Расчет параметров теплообмена секции радиатора-излучателя космического аппарата Текст научной статьи по специальности «Физика»

Секция

«МОДЕЛИРОВАНИЕ ФИЗИКО-МЕХАНИЧЕСКИХ И ТЕПЛОВЫХ ПРОЦЕССОВ В МАШИНАХ И АППАРАТАХ»

УДК 536.24

РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ТЕПЛООБМЕНА СЕКЦИИ РАДИАТОРА-ИЗЛУЧАТЕЛЯ

КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

А. В. Делков, А. А. Ходенков, Ю. Н. Шевченко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Е-mail: delkov-mx01@mail.ru

Рассматривается проблема моделирования секции радиатора-излучателя системы терморегулирования космического аппарата. Приводятся результаты расчета с использованием пакетов Syrthes и CodeSaturne.

Ключевые слова: моделирование, радиатор-излучатель, теплообмен.

NUMERICAL INVESTIGATION OF THE HEAT TRANSFER PARAMETERS OF SPACECRAFT RADIATOR-EMITTER SECTION

A. V. Delkov, A. A. Hodenkov, Yu. N. Shevchenko

Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: delkov-mx01@mail.ru

This paper covered problem of modeling section of the radiator-emitter spacecraft thermal control system. The results of the calculation using the packages and Syrthes CodeSaturne are presented.

Keywords: modeling, radiator section, heat exchange.

Радиационная панель является одним из значимых элементов системы терморегулирования (СТР). В условиях космоса радиационный сброс является преимущественным способом удаления тепла с космического аппарата. Рассмотрим секцию радиатора-излучателя (рис. 1), которая конструктивно представляет собой трубу с теплоносителем, соединенную с радиационной панелью. С одной стороны секция контактирует с потоком теплоносителя, - соответственно идет теплоотдача от теплоносителя в стенку; другая сторона панели является радиационной, с которой тепловой поток сбрасывается в открытый космос. Секции группируются в панели радиаторов-излучателей.

012

Рис. 1. Исследуемый профиль секции радиатора-излучателя

Математическое описание такой задачи вызывает определенные трудности: необходима локализация уравнений теплообмена для двух областей - жидкой и твердой, - с последующим совмест-

Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2016. Том 1

ными решением. В настоящей работе рассматривается теплообмен на радиационной панели космического аппарата, предназначенной для отвода тепловой энергии в космическое пространство. В космических системах подобные панели являются важной частью теплоэнергетической системы (например, солнечной электростанции или системы терморегулирования) [1,2].

Задача расчета сопряженного теплообмена в данном случае разбивается на две подзадачи: распределение температур в твердом теле (радиатор-излучатель) и распределение температур в жидком теплоносителе [3]. Эти две подзадачи решаются совместно с общим граничным условием - конвективным теплообменом через стенку трубы.

Для расчета характера распределения температур в твердой области использовался пакет Syrthes. Данный пакет позволяет вести моделирование теплообмена в твердом теле с различными граничными условиями, в том числе и условиями радиационного теплообмена. При этом взаимодействие твердой и жидкой областей ведется через граничное условие конвективного теплообмена с пересчетом температуры потока пол длине.

Для сложных случаев сопряженного радиационно-конвективного теплообмена с трехмерным представлением жидкой и твердой областей необходимо применение CAE-пакетов. Из соображений доступности авторы использовали открытые пакеты Syrthes (тв. тело) и Code_Saturne (жидкость), объединяемые для совместной работы с помощью скрипта на языке pyton. Основным решателем является Code_Saturne, для каждой последующей итерации используется распределение температур областей, полученное на предыдущем шаге.

В рамках данной работы в качестве тестовой задачи решалась задача со следующими граничными условиями:

- рабочее тело - изооктан,

- материал радиатора - алюминий,

- труба с диаметрами 12 мм (внутренний) и 13 мм (наружный), длиной 0,5 м,

- размер радиационной площадки 0,5 • 0,1 м, толщина площадки 2 мм,

- толщина контактной пластины между трубой и поверхностной пластиной - 2 мм.

TEMPERATURE 51.37015447

46.54816936

TEMPERATURE 51.37015447

46.54816936

Рис. 2. Характер распределения температуры по излучающей поверхности при скорости потока 0,05 м/с (сверху - распределение по поверхности излучения,

снизу - по оборотной стороне)

Задача решалась численно. Для решения расчетная область делилась на подобласти твердого тела и жидкости. Подобласти разбивались на конечные элементы: для жидкости 7 000 элементов, для твердого тела 20 000 элементов. Результаты расчета представлены на рис. 2.

В целом результаты исследования показали возможность численного решения задачи сопряженного теплообмена для участка радиатора-излучателя. Однако стоит отметить, что даже для такого

Секция «Моделирование физико-механических и тепловых процессов в машинах и аппаратах»

короткого участка время расчета одного случая составляет 15 минут. Для решения задачи оптимизации по нескольким параметрам (площадь панели, расход, геометрия) необходимо рассмотрение упрощенной задачи.

Библиографические ссылки

1. Massardo A. F. Solar space power system optimization with ultralight radiator [Электронный ресурс] // J. of Propulsion and Power. 1997. № 13(4), p. 560-564. URL: http://dx.doi.org/10.2514/2.5203 (дата обращения: 10.03.2016).

2. Modest M. Radiative Heat Transfer - Academic Press, 2003. 818 p.

3. Minkowycz W. J., Sparrow E. M., Murthy J. Y. Handbook of Numerical Heat Transfer - Wiley, 2000. 984 p.

© Делков А. В., Ходенков А. А., Шевченко Ю. Н., 2016