Глава XIX. Тепловые режимы космических аппаратов (1013643), страница 3
Текст из файла (страница 3)
Термостатирующая система может быть основана либо на поглощении или выделении тепла внутри аппарата, либо на отводе наружу или подводе тепла извне. В первом случае могут быть использованы химические реакции с выделением или поглощением тепла, либо эффекты выделения и поглощения при изменении агрегатного состояния вещества !плавление, испареняе, кристаллизация). Этот метод ограничен по своим возможностям, поскольку запас вещества не может быть большим, Поэтому его применяют либо для автономных приборов с небольшим тепловыделением при переменной температуре наружной оболочки, например на поверхности Луны, либо как часть общей системы терморегулирования с внешними теплообгленниками.
Большнмн возможностями обладают схемы, в которых элементы конструкции, приборы, газ, заполняющий отсеки аппарата, могут обмениваться теплом со специальными радиационными по4З9 верхностями, расположенными на внешней поверхности аппарата. В зависимости от назначения аппарата радиационные поверхности могут быть сделаны так, чтобы их температура была более высокой или более низкой. В первом случае они действуют как нагреватели, если температура внутри аппарата почему-либо понижается, во втором случае — как холодильники для сброса тепла. Передача тепла от приборов к радиаторам и обратно регулируется тепловым сопротивлением промежуточной среды.
Для передачи тепла используются практически все возможные способы: теплопроводность, излучение и конвекция. В последнем случае используется специальный теплоноситель (газ или жидкость), циркулирующий между отсеком и радиаторами. В качестве примера мои<но указать на пилотируемые советские корабли «Восток», «Союз» и автоматические станции «Венера», «Марс» и др., в которых аппаратура и люди размещены в герметических отсеках или контейнерах, и тепло передается к радиационным поверхностям с помощью специальных теплоносителей.
На американских аппаратах типа «Сервейер» и «Маринер» аппаратура размещена в вакууме и передача тепла к радиационным поверхностям осуществляется излучением и теплопроводностью. Расчет температурного режима летательного аппарата по существу сводится к решению двух уравнений баланса тепла: 1) условие теплового баланса контейнера с аппаратурой (Мс)» д = — д " + Я»« — Ятт (19.24) дТ Т вЂ” Т« где Т, — температура радиационной поверхности; Т вЂ” средняя температура контейнера; Я вЂ” общее тепловое сопротивление между контейнером и радиационной поверхностью; Яр, — среднее количество тепла, передаваемое через элементы конструкции и теплоизоляцию к внешней поверхности аппарата и излучаемое в окружающую среду; Я,„— количество тепла, выделяемое внутри контейнера; (Мс)» — эффективная средняя теплоемкость контейнера и аппаратуры; т — время; М вЂ” масса контейнера; 2) условие теплового баланса радиатора (Мс), — ' = — '+ А,Ед+ А,Рф,,р+ егд „вЂ” геоТ'„(19.25) где о — постоянная Стефана — Больцмана; (Мс)„— эффективная теплоемкость радиатора; Š— площадь поверхности радиатора; и, п„р и абра — удельные потоки тепла от солнечного излучения, от отраженного солнечного излучения и от собственного излучения планеты; е — степень черноты радиационной поверхности для длинноволнового излучения при Т = Т;, А, — коэффициент поглощениЯ по отношению к солнечной Радиации; Я„, 4, д««р и д,„задаются.
490 Решение этих уравнений определяет зависимость значений Т и Т, от времени. Для регулирования температуры возможно воздействовать на значение Я, изменяя, например, расход теплоносителя, либо на значение площади радиатора Р, закрывая его жалюзи. Для того, чтобы регулирование было возможно, а также для уменыпения потребного диапазона изменения )с и Р, яеобходимо правильно выбрать величины А, и а и направление радиатора, если аппарат стабилизирован в пространстве. Для получения «холодного» радиатора целесообразно выбрать покрытие с большим е, и если на радиатор попадаег солнечная энергия, с меньшим значением А„«горячий» радиатор обычно располагают так, чтобы он освещался солнцем, и выбирают покрытие с большим значением А,.
Изменяя отношение А,/з, можно получить широкий диапазон изменения равновесной температуры поверхности радиатора. Поскольку тепловая изоляция аппарата обладает в вакууме весьма высоким тепловым сопротивлением, то величина определяется перетеканием тепла главным образом через элементы конструкции, выступающие наружу (тепловые мосты) и не защищенные изоляцией (приборы навигации, антенны, научные приборы, элементы крепления и др.). Значение Ят, может быть положительным, если тепловйе мосты расположены с солнечной стороны, и отрицательным,если тепло отводится на теневую сторону. Как правило, бплыпие значения Я, существенно уменьшают возможности системы терморегулирования.
19.4. ВЫБОР ОПТИЧЕСКИХ КОЭФФИЦИЕНТОВ НАРУЖНЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Из сказанного выше следует, что для поддержания теплового режима космического аппарата большое значение имеет правильный выбор оптических коэффициентов наружных поверхностей з и А,. Для этой цели наружные поверхности аппарата— радиационные поверхности, поверхности теплоизоляции, не защищенные элементы конструкции и приборы — покрываются специальными красками. Основной характеристикой покрытия поверхности является равновесная температура Тр, которую принимает теплоизолированная поверхность при прямом воздействии на нее солнечного излучения в стационарных условиях. Из условия теплового баланса следует: г„АД = аоТ«рг, и Тр — — ь~Р~А Сл(Р,аа), (19.26) где г"„— площадь проекции поверхности на плоскость, перпендикулярную направлению солнечных лучей (эффективный мидель); г, — площадь излучающей поверхности.
