest.ru

...