Controllo termico del veicolo spaziale - Spacecraft thermal control

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Parasole di MESSENGER, orbiter del pianeta Mercurio

Nella progettazione di veicoli spaziali , la funzione del sistema di controllo termico ( TCS ) è di mantenere tutti i sistemi componenti del veicolo spaziale entro intervalli di temperatura accettabili durante tutte le fasi della missione. Deve far fronte all'ambiente esterno, che può variare in un'ampia gamma poiché il veicolo spaziale è esposto allo spazio profondo o al flusso solare o planetario, e con l'espulsione nello spazio del calore interno generato dal funzionamento del veicolo spaziale stesso.

Il controllo termico è fondamentale per garantire le prestazioni ottimali e il successo della missione perché se un componente è sottoposto a temperature troppo alte o troppo basse, potrebbe danneggiarsi o le sue prestazioni potrebbero essere gravemente compromesse. Il controllo termico è inoltre necessario per mantenere componenti specifici (come sensori ottici, orologi atomici, ecc.) entro uno specifico requisito di stabilità della temperatura, per garantire che funzionino nel modo più efficiente possibile.

Sistemi attivi o passivi

Il sottosistema di controllo termico può essere composto sia da elementi passivi che attivi e funziona in due modi:

  • Protegge l'apparecchiatura dal surriscaldamento, sia mediante isolamento termico dai flussi di calore esterni (come il Sole o il flusso planetario infrarosso e albedo), sia mediante un'adeguata rimozione del calore da fonti interne (come il calore emesso dall'apparecchiatura elettronica interna).
  • Protegge l'apparecchiatura da temperature troppo basse, dall'isolamento termico da lavelli esterni, da un maggiore assorbimento di calore da fonti esterne, o dal rilascio di calore da fonti interne.

I componenti del sistema di controllo termico passivo ( PTCS ) includono:

  • Isolamento multistrato (MLI), che protegge il veicolo spaziale dall'eccessivo riscaldamento solare o planetario, nonché dall'eccessivo raffreddamento quando esposto allo spazio profondo.
  • Rivestimenti che modificano le proprietà termo-ottiche delle superfici esterne.
  • Riempitivi termici per migliorare l'accoppiamento termico alle interfacce selezionate (ad esempio, sul percorso termico tra un'unità elettronica e il suo radiatore).
  • Rondelle termiche per ridurre l'accoppiamento termico alle interfacce selezionate.
  • Duplicatori termici per diffondere sulla superficie del radiatore il calore dissipato dalle apparecchiature.
  • Specchi (specchi di superficie secondaria, SSM, o riflettori solari ottici, OSR) per migliorare la capacità di dissipazione del calore dei radiatori esterni e allo stesso tempo ridurre l'assorbimento dei flussi solari esterni.
  • Unità di riscaldamento a radioisotopi (RHU), utilizzate da alcune missioni planetarie ed esplorative per produrre calore per scopi TCS.

I componenti del sistema di controllo termico attivo ( ATCS ) includono:

  • Riscaldatori elettrici resistivi a controllo termostatico per mantenere la temperatura dell'apparecchiatura al di sopra del limite inferiore durante le fasi fredde della missione.
  • Circuiti fluidi per trasferire il calore emesso dalle apparecchiature ai radiatori. Possono essere:
  • Feritoie (che modificano la capacità di espulsione del calore nello spazio in funzione della temperatura).
  • Frigoriferi termoelettrici .

Sistemi di controllo termico

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Parker Solar Probe nei test termici
  • Interazione con l'ambiente
    • Include l'interazione delle superfici esterne del veicolo spaziale con l'ambiente. O le superfici devono essere protette dall'ambiente o deve esserci una migliore interazione. Due obiettivi principali dell'interazione ambientale sono la riduzione o l'aumento dei flussi ambientali assorbiti e la riduzione o l'aumento delle perdite di calore nell'ambiente.
  • Raccolta del calore
    • Include la rimozione del calore dissipato dall'apparecchiatura in cui viene creato per evitare aumenti indesiderati della temperatura del veicolo spaziale.
  • Trasporto di calore
    • Sta portando il calore da dove viene creato a un dispositivo radiante.
  • Reiezione del calore
    • Il calore raccolto e trasportato deve essere respinto ad una temperatura adeguata ad un dissipatore di calore, che di solito è l'ambiente spaziale circostante. La temperatura di rigetto dipende dalla quantità di calore in gioco, dalla temperatura da controllare e dalla temperatura dell'ambiente in cui il dispositivo irradia il calore.
  • Fornitura e stoccaggio del calore.
    • È mantenere un livello di temperatura desiderato in cui deve essere fornito calore e deve essere prevista un'adeguata capacità di accumulo di calore.