Например, для пластины, излучаю1цей в одну сторону и расположенной под 491 д 1 г 1 д,а тм Рнс. 19.1Б. Кривые спектральной поглонтательной способности ыатерналов: т — алюминий, напылеввмй а вакууме; у — плавленый кварц толщиной а,а мм (Г ййа К1, д — какмий полированный; а — имеерэереициониый вильей мемлое ееркалоа углом р к направлению солнечных лучей, Р„/Р, = яп р; для сферы Р„/Р„= !/4 и т. д. Из формулы 119.26) видно, что при заданных значениях Р /Р, и Я главную роль играет отношение коэффициента поглощения солнечной энергии А, к степени черноты е при длинах волн, соответствующих собственному излучению пластинки.
При определении А, и е следует иметь в виду, что солнечное излучение передает энергию в диапазоне длин волн от 0,2 до 2,5 мкм, а интенсивность собственного излучения при температуре радиатора 300 К имеет максимум при длине волны 9,7 мкм.
Таким образом, отношение А,/в пропорционально отношению среднего коэффициента поглощения данного материала Аь в области малых длин волн к его среднему коэффициенту поглощения в области больших длин волн и зависит от температуры поверхности. В природе существуют вещества с отношением А,/е больше и меньше единицы. Как правило, отношение коэффициентов поглощения в среднем больше у красок, изготовленных на базе окислов металлов, и меньше — у полированных металлов.
Зависимость коэффициента поглощения А„от длины волны, определяющая значение отношения А,/е, также различна у этих двух групп материалов. У полированных металлов коэффициент поглощения уменьшается с возрастанием длины волны, у красок, образованных на базе окислов, коэффициент поглощения растет с увеличением длины волны. На рис. 19.16 в качестве примера приведены зависимости коэффициента поглощения некоторых материалов (Аь) от длины волны. Как видно, изменяя тип покрытия, можно в широких пределах изменять среднее значение А„и отношение А,/е. Однако на радиационные характеристики покрытий существенное 492 влияние может оказывать космическое излучение, особенно ультрафиолетовое излучение в космосе.
В ряде случаен применяются двухслойные покрытия. Например, полированная металлическая поверхность покрывается тонким плотно прилегающим слоем стекла. При этом солнечные лучи, проходя через стекло, отражаются от полированной поверхности, чем обеспечивается малое значение А,. В то же время стекло имеет большое е, и при хорошем тепловом контакте тепло хорошо излучается поверхностью так, что температура ее остается достаточно низкой.
Если между стеклом и поверхностью металла исключить тепловой контакт, то инфракрасное излучение поверхности будет задерживаться стеклом, которое будет являться экраном, и температура поверхности повь сигея (тепловой эффект). Если значение Тр должно быть установлено с высокой точностью, этого можно добиться, покрывая участки поверхности красками с разны!л отношением А,/а. Из баланса тепла в стационарных условиях на теплоизолированной поверхности следует А,,К! + А„ (1 — К,) = оТр х х [в1К1 + (1 — К1) ав). Прч заданных значениях Аго А,„е„а„выбирая необходимые отношения площадей поверхностей Кз = г"„/Р; К, = Р„'Р„покрытых красками с различными значениями А,/а, можно добиться необходимого значения Т .
Полученные значения Тр в действительности равны только температуре участков поверхности теплоизоляции, так как практически в уравнении теплового баланса можно пренебречь отводом тепла внутрь аппарата. 19.з. Внешняя теплоизоляция Для теплоизоляции поверхностл космических аппаратов шиоокое применение получила экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ), представляющая собой покрытие, состоящее иэ большого числа (20 ... 100) слоев пластичного материала с малым значением степени черноты. В условиях вакуума теплопередача через такое покрытие осуществляется лучеиспусканием и может быть снижена до весьма малых значений.
Практически ее наименьшее значение ограничивается тем, что передача тепла через различные элементы конструкции (тепловые мосты) становится намного больше, чем через ЭВТИ. Оценим влияние ЭВТИ на величину излучаемого теплового потока. Принимая, что изоляция состоит из и слоев с приведенной степенью черноты ерр, получаем, что удельный тепловой поток через изоляцию д =- арро (Т', — Т'.,Уи, (1 0.2У) где Т, и Т, — температуры поверхности конструкции и изоляции соответственно.
493 Если наружная поверхность имеет степень черноты а и излучает в космос, то тепловой поток от поверхности д = е,аТ',. Сравнивая уравнения (19.27) и (19.28)„получаем (19.29) Поверхность без защитного экрана, но с той же степенью черноты, излучала бы поток дв = в оТ',. Таким образом, степень снижения теплового потока Д/Рв =- звя/(влэ -1- ввл). (19.30) Отсюда следует, что при увеличении п можно добиться существенного снижения энергии, излучаемой через слой теплоизоляции. Если на поверхность аппарата падает извне некоторый лучисгый поток дв, то удельный тепловой поток при экранно-вакуумной изоляции определится из выражения ч вл оТ,— в Чл 1 + (вл/ввв) л ~' ! + (вл/вв„) л 1 Т' (Зво л, 1)л).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
