Назначение и выбор системы терморегулирования

Предметом курса является «Проектирование систем терморегулирования (далее СТР) околоземных автоматических космических аппаратов (далее КА)».

Здесь мы не будем рассматривать пилотируемые КА, хотя основные принципы проектирования общие, но накладывается специфичность вопросов жизнеобеспечения экипажей и, соответственно, выбор оборудования.

Тепловое проектирование агрегатов, систем и в целом космического аппарата является одним из многих разделов общего проектирования аппарата. При этом под проектированием понимается не только этап выбора и расчета систем обеспечения теплового режима, а рассматривается весь комплекс вопросов или этапов:

-этап - проектирование, как таковое;

-этап - наземная отработка;

-этап - летная эксплуатация.

Основные типы космических аппаратов, применительно к которым мы будем рассматривать вопросы проектирования систем терморегулирования:

- спутники связи;

- навигационные и геодезические;

- научно-исследовательские, метеорологические.

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 антенно-фидерных устройств (АФУ) и т.п.

5.1. Типы космических аппаратов (КА). Основные системы КА и их назначение

Типы космических аппаратов:

- спутники связи;

- навигационные спутники;

- научно-исследовательские КА;

- метеорологические КА;

- геодезические КА;

- спутники для изучения земных ресурсов.

Типичный КА состоит из следующих подсистем:

1. модуль полезной нагрузки (МПН);

2. модуль служебных систем.

Например модуль полезной нагрузки для связного спутника:

• бортовой ретранслятор;

• антенно-фидерные устройства;

• система поворота антенн;

• подсистема командно-измерительной системы (КИС).

Модуль служебных систем, для спутников различного назначения во многом однотипны, и как, правило, состоят из:

• бортового комплекса оборудования (БКУ);

• системы ориентации и стабилизации (СОС);

• системы коррекции (СК);

• системы энергопитания (СЭП);

• системы терморегулирования (СТР);

• Мехсистемы.

БКУ в структуре средств управления спутника является ядром бортовой системы управления и обеспечивает:

• управляющую среду для реализации функциональных задач контуров управления бортовых систем спутника;

• организацию внутреннего (автономного) контура управления спутника;

• информационно-логическое взаимодействие с внешними контурами управления спутника.

БКУ имеет следующий состав:

• БЦВК – бортовой цифровой вычислительный комплекс;

• БУ БКУ – блок управления;

• БИ БКУ – блок интерфейсный;

• БСТК – бортовая система телеконтроля;

• БА КИС – бортовая аппаратура командно измерительной системы;

• ПО БКУ – программное обеспечение БКУ.

БКУ не обязательно должен содержать БЦВК и, соответственно, ПО.

Система ориентации, стабилизации и коррекции спутника (СОС и СК).

Движение ИСЗ можно разбить на движение центра масс объекта и движение аппарата относительно центра масс. Соответственно системы управления движением разбивается на систему ориентации и стабилизации (СОС) и систему коррекции траектории КА (СК).

В общем случае на СОС возлагаются следующие задачи:

1. проведение успокоения к начальной ориентации после отделения КА от РН;

2. обеспечение требуемой ориентации в течение всего срока активного существования КА, в т.ч. при проведении коррекции;

К задачам СК относятся:

1. ликвидация погрешности выведения КА на орбиту разгонным блоком;

2. приведение в рабочую точку орбиты;

3. коррекция орбиты;

4. обеспечение задач СОС (создание управляющих моментов).

Система электропитания (СЭП).

Система электропитания (СЭП) предназначена для генерирования, хранения и

электропитания бортовой аппаратуры спутника на всех этапах эксплуатации.

Система электропитания спутника состоит из следующих составных частей:

• ориентируемой солнечной батареи (БС);

• комплекта аккумуляторных батарей (АБ);

• блока электронного регулирования;

• программного обеспечения.

Подсистема электропитания в базовой комплектации должна обеспечивать:

• непрерывное круглосуточное (включая прохождение теневых участков орбиты и проведение коррекций орбиты) энергообеспечение бортовой аппаратуры в течение САС.

Конструкция.

Конструкция космической платформы осуществляет механическое объединение оборудования всех составных частей КА в единое целое.

Конструкция обеспечивает выполнение всех требований по сохранению конфигурации космического аппарата в процессе изготовления, наземной отработки, выведения космического аппарата на орбиту и при воздействии всех видов эксплуатационных факторов в период срока активного существования.

