Нагреть, чтобы… охладить

В конструкторских бюро, занимающихся проектированием космических аппаратов, нередко можно услышать примерно такой разговор между специалистом, отвечающим за энергетику объекта, и тепловиком, разрабатывающим его тепловую защиту.

ТЕПЛОВИК. Как показали уточненные расчеты, один из приборов, работающих в открытом космосе, перегревается. Для того чтобы его охладить, мы просим выделить дополнительно два ватта мощности для его подогрева.

ЭНЕРГЕТИК. Конечно, резервы энергетики на борту объекта у нас ничтожны, но два ватта мы вам, разумеется, выделим.

Непосвященному этот разговор покажется странным: ведь прибор, о котором идет речь, перегревается… Зачем же его тогда подогревать?

Попытаемся разобраться в этом вопросе. Предположим, что на внешней стороне корпуса космического аппарата установлен какой-либо прибор (например, оптический датчик системы ориентации). Этот прибор изолирован от корпуса аппарата и имеет свою температуру, определяемую теми внешними и внутренними тепловыми потоками, о которых уже говорилось ранее. Для того чтобы этот прибор в тени Земли не "замерзал", его закрывают "шубой", практически не пропускающей тепло. При этом, разумеется, оптические "окна" прибора остаются открытыми, а, следовательно, на солнечной стороне орбиты на них могут поступать тепловые потоки. Кроме того, при работе прибора возникает его внутреннее тепловыделение.

Все это тепло необходимо "сбросить" в космос, так чтобы температура прибора не превышала, скажем, +40°С. Для этого на одной стороне его поверхности в "шубе" делают специальные вырезы, т.е. создают радиационные поверхности, нанося на них соответствующие лакокрасочные покрытия. Эти поверхности желательно размещать на той стороне прибора, которая вообще не освещается Солнцем. Но если этого сделать нельзя, что чаще всего и бывает на практике, не беда — рассмотренный выше эффект цилиндра поможет решить эту задачу. Выбирая величину площади радиационной поверхности, необходимую для сброса избыточного тепла, можно обеспечить максимальную температуру прибора ниже ее допустимого верхнего предела. Но "сброс" тепла с радиационной поверхности будет происходить также и в тени Земли. При этом может оказаться, что прибор на теневом участке орбиты не работает, т.е. не выделяет тепла.

В результате он будет охлаждаться, и нет другого выхода, кроме как с помощью автоматически включаемого обогревателя его нагревать. Если нужно на несколько градусов снизить максимальную температуру прибора, необходимо соответствующим образом увеличить площадь радиационной поверхности, а значит, и увеличить мощность обогревателя. Вот почему в приведенном разговоре энергетик не только совершенно спокойно отнесся к, казалось бы, абсурдной просьбе тепловика, но и удовлетворил ее.

"Сбросить" тепло в космос с радиационной поверхности — это еще всего лишь одна задача. Вторая состоит в том, чтобы подвести к ней тепло от тепловыделяющего элемента с допустимым перепадом температур между ними. В идеальном случае тепловыделяющие элементы желательно устанавливать на радиационной поверхности. Однако на практике это сделать не всегда удается. Если такой элемент располагается вдали от радиационной поверхности, то передающийся теплопроводностью тепловой поток на пути от элемента к поверхности должен преодолеть некоторое тепловое сопротивление. Оно тем больше, чем меньше теплопроводность материала, площадь поперечного сечения тепло-вода и больше расстояние передачи этого потока.

Увеличение теплового сопротивления приводит к тому, что температура тепловыделяющего элемента будет увеличиваться при той же температуре радиационной поверхности. В результате может случиться так, что температура корпуса прибора находится в допустимом диапазоне, а тепловыделяющий элемент, тем не менее, перегревается. Для небольших приборов, работающих в открытом космосе, эта проблема остро не стоит, так как расстояние от их тепловыделяющих элементов до радиационной поверхности, как правило, оказывается сравнительно небольшим. Установка этих элементов на корпусе прибора, выбор высокотеплопроводного материала для корпуса, создание в ряде случаев тепловодов — вот те методы, которые позволяют избежать нежелательных в этом случае явлений.

