Космос: взаимосвязь нагрева и охлаждения
2015-02-03 08:02:29 (читать в оригинале)
При освоении космоса ученые и инженеры столкнулись со множеством задач, которые не встретишь на Земле, в разных отраслях знаний. Мне, как человеку работающему с климатической техникой интересовало, как были решены задачи в теплотехнической сфере. Случайно я наткнулся на интересную советскую книжку и с одной из таких проблем я вас хотел познакомить на ее материалах. А именно, с системой терморегулирования советской орбитальной станция «Салют-6».
Орбитальная станция "Салют-6"
"Решая проблему терморегулирования космического аппарата, конструктор находится как бы в порочном круге. Действительно, за время полета аппарата плоскость его орбиты постоянно изменяет свое положение относительно направления на Солнце. Полет может проходить в течение длительного времени только по освещенной Солнцем орбите или по орбите, имеющей участок тени. При этом на солнечной орбите на аппарат будут не только поступать значительные внешние тепловые потоки, но и его приборы, интенсивно работая, могут выделять максимальное количество тепла. В тени же Земли, наоборот, внешние потоки, а также тепловыделение находящихся в дежурном режиме приборов могут быть минимальными.
Спасая от переохлаждения космический аппарат на теневой стороне, конструктор может «укутать его шубой», но тогда на солнечной стороне нельзя будет избавиться от лишнего тепла и аппарат перегреется: закипит электролит в аккумуляторах, выйдут из строя различного рода элементы бортовой аппаратуры и т. д. Какой же выход из этого противоречия? Он прост, хотя и кажется на первый взгляд парадоксальным. Его мы и рассмотрим в следующем разделе.
НАГРЕТЬ, ЧТОБЫ... ОХЛАДИТЬ
В конструкторских бюро, занимающихся проектированием космических аппаратов, нередко можно услышать примерно такой разговор между специалистом, отвечающим за энергетику объекта, и тепловиком, разрабатывающим его тепловую защиту.
ТЕПЛОВИК: Как показали уточненные расчеты, один из приборов, работающих в открытом космосе, перегревается. Для того чтобы его охладить, мы просим выделить дополнительно два ватта мощности для его подогрева.
ЭНЕРГЕТИК: Конечно, резервы энергетики на борту объекта у нас. ничтожны, но два ватта мы вам, разумеется, выделим.
Непосвященному этот разговор покажется странным: ведь прибор, о котором идет речь, перегревается... Зачем же его тогда подогревать?
Попытаемся разобраться в этом вопросе. Предположим, что на внешней стороне корпуса космического аппарата установлен какой-либо прибор (например, оптический датчик системы ориентации). Этот прибор изолирован от корпуса аппарата и имеет свою температуру, определяемую теми внешними и внутренними тепловыми потоками, о которых уже говорилось ранее. Для того чтобы этот прибор в тени Земли не «замерзал», его закрывают «шубой», практически не пропускающей тепло. При этом, разумеется, оптические «окна» прибора остаются открытыми, а следовательно, на солнечной стороне орбиты на них могут поступать тепловые потоки. Кроме того, при работе прибора возникает его внутреннее тепловыделение.
Все это тепло необходимо «сбросить» в космос, так чтобы температура прибора не превышала, скажем, +40° С. Для этого на одной стороне его поверхности в «шубе» делают специальные вырезы, т. е. создают радиационные поверхности, нанося на них соответствующие лакокрасочные покрытия. Эти поверхности желательно размещать на той стороне прибора, которая вообще не освещается Солнцем. Но если этого сделать нельзя, что чаще всего и бывает на практике, не беда – рассмотренный выше эффект цилиндра поможет решить эту задачу. Выбирая величину площади радиационной поверхности, необходимую для сброса избыточного тепла, можно обеспечить максимальную температуру прибора ниже ее допустимого верхнего предела. Но «сброс» тепла с радиационной поверхности будет происходить также и в тени Земли. При этом может оказаться, что прибор на теневом участке орбиты не работает, т. е. не выделяет тепла.
В результате он будет охлаждаться, и нет другого выхода, кроме как с помощью автоматически включаемого обогревателя его нагревать. Если нужно на несколько градусов снизить максимальную температуру прибора, необходимо соответствующим образом увеличить площадь радиационной поверхности, а значит, и увеличить мощность обогревателя. Вот почему в приведенном разговоре энергетик не только совершенно спокойно отнесся к, казалось бы, абсурдной просьбе тепловика, но и удовлетворил ее.
