Расчет системы охлаждения спутника и малорасходного насоса для нее

ВВЕДЕНИЕ

      Современный космический аппарат (КА) представляет собой сложную техническую систему, процесс проектирования которой - это путь компромиссных решений между разнохарактерными по решаемым задачам направлениями общего процесса проектирования при выполнении единой цели создания оптимального проекта.

     Неотъемлемой  частью общего процесса проектирования, его обязательной составляющей и важнейшим видом инженерной деятельности при разработке КА является тепловое проектирование аппарата.

      Терморегулирование  современной технической системы, например, АКА, представляет собой достаточно сложную проблему, так как тепловые нагрузки, действующие на его агрегаты и конструкцию, существенно зависят от условий его функционирования. В связи с этим задача исследования и выбор параметров такой системы и ее элементов (с учетом воздействия на них внешних и внутренних тепловых нагрузок, а также факторов и ограничений, влияющих на эти нагрузки) является частью общей задачи проектирования теплонагруженных сложных технических систем.

      Основой теплового проектирования является исследование процессов теплообмена. Роль эксперимента в таких исследованиях очень велика, так как тепловая нестационарность исследуемых объектов, как правило, характеризуется сложными, взаимосвязанными и еще недостаточно изученными теплофизическими, физико-химическими и другими процессами.

      В большинстве случаев эксперимент  играет самостоятельную роль, когда  изучаемый динамический процесс  труден для понимания, существуют многие неопределенности и сложности вычислительного плана, а при теоретическом анализе не получают удовлетворительных результатов, например, в задачах нестационарного теплообмена при турбулентном течении в контурах энергетических установок автоматических космических аппаратов.

      Качество  проектирования зависит от полноты экспериментальной отработки систем и ее агрегатов при стендовых и натурных испытаниях, от достоверности отработки экспериментальной информации, от правильности выбора математических моделей, описывающих тепловое состояние как всей системы, так и ее отдельных частей. Поэтому основными задачами теплового проектирования являются задачи разработки математических тепловых моделей, экспериментальные исследования и обработка полученных данных и, наконец, задачи оптимизации проектных параметров систем обеспечения теплового режима.

      В общем случае цель таких расчетов - определение нестационарных полей  температур и скоростей в потоке теплоносителей, полей температур и  термических напряжений в материале  конструкции, окружающей поток.

Эти поля могут быть определены в результате решения так называемых сопряженных  задач, когда математическая модель для описания теплообмена и гидродинамики в теплоносителе дополняется уравнением энергии для материала конструкции и условиями сопряжения на границе между теплоносителем и стенкой, а граничные условия задаются на внешней границе стенок каналов. Однако при теоретическом решении трехмерных нестационарных задач для подавляющего большинства практически важных случаев встречаются непреодолимые трудности: по сравнению со стационарной задачей значительно усложняется математическая формулировка из-за введения дополнительной переменной - времени; для турбулентных нестационарных течений пока не удается получить замкнутую систему уравнений даже при использовании полуэмпирической теории турбулентности из-за отсутствия экспериментальных данных о распределении турбулентных параметров по сечению потока в нестационарных условиях.

      Отдельные аспекты космической теплофизики  и теплового проектирования космических аппаратов опубликованы в ряде статей и монографий отечественных и зарубежных инженеров и ученых. Среди них наибольшей полнотой и практической ценностью выделяется монография, посвященная теории тепловых расчетов КА и ставшая с момента ее выхода методическим руководством для инженеров, а также монографии ряда авторов Московского государственного авиационного института (МАИ), в которых наибольшую ценность представляет теория математического моделирования тепловых процессов, выбор и оптимизация параметров систем обеспечения теплового режима для пилотируемых КА. Методические разработки и инженерные решения по схемам и структурам систем обеспечения теплового режима и систем терморегулирования обобщены в трудах Центрального научно-исследовательского института машиностроения (ЦНИИМАШ), опубликованные в 1988 г. для узкого круга специалистов.

      Однако  отдельные аспекты теплового  проектирования АКА, особенно относящиеся к гидродинамическим нестационарным тепловым режимам СТР КА с большим ресурсом активного существования на орбите, до 10 лет и более, разработаны недостаточно.

