Экранно-вакуумная теплоизоляция системы терморегулирования космических аппаратов

Номер патента: 1840181

Авторы: Зеленов, Крестов, Матвеев, Штайнгардт, Якубович

ZIP архив

Формула

Экранно-вакуумная теплоизоляция системы терморегулирования космических аппаратов, содержащая наружный и внутренний облицовочные слои и расположенные между ними экраны с односторонней металлизированной поверхностью, отделенные друг от друга сепараторами из низкотеплопроводного материала, отличающаяся тем, что, с целью повышения термосопротивления, в ней экраны ориентированы металлизированной поверхностью к внутреннему облицовочному слою, а их неметаллизированная поверхность выполнена с соотношением коэффициента поглощения солнечной радиации к степени черноты не более 0,55.

Описание

Изобретение относится к области космической техники, более конкретно - к основному элементу систем терморегулирования космических аппаратов (КА), экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), предназначенной для защиты наружной поверхности КА от внешних тепловых воздействий и выравнивания температурного поля элементов конструкции.

Известна вакуумно-порошковая изоляция (см. Каганер М.Г. Тепловая изоляция в технике низких температур. - М.: Машгиз, 1966 г., стр.250), которая нашла широкое применение в технике низких температур как теплоизоляция резервуаров для хранения жидкого кислорода и азота емкостью от нескольких литров до 100 м3.

Такие емкости имеют внутренний корпус (камеру) и наружный корпус.

Межстенное пространство заполняется порошковой изоляцией и вакуумируется. Однако вакуумно-порошковая изоляция при всей ее эффективности неприменима на космических аппаратах ввиду большого веса и нетехнологичности конструкции, связанной с необходимостью установки на теплоизолируемые элементы КА специальных оболочек.

Кроме того, отсутствуют достоверные данные о работоспособности вакуумно-порошковой изоляции при температурах до 150°С и выше.

Наружная поверхность изоляции должна иметь специальное терморегулирующее покрытие.

Указанные недостатки отсутствуют у экранно-вакуумной теплоизоляции, применяемой в космической технике.

Известна экранно-вакуумная теплоизоляция ЭВТИ-В (см. ОСТ 92-0918-70), выбранная в качестве прототипа, включающая наружный облицовочный слой из отражающего поток солнечной радиации (т.е. солнечно-отражающего) материала, например стеклоткани (ТСОН-СОТ ТУ-156-66), внутренний облицовочный слой, обычно перкаль (ГОСТ 12125-66) или ПЭТФ 20 мк (СТУ3113-105-64) и расположенные между ними экраны из гофрированной полиэтилентерефталатной пленки с односторонней металлизированной поверхностью, отделенные друг от друга низкотеплопроводными сепараторами, например, из стекловуали (ЭВТИ-7, МРТУ-6-11-23-65).

В условиях глубокого вакуума (P 10-6 мм рт.ст.) ЭВТИ является самым эффективным теплоизоляционным материалом, так как имеет весьма малый коэффициент теплопроводности (порядка ˜10-4 ккал/м·час·град) и хорошие весовые характеристики. Термическое сопротивление ЭВТИ зависит от граничных температур, состава, толщины пакета и ряда других факторов.

ЭВТИ изготавливается и устанавливается на КА (Венера 4÷8, Марс 2, 3, 4, 5, 6, Луна 15, 16, 17... и спец. изделия) отдельными матами с обеспечением перекрытия в стыках матов.

Маты ЭВТИ-В, согласно OCT92-0918-70, набираются так, чтобы экраны были ориентированы метализированной поверхностью в сторону наружного облицовочного слоя (т.е. от объекта), после чего они устанавливаются на КА внутренним облицовочным слоем к изолируемой поверхности.

Ранее при расчете тепловых потоков через ЭВТИ-В предполагалось наличие хорошего теплового контакта между первым экраном и наружным слоем, при котором первый экран и облицовочный слой имеют одинаковую температуру.

Как показал опыт, в реальных условиях эксплуатации ЭВТИ-В тепловой контакт между наружным облицовочным слоем и первым экраном практически отсутствует ввиду малости распределенной нагрузки, прижимающей наружным облицовочный слой к первому экрану (от 0 до 5 г/см 2).

Так как наружная облицовочная стеклоткань пропускает часть потока солнечной радиации (до ˜40%), а экран практически не пропускает (˜1%), то при отсутствии теплового контакта между наружным облицовочным слоем и первым экраном имеет место парниковый эффект, в результате которого температура первого экрана (Т2) оказывается намного выше, а термическое сопротивление ниже, чем в случае наличия хорошего теплового контакта.

В частности при солнечней постоянной S=2800 Вт/м2 температура первого экрана ЭВТИ-В может значительно (на 50-100°С) превысить допустимую температуру (150°С). При этом часть экранов разрушается. Это является серьезным недостатком ЭВТИ-В, понижающим ее термическое сопротивление, эффективность и надежность при ее применении на КА, предназначенных для полета к Венере.

