![]() Главная страница Случайная страница КАТЕГОРИИ: АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника |
Проектирование радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата связи ⇐ ПредыдущаяСтр 4 из 4
2.1 Расчет внешних тепловых потоков в околоземном космическом пространстве Суммарный внешний тепловой поток на КА имеет следующие составляющие
Для расчета плотностей и направления внешних тепловых потоков в околоземном космическом пространстве воспользуемся следующими допущениями: · Локальная неравномерность радиационных характеристик планеты пренебрежимо мала. Альбедо Земли постоянно для всей поверхности планеты и равно α =0, 37. · Планета рассматривается как сферическое тело. Тень Земли имеет вид прямого кругового цилиндра. · Солнце представляет собой точечный источник на бесконечно большом расстоянии от КА. Поток прямого солнечного излучения действует на всю поверхность КА в одном направлении. · Потоками, обусловленными инфракрасным излучением элементов поверхности КА (переизлучением), солнечным излучением, отражённым от элементов конструкции КА (переотражением), тепловым излучением космоса и солнечной короны в расчётах пренебрегаем. · Отраженный тепловой поток распространяется в полусфере от центра Земли. · Поток собственного теплового излучения Земли распространяется во всех направлениях равномерно. Тогда, входящие в уравнение (11) тепловые потоки можно выразить следующим образом:
Задача расчета внешних тепловых потоков для КА, представляющего собой куб с шестью сотопанелями со сторонами 0, 8 м, сводится к расчету тепловых потоков, действующих на каждую панель и их суммированию. Плотность солнечного излучения, отраженного от планеты, с учетом того, что после отражения от планеты солнечный тепловой поток распространяется в полусфере, определяется как:
Тепловой поток, отраженный от планеты, можно определить как
где Q пад определяется через плотность прямого солнечного излучения следующим образом:
Тогда после преобразований получим
Аналогичным образом определяется плотность собственного теплового излучения планеты:
Зависимость плотностей отраженного и собственного тепловых потоков Земли от высоты круговой орбиты представлены на рис. 1 Очевидно, что указанные тепловые потоки существенны для низких околоземных орбит, на геостационарных орбитах имеют величины порядка 5-6 Вт/м2. Рисунок 1 – Зависимости плотностей собственного теплового потока Земли и отраженного планетой солнечного излучения от высоты орбиты КА
Так как КА строго ориентирован по трем осям, на любом участке орбиты тепловой поток собственного излучения Земли (также как и отраженного излучения) действует только на одну («нижнюю») грань космического аппарата, направленную на Землю. Возможные отклонения от заданного положения малы и кратковременны, поэтому при расчетах ими пренебрегаем. Обозначим площадь одной грани как F 1= F 2= F 3= F 4= F 5= F 6= F г, тогда тепловой поток отраженного от Земли солнечного излучения, действующий на КА на любом участке орбиты, постоянен и определяется как
Аналогично определяется собственный тепловой поток Земли, действующий на КА:
Плотность атмосферного теплового потока представляет собой, в общем случае, сумму
Плотность молекулярного теплового потока определяется
Выражение для плотности теплового потока, обусловленного рекомбинацией молекул кислорода, можно представить следующим образом:
На рис. 2 показана зависимость плотности атмосферного теплового потока от высоты орбиты КА, построенная с использованием таблицы стандартной атмосферы (приложение В). Для высот H> 400 км атмосферный тепловой поток пренебрежимо мал. Рисунок.2 – Изменение плотности атмосферного теплового потока в зависимости от высоты орбиты
Тепловой поток прямого солнечного излучения Земли не постоянен для КА и зависит от его положения на орбите. Принятая схема нумерации граней КА обозначена на рис. 3 а), где нормаль к гране 1 постоянно ориентирована на центр Земли, грань 3 перпендикулярна вектору скорости, грань 5 параллельна плоскости орбиты со стороны Солнца, стороны Грани 2, 4 и 6 в соответствии параллельны граням 1, 3 и 5. При движении по орбите аппарат сохраняет постоянную ориентацию в орбитальной системе координат, угловое положение аппарата определяется углом положения γ, отсчитываемым от проекции направления на Солнце на плоскость орбиты. Рисунок 3 – а – принятая схема нумерации граней; б – к определению угла η
Таким образом, задача определения потока прямого солнечного излучения сводится к определению значения косинуса угла η для заданного положения аппарата на освещённом участке орбиты (по сути, речь идет о преобразовании одной декартовой прямоугольной системы координат в другую). Для плоскости 1 («верхней»):
Для плоскости 2 («нижней»):
Для плоскости 3 («передней»):
Для плоскости 4 («задней»):
Для плоскости 5 («левой»):
Плоскость 6 – грань КА, параллельная плоскости орбиты со стороны, не освещаемой Солнцем, т. е. cosη 6=0. Суммарный тепловой поток прямого солнечного излучения будет определяться по формуле:
По геометрическим законам, половина угла тени φ т, внутри которого движущийся по орбите КА находится в тени Земли, определяется из выражения:
На рисунку 5 показаны зависимости величины половины угла тени φ т от высоты круговой орбиты при различных углах между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β. Из графиков видно, что на величину угла тени КА значительно влияет как высота орбиты H, так и угол β. Рисунок 5 – Зависимость φ т от H
Для высоты круговой орбиты H =1000 км:
По условиям задачи, угол β =45 град, т.е. рассматриваемый КА имеет теневой участок орбиты. Половина угла тени будет
Получаем, теневой участок орбиты длится порядка четверти периода обращения КА с γ =180°-44, 7°=135, 3° до γ =180°+44, 7°=224, 7°. Тогда для освещенного участка орбиты суммарный внешний тепловой поток определяется:
Для теневого участка
График изменения значения суммарного теплового потока Q ∑ в зависимости от положения аппарата на орбите (β =45о) приведён на рис. 2.1.6 Рисунок 6 – Изменение внешнего теплового потока в зависимости от положения КА на орбите
Расчеты показывают, что график изменения теплового потока прямого солнечного излучения периодичен, с периодом π /2 и максимумами при углах γ = n ·π /4, где nϵ [1..4], при этом максимальный теплового потока прямого солнечного излучения Qs =463 Вт. Получаем, что максимальный и минимальный внешний тепловой поток:
В расчетной точке тепловой поток прямого солнечного излучения действует на три грани – 1, 4, 6 в принятой схеме нумерации.
