Системы охлаждения с редкоземельными материалами для аэрокосмических применений

ОГЛАВЛЕНИЕ
Зведение......................................................5
I.. Методы охлаждения, схемотехника систем охлаждения
аля аэрокосмических применений...............................15
1.1. Требования к системам охлаждения для аэрокосмических применений..........................19
1.2. Схемотехника систем охлаждения для аэрокосмических применений....................— . ж:: .. .2?
1.2.1. Системы охлаждения с внешним охлаждением.............V........................... 25
1.2.2. Системы охлаждения с внутренним ----------
охлаждением........................................ 31
1.2.3. Комбинированные системы охлаждения ..........48
1.3. Выводы по первой главе.............................50
Г. Анализ термодинамических циклов систем охлаждения с •едкоземельными материалами..................................52
2.1. Термодинамические циклы в реальных
рабочих телах...........................................53
2.2. Определение граничных температур регенеративных циклов...............................68
2.3. Термодинамические циклы в кваэирегенеративных магнитокалорических системах охлаждения.............80
2.4. Циклы с наклоном влево.............................90
2.5. Выводы по второй главе.............................98
Расчетно-теоретический анализ систем охлаждения с
едкоземельными материалами. Универсальный метод расчета егенеративных систем охлаждения. Создание баз данных еплофизических свойств редкоземельных материалов...........100
3.1. Универсальный метод расчета
регенеративных систем охлаждения......................101
3.2. Анализ свойств редкоземельных материалов для истем охлаждения. Создание баз данных теплофизических войств редкоземельных материалов..........................105
3.2.1. Экспериментальные данные по теплоемкости редкоземельных материалов. Создание базы данных теплоемкости редкоземельных материалов............114
3.2.2. Экспериментальные данные по магнитокалорическому эффекту редкоземельных материалов. Создание базы данных магнитокалорического эффекта редкоземельных материалов.........................125
3.2.3. Редкоземельные материалы для постоянных магнитов..........................................128
3.2.4. Теплопроводность редкоземельных материалов...............................................130
3.2.5. Механические и технологические характеристики редкоземельных материалов....................131
3.2.6. Токсичность редкоземельных материалов ..133
3.2.7. Распространенность и стоимость редкоземельных материалов................................134
3.3. Расчетно-теоретический анализ магнитокалорических систем охлаждения..................................135
3.4. Выводы по третьей главе..........................162
Разработка экспериментальных макетов систем охлаждения
редкоземельными материалами и их экспериментальные сследования...............................................164
4.1. Принципиальная схема макетов магнитокалорических систем охлаждения..................................164
4.2. Схема экспериментального стенда и этапы
4
исследования............................................175
4.3. Оценка погрешностей эксперимента...................180
4.4. Результаты экспериментального исследования макетов магнитокалорических систем охлаждения ......183
4.5. Экспериментальное исследование термомеханической системы охлаждения с редкоземельной насадкой регенератора........................................207
4.6. Выводы по четвертой главе..........................210
>. Разработка схем и конструкций систем охлаждения ізрокосмического назначения, их технические характеристики і области рационального применения..........................212
5.1. Систематизация систем охлаждения с редкоземельными материалами.........................212
5.2. Сопоставление и разработка схем и конструкций систем охлаждения с редкоземельными материалами....221
5.3. Технические характеристики систем охлаждения с редкоземельными материалами для аэрокосмических применений..........................................250
5.4. Области преимущественного использования систем охлаждения в аэрокосмической технике................278
5.5. Выводы по пятой главе..............................284
ыводы.......................................................285
писок использованной литературы.............................287
риложения...................................................325
5
ВВЕДЕНИЕ
Применение систем охлаждения (СО) в аэрокосмической технике позволяет значительно улучшить ее тактикотехнические характеристики, а в целом ряде случаев без СО вообще невозможно выполнение поставленных задач [164].
К основным областям применения СО в аэрокосмической технике следует отнести:
- бортовые системы охлаждения (БСО) - охлаждение фотоприемных устройств, электронных компонентов, сверхпроводящих устройств и оптических элементов; системы реконденсации сжиженных газов; бортовые системы кондиционирования;
- наземные СО - сжижение газов; охлаждение оптикоэлектронных приборов и обеспечение функционирования наземных комплексов.
К СО аэрокосмического комплекса, в особенности к бортовым, предъявляются специфические требования, значительно отличающиеся от требований к СО другого назначения. К таким требованиям относятся: более длительный ресурс работы, высокая надежность, малое энергопотребление, связанное с автономностью, высокий КПД, лимитированный отвод теплоты от СО, малые масса и габариты, низкие значения вибраций и шума, малые значения вращательных моментов, специфические требования по энергопитанию и ряд других [1, 151].
Тенденции последних лет показывают, что к орбитальным космическим аппаратам (КА) стали предъявляться повышенные требования по времени активного существования (до 5...10
6
лет) и по насыщенности оптико-электронной аппаратурой, что накладывает серьезные ограничения на ее энергопотребление и массогабаритные характеристики [102, 149, 164,
166] .
В целом ряде случаев существующие СО не удовлетворяют как по отдельным требованиям, так и по всему комплексу требований. Так существующие БСО на базе ГКМ Стирлинга имеют ресурс, не превышающий 2...5 тыс. часов. Эти системы имеют недостаточную термодинамическую эффективность и, как следствие, высокое энергопотребление [146].
