система терморегулирования

Формула изобретения

Система терморегулирования, содержащая теплопередающее устройство, выполненное в виде излучательных тепловых труб, имеющих контактный узел в виде герметичной камеры, охватывающей участки каждой тепловой трубы, отличающаяся тем, что устройство дополнительно содержит, по крайней мере, один контактный узел в виде герметичных камер, охватывающих участки испарения каждой тепловой трубы, последовательно соединенных между собой каналом для теплоносителя, причем канал для теплоносителя выполнен в виде двух параллельных магистралей - подвода парообразного хладагента и отвода жидкого хладагента, полости каждой из указанных магистралей сообщены последовательно с полостями герметичных камер каждой тепловой трубы в противоположных зонах, при этом в каждую герметичную камеру введено дроссельное устройство, через которое канал для подвода парообразного хладагента сообщен с внутренним объемом камеры.

Описание изобретения к патенту

Система терморегулирования, предназначена для использования на космических объектах различного назначения в целях поддержания заданного температурного режима его элементов и объекта в целом в условиях натурной эксплуатации.

Наиболее важными элементами систем терморегулирования космических аппаратов являются излучательные радиаторы, задачей которых является сброс подводимого к ним избыточного тепла из отсека космического аппарата излучением в космическое пространство. С первых космических аппаратов до середины 1980-х годов на отечественных и зарубежных космических аппаратах в системах терморегулирования в качестве радиаторов использовались радиационные панели с системой змеевиков с циркулирующим внутри них однофазным теплоносителем (1, с. 180).

Однако у радиаторов такого типа существует опасность метеоритного пробоя или разгерметизации всего одной трубки, после чего радиатор и контур системы терморегулирования в целом выходит из строя. Такая ситуация наблюдалась в наружном контуре охлаждения на одной из станций "Салют", а также на одном из спутников связи.

Большой практический интерес в космической технике представляет использование в системах терморегулирования в качестве радиаторов радиационных панелей на тепловых трубах, поскольку такой радиатор представляет собой набор соединенных между собой тепловых труб, при этом каждая труба представляет замкнутый объем, где циркулирует двухфазный теплоноситель, а с общим коллектором они могут соединяться вне радиационной панели (2, с. 184-186). Такая конструкция снижает опасность метеоритного пробоя этого коллектора, что повышает надежность системы терморегулирования.

Существенными элементами таких систем терморегулирования являются теплопередающее устройство, выполненное в виде излучательных тепловых труб, имеющих контактный узел в виде герметичной камеры, охватывающей участки испарения каждой тепловой трубы.

Эти существенные элементы присущи следующим техническим решениям, являющимися аналогами изобретения (1, 2, 3).

Система терморегулирования (3) состоит из устройства отвода тепла от охлаждаемых приборов, например, в виде группы контактных устройств, устройства передачи в виде принимающей тепловой трубы и тепловых труб с излучательными панелями, причем принимающая и отдающая тепловые трубы связаны между собой контактным узлом.

Перечисленные системы имеют ряд недостатков. Так системы (1, 2, 3) имеют ограничения по тепловой мощности, связанные с предельными возможностями по теплопереносу принимающей тепловой трубы. Их надежность не может быть признана достаточной, так как при наличии даже малых ускорений, которые возможны при эксплуатации в условиях космического пространства, может произойти необратимое нарушение работоспособности принимающей тепловой трубы, связанное с кризисом теплопередачи в ее испарителе и последующим замерзанием теплоносителя в конденсаторе, что приведет к потере работоспособности радиатора.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является система терморегулирования (4), содержащая теплопередающее устройство, выполненное в виде излучательных тепловых труб, имеющих контактный узел в виде герметичной камеры, охватывающей участки каждой тепловой трубы. Эта система терморегулирования принята заявителем за прототип.

К недостаткам прототипа следует отнести невысокую тепловую эффективности системы. Эти недостатки являются следствием неравномерности распределения температуры теплоносителя в канале, соединяющим герметичные камеры. Действительно, если первые по ходу теплоносителя трубы получают нагрузку на высоком температурном уровне, то затем теплоноситель, отдавая свое тепло постепенно охлаждается и к последним излучательным трубам тепло подводится на более низком уровне. Известно, что холодопроизводительность излучательной панели зависит согласно закона Стефана-Больцмана от T⁴_изл., где T_изл. - средняя температура поверхности излучения. Поэтому повышение температуры излучения является важной целью разработчиков систем терморегулирования.

