CC BY
3УДК 629.78.001.891.55+621.565.83
исследование влияния микрогравитации на теплофизические и эксплуатационные характеристики тепловых труб по результатам космического эксперимента
© Басов А.А.1, Лексин М.А.1, Мишин Г.С.2, Прохоров Ю.М.1, Соболев В.В.3, Симагин А.Е. 3, 2023
1Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsce.ru
2АО «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения»
(ЦНИИмаш)
ул. Пионерская, 4, г. Королёв, Московская область, Российская Федерация, 141070,
e-mail: corp@tsniimash.ru
3АО Государственный научный центр Российской Федерации «Исследовательский центр им. М.В. Келдыша» (ГНЦ «Центр Келдыша») ул. Онежская, 8, г. Москва, Российская Федерация, 125438, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
В представленной статье приведены результаты обработки экспериментальных данных, полученных при испытаниях аксиальных тепловых труб в составе теплопередающих элементов в условиях микрогравитации при проведении космического эксперимента «Фазопереход» и при сопровождении космического эксперимента в стендовых условиях. Описаны объекты исследования и экспериментальные установки для проведения испытаний. Рассмотрены типовые графики изменения теплопередающей способности и термического сопротивления тепловых труб при различных условиях подвода тепла к испарительной зоне и отвода от конденсационной зоны. В процессе сравнения результатов обработки наземных и лётных испытаний определено влияние микрогравитации на тепловые и эксплуатационные характеристики тепловых труб. Рассмотрены методики обработки полученных материалов космического эксперимента и методики исключения потерь тепла через теплоизоляцию теплопередающего элемента при проведении стендовых испытаний, даны предложения по дальнейшему использованию полученных научных результатов космического эксперимента.
Ключевые слова: тепловая труба, теплопередающий элемент, блок электроники научной аппаратуры, космический эксперимент, температура, термическое сопротивление, теплопередающая способность.
A study of effect of microgravity
ON THERMOPHYSICAL AND OPERATIONAL CHARACTERISTICS OF HEAT PIPES BASED ON THE RESuLTS OF A SPACE EXPERIMENT
EDN: JJKJWQ
Basov A.A.1, Leksin M.A.1, Mishin G.S.2, Prokhorov Yu.M.1, Sobolev V.V.3, Simagin A.E.3
1S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin st., Korolev, Moscow Region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru
2Central Research Institute for Machine Building (TsNIIMash) 4 Pionerskaya st., Korolev, Moscow Region, 141070, Russian Federation, e-mail: corp@tsniimash.ru
3State Scientific Center of the Russian Federation «Keldysh Research Center»
(Keldysh Research Center) 8 Onezhskaya st., Moscow, 125438, Russian Federation, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
The presented paper provides results of processing experimental data obtained in tests of axial heat pipes integrated into heat transfer elements under microgravity conditions during space experiment Fazoperekhod (Phase Transition) and when following up the space experiment in a bench-scale test. It describes the test objects and test setups for conducting the studies. The paper discusses typical curves of heat transfer ability and thermal resistance for heat pipes under various conditions of heat delivery to the evaporative zone and removal from the condensation zone. Determined through comparing processed results of ground and flight tests were the effects of microgravity on thermal and operational properties of the heat pipes. The paper discusses techniques for processing materials obtained in the space experiment and techniques used for avoiding heat losses through thermal insulation of the heat transfer element during bench-scale tests, makes proposals on further use of scientific results obtained in the space experiment.
Key words: heat pipe, heat transfer element, electronics unit of scientific equipment, space experiment, temperature, thermal resistance, heat transfer ability.
