Система обеспечения теплового режима космического аппарата. Расчет характеристик систем обеспечения теплового режима космических аппаратов, страница 8

5)  цилиндр, продольная ось которого расположена перпендикулярно солнечному тепловому потоку;

6)  сфера, испытывающая воздействие солнечного теплового потока.

Представленные значения температур соответствуют значению A_s/e=1.

Таблица 3.2.

№ варианта	1	2	3	4	5	6
Схема
	1	0,5	0	0,318	0,315	0,25
	123	60	- 273	25	24	7

Из таблицы видно, что за счет выбора формы элементов и их ориентации относительно солнечного теплового потока можно существенно изменять температуру. Однако на практике возможности этого способа ограничены. Это связано с тем, что выбор формы элементов КА должен осуществляться с учетом их компоновки в составе КА, а ориентация КА, как правило, определяется  исходя из требований целевой аппаратуры, размещенной на борту КА.

3.1.4  ВНУТРЕННИЙ  ТЕПЛООБМЕН  КА

Под внутренним теплообменом КА понимается теплообмен  между элементами, входящими в состав КА. В общем случае внутри отсека КА имеют место следующие тепловые потоки:

-  тепловой поток между приборами (аппаратурой) и газом, заполняющим отсек;

-  тепловой поток между экипажем и газом, заполняющим отсек;

-  тепловой поток между газом и стенкой отсека;

-  тепловой поток между газом и теплообменником системы терморегулирования (СТР).

Для i-го прибора, расположенного в отсеке, уравнение теплового баланса имеет вид

,             (3.32)

где      с_ni, m_ni – cоответственно, теплоемкость и масса i - го прибора;

Т_ni - средняя температура i -го прибора;

Q_i  -  тепловой поток, выделяемый в i-ом приборе;

a_ni -  коэффициент теплоотдачи между поверхностью i-го прибора и газом отсека;

F_ni - площадь поверхности i-го прибора;

 Т_г  - температура газа в отсеке.

Для установившегося теплового режима уравнение теплового баланса имеет вид

                                                 .                                (3.33)

Отсюда

                                                  .                                (3.34)

Из (3.34) видно, что требуемые значения температур приборов можно получать, поддерживая определенную температуру газа в отсеке и обеспечивая необходимую интенсивность теплоотдачи от прибора к газу отсека и площадь поверхности прибора, омываемую газом отсека.

Рассмотрим, каким образом можно обеспечить необходимую  температуру газа в отсеке. Для  газа в отсеке уравнение теплового баланса имеет вид

,            (3.35)

где С_рг, r_г, V_г – соответственно, теплоемкость, плотность и объем газа в отсеке;

Q_n – тепловой поток, подводимый к газу от приборов в отсеке;

Q_эк – тепловой поток, выделяемый экипажем;

Q_ст – тепловой поток между газом и стенкой отсека;

Q_то – тепловой поток между газом и теплообменником СТР.

В установившемся тепловом режиме уравнение теплового баланса  для газа в отсеке имеет вид:

Q_n + Q_эк + Q_ст + Q_то = 0.                          (3.36)

Рассмотрим тепловые потоки, входящие в уравнение теплового баланса.

Тепловой поток, подводимый к газу от приборов, выражается следующим образом:

 ,                         (3.37)

где   N_ni - электрическая мощность, потребляемая i-ым прибором;

h_ni - коэффициент полезного действия i-го прибора (как правило, h_ni=0,03...0,07).

Тепловой поток, выделяемый экипажем, определяется следующим образом:

Q_эк = Q_k.ср  n _к ,                                        (3.38)

где Q_k.ср – средний тепловой поток, выделяемый космонавтом (Q_k.ср =140...150 Вт);

n_к – количество членов экипажа.

Тепловой поток между газом и стенкой отсека определяется по формуле

Q_ст = a_ст F_ст (Т_ст – Т_г),                                 (3.39)

где   a_ст – коэффициент теплоотдачи между газом и стенкой отсека;

F_ст – площадь стенки отсека, омываемая газом;

Т_ст. – температура стенки.

Тепловой поток между газом и теплобменником СТР выражается следующим образом: