72031

СИСТЕМИ ЗАБЕЗПЕЧЕННЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМУ НА ОСНОВІ ТЕПЛОВИХ ТРУБ ДЛЯ НАУКОВОГО КОСМІЧНОГО ПРИЛАДОБУДУВАННЯ

Автореферат

Энергетика

Світовий досвід дослідження космічного простору переконливо довів що однією з найважливіших умов функціонування наукової бортової апаратури є підтримання її належного температурного стану системами забезпечення теплового режиму СЗТР.

Украинкский

2014-11-17

410 KB

1 чел.

НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ УКРАЇНИ

«КИЇВСЬКИЙ ПОЛІТЕХНІЧНИЙ ІНСТИТУТ»

Батуркін Володимир Михайлович

УДК 536.24: 621.643.2

СИСТЕМИ ЗАБЕЗПЕЧЕННЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМУ НА ОСНОВІ ТЕПЛОВИХ ТРУБ ДЛЯ НАУКОВОГО КОСМІЧНОГО ПРИЛАДОБУДУВАННЯ

05.14.06 - технічна теплофізика та промислова теплоенергетика

АВТОРЕФЕРАТ

дисертації на здобуття наукового ступеня

доктора технічних наук

Київ – 2011

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана на кафедрі атомних електричних станцій і інженерної теплофізики Національного технічного університету України «Київський політехнічний інститут» (НТУУ «КПІ») Міністерства освіти і науки, молоді та спорту  України.

Науковий консультант:  

доктор технічних наук, професор

Письменний Євген Миколайович,

Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут», декан теплоенергетичного факультету, завідувач кафедри атомних електричних станцій і інженерної теплофізики

Офіційні опоненти:

доктор технічних наук, професор

Смирнов Генріх Федорович,

Одеська Національна академія харчових технологій, професор кафедри теплохладотехніки

доктор технічних наук, професор

Горбенко Геннадій Олександрович,

Національний аерокосмічний університет ім.                     М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут», завідувач кафедри аерокосмічної теплотехніки

доктор технічних наук, професор

Малкін Едуард Семенович,

Київський національний університет будівництва і архітектури, завідувач кафедри  теплотехніки

Захист відбудеться  « 06 »  04     2011 р. о 15 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д 26.002.09 Національного технічного університету України «Київський політехнічний інститут» за адресою: 03056, Київ, пр. Перемоги, 37, корпус 5, аудиторія 307.

З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного технічного університету України «Київський політехнічний інститут» за адресою: 03056, Київ, пр. Перемоги, 37.

Автореферат розісланий   « 25 »  02________  2011 р.

 Вчений секретар

спеціалізованої вченої ради  Д 26.002.09

кандидат технічних наук, доцент                                                    В.І. Коньшин


ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність роботи. Світовий досвід дослідження космічного простору переконливо довів, що однією з найважливіших умов функціонування наукової бортової апаратури є підтримання її належного температурного стану системами забезпечення теплового режиму (СЗТР). Багаторічна експлуатація космічних СЗТР та перехід на негерметичні конструкції безпілотних космічних апаратів (КА) показали перспективність застосування пасивних СЗТР з тепловими трубами (ТТ), яким притаманні такі важливі властивості, як ефективне транспортування теплової енергії від приладу до стоку теплоти, регулювання температури приладу, відсутність рухомих вузлів, повна або часткова автономність від енергопостачання КА. Однак подальша практична реалізація цих систем для широкого спектру наукової космічної апаратури вимагає постійного вдосконалення відповідної наукової бази, яка включає дослідження тепломасообміну в ТТ у складі СЗТР, теплообміну в системі «космічний апарат – прилад – СЗТР з ТТ – космічне середовище», обґрунтування нових концепцій побудови СЗТР, а також розробку нових конструкцій теплових труб і методів їх  інтегрування у прилад.

На основі аналізу сучасних тенденцій щодо конструювання наукових приладів КА визначено концептуальний напрямок досліджень СЗТР з ТТ, що включає питання охолодження автономних електронних блоків наукової апаратури і регулювання їх температури пасивними засобами, охолодження приймачів оптичних сигналів та підтримання теплового стану відсіків мікросупутників.

Розв’язання цієї актуальної науково-технічної проблеми – створення високоефективних систем забезпечення теплового режиму з тепловими трубами – має принципово інноваційний характер, значно розширює технічні можливості вже напрацьованих науково-технологічних рішень та діапазон функціонування наукового обладнання у космосі і сприятиме появі нових конструкторських рішень у космічному приладобудуванні з метою підвищення надійності реалізації навколоземних та міжпланетних місій.

Зв’язок роботи з науковими програмами, планами, темами.  Наукові дослідження та результати, приведені в дисертаційній роботі, тісно пов’язані з державними програмами, госпдоговорами та договорами про співробітництво із закладами академій наук України, Росії і Чехії, контрактами з дослідними інститутами та фірмами з Німеччини, США, Республіки Корея, а також з планами науково-дослідних робіт Національного технічного університету України «Київський політехнічний інститут» (НТУУ «КПІ»), в яких автор був науковим керівником та виконавцем, у тому числі:

1) Державна космічна програма України «Технологія, матеріали для виробів аерокосмічної техніки, що задовольняють потребам галузі» (1993–1996 рр., теми за № Держреєстрації (ДР) 0193U032726, 0194U036474, 0195U019237, 0194U026180, 0194U036512, 0195U019236);

2) Програми фундаментальних наукових досліджень та пріоритетних напрямків МОН України «Новітні технології та ресурсозберігаючі технології в енергетиці» (2003 – 2008 рр., теми № ДР 0103U000276, 0106U002238), «Новітні технології та ресурсозберігаючі технології в енергетиці, промисловості та агропромисловому комплексі» (2009 – 2010 рр., тема № ДР 0109U001612);

3) Міждержавна науково-технічна програма «Дослідження та використання космічного простору», розділ «Позаатмосферна астрономія»; Державна космічна програма «Прогноз – 2М» (1992 – 1999 рр.);

4) Державна програма розвитку техніки та технологій надвисоких частот на 2005 – 2009 рр. «Підвищення надійності потужних надвисокочастотних модулів подвійного призначення у мікроелектронному виконанні»;

5) Програма Міжнародного науково-технічного співробітництва Міністерств освіти і науки України та Німеччини (2004 – 2005 рр., тема № ДР 0104U006223);

6) Програма співробітництва Міністерства енергетики США «Ініціативи з нерозповсюдження ядерного озброєння» з Україною (2002 – 2005 рр., УНТЦ Р-083);

7) Конвенція між НКАУ, КНЕС та ІНТАС про співробітництво в рамках  конкурсу проектів «Call 2006» (2007 – 2008 рр., тема № ДР 0108U004600);

8) Програма навчання в докторантурі при НТУУ «КПІ» (2006 – 2009 рр.).

Мета і задачі дослідження.  Метою роботи є розробка наукової бази для створення систем забезпечення теплового режиму типових наукових приладів космічного призначення з використанням теплових труб постійного і змінного термічного опору як елементів для передачі теплоти та регулювання температури із сучасними типами капілярних структур (КС), а саме з металоволокнистими капілярними структурами (МВКС) і поздовжніми канавками (ПК).

Досягнення зазначеної мети забезпечується розв'язанням таких задач:

а) розробка принципових схем, теплофізичних основ функціонування, моделювання і дослідження конструкцій пасивних СЗТР на основі ТТ, газорегульованих ТТ (ГРТТ) та термодіодів для наступних типових застосувань:

- охолодження і терморегулювання окремих електронних компонентів і автономних приладів  при змінному власному тепловиділенні (1…20 Вт) або за його відсутності та в умовах змінних температур посадкових місць приладу у КА 253…323 К і зовнішнього теплового потоку, характерних для міжпланетних польотів і польотів на навколоземних орбітах;

- охолодження низькотемпературних елементів оптичних приймачів випромінювання на температурному рівні 233 К  при постійному, тимчасовому та періодичному впливі зовнішніх теплових збурень;

- забезпечення теплового режиму  приладових відсіків мікросупутників з сонячною орієнтацією із середнім тепловиділенням до 60 Вт;

б) теоретичний аналіз та експериментальне дослідження теплотехнічних характеристик теплових труб постійного і змінного термічного опору з МВКС і ПК у широкому температурному діапазоні та в умовах тепловідводу випромінюванням;

в) розробка нових конструкцій ТТ на основі ефекту «перевернутого» меніска та конструкцій термодіодів (ТД) і теплових труб – парових камер з радіусом до 0,3 м, відповідних капілярних структур і методів їх виготовлення;

г) розробка технологій виготовлення конструкцій СЗТР і ТТ для використання у космічному науковому приладобудуванні, а також створення методик тестування і стендового оснащення для наземного дослідження та контролю характеристик ТТ і СЗТР на їх основі. Впровадження розроблених конструкцій у конкретні космічні проекти і програми, проведення аналізу телеметричних даних, передача технології виготовлення ТТ у промисловість.

Об'єкт дослідження – системи забезпечення теплового режиму наукових приладів для космічних наукових місій у навколоземному і міжпланетному просторі.

Предмет дослідження – процеси тепломасообміну в теплових трубах і системах забезпечення теплового режиму на їх основі.

Методи досліджень. При розв’язанні поставлених завдань використовувався аналіз теплових моделей системи тіл із зосередженими параметрами, застосовувалися теорія теплопровідності у твердих тілах, теорія теплових труб, експериментальні методи дослідження ТТ і СЗТР у нормальних умовах і в термовакуумних камерах, експериментальне визначення рідинної проникності та характерних розмірів пір КС. Комп'ютерне моделювання тепломасообміну здійснювалося за допомогою кінцево-елементного пакету розробки НТУУ «КПІ» HEAT-90, ліцензійних пакетів ESATAN, TAS, ESARAD та власних програм.

Наукова новизна одержаних результатів полягає в наступному:

- обґрунтовано, що використання власного змінного тепловиділення наукових приладів є основою для функціонування систем забезпечення їх теплового режиму з газорегульованими тепловими трубами, що діють як пасивний регулятор температури приладу;

- доведено доцільність використання сонячної енергії для функціонування систем забезпечення теплового режиму  наукової апаратури у дальніх космічних місіях при гострому дефіциті енергії на борту КА, і запропоновано принципово новий підхід до побудови пасивної радіаційної СЗТР;

- розроблено та експериментально перевірено концепцію синтезу двоступеневої системи забезпечення теплового режиму, що послідовно з’єднує дві теплотрубні мережі. Визначено границі функціонування таких систем для автономного електронного блока та ізотермічного відсіку малої космічної лабораторії при дії внутрішніх та зовнішніх теплових збурень;

- удосконалено теплову схему і досліджено теплові характеристики пасивної радіаційної системи забезпечення теплового режиму приймачів випромінювання космічних оптичних систем, які функціонують на температурному рівні 233 К у стаціонарному і нестаціонарному режимах;

- запропоновано принципово новий підхід до побудови пасивної радіаційної системи забезпечення теплового режиму приймачів випромінювання, яка складається з кількох просторово орієнтованих радіаторів, з’єднаних з приймачем випромінювання тепловими трубами, і вперше розроблено систему уявлень щодо її функціонування, визначено основні фактори, які впливають на границі регулювання температури приймача при стаціонарному та нестаціонарному режимах;

- розвинуто теплофізичні принципи забезпечення теплового режиму навколоземних мікро супутників за допомогою теплового з’єднання вузлів супутника тепловими трубами. Визначено діапазони термічних опорів і теплоємностей, при яких розроблені нові теплові схеми є найбільш ефективними;

- рівняння теплового балансу системи «посадкове місце приладу у КА – система забезпечення теплового режиму – прилад – космічне середовище» доповнені складовою, що описує теплоперенесення, яке здійснюють теплові труби постійного і змінного термічного опору;

- отримано систематизовані аналітичні і експериментальні характеристики теплообміну в низькотемпературних теплових трубах в умовах нерівномірного підводу і відводу теплоти в їх зонах нагріву і конденсації;

- створено нові перспективні конструкції теплових труб: контурні теплові труби (КТТ) з плоским випарником, термодіоди з пасткою для теплоносія, великорозмірні теплові труби – парові камери, плоскі теплові труби, ізотермічні оболонки для тепловиділяючих приладів, працездатні при довільній орієнтації відносно сил тяжіння;

- розроблено нове технологічне рішення щодо виготовлення металоволокнистих структур теплових труб - парових камер, у якому операції формування капілярної структури та її нанесення на корпус ТТ об’єднані в одну;

- отримано дані з гідродинамічних властивостей металоволокнистих структур, виготовлених із мікроволокон сталі 316L, і запропоновано підходи до контролю параметрів КС для великорозмірних парових камер. Одержано результати впливу комплексних ресурсних, кліматичних, вібраційних та експлуатаційних випробувань на характеристики ТТ і систем на їх основі;

- розширено базу даних з теплообміну в теплових трубах з прямокутними поздовжніми канавками шляхом експериментального визначення залежності інтенсивності теплообміну і величини максимального теплового потоку в широкому температурному діапазоні 223…323 К;

- вперше здійснено обробку телеметричних даних, отриманих з трьох мікросупутників, з використанням оригінального алгоритму осереднення даних з теплового режиму наукового обладнання в умовах експлуатації в навколоземному просторі при застосуванні пасивних СЗТР з тепловими трубами розробки автора.

Обґрунтованість і достовірність наукових результатів базується на використанні існуючого досвіду в дослідженні процесів тепломасообміну в теплових трубах і СЗТР для наземного та космічного призначення, апробованих методик проведення експериментів, коректному використанні математичного і комп’ютерного моделювання із застосуванням сучасних сертифікованих програмних продуктів для моделювання теплових режимів, задовільному збігу результатів чисельного моделювання та експерименту, позитивному ефекті від впровадження розроблених СЗТР у космічних проектах. Новизна запропонованих автором науково-технічних рішень захищена 16 охоронними документами.

Практичне значення отриманих результатів полягає у наступному:

Розроблені наукова база для створення СЗТР і ТТ постійного і змінного термічного опору та технологія їх виготовлення дозволяють вдосконалити СЗТР на всіх рівнях інтегрування теплових труб у космічну наукову апаратуру, призначену для експлуатації на навколоземних орбітах та для дослідження найближчих планет.

Результати роботи використані у вигляді розроблених зразків ТТ і СЗТР для наукових приладів космічного призначення у міжнародних космічних проектах:

  •  багатозональна скануюча система «Фрагмент» (блок СЕПН-7), блок логіки бортової ЕОМ телескопу СКАЛА, автономні електронні блоки «Термостат», «Изотерма» (замовник Особливе конструкторське бюро Інституту космічних досліджень (ІКД) Академії наук СРСР, Киргизія);
  •  проект ВЕНЕРА – ГАЛЛЕЙ: СЗТР оптичних приймачів телевізійних камер ТДН

та ТВУ для зйомки комети Галлея (замовник ІКД Російської академії наук (РАН), Росія);

  •  проект ФОБОС: СЗТР приймачів випромінювання відеоспектрометричного комплексу експерименту «ФРЕГАТ» і СЗТР лазерного мас-спектрометричного аналізатора експерименту «ЛИМА–Д» (замовник ІКД РАН, Росія);
  •  проект INTERBALL: СЗТР мікросупутників Magion–4 і Magion–5 для дослідження навколоземного магнетизму (замовники ІКД РАН, Росія та Інститут фізики атмосфери Академії наук Чеської Республіки);
  •  проект BIRD: СЗТР відсіків мікросупутника, призначеного для визначення пожеж на поверхні Землі (замовник Інститут космічних систем, Німеччина).