Целью данного изобретения является устранение указанного недостатка и повышение термического сопротивления ЭВТИ-В. Эта цель достигается тем, что экраны ориентированы металлизированной поверхностью в сторону внутреннего облицовочного слоя (т.е. к объекту), при этом неметаллизированная поверхность экранов имеет отношение коэффициента поглощения солнечной радиации к степени черноты не более 0,55, что приводит к увеличению термического сопротивления ЭВТИ, повышает эффективность и надежность ее при применении на КА для полета к Венере.

На чертеже приведена схема мата ЭВТИ.

Предлагаемая ЭВТИ-В состоит из наружного облицовочного слоя 1 из солнечно-отражающего материала, например стеклоткани (ТСОН-СОТ), внутреннего облицовочного слоя 4, расположенных между ними экранов 2 из плоской или гофрированной полиэтилентерефталатной пленки с односторонней металлизированной поверхностью, отделенных друг от друга низкотеплопроводными сепараторами 3, например, из стекловуали (ЭВТИ-7), причем экраны ориентированы металлизированной поверхностью в сторону внутреннего облицовочного слоя (т.е. к объекту).

В рассматриваемой схеме теплообмен первого экрана с наружным облицовочным слоем и окружающим пространством описывается системой уравнений:

qs2=Rs2qs1;

q 2=qu2+(1- 2)q 1;

qu2= 0 2T2 4,

где Т 1 - температура замыкающего экрана;

T2 - температура первого экрана;

h - зазор между наружным облицовочным слоем, например стеклоткани, и первым экраном;

- относительная площадь отверстий между нитями наружной облицовочной стеклоткани;

q - удельный тепловой поток через ЭВТИ;

qs1, qs2 - эффективные тепловые потоки солнечного спектра, определяемые с учетом многократного отражения;

q 1, q 2 - эффективные инфракрасные тепловые потоки, определяемые с учетом многократного отражения;

qu1, q u2 - тепловые потоки собственного излучения.

В результате решения системы уравнений получаем следующее выражение для приведенных термооптических коэффициентов наружного (1-го) экрана ЭВТИ:

где

Выбирая предельные допустимые значения A s=0,22, =0,4, As/ 0,55, получаем As пр=0,183, пр=0,278, As пр/ пр<0,66.

В таблице приведены значения термооптических коэффициентов As пр/ пр, рассчитанные по полученным выражениям, для существующей конструкции ЭВТИ-В и предлагаемой.

 
Конструкция ЭВТИ 0,050,1 0,15
Существующая As пр/ пр3,13 3,123,11
ПредлагаемаяA s пр/ пр0,652 0,6310,605

Как видно из таблицы, отношение As пр/ пр для существующей конструкции ЭВТИ-В в ˜4,8 раза больше, чем для предлагаемой. При таких значениях термооптических коэффициентов для существующей конструкции ЭВТИ-В температура первого экрана может значительно превысить допустимую температуру для пленки ПЭТФ (150°С), температура же для предлагаемой конструкции ЭВТИ-В не превысит (150°С). Как показали испытания, при солнечной постоянной S=2800 Вт/м2 температура первого экрана существующей конструкции равнялась ˜200°С, для предлагаемой 117°С.

Таким образом, увеличение термического сопротивления теплоизоляции ЭВТИ-В путем понижения температуры экранов позволяет использовать ее на КА при полетах к Венере.

Изобретение относится к области космической техники. Теплоизоляция содержит наружный и внутренний слои и расположенные между ними экраны с односторонней металлизированной поверхностью, отделенные друг от друга сепараторами из материала с низкой теплопроводностью. Экраны ориентированы металлизированной поверхностью к внутреннему облицовочному слою, а их металлизированная поверхность выполнена с отношением коэффициента поглощения солнечной радиации к степени черноты не более 0,55. Технический результат - повышение термического сопротивления. 1 ил.

Рисунки

Заявка

2215751/11, 23.02.1977

Научно-производственное объединение им. С. А. Лавочкина

Зеленов Игорь Алексеевич, Крестов Юрий Вячеславович, Матвеев Станислав Григорьевич, Штайнгардт Илья Хаскельевич, Якубович Модест Модестович

МПК / Метки

МПК: B64G 9/00

Метки: аппаратов, космических, системы, теплоизоляция, терморегулирования, экранно-вакуумная

Опубликовано: 27.06.2006

Код ссылки

<a href="https://patents.su/5-1840181-ehkranno-vakuumnaya-teploizolyaciya-sistemy-termoregulirovaniya-kosmicheskikh-apparatov.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентов СССР">Экранно-вакуумная теплоизоляция системы терморегулирования космических аппаратов</a>

Похожие патенты