Simulation of the thermal control system of nanosatellite using the loop heat pipes under the orbital flight conditions

Full Text

Введение В последнее десятилетие наблюдается резкий рост популярности малых космических аппаратов - микро- и наноспутников [1-6]. Это связано с тенденцией к миниатюризации бортовых систем, низкой стоимостью запуска и эксплуатации, а также расширением круга участников космической деятельности. Такие аппараты используются в прикладных, научных, учебных и технологических целях. К январю 2020 г. было запущено 1307 наноспутников, из них 1200 было разработано на основе стандарта Cubesat [7]. Таким образом, более 90 % всех наноспутников приходится на Cubesat [8-10], что делает его основным стандартом для разработки наноспутников. По прогнозам, к 2023 г. должно запускаться более 400 аппаратов в год, в результате чего на орбите Земли окажется порядка 3000 микро- и наноспутников [11]. В настоящее время ведется активный поиск конструкторско-технологических решений создания наноспутников с корпусом из высокотеплопроводных композиционных материалов. В частности, углепластики могут иметь коэффициент теплопроводности, соизмеримый с алюминием [12]. Бортовой компьютер является «сердцем» спутника (рис. 1). Одна из ключевых проблем при проектировании наноспутников заключается в обеспечении заданного температурного диапазона работы тепловыделяющих частей бортового компьютера: модуля центрального процессора и элементов памяти [13; 14]. Решение задач, связанных с обработкой большого количества информации, вызывает необходимость применения в бортовых компьютерах наноспутников современных процессоров с тепловой мощностью (TDP) в десятки ватт. Для нормального функционирования большинство процессоров не должны нагреваться выше 80…90 ˚С [15]. В условиях космического пространства невозможно применение стандартных способов охлаждения процессора с помощью конвективного теплообмена. Малые габаритные размеры и плотная компоновка затрудняют сброс тепла излучением во внутренний объем наноспутников. Перегрев процессора может привести к выходу из строя бортового компьютера и провалу миссии наноспутника. Рис. 1. Бортовой компьютер ROC в корпусе наноспутника GRESAT Figure 1. On-board computer ROC in the body of nanosatellite GRESAT Для решения данной проблемы необходимо обеспечить отведение избыточной теплоты от процессора бортового компьютера на углепластиковый корпус наноспутника и сброс ее в космическое пространство. Это может быть реализовано при помощи систем с удаленным стоком теплоты - миниатюрных контурных тепловых труб (КТТ), которые имеют высокую эффективную теплопроводность, малую массу и могут работать в условиях невесомости [9-11]. Они отличаются относительной простотой конструкции, полной автономностью и способны передавать большое количество теплоты на необходимое расстояние. К настоящему времени в России существует пять предприятий, которые занимаются разработкой и производством тепловых труб [20]. Цель настоящей работы - теоретическое обоснование обеспечения теплового режима процессора бортового компьютера наноспутника в условиях орбитального полета с помощью тепловых труб, размещенных в корпусе из композиционного материала. 1. Постановка задачи Данная статья является дальнейшим развитием работы [21], в которой была обоснована возможность применения в наноспутниках контурных тепловых труб для охлаждения процессора с тепловой мощностью 15 Вт (класс легких ноутбуков). Для стационарных условий теплообмена были выбраны параметры тепловой трубы и исследовано влияние анизотропии коэффициента теплопроводности в плоскости армирования углепластикового корпуса наноспутника. Однако в реальных условиях эксплуатации наноспутник подвергается воздействию нестационарных тепловых нагрузок от Солнца и Земли. Нагревание корпуса внешними тепловыми потоками может ухудшить отведение избыточной теплоты конденсатором КТТ. Это может привести к перегреву процессора и элементов памяти бортового компьютера. Для моделирования была выбрана такая же конструктивная схема наноспутника, как и в [21]. Наноспутник представляет собой негерметичную бескаркасную конструкцию в виде тонкостенного параллелепипеда, в центре которого установлена материнская плата 6 с процессором 3 и шестью устройствами памяти 12 (рис. 2). Для улучшения теплового контакта между процессором 3 и крышкой 4 нанесен