Ambiente

Per un veicolo spaziale le principali interazioni ambientali sono l'energia proveniente dal Sole e il calore irradiato nello spazio profondo. Anche altri parametri influenzano la progettazione del sistema di controllo termico, come l'altitudine, l'orbita, la stabilizzazione dell'assetto e la forma del veicolo spaziale. Diversi tipi di orbita, come l'orbita terrestre bassa e l'orbita geostazionaria, influenzano anche la progettazione del sistema di controllo termico.

  • Orbita terrestre bassa (LEO)
    • Questa orbita è frequentemente utilizzata da veicoli spaziali che monitorano o misurano le caratteristiche della Terra e dell'ambiente circostante e da laboratori spaziali senza equipaggio e con equipaggio, come EURECA e la Stazione Spaziale Internazionale . La vicinanza dell'orbita alla Terra ha una grande influenza sulle esigenze del sistema di controllo termico, con l'emissione infrarossa e l'albedo della Terra che giocano un ruolo molto importante, così come il periodo orbitale relativamente breve, meno di 2 ore, e la lunga durata dell'eclissi. Piccoli strumenti o appendici di veicoli spaziali come i pannelli solari che hanno una bassa inerzia termica possono essere seriamente influenzati da questo ambiente in continua evoluzione e possono richiedere soluzioni di progettazione termica molto specifiche.
  • Orbita geostazionaria (GEO)
    • In questa orbita di 24 ore, l'influenza della Terra è quasi trascurabile, fatta eccezione per l'ombra durante le eclissi, che può variare in durata da zero al solstizio a un massimo di 1,2 ore all'equinozio. Le lunghe eclissi influenzano la progettazione sia dei sistemi di isolamento che di riscaldamento della navicella. Le variazioni stagionali nella direzione e nell'intensità dell'apporto solare hanno un grande impatto sulla progettazione, complicando il trasporto del calore dalla necessità di convogliare la maggior parte del calore dissipato al radiatore in ombra, e i sistemi di smaltimento del calore tramite il radiatore maggiorato zona necessaria. Quasi tutte le telecomunicazioni e molti satelliti meteorologici sono in questo tipo di orbita.
  • Orbite altamente eccentriche (HEO)
    • Queste orbite possono avere una vasta gamma di altitudini apogeo e perigeo, a seconda della particolare missione. Generalmente, sono utilizzati per osservatori astronomici e i requisiti di progettazione del TCS dipendono dal periodo orbitale del veicolo spaziale, dal numero e dalla durata delle eclissi, dall'atteggiamento relativo della Terra, del Sole e del veicolo spaziale, dal tipo di strumenti a bordo e dai loro requisiti di temperatura individuali.
  • Spazio profondo ed esplorazione planetaria
    • Una traiettoria interplanetaria espone i veicoli spaziali a una vasta gamma di ambienti termici più severi di quelli incontrati intorno alle orbite della Terra. La missione interplanetaria include molti diversi scenari secondari a seconda del particolare corpo celeste. In generale, le caratteristiche comuni sono una lunga durata della missione e la necessità di far fronte a condizioni termiche estreme, come crociere vicine o lontane dal Sole (da 1 a 4-5 UA), orbite basse di temperature molto fredde o molto corpi celesti caldi, discese attraverso atmosfere ostili e sopravvivenza negli ambienti estremi (polverosi, ghiacciati) sulle superfici dei corpi visitati. La sfida per il TCS è quella di fornire una capacità sufficiente di espulsione del calore durante le fasi operative calde e tuttavia sopravvivere a quelle fredde inattive. Il problema principale è spesso la fornitura della potenza necessaria per quella fase di sopravvivenza.

Requisiti di temperatura

I requisiti di temperatura degli strumenti e delle apparecchiature a bordo sono i fattori principali nella progettazione del sistema di controllo termico. L'obiettivo del TCS è mantenere tutti gli strumenti funzionanti entro il loro intervallo di temperatura consentito. Tutti gli strumenti elettronici a bordo del veicolo spaziale, come fotocamere, dispositivi di raccolta dati, batterie, ecc., hanno un intervallo di temperatura di esercizio fisso. Mantenere questi strumenti nella loro gamma di temperatura operativa ottimale è fondamentale per ogni missione. Alcuni esempi di intervalli di temperatura includono

  • Batterie, che hanno un intervallo operativo molto ristretto, tipicamente tra -5 e 20 °C.
  • Componenti di propulsione, che hanno un intervallo tipico da 5 a 40 °C per motivi di sicurezza, tuttavia, è accettabile un intervallo più ampio.
  • Telecamere, che hanno un intervallo da -30 a 40 °C.
  • Array solari, che hanno un ampio intervallo operativo da -150 a 100 °C.
  • Spettrometri infrarossi, che hanno una gamma di -40 a 60 ° C.