Иначе обстоит дело в гермоотсеках космических кораблей и станций. Большие расстояния между отдельными частями этих гермоотсеков создают серьезные трудности при попытке передать тепло от приборов к радиационной поверхности с помощью теплопроводности. Кроме того, большие размеры корпуса такого космического аппарата приводят к значительному разбросу температур по радиационной поверхности: та ее часть, которая освещена Солнцем, может на десятки градусов нагреваться сильнее части, находящейся в тени. В этом случае приборы, размещенные в гермоотсеке, могут либо перегреваться за счет дополнительного теплообмена с "горячей" частью поверхности корпуса, либо, наоборот, переохлаждаться из-за передачи тепла к "холодной" части.

Поэтому для крупных космических аппаратов конструкторы избрали другой путь поддержания заданного температурного диапазона приборов. В гермоотсеке устанавливается вентилятор, который, обдувая приборы газом (воздухом гермоотсека), "снимает" с них тепло, а также выравнивает температуры по их поверхности. Далее "снятое" тепло можно передать радиационной поверхности, расположенной прямо на корпусе гермоотсека, подобно тому, как это делается иногда в приборах, работающих в открытом космосе.

Как уже отмечалось, при этом неминуемо потребуются расходы электроэнергии на обогреватель атмосферы гермоотсека. Чтобы избежать этих неоправданных потерь, можно па радиационной поверхности разместить теплозащитный экран типа жалюзи. Когда температура приборов становится сравнительно высокой, специальный датчик подаст сигнал электромотору, открывающему жалюзи, и избыточное тепло начнет излучаться в космос. После того как приборы охладятся, этот же датчик подаст команду и жалюзи закроются, прекратив тем самым отвод тепла от гермоотсека.

Такая система терморегулирования достаточно проста и в то же время эффективна. Она в ряде случаев применяется на космических аппаратах. Однако использование жалюзи — не единственный принцип регулирования температуры в гермоотсеках. Конструкторы советских станций "Венера-5 и -6", например, весьма своеобразно решили задачу об отзоле избыточного тепла в космос. У расположенных в гермоотсеке приборов с наибольшим тепловыделением они установили вентиляторы, начинавшие работать при включении приборов. При повышении температуры до некоторого верхнего предела по команде термодатчика открывался клапан, и воздух с помощью еще одного вентилятора направлялся по специальному каналу к радиационной поверхности.

В качестве последней использовалась центральная часть (отражатель) параболоидной антенны станции. Воздух отдавал этой поверхности избыточное тепло, излучавшееся далее непосредственно в космос, и после охлаждения вновь направлялся в гермоотсек. После того как температура приборов снижалась, по команде того же термодатчика клапан закрывался, и отвод тепла прекращался. Интересно, что радиационная поверхность у этих станций была не цилиндрическая, а плоская. Использование такой ее формы стало возможным потому, что станция имела постоянную ориентацию солнечных батарей на Солнце, а антенна (радиационная поверхность) находилась в тени на протяжении всего полета, за исключением некоторых специальных его режимов.

Условия межпланетного перелета станций с тепловой точки зрения весьма сложны, ведь плотность солнечного теплового потока вблизи Венеры почти вдвое выше, чем на околоземной орбите. Поэтому система терморегулирования особенно напряженно работала на второй половине пути. В это время клапан был открыт постоянно и воздух непрерывно передавал избыточное тепло радиационной поверхности.

С помощью движущегося воздуха производилось также регулирование температуры приборов советских "Луноходов". На лунном экваторе, когда Солнце находится в зените, температура поверхности достигает 130° С. Если принять во внимание внутренние тепловыделения приборов, то нетрудно понять, что предохранить приборы от перегрева весьма сложно. Однако с другой стороны, в период лунной ночи, продолжающейся около 15 земных суток, температура на поверхности Луны опускается до минус 150–170° С. Значит, нужно было обеспечить подогрев приборов "Лунохода" с тем, чтобы они не "замерзали".

Но где взять источник тепла? Даже если такой источник и найдется, то как сделать, чтобы он не разогревал дополнительно приборы во время лунного дня?

Для решения этой проблемы советские специалисты использовали двухконтурную систему терморегулирования. Когда на "Луноходе" было "жарко", работал контур охлаждения, когда "холодно" — контур обогрева.

