Журналов:     Статей:        

Аэрокосмический научный журнал. 2015; 1: 49-63

Локальное распределение температуры на поверхности космического аппарата при неравномерном солнечном облучении

Зарубин В. С., Кувыркин Г. Н., Савельева И. Ю.

Аннотация

С использованием понятия равновесной температуры облучаемого Солнцем участка поверхности КА разработана математическая модель, описывающая локальное температурное состояние тонкостенной оболочки космического аппарата в условиях неравномерной интенсивностио солнечного облучения. На основе этой модели сформулированы и решены нелинейные задачи по расчету распределения температуры оболочки, идеально теплоизолированной с внутренней поверхности и неравномерно облучаемой с наружной поверхности. Представлены расчетные зависимости для определения температурного состояни оболочки в окрестности скачка значений равновесной температуры поверхности и в зоне затененной полосы. Рассмотрены задачи по расчету распределения температуры в оболочке при поступательном и колебательном перемещениях границы между участками с различной интенсивностью облучения, выванных изменением ориентации космического аппарата относительно Солнца. DOI: 10.7463/aersp.0515.0820883
Список литературы

1. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике / Под ред. В.К. Кошкина. М.: Машиностроение, 1975. 624 с.

2. Комарова М.А. Температурные условия на корпусе узлового модуля на этапе автономного полета к международной космической станции // Известия РАН. Энергетика. 2012. № 2. С. 23-30.

3. Spacecraft thermal control handbook. Ed. D.G. Gilmor. Vol.1. Fundamental Technologies. El Segundo, California: Aerospace Press, 2002. 836 p.

4. Martinez I. Spacecraft thermal control. Set of lectures on the fundamentals of Spacecraft Thermal Control (STC). 2013. 34 p. // Departamento de Motopropulsion y Termofluidodinamica: website. Режим доступа: http :// webserver . dmt . upm . es /~ isidoro / (Дата обращения 19.10.2015).

5. Tsai J.-R. Thertmal analytical formulations in various satellite development stages // 8th AIAA/ASME Joint Thermophysics and Heat Transfer Conference 24-26 June 2002, St. Louis, Missouri. American Institute of Aeronautics and Astronautics (Paper No. AIAA 2002-3018, 10 p.).

6. Williams A.D., Palo S.E. Issues and implications of the thermal control system on the “Six day spacecraft” // 4th Responsive Space Conference. April 24-27, 2006, Los Angeles, California (Paper No. AIAA-RS4-2006-6001, 14 p.).

7. Narayana K.B., Reddy V.V. Thermal design and performance of HAMSAT // Acta Astronautica. 2007. Vol. 60, pp. 7-16.

8. Гукало А. А., Грибков А.С. Оптимизация температуры плоского и крестообразного холодильника--излучателя космической ядерной энергетической установки с учетом внешнего теплового излучения // Известия РАН. Энергетика. 2012. № 2. С.103-110.

9. Arduini C., Laneve G., Folco S. Linearized techniques for solving the inverse problem in the satellite thermal control // Acta Astronautica. 1998. Vol. 43. № 9-10. P. 473-479.

10. Зарубин В.С. Температурные поля в конструкции летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1966. 216 с.

11. Исаев С. И., Кожинов И. А., Кофанов В. И. и др. Теория тепломассообмена / Ред. А.И. Леонтьев. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1997. 684 с.

12. Зигель Р., Хауэлл Дж. Теплообмен излучением: пер. с англ. М.: Мир, 1975. 934 с.

Aerospace Scientific Journal. 2015; 1: 49-63

Local Temperature Distribution on the Spacecraft Surface under Uneven Solar Radiation

Zarubin V. S., Kuvyrkin G. N., Savel'eva I. Yu.

