CC BY
72
УДК 536.04
РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ИССЛЕДОВАНИЯ КОНТУРНОЙ ТЕПЛОВОЙ ТРУБЫ
© 2008 В. В. Бирюк1, А. И. Китаев2
Самарский государственный аэрокосмический университет 2Государстаенный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс»
Представлены результаты экспериментального исследования контурной тепловой трубы для термостати-рования оборудования, установленного за пределами гермоотсеков космического корабля.
Система термостатирования, космический аппарат, тепловой режим, приборы, термоплата, эксперимент, температурные режимы
Традиционное построение системы терморегулирования космических аппаратов основано на применении газо-жидкостной системы. В этом сл^ае доя обеспечения теплового режима приборов, размещенных внутри гермоотсека, используется газовая среда, а для обеспечения теплового режима приборов, размещенных вне гермоотсеков, используются термоплаты. Заданный тепловой режим в этом случае обеспечивался за счет выбора шага змеевика, размещенного внутри термоплаты, тонина которой зависит от плотности теплового потока, выделяемого приборами. Однако такие термоплаты имели значительную массу.
В качестве альтернативного варианта предлагается конструкция термоплаты со встроенными тепловыми трубами. При этом тепловой режим приборов, размещенных на данной термоплате, обеспечивается за счет отвода тепловой нагрузки посредством контурной тепловой трубы (КТТ) с регулятором давления. Схема экспериментальной установки для исследования КТТ приведена на рис. 1. Внешний вид КТТ приведен на рис. 2. КТТ имела в своем составе:
1. Испаритель с контактным фланцем для крепления к термоплате. Непосредственно к испарителю присоединена компенсационная полость, которая служит для постоянной подпитки фитиля теплоносителем и компенсации температурного расширения аммиака,
2. Конденсатор, представляющий
собой излучающую трехслойную сотовую панель с вмонтированным трубопроводом и нанесенным на наружную поверхность панели терморегулирующим покрытием со степенью черноты не менее 0,9. Конденсатор КТТ одновременно являлся и радиатором - охладителем.
3. Электрический нагреватель мощностью 34 Вт, установленный на компенсационной полости, служащий для имитации и регулирования теплового потока подаваемого в термоплату.
4. Автоматический клапан-
регулятор расхода теплоносителя, предназначенный для предотвращения захолажива-ния термоплаты ниже температуры 0°С. Клапан имеет два положения: пуск (пар идет на вход радиатора-омадителя) и перепуск (пар идет по байпасной магистрали, минуя радиатор-о^адитель).
Термоплата была установлена в контурную тепловую трубу с заданными характеристиками.
Целью тепловакуумных испытаний являлось подтверждение эффективности и достаточности выбранных средств термостатирования, оценка «реакции» контурной тепловой трубы на изменение внешней тепловой нагрузки и тепловой нагрузки от приборов.
Для достижения этой цели решались следующие задачи:
- определение температурного диапазона, обеспечиваемого на термоплате;
- определение температурного перепада по термоплате и конструкции КТТ;
- определение динамики изменения температур при переводе изделия из одного режима в другой;
- определение температур срабатывания клапана регулятора давления;
- отработка методики запуска КТТ и определение условий «с^озапуска» КТТ;
- отработка режима «зтирания» КТТ с помощью электронагревателя на компенсационной полости.
Объект испытаний (ОИ) представлял собой термоплату с размещенным на ней тепловым имитатором прибора мощностью от 0 до 400 Вт, к которой крепится КТТ с радиатором-охладителем и регулятором давления.
Для имитации кондуктивных связей с другими элементами конструкции на ОИ предусмотрена установка двух коллекторных ТТ, в зоне испарения этих труб были установлены электрические нагреватели. Конденсаторы коллекторных ТТ крепятся к термоплате. Для контроля температурных диапазонов и температурных перепадов по элементам конструкции была предусмотрена установка 34 температурных датчиков. Информация с температурных датчиков поступала на пульт регистрации информации, где проходила ее автоматическая отработка.
Термоплата была выполнена в виде трехслойной сотовой панели с пятью встроенными тепловыми трубами. ОИ устанавливался в термовакуумную камеру (так) на подставку. ОИ совместно с подставкой, за исключением радиатора-омадителя, закрывался экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ). Имитируемые внешние тепловые потоки, действующие на ОИ (сошечное излучение, собственное излучение Земли, отраженные потоки), воспроизводились по заданной циклограмме, соответствующей
схеме полета КА, с помощью имитаторов инфракрасного излучения (^ИКИ). Обеспечение условий космоса достигалось посредством охлаждения азотных экранов ТВК до
минус 170 °С и обеспечения вакуума до 110-
5 мм. рт. ст.
Управление тепловым имитатором прибора, ИИКИ нагревателями КТТ, нагревателями коллекторных ТТ осуществлялось автоматикой ОИ.
Испытания проходили в течение 3 суток в круглосуточном режиме.