Действие большинства СО основано на термомеханических методах охлаждения; нужный эффект достигается в результате изменения термодинамической силы - давления р. Термодинамический анализ характеристик термомеханических систем охлаждения показывает, что период существенного роста их эксергетического КПД, определяющего энергетические показатели, заканчивается [67]. Это связано с тем, что возможности принципиальных улучшений, обусловленные устранением собственных потерь, в термомеханических СО в значительной мере исчерпаны. Подавляющее большинство систем этого типа содержит высоконагруженные механически движущиеся элементы (в компрессорах, детандерах, вакуумных насосах и пр.), что существенно снижает ресурс и надежность их работы.
Использование индукции В магнитного и напряженности Е электрического полей в качестве обобщенной термодинамической силы позволяет создать системы, вырабатывающие холод, в частности, магнитокалорические {МК) и электрокало-рические (ЭК) СО. Собственные потери в таких системах могут быть сведены к минимуму (в идеале к нулю), следова-
7
тельно, нет принципиальных ограничений для создания СО с высокими значениями КПД и малым энергопотреблением. Важно, что в МК и ЭК СО могут отсутствовать высоконагружен-ные механические узлы, что создает предпосылки для получения высоких значений ресурса и надежности [67, 163].
Как показывают исследования, проведенные в России, США, Франции и Японии, преимущества МК СО наиболее существенно сказываются при криостатировании на температурных уровнях ниже 60 К, особенно ниже 20 К, так как характеристики термомеханических СО на этих температурах значительно ухудшаются [8, 67, 163, 197, 229, 257].
Следовательно, использование МК эффекта на низких температурах дает возможность создавать высокоэффективные и надежные системы охлаждения с длительным ресурсом работы.
В традиционных термомеханических СО, работающих по циклам Стирлинга, Гиффорда-МакМагона, Вюдемье, Такониса и другим, широко применяются регенеративные теплообменники с насадками из меди, бронзы, свинца и нержавеющей стали [59]. Эффективность работы таких СО снижается по мере понижения температуры криостатирования, особенно резко на температурах ниже 30„.40 К, что связано с уменьшением отношения объемных теплоемкостей насадки регенератора и рабочего тела (как правило гелия). Следовательно, задача повышения КПД СО в данном случае сводится к выбору (или созданию) материала насадки, объемная теплоемкость которого будет больше, чем у традиционных насадок [100, 237].
Успехи физики твердого тела позволили получить широкий спектр веществ с аномально высокими полезными свойствами, которые пригодны для применения в МК СО. В качестве
8
рабочих тел для МК охлаждения могут быть использованы ферро-, антиферро- и парамагнитные вещества. Наилучшими свойствами обладают тяжелые редкоземельные (РЗ) металлы группы лантаноидов: гадолиний (Сс1), тербий (ТЬ) , диспрозий (Эу), гольмий (Но), эрбий (Ег), тулий (Тт), а также их сплавы, соединения и композиты (5, 269]. Эти вещества обладают магнитными фазовыми переходами при температурах Кюри (7с) и Нееля (Г*), вблизи которых их теплофизические свойства, такие как магнитная восприимчивость, теплоемкость, МК эффект и другие, имеют аномально высокие значения .
Аномально высокая теплоемкость этих веществ может быть использована и для значительного улучшения энергетических характеристик традиционных термомеханических регенеративных СО, работающих по циклам Стирлинга, Гиффорда-МакМагона, Вюлемье, Такониса, а также систем с пульсаци-онной трубой. Как известно, термодинамическая эффективность регенеративных СО в значительной степени определяется эффективностью регенератора, которая в свою очередь зависит от теплоемкости насадки. Если использовать редкоземельные материалы (РЗМ) в качестве теплоемкой насадки регенераторов термомеханических СО, то можно увеличить их термодинамическую эффективность, что приведет к снижению энергопотребления, увеличению холодопроизводительности и снижению температуры криостатирования (100, 237].
До настоящего времени широкое использование в аэрокосмической технике МК СО и повышение термодинамической эффективности традиционных термомеханических СО сдерживалось по целому ряду причин:
9
- отсутствие приемлемых схемотехнических и конструктивных решений СО, удовлетворяющих требованиям аэрокосмических применений;
- отсутствие методов расчета комбинированных СО с магнитокалорическими и термомеханическими ступенями охлаждения с многослойными регенеративными аппаратами;
- отсутствие обобщенного анализа теплофизических данных по эффективным редкоземельным материалам, пригодных для непосредственного использования при расчетно-теоретических исследованиях;
- отсутствие термодинамического анализа холодильных циклов в РЗ рабочих телах, учитывающего неэквиди-стантность линий постоянных термодинамических силы и координаты.
Настоящая диссертация посвящена проблеме создания систем охлаждения, удовлетворяющих требованиям аэрокосмических применений. При этом в работе решаются следующие задачи;
- разработка схем и конструкций комбинированных СО с высокоресурсными и высокоэффективными магнитокалорическими и термомеханическими ступенями охлаждения с редкоземельными материалами;
- определение областей рационального применения различных СО;
- расчетно-теоретические и экспериментальные исследования;
- разработка универсального метода и методик расчета СО с РЗ рабочими телами и насадками регенераторов,
10
включающих создание электронных баз данных теплофизических свойств РЗМ;
- анализ термодинамических циклов СО с РЗМ, учитывающий неэквидистантность линий постоянных термодинамических силы и координаты;
- определение наиболее перспективных схем и конструкций систем охлаждения для аэрокосмических применений.