БАСОВ Андрей Александрович — кандидат технических наук, начальник отделения РКК «Энергия», e-mail: andrey.basov@rsce.ru BASOV Andrey Aleksandrovich — Candidate of science (Engineering), Head of division at RSC Energia, e-mail: andrey.basov@rsce.ru
ЛЕКСИН Максим Александрович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru LEKSIN Maksim Aleksandrovich — Candidate of science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
МИШИН Геннадий Сергеевич — заместитель начальника отдела ЦНИИмаш, e-mail: corp@tsniimash.ru
MISHIN Gennadiy Sergeevich — Deputy head of department at TsNIIMash, e-mail: corp@tsniimash.ru
ПРОХОРОВ Юрий Максимович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru
PROKHOROV Yury Maksimovich — Candidate of science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
СОБОЛЕВ Виктор Владимирович — начальник сектора ГНЦ «Центр Келдыша» SOBOLEV Viktor Vladimirovich — Head of subdepartment at Keldysh Research Center
СИМАГИН Александр Евгеньевич — ведущий инженер ГНЦ «Центр Келдыша», e-mail: kerc@elnet.msk.ru
SIMAGIN Aleksandr Evgenievich —Lead engineer at Keldysh Research Center, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
Введение
Несмотря на то, что тепловые трубы (ТТ) уже несколько десятков лет успешно применяются в космических аппаратах (КА) разработки РКК «Энергия» [1-3], НПО Лавочкина и РКЦ «Прогресс» с целью охлаждения и термостабилизации космического приборно-агрегатного оборудования, целенаправленные исследования влияния микрогравитации и радиолиза теплоносителя на параметры и характеристики ТТ в Российской Федерации не проводились. Поэтому проведение космического эксперимента (КЭ) «Фазопереход» в условиях орбитального полёта представляет большой интерес для разработчиков систем обеспечения теплового режима (СОТР) КА.
Реализация КЭ осуществлялась с помощью создания лётной экспериментальной установки (ЛЭУ-ТТ1), позволяющей проводить испытания ТТ вне гермоотсека транспортного грузового корабля (ТГК). Такая реализация КЭ
позволяет охватить широкий спектр применения ТТ на объектах ракетно-космической техники (РКТ) и создать на ТГК рабочее место для испытаний перспективных ТТ в условиях невесомости.
Разработка научной аппаратуры (НА) ЛЭУ-ТТ1 проведена в ГНЦ «Центр Келдыша» в части блоков электроники управления и обработки КЭ, в РКК «Энергия» — в части теплопере-дающих элементов (ТПЭ). РКК «Энергия» осуществила проектные работы по доработке ТГК «Прогресс», конструкционному внешнему размещению установки ЛЭУ-ТТ1, доставке НА на МКС и проведению эксперимента. НИИ ЦПК им. Ю.А. Гагарина — организация, обеспечивающая проведение экспериментальных исследований на борту Российского сегмента Международной космической станции (РС МКС) для каждого сеанса, включая подготовку космонавтов и планирование их работы совместно с ЦНИИмаш, ГНЦ «Центр Келдыша» и РКК «Энергия».
Краткая характеристика ЛЭу-ТТ1
ЛЭУ-ТТ1 состоит из комплекта бортового оборудования (КБО) и комплекта наземного оборудования (КНО), аналогичного по составу КБО.
Комплект бортового оборудования выполнен в виде шести ТПЭ с ТТ, расположенных по два ТПЭ в трёх зонах на наружных поверхностях ТГК «Прогресс МС», и блока электроники НА, установленного внутри герметичного отсека ТГК.
В состав каждого из ТПЭ входят:
• тепловая труба ТТ;
• устройство подвода тепла к ТТ (за счёт электрической мощности от бортовой сети);
• устройство отвода тепла от ТТ (за счёт излучения в космос с радиатора-излучателя);
• датчики температуры, установленные на испарительной, транспортной и конденсационной зонах ТТ.
Внешний вид ТПЭ с установленными нагревателями и датчиками температуры приведён на рис. 1.
Рис. 1. Теплопередающий элемент (рисунок создан авторами)
Тепловые трубы, входящие в состав ТПЭ, изготавливаются на основе профилей ТР14ПД. Материал профиля алюминиевый сплав АМг-2. Тепловые
трубы конструкционно состоят из корпуса (профиля) с капиллярной структурой в виде 36 прямоугольных аксиальных канавок 1,0*0,7 мм и герметизирующих торцевых заглушек. Сечение профиля приведено на рис. 2.