В результате испытаний было определено, что:
1. Температура поверхности термоплат изменялась в диапазоне минус 7... + 15 °Св режиме минимальной внешней и внутренней нагрузки. При максимальных нагрузках - от + 14 до +36 °С, что соответствовало заданным условиям эксплуатации прибора. Графики изменения температур по термоплате в режимах самозапуска и нагрева компенсационной полости приведены на рис. 3, 4.
2. Термическое сопротивление КТТ изменялось от 0,01 до 0,13 К/Вт в зависимости от ее режимов работы.
3. Перепад температур по термоплате не превышал 2 °С. Графики изменения температур в режимах самозапуска и нагрева компенсационной полости приведены на рис. 5, 6.
4. Открытие клапана регулятора происходило при температуре 5 °С, закрытие при 0 °С (в одном из реумов с минимальной нагрузкой закрытие клапана-регулятора произошло при температуре минус 7 °С).
5. Максимальная теплопроизводитель-ность КТТ составляла Ршах = 310 Вт.
6. Нагреватель компенсационной полости N = 10 Вт позволял отключать КТТ от регулирования теплового режима термоплаты;
7. «С^озапуск» КТТ происходил при тепловой нагрузке теплового имитатора р > 80 Вт.
В результате испытаний можно сделать следующие выводы:
1. Обеспечение теплового режима приборов, размещенных вне гермоотсеков КА, возможно при установке их на сотовой панели со встроенными тепловыми трубами и отводе тепловой нагрузки в космическое пространство с помощью КТТ.
■Пт- -II I к-
Рис. 1. Общий вид комплекта элементов СТР:
КТТ - контурная тепловая труба, ТТ ТП-жтовшт^ба терм оплаты, ТТК - тепловая труба коллекторная, Т1...Т34 - точки измерения температур
КТТ
-с /
/1 КТТ /
Рис. 2. Схема КТТ:
КТТ - контурная тепловая труба; ИКТТ - испаритель контурной тепловой трубы; РД-ре^ттор давления; РО -радиатор - охладит ель; КП - компенсационная п олость; ТИБА - тепловые имитаторы бортовой
аппаратуры
и с 16:06:45 16.16:45 16:26.45 16.36.45 16.46:45 17:06:45 17:16:44 17:26:44 17.36.44
Время, с
Рис. 3. Температуры по сечению термоплаты в режиме самозапуска
_ и
ДЗ о
& § Й
Р-1 К
В
3 §
р р_
н
вд н
2 13 № и V и и
о
с
И
И
и
Он
и
со
Время, с
Рис. 4. Температуры по сечению термоплаты в режиме нагрева компенсационной полости
£ £ Он § 1) Н
5 о § * Р. Оч Н и
д н
2 к И <□ Р4 и о
К
И
и
&
си
го
^ О
Й о
&
Я й & § 0 о
Р Он н 5? « н
№
И
и
Он
и
со
Время, с
Рис. 5. Температуры по сечению термоплаты в режиме самозапуска
Время, с
Рис. 6. График изменения температур в режиме нагрева компенсационной полости
2. Имеется возможность гибкого управления режимами работы контура регулирования теплового режима за счет работы нагревателей компенсационной полости и работы клапана- регулятора.
Отмечены следующие недостатки в работе КТТ:
1. Клапан-регужтор не показал устойчивого «зширания» при фиксированной температуре на всех режимах работы контура.
2. Контурная тепловая труба не позволяет отводить тепловую нагрузку при ^и> 320 Вт.
GROUND TESTING RESULTS OF LOOP HEAT PIPE USED TO MAINTAIN THERMAL
CONDITIONS OF EQUIPMENT
©2008 V. V. Biryuk1, A. I. Kitaev2
Samara State Aerospace University 2State Research and Production Space Rocket Center «TsSKB-Progress»
The results of the pilot study how heat pipes for thermal equipment installed outside the space ship watertight compartment.
Thermostating system, spacecrafts, temperature, appliances, termoplate, experiment
Информация об авторах
Бирюк Владимир Васильевич, доктор технических наук, профессор кафедры теплотехники и тепловых двигателей Самарского государственного аэрокосмического университета. Тел. (846) 335-18-12. E-mail: teplotex ssau@bk.ru. Область научных интересов: тепломассообмен, термодинамика.
Китаев Александр Иркович, аспирант, начальник отдела Государственного научнопроизводственного ракетно-космэтеского центра «ЦСКБ-Прогресс». Тел. (846) 270-56-12. Email: uran 74@mail.ru. Область научных интересов: тепломассообмен, термодинамика.
Biryuk Vladimir Vasiljevich, Doctor of Engineering Science, professor, of the Heat Engineering department of the Samara State Aerospace University. Phone: (846) 335-18-12. E-mail: teplotex ssau@bk.ru Area of research: teplomassoobmen, thermodynamics.
Kitaev Alexander Irkovich, postgraduate, head of the State Research and Production Space Rocket Center «TsSKB-Progress» department. Phone: (846) 270-56-12. E-mail - uran 74@mail.ru. Area of research: teplomassoobmen, thermodynamics.