Если система терморегулирования работает на двухфазном теплоносителе и он поступает в излучательный радиатор в парообразном состоянии, то интенсивность теплоотдачи по каналу теплоносителя меняется еще в большей мере, так как одним из требований к системе является требование отсутствия паровой фазы на выходе из радиатора. Это приводит к тому, что при максимальных тепловых нагрузках последние тепловые трубы отводят меньше тепла, чем обогреваемые паром (поскольку жидкость конденсируется и переохлаждается в предыдущих герметичных камерах, а коэффициент теплоотдачи от жидкости к поверхности значительно меньше по сравнению с коэффициентом теплоотдачи при конденсации пара). Это снижает тепловую эффективность системы. С другой стороны, при минимальных тепловых нагрузках существует вероятность замерзания теплоносителя в последних, недогруженных тепловых трубах, температура которых ниже по сравнению с первыми тепловыми трубами. Это является нежелательным с точки зрения надежности системы. Необходимо отметить, что в прототипе величина переохлаждения жидкости по сравнению с температурой пара может составлять десятки градусов, а это ухудшает работу испарителей, поскольку в них передается тепло от сильно переохлажденной жидкости. Кроме того, гидравлическое сопротивление канала теплоносителя в этом случае меняется очень сильно, поэтому необходимо давать большой коэффициент на производительность насоса для прокачки теплоносителя по каналу подвода тепла.

Задачей настоящего изобретения является повышение эффективности системы терморегулирования в части увеличения ее производительности за счет повышения температуры радиатора и равномерности распределения температур по его поверхности, а также уменьшения энергопотребления системы за счет снижения гидравлического сопротивления контура подвода тепла.

Поставленная цель достигается тем, что в системе терморегулирования, содержащей теплопередающее устройство, выполненное в виде излучательных тепловых труб, имеющих контактный узел в виде герметичной камеры, охватывающей участки каждой тепловой трубы, устройство дополнительно содержит, по крайней мере, один контактный узел в виде герметичных камер, охватывающих участки испарения каждой тепловой трубы, последовательно соединенных между собой каналом для теплоносителя, причем канал для теплоносителя выполнен в виде двух параллельных магистралей - подвода парообразного хладагента и отвода жидкого хладагента, полости каждой из указанных магистралей сообщены последовательно с полостями герметичных камер каждой тепловой трубы в противоположных зонах, при этом в каждую герметичную камеру введено дроссельной устройство, через которое канал для подвода парообразного хладагента сообщен с внутренним объемом камеры.

Отличительными признаками от прототипа являются:

1) выполнение канала для теплоносителя в виде двух параллельных магистралей - подвода парообразного хладагента и отвода жидкого хладагента;

2) сообщение полостей каждой из указанных магистралей последовательно с полостями герметичных камер каждой из тепловой трубы в противоположных зонах;

3) введение в каждую герметичную камеру дроссельного устройства, через которое канал для подвода парообразного хладагента сообщен с внутренним объемом камеры.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлен общий вид системы терморегулирования с излучательным радиатором на тепловых трубах, причем цифрами обозначены входящие в него элементы:

1 - излучательные тепловые трубы, 2 - герметичная камера, 3 - магистраль для подвода парообразного хладагента, 4 - магистраль для отвода жидкого хладагента, 5 - регулируемые дроссельные устройства.

Выполнение контактного узла в виде герметичных камер 2, охватывающих участки испарения каждой тепловой трубы, последовательно соединенных между собой каналом для теплоносителя, и выполнение канала в виде двух параллельных магистралей - подвода парообразного хладагента 3 и отвода жидкого хладагента 4, сообщение полостей каждой из указанных магистралей последовательно с полостями герметичных камер каждой тепловой трубы в противоположных зонах и введение в каждую герметичную камеру дроссельного устройства 5, через которое канал для подвода парообразного хладагента сообщен с внутренним объемом камеры обеспечивает подвод тепловой нагрузки ко всем тепловым трубам 1 с одинаковой температурой, что способствует их изотермичности.

