Радиатор космический

Фиг. 6.1. Типичные формы радиаторов космических аппаратов.

К такого рода конструкциям относятся, например, радиаторы систем энергопитания и двигатели космических кораблей, воздушно-реактивные двигатели, которые имеют специальное вспомогательное оборудование, предназначенное для охлаждения основного. Существование дополнительных узлов уменьшает эффективность и к. п. д. конструкции. [c.201]

Рис. 8-36. Изотермическая проекция установки кольцевого радиатора-конденсатора в отсеке полезной нагрузки космического корабля.

Характеристики материалов, которые могут быть использованы для покрытия излучателей, приведены в табл. 7.10. Нижняя температура 562° С соответствует температуре внешней оболочки космического корабля, а верхняя температура 1250° С относится к радиатору сбросного тепла преобразователя энергии [11]. Как видно из таблицы, для излучения тепла при низких температурах (500— 600° С) подходящими материалами являются порошок двуокиси титана, плавленая окись кремния, белая эпоксидная краска и стекло, напыленное на алюминий. Для высоких температур могут быть использованы черные покрытия в виде анодированных металлов, имеющих высокий коэффициент излучения. [c.159]

На основе РПИ-детектора с совмещенным радиатором и камерой был создан прибор [82.9] для исследования спектров и состава многозарядных ядер (6 Z 30) первичного космического излучения при энергии до 1000 ГэВ/нуклон. [c.280]

Тепловые трубы могут быть использованы как для теплового соединения термоионного генератора с источником теплоты, так и для соединения генератора с отводящим теплоту радиатором. Ввиду большой значимости проблем надежности и срока службы устройства в космических приложениях как в США, так и в Европе была проделана большая работа по технологии изготовления, совместимости материалов и ресурсным испытаниям соответствующих высокотемпературных тепловых труб. Для подвода теплоты к эмиттеру в качестве рабочих жидкостей рассматривались литий и серебро, а для охлаждения коллектора — натрий и калий (данные по совместимости приведены в гл. 3). [c.230]

Радиатор рассеивает в космическое пространство тепловую мощность, равную 50 кет при температуре 1 000° С. Полные габариты генератора составляют IX 1,5x2 м, вес около 2 т. [c.103]

Таким способом можно создавать космические радиаторы самой разнообразной формы и размеров [Л. 30]. [c.103]

Рнс. 57. Тепловой радиатор для космического корабля. [c.103]

Снаружи корабля установлен радиатор-холодильник 47, поверхность которого не закрыта экранно-вакуумной изоляцией, С ним соединяются трубопроводы активной системы терморегулирования. Нагретая внутри отсека жидкость-теплоноситель перекачивается в радиатор, который излучает тепловой поток в космическое пространство. Жидкость при этом охлаждается и снова возвращается внутрь отсека корабля. [c.72]

ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКОГО РАДИАТОРА [c.253]

При современных уровнях внутренних тепловых нагрузок, не превышающих 5—10 кВт, возможно применение низкотемпературной СОТР с приемлемыми по площадям и Массе радиаторами-излучателями. Однако выполнение сложных задач длительных космических полетов потребует существенного увеличения энергетических мощностей на борту КА. Практически вся полезная мощность энергетической установки превращается в тепло на сравнительно низком температурном уровне. [c.12]

Радиационный теплообменник является одним из основных элементов подсистемы терморегулирования, масса и размеры которого существенно влияют на общую массу и габариты СОТР. Поэтому при разработке и проектировании космических аппаратов вопросам создания оптимального по массе и размерам радиатора-излучателя уделяется большое внимание. [c.221]

Несмотря на то что радиационный способ обеспечения криогенных температур привлекателен своей простотой, а следовательно, высокой надежностью, его применение ограничено размерами радиационных поверхностей, которые лимитируют полезную холодопроизводительность. Максимальная мощность, диссипируемая радиатором в космическое пространство, составляет около 100 Вт. Такие радиаторы применяют для поддержания температуры детекторов электронных оптических систем. [c.114]