      В настоящее время накоплен значительный экспериментальный материал, позволяющий проводить практические расчеты нестационарных тепловых процессов в элементах конструкций - для двухфазных течений в круглых трубах и плоских каналах, однофазных течений в каналах сложной формы, в различных элементах теплонапряженных конструкций и в теплообменных аппаратах. Эти расчеты осуществимы при использовании одномерного подхода. В этом случае к уравнению теплопроводности для стенок канала добавляются одномерные уравнения движения, энергии неразрывности для потока. Данная система является замкнутой при известных эмпирических зависимостях для коэффициента теплоотдачи а и коэффициента гидравлического сопротивления в нестационарных условиях.

Однако  проведение расчетов возможно для диапазонов изученных параметров, подтвержденных опытными данными. За пределами исследованных диапазонов изменения параметров процессов пользоваться эмпирическими зависимостями для и нельзя.

      Изучению  процессов нестационарного тепло- и массообмена в различных устройствах посвящены работы, проводившиеся в КГТУ(КАИ), КХТИ, МАИ, МЭИ, МГТУ, НИИКИЭТ, УАТУ и в ряде других научных центров. В МАИ экспериментальные исследования нестационарного конвективного теплообмена в каналах при турбулентном режиме течения теплоносителя проводятся с 1963 г. Результаты этих исследований позволили получить обобщающие расчетные зависимости для нахождения нестационарного коэффициента теплоотдачи при различных законах изменения температуры стенки канала, температуры теплоносителя на входе в канал, расхода теплоносителя. Выявлены зависимости отношения нестационарного коэффициента теплоотдачи к своему квазистационарному значению (рассчитанному по мгновенным параметрам с использованием стационарных зависимостей) от параметров нестационарности, чисел Рейнольдса, Прандтля, переменности теплофизических свойств газа и жидкости, границы применимости квазистационарного подхода.

      Экспериментальные и теоретические исследования показывают существенное отличие коэффициентов теплоотдачи и гидродинамического сопротивления в нестационарных условиях от данных квазистационарного расчета. Оно может достигать 3 - 4-х кратного значения. И, что собственно важно, проведенные исследования показали, что основным механизмом, определяющим это отличие, является специфическое изменение турбулентной структуры потока теплоносителя, которое может быть вызвано нестационарными воздействиями теплового характера (изменением температуры потока, температуры стенки канала или плотности теплового потока на стенке канала), гидродинамического характера (изменением расхода теплоносителя) и их совместным влиянием.

      Изложенные  в монографии исследования турбулентной структуры потоков показали значительное влияние изменения расхода на структуру потока, существенное значение гидродинамической нестационарности для теплообмена, а именно, что изменение скорости может влиять на интенсивность теплообмена из-за тепловой инерции потока, изменения турбулентной структуры потока и радиальных перетечек газа, обусловленных перестройкой профиля скорости.

      Основной  задачей теплового проектирования КА является обеспечение температурных режимов бортового радиотехнического комплекса (БРТК), отдельных функциональных приборов, различных электромеханических устройств, больших пространственных конструкций, антенно-фидерных устройств (АФУ) и т. п. Их нормальное функционирование и выходные параметры, а также надежность и ресурс работы во многом определяются температурными условиями, при которых эти устройства выполняют свои

функции. Большой объем и зачастую противоречивость температурных требований, обязательных к реализации в процессе проектирования, обуславливают особую значимость теплового проектирования от взаимной увязки тепловых аспектов с общими задачами проектирования КА.

      Компоновочная сложность, многоэлементность, разобщенность  и разнохарактерность тепловых требований, наличие развитых пространственных, особенно раскрываемых и развертываемых конструкций характерны для современных космических аппаратов. В этих условиях проблема теплового обеспечения является едва ли не определяющей ввиду зависимости качественных и количественных показателей проектирования от того, насколько оптимально обеспечены условия, в которых происходит функционирование, срабатывание разных управляющих элементов, раскрытие механических устройств, преобразование различных сигналов по передаче информации, формирование полученного сигнала комплекса АФУ и т. п.

      Одномерные  модели с квазистационарными коэффициентами являются наиболее простыми и позволяют при определенных условиях получать расчетные значения, согласующиеся с экспериментальными данными. Однако хорошее совпадение результатов расчета и экспериментов отмечается как случайность, и необходимо переходить к более точным моделям нестационарных потоков.