Научная новизна работы заключается в следующем.
Проведен теоретический анализ процессов в МК СО, который показал возможность достижения высоких значений КПД; проведен теоретический анализ термодинамических циклов в СО с газообразными и твердыми рабочими телами, который позволил определить параметры проведения процессов в термодинамических циклах Стирлинга, Эриксона, Брайтона и других с учетом неэквидистантности линий постоянных термодинамических силы и координаты, а также нагрузки ка регенеративные теплообменные аппараты. Получены реальные формы термодинамических циклов.
Предложен новый тип термодинамической диаграммы -Qp.Tr которая позволяет правильно определить верхнюю и нижнюю температуру регенератизных циклов, таких как циклы Стирлинга, Брайтона, Эриксона и других при неэквидистантности линий постоянных термодинамических силы и координаты для любого конкретного рабочего тела; впервые экспериментально подтверждено наличие нового вида термодинамического регенеративного цикла с наклоном влево, в котором регенерация выполняет вредную роль. Такие
"левонаклоненные" циклы характерны, например, для твердых рабочих тел на температурах ниже 20 К, так как в этих
II
случаях теплоемкость кристаллической решетки имеет значительное влияние.
Создан универсальный метод расчета СО с РЗ раОочими телами и теплоемкими насадками регенераторов, предназначенный для использования как базового при создании методик расчета СО различных конструкций и различного назначения, и работающих по различным термодинамическим циклам; разработаны методики расчета магнитокалорических и термомеханических СО с различными насадками регенераторов, включающих в свой состав электронные базы данных теплофизических свойств РЗМ и позволяющие с достаточной для практики точностью определять конструктивные и режимные параметры, подбирать РЗМ, их количество, режимные и конструктивные характеристики теплообменных блоков.
Созданы научно обоснованные систематизации СО для аэрокосмических применений и МК СО, построенная на основе трех основополагающих признаков, определяющих их термодинамические и конструктивные особенности, определены рациональные области применения различных СО в различных условиях.
Практическая значимость и реализация результатов работы.
Проведенные схемотехнический и расчетно-теоретический анализы СО для аэрокосмических применений позволяют определить оптимальный облик СО в конкретных условиях эксплуатации; созданные систематизации СО позволяют выбрать оптимальные конструкции СО в соответствии с предъявляемыми к ним требованиями.
Предложенные и запатентованные схемы, конструкции и способы охлаждения позволяют создавать высокоэффективные
12
СО с длительным ресурсом работы. Использование МК СО с периодической прокачкой теплоносителя и импульсными сверхпроводящими магнитами позволяет существенно повысить эффективность процессов охлаждения при температурах ниже 20 К: эксергетический КПД МК СО на температурах 2...4 К может превышать 50...70 %; применение МК СО без механических подвижных узлов позволяет значительно увеличить надежность и ресурс работы СО.
Проведенный теоретический анализ термодинамических циклов в СО с газообразными и твердыми рабочими телами позволил определить параметры проведения процессов в термодинамических регенеративных циклах Стирлинга, Эриксона, Брайтона и других с учетом неэквидистантности линий постоянных термодинамических силы или координаты и нагрузки на регенеративные теплообменные аппараты, что дает возможность оперировать с реальными формами термодинамических циклов и получать более точные результаты на этапе конструирования СО; анализ РЗ рабочих тел по 7-диаграмме дает возможность правильного выбора верхней и нижней температур магнитных регенеративных циклов Стирлинга, Брайтона, Эриксона и других с учетом неэквидистантности линий постоянного поля и нагрузки на регенеративные теплообменные аппараты для каждого конкретного рабочего тела .
Разработанный универсальный метод расчета СО с РЗ рабочими телами и теплоемкими насадками регенераторов позволяет разрабатывать на его основе методики расчета магнитокалорических, электрокалоркческих и термомеханических СО, работающих по различным термодинамическим циклам: Карно, Стирлинга, Эриксона, Брайтона, пульсационной трубы
13
и другим; разработанные методики расчета магнитокалорических и термомеханических СО с РЗ насадками регенераторов позволяют с достаточной для практики точностью определять их конструктивные и режимные характеристики.
Результаты экспериментальных исследований магнитокалорических и термомеханических СО с РЗМ и полученные на их основе рекомендации по конструкции СО могут быть непосредственно использованы при ОКР по разработке промышленных образцов.
Впервые экспериментально подтверждено наличие нового вида термодинамического регенеративного цикла с левым наклоном, в котором регенерация выполняет вредную роль, что позволяет избежать ошибок при проектировании СО с твердым рабочим телом на температурах ниже 20 К.
Проведенный анализ и созданные по его результатам базы данных теплофизических свойств РЗМ для магнитокалорических и термомеханических СО позволяют выбирать наиболее эффективные материалы при разработке систем охлаждения.
На основе анализа систематизаций СО предложены и запатентованы свыше сорока способов охлаждения, схем и конструкций магнитокалорических, электрокалорических, термомеханических СО и их узлов. Разработаны схемотехнические и конструктивные решения по компоновке и стыковке СО с фотоприемными устройствами (ФПУ), блендами, экранами, системами обеспечения теплового режима (СОТР) и другими бортовыми устройствами и комплексами; впервые предложены МК СО с периодической прокачкой теплоносителя и импульсными сверхпроводящими магнитами, имеющими либо один подвижный элемент - вытеснитель, либо вообще без подвижных элементов.