тонкий слой термопасты типа Evercool Nano Diamond толщиной 0,1 мм. Корпус наноспутника изготовлен из ортотропного углепластика толщиной 1 мм. Принято, что λy и λz - коэффициенты теплопроводности соответственно в направлениях Y и Z плоскости армирования каждой грани корпуса наноспутника, а λx - коэффициент теплопроводности в направлении нормали X каждой грани корпуса наноспутника (табл. 1). Контурная тепловая труба состоит из испарителя 1 с капиллярно-пористой структурой и конденсатора 7. а Рис. 2. Конструкция наноспутника с одной КТТ: а - общий вид; б - сборка интерфейса испарителя; в - элементы КТТ; г - схема контакта конденсатора с поверхностью корпуса наноспутника: 1 - испаритель; 2 - интерфейс испарителя; 3 - процессор; 4 - крышка процессора; 5 - плата процессора; 6 - материнская плата; 7 - конденсатор; 8 - термопаста; 9 -корпус наноспутника; 10, 11 - трубопроводы (паропровод и конденсаторопровод); 12 - память Figure 2. The structural diagram of the nanosatellite with one LHP: a - general view; б - assembly of the evaporator interface; в - loop heat pipe elements; г - contact diagram of the condenser with the surface of the nanosatellite case: 1 - evaporator; 2 - evaporator interface; 3 - processor; 4 - processor cover; 5 - processor board; 6 - motherboard; 7 -condenser; 8 - thermal grease; 9 - nanosatellite case; 10, 11 - pipelines (varopline and liquidline); 12 - RAM Они связаны между собой паропроводом и конденсатопроводом (табл. 2). Испаритель 1 находится внутри медного интерфейса 2, который снимает теплоту от процессора 3 через крышку 4. Увеличение площади контакта между конденсатором 7 тепловой трубы и внутренней поверхностью стенки корпуса наноспутника 9 достигается с помощью такой же термопасты 8. Все конструктивные элементы наноспутника диффузно отражают и испускают излучение во внутреннее пространство, заполненное диатермической средой. Тепловые контакты между ними считаются идеальными. Наноспутник нагревается потоками солнечного излучения, отраженного и собственного излучения Земли. Наружная поверхность корпуса сбрасывает теплоту в космическое пространство. Оптические свойства всех поверхностей не зависят от температуры и постоянны во всем спектральном диапазоне. Таблица 1 Геометрические размеры и характеристики материалов наноспутника Table 1 Geometrical dimensions and characteristics of nanosatellite materials Название Name Размеры, мм Dimensions, mm Материал Material Коэффициент теплопроводности λ, Вт/(м·К) Heat conductivity coefficient λ, W/(m·K) Степень черноты Emissivity ε Материнская плата Motherboar 100х100х1 Стеклотекстолит Fiberglass 0,244 0,9 Плата процессора Processor board 60х60х0,8 Стеклотекстолит Fiberglass 0,244 0,9 Процессор Processor 24х42х1,3 Кремний Silicon 148,0 - Окончание табл. 1 Название Name Размеры, мм Dimensions, mm Материал Material Коэффициент теплопроводности λ, Вт/(м·К) Heat conductivity coefficient λ, W/(m·K) Степень черноты Emissivity ε Память (6 штук) RAM (6 pcs.) 10х10х1,5 Кремний Silicon 148,0 0,9 Термопаста Evercool Nano Diamond Thermal grease Evercool Nano Diamond 24х42х0,1 Алмазные микрочастицы Diamond microparticles 8,0 - Крышка процессора Processor cover 53х53х0,5 Алюминиевый сплав Aluminium alloy 144,0 0,7 Корпуc наноспутника Nanosatellite case wit 100х100х200 с толщиной листа 1 мм h a sheet thickness of 1 mm Углепластик Carbon fiber reinforced plastic λx = 0,5; λy = var; λz = var 0,8 Таблица 2 Основные конструктивные параметры контурной тепловой трубы Structural parameters of the loop heat pipe Table 2 Компонент Component Характеристика Characteristic Значение, мм [Value, mm] Испаритель Evaporator Диаметр / Diameter Длина / Length 8,0 50,0 Конденсаторопровод Liquidline Диаметр / Diameter Длина / Length 3,0 68,5 Паропровод Varopline Диаметр /Diameter Длина /Length 3,0 68,5 Конденсатор Condenser Диаметр /Diameter Длина / Length 3,0 400,0 Интерфейс испарителя Evaporator interface Длина / Length Ширина / Width Толщина/ Thickness 50,0 50,0 10,0 2. Расчет на эллиптической орбите Земли Полагалось, что наноспутник в период осеннего равноденствия находится на эллиптической орбите Земли с максимальной высотой 900 км и минимальной - 600 км. Угол наклонения орбиты равен 95˚ и период обращения - 5980 с. Наноспутник ориентирован следующим образом: -Y - направление на Землю, +X - направление вектора скорости (рис. 