RU2686281C1 - Устройство для сброса тепла в космическое пространство (варианты) - Google Patents
Устройство для сброса тепла в космическое пространство (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686281C1 RU2686281C1 RU2018121396A RU2018121396A RU2686281C1 RU 2686281 C1 RU2686281 C1 RU 2686281C1 RU 2018121396 A RU2018121396 A RU 2018121396A RU 2018121396 A RU2018121396 A RU 2018121396A RU 2686281 C1 RU2686281 C1 RU 2686281C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- pipes
- heat release
- radiating elements
- space
- Prior art date
Links
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 11
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims description 5
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims description 5
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 4
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 4
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 9
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 7
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 7
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 5
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 3
- 239000013529 heat transfer fluid Substances 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N carbonyl sulfide Chemical compound O=C=S JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 1
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 229910052724 xenon Inorganic materials 0.000 description 1
- FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N xenon atom Chemical compound [Xe] FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
- B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
- B64G1/503—Radiator panels
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- Environmental Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Toxicology (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к средствам терморегулирования, в частности, мощных космических энергоустановок. Устройство для сброса тепла, в первом варианте, содержит теплоизлучающие элементы в виде шарообразных емкостей, последовательно соединенных (трубами) для протока газообразного теплоносителя. Во втором варианте, внутри каждой емкости установлен дефлектор, формирующий с внутренней поверхностью ее стенки полость для протока газообразного теплоносителя. Техническим результатом предлагаемой группы изобретений является упрощение конструкции устройства сброса тепла, снижение его массы и габаритов. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.
Description
Группа изобретений относится к космической технике, в частности, к устройствам, которые за счет лучистого теплообмена сбрасывают не преобразованное в работу тепло в космическое пространство. Изобретение может быть использовано в конструкциях высокомощных энергетических установок.
Развитие космонавтики требует увеличения электрической мощности на космических аппаратах (КА). Это необходимо для решения различных задач, расширения возможностей использования КА в интересах связи, увеличения потоков информации, для осуществления полетов в дальний космос, где требуются экономичные электроплазменные двигатели.
Если первые КА ограничивались мощностями в десятки-сотни Ватт, то сегодня требуются космические аппараты с мощностями в десятки кВт, а уже в самом ближайшем будущем потребуются аппараты с мощностями в сотни кВт.
Уже в 70-е годы XX века для увеличения электрической мощности на КА начинается использование ядерной энергии, которая должна стать преобладающим видом энергии на КА при мощностях в сотни кВт. В период 70-80 годов XX века в СССР было запущено несколько космических аппаратов с ядерными источниками энергии электрической мощностью единицы кВт. При увеличении уровня электрической мощности космических аппаратов чрезвычайно остро встает проблема сброса тепла при получении электрической энергии в системе преобразования с замкнутым термодинамическим циклом. Замкнутый термодинамический цикл преобразования тепла в электричество является единственно возможным для обеспечения экономного использования рабочего тела при характерных потребных ныне временах активного функционирования КА в космосе, близких к 10-15 годам.
В известных схемах получения электрической энергии в системе преобразования с замкнутым термодинамическим циклом рабочее тело (газообразный теплоноситель, чаще - смесь гелия с ксеноном) нагревается в реакторе до температуры 1500 К, после чего направляется на турбину. Турбина приводит во вращение электрогенератор, вырабатывающий электричество и компрессор, обеспечивающий циркуляцию рабочего тела по контуру.
Для увеличения КПД цикла в контур вводится теплообменник-рекуператор. Рабочее тело после теплообменника - рекуператора через промежуточный теплообменник передает тепло высокотемпературной жидкости, которая, циркулируя по замкнутому контуру по тонкостенным трубкам, обеспечивает сброс тепла с панельного излучателя в космос.
Выработанная электроэнергия питает электроплазменные двигатели или другие электропотребители.
В соответствии со вторым законом термодинамики тепло, вырабатываемое ядерным реактором, не может быть полностью превращено в работу, а, следовательно, и в выработку электроэнергии, и необходим сброс части тепла.
Типичные значения КПД преобразования тепла в электричество колеблются в пределах η=(3-10)% для термоэмиссионного преобразования, η=(20-30)% для т.н. машинного преобразования, с которым и связывают наиболее реальные надежды получения электрических мощностей в сотни кВт, но при таких мощностях для сброса части тепла излучением в космическое пространство (это единственно возможный механизм отвода тепла в космосе) потребуются поверхности сброса в сотни квадратных метров.
