Тепловые режимы в полете Функционирование в космосе

Тепловые режимы в полете Функционирование в космосе: тепло и холод космоса Выведение в космос: 1. аэродинамический нагрев 2. тепловые режимы в двигателях, 3. горячие струи Спуск ив атмосфере: конвективный и радиационный нагрев

Основные типы спускаеых аппаратов «Буран» , «Спейс Шаттл» , «Бор» , Х-37

Траектории и коридор спуска в атмосфере Граница атмосферы Траектории спуска межпланетного аппарата: а—с последовательными погружениями в атмосферу; б— с однократным промежуточным выходом из атмосферы (1) и при «прямом» спуске (2) Верхняя граница Нижняя граница да Недостаточное сопротивление ор ид о вх р Ко Возможные траектории спуска ор битальных осмических к аппаратов в атмо сфере Земли : 1 – баллистический спуск; 2 – скользящий спуск; 3 – планирующий спуск; 4 – спуск с «отражениями» Чрезмерные перегрузки ИСЗ Коридор КР Земля К определению коридора входа космического аппарата в атмосферу ЛЕТНЫЙ КОРИДОР для летательных аппаратов

Траектории скользящего спуска Коридор входа Условная граница атмосферы Двойное погружение в атмосферу 8 6 СА 4 2 Зонд 6 4 2

Спускаемые аппараты баллистического и полубаллистического типов Смещение центра масс спускаемого аппарата Спускаемый аппарат станции «Венера 8» Спускаемый аппарат станции «Марс-2» Спускаемые с орбиты капсулы

Компоновочная схема спускаемого аппарата КК «Союз» : 1 корпус с тепловой защитой Возвращаемая баллистическая капсула (ВБК) "Радуга": 1 теплозащитное покрытие, 2 возвращаемый груз; 3 приборы и оборудование; 4 крышка парашютного контейнера; 5 парашютная система; 6 радиопеленгационные средства и проблесковый маяк

СА «Аполлон» СА с надувным тормозным устройством (НТУ) Пенетратор для исследования Марса

НТУ свернуто НТУ развернуто Система спасения космонавтов в чрезвычайных ситуациях

Пример спускаемого аппарата типа «несущий корпус» (проект)

ВКС типа «Буран» и «Спейс Шаттл» ЛЭК «Бор-4» (автоматический СА)

11

12

Многоразовый орбитальный беспилотник X 37 B

8076 1626 дозвуковые скорости сверхзвуковые скорости гиперзвуковые скорости

Реальные свойства газа при гиперзвуковых скоростях полета

Энергоемкость физико-химических превращений (ФХП) за ударной волной Идеальный газ

Особенности термодинамических процессов в пограничном слое у лобовых поверхностей СА на типовых траекториях спуска в атмосфере: 1 – вход в атмосферу с орбиты ИСЗ 2 – после полета к Луне 3 – после полета к Марсу, Венере

A=0, 3 0, 1 Интенсивность нагрева СА n Поток газа Твердое тело Эпюра в пограничном слое и теле В общем случае нужно решать сопряженную задачу теплообмена!

Проблема входа в атмосферу и спуска с подъемной силой Высота, км Расстояние, км/с Рав нов есн ое п лан Время, с иро в ани е

Вход в атмосферу Траектория Спуск в атмосфере «Аполлон» О - критическая точка Плотность тепловых потоков в окрестности критической точки

Для формы 1 Для формы 2 Плотности тепловых потоков в критической точке для двух разных форм СА

Плотности тепловых потоков в критической точке

Примеры конструктивных решений ТЗП

Материал RVC 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 Излучательная способность Температура разрушения (в вакууме) [K] Тип материала Марка материала Кажущаяся плотность [кг/м 3] 1 ETTI-CF-ULT 42 0. 9 3000 2 ETTI-CF-ERG 48 0. 9 3000

Структура пеноматериалов Образец 30× 35× 43 мм вспененного углерода

Фторопласт Плотный графит В 1 Эпоксидный стеклопластик

12 Кварц 8 Фен. нейлон 4 0 Стекло + 30% фен. см 8 16 24 Оценки значений эффективной энтальпии для турбулентного обтекания

Оценка потребной толщины однослойного теплозащитного покрытия Свойства материала Фторопласт Стекло «Пирекс» Кварц Стекловолокно и фен. смола Нейлон и фен. смола Рефразил и фен. смола Бериллий