Рис. 2. Сечение профиля тепловых труб (рисунок создан авторами)
В качестве рабочего тела в ТТ используется аммиак особой чистоты [4]. Подвод тепла к ТТ обеспечивается за счёт включения шести поверхностных электронагревателей (ЭН), установленных на полках профиля в испарительной зоне ТТ. Мощность каждого ЭН 25±1 Вт при напряжении питания постоянного тока и = 27±1 В. Отвод тепла от конденсационной зоны ТТ обеспечивается излучением с радиационной поверхности ТПЭ.
Длина испарительной зоны ТТ не превышает 250 мм. Длина конденсационной зоны ТТ не превышает 1 250 мм.
Конструкционная схема ТПЭ и расположение датчиков температуры на испарительной и конденсационной зонах ТТ приведены на рис. 3.
Конвективный теплообменник Радиационный теплообменник
Рис. 3. Конструкционная схема теплопередающего элемента: Т1...Т8 — термометры сопротивления (рисунок создан авторами)
Блок электроники (БЭ) НА позволял контролировать параметры испытаний ТТ с высокой точностью в автоматическом режиме по заданной программе с записью результатов на //авк-память.
Блок электроники НА обеспечивал:
• подачу/отключение и регулирование мощности от бортовой электросети к исследуемой ТТ;
• измерение абсолютных температур (в контрольных точках ТТ и радиатора-излучателя) с погрешностью 0,1 °С; перепада температур — с погрешностью 0,03 °С;
• измерение потребляемой электрической мощности Ыэл (тока потребления) с погрешностью 0,1 Вт;
• запись параметров на съёмный носитель информации (//авк-память).
размещение ЛЭу-ТТ1 на ТГК «Прогресс»
Комплект бортового оборудования ЛЭУ-ТТ1 расположен в трёх зонах снаружи ТГК «Прогресс-МС-08», а БЭ НА установлен в грузовом отсеке ТГК.
В каждой зоне снаружи КА устанавливаются по два ТПЭ. Фотография ТГК «Прогресс-МС-08» № 438 с ТПЭ на внешней поверхности приведена на рис. 4.
Рис. 4. ТГК «Прогресс-МС-08» с теплопередающими элементами (ТПЭ) на монтажном комплексе космодрома Байконур (рисунок создан авторами)
На рис. 5 показана схема установки ТПЭ на поверхности ТГК «Прогресс-МС-08» и их нумерация (вид сзади).
Космический эксперимент «Фазо-переход» реализован на ТГК «Прогресс-МС-08» № 438 в составе РС МКС. Эксперимент выполнен в период экспедиции МКС-55/56 [5] 12.03.2018-09.07.2018.
Всего проведено 52 сеанса измерений параметров ТПЭ в полуавтоматическом режиме в процессе орбитального полёта МКС с участием экипажа.
Рис. 5. Схема установки теплопередающих элементов на поверхности ТГК «Прогресс-МС-08»: СБ —
солнечные батареи (рисунок создан авторами)
Сопровождение лётных испытаний
В рамках сопровождения КЭ «Фазо-переход» в АО ГНЦ «Центр Келдыша» проводились испытания ТПЭ на наземном аналоге бортового оборудования.
Технические характеристики наземного комплекта оборудования соответствуют техническим характеристикам бортового оборудования ЛЭУ-ТТ1.
Схема экспериментальной установки для проведения стендовых испытаний приведена на рис. 6.
Рис. 6. Схема экспериментальной установки для проведения наземных испытаний теплопередающих элементов: КК — климатическая камера; ЭН — электронагреватель; РХ — расходомер; Т1...Т11 — датчики температуры; БЭ НА — блок электроники научной аппаратуры; ЭВМ — электронно-вычислительная машина (рисунок создан авторами)
Сброс тепла от ТПЭ производился в теплоноситель, циркулирующий через термоплату, установленную на конденсационной зоне ТТ с обеспечением гарантированного теплового контакта.
обработка результатов лётных и стендовых испытаний теплопередающих элементов
Основными тепловыми параметрами ТТ, которые определяют эффективность использования их в СОТР КА, являются максимальная теплопередаю-щая способность ( и термическое сопротивление К.