Избыточное тепло с приборов снималось газом, движущимся под напором трехступенчатого вентилятора. Для обдува некоторых, особенно "горячих" приборов к ним подводился газ через специальные воздуховодные каналы. В зависимости от температуры внутри "Лунохода" газ с помощью регулируемой заслонки, установленной на входе воздуховодного тракта, направлялся далее либо в "горячий", либо в "холодный" контур. Заслонка, кроме двух крайних положений, при которых либо "горячий", либо "холодный" контуры были закрыты, имела четыре промежуточных положения, дозирующих расход газа через каждый из контуров. Управление работой заслонки осуществляла сложная автоматическая система, реагирующая на сигналы чувствительного элемента — температурного датчика.

В "холодном" контуре газ отдавал избыточное тепло радиационной поверхности, в качестве которой использовалось верхнее днище приборного отсека, находившееся в тени корпуса "Лунохода" и поэтому имевшее сравнительно низкую температуру.

В контуре обогрева газ нагревался от изотопного источника тепла, расположенного вне гермоотсека. Этот источник был соединен с гермоотсеком через два патрубка, через один из которых газ направлялся к изотопному источнику, а через другой поступал опять к приборам. Для того, чтобы тепло от обогревателя не нагревало гермоотсек в период лунного дня, между ним и корпусом лунохода был установлен теплозащитный экран.

Внутри патрубков были предусмотрены дополнительные заслонки, связанные системой тяг с основной заслонкой и поворачивающиеся одновременно с ней. Эти заслонки уменьшали лучистый и конвективный теплоприток от изотопного источника в те моменты, когда приборы обогревать не требовалось. Кроме того, для уменьшения утечек тепла из гермоотсека в период лунной ночи, радиационная поверхность закрывалась теплоизолированной крышкой "Лунохода". Это одновременно позволяло предохранить от переохлаждения и расположенные на ее внутренней поверхности фотопреобразователи, превращающие солнечную энергию в электрическую. Разумеется, корпус "Лунохода", как и Обычно, был теплоизолирован специальной "шубой".

Такая система терморегулирования позволяла поддерживать температуру приборов в диапазоне 0–40°С при изменении температуры поверхности Луны в интервале порядка 300°С.

В космической технике широко применяются системы, работа которых основана на отводе тепла с помощью жидкого теплоносителя. Схема одной из них приведена на рис. 2. Весь гермоотсек закрыт "шубой" (6). Тепло с приборов (7) снимается потоком газа, создаваемым обыкновенным вентилятором (1), и направляется в специальный теплообменник (2), представляющий собой набор трубок, по которым движется с помощью гидронасоса (3) теплоноситель. Газ, обдувая трубки, передает свое тепло этому теплоносителю, направляемому далее по гидромагистрали на радиационную поверхность (4), расположенную на какой-либо части космического аппарата, но изолированную тем или иным способом от корпуса гермоотсека.

Проходя по системе трубок на радиационной поверхности, теплоноситель отдает ей свое тепло, которое затем излучается в космос. Если в результате охлаждения температура в гермоотсеке становится низкой, специальный датчик (8) подает сигнал перепускному клапану (5), который начинает направлять теплоноситель в обход теплообменника. Когда повышение температуры приборов достигает определенного уровня, по сигналу того же датчика перепускной клапан направляет теплоноситель в теплообменник — начинается отвод тепла из гермоотсека.

Рис.2. Схема отвода тепла с помощью теплоносителя
[обводной контур не показан]

На рис. 3 представлена схема системы терморегулирования советских космических кораблей "Восток" и "Восход". Элементы этой системы были объединены в блок, включающий основной и резервный вентиляторы (1), теплообменник (2) и систему автоматического регулятора температуры (3, 4, 5, 6). Приводимый в движение вентилятором воздух снимал тепло с приборов гермоотсека и с организма космонавта и направлялся далее в теплообменник. Космонавт на задатчике (3) устанавливал (заказывал) необходимую ему температуру, поддерживавшуюся далее автоматически. Чувствительный элемент (4) вырабатывал управляющий сигнал, "говоривший" о том, в какой степени реальная температура в гермоотсеке соответствует заданной космонавтом. Этот сигнал подавался к исполнительному элементу (6), который с помощью шторки (5) изменял расход воздуха, направляемого в теплообменник.