Запропоновані конструкторсько-технологічні рішення з охолодження герметичних блоків у мікроелектронному виконанні за допомогою ТТ з розгалуженою зоною нагріву, які використані в ВАТ «АТ НДІРВ», м. Харків при виготовленні експериментального зразка модернізованого герметичного приладу АИ315 виробництва ВАТ «АТ НДІРВ», а також зразки парових камер (замовник  National Sandia Laboratories, США) є конкурентоздатними на світовому ринку. Розроблені методи синтезу СЗТР з ТТ дозволяють створити зразки нового покоління і закріпити певний сегмент міжнародного ринку за вітчизняним виробником.

Особистий внесок здобувача. Наукові положення, розробка математичних і фізичних моделей СЗТР, моделювання, систематизація, обробка та аналіз експериментальних даних, висновки, що складають суть дисертації, сформульовані та виконані автором самостійно. Здобувачем особисто запропоновано та апробовано наукові концепції обєднання ГРТТ і поглинача сонячної енергії для забезпечення теплового балансу приладу; побудови СЗТР з кількома просторово орієнтованими радіаторами, з’єднаними термодіодами; побудови двоступеневої СЗТР для регулювання температури електронних плат та ізотермічних приладових панелей; ідеї застосування для космічних місій ТТ з водяним теплоносієм, побудови узагальненої бази даних з теплових режимів розроблених СЗТР, застосованих у космічних місіях, і інтегрування циклу передачі теплоти тепловою трубою у кінцево-елементний пакет, створено методики обробки телеметричних даних; проведено аналіз впливу теплових характеристик елементів СЗТР на її тепловий баланс; адаптацію теорії ребра до аналізу температурних полів у корпусі ТТ;  розробку підходів до контролю КС великорозмірних ТТ, а також методики дослідження проникності КС у площині войлокування; методики дослідження ТТ і ГРТТ у вакуумних камерах при відводі теплоти випромінюванням.

Апробація результатів дисертації. Матеріали дисертаційної роботи та її основні положення доповідалися і обговорювалися на 34 міжнародних конференціях: 4-му Семінарі з космічного приладобудування (Фрунзе, 1989); Форумах з тепломасообміну (Мінськ, 1992, 2008); науково-практичних конференціях «Сучасні інформаційні і електронні технології» (Одеса, 2003, 2005 – 2008); Міжнародних конференціях з теплових труб, IHPC (1990, 1992, 1995, 1997, 1999, 2002, 2007); Симпозіумах із застосування малих супутників для дослідження Землі (Берлін, 1996, 1999, 2001, 2003, 2005, 2007); Міжнародних конференціях з систем забезпечення оточуючого середовища, SAE ICES (1994, 2000, 2005); Європейському симпозіумі з космічних систем, Space Environmental Systems (Флоренція, 1991); Українсько-російсько-китайському симпозіумі з космічної науки і техніки (Київ, 1996); Міжнародному семінарі з теплових труб, (Мінськ, 2000); Міжнародному семінарі «Non-compresion refrigeration&cooling» (Одеса, 2001); семінарі «Short Course on Passive Thermal Control» Міжнародного центру з тепломасообміну (Анталія, Туреччина, 2003); Симпозіумі «Spacecraft Thermal Control Workshop» (Ель Сегундо, США, 2003); конференції Int. Solar Energy Conf., ASME (Орландо, США, 2005); конференції «Аерокосмічні спостереження в інтересах сталого розвитку та безпеки» (Київ, 2008); Міжнародній конференції «Актуальні питання теплофізики і фізичної гідрогазодинаміки» (Алушта, 2008); конференції «Теплові труби для космічного застосування» (Москва, 2009).

Публікації. За матеріалами дисертації опубліковано 64 наукові праці, у тому числі: підрозділ у колективній монографії, 24 статті в наукових спеціалізованих фахових виданнях (7 – одноосібно), 38 доповідей і тез у збірниках міжнародних наукових конференцій (з них 8 одноосібно), розділ у довіднику. Також отримано    8 авторських свідоцтв СРСР і 8 патентів України на винаходи та корисні моделі.

Структура дисертації.  Дисертація складається з: вступу, п'яти розділів, висновків і шести додатків. Зміст дисертації викладений на 350 сторінках машинописного тексту (основний текст 303 сторінки), робота містить 174 рисунки,  7 таблиць і 6 додатків, об’єднаних в окремий том (273 сторінки, 115 рисунків, 28 таблиць). Список посилань складається з 365 найменувань літературних джерел.

ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ

У вступі обґрунтовано актуальність теми дисертаційної роботи, показано її зв’язок із науковими програмами НТУУ «КПІ», сформульовано мету і завдання досліджень, представлено наукову новизну і практичне значення отриманих результатів, відображено особистий внесок автора, надано відомості про апробацію результатів роботи, публікації, структуру та обсяг дисертації.

Перший розділ дисертації присвячено аналізу практичних досягнень у галузі розробки систем забезпечення теплового режиму космічної наукової апаратури із використанням ТТ та огляду досліджень фізичних процесів у цій галузі.

Наукові і технологічні основи СЗТР з тепловими трубами почали формуватися  з 60-х років минулого століття програмами NASA (США) та відповідних міністерств СРСР. Метою досліджень була розробка ТТ для енергетичних систем КА і систем перерозподілу теплових потоків [Фаворський О.М.]. У зв’язку з особливостями впровадження таких СЗТР використання розробленої для них бази знань у науковому космічному приладобудуванні було обмеженим. Її подальший розвиток базується на фундаментальних дослідженнях тепломасообмінних процесів у ТТ різних типів (роботи наукових шкіл Безродного М.К., Васільєва Л.Л., Івановського М.М., Косторнова А.Г., Пріснякова В.Ф., Сасіна В.Я., Семени М.Г., Смирнова Г.Ф., Толубінського В.І. та ін.), методах теплового розрахунку приладів та електронної техніки (роботи груп Алєксєєва В.А., Дульнєва Г.М., Роткопа Л.Л. та ін.) і досвіді застосування ТТ і двофазних технологій у космічній техніці (роботи колективів Гончарова К.А., Горбенка Г.О., Двірного В.В., Майданіка Ю.Ф., Рибкіна Б.І. та ін.).

На основі визначення умов функціонування і технічних вимог було виділено окремі групи наукового обладнання і визначено найперспективніші наукові та конструкторсько-технологічні напрямки розробки і створення СЗТР з ТТ, зокрема: терморегулювання оптоелектронних приладів з робочими температурами 283…323 К; охолодження приймачів випромінювання оптичних приладів (телескопів, телевізійних камер, зоряних датчиків) з рівнем температур 213…233 К; терморегулювання відсіків мікро- і мінісупутників, малогабаритних автоматичних космічних лабораторій на рівні температур 283…303 К. Визначено діапазон типових теплових навантажень на СЗТР, який становить 1…20 Вт (до 60 Вт для відсіків КА), а також за відсутності теплових навантажень. Запропоновано класифікацію СЗТР з ТТ за ступенем їх інтегрування у науковий прилад (рис. 1):

Рис.1. Інтегрування ТТ для охолодження або регулювання температури  елемента (а), поверхні приладу (б), електронної плати приладу (в), групи приладів з теплообміном через монтажну поверхню (г) або  безпосередньо (д),  приладу зі створенням ізотермічної оболонки (е)

a) теплові труби, які забезпечують тепловий режим окремого елемента або частини приладу. Теплові труби мають обмежений за розмірами поверхні тепловий інтерфейс із тепловиділяючим елементом або частиною приладу. Тепловий режим усього приладу забезпечується іншими СЗТР;

б) теплові труби, які забезпечують тепловий режим одиничного приладу апаратури. Теплові труби мають обмежений за розмірами поверхні тепловий інтерфейс із приладом. СЗТР підтримує тепловий режим приладу в цілому;

в) теплові труби, що є частиною конструкції електронного приладу або електронної плати і монтуються як складова електронного обладнання. СЗТР на  основі ТТ забезпечує тепловий режим приладу;

г) теплові труби, що вмонтовані у посадкову поверхню, створюють ізотермічну поверхню для установки приладів і обладнання. Тепловий режим приладу забезпечується або додатковою системою теплового контролю, або системою на основі теплових труб;

д) теплові труби утворюють теплову мережу для безпосереднього обміну тепловою енергією між частинами об'єкта або приладами. Тепловий режим приладів забезпечується або спільною роботою СЗТР кожного приладу, або централізованою системою на основі ТТ;

е) теплові труби, що підтримують ізотермічність контейнера (оболонки, поверхні), в якому знаходиться прилад. Тепловий режим приладу забезпечується системою на основі ТТ.

Показано актуальність розробки нових перспективних СЗТР з тепловими трубами в напрямках підвищення технічної ефективності, надійності та ресурсу при  експлуатації їх в умовах космічного середовища. Серед нових конструкцій ТТ, які мають перспективи для подальшого впровадження, – це контурні ТТ з плоским випарником, термодіоди, ТТ – парові камери з відношенням діаметра ТТ до її довжини dTT/LTT = 0,2…3, а також нові типи капілярних структур для них. Завершує розділ постановка основних задач дисертаційної роботи.

У другому розділі дисертації наводяться результати дослідження процесів тепломасообміну в ТТ, що мають місце при інтегруванні їх як елемента СЗТР і пов’язані із впливом зовнішніх факторів. На основі аналітичного розв’язку одновимірного рівняння теплопровідності у поперечному перерізі корпусу ТТ з урахуванням кусково-постійних граничних умов (ГУ) 2 та 3-го роду отримано розподіл температури у корпусі. Для симетричної задачі в зоні нагріву на півпериметрі корпусу довжиною розгортки B1 + B2 на ділянці 0  b  B1 (зона 1,  i = 1) здійснюється підвід теплоти з ГУ 2-го роду, а на ділянці  B1  b  B1 + B2 (зона 2, i = 2) відбувається її перерозподіл теплопровідністю по корпусу вдовж координати b, і теплова ефективність корпусу в зоні нагріву н визначається як:  

,                     (1)

де  і = 1 або 2; Rідеал, Rреал – термічний опір ідеалізованого корпусу (при Ai ) і  реального; вн,i – коефіцієнт теплообміну «корпус – пара»; fi = (Ai/(вн,iLн))-0,5 – параметр ребра; Ai = Lн(nn) – провідність корпусу; n, n – товщина і теплопровідність n-го елемента перерізу корпусу; Lн – довжина зони нагріву.

При B1 = B2 ефективність н знаходиться у діапазоні 0,5…1 (н =1 при Ai ). Для корпусів із неіржавіючої сталі (з теплопровідністю = 15…20 Вт/(мК)) ефект «ребра» в зоні 2      (b > B1) для ТТ з радіусом корпусу, більшим за 0,003 м, є незначним, і підвищення ефективності зони нагріву досягається за допомогою накладок із більш теплопровідних матеріалів, що виконують також функцію механічного інтерфейсу. Подібний аналіз теплової ефективності (1) зроблено і для зони конденсації при ГУ 3-го роду у зоні 1. Одновимірні моделі розрахунку температури дають розбіжність до 5 % у порівнянні з двовимірними моделями при значеннях критерію Біо у зонах  1 і 2 Bii = вн,i(n/n)i < 0,1.

Температура корпусу Т(х) по довжині ТТ (0  x  LТТ) та ГРТТ (LГРТТ) розраховується на основі розв’язання одновимірного рівняння теплопровідності:

                    (2)

де х – координата; Тv, Тзов(x) температура пари і джерела/стоку теплоти; Аx = (Fnn) – провідність корпусу в напрямі х (Fn – площа перерізу); Rl,вн, Rl,зов – лінійні термічні опори внутрішніх та зовнішніх процесів, ql,зов – тепловий потік.

При постійних коефіцієнтах у рівнянні (2) в межах зон нагріву (індекс «н»), транспорту («тр») та конденсації («кон») отримано замкнутий аналітичний розв’язок для T(x) з урахуванням інтегрального рівняння перенесення теплоти парою теплоносія. Встановлено, що поздовжня теплопровідність (для корпусів з товщиною стінки 0,003 м і більше із алюмінію або міді) зменшує загальний термічний опір ТТ RТТ на 2…8 %. Ізотермічність зони нагріву залежить від температур на границі зон нагріву і транспорту Т1 та границі зон транспорту і конденсації T2 та комплексів теплових і геометричних параметрів цих зон = ((Ax,тр/Aх,н)(Rl,н/Rl,тр))0,5,  fн = (AxRl,н)-0,5 та         fтр = (Ax,трRl,тр)-0,5. Температура Т1 визначається таким чином:

 .           (3)

При значенні = 1 величина Т1 - Тv = 0,5ql,нRl,н. Аналіз рівняння (3) дає практичні рекомендації для покращення ізотермічності зони нагріву. Отримані аналітичні залежності для випадку, коли ql= f(x) та Rl,вн = ax + c, і для дискретного теплопідводу дозволяють визначити площу перерізу корпусу та теплопровідність корпусу ТТ з метою забезпечення максимальної ізотермічності корпусу.

Для режиму початку осушення зони нагріву (коли фронт осушення має довжину до 0,03 м) запропоновано модель, яка враховує наявність ділянки зони нагріву, де теплота транспортується тільки теплопровідністю. Показано вплив провідності корпусу нагрівача Ах,н на точність фіксації кризи при осушенні КС.

Для визначення теплотранспортної здатності ТТ з МВКС запропоновано такі підходи. При відношенні dТТ/LТТ << 1 використовується одновимірне інтегральне рівняння втрат тиску в рідині та на подолання сил тяжіння із змінними по шляху фільтрації рідини проникністю, перерізом КС та густиною підводу/відводу теплоти, згідно з рекомендаціями [Гершуні О.Н.]. Визначення втрат тиску при фільтрації рідини у МВКС з 2 і 3-вимірною геометрією здійснюється за допомогою кінцево-елементних (різницевих) пакетів, призначених для моделювання задач теплопровідності, для чого було розроблено методику заміни параметрів, побудовану на  аналогії запису рівнянь ортотропної теплопровідності та фільтрації.

Для ТТ з ПК розрахунок гідравлічних втрат ртертя = (k/Re)(L/dк)l(wср2/2) при одновимірному ламінарному русі рідини по канавці довжиною L і гідравлічним діаметром dк базувався на експериментальному та чисельному визначенні коефіцієнта форми канавки k для корпусів із канавками чотирьох типів з dк = (0,6…1,4)10-3 м в діапазоні значень критерію Рейнольдcа 30 < Re < 720, де Re = =wсрdк/l; wср – середня швидкість рідини; l – кінематична в’язкість рідини (рис. 2).