При обработке результатов лётных и стендовых испытаний ТПЭ использовались следующие ниже формулы.
1. Теоретическое выражение для определения максимальной теплопередающей способности ТТ, согласно работе [6], имеет следующий вид:
О
Ъ1«
-± р, ^ф
где р
плотность жидкости; К =
Пг2
_п_
8
проницаемость капиллярной структуры;
П =
А S
гидравлический радиус канавки; — пористость капиллярной струк-
туры; А — суммарная площадь всех канавок; 5 — площадь поперечного сечения капиллярной структуры (канавок и межканавочных рёбер); Иег] — скрытая теплота испарения; — динамическая
вязкость жидкости; I длина ТТ; с.
эффективная коэффициент поверх-
е11.
ностного натяжения аммиака; & — краевой угол смачивания; тс — радиус кривизны мениска жидкости в продольной канавке, равный половине ширины канавки; g — ускорение свободного падения; ф — угол наклона ТТ к горизонтальной плоскости.
В вышеозначенных уравнениях необходимо ставить «+», если направление течения конденсата рабочей жидкости в ТТ совпадает с направлением силы тяжести, и «-», если конденсат движется против них.
Эффективная длина ТТ рассчитывается по следующей формуле:
I +1 I = I + --- ,
1еЦ а 2
где 1а — длина адиабатной зоны; 1е длина испарительной зоны; I — длина конденсаторной зоны.
Гидравлический радиус канавки прямоугольной формы определяется по следующей формуле:
2 аЬ
г, =
1 2а + Ь
где а — глубина канавки; Ь — ширина прямоугольной канавки.
2. Тепловая мощность, отводимая термоплатой, определяется по следующей формуле:
(ТП = ^ТН^р.ТН (Т9 — Т10 ),
где 0ТН — расход теплоносителя; СрТН -коэффициент теплоёмкости теплоносителя; Т10, Т9 — температура теплоносителя на входе в термоплату и выходе из неё соответственно.
3. Мощность, отводимая излучением с радиационной поверхности ТПЭ, определяется по следующей формуле:
(рто =
где в — степень черноты; с — постоянная Стефана-Больцмана (коэффициент излучения абсолютно чёрного тела); ¥ — площадь радиационного теплообменника (РТО); Т — температура поверхности РТО.
4. Термическое сопротивление ТТ определяется по следующей формуле:
К =
М
где ( — теплопередающая способность ТТ; М = Тсрисп - Т8 — перепад температур между зонами испарения и конденса-
ции ТТ; Т
Т + Т + Т
1 2 3
3
усреднённая
температура по зоне испарения; Т8 — температура в зоне конденсации.
5. Коэффициент теплоотдачи при испарении определяется по следующей формуле:
= 1
аисп " К р ' исп исп
с
1
где Я =
ДТ
исп
испарителя
термическое сопротив-
ление испарителя; At = Т - Т. —
^ 7 исп ср.исп 4
перепад температур между средней температурой стенки испарителя и транстемпература — площадь
портной зоной ТТ; Т4 транспортной зоны ТТ; ¥ поверхности испарителя;
При исследовании ТПЭ в наземных условиях и в космосе имеется существенная разница в граничных условиях отвода тепла и в методике измерения ( и At.
В космосе в условиях засветки ТПЭ от Земли, Солнца и, возможно, от конструкции КА, значение At будет искажено, а значение потребляемой электрической мощности Ыэл не будет эквивалентно радиационному излучению (РТО.
При наземных испытаниях, для исключения влияния силы тяжести на измеряемые параметры ( и А^ ТТ в составе ТПЭ располагают строго горизонтально, чтобы наклон не повлиял на скорость течения жидкости в капилляре. Кроме этого, сила тяжести оказывает влияние на конфигурацию мениска в канавках капиллярной структуры ТТ, расположенных вверху и внизу сечения профиля ТПЭ, что также может привести к искажению значения мощности, отводимой термоплатой, (ТП и перепада температуры А^
При испытаниях в стендовых условиях также неизбежны потери тепла через изоляцию конденсационной и испарительной зон ТПЭ. Величина утечек тепла АО опре-
к!
деляется по следующей методике. Предварительно, нагревая конден-
Т.
находим
сатор до значения утечек тепла А( с выключенной электрической нагрузкой (^ЭН = 0). При температурах на конденсаторе Т
ниже
комнатой
будет приток тепла, а при температуре выше комнатной — его потери. Реальная теплопередача ТПЭ будет равна сумме тепловой мощности,
термоплатой, и утечек тепла через изоляцию конденсатора:
е*ТП = ((тп ± 0уТ.
Для исключения потерь тепла через теплоизоляцию при проведении наземного эксперимента предложена следующая методика. При заданной тепловой нагрузке с использованием термостата в термоплату подаётся теплоноситель с расходом и температурой, обеспечивающими заданную температуру конденсационной зоны ТТ. Одновременно поддерживается температура в климатической камере (рис. 6), равная температуре конденсационной зоны ТТ.
результаты лётных и наземных испытаний ТПЭ
На графиках рис. 7-9 приведены типовые характеристики ТПЭ при испытаниях в условиях невесомости при отсутствии теплопритоков от Солнца и Земли. При этом Ыэл = (РТО.
На рис. 7 приведено изменение температуры испарительной, транспортной и конденсационной зон ТТ во времени при различной мощности электронагревателей ТПЭ.
Обработка результатов экспериментальных данных показывает, что термическое сопротивление ТТ составляет 0,0002...0,0040 К/Вт.
На рис. 8 приведена зависимость теплопередающей способности ТТ от температуры транспортной зоны. Здесь цифрами указаны номера ТТ.
Рис. 7. Изменение температуры испарительной, транспортной и конденсационной зон тепловых труб во времени при различной мощности электронагревателей (ЭН) отводимой теплопередающего элемента (рисунок создан авторами)
к
п! н
а т
2 й
03 н
4 о а; о СХ Я а> Ю с о
О У
ч с
£
о в
о
250
200
150
100
50
0
На рис. 8 видно, что экспериментальные данные хорошо согласуются с теоретической кривой, рассчитанной по соответствующей формуле.
На рис. 9 приведён баланс тепла, отводимого излучением от РТО ТПЭ и подводимого ЭН ТПЭ к испарительной зоне ТТ.
Результаты сравнения, приведённые на графике рис. 9, подтверждают с достаточной степенью точности наличие баланса между и N .
^РТО эл
На графиках рис. 10 приведены типовые характеристики ТПЭ при испытаниях в стендовых условиях при отсутствии теплопритоков через теплоизоляцию ТПЭ.
Как показывают результаты испытаний, термическое сопротивление ТТ в стендовых условиях составляет 0,0005...0,0095 К/Вт.
Сравнение лётных и наземных испытаний
При сравнении результатов работы ТПЭ в невесомости с результатами наземных испытаний необходимо руководствоваться следующим:
• значения К и ( при лётных испытаниях следует брать в тех экспериментах, где нет засветки от Земли и Солнца, при этом должен соблюдаться баланс
N = (РТО;
эл ^РТО'
• для лётного эксперимента каждому значению подводимой электрической мощности N и передаваемой тепловой мощности соответствуют конкретные значения температуры конденсационной зоны Т8;
• в наземных экспериментах на испаритель ТПЭ подаётся значение N ,
4 3 ^""""•««3 2 2
1
20 40 60
Температура транспортной зоны Зависимость теплопередающей способности
80
100
Рис. 8.
температуры транспортной зоны (рисунок создан авторами)
тепловых
труб
3000 4000 Время, с
Рис. 9. Баланс излучения радиационного теплообменника йРТО дённой электронагревателями мощности Лэл (рисунок создан авторами)
и подве-
Рис. 10. Изменение температуры испарительной, транспортной и конденсационной зон тепловых труб при различной мощности электронагревателей (ЭН) теплопередающего элемента (рисунок создан авторами)
как при КЭ, и одновременно на конденсаторе при помощи термоплаты и управляемого термостата задаётся такое же значение Т8, как при КЭ.
На графиках рис. 11 приведены зависимости термического сопротивления ТТ КБО и КНО от мощности электронагревателей ТПЭ, полученные при стендовых и лётных испытаниях.
от
н
m
<и н s 0) ч
и
а Р
FÏ О
^ Он
и
о
о
0,010 0,009 0,008 и" 0,007 0,006 0,005 0,004 0,003 0,002 0,001 0
III --стендовые условия; ----космический эксперимент
_.. - ** '
- ____
40 50 60 70 80 90 100 110 120 Мощность ЭН, Вт
Рис. 11. Зависимость термического сопротивления тепловых труб комплексов бортового и наземного оборудования от мощности электронагревателей теплопередающих элементов (рисунок создан авторами)
Из сравнения следует, что термическое сопротивление ТТ при наземных испытаниях более чем в два раза выше, чем при лётных. Вероятно, такое явление связано с тем, что на Земле сила тяжести влияет на конфигурацию мениска и, соответственно, ухудшает теплопередачу ТПЭ.
На графиках рис. 12 приведены зависимости теплопередающей способности ТТ КБО и КНО от температуры конденсационной зоны T, полученные при стендовых и лётных испытаниях.
к
03 н
Я «
2 Й
аз н
4 о
<ь 2
& м
<U VO
G О
° У
ч 2
G R
Е-"
160 140 120 100 80 60
»......»... ........... V к
% - стендовые условия; А - космический эксперимент
0 10 20 30 40 50 60 70 Температура конденсационной зоны ТТ ТПЭ(Г8),°С
Рис. 12. Зависимость теплопередающей способности тепловых труб теплопередающих элементов (ТТ ТПЭ) от температуры конденсационной зоны ТТ ТПЭ при лётных и наземных экспериментах (рисунок создан авторами)
На графике рис. 12 видно, что максимальная теплопередающая способность ТТ в условиях невесомости на 15-20% выше, чем при наземных испытаниях.
Изменения температуры конденсационной зоны ТТ за время эксплуатации в натурных условиях в течение четырёх месяцев не зафиксировано, что свидетельствует об отсутствии газовыделения во внутренней полости ТТ за счёт радиолиза.
Выводы
1. Создано рабочее место для проведения исследований теплопередающих устройств в условиях микрогравитации на борту ТГК «Прогресс» в составе РС МКС. Показано, что оборудование обеспечивает возможность исследования теплофизических параметров аксиальных тепловых труб в полуавтоматическом режиме, обеспечивая высокую повторяемость задаваемых параметров.
2. Использованные в КЭ аксиальные тепловые трубы в составе теплопере-дающих элементов в условиях наземных испытаний и на борту ТГК «Прогресс» в составе МКС способны передавать до 130 Вт при температуре транспортной зоны 0...45 °С.
3. Разработана методика определения вклада в тепловой баланс ТПЭ следующих факторов:
• мощности электрического нагревателя;
• поглощённого излучения Земли и Солнца;
• излучения с поверхности РТО в окружающее пространство.
4. Результаты сравнительного анализа данных эксперимента в орбитальных и наземных условиях показывают, что наличие силы тяжести оказывает отрицательное воздействие на испари-тельно-конденсационный цикл в аксиальных тепловых трубах. Теплопередающая способность аксиальных тепловых труб, измеренная на Земле, на 15-20% ниже, чем измеренная в орбитальных условиях
5. Сравнение термического сопротивления ТТ ТПЭ, полученного в наземных и лётных условиях для одинакового диапазона тепловых нагрузок, показывает, что значения, полученные на Земле, более чем в два раза превышают результаты измерений в орбитальных условиях.
6. Сравнение полученных результатов для космической и наземной частей эксперимента показывает, что коэффициенты теплоотдачи в зоне испарения в условиях микрогравитации существенно превышают значения, полученные в наземных условиях (в два и более раз).
7. Результаты космического эксперимента могут быть использованы в работах по следующим направлениям:
• при разработке методов прогнозирования параметров теплопередающих элементов с использованием тепловых
труб для условий орбитального полёта на основе их наземных испытаний;
• при разработке и создании более эффективных и надёжных элементов СОТР КА;
• при проведении натурных испытаний тепловых труб различных модификаций, включая лётную сертификацию теплообменных устройств с фазовым превращением теплоносителя на созданном рабочем месте в составе ТГК «Прогресс».