2.2 Обоснование параметров радиационного теплообменника системы терморегулирования малого космического аппарата Обеспечение требуемого теплового режима КА возможно путем: – использования ЭВТИ для снижения лучистого теплообмена КА с окружающей средой; – применения терморегулирующих покрытий с требуемыми оптическими характеристиками; – подбора оптимальной площади РТ. При выполнении расчетов теплового режима КА примем следующие допущения: · Конструкция КА обладает бесконечно большой теплопроводностью, то есть температура всех элементов конструкции одинакова. · Тепловой режим КА – квазистационарный. · ЭВТИ снижает плотность лучистого теплообмена поверхности КА с окружающей средой до пренебрежимо малой величины. Определим требуемую площадь радиационного теплообменника. Запишем уравнение теплового баланса радиатора в режиме максимальных тепловых потоков с учетом стационарности теплового режима:
Излучаемый тепловой поток КА, согласно закону Стефана-Больцмана, определяется
Выражение для расчета максимального внешнего теплового потока, действующего на КА световом участке орбиты, выведено в предыдущей задаче:
Тогда предварительно площадь поверхности РТ F РТ для обеспечения требуемого теплового режима на освещенном участке орбиты можно оценить с помощью выражения:
Для теневого участка орбиты:
Наибольший внешний тепловой поток действует на КА при угле γ =45°. Для определения требуемой площади радиатора необходимо определить оптические характеристики его поверхности, поэтому расчет произведем для материалов с различными оптическими характеристиками и выберем наиболее подходящий. Как видно из выражения, за счет выбора материала покрытия можно изменять значение комплекса Для выбора оптимального терморегулирующего покрытия необходимо качественно оценить влияние коэффициента поглощения солнечного излучения As и степени черноты ε на площадь радиатора (рис.7). Рис. 7 – Влияние As на требуемую площадь радиатора
Очевидно, что для уменьшения площади РТ необходимо выбирать ТРП с наименьшим As и наибольшей степенью черноты ε. В целом, в качестве ТРП радиатора подходят белая краска, алюминированный фторопласт, астрокварц, ТР СО-2 и ряд других покрытий. Рассмотрим случай, если все грани КА покрыты ТРП на основе белой краски и органического покрытия ТР СО-2 (рис. 8). Получаем, что для белой краски допустимая площадь поверхности радиатора Рис. 8 – Зависимость площади поверхности РТ от температуры поверхности
Для расширения допустимого диапазона площади РТ F пов_доп целесообразно грань, ориентированную нормалью на центр Земли, покрыть черной краской с As =0, 9 и ε =0, 9, что увеличит внешний тепловой поток на теневом участке орбиты. Предварительный расчет показал, что требуемый тепловой режим обеспечит РТ площадью порядка 2-3 м2, что позволяет предложить следующую компоновку СОТР: – грань, ориентированная нормалью на центр Земли (грань № 1 в принятой схеме нумерации), покрывается черной краской; – боковые грани на 38 % и грань № 2 покрываются ЭВТИ, оставшаяся площадь используется в качестве РТ, покрытого ТР СО-2. Общая площадь РТ, таким образом, составляет 2, 7 м2; Выполним проверочный расчет для предложенной компоновки. После преобразования выражения температура поверхности РТ для освещенного участка орбиты будет определяться:
Для теневого участка
Получаем Т пов_max=307 K, Т пов_min=291 K. Условия обеспечения требуемого теплового режима для предложенной компоновки выполняются. Площадь РТ при этом 2, 7 м2, из них 1, 926 м2 покрывается ТР СО-2, нижняя грань, ориентированная нормалью на Землю (S =0, 774 м2) – черной краской.