Рис. 2. Конфігурація досліджуваних профілів НТУУ «КПІ» з прямокутними канавками (а), фірми «Thales Alenia Space» з трапецієподібними канавками (б),  НТУУ «КПІ» (в) та фірми «Euro Heat Pipes» (г) з омега-подібними канавками (Треп - реперна температура корпусу ТТ)

Визначення коефіцієнта k базувалося на розв’язанні двовимірного рівняння Навьє - Стокса для стабілізованого ламінарного руху рідини зі швидкістю wz(х,у) у  канавці кожного з чотирьох типів за рахунок перепаду тиску у напрямку осі z:

.         (4)

Значення k, отримані експериментально та на основі чисельних розрахунків за дво- та тривимірними рівняннями руху рідини, для наведених чотирьох типів канавок відрізняються на 4…30 % і знаходяться у діапазоні 51…68. При взаємодії зустрічних потоків рідини і пари аналіз розв’язків за рівнянням (4) показує можливість зворотних течій у частині перерізу канавки і, як наслідок, зменшення надходжень рідини до зони нагріву.

Вперше у широкому діапазоні температур пари Tv = 223…323 К проведено експериментальне дослідження максимальної теплотранспортної здатності QmaxLeff теплової труби з прямокутними канавками (профіль «а», рис. 2), dТТ = 0,012 м, з діаметром парового каналу    0,008 м (30 канавок, глибина/ширина 0,001 м/0,0005 м). Функціональна залежність QmaxLeff (Втм) = =-2,9510-3Tv2 + 1,873Tv - 212,4, де Leff = 0,5(Lн + Lкон ) + Lтр, узагальнює експериментальні дані із розбіжністю 10 %. Вплив нахилу ТТ відносно сил тяжіння, що характеризується геометричним перевищенням зони нагріву над зоною конденсації z (рис. 3) на QmaxLeff задовільно описується моделлю, побудованою на основі методики розрахунку ТТ з поздовжніми канавками [Brennan P.] при z < 0,08 м.

Рис. 3. Залежність максимальної теплотранспортної здатності ТТ QmaxLeff  від перевищення z 

(FM-01,…, FM-06, QM-05, QM-08 – маркування  ТТ)

Експериментальні значення інтенсивності теплообміну в діапазоні Тv = 223…323 К при          ql = 295 Вт/м, визначені на основі реперної температури Треп (рис. 2, а), для зони нагріву описуються залежністю: н,реп = -3,61483510-2Tv3 + 28,22905Tv2 - 0,717103Tv + 6,019105 Вт/(м2К), яка узагальнює дані з розбіжністю 26%, а для зони конденсації описуються наступним чином: кон,реп = 4,47Tv + 3230 Вт/(м2К) з розбіжністю 25%. Для визначення середньої по периметру інтенсивності теплообміну в зонах конденсації і нагріву отримано коефіцієнти перерахунку реп для двох орієнтацій площини ТТ.

Розроблено та досліджено ТТ – термодіоди із пасткою циліндричної форми з пористою матрицею, виготовленою з МВКС, для поглинання теплоносія у зворотному режимі роботи, коли Ткон > Тн. Підбір параметрів КС і використання аміаку як теплоносія дозволяють створювати тривимірні конструкції (рис. 4, а).

Рис. 4. Зовнішній вигляд теплових труб – термодіодів (а) і узагальнення даних по зворотному тепловому потоку Qrev і термічному опору Rrev (б): 1 – зона нагріву; 2 – пастка у вигляді поздовжнього циліндра; 3 – зона транспорту;  4 – зона конденсації

Калориметричні дослідження показали, що такі термодіоди за 10 хвилин зворотного режиму здатні досягти термічного опору Rrev  > 100 К/Вт (рис. 4, б).

Вперше досліджено процеси теплообміну в газорегульованих ТТ з балоном, покритим МВКС, з неконденсованим газом (НКГ) в умовах відводу теплоти випромінюванням секційним радіатором і змінного теплоперенесення QГРТТ при густині зовнішнього поглинутого потоку qab, яка відповідає рівноважній температурі радіатора і балона Teff = 233, 273, 313 К (рис. 5, криві 1, де Teff – рівноважна температура при QГРТТ = 0), а також при постійній температурі балона Тбал = const (рис. 5, криві 2). ГРТТ стабілізує температуру нагрівача Тн і пари Tv (Tv  Tтр) при зміні QГРТТ у діапазоні QminQГРТТQmax з чутливістю Тн /QГРТТ   0,54 K/Вт, а при зміні Teff – з чутливістю   Tн /Teff   0,4…0,5 К/К при QГРТТ = 1,5…15 Вт. Для забезпечення точності регулювання             Tн /Teff < 0,1 К/К балон повинен мати мінімальну можливу температуру, або його температура повинна підтримуватися постійною (з коливаннями 1…2 К). Примусова зміна температури балона Tбал дає можливість корегувати рівень температур Тv і Тн при постійній масі НКГ. Розроблена модель формування температурного поля у дискретному радіаторі за припущення про плоский парогазовий фронт має розбіжність 15 % у визначенні випромінюваної теплоти для       1,1 < Lг/Lкон < 0,2, де Lг – довжина блокованої газом зони конденсації.

Рис. 5. Регулююча характеристика ГРТТ з секційним радіатором (теплоносій – ацетон)

 

Для розробки моделі КТТ з плоским випарником (принцип дії обґрунтовано Герасимовим Ю.Ф. та ін.) досліджено проникність K і максимальний діаметр пір Dmax (діапазон (2…70)10-6 м) зразків із порошкових, комбінованих (металеві волокна та порошок) і волокнистих КС та теплообмін при плоскому контакті «нагрівач – матриця». Конструкція випарника з плоскою ребристою теплообмінною поверхнею (рис. 6, а, б) із зразком КC із нікелю (K = 2,010-14 м2,       Dmax = 2,410-6 м, TAИС, Росія) функціонувала при перевищенні z = 1 м з потужністю  120 Вт і коефіцієнтом теплообміну в зоні нагріву н до 30 кВт/(м2К), рис. 6, в. Термічний опір КТТ RКТТ є нелінійною функцією від теплової потужності Qн (рис. 6, г).

Рис. 6. Зовнішній вигляд контурної теплової труби (а) та плоского випарника з паровими каналами (б), вплив густини теплового потоку на інтенсивність теплообміну у зоні нагріву н (в)  та підведеного теплового потоку на  термічний опір КТТ RКТТ (г)

Ключовим питанням при конструюванні термостатів та великорозмірних ТТ –парових камер є технологія виготовлення КС та її зєднання зі стінкою корпусу, що забезпечує однорідний механічний та тепловий контакт між КС і корпусом ТТ, а також відсутність розривів у матеріалі КС. У роботі запропоновано новий підхід, при якому формування КС здійснюється повітряним войлокуванням безпосередньо на криволінійну поверхню корпусу ТТ з подальшим спіканням у вакуумі та пресуванням КС. Це технологічне рішення було експериментально апробовано для оболонок циліндричних (діаметр 0,076 м) та сферичних (радіус 0,177 і 0,244 м) теплових труб, функціонуючих при довільній просторовій орієнтації відносно сил тяжіння (рис. 7).

Рис. 7. Корпуси ТТ  сфероподібного (а) та циліндричного типу (б) з внутрішньою та зовнішньою (в) КС, виготовленою за розробленою технологією

Контроль якості з’єднання КС і корпусу базувався на порівнянні зусилля відриву КС і щільності контактів волокон при відшаруванні фрагментів КС від корпусу та аналізі однорідності температурного поля на поверхні КС після нанесення теплового імпульсу, а однорідності КС – на візуалізації фронту рідини при її всмоктуванні у суху КС.

Для ТТ – парових камер, працюючих у полі тяжіння, створено КС із суцільних волокон діаметром dв = 2…8 мкм та дискретних волокон діаметром 30 і  55 мкм зі сталі 316L, використання якої значно спрощує технологію виготовлення ТТ.

Визначено, що для МВКС з пористістю П > 0,85 значення  рідинної проникності у площині войлокування є більшими у порівнянні з проникністю у перпендикулярному напрямі, а при            П < 0,85 обидві проникності зрівнюються.

Пористі матриці на основі МВКС мають високу питому поверхню теплообміну                 4(1 - П)/dв, м23. Показано, що при продуві газом вони можуть виконувати роль ефективного мініатюрного конвективного теплообмінника.

У третьому розділі дисертації обґрунтовано принципи побудови теплотрубних СЗТР для електронних компонентів та автономних приладів. Серед теплових збурень, яких зазнає СЗТР, виділено наступні: внутрішні – власне тепловиділення приладу Qпр, змінна температура посадкових місць КА для приладів Tпм, змінні оптичні та теплові характеристики (ступінь чорноти , поглинальна здатність сонячного випромінювання s і термічний опір R) та зовнішні – поглинутий тепловий потік Qab, що включає вплив сонячного і земного випромінювання, альбедо та радіаційних потоків від інших приладів. Відповідно до класифікації СЗТР розроблено нові теплові схеми СЗТР (рис. 1, а, б, в, е).

На першому рівні інтегрування ТТ охолоджують елемент(и) приладу, передаючи теплоту розсіяння Qел на радіатор, на посадкове місце (індекс «пм») або перерозподіляють теплоту всередині приладу. Вплив збурюючих факторів на температуру охолоджуваного елемента Тел оцінювався за значеннями похідних     Tел Qел і Tел Tпм. При постійних значеннях термічних опорів, які знаходяться по лінії транспорту теплоти, величина Tел Qел = const, а Tел Tпм = 1. Для режиму кипіння TелQел зменшується з ростом Qел і залежить від рівня Tел. Цей ефект найбільш помітний, коли сума термічних опорів «пара – стік теплоти» є меншою за опір власне переходу «стінка – пара» Rн у зоні нагріву. Вперше для СЗТР такого рівня інтегрування експериментально доведено можливість використання у космічній техніці ТТ на основі «мідний корпус/мідна МВКС + вода» у діапазоні температур 273…323 К.

На другому рівні інтегрування для стабілізації температури поверхні корпусу, на якій встановлені електронні плати, пропонується використання СЗТР з ГРТТ, функціонуючою за рахунок тепловиділення приладу Qпр. На основі сумісного аналізу теплообміну в системі «посадкові місця КА – прилад – СЗТР –– космічне середовище» (рис. 8, а, б, в) та регулюючої характеристики ГРТТ при температурі приладу Тпр  на рівні 290 К і  Тпм,min < Тпр < Тпм,max визначено такі обов’язкові вимоги:      

Рис. 8.  Схема СЗТР приладу і теплового балансу (а), розподіл теплових потоків для приладу (б) і частини радіатора, вільної від НКГ (в), та схеми традиційного регулювання температури приладу з відводом теплоти на посадкове місце (г) і у космічний простір (д) (Qрег – додаткова потужність нагрівача)

а) тепловий потік QГРТТ, що відводиться ГРТТ, має бути в певних межах  Qmin  QГРТТ  Qmax, обумовлених фізичними процесами теплоперенесення в ГРТТ;

б) складові теплового балансу приладу, які включають теплообмін з посадковим місцем     Qпр-пм та зовнішнім середовищем Qпр-o, при мінімальних і максимальних значеннях Tпр, Tпм, Tо знаходяться в межах Qmin< (Qпр,min - Qпр-пм - Qпр-o) і Qmax > (Qпр,max + Qпр-пм + Qпр-o);

в) вибір площі поверхні радіатора Fрад та його теплової ефективності рад забезпечують умову радрадFрадv,max4 - Тo1,max4) (Qпр,max + Qпр-пм + Qпр-o +  Qпр-рад + Qab,max);

г) зміна температури пари Тv обумовлена термодинамікою переміщення газової пробки у діапазонах Тv,min (Tпр,min - Qпр,minRпр-v) і Тv,max (Tпр,max - Qпр,maxRпр-v),  де Rпр-v – термічний опір «прилад – пара ГРТТ» при мінімальній і максимальній температурах радіатора та балона, що визначаються їх зовнішнім теплообміном.

Складові потоку  Qпр-пм  є пропорційними   (Tпр - Tпм) і (T4пр - T4пм), а складові потоку Qпр-o  – пропорційні (Tпр - Tо) і (T4пр - T4о). Запропонований принцип регулювання температури було експериментально апробовано у макеті автономного електронного приладу (рис. 9). Для умов навколоземної орбіти з висотою 300 км при орієнтації площини радіатора перпендикулярно вектору швидкості КА визначено діапазони зміни граничних умов: температури посадкових місць Тпм = 253…323 K, поглинутого теплового потоку qab = Qab/Fрад =  120…270 Вт/м2 (Teff = 230…273 К) та тепловиділення  приладу Qпр = 2…13 Вт.

Рис. 9. Схема автономного електронного приладу з СЗТР (а) та його зовнішній вигляд (б), розподіл температур по довжині ГРТТ при зміні поглинутого потоку qab (в) та залежність температур корпусу приладу Тпр і транспортної зони Ттр від тепловиділення Qпр при Тпм,min = 253 K (криві 1)  і  Тпм, max = 323 K (криві 2) в режимі Тбал  = сonst для модифікацій СЗТР NI і NII (г). ЕВТІ  – екранно-вакуумна теплоізоляція

За цих умов рівень стабілізації температури поверхні корпусу приладу Тпр становив 293 +10 К у пасивному режимі (Тбал = f(qab)) і 302 ±3 K у напівпасивному режимі (Тбал = сonst). Оптимізація теплообміну в елементах СЗТР (опорах, ЕВТІ, кабелях і корпусі ГРТТ) дала можливість почати регулювання температури приладу при Qпр,min = 1,5…2,5 Вт. За ідентичних умов традиційна пасивна СЗТР при відводі теплоти на посадкове місце (рис. 8, г) підтримує температуру приладу у діапазоні 253…323 К, а активна система (нагрівальна система, рис. 8, д) забезпечує стабілізацію температури на рівні 293 +10 К при витратах додаткової енергії нагрівача регулятора Qрег = 15 Вт.

Третій рівень інтегрування ТТ базується на побудові двоступеневої СЗТР і передбачає установку електронної плати безпосередньо на ізотермічну підкладку (ІП) – плоску ТТ, температура якої регулюється СЗТР на основі ГРТТ (рис. 10).