Abstract

Solar radiation is the main factor to determine the thermal state of a spacecraft (SC) when it moves to the sunlit portion of the Earth orbit and moves away from the Earth. The extent of the solar radiation impact on the SC temperature state depends, primarily, on the interaction of this radiation with the surface portions of the SA body and the design elements that are placed outside the main body. To ensure the required SC temperature surfaces are used various coating and screen-vacuum thermal insulation, as well as multilayer optical solar reflectors with a thickness being in the range from tenths of a millimeter to 15 − 20 mm.
When designing the SC, to predict their temperature state at various stages of operation are used mathematical models of various levels of complexity, including models related to the solution of inverse problems for determining the conditions of the thermal effects on the SC and thermal properties of structural thermal protection materials. In most famous works, which analyse the SC temperature and condition, a mathematical model is based on the heat balance equation composed for the SC discrete circuits and containing discrete temperature values of individual functional units, structural elements and parts of the surface.
This work is aimed at defining the continuous local temperature distribution over the surface of a thin-walled shell of the SC with uneven solar radiation, including cases of moving boundaries between areas with different intensity of exposure. Application of an equilibrium temperature concept of the Sun-irradiated SC surface area allowed formulating and solving the nonlinear problems on calculation of the temperature state of the shell, which is perfectly thermally isolated on the inside surface and is non-evenly irradiated on the outside surface. The paper presents the calculated dependences for finding the temperature distribution of the shell in the vicinity of jump values of the equilibrium temperature of the surface and in the zone of the shaded band. It also considers the problem of determining the shell temperature condition at the translational and vibrational movement of the boundary between the irradiated and shaded areas.

References

1. Osnovy teploperedachi v aviatsionnoi i raketno-kosmicheskoi tekhnike / Pod red. V.K. Koshkina. M.: Mashinostroenie, 1975. 624 s.

2. Komarova M.A. Temperaturnye usloviya na korpuse uzlovogo modulya na etape avtonomnogo poleta k mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii // Izvestiya RAN. Energetika. 2012. № 2. S. 23-30.

3. Spacecraft thermal control handbook. Ed. D.G. Gilmor. Vol.1. Fundamental Technologies. El Segundo, California: Aerospace Press, 2002. 836 p.

4. Martinez I. Spacecraft thermal control. Set of lectures on the fundamentals of Spacecraft Thermal Control (STC). 2013. 34 p. // Departamento de Motopropulsion y Termofluidodinamica: website. Rezhim dostupa: http :// webserver . dmt . upm . es /~ isidoro / (Data obrashcheniya 19.10.2015).

5. Tsai J.-R. Thertmal analytical formulations in various satellite development stages // 8th AIAA/ASME Joint Thermophysics and Heat Transfer Conference 24-26 June 2002, St. Louis, Missouri. American Institute of Aeronautics and Astronautics (Paper No. AIAA 2002-3018, 10 p.).

6. Williams A.D., Palo S.E. Issues and implications of the thermal control system on the “Six day spacecraft” // 4th Responsive Space Conference. April 24-27, 2006, Los Angeles, California (Paper No. AIAA-RS4-2006-6001, 14 p.).

7. Narayana K.B., Reddy V.V. Thermal design and performance of HAMSAT // Acta Astronautica. 2007. Vol. 60, pp. 7-16.

8. Gukalo A. A., Gribkov A.S. Optimizatsiya temperatury ploskogo i krestoobraznogo kholodil'nika--izluchatelya kosmicheskoi yadernoi energeticheskoi ustanovki s uchetom vneshnego teplovogo izlucheniya // Izvestiya RAN. Energetika. 2012. № 2. S.103-110.

9. Arduini C., Laneve G., Folco S. Linearized techniques for solving the inverse problem in the satellite thermal control // Acta Astronautica. 1998. Vol. 43. № 9-10. P. 473-479.

10. Zarubin V.S. Temperaturnye polya v konstruktsii letatel'nykh apparatov. M.: Mashinostroenie, 1966. 216 s.

11. Isaev S. I., Kozhinov I. A., Kofanov V. I. i dr. Teoriya teplomassoobmena / Red. A.I. Leont'ev. M.: Izd-vo MGTU im. N.E. Baumana, 1997. 684 s.

12. Zigel' R., Khauell Dzh. Teploobmen izlucheniem: per. s angl. M.: Mir, 1975. 934 s.