14
Основные научные положения и результаты работы, выносимые на защиту.
1.Новые высокоэффективные и надежные системы охлаждения с длительным ресурсом работы.
2.Результаты схемотехнического и расчетно-теоретического анализа СО для аэрокосмических применений, результаты анализа схем магнитокалорических СО, их научно обоснованная систематизация.
3.Результаты анализа термодинамических циклов в СО с газообразными и твердыми рабочими телами с учетом неэкви-дистантности линий постоянных термодинамических силы и координаты.
4.Способ анализа РЗ рабочих тел по предложенной ^'/’-диаграмме с учетом неэквидистантности линий постоянной обобщенной термодинамической силы и нагрузки на регенеративные теплообменные аппараты.
5.Универсальный метод расчета СО, работающих по различным термодинамическим циклам, с РЗ рабочими телами и теплоемкими насадками регенераторов.
б.Экспериментальное подтверждение наличия нового вида термодинамического регенеративного цикла с наклоном влево.
7. Результаты экспериментальных исследований макетов МК СО; результаты опытной проверки термомеханических СО с РЗ насадкой регенератора; экспериментальное подтверждение основных теоретических зависимостей.
15
1. МЕТОДЫ ОХЛАЖДЕНИЯ, СХЕМОТЕХНИКА СИСТЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ ДЛЯ АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ПРИМЕНЕНИЙ
Успехи космических программ по исследованию процессов » земной сфере и космическом пространстве, а также программ >Соронного и двойного назначения [172] в значительной сте-(ени определяются достижениями криогенной и холодильной ■ехники и, в частности, той ее области, в которой создаются -.истемы для охлаждения оптико-электронных приборов. Это риборы инфракрасного, видимого, радиочастотного, гамма и ■ентгеновского диапазонов для наблюдения и изучения атмо-феры и земной поверхности, для изучения сверхслабых маг-итных полей, астрономии, для фундаментальных научных исследований, для систем наблюдения, обнаружения и наведения 74, 224].
Потенциальное использование СО в космической аппарату-е включает области астрономии высоких энергий, релятивист-ких измерений, различных приборов и систем, имеющих в сво-м составе сверхпроводящие устройства [58] . Элементами приоров, требующих охлаждения, являются детекторы излучения, ефлекторы, оптические элементы, экраны, электронные и ком-утирующие схемы, а в некоторых случаях и целые приборы 152] . Охлаждением обеспечивается требуемая чувствитель-ость детекторов; уменьшение шумов датчиков, усилителей и оммутаторов; уменьшение побочной радиации (фонового излу-ения); увеличение быстродействия электронных схем [151].
В таблицах 1.1, 1.2 и 1.3 представлен перечень реали-уемых и планируемых космических программ МАБА, использую-их криогенные СО (таблица 1.1), диапазоны температур крио-
16
датирования и холодопроизводительности, требуемых по разумным направлениям исследований (таблица 1.2), и криоген-юе обеспечение этих программ (таблица 1.3) (90].
Таблица 1.1
Программы NASA, требующие криогенного охлаждения
N* п/п Реализуемые и разрабатываемые программы
1. Спутники исследования верхних слоев атмосферы (UARS) - криогенный эталонный спектрометр с лимбовой антенной решеткой (CLAES); - усовершенствованный стратосферный и мезосферный зонды (ISAMS)
2. Мощная астрофизическая лаборатория SHEAL-II - широкополосный рентгеновский телескоп (ВВХРТ)
3. Исследование космического фона (СОВЕ) - дальний ИК спектрометр (FIRAS) - эксперименты (DIRBE)
4. Гравитационный зонд (GP-B)
5. Экспериментальные исследования в лямда-точке (LAMDA)
6. Эксперименты по перезаправке сверхтекучего гелия на орбите (SHOOT)
7. Усовершенствованный рентгеновский поибор (AXAF)
8. Рентгеновский спектрометр (XRS)
9. Система наземного наблюдения (EDS) - сканирование изображения с умеренной разрешающей способностью (MODIS-N)
10. Космический телескоп второго поколения - инфракрасная камера и широкоохватная камера (N1CMOS) - слектэометр Михельсона
11. ИК-телескоп космических лучей (SIRTE)
12. Сверхпроводящий гравитационный градиометр
13. Резервуар со сверхтекучим гелием (SFHT)
14 . Эксперименты по теплопередаче в коитической точке
15. Космический охлаждаемый болометр (SCB)
16. Космический инфракрасный телескоп с МК СО (SIRTF)
17
Таблица 1.2
Диапазоны температур и холодопроизводительности для
различных космических программ
№ п/п Параметры Диапазон криостати-рования, К Диапазон холодопроизводительности
1. Исследования на околоземных орбитах (метеорология, экология, определение земных ресурсов, атмосферная физика) 10...100 от милливатт до 10 Вт
2. Наблюдение за земной поверхностью в видимом, ИК и радиодиапаэоне 8. ..100 0,1-50 Вт
3. Исследование космических лучей, гамма излучений. Астрономия 4...100 от милливатт до 10 Вт
4 . ИК астрономия 0, 3...10 от микроватт до 10 мВт
5. Работы по теории относительности 0,001-1,5 от микроватт до милливатт
6. Измерение сверхмалых магнитных полей 0, 001...4,5 от микроватт до 1 Вт
7. Сверхпроводящие устройства 1...30 широкий диапазон
8. ВТСП 40...100 от милливатт до ватт
9. Основные исследовательские эксперименты 1-10 сотни милливатт
Приведенную в таблице 1.2 классификацию не следует ассматривать как неизменную. По мере совершенствования ехники могут изменяться диапазоны температур, возможны со-етания различных типов охладителей. Однако в большинстве осмических программ криогенные системы охлаждения остаются еотъемлемой частью космических приборов.