Список литературы
1. Басов А.А., Прохоров Ю.М., Сургу-чёв О.В. Радиаторы на тепловых трубах в системах терморегулирования пилотируемых космических аппаратов и комплексов // Известия РАН. Энергетика. 2011. № 3. С. 37-41. EDN: NTXLIF
2. Басов А.А., Лексин М.А., Прохоров Ю.М. Двухфазный контур системы обеспечения теплового режима научно-энергетического модуля. Численное моделирование гидравлических характеристик // Космическая техника и технологии. 2017. № 2(17). С. 80-89. EDN: YTWBHB
3. Басов А.А., Лексин М.А., Прохоров Ю.М. Радиационный теплообменник
двухфазного обеспечения теплового режима космического аппарата. Численное моделирование теплопередающего элемента // Тепловые процессы в технике. 2018. № 3-4. С. 125-133. EDN: HGGPKQ
4. Морковин А.В., Плотников А.Д., Борисенко Т.Б. Теплоносители для тепловых труб и наружных гидравлических контуров систем терморегулирования автоматических и пилотируемых космических аппаратов // Космическая техника и технологии. 2015. № 3(10). С. 89-99. EDN: UMPXLN
5. Артемьев О.Г. Основные задачи подготовки и результаты деятельности экипажа МКС-55/56 при выполнении программы космического полёта / / Пилотируемые полёты в космос. 2019. № 1(30). С. 5-17. EDN: WWLCZF
6. Лукс А.Л., Матвеев А.Г. Анализ основных расчётных и экспериментальных теплофизических характеристик аммиачных тепловых труб повышенной тепловой проводимости из алюминиевых сплавов // Вестник СамГУ. Естественнонаучная серия. 2008. № 3(62). С. 331-357. EDN: JHKLPR
Статья поступила в редакцию 04.05.2023 г. Окончательный вариант — 06.06.2023 г.
References
1. Basov AA, Prokhorov YuM, Surguchev OV. Heat-pipe radiators in thermal control systems of manned spacecraft and space stations. Proceedings of RAS. Power Engineering. 2011; 3: 37-41. Available from: https://www.elibrary.ru/ntxlif (accessed 05.06.2023) (in Russian).
2. Basov AA, Leksin MA, Prokhorov YuM. A two-phase loop of thermal control system of Science-Power Module. Numerical simulation of hydraulic characteristics. Space Engineering and Technology. 2017; 2: 80-89. Available from: https://www.elibrary.ru/ytwbhb (accessed 05.06.2023) (in Russian).
3. Basov AA, Leksin MA, Prokhorov YuM. Radiating heat exchanger of two-phase loop of spacecraft thermal mode supporting system. Numerical modeling of heat transfer element. Teplovye protsessy v tekhnike [Thermal Processes in Engineering]. 2018; 3-4: 125-133. Available from: https://www.elibrary.ru/hggpkq (accessed 05.06.2023) (in Russian).
4. Morkovin AV, Plotnikov AD, Borisenko TB. Heat transfer medium for heat pipes and external hydraulic circuits of thermal control systems of unmanned and manned spacecraft. Space Engineering and Technology. 2015; 3(10): 89-99. Available from: https://www.elibrary.ru/umpxln (accessed 05.06.2023) (in Russian).
5. Artemiev OG. Main tasks of training and results of activity of the ISS crew for expedition 55/56 when carrying out the mission plan. Manned space flights. 2019; 1(30): 5-17. Available from: https://www.elibrary.ru/wwlczf (accessed 05.06.2023) (in Russian).
6. Luks AL, Matveev AG. Analysis of main calculated and experimental thermophysical characteristics of advanced heat-transfer rate heat-pipes of aluminum alloy. Vestnik of Samara University. Natural Science Series. 2008; 3(62): 331-357. Available from: https://www.elibrary.ru/jhklpr (accessed 05.06.2023) (in Russian).
