Обеспечение теплового режима бортовой аппаратуры космического аппарата при проведении электрических испытаний в нормальных условиях Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

ШепломассооВменные процессы в конструкциях ЯЛ, энергетических.установоки систем жизнеобеспечения

УДК 629.7.01

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПРИ ПРОВЕДЕНИИ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ В НОРМАЛЬНЫХ УСЛОВИЯХ

Н. Ю. Вшивкова, А. Ю. Вшивков

АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнёва» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: Avshivkov@iss-reshetnev.ru

Представлены современные подходы и методологические особенности проведения электрических испытаний космических аппаратов негерметичной компоновки в нормальных условиях. Приведен пример одного из технологических стендов, который был разработан и внедрен в процесс испытаний перспективных КА производства АО «ИСС» имени академика М. Ф. Решетнева».

Ключевые слова: космический аппарат, электрические испытания, система обеспечения теплового режима, система терморегулирования, испытательное оборудование.

THE THERMAL CONTROL SUPPORT OF SPACECRAFT ONBOARD EQUIPMENT DURING ELECTRICAL TESTS UNDER NORMAL ENVIROMENT

N. Yu. Vshivkova, A. Yu. Vshivkov

JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Street, Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: Avshivkov@iss-reshetnev.ru

The modern approaches and methodological features of an electrical testing the systems of non-hermetic spacecraft are submitted. This article is an example of the process stand, which is designed and implemented in the process of testing spacecraft made by JSC "ISS" named after academician Reshetnev.

Keywords: spacecraft, electric tests, system of thermal regime security, system of thermal regulation, tests equipment.

Прн эксплуатации космического аппарата на целевых орбитах тепловой режим бортовой аппаратуры обеспечивается излучением тепла от радиационных поверхностей в космическое пространство. При наземной экспериментальной отработке, когда включается вся бортовая и специальная аппаратура в штатном режиме, выделяемое тепло от оборудования требуется отводить, чтобы исключить выход из строя бортового оборудования из-за перегрева. Незначительная часть тепла, безусловно, отводится естественной конвекцией и излучением. Но так как величина отводимого тепла естественным способом очень мала, то при отработке аппарата необходимо применить системы вынужденного отвода тепла [5].

Тепловой режим ботовой аппаратуры космического аппарата в нормальных условиях обеспечивается системой терморегулирования, применяемой на изделии, и наземным оборудованием. Конструктивно -компоновочная схема аппаратов предполагает конструкцию в бесконтейнерном исполнении, когда оборудование размещается на силовых и внутренних панелях сотовой конструкции. Для космических аппаратов негерметичного исполнения возможно применение комбинированной системы обеспечения теплового режима, сочетающей в себе дублированный жидкостный контур и подсистему тепловых труб, встроенных

в сотовые панели. Тепло, выделяемое бортовой аппаратурой, передается теплоносителю, циркулирующему в жидкостном контуре, а также теплопроводностью через обшивку и сотозаполнитель на радиационные поверхности (радиаторы) приборных панелей. Основное охлаждение теплоносителя происходит в съемном теплообменном оборудовании, устанавливаемом на аппарате: в установке охлаждения - имитаторе системы терморегулирования. Тепло, передаваемое на радиационные поверхности приборных панелей, отводится за счет создания вынужденной конвекции охлаждающего воздуха [4].

Итак, для обеспечения теплового режима бортового оборудования космического аппарата применяется: жидкостное термостатирование теплоносителя, циркулирующего в жидкостном контуре; воздушное тер-мостатирование.

Далее рассмотрим конструкцию - состав наземного оборудования, которое необходимо применять для отвода тепла от радиационных поверхностей приборных панелей космического аппарата. Для этого используем систему обеспечения теплового режима (СОТР) которая представляет собой замкнутую (или открытую) систему воздушного термостатирования. СОТР представляет собой воздушно-нагнетательный контур.