Первый из них, предложенный конструкторами ПИИ имени Курчатова в 1989 году, предусматривал такую компоновку корабля, при которой баки с жидким водородом должны были окружать жилой модуль, защищая экипаж от радиоактивного излучения реактора и космических лучей при этом радиаторы ЯРД располагались в носовой части корабля. [c.798]

Теплообмен излучением играет важную роль в космической технике например, в космических аппаратах сбрасываемое тепло от энергетической установки, электронного оборудования и различных элементов аппарата переносится жидк им теплоносителем к космическим радиаторам, где оно путем теплопроводности передается к поверхности ребер, а затем путем теплового излучения отводится в открытый космос. Поскольку космические радиаторы, по-видимому, относятся к наиболее тяжелым элементам системы терморегулирования космического аппарата, следует выбрать наиболее эффективную геометрию ребер с точки зрения отвода тепла излучением, а также точно определить тепловые характеристики радиатора, чтобы минимизировать его вес. На фиг. 6.1 показаны типичные радиаторы космических ап паратов. В работах [1,2] рассматривается широкий круг связан ных с ними инженерных проблем. Основной механизм теплообмена в космическом радиаторе — совместное действие теплопроводности и излучения в прозрачной среде. Характеристики теплообмена для простых излучающих ребер исследовались до-, статочно широко [3—14]. Для геометрических форм ребра, представленных на фиг. 6.1, в, г, теплообменом излучением между поверхностью ребра и его основанием можно пренебречь, что значительно упрощает анализ. Однако для случаев, представленных на фиг. %Л,а,б,д, этот теплообмен необходимо учитывать, что усложняет проведение расчетов. Оптимизация веса ребра также существенна в других технических приложениях. Эта проблема рассматривалась рядом исследователей, определявших тепловые характеристики развитых излучающих поверхностей. [c.231]

Космические энергетические устройства генерируют большое количество тепла, которое должно быть отведено в окружающее пространство излучением. Расчеты показывают, что масса радиатора может составлять 30—50% общей массы станции [53]. Поэтому увеличение излучательной способности радиатора при эксплуатационных температурах уменьшает площадь его радиационной поверхности, что приводит к уменьшению его массы. Например, масса энергоустановки 5НАР-50 мощностью 300 кВт определяется в основном массой радиатора. Потребная поверхность радиатора равняется всей боковой поверхности последней ступени ракеты ТИап-Ш. Для энергоустановки большей мощности потребуется [c.201]

В США ведутся исследования космической установки SNAP-50/SPUR мощностью 300—1000 кВт с реактором, охлаждаемым жидким литием. Имеется несколько вариантов установки, различающихся вторым контуром и контуром охлаждения радиатора. Выполненные фирмой Пратт-Уитни расчеты показали, что минимальный удельный вес установки при выбранной температуре жидкого металла 1100° С обеспечивается системой, работающей по циклу Ранкина. [c.75]

Равновесная температура тела, не являющегося источником тепла, в космосе составляет примерна 3° К (—270°С). Однако, как показали измерения, выполненные на орбите спутника (средняя высота 480 км, период обращения около 1,5 ч), температура поверхностей, облучаемых солнцем и находящихся в тени, может колебаться от +200 до —100° С. Таким образом, реальная температура тела, находящегося в космосе, определяется балансом тепла, генерируемого внутренними источниками и поглощаемого от внешнего облучения, с одной стороны, и излучаемого, с другой Температура отдельных узлов специальных космических аппаратов — трубопроводов жидкометаллических реакторов, оболочек тепловыделяющих элементов, различных радиаторов для сброса тепла лфжет быть достаточно высокой, что ограничивает круг материалов, пригодных для изготовления этих узлов. [c.415]