Рис. 10. Принципова схема  терморегулювання елементів автономного електронного приладу з ізотермічною підкладкою (а) та компоновочна схема СЗТР (б ): 1 – елементи тепловиділення;

2 – електронна плата; 3 – ізотермічна підкладка - ТТ; 4 – ГРТТ; 5 – радіатор

Електронна плата (0,18 x 0,13 м) має 25 елементів тепловиділення із співвідношенням теплоти розсіяння Qел,max/Qел,min = 10 : 1. Обов’язкові вимоги «а – г» попередньої схеми (рис. 8, а) доповнювалися рівнянням для температури пари ІП Тv,ІП. Оскільки регулювання температури забезпечується двома паралельно функціонуючими ГРТТ зі спільним радіатором, температури елементів тепловиділення Тел,i прив’язані до температури Тv,ІП, і ця температура зв’язана з температурами пари ГРТТ Тv,ІП = (Qел,i + Тv1/RІП-ГРТТ1 + Тv2/RІП-ГРТТ2)/(1/RІП-ГРТТ1 + +1/RІП-ГРТТ2). Температура Тv,ІП стабілізується за рахунок постійності величин Тv1, Тv2 або (Тv1 + Тv1)/2 при пасивному регулюванні, або їх зменшення з ростом   QГРТТ1 + QГРТТ2  при активному регулюванні температури балона Тбал.

Для проведення наземних термовакуумних досліджень приладу і розширення можливостей розміщення елементів на платі додатковою вимогою до конструкції КС плоскої ІП – ТТ є її працездатність при орієнтації, коли вектор сил тяжіння лежить у площині ІП, і геометричне перевищення z досягає 0,18 м. При цьому положенні ІП температури Тел,і та Тv,ІП зберігаються на тому ж рівні, що і при горизонтальному положенні (z = 0), а зміна орієнтації елементів зверху або знизу у горизонтальній площині ІП не впливає на їх температуру (рис. 11).

Рис. 11. Зовнішній вигляд приладу з СЗТР на основі  ГРТТ (а) та орієнтації ІП при

автономних дослідженнях (б ) і наявності двох охолоджувачів (С1 і С2), а також залежність температур елементів Tел та зони нагріву ГРТТ Tн,ГРТТ від потужності QІП (в) при трьох рівнях

Тeff = 273 К (I),  233 К (II), 213 К (III)

Діапазон підтримання температури елементів електронної плати у пасивному режимі складає для не тепловиділяючих елементів Тн,ГРТТ = 296 +10 К, для елементів з тепловиділенням 0,011QІП та густиною тепловиділення qел до 6 кВт/м2 – Тел,min = 301 +13 К і для елементів з тепловиділенням 0,1QІП та густиною до qел = 12 кВт/м2 – Тел,max = 313 +25 К. Дані отримано при зміні Тпм у діапазоні 253…323 К, сумарному тепловиділенні ІП QІП = 1…7 Вт і qab = 140…280 Вт/м2 (що відповідає Тeff радіатора і балона в межах 233…273 К). Конструкція приладу з СЗТР успішно пройшла комплексні механічні випробування, які імітують транспортні та стартові навантаження, що підтвердило правильність вибраних конструктивно-технологічних рішень щодо виконання теплових елементів приладу.  

Для наукових приладів, які не мають власного тепловиділення (Qпр = 0) і потребують звуженого діапазону температур експлуатації, використання класичних пасивних СЗТР типу «г» і «д» (рис. 8) та їх комбінації для підтримання температури приладу Tпр в діапазоні 280…300 К при його транспортуванні від Землі до Марса в умовах дефіциту енергопостачання є проблематичним (рис. 12).

Рис. 12. Температура приладу при використанні пасивних традиційних СЗТР, приведених на рис. 8 (схема «г»,  Rпр-пм = 0 К/Вт, схема «д» Rпр-пм = 5, 15, К/Вт) і  СЗТР з ГРТТ при  Тпм = 253…323 К і сонячній постійній qs = 500…1400 Вт/м2

Для таких випадків вперше запропоновано концепцію об'єднання пасивного нагрівального елемента – поглинача сонячного випромінювання для функціонування СЗТР (Qs,пг) і ГРТТ, яка компенсує вплив змінних зовнішніх і внутрішніх характеристик теплообміну приладу з космічним середовищем і КА (рис. 13).

Рис. 13. Схема розподілу теплових потоків у СЗТР

Тепловий баланс  приладу і радіатора повинен підтримуватися у всьому діапазоні вихідних параметрів:  qs (qs,max/qs,min = 2,8), кута в межах 20о при маневрах КА, Тпм = 253…323 K, маси приладу 5…15 кг, габаритах до  0,3 x 0,2 x 0,5 м і термічного опору  Rпр-пм > 15 К/Вт на температурному рівні Tпр = 298 К:

              (5)

                   (6)

де Fпг, Fрад  – площа поверхні теплопоглинаючого покриття і радіатора ГРТТ; Rпр-рад – тепловий опір «прилад – радіатор ГРТТ», Qзов,рад – додатковий зовнішній поглинутий тепловий потік. На основі розв’язання рівнянь (5, 6) визначено діапазон густини поглинутого радіатором потоку   qab,рад = 18…240 Вт/м2, теплового потоку   QГРТТ = 1…14,5 Вт і розраховано параметри ГРТТ. Для створення макета були вирішені наступні науково-технологічні задачі: розробка поглинача з         as,пг > 0,95 і eпг < 0,18; обґрунтування та перевірка способів зменшення габаритів балонів ГРТТ, мінімізація теплообміну через опори, ЕВТІ та інтегрування двох ГРТТ в об’єднаний радіатор. Запропоновану теплову концепцію регулювання температури приладу було реалізовано в макеті СЗТР (рис. 14).

Рис. 14. Пасивна СЗТР для приладів без тепловиділення:

1 – поглинач; 2 – фланець з ЕВТІ; 3  – ГРТТ; 4 – балон; 5 – радіатор

 Пасивна СЗТР при коливаннях Тпм = 253…323 К і = 0о при функціонуванні на орбіті Землі забезпечує Тпр = 296…299 К, а для орбіти Марса діапазон температур приладу становить  289…292,5 К (рис. 15).

Рис. 15. Залежність середніх температур приладу, зони транспорту (пари) та балонів ГРТТ на орбітах Марса (qs = 500 Вт/м2 ) і Землі (1400 Вт/м2)

При куті = 20o діапазон Тпр для орбіти Землі збільшився до 302…305 К, а для орбіти Марса склав 294…297 К. Для покращення регулюючих характеристик СЗТР для умов                      qs  < 700 Вт/м2 і Тпм = 253 К запропоновано одноразове збільшення поверхні поглинача. Поля температури у радіаторах обох ГРТТ подібні між собою і узгоджуються із запропонованою розрахунковою моделлю. Розбіжність між експериментальними і розрахунковими значеннями випромінюваного радіатором теплового потоку не перевищує 15%. Також в дослідженнях не виявлено погіршення працездатності СЗТР у режимах запуску ГРТТ і роботи із замерзлим  теплоносієм.

Для забезпечення ізотермічності корпусу приладу розроблено теплові схеми та конструкції оболонок – теплових труб – термостатів з використанням парового простору ТТ як ізотермічного стоку/джерела теплоти для умов, коли прилад генерує або поглинає теплову енергію, або не має тепловиділення (рис. 1, е). Для мінімізації термічного опору «прилад – пара» і гарантованої працездатності СЗТР приладів, як за умов впливу сил тяжіння, так і у невагомості, запропоновано покриття внутрішніх поверхонь ТТ шарами КС (на основі МВКС). Безперервна циркуляція пари і рідини теплоносія у будь-якій точці КС та їх перерозподіл при зміні граничних умов забезпечуються пористими артеріями. Нагрівач та зона конденсації можуть бути розташовані у довільному місці ТТ, що є суттєвою перевагою цього принципу. Показано, що теплова схема термостата забезпечує нерівномірність температури корпусу ТТ розміром LTT/dTT = 0,2 м/0,08 м меншу за 0,3 K при тепловиділенні приладу 30 Вт  (qпр < 1000 Вт/м2) при довільній орієнтації відносно вектора тяжіння.

 Четвертий розділ присвячений розробці наукових основ теплообміну в автономних радіаційних СЗТР з ТТ для приймачів випромінювання на основі приладів з зарядовим зв'язком (ПЗЗ матриці), широко використовуваних у космічних оптичних системах. Фізична модель СЗТР враховує процеси теплообміну при функціонуванні  до чотирьох модулів з ПЗЗ матрицями (рис. 16 і рис. 17).

Рис. 16. Схема СЗТР з ТТ:

1, 2, 3 – модулі з ПЗЗ; 4 – вузол юстувальний; 5 – корпус приладу;  6 –  хвостовик; 7 – теплопроводи;   8 – ТТ; 9 – ізоляція; 10 – радіатор; 11 – опори радіатора; 12 – оптична система; 13 – ПЗЗ

Рис. 17. Фізична модель СЗТР: 1 – ПЗЗ матриця;

2 – посадкове місце (температура Тпм); 3 – термо-

електрична батарея (необов'язкова); 4 – підведення

теплоти від 2 і 3-го модулів; 5 – радіатор

(I – термічний опір, II – посадкове місце, III – тепло-

ємність елемента (С), IV – вузол теплового з'єднання

елементів. Індекс 1,2,3 відповідає номеру приймача)

Параметричний аналіз нелінійної системи рівнянь, що описують структурну схему «ПЗЗ матриця – ТТ – радіатор – зовнішнє середовище – КА», виявив кількісний вплив таких параметрів як термічні опори «посадкове місце – матриця» Ris і теплової труби RТТ, температури Тпм та інших на зміну температури приймача ТПЗЗ. Визначено обмеження у величинах як внутрішніх, так і зовнішніх збурень, при яких неможливо досягти допустимого рівня температури приймача        ТПЗЗ < ТПЗЗ,доп.

Зовнішній поглинений тепловий потік qabFрад призводить до додаткового навантаження на радіатор і збільшення його площі згідно з балансом теплоти:

,

де N кількість модулів з ПЗЗ; Qload – сума всіх внутрішніх теплових навантажень на радіатор.

Мінімальну необхідну площу радіатора Fрад,min можна визначити через температуру приймача за наступним спрощеним рівнянням:

  ,       (7)

де ТПЗЗ-рад – перепад температури «приймач – радіатор». Максимальне можливе  значення qab,max, отримане з рівняння (7) при Fрад, суттєво залежить від рівня температури та ТПЗЗ-рад. Це значення використовується для оцінки умов працездатності СЗТР на основі плоского радіатора з ТТ. Значення qab і перепад  ТПЗЗ-рад (який визначається конструкцією ТТ та теплопроводу) є факторами, обмежуючими можливості пасивної СЗТР досягти температурного рівня ТПЗЗ,доп.

Для СЗТР з ТТ, які працюють при періодичних теплових навантаженнях на радіатор (наприклад,  на круговій екваторіальній навколоземній орбіті з періодом обертання oрб при орієнтації нормалі до площини радіатора у анти-сонячному напряму), температури приймача і радіатора періодично змінюються від мінімального до максимального значення з амплітудою ТПЗЗ та Трад. У квазістаціонарному режимі амплітуди коливань температур радіатора і приймача залежать від значень відносної постійної часу радіатора рад/орб = =(Срад/(радрад∙Fрад∙Tрад,ср3))/орб. При oрб = 1,62 год значення ТПЗЗ = ТПЗЗ,max - ТПЗЗ,min  суттєво зменшується із збільшенням рад/орб  від 0,8 до 13 за рахунок теплоємності Срад при  постійній середній температурі приймача (в межах 2 К). Встановлено, що відбувається часове зміщення max максимумів температур ТПЗЗ,max і Трад,max відносно максимуму qab  (рис. 18).

Рис. 18. Залежність амплітуди коливань температур приймача ТПЗЗ і радіатора Трад та часового зміщення максимумів температур від рад/oрб при періодичній зміні зовнішніх теплових потоків

Якщо зовнішні теплові навантаження на радіатор значно перевищують допустимі величини, притаманні стаціонарному режиму, СЗТР працює у режимі з обмеженою тривалістю р.о.т., і температура приймача змінюється від початкової ТПЗЗ,поч до максимальної допустимої ТПЗЗ,доп. Для визначення р.о.т. при постійних ТПЗЗ-рад, Qload і qab отримано наближене аналітичне рівняння, яке показує вплив ТПЗЗ,поч  і  Срад на тривалість режиму:

   

При значеннях qab > 150…200 Вт/м2, що відповідає постійному опроміненню сонячним потоком або опроміненню від планети, розглянуті вище пасивні  СЗТР не в змозі забезпечити умову ТПЗЗ  233 К, що регламентується технічними вимогами. Для подолання цього обмеження в роботі обґрунтовано новий принцип організації теплообміну в системі з двох або трьох радіаторів, один або два з яких освітлюються Сонцем, а решта  знаходиться в тіні об'єкта або радіатора (рис. 19).

Рис. 19. Схеми пасивної трирадіаторної СЗТР з використанням теплових труб (а) та її теплових зв’язків (б), а також схема СЗТР на основі двох  радіаторів: 1 – ПЗЗ матриця;  2 – пристрій фіксації і центральний тепловий вузол; 3 – ТТ; 4 – приєднання ТТ до радіатора; 5 – радіатори;

6 – внутрішня структура для закріплення системи; 7 – опори; 8 – пакети ЕВТІ

Принцип побудови такої СЗТР і її функціонування базуються на припущенні, що один із радіаторів системи має температуру Трад, нижчу за (ТПЗЗ,доп - ТПЗЗ-рад). Теплові потоки Qrev від більш гарячих радіаторів (Трад1, Трад2) переносяться ТТ до центрального вузла (що має температуру Тс і теплоємність Сс), вони підсумовуються з тепловиділенням приймача QПЗЗ та теплопритоками від посадкового місця і відводяться тепловою трубою (потік QТТ) до найхолоднішого радіатора (Трад3), а потім випромінюються у космічний простір (рис. 19, а, б).

При зміні орієнтації системи радіаторів відносно Сонця найгарячіший радіатор охолоджуватиметься, а найхолодніший прогріватиметься, і функції, що виконуються радіаторами, змінюються. Для системи з трьох радіаторів завжди існує один радіатор, неопромінений Сонцем. Для системи з двох радіаторів (рис. 19, в) завжди один з них опромінений Сонцем, а другий знаходиться в тіні корпусу приладу. Для СЗТР з трьома радіаторами найскладнішим випадком є опромінення Сонцем двох радіаторів (наприклад,  радіаторів з індексами «1»  і «2»).

За умови RТТ1 = RТТ2 = RТТ3, що відповідає використанню звичайних ТТ, досягнення температури Тс < 233 К має місце при дуже великих площах радіатора за рахунок рівномірного перерозподілу теплового потоку (криві RТТ = const, рис. 20, а).