Абляционная теплозащита спускаемых аппаратов

Высокотемпературные теплоизоляционные материалы для многоразовой теплозащиты Характеристики Теплоизоляционный материал ТЗМК 10 Li 900(США) ТЗМК 25 Li 2200(США) 0, 144 0, 25 0, 35 до 1250 до 1260 0, 05 0, 06 Предел прочности при растяжении, МПа I* 0, 20 II** 0, 35 0, 08 0, 32 I* 0, 40 II** 1, 0 0, 40 1, 0 Предел прочности при сжатии, МПа I* 0, 40 II** 0, 60 0, 40 0, 60 I* 1, 20 II** 1, 80 1, 20 1, 80 Коэффициент температурного расширения, 10 -7 град-1 5, 5+1, 5 5, 5 I* 20. . . 110 II** 120. . . 320 50. . . 100 150. . . 300 60. . . 270 300. . . 600 100. . . 250 350. . . 650 Плотность, г/см 3 Рабочая температура, ºС Теплопроводность, Вт/(Мх. К) (Р=1 атм, Т=20ºС) Модуль упругости, МПа Примечание: *I перпендикудярно плоскости **II параллельно плоскости Исходные волокна (х2000) После диспергации и формирования (х2000) х15000), После термообработки (х5000)

Теплозащита корабля «Буран» Гибкая ТЗ Белые плитки У-У Черные плитки

Толщины теплозащитного покрытия, мм Верхняя пов-ть Нижняя пов-ть

Образец теплозащитной плитки на основе ТЗМК-10 с покрытием ЭВЧ-4

Тепловая конвекции в теплоизоляционных покрытиях 1 Уплотнитель для герметизации зазора между плитками 1 2 2 Возникновение вынужденной конвекции в слое пористого материала (1 -проницаемая поверхность; 2 - непроницаемое покрытие) 1 2 Клей 1 -керамическая ткань; 2 волокнистый материал Тепловые барьеры в зоне щели 1 ТЗМК клей изоляция 2 ткань 3 Конструктивные схемы уменьшения интенсивности конвекции в ТИП 1, 3 -тепловые барьеры; 2 -стрворка

Сетчатые углеродные пены

Сэндвич-панели 30 мм 1, 7 мм Внешняя поверхность Образец теплозащиты на основе У У и углеродной пены 4 мм

Углерод-углеродные материалы 1 см Образец 1 см Поверхность образца (увеличено) 1 мм Поверхность образца (х10) 1 мм Торцевая поверхность образца (х10)

Перспективные материалы на основе пеноуглерода 1. Плотные пеноуглеродные материалы CFOAM Свойство Плотность Предел прочности на сжатие Модуль упругости на сжатие Предел прочности на растяжение Модуль Юнга Предел прочности при сдвиге Коэффициент теплового расширения Коэффициент теплопроводност и Максимальная рабочая температура Разм-ть кг/м 3 МПа CFOAM-17 270 >4, 8 CFOAM-25 400 >15 МПа 200 830 МПа >1, 7 >3, 5 МПа 200 1, 4 830 2, 1 10 -6/K 5, 0 5, 8 Вт/м. K 0, 25 25 K 3300

Высокотемпературные теплоизоляционные материалы на основе пенотехнологий Первичная пена Пена карбида кремния с открытыми ячейками - равномерная пористая структура Отдельный элемент (связка) пены с равномерным покрытием из карбида кремния ( серые области ) по основному углероду ( черные треугольные области ) Вторичная пена (с покрытием) Поперечное сечение связки Пена Рения

Химическое осаждение из высокотемпературной паровой фазы Ядро из пены сэндвич-структуры, в которой полностью плотные внешние поверхности из карбида кремния неразрывно связаны с до 80% по объему пористой пеной карбида кремния с открытыми порами. Возможны также композиции из пены тугоплавких металлов / внешние поверхности из тугоплавких металлов

Теплопроводность перспективных термостойких материалов 2, 5 Пеноуглерод без аэрогеля Волокнистая термостойкая композиционная теплоизоляция на основе Al 2 O 3 2, 0 Пеноуглерод, наполненный аэрогелем 0 205 427 649 872 1094 1317 1539 1761 1984 2206 1, 5 Temperature, ºС 1595ºС 1) 2) 3) 4) 1, 0 0, 5 Тепловой барьер для теплоизоляции на основе Al 2 O 3 0 200 500 1000 1500