      Такой переход актуален при разработке особо точных СТР, что позволяет  увеличить срок работоспособности  бортовой аппаратуры КА, а более точная оценка основных параметров тепловых режимов КА до начала натурных испытаний позволяет значительно уменьшить материальные затраты и время разработки нового аппарата. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

1. Двухконтурные системы терморегулирования

космических аппаратов 

1. Система терморегулирования космического аппарата

   Система обеспечения теплового режима (СОТР) космического аппарата (КА) в свою очередь  состоит из трех подсистем:

- система  теплозащиты;

- система  кондиционирования воздуха (СКВ)  и формирования циркуляционных полей;

- система  терморегулирования (СТР).

   Основной  задачей СОТР является поддержание  комфортных условий окружающей среды. Комфортные условия для длительных полетов определяются следующими численными значениями:

 - температура;

 - относительная влажность; 

 - скорость циркуляции воздуха; 

 - давление.

   Обеспечить  постоянство температуры сложно, а в продолжительном полете и  нецелесообразно, так как длительное пребывание человека в стабильных условиях снижает его адаптационные возможности организма. Поэтому обеспечиваемый современными СТР температурный диапазон  является более предпочтительным.

За обеспечение  температурных режимов КА отвечает система СТР.

       Впервые СТР были разработаны  в РКК «Энергия» в конце  50-х годов для поддержания заданных  температурных режимов отдельных  приборов первых КА – спутников  связи «Молния». С появлением  обитаемых КА функции СТР расширялись  и усложнялись.

   Рассмотрим  подробнее структуру современной  СТР.

Основными задачами СТР в СЖО является выведение  из КА в наружный космос тепла, выделяемого  космонавтами и аппаратурой при  ее работе, и поддержание заданных температур атмосферы в обитаемых  отсеках.

Общую задачу СТР можно условно разбить  на внутреннюю и внешнюю.

Внутренняя  задача – это организация отвода тепла и регулирование температур атмосферы отсеков путем конвективного  теплообмена с рабочим телом  – теплоносителем СТР.

   Внешняя задача – обеспечение передачи этого тепла путем излучения в наружное пространство в условиях космического полета.

Тепло из обитаемых отсеков выводится  циркулирующим теплоносителем системы  терморегулирования и подается на специальный  радиатор-излучатель, расположенный  снаружи герметичных отсеков. Температура радиатора может колебаться в зависимости от внутреннего и внешнего потока тепла и может принимать довольно низкие значения при попадании его в солнечную тень от КА или при полете КА в тени Земли. Поэтому схема СТР обычно строится двухконтурной – в наружном контуре радиатора циркулирует низкозамерзающий теплоноситель, во внутреннем контуре теплообменников отсека циркулирует теплоноситель, главные требования к которому – нетоксичность, безопасность, негорючесть.

   Упрощенная  схема двухконтурной системы терморегулирования показана на рис. 1. Тепло из отсеков 1 при помощи вентилятора 10, обеспечивающего циркуляцию воздуха через внутренние теплообменники (или теплообменники-осушители) 2, передается теплоносителю, циркулирующему по внутреннему контуру с помощью электронасосного агрегата (ЭНА) 3, и затем через промежуточный жидкостно-жидкостный теплообменник 4 передается теплоносителю внешнего контура, имеющему более низкую температуру. Нагретый теплоноситель после теплообменника 4 подается отдельным ЭНА 5 на радиатор 6, излучающий тепло в наружное пространство. Регулирование температуры теплоносителя на входе в теплообменники 2 осуществляется по датчику температуры 7, выдающему сигнал о фактическом значении температуры  в систему управления СУ СОТР. Фактическое значение температуры   в СУ сравнивается с заданным значение  и вырабатывается сигнал рассогласования (ошибки) . В соответствии со знаком сигнала  электронный регулятор выдает командный сигнал на электромеханический регулятор расхода жидкости (РРЖ) 8, который перераспределяет общее количество жидкости Q_т, прошедшей через радиатор 6, между гидролинией, идущей через теплообменник 4, и перепускной гидролинией 9, из которой теплоноситель снова направляется в радиатор. Например, если фактическая температура  меньше заданной , то РРЖ уменьшает количество холодной жидкости Q_т, идущей через теплообменник и, тем самым уменьшает вынос тепла из внутреннего контура. Через заданное время  происходит сравнение нового значения с заданным значением  и, при необходимости, вновь производится корректировка расхода теплоносителя через теплообменник.