Рис. 3. Схема системы терморегулирования КК "Восток" и "Восход"

Если в кабине температура была выше заданной космонавтом, в теплообменник подавалось больше воздуха, если ниже, то меньше. С помощью шестеренчатого гидронасоса через трубы теплообменника прокачивался хладагент, отбиравший тепло от воздуха и переносивший его (т.е. тепло) на радиационную поверхность (7). Циркулируя по трубопроводам, расположенным на этой поверхности, хладагент отдавал ей свое тепло, излучавшееся далее в космос, и, охладившись, вновь поступал в теплообменник. Такая система оказалась весьма эффективной. Она поддерживала заданную температуру с точностью ±1,5°С.

На рис. 4 приведена принципиальная схема системы терморегулирования советской орбитальной станции "Салют-6". Весьма большие размеры ее гермоотсека, значительные тепловые мощности, выделяемые ее аппаратурой и экипажем, вызывают существенные трудности в решении проблемы обеспечения ее теплового режима. Для вентиляции станции конструкторам пришлось предусмотреть на ней несколько десятков вентиляторов. Тепло, снимаемое движущимся под напором вентиляторов воздухом, передается в теплообменнике (5) теплоносителю, циркулирующему по тракту контура обогрева (1), основная задача которого состоит в обогреве: отдельных элементов конструкции станции. Так, например, тепло из этого контура передается в теплообменниках (4) промежуточным контурам (10), служащим для обогрева транспортных космических кораблей "Союз", "Прогресс", состыкованных со станцией. Необходимость такого обогрева связана с тем, что аппаратура этих кораблей в ходе совместного полета со станцией работает в ненапряженном, дежурном режиме и мало выделяет тепла. Система терморегулирования станции объединяется с системой терморегулирования транспортного корабля с помощью специальных гидроразъемов стыковочного агрегата (7), соединяющих тракты гидромагистрали обоих аппаратов.

Теплоноситель контура обогрева циркулирует также по стенкам станции (9), подогревая охлажденные и охлаждая нагретые их части, или, другими словами, выравнивая их температуры. Если в кабине станции выделяется слишком много тепла и температура ее воздуха повышается, вводится в действие теплообменник (11), в котором избыточное тепло передается из контура обогрева в контур охлаждения (2). Циркулирующий по трактам последнего теплоноситель переносит полученное в теплообменнике (11) тепло на радиационную поверхность (8), излучающую его в космос. Расход теплоносителя через теплообменник (11) можно регулировать с помощью специального крана-регулятора и тем самым менять степень охлаждения жидкости в контуре, обогрева.

Рис. 4. Схема системы терморегулирования орбитальной станции
"Салют-6"

Когда на станции нет экипажа и ее аппаратура выделяет мало тепла, температура воздуха в гермоотсеке понижается. Для того чтобы она не опустилась ниже допустимого предела, в составе системы терморегулирования предусмотрен электрообогреватель (13).

Из атмосферы станции следует удалять влагу, выделяющуюся, например, при дыхании космонавтов. Для решения этой задачи служат специальные холодильно-сушильные аппараты (6). Влага оседает на охлаждаемых до температуры порядка 5°С поверхностях этих аппаратов, собирается в емкости, а затем подается в систему, регенерирующую из конденсата воду. Охлаждение этих поверхностей осуществляется с помощью контура (3), теплоноситель которого отдает свое избыточное тепло в теплообменнике (12) контуру (2).

Конечно, теплоноситель по различным контурам прокачивается гидронасосами. Так как при изменении температуры жидкости изменяется и занимаемый ею объем, т.е. меняется давление в охлаждающих трактах, в системе терморегулирования предусмотрен компенсатор объема.

В состав холодильно-сушильных агрегатов (6) и теплообменника (5) входят вентиляторы, направляющие воздух между трубками теплообменника, и регулятор расхода воздуха, представляющий собой такую же шторку с приводом, какая применялась на космических кораблях "Восток", "Восход". Таким образом, на станции производится автоматическое регулирование и температуры жидкости во внутреннем контуре охлаждения, которая поддерживается с точностью ±2°С относительно одного из ее номинальных значений: 5, 7 и 9°С, и температуры воздуха, составляющей в жилых объемах станции 18–25°С.