Рис. 20. Вплив площі радіатора (а) і сонячної постійної при її зміні від орбіти Марса до орбіти Венери (б) на температури радіаторів T рад1, T рад3 і центрального вузла Tc  при дії сонячного Qs і зовнішнього  Qзов поглинутих теплових потоків на радіатори СЗТР

Істотне зниження рівня температур і зменшення площі радіатора, а також забезпечення функціонування за наявності фонового потоку (від планети або корпусу КА) у широкому діапазоні зміни qs = 450…2700 Вт/м2 може бути досягнуте лише за умови RТТ1 > (10…100)RТТ3 і                 RТТ2 > (10…100)RТТ3, що відповідає використанню термодіодів (криві RТТ = var, рис. 20, а, б, розрахунки проведені при Qload = 2 Вт, RТТ1 = RТТ2 = 100 К/Вт, RТТ3 = 2 К/Вт). Схема з ТТ працездатна лише за умови qs < 800 Вт/м2, а використання термодіодів дозволяє підтримувати      Tс < 233 К на центральному вузлі до орбіти Венери (qs = 2700 Вт/м2). Температура радіаторів, освітлюваних Сонцем, вища за 290 К, а холодного радіатора не перевищує 220 К. Проведено порівняння теплотехнічних властивостей дво- та трирадіаторних схем.

У нестаціонарному режимі при стрибкоподібній зміні орієнтації радіаторів відносно Сонця температура центрального вузла Тс має ділянки росту і падіння у часі (рис. 21).

Рис. 21. Динаміка зміни температур елементів СЗТР при Сс / Срад = 0,25…1

Додатне значення похідної dTс /d > 0 на ділянці між точками А і В пояснюється відсутністю відводу теплоти від центрального вузла, оскільки Tс < Tрад1,3, тому ТД, відповідно, працює у закритому режимі. Досягнувши умови Tс > Tрад3 + (2…4 K), похідна міняє знак і стає від’ємною dTс /d < 0.

Розглянуто особливості формування теплового балансу центрального вузла та радіаторів при зміні орієнтації радіаторів відносно Сонця, і отримано наближене аналітичне рівняння для приросту температури Тс = Тс,B - Тс,A. Мінімізація Тс відбувається при зменшенні теплоємності радіаторів, збільшенні теплоємності Сс і рості Rпм-c, але повністю позбутися підйому температури Тс неможливо, і значення Тс знаходяться в діапазоні 4…20 К. При циклічній зміні поглинених радіаторами теплових потоків температури Тс  і Трад також є циклічними.

Дослідження теплообміну в плоскому прямокутному радіаторі з параметром                   ()рад = 0,12 Вт/К (, – теплопровідність і товщина матеріалу) в умовах точкового та лінійного підводу теплоти з ГУ 2-го роду довели можливість підвищення теплової ефективності радіатора рад (на 0,02…0,05) на температурному рівні 233 К при розташуванні ТТ уздовж осі або діагонально та зменшення його маси. Також для оптимізації СЗТР на основі аналізу поглинених теплових потоків від Землі і Сонця для чотирьох положень плоского радіатора (нормаль до  площини радіатора  протилежна та перпендикулярна напряму на  Сонце, направлена у надир та по вектору швидкості) визначено орієнтації,  при яких його температура є найнижчою.  

Доведено, що формування теплового балансу приймача залежить від характеристик інших обов’язкових елементів СЗТР. Розроблено та протестовано три модифікації гнучких теплопроводів з мінімальним термічним опором Rінт-фл = 14, 0,7 і 0,5 К/Вт (рис. 17) при максимальній гнучкості, що зменшує механічне навантаження на приймач при монтажі і старті КА. Низькотеплопровідні опори застосовуються для механічного закріплення радіатора і приймача на посадковому місці з максимальним термічним опором (опір Ris1, рис. 17). Було розроблено конструкцію опори з термічним опором 4500 К/Вт на основі склопластику ССО-ВЛ для температурного рівня    190…330 К для установки на чотирьох точках приладу або радіатора з масою до 2 кг. Принцип побудови опори захищено авторським свідоцтвом і використано у СЗТР семи наукових космічних приладів.

Визначено тепловим і оптичним методами значення  оптичних властивостей плівкових матеріалів з напиленням TiO2 і SiO2 на поверхні алюмінієвого шару (s= 0,12 і = 0,03) для використання у СЗТР з метою зменшення опору Ris2 (рис. 17).

Для створення пасивних СЗТР, функціонуючих на температурному рівні 200…300 К, було розроблено ТТ із неіржавіючої сталі з теплоносіями хладон R-22 і аміак. У формуванні перепаду температур Тн - Трад найбільший внесок припадає на перехід «зона нагріву – пара» із-за досить малих розмірів «точкової» поверхні зони нагріву (що є типовою конструкцією для приєднання гнучкого елемента). Термічний опір ТТ з аміаком менший на 30 % у порівнянні із ТТ з хладоном R-22, що дозволяє використовувати ТТ з аміаком для тестування СЗТР приладу в наземних умовах при довільній орієнтації ТТ відносно сил тяжіння (рис. 22, а, б).

Рис. 22. Теплові характеристики ТТ з аміаком (а) та з хладоном R-22 (б), СЗТР з ТТ з радіатором при Qab,рад = 0 Вт (в) та при Qab,рад = f() (г): 1 – максимальне перевищення зони нагріву;

2 – горизонтальне розміщення ТТ; 3 – максимальне перевищення зони конденсації

Температура радіатора для системи «ТТ – радіатор» при  її дослідженні у вакуумній камері з радіаційним відводом теплоти у стаціонарному режимі, визначена на основі чисельної моделі у діапазоні теплових навантажень на ТТ 1…4 Вт (граничні умови 2-го роду в зоні нагріву), та експериментальні дані  узгоджуються в межах від -4 до +2 К (рис. 22, в). Для нестаціонарного режиму СЗТР з тепловим навантаженням Qab,рад =f() на радіатор і реальним закріпленням приймача на посадковому місці, ця розбіжність для  Трад не перевищувала  3 К (рис. 22, г).

Дослідження СЗТР з радіатором, до якого приєднано чотири паралельно працюючих приймача (рис. 23, [Костенко В.І.]), показало, що без використання ТТ неізотермічність місць приєднання гнучких елементів досягає 14 К.

Рис. 23. Схема СЗТР з ТТ для чотирьох приймачів:

1 – радіатор (розмір 0,3 х 0,3 м); 2 – теплові акумулятори; 3 – ТТ; 4 – низькотеплопровідні опори; 5, 6, 7, 8 – модулі приймачів випромінювання; 9 – гнучкі теплопроводи

При інтегруванні ТТ у радіатор ця різниця зменшується до 3,3 К при тепловому навантаженні 1,5 Вт на кожний модуль, а неізотермічність радіатора не перевищує 5 К. Вибір відповідної теплоємності радіатора і вирівнювання поля температур за допомогою ТТ дозволяють підтримувати його ефективність у робочому циклі як при стаціонарних, так і при циклічних теплових збуреннях, перш за все, в результаті опромінення радіатора сонячним потоком (кут падіння сонячних променів s). Для такого режиму доведено можливість забезпечення температури радіатора Трад < 223 К протягом 11 годин функціонування СЗТР при опроміненні радіатора по циклограмі обстеження супутника Марса – Фобоса (рис. 24).

Рис. 24. Середня температура радіатора СЗТР для чотирьох приймачів випромінювання в режимах руху КА біля Фобоса і зближення з ним: 1 – експеримент; 2 – розрахунок; 

3 – профіль функції поглинутого потоку

Qab,рад = f(). Початкова температура радіатора у точці = 9 год скоригована за експериментальними даними

Теоретичне обґрунтування принципу функціонування СЗТР з двома  радіаторами було експериментально підтверджено на тепловому макеті (рис. 25, а). Досліджено режими за умови відсутності і наявності опромінення Сонцем радіаторів «1» і «2», що характеризуються поглинутими потоками Qab1 та Qab2, при QПЗЗ = 2 Вт (рис. 25, б, в, г). Характер зміни температур радіаторів Трад1, Трад2  та центрального вузла Тс довів правомірність положень, закладених у моделі функціонування СЗТР.

Рис. 25. Конструкція теплового макету СЗТР з двома радіаторами (а),  режими опромінення Сонцем радіатора «1» (б), зміни положення радіаторів відносно сонячних променів (в) та функціонування СЗТР при зміні тепловиділення QПЗЗ від 2 до 0 Вт (г): 1 – корпус оптичного приладу з приймачем випромінювання; 2 – центральний вузол;  3, 4 – термодіоди; 5, 6 – радіатори

«1» і «2»; 7 – кабелі; 8 – опори; 9 – ЕВТІ

У п’ятому розділі дисертації наводяться результати дослідження процесів теплообміну при використанні СЗТР з ТТ для негерметичних відсіків мікро(міні) супутників. Це стосується термостабілізації монтажних приладових поверхонь, відсіків мікросупутників (МС) з одновісною та трьохвісною сонячною орієнтацією. Також підсумовано результати передпольотних опрацювань та льотної експлуатації СЗТР з ТТ розробки автора.

Для МС з одновісною сонячною орієнтацією (обертання МС навколо поздовжньої осі z) вперше доведено можливість зменшення перепаду температури каркасу мікросупутника вдовж осі z шляхом теплового з’єднання тепловими трубами поверхонь, опромінених Сонцем (рис. 26, поверхні сонячних панелей 1 і фронтальна поверхня каркасу 2 з температурами Т1 та Т2), з поверхнями, розташованими в тіні МС (радіатори 4 з температурою Т4 і сонячні панелі 5).

Рис. 26. Температурний режим МС з одновісною сонячною орієнтацією на прикладі серії МС Magion:  1, 5 – сонячні панелі; 2 – каркас МС; 3 – центральний відсік; 4 – радіатори

(I, ІІ – термічний опір каркасу супутника без і з установкою ТТ, тепловиділення 4,5 і 19, 5 Вт)

 

При збільшенні термічного опору каркасу МС       (R24 = R23 + R34) різниця температур між точками 2 і 4 змінюється від десяти градусів (при  R24  0,1 K/Вт) до 60…80 К (при                        R24 > 3…5 K/Вт), що відповідає реальній конструкції каркасу (зони 1, рис. 26). Зменшення R24 можливе за рахунок збільшення товщини елементів каркасу МС, але це призводить до суттєвого (в 2…5 разів) зростання маси. Використання ТТ з тепловим опором від 0,2 до 1,5 K/Вт, які з’єднують «гарячу» і «холодну» зони і передають теплоту паралельно каркасу МС, дозволяє зменшити різницю температур Т2 - Т4 без зміни конструкції каркасу та збільшення його маси. Корегування рівня температури каркасу МС у діапазоні 15 К здійснюється шляхом зміни розмірів радіаторів або їх випромінювальної здатності. Запропонований пасивний принцип побудови СЗТР з ТТ реалізовано у проекті INТERBALL на МС Magion-4 та Magion-5 розробки Інституту фізики атмосфери АН Чеської Республіки. Розроблені і виготовлені в НТУУ «КПІ» теплові труби з мідною МВКС та ацетоном (по дві ТТ для кожного МС) приєднувалися до фронтальної поверхні каркасу та у місці установки радіаторів, що дозволило зменшити перепад температур між цими зонами (Т2 - Т4) до 20…35 К.

Для МС, які мають трьохвісну сонячну орієнтацію та принцип побудови на основі окремих відсіків, виконано порівняння автономної і централізованої концепцій побудови СЗТР (рис. 27, а, б). Шляхом теплового з’єднання за допомогою ТТ відсіків або приладів (схема «б»), які мають тепловиділення на частині орбіти (індекс «пр»), з відсіком з постійним тепловиділенням (індекс «в») зменшується амплітуда коливань температури приладу Tпр в залежності від співвідношення теплоємностей Cпр/Cв (рис. 27, в) у порівнянні з автономною СЗТР (схема «а»). Такий ефект має місце і при періодичному коливанні зовнішнього теплового потоку.

 

Рис. 27. Схема автономної (а) та централізованої (б) СЗТР і порівняння амплітуди коливань температури приладу (в):  1 – прилад; 2 –  відсік; 3, 4 – радіатори

 

Зменшення Tпр спостерігається при значеннях термічного опору RТТ < 0,2 К/Вт, притаманного  ТТ, та при мінімізації контактних термічних опорів.  

Централізовану концепцію СЗТР відсіків МС з використанням ТТ апробовано у МС BIRD (ФРН), успішно функціонуючому на навколоземній орбіті з 2001 року. Розроблені та виготовлені в НТУУ «КПІ» теплові труби термічно з’єднали радіатор відсіку службової апаратури з більшою тепловою масою і приладовий відсік, який функціонує на частині орбіти або не має власного тепловиділення. Транспортування теплоти у  напрямках до і від приладового відсіку забезпечує різницю температур «радіатор – посадкові місця приладів» меншу за -3…5 К.  

У роботі запропоновано концепцію побудови ізотермічного приладового відсіку КА на основі полегшених суцільнометалевих панелей із вмонтованими ТТ та використання ГРТТ для регулювання їх температури. Такі конструкції панелей (сплав Амг-6 або Д16 без стільникового наповнювача) виготовляються фрезуванням (без пресового обладнання), що дає суттєво більшу мобільність і автономність при конструюванні мікро(міні)супутника при збереженні масових і теплових параметрів панелей. Ця концепція була реалізована у конструкції приладового відсіку космічної лабораторії «Регата» (розробник лабораторії ІКД РАН, Росія), яка мала проводити дослідження у міжпланетному просторі, рухаючись за рахунок тиску сонячних променів. Приладовий відсік складався з чотирьох однакових панелей (рис. 28, а, б).

Рис. 28. Схема (а) та зовнішній вигляд половини ізотермічної приладової панелі з регульованою температурою (б), максимальна температура приладів при зміні теплового навантаження Qпр (в): 1 – канали для теплових труб; 2 – зона обміну тепловою енергією

(N0, N1,…,N4 – маркування теплових труб, Qд.е. – потужність додаткового джерела енергії)

Обґрунтовано схему побудови теплової мережі в панелі та спосіб інтегрування ТТ у панель, що дозволяє відвести (або підвести) теплоту від (до) довільно розташованих приладів і транспортувати її надлишок до зони обміну тепловою енергією, температура якої регулюється ГРТТ. Кожна ізотермічна приладова панель мала 0,8 м2 поверхні для двостороннього довільного монтажу приладів з тепловиділенням до 60 Вт. Маса панелі з ТТ складала 7 кг.

У конструкції передбачено допоміжне джерело теплової енергії (масою 2,5 кг), що робить функціонування СЗТР незалежним від працездатності системи живлення і теплового навантаження приладів. Діапазон пасивного регулювання температури панелі становив 289 14 K при зміні тепловиділення Qпр = 0…60 Вт (рис. 28, в). При густині теплового потоку 5 кВт/м2 неізотермічність панелі на довжині 0,75 м не перевищувала 2 К.

Для аналізу температурного режиму МС у часовому масштабі всієї космічної місії запропоновано алгоритм визначення значень температури і теплової потужності за трьома величинами: максимальне значення , мінімальне значення  і середньоінтегральне значення  за обумовлений період часу від 1 до 2. Це дозволяє зберегти основні особливості теплового стану вузлів МС за час 1…2 при суттєвому зменшенні підсумкового об’єму інформації. Осереднення проводиться на основі типового циклу отримання телеметричних даних з КА (це кожні 1…4 дні) з можливістю більшої деталізації за період від  (2 - 1)/8 до (2 - 1)/2. На основі застосування цього алгоритму побудовано у середовищі  пакету MicrosoftEXCEL базу даних з теплового стану мікросупутників, яка включає весь період функціонування МС Magion-4 (2,1 роки),  Magion-5 (1,9 роки) та BIRD (9 років).  