В работах [2, 199] авторы, затрагивая вопрос о реали-эции высокотемпературной сверхпроводимости (ВТСП), указы-
шют, что необходимость в криогенных СО не снизится, а по >яду приборов ВТСП возрастет, при этом цена космических СО :танет более доступной. Из приведенных данных следует, что шибольшая потребность в криогенных СО проявляется в диапа-юне температур от 2 до 10 К для научных приборов и от 20 ю 150 К для приборов, исследующих наземную область.
Таблица 1.3
Криогенные системы охлаждения
для космических программ
№ п/п Тип систем охлаждения Диапазон криостати- рования Диапазон хо-лодопроизво-дительности
1. Радиационные 60.Л00 К 0...10 Вт
2. Твердотельные 2.1. С использованием эффекта Пельтье 2.2. С адиабатным размагничиванием 2.3. Магнитокалорические 190...300 К 2...300 мК 1, 8...300 К 0.Л00 Вт 0.Л00 мкВт 0...100 Вт
3. С твердым криагентом 10...160 К 0...800 мВт
4. С жидким криагентом 4.1. Сосуды с пористым материалом, заполненным жидким криагентом (с ограниченным поверхностным натяжением) 4.2. Сосуды Дьюара с жидким гелием 4.3. Адсорбционные 4.4. Растворение Не3 в Не4 10...160 К 1.5...5 К 0,3...0,6 к 2...300 мК 0...100 мВт 0...100 мВТ 0...100 мкВт 0...100 мкВт
5. Термомеханические с замкнутым циклом 5.1. Одноступенчатые 5.2. Многоступенчатые 30...160 К 2...80 К 0...300 Вт 0...40 Вт
19
1.1. Требования к системам охлаждения для аэрокосмических применений
Температурный уровень, холодопроизводительность, ре-:урс, надежность, энергопотребление, КПД, габариты и масса • это основные параметры, по которым осуществляется выбор .'О. Численные значения этих параметров выбираются как исхо-(я из требований приборов, так и возможностей аэрокосмиче-:кой техники: спутника, ракеты-носителя, самолета и пр.
рактически во всех космических и ракетных применениях тре-•ования по габаритам, массе и энергопотреблению должны быть инимальными. В раде случаев, кроме требований по мощности, имитируется и суточное энергопотребление [174] .
В некоторых бортовых авиационных СО эти требования не толь критичны, тем не менее и в этих случаях им уделяется начительное внимание. В некоторых системах наведения ра-етной техники требования к массе, габаритам и энергопо-реблению крайне жестки, вплоть до полного исключения энер-опотребления после старта. 3 наземных комплексах, как пра-ило, масса, габариты и энергопотребление большого значения е имеют.
Надежность бортовых СО, в особенности космических, олжна быть очень высокой ввиду невозможности или трудности бслуживания во время штатной эксплуатации. Требования к есурсу работы СО значительно отличаются в зависимости от бъекта размещения. В наземных комплексах достаточен ресурс ...10 тыс. часов. От авиационных бортовых СО требуется ре-урс 1...10 тыс. часов, в этих случаях также, как в наземных эмплексах возможно резервирование СО. Бортовые системы ох-аждения ракетной техники в ряде случаев требуют очень ма-
20
юго ресурса вплоть до нескольких часов. Требования к ВСО орбитальных КА разнятся в зависимости от времени активного существования КА. Так, ресурс СО малогабаритных КА (МКА) составляет 2^.10 тыс. часов [165], в то время, как в систе-1ах наблюдения и раннего оповещения средних и крупных КА ’ребования к ресурсу составляют от 30 до 100 тыс. часов 151, 166].
Другие требования к СО обусловлены особенностями за-суска и посадки КА. Конструкции СО должны быть устойчивыми : механическим, в том числе и ударным нагрузкам, исключать ■озможность механического резонанса с конструкцией КА, ис-слючать или сводить к минимуму вращательные моменты, а так-:е быть устойчивыми к внешним воздействиям.
Наземные эксплуатационные ограничения аэрокосмической ехники обычно очень жесткие. Процессы подготовки СО {за-олнение криагентом, обеспечение вакуумной изоляции, пред-арительное захолаживание и пр.) должны быть максимально ростыми из-за ограниченного доступа при окончательной редстартовой подготовке КА.
Кроме того, к СО КА предъявляются специфические требо-ания, связанные с функционированием на орбите: требования о флуктуациям и перерывам энергопотребления, разным режи-ам работы на теневой и световой сторонах [166], отводу те-лоты от СО, пожаровзрывобезопасности, минимизации вибраций вращательных моментов, а также ряд других [149, 151, 166, 73] .