Механические устройства.

Механические устройства состоят из раскрывающейся конструкции солнечной батареи, системы поворота антенн и системы отделения (СО) КА от РБ.

Бортовая кабельная сеть.

Бортовые кабели обеспечивают электрический интерфейс между подсистемами, оборудованием внутри платформы, между платформой и модулем полезной нагрузки, между спутником и средствами выведения, а также между спутником и средствами испытаний.

Система терморегулирования (СТР).

Система терморегулирования обеспечивает решение задачи поддержания температуры и температурных условий оборудования платформы, конструкции и раскрываемых элементов, а, главное, обеспечение требуемого теплового режима аппаратуры целевого назначения.

5.2. Требования к обеспечению теплового режима КА различного назначения

Необходимость обеспечения определенных диапазонов температур оборудования вызвана тем, что от температуры зависят:

- свойства материалов (жидкости, газы, смазки, резины…),

- выходные характеристики оборудования,

- величина температурных деформаций,

- прочностные характеристики конструкций.

Температура газа в гермоконтейнере должна быть в пределах от 0 до 40^oC.

Температура жидкости в жидкостных трактах, как правило, должна быть в пределах от 0 до 40^oC.

Температурные требования к оборудованию полезной нагрузки разнятся, в основном, от назначения КА.

Для спутников связи допустимая температуры усилителей на лампы бегущей волны (ЛБВ) от минус 5 до плюс 75°С, твердотельных усилителей от минус 10 до 65°С.

Для навигационной аппаратуры, для которой важна стабильность характеристик, возникает необходимость обеспечения более узких диапазонов (допустим 15-25°С) со стабильностью в течении определенного времени ±0,1°С.

Для научной аппаратуры нередко требование обеспечения температуры не выше 20 К или по Цельсию минус 253°С.

5.3. Назначение система терморегулирования (СТР). Выбор типа СТР

Система терморегулирования (СТР) предназначена для обеспечения температуры и тепловых интерфейсов оборудования, конструкции и раскрываемых элементов КА в пределах гарантированных температурных диапазонов на время активного существования и, совместно с технологическими средствами термостатирования, при наземных испытаниях.

Эти требования должны выполняться в любое время:

- при всех наиболее жестких условиях, внешних воздействиях и деградациях, которым подвергается КА на протяжении всех этапов эксплуатации до конца эксплуатационного срока службы;

- при всех возможных режимах эксплуатации оборудования.

СТР должна быть спроектирована так, чтобы не накладывать ограничений на КА и его системы в любом режиме эксплуатации в любое время.

СТР предназначена для поддержания теплового режима всех элементов КА в заданных пределах путем обеспечения контролируемого их теплообмена с окружающей средой. Потребный тепловой режим КА в целом и отдельных его элементов поддерживается активными и пассивными средствами обеспечения тепловых режимов.

К активным относят средства, обеспечивающие принудительный теплообмен элементов КА с окружающей средой.

СТР по способу регулирования, составу элементов, наличию теплоносителя можно условно разделить на несколько типов показанных на рисунке 5.1.

Необходимо понимать для какого конструктивного исполнения КА выбирается СТР, имеется в виду наличие герметичного контейнера или негерметичного исполнения.

Для КА в негерметичном исполнении при использовании сотопанелей отвод тепла от тепловыделяющих элементов оборудования производится на основание конкретного оборудования, с которого за счет контактного теплообмена передается к внутренней обшивке сотопанели и дальше теплопроводностью по сотозаполнителю передается на внешнюю обшивку сотопанели, с которой излучается в космическое пространство

Рис.5.1. Типы систем терморегулирования (СТР)

Выбор типа СТР и ее основных параметров определяется требованиями к тепловому режиму элементов КА, его компоновкой, внешним и внутренним теплоподводом, характеристиками ориентации и требуемой длительностью эксплуатации.

Практически вся электроэнергия, потребляемая оборудованием, за вычетом энергии излучаемой передающими устройствами (для связного КА - ретранслятор), в конечном счете превращается в тепловую энергию, которую необходимо отвести.

Осуществить это можно двумя способами: излучением со специально организованных радиационных поверхностей КА или с помощью расходуемых хладоагентов. В основном, применяется только первый способ, так как требуемая масса расходуемого хладоагента слишком велика, даже при малых сроках активного существования КА.