Аналіз телеметричних даних з температурних режимів наукових приладів, функціонуючих в умовах космічного середовища, проведений для місій ФРАГМЕНТ, СКАЛА, ВЕГА, ФОБОС, Magion і BIRD показав, що розроблені СЗТР на основі ТТ, працюючи у пасивному режимі, виконали поставлені технічні завдання і підтвердили прогнозовані характеристики.  

У Додатках А Е до дисертації наведено допоміжні виведення математичних рівнянь та їх аналіз, узагальнено характеристики теплових труб та зразків елементів СЗТР, містяться опис сконструйованого і виготовленого обладнання для дослідження характеристик ТТ та СЗТР, розроблені методики тестування ТТ і отримані результати випробувань теплових труб згідно з європейським стандартом ESA PSS-49, матеріали щодо розробки алгоритмів обробки телеметричної інформації з мікросупутників, а також акти впровадження результатів дисертації.

ВИСНОВКИ

В дисертаційній роботі наведено теоретичне узагальнення і нове вирішення актуальної науково-технічної проблеми, що полягає в розробці наукової бази для створення високоефективних систем забезпечення теплового режиму (СЗТР) наукової апаратури, функціонуючої в негерметичних відсіках мікро(міні) супутників (МС) і космічних апаратів (КА), з використанням теплових труб (ТТ) постійного і змінного термічного опору, які виконують функції транспорту теплоти, регулювання температури і підтримання теплового балансу приладу в системі «космічний апарат – прилад – космічне середовище».

На основі виконаних теоретичних і експериментальних досліджень отримано такі наукові результати:

  1.  Доведено, що інтегрування теплових труб постійного і змінного термічного опору в СЗТР наукового приладу принципово змінює підхід до регулювання температури приладу в зв’язку з введенням у тепловий баланс нової додаткової компоненти – теплового потоку QTT, який відводиться із системи тепловою трубою і може бути як залежним, так і автомодельним від температури, що стабілізується. За рахунок роздільного розташування приладу та радіаційної поверхні відбуваються суттєві зміни у конструктивних схемах СЗТР, що сприяє появі принципово нових ефективних технічних рішень.
  2.  Обґрунтовано і експериментально підтверджено новий принцип регулювання температури контактних поверхонь електронної плати автономного блока наукової апаратури без використання додаткових джерел енергії, який базується на нелінійній функціональній залежності температури пари Tv від теплового потоку QTT, що передається газорегульованою тепловою трубою (ГРТТ).
  3.  Експериментально доведено, що для приладів з тепловиділенням Qпр відносно маси до 3,3 Вт/кг (відносно об'єму до 950 Вт/м3) границі стабілізації температури контактних поверхонь електронних плат становлять 298...305 К у напівпасивному режимі (при постійній температурі балона з газом, що не конденсується) та 283...313 К у пасивному режимі (без використання додаткових джерел енергії), і вони обумовлені такими тепловими збуреннями: тепловиділенням приладу (Qпр,min/max = 1,5...13 Вт); зовнішніми поглиненими потоками (qab,min/max =  120...270 Вт/м2), температурою посадкових місць Тпм,min/max = 253...323 К.
  4.  Запропоновано нову концепцію побудови двоступеневої СЗТР елементів електронної плати приладу, яка полягає у тепловому з'єднанні основи плати, плоскої теплової труби і ГРТТ. З цією метою вперше розроблено і створено плоскі ТТ, працездатні при довільній орієнтації відносно сил тяжіння. Отримане схемне рішення суттєво звужує діапазон зміни температур не тепловиділяючих елементів до 296 ±10 К і тепловиділяючих елементів плати до рівня 313 ±25 К при змінних теплонавантаженні, температурі посадкових місць і зовнішніх збуреннях. Досягнуті параметри регулювання температури вищі у порівнянні із традиційними пасивними методами і підтверджують можливість стабілізації температури без використання додаткових джерел енергії. Переваги розроблених плоских ТТ порівняно з металевими теплопроводами стають ще очевиднішими при збільшенні розмірів електронної плати.
  5.  Вперше сформульовано теоретичні основи теплообміну в СЗТР з ГРТТ, яка використовує сонячну енергію для стабілізації температури приладів, що не мають власного тепловиділення. Спрогнозовано і експериментально підтверджено досягнення стабілізації температури приладу у діапазоні 289…305 К (при пасивному регулюванні) при зовнішніх збуреннях, що включають зміну сонячної постійної від орбіти Землі до орбіти Марса, зміну температури посадкових місць приладу в межах  253…323 К і зміну орієнтації КА на Сонце як наслідок маневрів в конусі ±20 .
  6.  Розроблено і експериментально апробовано нову теплову схему побудови ізотермічного відсіку на основі двоступеневої СЗТР, що складається з приладової панелі із вмонтованими ТТ і пасивної системи регулювання температури. Конструкція панелі суміщає функції механічного закріплення приладів, їх охолодження/підігріву та перерозподілу теплової енергії і забезпечує ізотермічність приладів меншу за 5 К у температурному діапазоні 288 13 К при зміні тепловиділення приладів в межах 0…60 Вт.
  7.  Вдосконалено теплову модель пасивної радіаційної СЗТР приймачів випромінювання космічних оптичних систем з урахуванням теплообміну кількох приймачів, приєднаних до теплової труби, а також теплопередачі через опори і теплоізоляцію при зовнішніх і внутрішніх теплових збуреннях. Визначено критичні значення зовнішнього поглинутого теплового потоку і термічних опорів таких складових СЗТР як ізоляція, низькотемпературні опори і гнучкі теплопровідні елементи, що забезпечують її функціонування. Експериментально показано, що радіаційні СЗТР з ТТ характеризуються відношенням площі поверхні радіатора до тепловиділення в межах 0,01…0,015 м2/Вт на температурному рівні 220 К і 0,017…0,026 м2/Вт на температурному рівні  190 К.
  8.  Доведено в натурних дослідженнях СЗТР з ТТ для приймачів випромінювання, функціонуючих у складі телевізійних комплексів на чотирьох космічних апаратах, можливість підтримання температури приймачів TПЗЗ < 233 К протягом режиму зйомки космічних об'єктів в умовах нестаціонарного теплового сонячного збурення на радіатор СЗТР, що переконливо підтверджує правомірність такого принципу пасивного охолодження і модельних уявлень.
  9.  Запропоновано новий принцип організації теплообміну в пасивній радіаційній СЗТР, який передбачає теплове з'єднання кількох радіаторів, певним чином орієнтованих у просторі. Функцію теплового провідника виконують ТТ з діодними властивостями. Зміна термічного опору ТТ з прямого Rdir на зворотний Rrev (та навпаки) відбувається автономно. При значеннях Rrev/Rdir > >50…100 К/Вт область функціонування СЗТР розширюється за величиною зовнішнього поглинутого потоку (в десятки разів), забезпечуючи умову TПЗЗ < 233 К при довільному розміщенні приладу відносно сонячних променів на орбітах від Землі до Венери.
  10.  Вперше обґрунтовано і доведено у космічних місіях наступне:

- перерозподіл теплових навантажень по об'єму мікросупутника з одновісною сонячною орієнтацією, реалізований за допомогою пасивної СЗТР з ТТ, зменшує неізотермічність каркасу мікросупутника по його довжині до 20…35 К;

- пасивна СЗТР мікросупутника з трьохвісною орієнтацією може  бути централізованою з розташуванням головного радіатора у відсіку з постійним тепловиділенням і більшою теплоємністю, до якого тепловими трубами термічно приєднаний приладовий відсік. Ефективність такого рішення  полягає у зменшенні коливання температури приладів у порівнянні з автономною схемою  та  досягненні різниці температур «радіатор – посадкові місця приладів» у діапазоні          -3…5 К.

  1.  Експериментально доведено, що схема ГРТТ з балоном постійного об'єму, покритим капілярною структурою (КС), при використанні метанолу як робочої рідини є ефективним пасивним елементом радіаційної СЗТР, регулюючим температури джерела теплоти та парового простору ГРТТ.
  2.   Встановлено, що в умовах тепловідводу випромінюванням на температурному рівні Tv = 280…300 К при значеннях відносного об’єму балона Vбал,від=5…20 і рівноважної температури Teff =213…273 К, зміні QTT (mаx/min=10/1)  ця схема характеризується наступними параметрами регулювання: в режимі змінного теплового потоку діапазон зміни температури пари Tv становить 2…10 К, а в режимі змінної рівноважної температури  Tv/(Teff,max - Тeff,min) < 0,4 К/К.
  3.  Обґрунтовано теплофізичні принципи підвищення теплової ефективності радіаторів – випромінювачів прямокутної форми з використанням ТТ на температурному рівні 213...243 К при наявності точкового джерела теплоти. Передача теплоти тепловою трубою є альтернативою збільшенню конструктивного параметра ()рад, де , – теплопровідність і товщина матеріалу радіатора.
  4.  Показано принципову можливість створення контурної ТТ з плоским випарником і підтверджено її працездатність при роботі проти сил тяжіння.
  5.  Запропоновано нові теплові схеми термостатів для забезпечення ізотермічності корпусу приладу, які базуються на використанні парового простору ТТ як ізотермічного стоку або джерела теплоти і на мінімізації термічних опорів «корпус приладу – пара ТТ» з регулюванням рівня температури пари додатковим нагрівачем або ГРТТ. Розроблена конструкція циліндричного коаксіального термостата підтримує ізотермічність корпусу приладу меншу за 0,3 К на температурному рівні 298 К незалежно від орієнтації відносно сил тяжіння при довільному розміщенні зони конденсації і регулюючого нагрівача та використанні низькотеплопровідного матеріалу корпусу і МВКС (неіржавіюча сталь).
  6.  Розроблено одновимірні математичні моделі для розрахунку температурних полів у ТТ і ГРТТ при нерівномірних граничних умовах теплообміну 2 і 3-го роду по периметру та по довжині ТТ. На їх основі отримано аналітичні розв’язки для теплової ефективності зон нагріву/конденсації, визначено ізотермічність зони нагріву в режимі нормальної роботи та при гідродинамічній кризі, а також тепловий потік, що випромінюється дискретним радіатором  ГРТТ, при положеннях плоского парогазового фронту у зонах транспорту та радіатора.

На основі використання наукових даних отримано такі практичні результати.

  1.  Визначено склад та характеристики елементів систем пасивного регулювання температури приладів або їх частин і шляхи використання нових схем СЗТР з тепловими трубами. Це дозволяє суттєво звузити діапазон коливань температур приладів до 2…20 К при зміні тепловиділення та оптичних властивостей радіаційних поверхонь при впливі теплових збурень, діючих як окремо, так і комплексно на прилади на навколоземній орбіті, без витрат енергії, а також зменшити масу СЗТР.
  2.  Доведено, що в умовах дефіциту енергоспоживання КА принцип термостабілізації приладів, що не мають власного тепловиділення, може бути використаний для приладів КА із сонячною орієнтацією. При установці додаткової ТТ, що передає теплоту від поглинача сонячної енергії до СЗТР, цей принцип можна застосувати і для приладів, розташованих довільно відносно напряму на Сонце.
  3.   Експериментально апробовано запропонований підхід до виготовлення капілярної структури з дискретних волокон з кінцевою товщиною 0,001…0,004 м і пористістю 0,8...0,87, в якому операції формування КС та її приєднання до стінки корпусу ТТ об’єднані в одну. Підтверджено його ефективність при виготовленні КС без швів, накладок і розривів для великорозмірних ТТ – парових камер із співвідношенням діаметр – довжина 0,14…2,5 для увігнутої і опуклої поверхні.
  4.  Доведено можливість створення ефективних мініатюрних об’ємних теплообмінників для охолодження/нагріву газів і рідин з пористою матрицею з металевих волокон діаметром          dв = (8…50)10-6 м, яка характеризується високими значеннями питомої поверхні теплообміну      4(1-П)/dв, що досягають 20000 м23.
  5.  Розроблені конструкції ТТ з металоволокнистими КС та КС у вигляді поздовжніх канавок (теплоносії: хладон R-22, аміак, ацетон, метанол, вода) продемонстрували працездатність при наземному відпрацюванні СЗТР та при експлуатації в навколоземних і міжпланетних місіях, що дозволяє рекомендувати їх для застосування у сучасних СЗТР космічної техніки.
  6.  Вперше в Україні проведено кваліфікацію ТТ космічного призначення  згідно з діючим європейським стандартом якості теплових труб ESA PSS – 49 (TST – 01) «Heat pipe qualification requirements». Запропоновані в роботі методики теплофізичного дослідження ТТ стали основою для створення методичної бази і стендового обладнання при освоєнні цього стандарту.
  7.  На основі розробленої технології виготовлення ТТ в умовах вищого учбового закладу України (НТУУ «КПІ») створено високоефективні конкурентоздатні СЗТР, які пройшли комплекс конструкторсько-довершувальних і приймально-здаточних випробувань, кваліфіковані і застосовані в 11 наукових приладах для 6 міжнародних космічних місій.
  8.  Створено унікальну базу телеметричних даних з теплового стану трьох мікросупутників, яка охоплює більше 10 років їхньої експлуатації в навколоземному космічному просторі. Передбачається її використання при підготовці майбутніх проектів Національного космічного агентства України та інших зацікавлених організацій для аналізу працездатності вузлів супутників і визначення області найбільш вірогідних температурних діапазонів їх експлуатації.
  9.  Результати дисертаційної роботи значно розширюють практичні можливості створення і вдосконалення систем забезпечення теплового режиму космічної техніки, електронної та оптичної наукової апаратури, а також технічних пристроїв для використання у теплоенергетиці, сонячній енергетиці, машинобудуванні, електронній промисловості, матеріалознавстві і приладобудуванні. Розроблені основи розрахунку теплообміну у СЗТР з ТТ і створені бази даних з теплових режимів приладів при їх експлуатації у космічному просторі використовуються при підготовці бакалаврських і магістерських робіт студентів  теплоенергетичного факультету НТУУ «КПІ».