Установка Мэрилендского университета также предназначена для исследования космических адронов. Принципиальная схема установки представлена на рис. 20.7. Установка состоит из РПИ-детектора и калориметра. РПИ-детектор площадью 1 м содержит 24 одинаковых модуля, каждый из которых состоит из радиатора (пенопласт толщиной 13,6 см) и многонитевой пропорциональной камеры (толщина—5 см, наполнение—90% Аг — + 10% СН4). Калориметр имеет площадь 4 м и содержит восемь пластин железа толщиной 15 см каждая. Между пластинами [c.273]

Термен и Мей [7-6] предложили использовать тепловые трубы для обеспечения более равномерного распределения температуры в неравномерно облучаемой оболочке. Кроме того, был проанализирован вопрос об изготовлении почти изотермических конструкций радиаторов с использованием тепловых труб для повышения эффективности отвода отработанной теплоты, а также о применении тепловых труб для передачи теплоты от реактора к термоионному преобразователю энергии. Конвей и Келли [7-7] исследовали возможность реализации замкнутой кольцевой тепловой трубы с многочислен-нымн комбинациями испарительных и конденсиониру-ющих поверхностей. Труба имела вид тороида с восемью источниками и восемью стоками теплоты. Авторы пришли к заключению, что замкнутая тепловая труба, надлежащим образом связанная с корпусом космического корабля, может оказаться высокоэффективным средством снижения перепадов температур в конструкции. [c.219]

Тернер [7-11], обсуждая возможности применения тепловых труб переменной проводимости, подчеркивает важность следующего обстоятельства тепловые трубы переменной проводимости (а также другие тепловые трубы) делают возможным непосредственное соединение в тепловом отнощении внутренних элементов космического корабля с радиаторами. Совместно с R A им разработана тепловая труба переменной проводимости, работающая при изменении подводимой мощности от 1 до 65 Вт. На вышеупомянутую техническую возможность, которую можно реализовать с помощью тепловых труб, указывали также Эделстейн и Хембеч [7-12]. Многие современные интегральные электронные модули охлаждаются только путем теплового излучения в космическое пространство через промежуточный излучающий корпус, который не должен иметь элементов, охлаждаемых контактным способом. Из-за этого предопределен- [c.222]

Наиболее изотермичные условия на поверхности теп-лосброса может обеспечить только тепловая труба. Типичным примером использования тепловых труб в космических радиаторах может служить конструкция, разработанная американской фирмой R A и изображенная на рис. 57 [Л. 25]. При рабочей температуре радиатора 770° С осуществляемый такой системой теплосброс в кос- [c.102]

Блок ЭРД с ядерным источником электроэнергии включал два запараллеленных реактора большой мощности, расположенных в крайней точке комплекса и экранированных от других систем теневой защитой и коническим баком с рабочим телом ЭРД (расплавленный литий). Между теневой защитой и баком по кольцу — электроплазменные движители (собственно ЭРД), выхлопные струи которых, бьющие под небольшим углом к образующей конуса бака, также служили своеобразным радиационным экраном от излучения реакторов. Далее следует телескопический раздвижной двухсекционный радиатор-излучатель энергоустановки, в передней части которого имеется агрегат для стыковки с другим блоком, включающим МОК и МНК . Здесь же расположены теневой экран для тепловой защиты обитаемых отсеков комплекса. За ним — возвращаемый аппарат МОК , который должен был входить в атмосферу Земли со скоростью, превышающей вторую космическую. Экипаж после длительного полета в невесомости мог плохо переносить перегрузки, потому разработчики при выборе рациональной формы спускаемого аппарата ориентировались на повышение аэродинамического качества В частности, рассматривались типичная фара от Союза , но увеличенного размера (диаметр — 4,35 метра, высота—3,15 метра), чечевица диаметром 6 метров или клиновидное аэродинамическое тело. Далее шли отсеки комплекса МОК . Они имели вертикальное построение в семь этажей приборно-агрегатный, рабочий, лабораторный, биотехнический, жилой, салон и отсек двигателей ориентации. [c.395]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...