Запуск первого ИСЗ был осуществлен 4 октября 1957г.

СТР первого спутника была пассивной. Тепло от оборудования, помещенного в герметичный контейнер с газовой средой, теплопроводностью и излучением передавалось на наружную оболочку и с неё излучалось в космическое пространство.

Подход к обеспечению теплового режима был следующий: для оборудования спутника необходимо создать такие же условия как и на земле, то есть газовую среду, конвекцию на уровне естественной, температуру среды от 0 до 40оС.

Такой подход позволил использовать в оборудовании спутников уже существующие электрорадиоэлементы без дополнительной доработки в части теплового режима.

В то же время, такой подход не стимулировал разработку электрорадиоэлементов, работающих в вакууме в условиях невесомости, в более широких температурных диапазонах.

В зарубежных проектах основная аппаратура КА сразу разрабатывалась для работы в условиях вакуума и невесомости.

По мере увеличения тепловыделений и габаритов спутников, усложнения их конструкции совершенствовались СТР.

К пассивным средствам терморегулирования добавились управляемые электрообогреватели и тепловые трубы.

Одновременно с пассивными разрабатывались активные системы терморегулирования. Одной из таких систем является СТР с жалюзи. Принцип её действия заключается в том, что установленный над радиационной поверхностью спутника экран, при повышении температуры открывает радиационную поверхность, а при снижении температуры закрывает. Тем самым обеспечивая температуру радиатора и оборудования спутника в заданных пределах.

Требования к самой СТР.

Система терморегулирования должна иметь минимальную массу, минимальное энергопотребление, высокую надежность и быть работоспособной в течении длительного срока активного существования КА.

Минимальная масса.

Качество системы по массовым показателям можно определить по отношению массы системы к массе КА: Km=Mстр / Mка.

В настоящее время этот показатель составляет Km ~ 0,05.

Основным параметром оценки качества СТР космического аппарата (КА), в частности, телекоммуникационного спутника, является степень совершенства СТР (S_СТР), определяемая как отношение теплоотводящей способности СТР (Q_СТР =Р_СТР) в условиях орбитального функционирования к ее массе (m_СТР)

,

показывающее, сколько избыточного тепла от работающих приборов КА способен отводить в космическое пространство один килограмм массы СТР, и чем больше величина SСТР, тем СТР совершеннее, т.е. конкурентоспособнее.

В настоящее время этот показатель составляет ~ 34,5Вт/кг.

Минимальное энергопотребление.

В пассивных СТР нет энергопотребляющих агрегатов.

Требуемая мощность электрообогрева не превышает разницы в мощности оборудования в максимально нагруженном и дежурном режимами работы.

В активных системах терморегулирования отношение мощности, потребляемой СТР к энергопотреблению КА составляет ~ 1-2%. Каждый Вт, потребляемый СТР, это дополнительная масса солнечных батарей.

Высокая надежность

Требуемая вероятность безотказной работы современных СТР составляет не менее 0,98.

Работоспособность в течении длительного срок активного сосуществования (САС) КА

Проектируемые в настоящее время КА должны иметь САС не менее 10 - 15 лет.

Вероятность безотказной работы СТР в конце САС должна быть не менее 0,999. Указанная вероятность должна быть подтверждена расчётно-экспериментальными методами. СТР не должна содержать точек единичного отказа.

Для обеспечения требуемой надежности в СТР применено резервирование на уровне следующих комплектов оборудования:

− ЖК – является полностью резервированным, т.е. имеется два гидравлически независимых ЖК, работающих одновременно, тракты каждого ЖК проходят по ПН, астроплате и промежуточной панели платформы (зона КИС).

Выход из строя любого из двух контуров не должен влиять на работу спутника по целевому назначению;

− электронасосный агрегат в каждом из ЖК – имеет два одинаковых гидронасоса, каждый из которых имеет индивидуальный электропривод с крыльчаткой. При штатном функционировании включен основной гидронасос, резервный находится в ненагруженном резерве;

− управляемые ЭО – задублированы резервными секциями, включение которых осуществляется при снижении температуры обогреваемого оборудования до порогового значения;

− замещающие ЭО – должны быть выполнены с не менее, чем 20 % запасом по располагаемой мощности;

− тепловые трубы задублированы;

− температурные датчики, используемые для управления СТР, задублированы.

Дата добавления: 2014-11-15; просмотров: 890; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!