На сегодня прорабатываются главным образом либо панельные излучатели (в том числе с использованием тепловых труб), либо капельные бескаркасные излучатели.
Капельные излучатели, известные, например, из патентов RU 2247064 С1, 27.02.2005, RU 2617872 С1, 28.04.2017, весьма перспективны, но возможность их реализации и применения требует большого объема сложных и дорогостоящих экспериментов в условиях реального космоса.
Характерными примерами панельного излучателя являются решения, раскрытые в следующих источниках информации: US 4832113 А, 23.05.1989, US 2015285568 А1, 08.10.2015, ЕР 2535276 В1, 19.12.2012. В качестве наиболее близкого аналога предлагаемой группы изобретений может быть принято устройство сброса тепла в космическое пространство, содержащее теплоизлучающие элементы и трубы для теплоносителя, раскрытое в US 4832113 А, 23.05.1989.
Панельные устройства сброса тепла в космическое пространство, включая наиболее близкий аналог, требуют сложной системы развертывания панелей, имеют большие массу и габариты, в связи с чем, сложно компонуются в существующие ракеты-носители.
В настоящее время ни в российских, ни в зарубежных источниках информации не найдено удовлетворительного решения, позволяющего осуществлять сброс тепла с высокомощных (сотни кВт) космических аппаратов.
Задачей предлагаемой группы изобретений является создание новых технических решений, обеспечивающих эффективный сброс тепла с высокомощных космических аппаратов, способных работать при повышенных температуре и давлении, а также обеспечивающих решение целевых задач с помощью реально имеющихся ракет-носителей.
Предлагаемые технические решения были созданы при решении следующих задач:
1) отказ от развертываемых панельных систем из-за больших габаритов, масс и сложной практической реализации;
2) осуществление быстрого перехода от высокотемпературного нагретого газа к газу с меньшей температурой и соответственно с большей плотностью для снижения гидравлических потерь по тракту циркуляции рабочего тела;
3) реализация в пределах масс и габаритов, позволяющих использование ныне существующих или создаваемых в ближайшее время ракет-носителей;
4) существенное снижение опасности пробоя космическими частицами по сравнению с панельным излучателем, включающим тонкостенные каналы, по которым транспортируется жидкий теплоноситель под давлением.
Техническим результатом предлагаемой группы изобретений является упрощение конструкции устройства сброса тепла, снижение его массы и габаритов.
Для решения задачи и обеспечения технического результата предлагается устройство для сброса тепла в космическое пространство, которое содержит теплоизлучающие элементы. При этом теплоизлучающие элементы выполнены в виде последовательно соединенных между собой шарообразных емкостей для протока газообразного теплоносителя.
Предложен также второй вариант устройства для сброса тепла в космическое пространство, которое содержит теплоизлучающие элементы. Причем теплоизлучающие элементы выполнены в виде последовательно соединенных между собой шарообразных емкостей. При этом внутри каждой емкости установлен дефлектор, формирующий с внутренней поверхностью ее стенки полость для протока газообразного теплоносителя.
Шарообразные емкости могут быть соединены между собой посредством труб.
Шарообразные емкости и трубы могут быть выполнены, в частности, из стали или титана или углепластика.
Группа изобретений иллюстрируется чертежами.
Фиг. 1 - показано устройство для сброса тепла в космическое пространство согласно первому варианту изобретения.
Фиг. 2 - изображено устройство для сброса тепла в космическое пространство согласно второму варианту изобретения.
Фиг. 3 - показана блок-схема системы с замкнутым термодинамическим циклом преобразования тепла в электричество.
Фиг. 4 - изображено характерное температурное распределение газа по тракту протока в устройстве для сброса тепла (кривая I - для зазора между дефлектором и внутренней поверхностью стенки емкости 5 мм; кривая II - для зазора между дефлектором и внутренней поверхностью стенки емкости 10 мм; кривая III - для зазора между дефлектором и внутренней поверхностью стенки емкости 20 мм; кривая IV - для зазора между дефлектором и внутренней поверхностью стенки емкости 50 мм).
На Фиг. 1 и 2 показаны варианты исполнения устройства для сброса тепла в космическое пространство. В первом варианте исполнения устройство содержит теплоизлучающие элементы 1, соединенные трубами 2. При этом теплоизлучающие элементы 1 выполнены в виде последовательно соединенных между собой посредством труб 2 шарообразных емкостей для протока газообразного теплоносителя. Согласно второму варианту устройства теплоизлучающие элементы 1 выполнены в виде последовательно соединенных между собой трубами 2 шарообразных емкостей для газообразного теплоносителя, причем внутри каждой емкости установлен дефлектор 3, формирующий с внутренней поверхностью стенки емкости полость (зазор) 4 для протока газообразного теплоносителя. Теплоизлучающие элементы и трубы или патрубки могут быть выполнены из стали или титана или углепластика или других композиционных материалов.
