CC BY
46Решетневские чтения
УДК 629.78
О. Г. Рассолов, К. А. Гончаров, В. А. Антонов ООО «Научно-производственное предприятие „Тепловые агрегаты и системы"», Россия, Химки
В. А. Алексеев
Научно-производственное предприятие «Научно-исследовательский институт точных приборов», Россия, Москва
СОТОВАЯ ПАНЕЛЬ С ТЕПЛОВЫМИ ТРУБАМИ И ТЕПЛОАККУМУЛИРУЮЩИМ МАТЕРИАЛОМ
Представлены тепловые аккумуляторы на основе сотовых панелей с тепловыми трубами, которые могут занять свою нишу в системах обеспечения теплового режима космических аппаратов.
Сотовые панели с тепловыми трубами сегодня являются элементами силовой конструкции космического аппарата. Такие сотовые конструкции одновременно являются теплопередающими устройствами, способными отводить избыточную тепловую энергию от оборудования, размещенного на их поверхности. Расширяя возможности теплопередачи сотовых конструкций, в такую систему было добавлено теплоаккумулирующее вещество, помещаемое в сотовый заполнитель. В этом случае сотовая панель способна поглощать избыточную тепловую нагрузку при пиковых тепловыделениях оборудования без непосредственного отвода его в космическое пространство излучением. Такой подход позволяет проектировать системы обеспечения теплового режима с оптимальными массами. При этом минимизируется масса всего космического аппарата, поскольку системы терморегулирования составляют порядка 20 % его массы.
В представленной работе рассматривались два образца сотовых панелей. Первый образец имел размер 160^260x18 мм и был заполнен пентаде-кановой кислотой. Температура фазового перехода теплоаккумулирующего материала составляла 56 оС.
Второй образец имел размер 260x460x18 мм и был заполнен генэйкозаном. Температура фазового перехода теплоаккумулирующего материала (ТАМ) составляла 32 оС.
Теплоаккумулирующая способность теплового аккумулятора (ТА) измерялась в Джоулях:
Q = Р • и
где Р - мощность, подводимая к тепловому аккумулятору, Вт; t - время процесса.
Для вычислительного эксперимента были выбраны следующие исходные параметры:
- толщина листа составляла 0,5 мм; толщина стенок сот составляла 0,05, 0,1 и 0,2 мм;
- высота сот составляла 17 мм;
- теплоаккумулирующее вещество для первого образца - пентадекановая кислота;
- теплоаккумулирующее вещество для второго образца - генэйкозан;
- материал листа - алюминиевый сплав В 95;
- материал сотового заполнителя - алюминиевый сплав АД-31.
Для анализа теплового состояния теплового аккумулятора была разработана математическая модель. На основе построенной математической модели был проведен расчет, в котором для тепловой нагрузки 200 Вт варьировалось значение толщины сотового заполнителя (рис. 1, 2).
А ял ы» ит ■ м 1 ая >
Рис. 1. Изменение температуры стенки на поверхности ТСП от времени процесса плавления ТАМ для толщины сотозаполнителя, равной 0,05 мм, и тепловой нагрузки 200 Вт
V И? 4ДО № Юр I СПС 1 Хй I 4ЭС
Рис. 2. Изменение температуры стенки на поверхности ТСП от времени процесса плавления ТАМ для толщины сотозаполнителя, равной 0,2 мм, и тепловой нагрузки 200 Вт
Кроме этого был проведен расчет, в котором для образца размером 260x460x18 варьировалась тепловая нагрузка от 100 до 300 Вт. Для образца
Крупногабаритные трансформируемые конструкции космическихаппаратов
размером 160x260x18 варьировалась тепловая нагрузка от 20 до 200 Вт. Толщина сот при этом не менялась.
Результаты (рис. 1. 2) показывают, что толщина стенки сот существенно влияет на динамические характеристики работы ТА. Выбор толщины стенки сот в 0,05 мм не является самой удачной конструкцией, поскольку растекание по ней теплового потока проходит с большими температурными градиентами, что может приводить к перегреву оборудования, размещаемого на сотовых панелях. Результаты, представленные на рис. 2, являются более обнадеживающими и позволяют
на поверхности сотопанели получать относительно стабильные значения температур.
В физическом эксперименте был использован только сотовый заполнитель с толщиной стенки сот 0,05 мм.
Время работы теплового аккумулятора размером 260x460x18 мм до полного расплава ТАМ меняется от 34 до 13 мин при изменении тепловой нагрузки от 100 до 300 Вт.
Для теплового аккумулятора размером 160x260x18 мм время плавления меняется от 42 до 5 мин при изменении тепловой нагрузки от 20 до 200 Вт.
O. G. Rassolov, K. A. Goncharov, V. A. Antonov Co Ltd. «Scientific Industrial Enterprise „Thermal Generating Units and Systems"», Russia, Khimki
V. A. Alekseev
FSUE «Research Institute of Precision Instruments», Russia, Moscow
HONEYCOMB SUPPLIED WITH HEAT TRANSFER TUBE AND HEAT-RETAINING MATERIAL
Honeycombs supplied with heat transfer tube are the power construction elements of a spacecraft. At the same time these honecomb constructions are heattransferring devices, able to protect the surface equipment from the excessive heat.
©Рассолов О. Г., Гончаров К. А., Антонов В. А., Алексеев В. А., 2009
УДК 539.3
М. А. Рутковская, А. В. Тарасенко
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск
МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕЛЕСКОПИЧЕСКОЙ КОМПОЗИТНОЙ СПИЦЫ БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКОЙ АНТЕННЫ
Решена задача выдвижения телескопической спицы. Выполнена оптимизация геометрических параметров и определено их влияние на частоту колебаний спицы.
Большие развертываемые параболические антенны широко используются в системах спутниковой связи. Наибольшее распространение среди таких систем получили конструкции зонтичного типа с радиальными спицами-ребрами, соединенными одним концом с основанием. К спицам с помощью вантовой системы крепится радиоотра-жающее сетеполотно. Зонтичная антенна в развернутом состоянии обладает значительными размерами. Перед установкой на космический аппарат антенна складывается в компактное стартовое положение.
Спицы - основные несущие элементы зонтичной антенны. Существует несколько подходов к конструктивному оформлению спиц зонтичной
антенны [1-3]. Одной из перспективных конструкций спицы является тонкостенный стержень, состоящий из двух полуцилиндров и соединяющих их пластин (рис. 1).
Рис. 1. Поперечное сечение спицы