Для уменьшения влияния шумов и вибраций на оптико-пектронную аппаратуру КА используется целый ряд методов: сключение подвижных узлов, уменьшение механических нагру-
21
юк, подавление шумов и вибраций в источниках возникновения I на путях распространения [109, 110, 111].
В таблице 1.4 приведены некоторые требования к СО аэ-юкосмической техники в зависимости от объекта размещения :102, 104, 148, 149, 164, 166, 173].
Таблица 1.4 Требования к СО аэрокосмической техники.
№ п/п Объект размещения Мас- са, кг Габа- риты Ресурс, тыс.час Энерго- потреб- ление, Вт Вибра- ции, мкм
1. СППИ МКА £55 min 4.Л0 £250 £20
2. СППИ(С) МКА <640 min 4...10 - £20
3. сппи-ик 14Ф20 <100 min 50...100 £800 14 кВт-ч/ сут. £20
4. СППИ-ИК Кристалл-ВИД min min 50.Л00 min 14 кВт-ч/ сут. £20
5. СППИ-ВД Кристалл-ВИД min min 50...100 min 8кВт-ч/ сут. £3...4
6. СППИ-ИК 17В54М min min 30 11 кВт-ч/ сут. £5
7. Наземный комплекс - - 10 — £5
8. СППИ 17Ф19 £600 min 65 40 кВт-ч/ сут. -
9. 17Д11 £150 min 3,6 £1650 —
К ВСО орбитальных КА предъявляются жесткие требования е только по массе и габаритам, но и по их размещению внут-и аппарата. На рис. 1.1 приведены требования по размещению ПУ и БСО изделия 14Ф20, а на рис. 1.2 конструктивная схема ПУ изделия Кристалл-ВИД [173].
001 £
22
Рис. 1.2. Конструктивная схема ФПУ
1.2. Схемотехника систем охлаждения для аэрокосмических применений
Методы охлаждения принято подразделять на внешние и нутренние [69].
23
К системам с внешним охлаждением можно отнести радиационные (с отводом теплоты излучением), расходные - с запасом жидкого или твердого криагента, а также с отводом теп-юты на корпусные детали космического аппарата (КА).
Внутреннее охлаждение имеет заметно большее значение в ГО, как по разнообразию методов, так и по широте применений.
На рис. 1.3 приведена систематизация СО по методам ох-1аждения.
Реально в СО аэрокосмического назначения используются (етыре вида воздействий: термомеханическое, химическое,
1агнитное и электрическое. Соответственно, существующие СО : внутренним охлаждением относятся к одной из этих четырех •рупп.
Термомеханические СО могут быть разомкнутыми по рабо-ему телу, например, баллонные дроссельные системы, и замк-утые, в которых рабочее тело (газ, жидкость или двухфазная реда) циклически участвуют в процессах, не изменяя своего оличества в системе (утечки по негерметичностям представ-яют собой техническую проблему и здесь не учитываются). агнитные СО подразделяются на магнитокалорические (сюда же асто относят и СО с адиабатным размагничиванием), с раз-агничиванием сверхпроводников и термомагнитные, в основе ействия которых лежит эффект Эттингсгаузена. Электрические О бывают двух типов: электрокалорические и термоэлектриче-кие, работающие на эффекте Пельтье. Из химических СО рельно используются только адсорбционные и системы с раство-ением Не3 в Не4.
СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ
I
С ВНЕШНИМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
С ВНУТРЕННИМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
С ОТВОДОМ ТЕПЛОТЫ НА ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ
ТЕРМО» 1 ХИМИЧЕСКИЕ 1
МЕХАНИЧЕСКИЕ Щ
капиллярны*:
, ЭЛАСТО- (' 1 ГРАБИЛА- Г
КАЛОРНЧ ЕС К11Е | 1 ЦИОН11ЫЕ 1;
ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ
С ЖИДКИМ 5 С ТВЕРДЫМ Ё | 1 МАНОТГО- 1 С РАЗМАГНИЧИВАНИЕМ 1 ТЕРМО- В ЭЛРХТТО. :д ТЕРМО- Ь
КРИАШГЮМ 2 КРИ АГЕНТОМ 1 | КАЛОРИЧЕСКИЕ И свЕрхпююдюаов 1 МАГНИТНЫЕ I КАЛОРИЧЕСКИ ^ ЭЛР.КТРИ ЧЕС КИР. | ;
Рис. 1.3. Систематизация СО для аэрокосмических применений по методам охлаждения
25
1.2.1. Системы охлаждения с внешним охлаждением
Радиационные СО. Пассивные радиаторы очень широко ис-юльзуются на КА для отвода теплоты при нормальной темпера-'уре рассеивающих устройств. Криогенные радиаторы, основание на том же принципе, нашли применение для ИК датчиков в >яде космических программ. С помощью радиаторов СО исполь-іуется холод космического пространства. Для получения крио-’енных температур радиатор СО выполняется многоступенчатым не менее двух ступеней) {рис. 1.4) [317J. Радиационные СО
удобный вариант для охлаждения бортовых датчиков, так как инструкция относительно проста, легка, без потребления ■нергии КА и с неограниченным сроком службы. Однако они ограничены по температуре криостатирования, холодопроизводи-ельности и ориентации КА в пространстве. В многоступенча-ых радиационных СО достигнуты температуры около 70 К, ко-орые удовлетворяют многим программам американских КА типа Shuttle".