Дефлектор 3 выполнен в виде тонкостенного полого шара и закреплен к внутренней поверхности стенки теплоизлучающего элемента 1 с помощью фиксаторов 5. В стенке дефлектора 3 выполнены отверстия (не показаны) для выравнивания давления в полостях: полость 4 для протока газообразного теплоносителя и полость самого дефлектора 3.
Устройство согласно второму варианту исполнения, например, при использовании в системе с замкнутым термодинамическим циклом преобразования тепла в электричество, работает следующим образом.
Рабочее тело (газообразный теплоноситель) после теплообменника-рекуператора направляется в первую шарообразную емкость устройства сброса тепла, а именно, в полость 4, образованную двумя поверхностями: внутренней поверхностью стенки шарообразной емкости и внешней поверхностью дефлектора 3, формирующего течение газообразного теплоносителя вдоль стенки емкости, нагревая ее до температур, практически равных температуре протекающего газа (характерное температурное распределение приведено на Фиг. 4). Нагретая стенка шарообразной емкости со своей внешней поверхности излучает тепло в космическое пространство. Аналогично формируется течение в следующих шарообразных емкостях. Их число и размер зависит от потребной поверхности для сброса тепла и от требуемой конечной температуры охлажденного рабочего тела, которое после выхода из устройства сброса тепла поступает на вход компрессора турбогенератора-компрессора и таким образом замыкает контур циркуляции рабочего тела.
Устройство по первому варианту изобретения работает аналогично устройству по второму варианту, за исключением того, что газообразный теплоноситель поочередно заполняет полости 6 теплоизлучающих шарообразных емкостей устройства, нагревая при этом их стенки.
Использование предлагаемых вариантов устройства сброса тепла в системах с замкнутым термодинамическим циклом преобразования тепла в электричество (Фиг. 3), позволяет ликвидировать переход от газообразного к жидкому теплоносителю на линии теплообменник-рекуператор-устройство сброса тепла, т.е. отказаться от применения в цикле теплообменника газ-жидкость, что исключает необходимость обеспечения многолетней надежной работы контура циркуляции высокотемпературной жидкости (насосы, клапаны, собственно высокотемпературная жидкость, что само по себе является серьезной, не решенной до сих пор, проблемой). При отсутствии вышеуказанного перехода происходит более ранний сброс излучения, соответствующий большим температурам газа, и, следовательно, оказывается возможным существенно понизить потребную поверхность теплосброса предлагаемых устройств сброса тепла за счет увеличения плотности теплового потока. Большие температуры ведут к большей доле излучения (пропорциональной температуре в четвертой степени) на начальных участках.
В таблице приведены качественные преимущества предлагаемых изобретений, на примере второго варианта исполнения, перед устройством сброса тепла панельного типа, работающим в системе с замкнутым термодинамическим циклом преобразования тепла в электричество, включающей энергоустановку с полезной мощностью 250 кВт.
В таблице приведены данные устройства для сброса тепла в космическое пространство, которое содержит последовательно соединенные между собой трубами (длиной ~100 мм) для газообразного теплоносителя три теплоизлучающих элемента в виде шарообразных емкостей, снабженных дефлекторами. При этом емкости выполнены из стали. Данное устройство позволяет снизить температуру газообразного теплоносителя с 700 до 400÷450 К.
Предлагаемые технические решения имеют простую конструкцию, могут быть легко изготовлены из доступных материалов, имеют небольшую массу и габариты, могут быть легко размещены под обтекателями существующих ракет-носителей.
Claims (6)
1. Устройство для сброса тепла в космическое пространство, содержащее теплоизлучающие элементы, отличающееся тем, что теплоизлучающие элементы выполнены в виде последовательно соединенных между собой шарообразных емкостей для протока газообразного теплоносителя.
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что шарообразные емкости соединены между собой посредством труб.
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что шарообразные емкости и трубы выполнены, в частности, из стали, или титана, или углепластика.
4. Устройство для сброса тепла в космическое пространство, содержащее теплоизлучающие элементы, отличающееся тем, что теплоизлучающие элементы выполнены в виде последовательно соединенных между собой шарообразных емкостей, причем внутри каждой емкости установлен дефлектор, формирующий с внутренней поверхностью ее стенки полость для протока газообразного теплоносителя.
5. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что шарообразные емкости соединены между собой посредством труб.
6. Устройство по п. 5, отличающееся тем, что шарообразные емкости и трубы выполнены, в частности, из стали, или титана, или углепластика.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018121396A RU2686281C1 (ru) | 2018-06-09 | 2018-06-09 | Устройство для сброса тепла в космическое пространство (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018121396A RU2686281C1 (ru) | 2018-06-09 | 2018-06-09 | Устройство для сброса тепла в космическое пространство (варианты) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2686281C1 true RU2686281C1 (ru) | 2019-04-24 |
Family
ID=66314511
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018121396A RU2686281C1 (ru) | 2018-06-09 | 2018-06-09 | Устройство для сброса тепла в космическое пространство (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2686281C1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU425412A3 (ru) * | 1970-07-09 | 1974-04-25 | Теплообменник | |
| US4727932A (en) * | 1986-06-18 | 1988-03-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Expandable pulse power spacecraft radiator |
| US4789517A (en) * | 1987-06-15 | 1988-12-06 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Rotating bubble membrane radiator |
| US4832113A (en) * | 1988-03-11 | 1989-05-23 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Survivable pulse power space radiator |
| WO2015104634A1 (en) * | 2014-01-09 | 2015-07-16 | Intergas Heating Assets B.V. | Heat exchanger, method for forming thereof and use thereof |
| RU2586797C1 (ru) * | 2015-04-09 | 2016-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии |
-
2018
- 2018-06-09 RU RU2018121396A patent/RU2686281C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU425412A3 (ru) * | 1970-07-09 | 1974-04-25 | Теплообменник | |
| US4727932A (en) * | 1986-06-18 | 1988-03-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Expandable pulse power spacecraft radiator |
| US4789517A (en) * | 1987-06-15 | 1988-12-06 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Rotating bubble membrane radiator |
| US4832113A (en) * | 1988-03-11 | 1989-05-23 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Survivable pulse power space radiator |
| WO2015104634A1 (en) * | 2014-01-09 | 2015-07-16 | Intergas Heating Assets B.V. | Heat exchanger, method for forming thereof and use thereof |
| RU2586797C1 (ru) * | 2015-04-09 | 2016-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10400636B2 (en) | Supercritical CO2 generation system applying plural heat sources | |
| RU2508460C1 (ru) | Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии | |
| US20110314812A1 (en) | Thermal storage system | |
| CN102884317A (zh) | 太阳能热电站设备的太阳能电站部分和具有用于载热介质和工质的太阳能收集器面的太阳能热电站设备 | |
| Rosenfeld et al. | Porous media heat exchangers for cooling of high-power optical components | |
| Khatoon et al. | Modeling and analysis of air-cooled heat exchanger integrated with supercritical carbon dioxide recompression Brayton cycle | |
| US6616738B2 (en) | Hydrogen storage and release apparatus | |
| Saviers et al. | Design and validation of topology optimized heat exchangers | |
| Qin et al. | Energy allocation optimization of the gas-cooled space nuclear reactor | |
| US3557554A (en) | Power conversion system operating on closed rankine cycle | |
| US9016056B2 (en) | Stirling cycle energy converter | |
| RU2686281C1 (ru) | Устройство для сброса тепла в космическое пространство (варианты) | |
| CN101832623B (zh) | 火力发电厂的预热*** | |
| Chaix et al. | Development of a two-phase mechanically pumped loop (2ΦMPL) for the thermal dissipation management of spacecraft: Simulation and test results | |
| US10202873B2 (en) | Supercritical CO2 generation system applying plural heat sources | |
| US10202874B2 (en) | Supercritical CO2 generation system applying plural heat sources | |
| RU2522971C1 (ru) | Ядерная энергодвигательная установка | |
| CN113518540B (zh) | 一种多功率防冻型空间辐射散热***及其工作方法 | |
| US10273832B2 (en) | Supercritical carbon dioxide power generation system utilizing plural heat sources | |
| CN209212324U (zh) | 一种应用于太空环境的紧凑型核动力*** | |
| CN103486890A (zh) | 一种太阳能驱动散热装置 | |
| Mouraa et al. | Thermodynamic Modeling and Exergy Analysis of a Stirling Cycle for Space Power Generation | |
| RU97121547A (ru) | Способ эксплуатации энергетической установки и установки для его осуществления | |
| KR102083867B1 (ko) | 초임계 이산화탄소 발전 시스템 | |
| EP3327728A1 (en) | Cooling medium generating apparatus using steam of nuclear power plant and cooling method therefor |