CC BY
90Двигатели, энергетические установки и системы жизнеобеспечения летательных аппаратов
УДК 629.78
А. А. Зуев, А. А. Кишкин, Ф. В. Танасиенко
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск
СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НЕГЕРМЕТИЧНОГО ИСПОЛНЕНИЯ
Рассмотрена роль систем терморегулирования в современных космических аппаратах негерметичного исполнения, а также вопросы оптимизации данных систем.
Основной особенностью конструкции современных космических аппаратов (КА) информационных спутниковых систем является их негерметичное исполнение, т. е. все спутниковые приборы должны работать в открытом космосе. Такое исполнение повышает удельные характеристики полезной нагрузки по отношению к общей массе КА. Основой негерметичного исполнения КА служит пространственная рама или ферма, часто из композиционных материалов, она закрывается сотопанелями - трехслойными плоскими конструкциями из двух слоев углепластика и алюминиевого сотового заполнителя. Такие панели при небольшой массе обладают очень высокой жесткостью. К раме и панелям крепятся элементы систем и приборного оборудования аппарата.
В настоящее время в России и за рубежом наблюдается тенденция к росту размеров и энерговооруженности космических аппаратов. Так, для спутников связи энергопотребление составляет до 15 кВт, принятый сегодня в мировой практике срок службы аппаратов составляет 15 лет. Все это говорит о том, что разработка высокоточных и надежных систем терморегулирования (СТР) крупногабаритных конструкций, способных обеспечивать заданный диапазон температур в условиях гермоконтейнера, является научно-технической сложной задачей. Система терморегулирования во многом определяет внешний облик спутника, так как именно от способа отвода тепла идет его компоновка. Она является той основой, от которой отталкивается проектант. В связи с этим, задача совместной оптимизации массоэнергетических характеристик систем терморегулирования и охлаждаемого оборудования при обеспечении требуемой надежности представляет особый практический интерес.
Обеспечение теплового режима приборного комплекса КА негерметичного исполнения, состоящего из блоков радиоэлектронной аппаратуры (РЭА), осуществляется СТР КА за счет конвекции, теплопроводности, излучения и испарения. Требования к температуре охлаждающей среды, задаваемые в ТЗ на разработку СТР, как правило, составляют диапазон 273...333 К [1]. Выбор оптимальных проектных параметров СТР, а следовательно, и температуры охлаждающей среды для РЭА традиционно осуществляется из условий обеспечения минимальных массоэнерге-
тических характеристик СТР без учета особенностей функционирования РЭА при различных температурных условиях в заданном ТУ диапазоне.
Предполагается, что в заданном диапазоне температур РЭА функционируют безотказно с требуемой вероятностью отсутствия сбоев. Однако интенсивности отказов типовых электрорадиоэлементов при их работе в составе РЭА существенно зависят от температуры. При увеличении окружающей температуры интенсифицируются физико-химические процессы в структуре элементов, вызывающие эффект старения. К таким процессам относятся: диффузия, адсорбция, распад твердых растворов, увеличение объемов, тре-щинообразование, химические реакции, происходящие в структуре однородных тел. Увеличение температуры на каждые 10° в диапазоне 293.313 К приводит к увеличению вероятности отказа блока аппаратуры в среднем в 1,5 раза. Поэтому надежность бортовой аппаратуры существенно зависит от температуры охлаждающей среды.
Требуемая надежность РЭА обеспечивается поэлементным резервированием наиболее нагруженных участков и полным резервированием всего блока. При высоких рабочих температурах нередко имеет место трехкратное резервирование комплексов бортовой аппаратуры [2]. При этом масса и надежность растут не пропорционально. Чем выше должна быть надежность, тем больше возрастает прибавка массы на процент повышения надежности. Обычно быстро достигается граница, которая определяется максимально допустимой массой полезной нагрузки. Поэтому снижение температуры охлаждающей среды до определенных пределов способствует повышению надежности, что при минимальных массоэнергетических характеристиках системы терморегулирования может дать существенный выигрыш в массе всего космического аппарата.