Система терморегулирования транспортного космического корабли "Союз" состоит примерно из тех же блоков, что и у станции "Салют". В ее состав входят два основных жидкостных контура: внутренний, предназначенный для терморегулирования жилых отсеков, внешний, служащий для отвода избыточного тепла от гермоотсека в космосе. Тепло снимается с тепловыделяющих элементов с помощью движущегося под напором вентиляторов воздуха и передается в газожидкостном теплообменнике жидкости, "прогоняемой" с помощью гидронасосов по гидромагистрали. С помощью жидкости термостатируются стенки агрегатного отсека.

Избыточное тепло передается в жидкостно-жидкостном теплообменнике внешнему контуру и "сбрасывается" в космос с радиационной поверхности. Температура жидкости внутреннего контура, как и на станции "Салют", регулируется с помощью автоматики и регуляторов. Это позволяет поддерживать на необходимом уровне температуру стенок холодильно-сушильного агрегата, а значит, и уровень влажности воздуха в кабине. Температура воздуха в кабине корабля также регулируется автоматически, подобно тому, как это делается на станции "Салют".

Для обогрева корабля "Союз" при его полете совместно со станцией "Салют" на нем предусмотрен также вспомогательный контур системы терморегулирования.

Много общего с системой терморегулирования советских кораблей имеет и система регулирования температуры кабины современного американского космического корабля. Эта кабина имеет три отсека. В верхнем из них находится основные члены экипажа: командир корабля, пилот, бортинженер и специалист по полезному грузу. Средний презназначен для космонавтов-испытателей: научных работников, инженеров и т.д. В нижнем отсеке размещена система жизнеобеспечения. На рис. 5 представлена схема системы терморегулирования одного из этих отсеков.

Вентилятор (1), обдувая кабину воздухом, направляет его через патрон (2) с гидроокисью лития, активированным углем (для контроля концентрации углекислого газа и дезодорации) в теплообменник (3), где воздух отдает избыточное тепло воде, прокачиваемой с помощью гидронасоса (4) по трубкам теплообменника. Далее вода идет по каналам (5), расположенным на стенках кабины, и выравнивает их температуру, а также снимаете них избыточное тепло при полете корабля в земной атмосфере.

Приборы 7 кабины охлаждаются, двояко: монтируются на полых платах, охлаждаемых водой (6), и, обдуваясь еще одним вентилятором (8), отдают избыточное тепло воздуху, передающему его, в конечном счете, воде в теплообменнике 9, В теплообменнике 10 вода передает снятое тепло второму теплоносителю — фреону, отдающему его радиационной поверхности 22. Охлажденная вода направляется в теплообменник 14, где охлаждает воду, поступающую из бака 13 и направляемую на камбуз (12) для потребления космонавтами. Далее вода с температурой 7°С вновь поступает в теплообменник 3, "снимая" здесь тепло у воздуха, и цикл повторяется.

Фреон, получив тепло от воды в теплообменнике 10, с помощью гидронасоса 16 направляется в теплообменник 15, где приобретает избыточное тепло, "снятое" в отсеке полезной нагрузки космического корабля. Далее в теплообменнике (17) фреон получает тепло от топливных элементов, (18), в теплообменнике (19) он нагревает теплоноситель в, гидросистеме (20), предназначенной для решения ряда задач (например, для управления вектором тяги основной двигательной установки), термостатирует бак с аммиаком (21) и направляется на радиационную поверхность (22). Перед подачей в камеры топливных элементов водород и кислород предварительно подогреваются в специальных теплообменниках. Вода, получаемая в результате работы этих элементов, направляется в емкости системы жизнеобеспечения или сбрасывается за борт космического корабля. В местах скопления воды, имеющих низкую температуру, установлены специальные электроподогреватели, не допускающие ее замерзания. Температура воздуха в кабине регулируется в пределах 18,4–26,7±1°С. На особенно теплонапряженном участке полета (вход в плотные слои атмосферы) все поверхности аппарата, с которыми могут соприкасаться члены экипажа, не имеют температуру выше 45° С.