Для того, чтобы распределение тепловой нагрузки на каждую тепловую трубу 1 было равномерным, необходимо, чтобы гидравлические сопротивления каждой герметичной камеры 2 было меньшей предыдущей на величину гидравлического сопротивления участка магистрали для подвода парообразного хладагента 3. Это достигается введением на вход каждой герметичной камеры 2 регулируемых дроссельных устройств 5 в виде ручных или электромагнитных вентилей 5. Отметим, что давление в магистрали для подвода парообразного хладагента 3 при работе системы выше давления в магистрали для отвода жидкого хладагента 4.

Дроссельные устройства 5 предлагается выполнять в виде ручных или электромагнитных вентилей, перекрывающих проходное сечение входа парообразного хладагента в полость герметичной камеры каждой излучательной тепловой трубы. При этом степень перекрытия входных проходных сечений герметичной камеры каждой тепловой трубы уменьшается по мере удаления от первой по ходу парообразного хладагента тепловой трубы. Конкретная степень закрытия проходного сечения каждого вентиля определяется по результатам экспериментальной отработки.

Система терморегулирования работает следующим образом.

Тепло из охлаждаемого объекта подводится паром к магистрали для подвода парообразного хладагента 3, где равномерно распределяется по подключенным к нему через регулируемые дроссельные устройства 5 герметичным камерам 2. Двухфазный хладагент, например, аммиак, находящийся в каждой излучательной тепловой трубе 1 циркулирует по следующему циклу.

Участок испарения тепловой трубы, расположенный в герметичной камере 2, заполнен сконденсировавшимся хладагентом, который под воздействием тепловой нагрузки, передаваемой паром, поступающим в герметичную камеру 2 из магистрали для подвода парообразного хладагента 3, начинает испаряться и под воздействием возникающего давления поступать в зону конденсации, расположенную на излучательных панелях тепловых труб 1. Тепло, подводимое к излучательной панели тепловой трубы 1, излучением сбрасывается в космическое пространство, при этом парообразный хладагент, отдавая тепло охлаждается, конденсируется и по внутренним капиллярам каждой тепловой трубы 1 снова поступает в зону испарения этой тепловой трубы, расположенной в герметичной камере 2.

С другой стороны, двухфазный хладагент, циркулирующий в контуре теплоносителя системы терморегулирования, например, R22, в парообразном виде с высокой температурой из магистрали 3 для подвода парообразного хладагента через регулируемые дроссельные устройства 5 поступает в герметичные камеры 2, конденсируется и в жидком состоянии поступает в магистраль 4 для отвода жидкого хладагента. После этого хладагент в жидком состоянии поступает в объект для охлаждения аппаратуры космического объекта.

По сравнению с прототипом предложенная конструкция системы терморегулирования показала на 10-12% большую холодопрозводительность за счет выравнивания поля температур между излучательными поверхностями первой и последней тепловых труб. Если по прототипу перепад температур между излучательными поверхностями первой и последней тепловых труб достигал 10-12^oC, при этом температура входящего пара была 35^oC, и около 80% труб сбрасывали тепло при этой температуре, а оставшиеся 20% труб сбрасывали тепло при температуре от 25 до 13^oC. Кроме того, выполнение канала для теплоносителя в виде двух магистралей в сочетании с дроссельными устройствами на входе в герметичную камеру, позволило на 15-18% снизить гидравлическое сопротивление системы, что позволило установить в системе насосы меньшей производительности с меньшим энергопотреблением.

Предложенная конструкция системы терморегулирования реализована в конструкции систем терморегулирования служебного модуля международной космической станции и одного из грузовых кораблей типа "Прогресс". При этом в конструкции использованы все материалы российского производства, выпускающиеся промышленными партиями. Изготовление системы осуществляется по общепринятой в отечественной промышленности технологии.

Литература

1. А.С. Елисеев "Техника космических полетов", изд. Машиностроение, Москва, 1983 г., с. 180.

2. А.С. Елисеев "Техника космических полетов", изд. Машиностроение, Москва, 1983 г., с. 184-186.

3. Г.П. Петерсон "Система терморегулирования для бортового оборудования космических аппаратов" - в журнале "Аэрокосмическая техника", N 8, 1987, с. 98.

4. А.с. СССР N 1763849, бюл. N 35, 1992 г. - прототип.