Библиографические ссылки
1. Дульнев Р. Н., Парфенов В. Р., Сигалов А. Б. Методы расчета теплового режима приборов. М. : Радио и связь, 1990.
2. Малоземов В. В., Кудрявцева К. С. Оптимизация систем терморегулирования космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1988.
Решетневские чтения
А. А. Zuev, А. А. Kishkin, F. V. Tanasienko Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev, Russia, Krasnoyarsk
THERMAL CONTROL SYSTEM OF UNTIGHT PERFORM SPACECRAFT
The article is related to consideration of the role of thermal control systems in modern uptight perform spacecrafts and to the questions of given systems optimization.
© Зуев А. А., Кишкин А. А., Танасиенко Ф. В., 2010
УДК 669.713.7
А. А. Кишкин, Е. В. Шлоссер, А. А. Зуев, В. О. Фальков
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск
ИССЛЕДОВАНИЕ ЛОКАЛЬНОЙ ТЕПЛООТДАЧИ ПРИ ТЕЧЕНИИ В ЭЛЕМЕНТАХ ПРОТОЧНЫХ ЧАСТЕЙ АГРЕГАТОВ ПОДАЧИ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
В результате преобразования уравнения энергии температурного пограничного слоя и с учетом закона теплообмена получено аналитическое выражение закона теплообмена для вращательного течения по закону «твердого тела», необходимое для определения локального коэффициента теплоотдачи.
К летательным аппаратам ракетно-космических систем традиционно предъявляются особо высокие требования по удельным энергетическим и эксплуатационным характеристикам. Учет особенностей течения с теплообменом при разработке методик расчета представляет важную научную и инженерную задачу, входящую в число определяющих при разработке новых образцов ракетно-космической техники. Это связано с увеличением энерговооруженности аппаратов и энергонапряженности протекаемых процессов, а также с повышенными требованиями к надежности и качеству регулирования энергетических систем.
Основным объектом исследования полостей вращения энергетических установок летательных аппаратов являются конструктивные элементы турбона-сосных агрегатов, компрессоров и газовых турбин: полость вращения между ротором и стенкой газовой турбины, подводящее устройство турбин, боковые полости вращения между рабочим колесом и стенкой корпуса лопаточного нагнетателя, полости гидродинамических уплотнений и т. п.
Рассмотрим локальную теплоотдачу для вращательных течений, реализующихся в полостях проточных частей агрегатов подачи.
Локальную теплоотдачу будем рассматривать для следующего профиля скорости потока [1]:
u= 1 - (1 - y)"
(1)
где u - окружная скорость; у - координата; m - показатель степени.
Для вращательного течения, учитывая, что линия тока - кольцевая линия, также сделав допущение, что диссипацией энергии пренебрегаем, интегральное соотношение уравнения энергии примет вид [1]
d
лот
JE dR (Длр} + R Длр cCpU(m + 1)(2m +1) д,
1
= 0, (2)
где J, E, R - существенно положительные величины.
Учитывая, что раскрутка потока реализуется по закону «твердого тела»
U
— = щ = const, R
что характерно для полостей агрегатов подачи летательных аппаратов, уравнение энергии преобразуется следующим образом:
д
дй,
лот
1
— (д ) + --
dR ф R JEсCpn<m + 1)(2m +1) Rдtф
= 0.(3)
Введя промежуточные обозначения дф
:y;
A-
лот
JEсС ni(m + 1)(2m+1)
и определим (3) как линейное первого порядка и решив уравнение относительно толщины пограничного слоя, получим выражение для толщины потери энергии температурного пограничного слоя:
y = uJ = др
лот
МЕсС n{m + 1)(2m + 1)
С учетом закона теплообмена
St
m
1
сСи (m + 1)(2m + 1) д*'