Во время предстартовой подготовки, а также при выводе космических кораблей на орбиту отвод тепла от радиационной поверхности оказывается незначительным. Это объясняется тем, что она закрыта от окружающего пространства оболочкой ракеты-носителя и в результате не охлаждается ни за счет обтекания ее воздухом, ни за счет лучеиспускания. Поэтому на всех описанных космических кораблях для решения этой задачи предусмотрены специальные элементы системы терморегулирования. Так, например, на рассмотренном американском корабле для охлаждения кабины перед запуском был предусмотрен теплообменник (23), в котором тепло от теплоносителя корабля отбирается с помощью хладагента, подаваемого в этот теплообменник наземной установкой.

Рис. 5. Схема системы терморегулирования американского КК

При взлете ракеты-носителя вступает в работу испарительный теплообменник (см. позицию 11 на рис. 5), принцип работы которого одинаков на всех известных космических кораблях. При наборе ракетой-носителем высоты давление окружающего воздуха падает, и под влиянием избыточного давления в теплообменнике открывается клапан и стравливает воздух. Вода, находящаяся в этом теплообменнике, при пониженном давлении вскипает, поглощая при этом теплоту фазового перехода. Эффективное испарение начинается на высоте примерно 30 км, при этом клапан находится в открытом положении за счет давления паров воды.

Испарительное охлаждение может использоваться также и во время пиковых тепловых нагрузок при полету космического аппарата по орбите и, кроме того, в аварийных ситуациях при выходе из строя радиационного холодильника. В этих случаях клапан открывается по сигналу температурного датчика или по специальной команде.

Все описанные выше системы относятся к активным, т.е. к таким, которые сами перестраивают свою работу в зависимости от изменения температурного режима в гермоотсеке космического аппарата. На практике нередко встречаются системы с заранее заданной, не изменяющейся в процессе полета логикой своей работы. Они называются пассивными. С помощью таких систем можно обеспечить заданный температурный режим, например, аппаратуры космического зонда, предназначенного для спуска с межпланетной станции на поверхность Юпитера.

Рис. 6. Схема теплозащиты космического зонда к Юпитеру:
1 — приборы; 2 — радиационные источники тепла; 3 — металлический корпус; 4 — сотовая конструкция из стекловолокна; 5 — теплозащитный кожух из фенольной смолы, армированный угольным волокном; 6 — теплозащитный кожух из фенольной смолы, армированный стекловолокном; 7 — теплоизоляционный кожух из чередующихся слоев золоченой майларовой пленки и дакроновой сетки.

С внешней стороны к металлическому корпусу зонда (рис. 6) можно прикрепить сотовую конструкцию из стекловолокна, а к ней, в свою очередь, — теплозащитный экран: для передней (конусной) части из фенольной смолы, армированной угольным волокном, для задней — из фенольной смолы, армированной стекловолокном. Весь зонд, кроме того следует заключить в заключить в теплоизоляционный кожух ("шубу"), утепляющий аппарат в космическом вакууме. Кожух состоит из большого числа слоев металлизированной (например, золоченой) пленки, чередующихся со слоями низкотеплопроводной ткани (типа стеклоткани). В космическом; пространстве в связи с тем, что отдельные слои кожуха слабо соприкасаются между собой, через такую изоляцию (за исключением мест ее обжатия) почти не передается тепло теплопроводностью.

Из-за многослойности такой "шубы" через нее незначительна и передача тепла излучением, т.е. она имеет большое тепловое сопротивление. Однако сколь ни идеальна теплоизоляция зонда, сколь ни малы будут утечки тепла из его гермоотсека, тем не менее, они могут привести к переохлаждению неработающей аппаратуры во время длительного межпланетного перелёта вдали от Солнца. Чтобы этого не произошло, внутри зонда можно установить радиоизотопные нагреватели, компенсирующие утечки тепла через теплоизоляцию и поддерживающие тем самым необходимый температурный режим аппаратуры.

С появлением космических аппаратов проводился широкий поиск новых возможностей решения проблемы терморегулирования. В ряде случаев усилия ученых увенчались успехом — на практике начали находить применения новые высокоэффективные методы нагрева и охлаждения тел. Некоторые из этих методов достаточно подробно будут рассмотрены в следующем разделе.

Далее…