На КА "LANDSAT-D" для обеспечения работы ртутно-адмиево-теллуровых датчиков тематического картографа [297] остигнута температура 87 К при тепловой нагрузке 85 мВт. В 185] приводятся данные по радиационной СО на 130 К при по-езной нагрузке 28,9 Вт. Размеры радиатора 1397x3023 мм, асса 20 кг.
СО на жидких криагентах. В СО с жидкими криагентами емпература криостатирования определяется температурой фа-ового перехода жидкость-газ криагента. Среди СО данного ипа преимущественное применение нашли системы с жидким з4, обеспечивающие температуры от ~ 2 К до 4,5 К.
26
радиатор ікрпой ступени 164 К
Рис. 1.4. Двухступенчатая радиационная СО
В таблице 1.5 приведены основные направления разрабо-ок криостатов с жидким Не. Большинство указанных в таблице елиевых криостатов предназначены для нагрузок ниже 100 мВт срока службы не более 1 месяца. При более длительных поетах размер и вес криостата СО становится значительным.
В статье [310] приведены данные об особенностях конст-укции и результаты испытания криогенной СО ИК астрономиче-кого спутника IRAS с длительностью полета до 1 года. Крио-енная система охлаждает космический телескоп для наблюде-ия в глубоком космосе. Резервуар содержит 70 кг сверхкри-ического гелия с утечкой 12 % при температуре 1,8 К. Охла-дение на орбите наружного корпуса до 196 К осуществляется помощью космического холода.
В работе [211] приводятся конструкция и характеристики етного образца СО на Не3 для орбитального телескопа.
Разработчики считают', что при усовершенствовании мето-эв укладки многослойной изоляции и установки улучшенных
ошлче-сгач ось
27
эпор внутреннего резервуара возможно увеличение сроков хлужбы СО такого типа до 3 лет [268].
Таблица 1.5
Криогенные СО на основе криостатов с жидким Не II.
Проект Страна или фирма Назначение КА Срок службы Нагрузка Q, мВт
IRAS NASA Астрономия инфракрасного излучения Дельта 12 месяцев
SFHE NASA Физика жидких тел Шаттл 7-30 дней
IRT NASA ИК- телескоп Шаттл 7-30 дней
GIRL Германия ИК- астрономия Шаттл 30 дней < 100
SIRIF NASA ИК- астрономия Шаттл 15 дней
:rhesus ESA Криообору- дование Шаттл Ариан 30 дней
ISO ESA ИК- астрономия Ариан 18 месяце з
В статье [249] обсуждается программа запуска КА с суб-иллиметровым космическим телескопом дальнего ИК наблюде-ия. Предусматривается использование жидкого гелия объемом м3 с пятилетним сроком службы (рис. 1.5).
В публикации [262] описывается космический инфракрас-ый телескоп (БІИТЕ) с пятилетним запасом жидкого гелия II рис. 1.6).
Одним из перспективных направлений увеличения непре-ывной работы СО с жидким криагентом до 6...9 лет №А5А рас-чатривает использование ожижителя, работающего по замкну-эму циклу, в качестве реконденсатора паров жидкого хлада-энта.
28
Рис. 1.5. Телескоп с жидкостной СО
Рис. 1.6. Космический инфракрасный телескоп с жидким гелием-11
Особое внимание уделено СО для реконденсации гелия, зота и кислорода. Работы в этом направлении начаты в 0-х годах и продолжаются в настоящее время [249, 368].
СБЕЭ занимается изучением комбинированной СО, в кото-ой термомеханический охладитель используется для подохлаж-ения промежуточных экранов при температуре 50...70 К. Это озволит увеличить срок эксплуатации гелия в Дьюаре на
0...100 % [199] . Холодопроизводительность СО 1...5 Вт, потреб-яемая мощность 100...250 Вт.
СО с твердыми криагентами. В США последние 20 лет в иапазоне 20...80 К для космических применений предпочтение гдавалось СО с твердыми криатентами. В сравнении с жидко-гными СО они проще по конструкции вследствие отсутствия эоблем разделения фаз. Криагенты в твердом состоянии имеют эльшую удельную теплоту (плавление + испарение) и высокую аотность при хранении. В то же время имеются недостатки, вязанные с процессами заполнения и превращения в твердое
29
состояние криагента, требующими относительно громоздкого наземного оборудования.
Рабочий диапазон температур для твердых криагентов определяется типом вещества: водород - 8...14 К, неон - 16...24 С/ азот - 4 7...63 К, метан - 67...90 К, двуокись углерода .25.-194 К, аммиак - 150„195 К.
Разработки СО на твердых криагентах для КА начались с .971 года. Время работы первых СО составляло от 7 до 11 месяцев при температуре охлаждения до 60 К. Водород единст-іенньїй доступный криагент для температур от 8 до 13/5 К. >днако, ввиду пожароопасности в пилотируемых КА его приме-іение ограничено. Например, на кораблях "Shuttle" примене-сие водорода в качестве криагента запрещено (199].
В приборах на NARS в программах NASA использовались ;вухступенчатые СО с окисью углерода (первая ступень) и не-ном (вторая ступень). Известна СО с криагентом метан-ммиак, предназначенная для ВВС США, ресурс которой оцени-ался в 3 года при холодопроизводительности 0,48 Зт и = 65 К [199].