<Тешетневс^ие чтения. 2016

теплообме

нагреватель

космический аппарат рабочее помещение радиационные панели

вентилятор

газовый тракт системы

Схема обеспечения теплового режима на стапеле электрических испытаний космического аппарата «ГЛОНАСС», разрабатываемого в АО «ИСС» имени М. Ф. Решетнева»

Воздух в систему поступает из объема рабочего помещения, нагнетается вентилятором, охлаждается в теплообменнике, к которому присоединена холодильная машина системы, обеспечивающая циркуляцию холодоносителя. Охлажденный до заданной температуры воздух поступает в воздуховодные короба или коллекторы, установленные на радиационные панели космического аппарата.

Количество тепла, вынужденно отводимого от радиационной поверхности данной системой, определяется по формуле

Q = а^ ,

где а - коэффициент теплоотдачи, который определяет интенсивность теплообмена между радиационной панелью и охлаждающим воздухом; F - площадь радиационной поверхности космического аппарата; А? - разность температуры поверхности и воздуха. Из расчетов по гидравлическим сопротивлениям газового тракта выбирается подходящий по мощности вентилятор, обеспечивающий необходимый расход воздуха. От расхода зависит коэффициент теплоотдачи а - функция критериев подобия, от которых, в свою очередь, зависят характеристики движущейся среды:

а = / (Яе, №, Рг), где Re, ^ц, Pr - критерии подобия физических процессов [2].

Таким образом, мы имеем две важные функции системы обеспечения теплового режима:

1) расход, создаваемый вентилятором, который зависит от сопротивления воздуха в газовом тракте системы. Местные сопротивления могут вызываться сужением, расширением, поворотами и другими факторами воздуховодной сети, вследствие чего происходит нежелательное изменение величины или направление скорости движения воздушного потока на отдельных участках воздуховода [3];

2) температура охлаждающего воздуха, которая должна находиться в диапазоне от плюс 16 до плюс 22 °С и быть не ниже температуры точки росы испытуемого помещения.

Следовательно, задача данной системы - постоянное поддержание необходимых параметров для осуществления качественного отвода избыточного тепла от радиационных поверхностей космического аппарата при электрических испытаниях в нормальных условиях окружающей среды.

В качестве примера такой системы можно привести схему обеспечения теплового режима, применяемую на разрабатываемом в АО «ИСС» космическом аппарате «ГЛОНАСС» при электрических испытаниях, изображенную на рисунке.

На сегодняшний день в АО «ИСС» имени академика М. Ф. Решетнева» были проведены испытания перспективных аппаратов «АМОС-5», «Ямал-300К» «Луч-5А», «Луч-5Б», «Глонасс-К» и многих других, которые уже выполняют свои функции по целевому назначению. Эффективность работы бортовой аппаратуры и систем космических аппаратов подтверждает правильность выбранной технологии изготовления и достоверность в осуществлении организации и проведения наземного комплекса испытаний [1].

Библиографические ссылки

1. Вшивков А. Ю., Головенкин Е. Н. Методологические аспекты организации наземной экспериментальной термовакуумной отработки перспективных негерметичных КА в ОАО «ИСС» имени академика М. Ф. Решетнева // Навигационные спутниковые системы, их роль и значение в жизни современного человека : материалы междунар. науч.-техн. конф. Желез-ногорск, 2012. С. 51-57.

2. Михеев М. А. Основы теплопередачи. М. : Гос-энергоиздат, 1949. 396 с.

ШепломассооВменные процессы в конструкциях, ЯЛ, энергетическихустановоки систем жизнеобеспечения

3. Альтшуль А. Д., Киселев П. Г. Гидравлика и аэродинамика. М., 1965. 270 с.

4. Чеботарев В. Е., Косенко В. Е. Основы проектирования космических аппаратов информационного обеспечения : учеб. пособие / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. 488 с.