Tecnologie attuali

Rivestimento

I rivestimenti sono la più semplice e meno costosa delle tecniche TCS. Un rivestimento può essere una vernice o una sostanza chimica più sofisticata applicata alle superfici del veicolo spaziale per ridurre o aumentare il trasferimento di calore. Le caratteristiche del tipo di rivestimento dipendono dalla loro capacità di assorbimento, emissività, trasparenza e riflettività. Il principale svantaggio del rivestimento è che si degrada rapidamente a causa dell'ambiente operativo.

Isolamento multistrato (MLI)

L'isolamento multistrato (MLI) è l'elemento di controllo termico passivo più comune utilizzato sui veicoli spaziali. MLI previene sia le dispersioni di calore nell'ambiente che il riscaldamento eccessivo dall'ambiente. Anche i componenti dei veicoli spaziali come serbatoi di propellente, linee di propellente, batterie e motori a razzo solido sono ricoperti da coperte MLI per mantenere la temperatura di esercizio ideale. MLI è costituito da uno strato di copertura esterno, uno strato interno e uno strato di copertura interno. Lo strato di copertura esterno deve essere opaco alla luce solare, generare una bassa quantità di particolato contaminato ed essere in grado di sopravvivere nell'ambiente e alla temperatura a cui sarà esposto il veicolo spaziale. Alcuni materiali comuni utilizzati per lo strato esterno sono il tessuto in fibra di vetro impregnato con PTFE Teflon, PVF rinforzato con Nomex legato con adesivo in poliestere e FEP Teflon. Il requisito generale per lo strato interno è che deve avere una bassa emittanza. Il materiale più comunemente usato per questo strato è il Mylar alluminato su uno o entrambi i lati. Gli strati interni sono solitamente sottili rispetto allo strato esterno per risparmiare peso e sono perforati per favorire lo sfiato dell'aria intrappolata durante il lancio. La copertura interna è rivolta verso l'hardware del veicolo spaziale e viene utilizzata per proteggere i sottili strati interni. Le coperture interne spesso non sono alluminate per evitare cortocircuiti elettrici. Alcuni materiali utilizzati per le coperture interne sono la rete Dacron e Nomex. Mylar non viene utilizzato a causa di problemi di infiammabilità. Le coperte MLI sono un elemento importante del sistema di controllo termico.

feritoie

Le feritoie sono elementi di controllo termico attivo che vengono utilizzati in molte forme diverse. Più comunemente sono posizionati su radiatori esterni, le feritoie possono anche essere utilizzate per controllare il trasferimento di calore tra le superfici interne dei veicoli spaziali o essere posizionati su aperture sulle pareti dei veicoli spaziali. Una feritoia nel suo stato completamente aperto può respingere sei volte più calore rispetto allo stato completamente chiuso, senza bisogno di energia per azionarlo. La feritoia più comunemente usata è la feritoia bimetallica, azionata a molla, a lama rettangolare nota anche come feritoia veneziana. I gruppi radiatori a feritoie sono costituiti da cinque elementi principali: piastra di base, lame, attuatori, elementi di rilevamento ed elementi strutturali.

Riscaldatori

I riscaldatori vengono utilizzati nella progettazione del controllo termico per proteggere i componenti in condizioni ambientali a freddo o per compensare il calore non dissipato. I riscaldatori vengono utilizzati con termostati o controller a stato solido per fornire un controllo esatto della temperatura di un particolare componente. Un altro uso comune dei riscaldatori è quello di riscaldare i componenti alle loro temperature minime di esercizio prima che i componenti vengano accesi.