Основные характеристики некоторых СО с твердыми криа-ентами приведены в таблице 1.6.
Долговечность лучших СО с твердым криагентом достигает ,5 лет. Это стало возможным благодаря уменьшению паразит-ых тепловых нагрузок, улучшению конструкций опор и много-лойных изолирующих систем, использованию предварительных тупеней охлаждения с криагентами более высокой температу-ы, применению пористых структур для хранения криагентов.
іаолица i.t>
Характеристики СО на твердых криагентах
Фирма, модель Криагенты ° 2 и о (V У Я X а> Ж У s ns І а с. О fc X ■* п I а У І «0 X Е* 1 Ф X ^ 1 Ф х а Верхняя температура, К і *0 1 0« 1 ns Ф > х ns g у у «1!и? 05 ns У Я Ш 5С О S О СО И 32 Л х >> со а х х а х > ф X У X У с і і і Ф 3 . >> «яі І ns ф ф a D U Н S s о л о x д м >> и а х X а о S ф с и о t- с X У « о Ф о 5 % У о X Сн о r а о о ч
DOD/Lockheed SC SP 12-2 {два, запущенные одновременно на одном ИСЗ| Двуокись углерода 21,9 356 406 126 Односту- пенчатый охлади- теле 230 Односту- пенчатой охладитель 6 мес.{1-й аппарат 7 мес.12-й аппарат
NASA/Lockheed LRIR Установлен ка иНимбе-6” Меган/ аммиак 24,1 622 330 65 152 52 91 7 мес.
NASA/Lockheed LIMS Установлен на "Нимбе-“?" Меган/ аммиак 24,1 622 330 65 152 52 91 7 мсс.
NASA/ BA/NEAO-B Метан/ аммиак 75 910 560 80 150 200* 200 11 мес.
KASA/BA/NEAO-C Меган/ аммиак 75 810 560 80 150 359 367 8 мсс.
DOD/Lockheed Неон/ метай 159 1230 800 16,8 75 38 252 17 мсс.**
Теа/Ruby/ Lockheed Метан/ аммиак 250 1080 830 65 145 220 390 3 года**
2 года
WASA/Lockheed Водород 355 1480 1230 10 110*** 355 2500 (50 8 на-
грузки)
* Не включен цикл нагрева для деконтаминации.
** Наземные испытания с номинальными нагрузками на датчики.
*** Одноступенчатый охладитель с использованием пара, охлаждающего высокотемпературную зону.
З!
1.2.2. Системы охлаждения с внутренним охлаждением
СО с внутренним охлаждением являются наиболее перспек-ривными для длительных космических полетов. В настоящее фемя разработан ряд микроохладителей, работающих по различным циклам.
Термомеханические СО. Термомеханические СО для аэро-:осмических применений реализуются по циклам Стирлинга, ’иффорда-МакМагона, Вюлемье, Такониса, Брайтона, а также с іульсационной трубой.
СО, работающие по циклу Стирлинга.. СО на базе газовых :риогенных машин (ГКМ) Стирлинга в настоящее время являются ■дними из самых используемых среди всего многообразия крио-■екных термомеханических СО, прошедших испытания в космосе, 'етыре СО с ГКМ Стирлинга с ромбическим приводом, установ-енные в двух спектрометрах, были выведены на орбиту в 1979 оду на борту КА STP-78-1 (272]. Они проработали от 4700 до 6000 часов без обслуживания. Испытание считается успешным, есмотря на постепенное снижение холодопроизводительности и овышение вследствие этого температуры криостатирования на
5...25 К [300].
Значительным достижением NASA за последние годы яви-ось создание и успешное испытание СО на базе ГКМ Стирлинга линейным приводом и магнитным подвесом поршней (рис. 1.7) 254]. Система разрабатывается с 1979 года фирмой Philips aboratories, финансируемой центром космических полетов ASA/Goddard. Испытаны две модели СО. Первая модель прорастала более трех лет без ухудшения параметров. Вторая мо-эль ("летная модель") испытывалась при механических воз-айствиях, но о ее ресурсе сведений не имеется.
32
При изготовлении модернизированного варианта такой СО зредусмотрено балансировочное устройство, работающее в широкой полосе частот, уравновешивающее на основной рабочей застоте 19 Гц и первых двух гармониках [199]. Главное назначение этой СО - охлаждение рентгеновского спектрометра за борту AXAF.
Недостатком СО Philips
является
электроника
движения
радиальных
подшипников
противовеса
сложная для контроля поршней, магнитных и работы Эти проблемы
значительно облегчены в СО
Рис. 1.7. СО на базе ГКМ Стирлинга с линейным двигате-
созданнои
в Оксфордском (рис. 1.8)
лем и магнитным поршней
подвесом
университете
[249, 306]. В нем проблема
подвеса поршней и
вытеснителя решена путем рименения спиральных пружин. По данным [249] наработка того охладителя составила 19000 часов без каких-либо изме-ений основных параметров.
Эта СО используется на КА многоразового использования о программе ISAMS, а также на спутнике ERS-1 по программе TSR. Над созданием серийного образна данного охладителя аботают Оксфордский университет, Резерфордовская лаборато-ия и Британское аэрокосмическое общество (ВАЕ). ВАЕ и RAL азработан вариант на 4 К с использованием данного микроох-адителя (рис. 1.9) [275].