Варианты крепления теплозащитных панелей 1 2 1 I 2 3 4 II 5 5 1 3 4 «Ласточкин хвост» : I термостойкая панель; II основная конструкция, 1 ТЗП; 2 подкладная панель; 3 клиновидные выступы; 4 панель основной конструкции 4 2 6 Скользящий пластинчатый замок: 3 1 ТЗП; 2 стеклосоты; 3 панель основной конструкции; 4 стопор; 5 пластинчатый замок; 6 отверстия для стопора

Схемы «горячих» металлических конструкций Место I Теплозащитная панель из многослойных титановых плиток Вариант I I Вариант II 1 прокладка из войлока; 2 две нижние кромки; 3 боковая стенка; 4 две верхние кромки; 5 штырь замка А-А условно повернуто

Другие примеры конструктивных решений ТЗП Многослойное металлическое ТЗП: 1 -наружный экран; 2 -профилированная панель; 3 - вставка; 4 -волокнистая теплоизоляция; 5 -внутренний экран; 6 -подложка-компенсатор; 7 -задвижка замка; 8 -обшивка КА Теплозащитная плитка с внешней сотовой панелью: 1 -пластина; 2 -сотовый наполнитель; 3, 4 -волокнистая теплоизоляция; 5 -сотовая конструкция из Ti, Al; 6 -подложка-компенсатор; 7 -задвижка замка; 8 -обшивка КА

Альбедо и равновесная температура планет Планета Солнечное излучение Альбедо – доля падающего солнечного излучения, которая отражается поверхностью планеты

Интенсивность падающего на Землю солнечного излучения в зависимости от длины волны Длина волны, мкм Заштрихованные области соответствуют участкам спектра, ненаблюдаемым на уровне моря из-за их поглощения указанными компонентами атмосферы. 1 — солнечное излучение за границей атмосферы, 2 — солнечное излучение на уровне моря, 3 — излучение абсолютно черного тела при 5800 К.

Интенсивность солнечного излучения и излучения тела при низких температурах Безразмерная интенсивность излучения Спектр Солнца Длина волны, мкм

Пример Солнце Bepi Colombo Интенсивность излучения черного тела Безразмерная интенсивность излучения 5800 K Длина волны, мкм Меркурий The КА Bepi Colombo будет облучаться Bepi. Colombospacecraft Солнцем и Меркурием, will be irradiated with соответственно в двух two spectra, the Sun’s спектральных диапазонах. and Mercury’s. The Поверхность самого КА будет spacecraft itself will излучать тепло в спектре, более radiate with a spectrum близком к комнатной температуре. closer to the room temperature.

a b c d e f Равновесные температуры тел при солнечном облучении Схема b -85

Пример тепловых потоков у Земли Солнечный поток Схема движения Пластина Сторона 2 r Сторона 1 ? град

Допустимые температурные режимы приборов и оборудования КА Подсистема Электрические системы Компоненты Батареи Блоки управления Солн. батареи (Si) Солн. батареи (Ga. As) Рабочие Предельные -5 – 15 -15 – 45 -65 – 80 -105 - 150 -10 – 25 -30 – 60 -100 – 100 -150 - 200 Топливно-двигательные системы Баки, дренаж, насосы - однокомпонентные - Двухкомпонентные Приемо-передающая аппаратура Транспондеры S- диап. Кодер/Декодер -15 – 45 -20 - 40 -30 – 60 -30 - 65 Бортовые системы управления Солнечный датчик ИК – датчик Гироскопы Электроника Компьютеры -20 – 70 -15 – 40 -5 – 45 -15 - 45 -80 – 80 -20 – 50 -15 – 55 -20 – 65 -30 - 60 Полезная нагрузка Эксперименты -10 - 30 -25 - 40 5 – 40 0 - 40

Примеры ЭВТИ Низкотемпературная ЭВТИ Нагреваемая поверхность Высокотемпературная ЭВТИ Синтетическая сетка Полиимидные клейкие ленты (10 -15 см) Нагреваемая поверхность

Терморегулирующие покрытия Черная краска Каптон-Al Au Белая краска Al - краска Полир. металлы Фторопласт с Ag, Al Ag Теплопоглотители с изменением фазового состояния вещества

Солнечные батареи ориентированы на Солнце. Радиационные поверхности расположены в тени. Солнечный поток значительно ослабел и уже не играет особой роли в тепловом режиме КА. Целесообразно применять изотопные источники энергии.