«Сбросить» тепло в космос с радиационной поверхности – это еще всего лишь одна задача. Вторая состоит в том, чтобы подвести к ней тепло от тепловыделяющего элемента с допустимым перепадом температур между ними. В идеальном случае тепловыделяющие элементы желательно устанавливать на радиационной поверхности. Однако на практике это сделать не всегда удается. Если такой элемент располагается вдали от радиационной поверхности, то передающийся теплопроводностью тепловой поток на пути от элемента к поверхности должен преодолеть некоторое тепловое сопротивление. Оно тем больше, чем меньше теплопроводность материала, площадь поперечного сечения тепло-вода и. больше расстояние передачи этого потока.
Увеличение теплового сопротивления приводит к тому, что температура тепловыделяющего элемента будет увеличиваться при той же температуре радиационной поверхности. В результате может случиться так, что температура корпуса прибора находится в допустимом диапазоне, а тепловыделяющий элемент тем не менее перегревается. Для небольших приборов, работающих в открытом космосе, эта проблема остро не стоит, так как расстояние от их тепловыделяющих элементов до радиационной поверхности, как правило, оказывается сравнительно небольшим. Установка этих элементов на корпусе прибора, выбор высокотеплопроводного материала для корпуса, создание в ряде случаев тепловодов – вот те методы, которые позволяют избежать нежелательных в этом случае явлений.
Иначе обстоит дело в гермоотсеках космических кораблей и станций. Большие расстояния между отдельными частями этих гермоотсеков создают серьезные трудности при попытке передать тепло от приборов к радиационной поверхности с помощью теплопроводности. Кроме того, большие размеры корпуса такого космического аппарата приводят к значительному разбросу температур по радиационной поверхности: та ее часть, которая освещена Солнцем, может на десятки градусов нагреваться сильнее части, находящейся в тени. В этом случае приборы, размещенные в гермоотсеке, могут либо перегреваться за счет дополнительного теплообмена с «горячей» частью поверхности корпуса, либо, наоборот, переохлаждаться из-за передачи тепла к «холодной» части.
Поэтому для крупных космических аппаратов конструкторы избрали другой путь поддержания заданного температурного диапазона приборов. В гермоотсеке устанавливается вентилятор, который, обдувая приборы газом (воздухом гермоотсека), «снимает» с них тепло, а также выравнивает температуры по их поверхности. Далее «снятое» тепло можно передать радиационной поверхности, расположенной прямо на корпусе гермоотсека, подобно тому, как это делается иногда в приборах, работающих в открытом космосе.
Как уже отмечалось, при этом неминуемо потребуются расходы электроэнергии на обогреватель атмосферы гермоотсека. Чтобы избежать этих неоправданных потерь, можно па радиационной поверхности разместить теплозащитный экран типа жалюзи. Когда температура приборов становится сравнительно высокой, специальный датчик подаст сигнал электромотору, открывающему жалюзи, и избыточное тепло начнет излучаться в космос. После того как приборы охладятся, этот же датчик подаст команду и жалюзи закроются, прекратив тем самым отвод тепла от гермоотсека.
Такая система терморегулирования достаточно проста и в то же время эффективна. Она в ряде случаев применяется на космических аппаратах. Однако использование жалюзи – не единственный принцип регулирования температуры в гермоотсеках. Конструкторы советских станций «Венера-5 и -6», например, весьма своеобразно решили задачу об отводе избыточного тепла в космос. У расположенных в гермоотсеке приборов с наибольшим тепловыделением они установили вентиляторы, начинавшие работать при включении приборов. При повышения температуры до некоторого верхнего предела по команде термодатчика открывался клапан, и воздух с помощью еще одного вентилятора направлялся по специальному каналу к радиационной поверхности.
В качестве последней использовалась центральная часть (отражатель) параболоидной антенны станции. Воздух отдавал этой поверхности избыточное тепло, излучавшееся далее непосредственно в космос, и после охлаждения вновь направлялся в гермоотсек. После того как температура приборов снижалась, по команде того же термодатчика клапан закрывался и отвод тепла прекращался. Интересно, что радиационная поверхность у этих станций была не цилиндрическая, а плоская. Использование такой ее формы стало возможным потому, что станция имела постоянную ориентацию солнечных батарей на Солнце, а антенна (радиационная поверхность) находилась в тени на протяжении всего полета, за исключением некоторых специальных его режимов.