 

СПИСОК ОСНОВНИХ ОПУБЛІКОВАНИХ АВТОРОМ ПРАЦЬ

ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

  1.  Телевизионная съемка кометы Галлея / [Аванесов Г.А., Зиман Я.Л., Тарнопольский В.И. и др.]; под ред. академика Р.З. Сагдеева.– М.: Наука,  1989.  – 295 с. – ISBN 5-02-000093-0. Автору належать  підготовка підрозділу 3.7, розробка методики тестувань СЗТР, проведення досліджень теплотехнічних характеристик теплових труб, обробка і аналіз результатів експериментальних досліджень теплового режиму пасивної радіаційної СЗТР. 
  2.  Семена М.Г. Анализ температурного поля в газонаполненной тепловой трубе с учетом перетоков теплоты по корпусу / М.Г. Семена, В.М. Батуркин // Промышленная теплотехника. – 1980. – Т. 2, № 5. – С. 33–39. – ISSN 0204-3602. Автором розроблено математичну модель та на її основі проведено аналіз ГРТТ.
  3.  Семена М.Г. Исследование характеристик диодной тепловой трубы в прямом и обратном режиме работы / М.Г. Семена, В.М. Батуркин, Б.М. Рассамакин // Инженерно-физический журнал. – 1982. – Т. 43, № 6. – C. 935–942. Автором розроблено основи побудови математичної моделі розподілу температур у ТТ та методику експериментальних досліджень термодіода.
  4.  Семена М.Г. Исследование нестационарных режимов работы газорегулируемых тепловых труб с растворяющимся в теплоносителе газом / М.Г. Семена, Р.А. Петренко, В.М. Батуркин, Р. Мюллер // Известия вузов. – 1983. – № 5. – С.70–75. – (Серия энергетика). Автору належать виведення та експериментальна перевірка рівнянь балансу  теплових потоків для ГРТТ у нестаціонарному режимі.
  5.  Муравьев Л.Н. Разработка и исследование термостата на основе тепловой трубы / Л.Н. Муравьев, А.И. Савулькин, М.Г. Семена, В.М. Батуркин // Вопросы радиоэлектроники. – 1985. – Вып. 1. – С. 14–22. – (Серия ТРТО). Автором розроблено конструкцію термостата на основі теплової труби і математичну модель, підготовлено дослідний стенд, проведено експериментальне дослідження та обробку отриманих результатів.
  6.  Семена М.Г. Термостатирование электронного блока с помощью газонаполненной тепловой трубы / М.Г. Семена, И.М. Блейвас, В.Н. Савина,  Э.В. Айзенберг, В.М. Батуркин, Н.К. Гречина // Электронная техника. 1988.   вып. 9(413). – С. 913. (Серия: Электроника СВЧ). Автором обґрунтовано теплову концепцію СЗТР, розроблено конструкцію ГРТТ, проведено експериментальні дослідження при змінних температурі охолодження і орієнтації  та аналіз даних.
  7.  Батуркин В.М. Тепловые трубы для систем терморегулирования/ В.М. Батуркин // Авиационно-космическая техника и технология: сб. научн. трудов. – Х. : Гос. Аэрокосмический ун-т «Харьк. авиац. ин-т». – 1999. – Вып. 13. – С. 17–23. 
  8.  Николаенко Ю.Е. Моделирование и выбор системы обеспечения теплового режима лазерных модулей / Ю.Е. Николаенко, С.К. Жук, В.М. Батуркин,  Д.Н. Олефиренко // Технология и конструирование в электронной аппаратуре. – 2001. – № 2. – C. 31–36. Автору належать розробка теплової моделі охолоджуваного модуля та обґрунтування конструктивних схем СЗТР.
  9.   Батуркин В.М. Исследование структурных и механических свойств металловойлочных фитилей, предназначенных для высокотемпературных тепловых труб – солнечных ресиверов / В.М. Батуркин, В.К. Зарипов, В.Ю. Кравец, А.П. Нищик, Д. Морено // Енергетика: економіка, технології, екологія. – 2002. – № 2. – С. 41–46. Автору належать визначення мети та завдань досліджень, розробка методики вимірювання проникності та узагальнення отриманих результатів.
  10.   Руденко А.И. Экспериментальное исследование тепловой трубы для космических аппаратов / А.И. Руденко, В.М. Батуркин, С.К. Жук, Д.Н. Олефиренко // Промышленная теплотехника. – 2002. – Т. 24, № 6. – С. 51–55. – ISSN 0204-3602. Автору належать визначення мети та завдань дослідження, розробка методики проведення експериментів та аналіз отриманих результатів.
  11.   Батуркин В.М. Распределение температур и тепловых потоков в испарителе контурной тепловой трубы / В.М. Батуркин, П.Г. Гакал, В.И. Рузайкин // Інтегровані технології та енергозбереження. – 2002. – № 1. – С. 8–14. Автору належать розробка конструкції випарника, постановка мети дослідження, погодження фізичної моделі.
  12.   Батуркин В.М. Система терморегулирования электронного блока на основе газорегулируемой тепловой трубы / В.М. Батуркин // Тепловые режимы и охлаждение радиоэлектронной аппаратуры. – 2003. – № 1. – С. 6–15.
  13.   Батуркін В.М.  Системи терморегулювання електронних блоків космічної апаратури / В.М. Батуркін // Космічна наука і технологія. – 2003. – Т. 9, № 4. –   С. 26–33. – ISSN 1561-8889.  
  14.   Батуркин В.М. Определение количества неконденсирующегося газа в аммиачных алюминиевых тепловых трубах / В.М. Батуркин, Д.Н. Олефиренко, А.И. Руденко // Промышленная теплотехника. – 2003. – Т. 25, № 5. – С. 28–31. – ISSN 0204-3602. Автору належать визначення мети та задач дослідження, проведення експериментів та узагальнення отриманих результатів.
  15.   Батуркин В.М. Тепловой режим радиоэлектронного блока с изотермической подложкой и регулируемой температурой / В.М. Батуркин // Технология и конструирование в электронной аппаратуре. – 2004. – № 1. – С. 36–40.
  16.   Батуркин В.М. Терморегулирование микроспутников – современные тенденции / В.М. Батуркин // Космічна наука і технологія. – 2005. – Т. 11, № 5/6. –  С. 92–102. – ISSN 1561-8889.
  17.   Письменный Е.Н. Пути повышения эффективности конвективных теплоотводов в электронной технике / Е.Н. Письменный, В.М. Батуркин, С.К. Жук, В.Н. Савина // Промышленная теплотехника. — 2005. — Т. 27, № 1. — С. 3–8. – ISSN 0204-3602. Автору належать обґрунтування параметрів тепловідводів з металевої повсті, проведення експериментального дослідження по визначенню їх теплової ефективності, обробка та узагальнення експериментальних даних.
  18.   Батуркин В.М. Особенности технологии изготовления и расчет параметров фитилей куполов ресиверов солнечных энергетических установок / В.М. Батуркин, В.К. Зарипов, Ч. Андрака // Енергетика: економіка, технології, екологія. – 2005. – №2. – С. 27–34. – ISSN 1813-5420. Автору належать визначення мети та задач дослідження, розробка технології виготовлення капілярних структур на криволінійній поверхні, методик контролю і устаткування, проведення експериментів, постановка задачі і чисельне моделювання фільтрації рідини.
  19.   Батуркин В.М. Исследование коэффициента проницаемости металловолокнистых капиллярных структур для солнечных ресиверов / В.М. Батуркин, Е.В. Шевель, Д.М. Галяутдинов // Енергетика: економіка, технології, екологія. – 2006. – № 1. – С. 47–50. – ISSN 1813-5420. Автору належать визначення мети та завдань дослідження, розробка методики проведення експериментального дослідження та узагальнення отриманих результатів.
  20.   Батуркин В.М. Опыт применения европейского стандарта PSS-49 при разработке тепловых труб для терморегулирования микроспутника BIRD / В.М. Батуркин // Технология и конструирование в электронной аппаратуре. – 2007. – № 1 (67). – С. 52–58. 
  21.   Батуркин В.М. Эффективное охлаждение мощного сверхвысокочастотного микроэлектронного блока / В.М. Батуркин, Ю.Е. Николаенко, Д.М. Галяутдинов, И.Т. Владимиров // Технология и конструирование в электронной аппаратуре. – 2007. – № 3 (69). – С. 46–50. Автору належать постановка мети та завдань дослідження, аналіз шляхів розв’язання задачі, розробка конструкції теплової труби, експериментальні дослідження та  узагальнення отриманих результатів.
  22.   Батуркин В.М. Влияние длительного хранения алюминиевых тепловых труб с аммиаком на изменение их теплотехнических параметров / В.М. Батуркин, Е.В. Шевель, А.Н. Наумова // Енергетика: економіка, технології, екологія. – 2007. – № 1. – С. 11–16. – ISSN 1813-5420. Автору належать визначення мети і завдань дослідження  та узагальнення отриманих результатів.
  23.   Батуркін В.М. Розробка автоматизованої системи збору та обробки експериментальних даних для дослідження процесів тепломасопереносу у контурних теплових трубах з пласким випарником /В.М. Батуркін, Д.М. Галяутдінов // Промислова енергетика. – 2008. – № 1. – С. 91–97. Автору належать визначення мети та завдань дослідження, структура інформаційної системи, її апробування.
  24.   Батуркин В.М. Исследование гидродинамических характеристик конструкционных капиллярных структур в тепловых трубах / В.М. Батуркин,  Е.В. Шевель // Восточно-Европейский журнал передовых технологий. – 2009. – № 3/6 (39). – С. 30–36. – ISSN 1729-3774. Автору належать визначення мети та завдань дослідження, проведення експериментальних досліджень, постановка задачі і чисельне моделювання та  узагальнення отриманих результатів.
  25.   Батуркін В.М. Розробка науково-технологічних основ створення сучасних конструкцій теплових труб для космічної галузі в рамках проекту ІНТАС–КНЕС–НКАУ / В.М. Батуркін // Космічна наука і технологія. – 2009. – Т. 15, № 2. –  С. 16–30. – ISSN 1561-8889.
  26.   А. с. 1099210 СССР, F 28 D 15/00. Тепловая труба / Ю.Е. Николаенко,  А.П. Яковенко, М.Г. Семена, В.М. Батуркин (СССР). – № 3552615/24-06; заявл. 16.02.83; опубл. 23.06.84. Бюл. № 23. – 3 с. Автору належить конструктивна проробка теплової труби при використанні запропонованого рішення у плоских та циліндричних корпусах теплових труб.
  27.   А. с. 1213269 СССР, F 16 B 5/02. Устройство теплоизоляционного соединения деталей / М.Г. Семена, В.М. Батуркин, С.Л. Бидуля, В.Ю. Кравец,     С.К. Жук, Ю.В. Фридрихсон (СССР). –   № 3742039/25-27; заявл. 22.10.85; опубл. 23.02.86. Бюл. № 7. – 2 с. Автору належать розробка запропонованої конструкції та експериментальне тестування макета.
  28.   А. с. 1381456 СССР, G 05 D 23/30. Система терморегулирования / В.М. Батуркин, С.К. Жук, Н.К. Гречина, А.А. Дудеев (СССР). – № 4108470/24-24 ; заявл. 15.11.87 ; опубл. 15.03.88. Бюл. № 10. – 4 с. Автору належать розробка конструкції і експериментальне підтвердження ефективності пристрою.
  29.   Пат. 18637 Україна, МПК F28D 15/00, B22F 3/12. Спосіб виготовлення пористого матеріалу / Ніщик О.П., Батуркін В.М., Заріпов В.К.; заявник і патентовласник Нац. техн. ун–т України «КПІ». – № 200605529 ; заявл. 22.05.06 ; опубл. 15.11.06. Бюл. № 11. – 6 с. Автору належать розробка запропонованої конструкції і експериментальна перевірка гідродинамічних властивостей макета.
  30.   Пат. 21996 Україна, МПК F 28D 15/00. Контурна теплова труба / Батуркін В.М., Жук С.К., Хмельов Ю.О., Фрідріхсон Ю.В., Кравець В.Ю., Галяутдінов Д.М.; заявник і патентовласник Нац. техн. ун–т України «КПІ».  – № 200622759 ; заявл. 08.11.06 ; опубл. 10.04.07. Бюл. № 4. – 6 с. Автору  належать розробка запропонованої конструкції та експериментальне тестування макета.
  31.   Пат. 29528 Україна, МПК H05K 7/20, F28D 15/00. Герметичний мікроелектронний блок / Батуркін В.М., Ніколаєнко Ю.Є., Галяутдінов Д.М., Владіміров І.Т., Савіна В.М.; заявник і патентовласник Нац. техн. ун–т України «КПІ». – № 200711663; заявл. 22.10.07 ; опубл. 10.01.08. Бюл. № 1. – 10 с. Автору належать розробка запропонованої конструкції, теоретичне обґрунтування ефективності рішення і експериментальне тестування макета.
  32.   Семена М.Г. Разработка криогенной системы охлаждения на основе тепловых труб для телевизионной камеры «ВЕГА» / М.Г. Семена, В.И. Костенко, В.М. Батуркин, Н.К. Гречина, Б.И. Рыбкин, В.Ю. Кравец. – М.: ИКИ АН СССР, 1986. – 36 с.– (Препринт / АН СССР, Ин–т космич. исслед.; Пр–1072). Автору належать визначення мети та завдань дослідження, розробка теплової моделі системи та її аналіз, розробка конструкції  системи охолодження, проведення експериментів та узагальнення результатів.
  33.   Батуркин В.М. Криогенная система охлаждения видео-спектрометрического комплекса ВСК проекта «Фобос» / В.М. Батуркин, Н.К. Гречина, Ю.А. Гусев, В.И. Костенко, В.Ю. Кравец, Б.И. Рыбкин, К.Н. Шкода, Г.С. Чурсина. – М.: ИКИ АН СССР, 1988. – 39 с.– (Препринт / АН СССР, Ин–т космич. исслед.; Пр–1409). Автору належать визначення мети та завдань дослідження, розробка теплової моделі системи та її аналіз, розробка конструкції системи охолодження, проведення експериментального дослідження та узагальнення результатів.
  34.   Батуркин В.М. Тепловой режим малой космической лаборатории / В.М. Батуркин, Г.Н. Дульнев, В.И. Костенко, А.М. Робачевский,  А.Л. Тихомиров, Е.Д. Ушаковская. – Препринт – М.: ИКИ АН СССР, 1991. – 30 с. – (Препринт / АН СССР, Ин–т космич. исслед.; Пр–1728). Автору належать визначення мети та завдань дослідження, розробка теплової концепції системи терморегулювання, розробка конструкції приладної панелі, проведення експериментального дослідження та узагальнення отриманих результатів.
  35.   Батуркин В.М. Разработка и исследование тепловых труб для систем обеспечения теплового режима научной аппаратуры / В.М. Батуркин, С.К. Жук, В.Н. Савина // Научное космическое приборостроение: IV Международный семинар, 18–24 сентября, 1989, Фрунзе, СССР: труды. – М.: Институт космических исследований АН СССР, 1990. – С. 201–208. Автору належать визначення мети та завдань дослідження, розробка концепцій побудови систем терморегулювання, розробка математичних моделей та узагальнення отриманих результатів.
  36.   Vojta J. Thermocontrol system concept of Magion small subsatellites of INTERBALL mission / J. Vojta, S. Zuik, V. Baturkin, K. Shcoda, N. Grechina,  Y. Agafonov, V. Hrapchenkov, S. Ustinov // Acta Astronautica. – 1996. – Vol. 39,        No 9–12. – P. 971–976. – ISSN 0094-5765. Автору належать визначення мети та завдань дослідження, розробка концепції системи терморегулювання і математичних моделей, розробка конструкції теплових труб, ідея та розробка бази телеметричних даних, узагальнення даних теплового стану мікросупутника.
  37.   Baturkin V. Passive thermal control systems on heat pipes for space application and terrestrial technology / V. Baturkin // PTC–03 Short course on passive thermal control. Int. Center for Heat and Mass Transfer, 22–24 October, 2003, Antalya, Turkey. – New York: Begell house, Inc., 2003. – P. 69–113. – ISBN 1–56700–197–1.
  38.   Baturkin V. Passive thermal control in small satellites – up-to-date tendencies and advanced components / V. Baturkin // PTC–03 Short course on passive thermal control. Int. Center for Heat and Mass Transfer, 22–24 October, 2003, Antalya, Turkey. – New York: Begell house, Inc., 2003. – P. 151–161. – ISBN 1–56700–197–1.
  39.   Baturkin V. Elaboration of thermal control systems on heat pipes for microsatellites Magion 4, 5 and BIRD / V. Baturkin, S. Zhuk, J. Vojta,  F. Lura, B. Biering, H.-G. Loetzke // Applied Thermal Engineering. – 2003. – Vol. 23. – P. 1109–1117. Автору належать визначення мети та завдань дослідження, розробка концепції системи терморегулювання і  математичних моделей теплового стану мікросупутників, розробка конструкцій теплових труб і бази телеметричних даних, узагальнення отриманих результатів.
  40.   Baturkin V. Heat pipe radiative cooling systems for space optical sensors / V. Baturkin // Small Satellites for Earth Observation: digest of the 6-th International Symposium of the International Academy of Astronautics, 23–26 April, 2007, Berlin, Germany. – Berlin: Wissenschaft und Technik Verlag. Report No. IAA-B6-0707. – 2007. – P. 227-230. – ISBN 3-89685-571-9.
  41.   Lura F. BIRD microsatellite thermal control system – 5 years of operation in space / F. Lura, B. Biering, H.-G. Lotzke, H. Studemund, V. Baturkin // Small Satellites for Earth Observation. Selected contribution. [Editors R. Sandau, H.P. Roser, A. Valenzuela]. – Berlin : Springer Science + Business Media B.V. – 2008. – P. 277–284. ISBN 978-1-4020-6942-0. Автору належать розробка концепції системи терморегулювання і математичних моделей теплового стану вузлів мікросупутника, розробка конструкції теплових труб, ідея і створення бази телеметричних даних, узагальнення даних теплового стану мікросупутника.
  42.   Delil A.A.M. Experimental results of heat transfer phenomena in a miniature loop heat pipe with a flat evaporator / A.A.M. Delil, V. Baturkin, Yu. Friedrichson, V. Baturkin, Yu. Khmelev // Heat Pipes Science Technology Application: 12-th Int. Heat Pipe Conference, 19–24 May, 2002: proc. of conf. Moscow, Russia, 2002. – P. 126–133. Автору належать визначення мети та завдань дослідження, розробка конструкції контурної теплової труби, проведення експериментальних досліджень гідравлічних характеристик капілярних структур та теплових характеристик плоских насосів.
  43.   Baturkin V. Application of finite elements/ finite difference methods for thermal control systems / V. Baturkin // 6-й Минский Международный форум по тепломассообмену, 19–23 мая 2008: тезисы докладов и сообщений /Thesis of the reports and communications.–Минск: Институт тепло- и массообмена им. А.В. Лыкова Нац. академии наук Беларуси, 2008. – Т. 2. – С. 14–16.–ISBN-978-985-6456-59-9.
  44.   Батуркин В.М. Исследование теплопередающих характеристик аксиальных тепловых труб при неравномерных граничных условиях [Електронний ресурс] / В.М. Батуркин, Д.Н. Олефиренко, Т.Р. Зинченко // Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики: 6 научная международная школа-конференция, 22-28 сентября 2008, Алушта, Украина: материалы докладов. – 10 с. – ISSN 1999-5962. – 1 електрон. опт. диск (CR-ROM); 12 см. – Сист. вимоги: Pentium; 32 Mb RAM; Windows 2003/NT/XP. – Назва з титул. екрану. Автору належать визначення мети та завдань досліджень, проведення експериментальних досліджень теплових труб і  чисельного моделювання та висновки.
  45.  Gluck D. Mountings and interfaces / D. Gluck, V. Baturkin // Spacecraft Thermal Control Handbook: Vol.1: Fundamental Technologies. – El Segundo, California, USA: The Aerospace press, 2002. – Chapter 7. – P. 247–329, 819–829, 836. – ISBN 1-884989-11-X (v.1). Автору належать узагальнення характеристик теплових компонентів систем терморегулювання космічних приладів та їх аналіз.