Заключение В ходе выполнения работы получены следующие основные результаты: сформулирована математическая постановка задачи обоснования параметров РТО пассивной СОТР МКА. Основными параметрами РТО принято считать форму, ориентацию, размеры, а также оптические характеристики поверхности РТО; выполнен анализ проектных параметров отечественных малых КА связи, на основе которого подготовлен комплекс исходных данных для проектирования РТО СОТР. В качестве исходных данных выступают: параметры орбиты КА, форма и размеры корпуса КА, ориентация КА в пространстве, максимальное и минимальное энерговыделение бортовой аппаратуры в различных режимах функционирования КА; выполнен расчет внешних тепловых потоков, действующих на КА в околоземном космическом пространстве. Проанализировано изменение плотности тепловых потоков, поступающих от Земли и ее атмосферы, с увеличением высоты орбиты КА; сформирована методика расчета параметров корпусного РТО для негерметичного отсека КА кубической формы с трехосной ориентацией в пространстве. Выполнено обоснование компоновки, размеров и оптических характеристик излучающей поверхности РТО, обеспечивающих возможность создания пассивной СОТР КА для орбитальной группировки СКС «Гонец». Для обеспечения теплового режима КА принято решение использовать для теплообмена КА с окружающей средой всю грань КА, обращенную к Земле, а также 40% площади боковых граней КА, покрыв неиспользуемую часть поверхности КА матами ЭВТИ. Для обращенной к Земле грани корпуса КА использовать в качестве ТРП черную краску со степенью черноты ε =0, 9 и коэффициентом поглощения солнечного излучения As =0, 9, а для боковых граней органическое ТРП с оптическими коэффициентами As =0, 17 и ε =0, 82.
Список использованных источников 1. Ермолаев В.И., Езерский В.В., Полетаев Б.И. Бортовое оборудование космических аппаратов. - СПб.: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2009. – 507 с. 2. Излучательные свойства твердых тел: Справочник/под общ.ред.Шейндлина.М.: Энергия, 1974, 472с. 3. Колесников А.В., Сербин В.И. Моделирование внешнего теплообмена космических аппаратов. М.: ООО «Информация –ХХI век», 1997, 170 с. 4. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды/ Козлов Л.В., Нусинов М.Д.и др. Под ред. Акад. Г.И.Петрова. М.: Машиностроение, 1971, 382с. 5. Низкоорбитальная космическая система персональной спутниковой связи и передачи данных / Под. ред. А.И. Галькевича. М.: Изательство Юлис, 2011, 170 с. 6. 2. Гущин В.Н. Основы устройства КА. – М.: Машиностроение, 2003.– 272 с. 7. 8. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды/ Козлов Л.В., Нусинов М.Д.и др. Под ред. Акад. Г.И.Петрова. – М.: Машиностроение, 1971. – 382 с. 8.. Физико-технические основы создания и применения КА. / Г.П. Дементьев, А.Г. Захаров, Ю.К. Казаров. – М.: Машиностроение, 1987. – 264 с.
Отзыв научного руководителя Представленная конкурсная работа является результатом самостоятельной научно-исследовательской работы конкурсанта по тематике «Система обеспечения теплового режима негерметичного малого космического аппарата» в рамках занятий в кружке военно-научного общества кафедры космических аппаратов и средств орбитальной транспортировки. Помощь руководителя потребовалась лишь при формализации задачи, в которой автор полностью разобрался и реализовал решение задачи в соответствии с ее математической постановкой. Тематика и актуальность научной работы проявляется в современной концепции создания космических систем связи военного назначения на базе орбитальных группировок низкоорбитальных малых космических аппаратов (КА). Совершенствование элементной базы, используемой в составе бортовой аппаратуры КА, ведет к существенному росту плотности внутреннего тепловыделения в процессе его активного функционирования и, одновременно, к снижению тепловыделения в дежурных режимах. Наряду с тенденцией применения негерметичных приборных отсеков в конструкции КА это заставляет применять новые технические решения для обеспечения теплового режима КА. Первостепенное значение при этом приобретает задача правильной организации тепловых потоков между элементами КА и отвода излишков тепла с борта аппарата, решению которой посвящена настоящая работа. В представленной работе автор проанализировал известные методы расчета параметров системы обеспечения теплового режима КА и предложил подход к обоснованию и расчету основных характеристик радиационных теплообменников применительно к случаю проектирования пассивных систем негерметичных малых КА. В процессе работы курсант проявил высокую степень самостоятельности, инициативность и усердие, достаточные знания и умение работать с технической литературой, использовать в работе вычислительные средства, что свидетельствует о способности и желании автора заниматься научными исследованиями. Результаты работы использованы при подготовке практикума «Информационно-расчётные задачи в интересах сопровождения жизненного цикла космических аппаратов», который планируется к использованию как в учебном процессе при проведении практических занятий и курсового проектирования, так и на различных этапах военно-научного сопровождения научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ.
Научный руководитель Доцент кафедры космических аппаратов и средств орбитальной транспортировки кандидат технических наук подполковник А. Абдурахимов
|