Условия межпланетного перелета станций с тепловой точки зрения весьма сложны, ведь плотность солнечного теплового потока вблизи Венеры почти вдвое выше, чем на околоземной орбите. Поэтому система терморегулирования особенно напряженно работала на второй половине пути. В это время клапан был открыт постоянно и воздух непрерывно передавал избыточное тепло радиационной поверхности.
С помощью движущегося воздуха производилось также регулирование температуры приборов советских «Луноходов». На лунном экваторе, когда Солнце находится в. зените, температура поверхности достигает 130° С. Если принять во внимание внутренние тепловыделения приборов, то нетрудно понять, что предохранить приборы от перегрева весьма сложно. Однако с другой стороны, в период лунной ночи, продолжающейся около 15 земных суток, температура на поверхности Луны опускается до минус 150 – 170° С. Значит, нужно было обеспечить подогрев приборов «Лунохода» с тем, чтобы они не «замерзали».
Но где взять источник тепла? Даже если такой источник и найдется, то как сделать, чтобы он не разогревал дополнительно приборы во время лунного дня?
Для решения этой проблемы советские специалисты использовали двухконтурную систему терморегулирования. Когда на «Луноходе» было «жарко», работал контур охлаждения, когда «холодно» – контур обогрева.
Избыточное тепло с приборов снималось газом, движущимся под напором трехступенчатого вентилятора. Для обдува некоторых, особенно «горячих» приборов к ним подводился газ через специальные воздуховодные каналы. В зависимости от температуры внутри «Лунохода» газ с помощью регулируемой заслонки, установленной на входе воздуховодного тракта, направлялся далее либо в «горячий», либо в «холодный» контур. Заслонка, кроме двух крайних положений, при которых либо «горячий», либо «холодный» контуры были закрыты, имела четыре промежуточных положения, дозирующих расход газа через каждый из контуров. Управление работой заслонки осуществляла сложная автоматическая система, реагирующая на сигналы чувствительного элемента – температурного датчика.
В «холодном» контуре газ отдавал избыточное тепло радиационной поверхности, в качестве которой использовалось верхнее днище приборного отсека, находившееся в тени корпуса «Лунохода» и поэтому имевшее сравнительно низкую температуру.
В контуре обогрева газ нагревался от изотопного источника тепла, расположенного вне гермоотсека. Этот источник был соединен с гермоотсеком через два патрубка, через один из которых газ направлялся к изотопному источнику, а через другой поступал опять к приборам. Для того, чтобы тепло от обогревателя не нагревало гермоотсек в период лунного дня, между ним и корпусом лунохода был установлен теплозащитный экран.
Внутри патрубков были предусмотрены дополнительные заслонки, связанные системой тяг с основной заслонкой и поворачивающиеся одновременно с ней. Эти заслонки уменьшали лучистый и конвективный теплоприток от изотопного источника в те моменты, когда приборы обогревать не требовалось. Кроме того, для уменьшения утечек тепла из гермоотсека в период лунной ночи радиационная поверхность закрывалась теплоизолированной крышкой «Лунохода». Это одновременно позволяло предохранить от переохлаждения и расположенные на ее внутренней поверхности фотопреобразователи, превращающие солнечную энергию в электрическую. Разумеется, корпус «Лунохода», как и обычно, был теплоизолирован специальной «шубой».
Такая система терморегулирования позволяла поддерживать температуру приборов в диапазоне 0 – 40° С при изменении температуры поверхности Луны в интервале порядка 300° С.