Батуркін В.М. Системи забезпечення теплового режиму на основі теплових труб для наукового космічного приладобудування. – Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня доктора технічних наук за спеціальністю 05.14.06 – технічна теплофізика та промислова теплоенергетика. – Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут», Київ, 2010.

Дисертація присвячена вирішенню науково-прикладної проблеми створення високоефективних систем забезпечення теплового режиму наукової космічної апаратури, що працює у негерметичних відсіках космічних апаратів, з використанням теплових труб, виконуючих функції транспорту теплоти і регулювання температури шляхом підтримання теплового балансу у системі «космічний апарат – прилад – космічне середовище».

Запропоновано і апробовано у натурних дослідженнях нові концепції систем забезпечення теплового режиму на основі теплових труб постійного і змінного термічного опору, що працюють без витрат електроенергії космічного апарату і забезпечують суттєве зменшення діапазону зміни температури приладу і відсіків мікросупутників на температурному рівні 283…313 К та приймачів випромінювання на температурному рівні 233 К при змінних тепловиділенні приладів, зовнішніх теплових навантаженнях космічного середовища і температурі космічного апарату.

Ключові слова: система забезпечення теплового режиму, теплова труба, моделі теплоперенесення, дослідження теплообміну, тестування, впровадження, наукові прилади, космічні дослідження.

Батуркин В.М. Системы обеспечения теплового режима на основе тепловых труб для научного космического приборостроения. – Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук по специальности 05.14.06 – техническая теплофизика и промышленная теплоэнергетика. – Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт», Киев, 2010.

Диссертация посвящена решению научно-прикладной проблемы создания высокоэффективных систем обеспечения теплового режима (СОТР) научной космической аппаратуры, функционирующей в негерметичных отсеках, с использованием тепловых труб (ТТ) постоянного и переменного термического сопротивления, выполняющих функции транспорта теплоты и регулирования температуры с помощью поддержания теплового баланса в системе «посадочное место прибора в космическом аппарате (КА) – прибор – космическая среда». В уравнения теплового баланса такой системы дополнительно введена составляющая теплопереноса, осуществляемого ТТ. Эти уравнения являются основой для определения тепловых параметров элементов СОТР: тепловой трубы, радиатора, тепловой изоляции, гибких теплопроводов, низкотеплопроводных опор, кабелей и контактных соединений, обеспечивающих функционирование пассивной СОТР.

Предложены новые концепции построения систем обеспечения теплового режима, функционирующих без затрат электроэнергии космического аппарата, используя собственное тепловыделение научных приборов и переменное термическое сопротивление ТТ в тепловой связи «прибор – космическая среда», и обеспечивающих стабилизацию температуры узла на уровне    290 К (5…10 К). Такой подход экспериментально проверен для групп типовых научных приборов: для отдельной электронной платы (масса 0,3 кг), автономного электронного блока (масса до 5 кг) и приборной панели отсека КА (масса 60 кг) при изменении собственного тепловыделения минимум/максимум 1:10, температуры КА 253…323 К и внешнего поглощенного теплового потока от планет до 270 Вт/м2.

Для условий дефицита энергии на борту КА в космических миссиях от Земли к внешним планетам предложена тепловая концепция и конструкция теплотрубной СОТР, предусматривающая использование энергии солнечного излучения для функционирования газорегулируемых ТТ, для поддержания температуры корпуса бортового научного прибора в диапазоне 289…305 К при изменении солнечной постоянной 500…1400 Вт/м2 и температуры  КА 253…323 К.

Развиты теплофизические принципы создания пассивных СОТР микроспутников (МС) с солнечной ориентацией. Показано в натурных исследованиях на двух МС Magion-4, 5 с одноосной солнечной ориентацией, что тепловое объединение фронтальной части спутника с теневой зоной с помощью разработанной СОТР на основе тепловых труб уменьшает температурный перепад между этими зонами до 2035 К. Доказано, что пассивная СОТР МС с  трехосной ориентацией  может быть централизованной с расположением главного радиатора в отсеке КА с постоянным тепловыделением и большей теплоемкостью, к которому тепловыми трубами термично присоединен приборный отсек. Эффективность такого решения заключается в достижении разности температур радиатора и посадочного места приборов в диапазоне -3…5 К (МС BIRD (2001- 2010 гг.)).

При создании пассивных радиационных СОТР приемников излучения оптических систем, работающих на температурном уровне 233 К, был проведен анализ тепловой схемы для нескольких приемников, охлаждаемых одной тепловой трубой с учетом передачи теплоты по опорам и через теплоизоляцию, а также внутренних и внешних тепловых возмущений. Натурные испытания разработанных и изготовленных СОТР с тепловыми трубами с теплоносителем хладоном R-22 в составе четырех космических миссий подтвердили возможность достижения температуры приемников менее 233 К в режиме съемок космических объектов при нестационарном тепловом воздействии Солнца на радиаторы.

Предложена концепция СОТР, состоящая из двух ветвей «ТТ с диодной проводимостью – радиатор», присоединенных к приемнику излучения. Проведенный анализ теплового режима и экспериментальное исследование показали возможность существенного расширения области функционирования СОТР по величине максимального поглощенного внешнего теплового потока          (в десятки раз) и достижение температурного уровня приемника излучения менее 233 К при произвольном расположении прибора относительно солнечных лучей при полетах КА от Земли до Венеры.

Для применения разработанных СОТР в космических миссиях проведены комплексные теплотехнические исследования тепловых труб с металловолокнистой капиллярной структурой и продольными канавками, включающие: исследование влияния неравномерного подвода и отвода теплоты в зонах нагрева и конденсации ТТ, исследование теплопередающих характеристик в температурном диапазоне 223…333 К, исследование регулирующих характеристик ТТ при теплоотводе излучением для дискретного радиатора, разработку новых перспективных конструкций термодиодов с ловушкой для теплоносителя, контурных ТТ с плоским испарителем, крупноразмерных ТТ – паровых камер и плоских ТТ, изотермических оболочек для тепловыделяющих приборов, работоспособных при произвольной ориентации относительно сил тяжести, комплекс новых технологических приемов для изготовления капиллярных структур, объединяющий операции формирования структуры и ее нанесения на корпус ТТ, что позволяет изготовлять тепловые трубы с радиусом до 0,3 м, проведение ресурсных, климатических, вибрационных и эксплуатационных испытаний и квалификации тепловых труб в соответствии с европейским стандартом качества тепловых труб PSS-49.

Ключевые слова: система обеспечения теплового режима, тепловая труба, модели теплопереноса, исследование теплообмена, испытания, применение, научные приборы, космические исследования.

Baturkin V.M. Thermal control systems on the base of heat pipes for space instrument-making. Manuscript.

Thesis for doctor degree of technical sciences by speciality 05.14.06 – thermophysics and industrial power engineering. – National Technical University of Ukraine «Kyiv Polytechnic Institute», Kyiv, 2010.

Thesis is devoted to the decision of scientific and applied problem of creation of the high-efficiency thermal control systems for scientific space apparatus, which operate in nonhermetic compartments, with the use of heat pipes of constant and variable thermal resistance, executing the functions of heat transport and temperature regulation by maintenance of thermal balance in the system «spacecraft – device – space environment».

New conceptions of thermal control systems, which operate without electric power consumption from spacecraft and provide substantial decrease of the temperature variation of devices, located aboard, at the level of 283…313 K, for the CCD – on the level of 233 K at variable device heat generation, external thermal loads of space environment and the spacecraft temperature are proposed and verified by space tests.

Keywords: thermal control systems, heat pipe, heat transfer models, heat exchange research, testing, application, scientific devices, space research.


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

57899. РОЗВ’ЯЗУВАННЯ РАЦІОНАЛЬНИХ РІВНЯНЬ 170 KB
  Мета: вдосконалити знання і вміння учнів розв’язувати раціональні рівняння; розвивати різні види мислення самостійність творчість екологічну культуру; виховувати активність увагу наполегливість винахідливість; прищеплювати любов до рідного краю.
57900. Решение систем уравнений второй степени 185.5 KB
  Задание: При каких значениях параметра а система уравнений имеет три решения Решение: парабола y= x2 будет иметь с окружностью x2 y2 = 4 три общие точки только в случае а = 2. Теоретический опрос по вопросам: Что называется системой...
57901. Систематизація та узагальнення знань, вмінь і навичок 183.5 KB
  Мета уроку: навчальна складова: систематизувати та узагальнити знання учнів з вивченого навчального матеріалу вміння та навички учнів застосовувати вивчене до розв’язування задач передбачених програмою...
57902. ПЛОЩІ + ІСТОРІЯ + ДИЗАЙН = КРАСА 312.5 KB
  Сьогодні на уроці ми познайомимося з професіями паркетник та дизайнер інтер’єру Паркетник-фахівець з укладання паркету в приміщеннях. План уроку Знайомство з історичними фактами: а історія паркету; б історія візерунків Росія...
57903. Тригонометричні функції будь-якого кута 878 KB
  Повторити властивості тригонометричних функцій закріпити навички співвідносити градусну та радіанну міру кута та знаходити значення тригонометричних функцій будьякого кута при обчислюванні значень виразів що містять тригонометричні функції з урахуванням їх властивостей.
57904. Функції. Узагальнення і систематизація вивченого матеріалу 539 KB
  Мета: узагальнити і систематизувати знання учнів з теми Квадратична функція; закріпити вміння і навички учнів використовувати набуті під час вивчення теми знання для розв’язування вправ і задач розвивати увагу учнів логічне мислення творчу активність...
57905. Показательная функция. Показательные уравнения и неравенства 854.5 KB
  Цели: Обобщить, расширить и углубить знания учащихся по изученной теме Развивать творческие способности, умения самостоятельно добывать знания, активизировать познавательную деятельность, формировать навыки коллективной работы.
57906. Розвязування задач на рух за допомогою рівнянь 125 KB
  Мета: навчитися розвязувати задачі на рух за допомогою рівнянь; відпрацьовувати навички розвязування рівнянь та виконання арифметичних дій з раціональними числами; виконувати охайні записи у зошиті...
57907. Об’єми геометричних тіл 2.72 MB
  Мета: вдосконалювати вміння і навички учнів з теми «Обєми геометричних тіл», розвивати память, вміння твердо мислити, аналізувати, порівнювати, узагальнювати і робити висновки, виховувати бажання знати математику...