  • Il tipo più comune di riscaldatore utilizzato sui veicoli spaziali è il riscaldatore patch, che consiste in un elemento di resistenza elettrica inserito tra due fogli di materiale flessibile elettricamente isolante, come il Kapton . Il riscaldatore patch può contenere un circuito singolo o più circuiti, a seconda che sia richiesta o meno la ridondanza al suo interno.
  • Un altro tipo di riscaldatore, il riscaldatore a cartuccia , viene spesso utilizzato per riscaldare blocchi di materiale o componenti ad alta temperatura come i propellenti. Questo riscaldatore è costituito da una resistenza a spirale racchiusa in un involucro metallico cilindrico. In genere viene praticato un foro nel componente da riscaldare e la cartuccia viene inserita nel foro. I riscaldatori a cartuccia hanno solitamente un diametro di un quarto di pollice o meno e lunghi fino a pochi pollici.
  • Un altro tipo di riscaldatore utilizzato sui veicoli spaziali sono le unità di riscaldamento a radioisotopi note anche come RHU. Le RHU sono utilizzate per viaggiare verso i pianeti esterni oltre Giove a causa della radiazione solare molto bassa, che riduce notevolmente la potenza generata dai pannelli solari. Questi riscaldatori non richiedono alcuna alimentazione elettrica dal veicolo spaziale e forniscono calore diretto dove è necessario. Al centro di ogni RHU c'è un materiale radioattivo, che decade per fornire calore. Il materiale più comunemente usato è il biossido di plutonio . Un singolo RHU pesa solo 42 grammi e può essere contenuto in un involucro cilindrico di 26 mm di diametro e 32 mm di lunghezza. Ogni unità genera anche 1 W di calore all'incapsulamento, tuttavia la velocità di generazione del calore diminuisce con il tempo. Nella missione Cassini sono state utilizzate un totale di 117 RHU .

Radiatori

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Pannelli e radiatori (pannelli quadrati bianchi) su ISS dopo STS-120

L'eccesso di calore di scarto creato sull'astronave viene respinto nello spazio mediante l'uso di radiatori. I radiatori sono disponibili in diverse forme, come pannelli strutturali per veicoli spaziali, radiatori piatti montati sul lato del veicolo spaziale e pannelli dispiegati dopo che il veicolo spaziale è in orbita. Qualunque sia la configurazione, tutti i radiatori respingono il calore dalle radiazioni infrarosse (IR) dalle loro superfici. La potenza radiante dipende dall'emittanza e dalla temperatura della superficie. Il radiatore deve respingere sia il calore di scarto del veicolo spaziale che qualsiasi carico di calore radiante dall'ambiente. Alla maggior parte dei radiatori vengono quindi fornite finiture superficiali con elevata emissione IR per massimizzare la reiezione del calore e basso assorbimento solare per limitare il calore del sole. La maggior parte dei radiatori per veicoli spaziali rifiuta tra 100 e 350 W di calore di scarto dell'elettronica generato internamente per metro quadrato. Il peso dei radiatori in genere varia da quasi nulla, se un pannello strutturale esistente viene utilizzato come radiatore, a circa 12 kg/m 2 per un radiatore dispiegabile pesante e la sua struttura di supporto.

I radiatori della Stazione Spaziale Internazionale sono chiaramente visibili come schiere di pannelli quadrati bianchi attaccati al traliccio principale.

Tubi di calore

I tubi di calore utilizzano un ciclo chiuso a flusso di liquido a due fasi con un evaporatore e un condensatore per trasportare quantità relativamente grandi di calore da un luogo all'altro senza alimentazione elettrica.

Il futuro dei sistemi di controllo termico

  • Materiali compositi
  • Rifiuto del calore tramite radiatori passivi avanzati
  • Dispositivi di raffreddamento a spruzzo (es. radiatore a goccia di liquido )
  • Isolamento termico leggero
  • Tecnologie a emittanza variabile
  • Film di diamante
  • Rivestimenti avanzati a controllo termico
    • Microfogli
    • Spray avanzato su film sottili
    • Specchi al quarzo argentato
    • Film avanzati a base di polimeri metallizzati

Eventi

Un grande evento nel campo del controllo termico spaziale è la Conferenza Internazionale sui Sistemi Ambientali , organizzata ogni anno dall'AIAA . Un altro è l' European Space Thermal Analysis Workshop

Scudo solare

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Test a grandezza naturale del parasole per il telescopio spaziale James Webb

Nella progettazione di veicoli spaziali, uno scudo solare limita o riduce il calore causato dalla luce solare che colpisce un veicolo spaziale. Un esempio di utilizzo di uno scudo termico è sull'Infrared Space Observatory . Lo schermo solare ISO ha aiutato a proteggere il criostato dalla luce solare ed era anche coperto da pannelli solari.

Da non confondere con il concetto di scudo solare su scala globale in geoingegneria , spesso chiamato parasole spaziale o "scudo solare", in tal caso, il veicolo spaziale stesso viene utilizzato per bloccare la luce solare su un pianeta, non come parte della protezione termica del veicolo spaziale. design.

Un esempio di parasole nella progettazione di veicoli spaziali è il Sunshield (JWST) sul previsto James Webb Space Telescope .

Guarda anche

Bibliografia

Riferimenti