Пример. Двухконтурная СТР связного спутника «Молния» Радиаторнагреватель Теплообменник Вентилятор ИСЗ «Молния» Компенсационная емкость Солнечный поток Распределительное устройство Радиатор-холодильник Радиатор – змеевик, вваренный в пластину Вентилятор Теплообменник Насос Радиаторхолодильник Радиаторнагреватель

Блок схема двухконтурной конвективной системы терморегулирования 1, 2 и 3 – терморегулируемые отсеки с приборами, оборудованием и топливным баком; 4 – система вентиляторов; 5 – газораспределительный регулятор; 6 – радиатор-холодильник; 7 – радиаторнагреватель; 8 – система сенсоров, формирующих команды для газораспределительного регулятора

Г. Изменение излучательной способности поверхности КА Жалюзи Приборы, оборудование Створчатые Конструктивная панель Надежный и достаточно точный привод, совмещенный с термодатчиками – на основе биметаллических пружин. Барабан с прорезями Мальтийский крест

Тепловые трубы используются для получения требуемого распределения тепла в КА Источник тепла Сброс тепла Фитиль Испаритель Адиабатическая зона Конденсатор

Пример СТР на основе тепловых труб для ориентированных КА Двигатель Вид сверху Верхняя панель Топливные баки Поток от Солнца Тепловые трубы Тень Приборная панель Перегородка Боковая панель Модуль Солнечная панель Нижняя панель

Панель радиатора с тепловыми трубами

Схема замкнутой СТР с тепловой трубой Первичный фитиль Артерии Компенсационная камера Первичный фитиль Вторичный фитиль Испаритель А Вторичный фитиль Жидкостная линия Пазы для пара Конденсатор А Паровая линия Пазы для пара

Перспективная система охлаждения на основе капельного радиатора Одна из главных задач в космической техники самого ближайшего будущего это утилизация большого количества тепла (мегаватты – гигаватты). Потребуются новые более эффективные СТР. К ним относятся системы на основе капельных радиаторов-холодильников (КРХ). Космическая конструкция Аккумулятор Главные преимущества КРХ: давления Ø малая масса, малый потребный объем конструкции (нет тради Теплообменник ционных панелей радиаторов, Циркуляционный практически нет труб). По насос сравнению с радиаторами на базе тепловых труб, КРХ будут легче в 5 10 раз. Ø конструкция КРХ легко Космос разворачивается в космосе; Ø значительно снижается опасность их повреждения Поток капель метеорными частицами. Генератор капель Излучение тепла Силовая конструкция радиатора Коллектор капель Рабочие тела (РТ жидкости): 250 – 350 K – силиконовые масла; 370 – 650 K – жидкие металлические эвтектики; 500 – 1000 K – жидкое олово

Резистивные нагреватели для местного терморегулирования Термопленки

Формулы для проектных оценок

Формулы для проектных оценок (продолжение)

СТР автоматического космического аппарата. Проектирование верхнего уровня Цель. Определить материалы поверхности и радиатора, площадь радиатора; решить вопрос о применении жалюзи или нагревателей. В первую очередь, рассмотреть пассивную СТР Определить общие температурные ограничения для КА Определить min и max тепловыделения бортовых приборов и оборудования Определить max солнечный тепловой поток (ур. 3) Рассчитать площадь проекции КА, т. е. площадь, которую видно со стороны Солнца

Рассчитать площадь поверхности радиатора (ур. 1). Размеры радиатора определить для наиболее “горячих” условий: max тепловыделение, max солнечный поток, max площадь проекции поверхности КА, max допустимая (установившаяся) равновесная температура Размер радиатора слишком большой? да нет Рассчитать равновесную температуру для наиболее холодных условий: тень (солнечный поток = 0), min внутреннее тепловыделение (ур. 1) да нет Добавить в рассмотрении резистивные нагреватели, жалюзи на радиаторы или открытые поверхности Конец!

Оптимизация СТР

Уравнение теплового баланса для элемента поверхности КА Уравнения теплового баланса для технической системы

Рекомендованная литература 1. Фаворский О. Н. , Каданер Я. С. Вопросы теплообмена в космосе. М. , «Высшая школа» . , 1972. Полежаев Ю. В. , Юревич Ф. Б. Тепловая защита. М. , «Энергия» , 1976. 3. Алифанов О. М. Идентификация тепловых процессов летательных аппаратов. М. , «Машиностроение» , 1979. 4. Панкратов Б. М. Основы теплового проектирования транспортных космических систем. М. , «Машиностроение» , 1988. 5. Алифанов О. М. , Вабищевич П. Н. , Михайлов В. В. и др. – М. , «Логос» . 2001. 6. Никитин П. В. Тепловая защита, М. , Изд. МАИ, 2006.