5. Нариманов Г. С., Тихонравов К. К. Основы теории полета космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1972. 608 с.

References

1. Vshivkov A. Yu., Golovenkin E. N. Me-todologichiskie aspekti organizatsii nazemnoi eksperimentalrnoi termovakuumnoi otrabotki perspektivnix negermetichnix KA v OAO «ISS» imeni akadevika Reshetneva [Methodological aspects of the organization of the terrestrial experimental thermal vacuum testing

promising leaky spacecraft by the JSC "ISS" named after academician Reshetnev] // Proceedings of the International Scientific and Technical Conference. Zheleznogorsk, 2012. P. 51-57.

2. Mixeev M. A. Osnovi teploperedachi [Heat transfer foundation]. M., State Energy edition, 1949. 396 p.

3. Alrtshulr A. D., Kiselev P. G. Gidravlika i aerodi-namika [Hydraulics and aerodynamics]. Moscow, 1965. 270 p.

4. Chebotarev V. E., Kosenko P. G. Osnovi proikti-rovaniya kosmicheskix apparatov informatsionnogo obe-specheniya [Bases of designing spacecraft information support]. Krasnoyarsk, SibGAU, 2011. 488 p.

5. Narimanov G. S., Tixonravov K. K. Osnovi teorii poleta kosmicheskix apparatov [Basics of spacecraft flight theory]. Moscow, 1972. 608 p.

© Вшивкова H. Ю., Вшивков А. Ю., 2016

УДК 536.24

УПРАВЛЕНИЕ ПАРАМЕТРАМИ ТЕПЛООТВОДА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИМИ РАВНОПРОЧНОЕ НАПРЯЖЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ОБОЛОЧКОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ТУРБОМАШИН

М. С. Гринкруг, И. К. Андрианов*

Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет Российская Федерация, 681013, г. Комсомольск-на-Амуре, просп. Ленина, 27

*E-mail: andrianov_ivan_90@mail.ru

Разработан подход к оптимизации теплообмена в элементах авиационных газотурбинных двигателей, позволяющего реализовать равнопрочное напряженное состояние элемента, в условиях неравномерного тепло-подвода и силового нагружения.

Ключевые слова: оболочковый элемент, температурное поле, теплота, теплопроводность, газовая турбина.

THE CONTROL OF THE HEATSINK PARAMETERS PROVIDING THE EQUAL STRESS STATE OF THE TURBOMACHINERY SHELL COMPONENTS

M. S. Grinkrug, I. K. Andrianov*

Komsomolsk-na-Amure State Technical University 27, Lenina Av., Komsomolsk-na-Amure, 681013, Russian Federation *E-mail: andrianov_ivan_90@mail.ru

The paper deals with an approach to the optimization of the heat exchange elements in aircraft gas turbine engines, which allows to implement full-strength state of the element stress in a non-uniform heat supply and power load.

Keywords: shell element, temperature field, heat, thermal conductivity, gas turbine.

Введение. Одним из ведущих научно-технических направлений в области газотурбиностроения сегодня является разработка методов и моделей, позволяющих управлять тепловым состоянием рабочих элементов, подвергаемых воздействию высокотемпературных газовых сред. Безусловно, данный вопрос обретает особую важность при исследовании теплового состояния элементов газотурбинных двигателей, применяемых в авиакосмической промышленности, в особенности турбинных лопаток оболочкового типа, имеющих внутреннюю систему охлаждения. Акту-

альность данного исследования обусловлена стремлением современной производственной сферы к повышению рабочих температур газовых потоков при минимизации затрат и потерь на нецелесообразное охлаждение. В связи с этим разрабатываются новые подходы к развитию систем охлаждения элементов турбомашин, которые отражены в работах [1; 2].

Описание подхода. Разработанный авторами подход представляет собой поэтапный расчет основных теплофизических параметров внутренней системы охлаждения оболочковых элементов. На первом этапе