На рис. 4 приведена принципиальная схема системы терморегулирования советской орбитальной станция «Салют-6». Весьма большие размеры ее гермоотсека, значительные тепловые мощности, выделяемые ее аппаратурой и экипажем, вызывают существенные трудности в решении проблемы обеспечения ее теплового режима. Для вентиляции станции конструкторам пришлось предусмотреть на ней несколько десятков вентиляторов. Тепло, снимаемое движущимся под напором вентиляторов воздухом, передается в теплообменнике (5) теплоносителю, циркулирующему по тракту контура обогрева (1), основная задача которого состоит в обогреве отдельных элементов конструкции станциию
Так, например, тепло из этого контура передается в теплообменниках (4) промежуточным контурам (10), служащим для обогрева транспортных космических кораблей «Союз», «Прогресс», состыкованных со станцией. Необходимость такого обогрева связана с тем, что аппаратура этих кораблей в ходе совместного полета со станцией работает в ненапряженном, дежурном режиме и мало выделяет тепла. Система терморегулирования станции объединяется с системой терморегулирования транспортного корабля с помощью специальных гидроразъемов стыковочного агрегата (7), соединяющих тракты гидромагистрали обоих аппаратов.
Теплоноситель контура обогрева циркулирует также по стенкам станции (9), подогревая охлажденные и охлаждая нагретые их части, или, другими словами, выравнивая их температуры. Если в кабине станции выделяется слишком много тепла и температура ее воздуха повышается, вводится в действие теплообменник (11), в котором избыточное тепло передается из контура обогрева в контур охлаждения (2). Циркулирующий по трактам последнего теплоноситель переносит полученное в теплообменнике (11) тепло на радиационную поверхность (8), излучающую его в космос. Расход теплоносителя через теплообменник (11) можно регулировать с помощью специального крана-регулятора и тем самым менять степень охлаждения жидкости в контуре обогрева.
Когда на станции нет экипажа и ее аппаратура выделяет мало тепла, температура воздуха в гермоотсеке понижается. Для того чтобы она не опустилась ниже допустимого предела, в составе системы терморегулирования предусмотрен электрообогреватель (13).
Из атмосферы станции следует удалять влагу, выделяющуюся, например, при дыхании космонавтов. Для решения этой задачи служат специальные холодильно-сушильные аппараты (6). Влага оседает на охлаждаемых до температуры порядка 5°С поверхностях этих аппаратов, собирается в емкости, а затем подается в систему, регенерирующую из конденсата воду. Охлаждение этих поверхностей осуществляется с помощью контура (3), теплоноситель которого отдает свое избыточное тепло в теплообменнике (12) контуру (2).
Конечно, теплоноситель по различным контурам прокачивается гидронасосами. Так как при изменении температуры жидкости изменяется и занимаемый ею объем, т. е. меняется давление в охлаждающих трактах, в системе терморегулирования предусмотрен компенсатор объема.
В состав холодильно-сушильных агрегатов (6) и теплообменника (5) входят вентиляторы, направляющие воздух между трубками теплообменника, и регулятор расхода воздуха, представляющий собой такую же шторку с приводом, какая применялась на космических кораблях «Восток», «Восход». Таким образом, на станции производится автоматическое регулирование и температуры жидкости во внутреннем контуре охлаждения, которая поддерживается с точностью ±2° С относительно одного из ее номинальных значений: 5, 7 и 9° С, и температуры воздуха, составляющей в жилых объемах станции 18 – 25° С.
Система терморегулирования транспортного космического корабля. «Союз» состоит примерно из тех же блоков, что и у станции «Салют». В ее состав входят два основных жидкостных контура: внутренний, предназначенный для терморегулирования жилых отсеков, и внешний, служащий для отвода избыточного тепла от гермоотсека в космосе. Тепло снимается с тепловыделяющих элементов с помощью движущегося под напором вентиляторов воздуха и передается в газожидкостном теплообменнике жидкости, «прогоняемой» с помощью гидронасосов по гидромагистрали. С помощью жидкости термостатируются стенки агрегатного отсека.
Избыточное тепло передается в жидкостно-жидкостном теплообменнике внешнему контуру и «сбрасывается» в космос с радиационной поверхности. Температура жидкости внутреннего контура, как и на станции «Салют», регулируется с помощью автоматики и регуляторов. Это позволяет поддерживать на необходимом уровне температуру стенок холодильно-сушильного агрегата, а значит, и уровень влажности воздуха в кабине. Температура воздуха в кабине корабля также регулируется автоматически, подобно тому, как это делается на станции «Салют».
Для обогрева корабля «Союз» при его полете совместно со станцией «Салют» на нем предусмотрен также вспомогательный контур системы терморегулирования.
По материалам книги Г. М. Салахутдинова "ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА В КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ" Издательство «Знание» Москва 1982.