3). Исходными данными служили следующие величины: коэффициенты теплопроводности в направлениях Y и Z плоскости армирования корпуса наноспутника (см. рис. 2), λy = 6 Вт/(м·К) и λz = 4 Вт/(м·К) соответственно; степень черноты поверхности корпуса ε = 0,8; коэффициент поглощения солнечного излучения As = 0,3. Считалось, что КТТ - монолитное тело с коэффициентом эффективной теплопроводности λef. = 20000 Вт/(м·К). Геометрические размеры элементов наноспутника и характеристики материалов заимствовались из табл. 1, 2. Моделирование проводилось в программе Siemens NX. Установлено, что температура процессора на освещенной стороне орбиты (точка А) не превышает допустимую и составляет 72,6 ˚С, а на теневой (точка Б) - 64,6 ˚С (рис. 4, 5). При этом температура корпуса наноспутника изменяется от минус 30 ˚С до плюс 60 ˚С. Элементы памяти нагреваются неравномерно. Максимальную температуру 98,8 ˚С имеет элемент памяти, расположенный между интерфейсом и конденсатором возле освещенной грани корпуса пустимой и это может негативно отразиться на рабонаноспутника. Такая температура памяти близка к до- тоспособности бортового компьютера. Рис. 3. Положение наноспутника на эллиптической орбите Земли Figure 3. The position of the nanosatellite in the elliptical orbit of the Earth a б в Рис. 4. Температурное состояние наноспутника с одной КТТ на освещенной стороне орбиты при τ = 2990 с (точка А): а - общий вид; б - элементы внутренней компоновки; в - процессор Figure 4. Temperature state of the nanosatellite with one LHP on the illuminated side of the orbit for τ = 2990 s (point A): a - general view; б - interior fittings; в - processor a б в Рис. 5. Температурное состояние наноспутника с одной КТТ на теневой стороне орбиты при τ = 5980 с (точка Б): а - общий вид; б - элементы внутренней компоновки; в - процессора Figure 5. Temperature state of the nanosatellite with one LHP on the shadow side of the orbit for τ = 5980 s (point Б): a - general view; б - interior fittings; в - processor Более интенсивный теплоотвод можно обеспечить с помощью двух КТТ, имеющих общий интерфейс 2 (рис. 6). В интерфейсе расположены два испарителя 1, а конденсаторы 7 выведены на противоположные грани корпуса наноспутника. При этом остальная конструкция наноспутника сохранилась неизменной. При моделировании полагалось, что КТТ одинаковые, а коэффициент эффективной теплопроводности λef каждой из них равен 20000 Вт/(м·К). Остальные исходные данные такие же, как в предыдущем примере. Расчеты показали, что температура наиболее нагретого элемента памяти на освещенной стороне орбиты (точка А) уменьшилась до 67,1 ˚С, а процессора - до 46,2 ˚С. Распределение температуры по корпусу наноспутника находится в менее широких пределах, чем в предыдущем примере: от минус 21 ˚С до плюс 37 ˚С (рис. 7-9). Рис. 6. Конструкция наноспутника с двумя КТТ: а - общий вид; б - сборка интерфейса испарителя; в - элементы КТТ; 1 - испаритель; 2 - интерфейс испарителя; 3 - процессор; 4 - крышка процессора; 5 - плата процессора; 6 - материнская плата; 7 - конденсатор; 8, 9 - трубопроводы; 10 - память Figure 6. The structural diagram of the nanosatellite with two LHP: a - general view; б - assembly of the evaporator interface; в - loop heat pipe elements; 1- evaporator; 2 - evaporator interface; 3 - processor; 4 - processor cover; 5 - processor board; 6 - motherboard; 7 - condenser; 8, 9 - pipelines; 10 - RAM a б в Рис. 7. Температурное состояние наноспутника с двумя КТТ на освещенной стороне орбиты при τ = 2990 с (точка А): а - общий вид; б - элементы внутренней компоновки; в - процессор Figure 7. Temperature state of the nanosatellite with two LHP on the illuminated side of the orbit for τ = 2990 s (point A): a - general view; б - interior fittings; в - processor a б в Рис. 8. Температурное состояние наноспутника с двумя КТТ на теневой стороне орбиты при τ = 5980 с (точка Б): а - общий вид; б - элементы внутренней компоновки; в - процессор Figure 8. Temperature state of the nanosatellite with two LHP on the shadow side of the orbit for τ = 5980 s (point Б): a - general view; б - interior fittings; в - processor Рис. 9. Зависимость температуры процессора от времени на эллиптической орбите Земли: 1 - с одной КТТ; 2 - с двумя КТТ Figure 9. The dependence of the processor temperature on time in elliptical orbit of the Earth: 1 - with one LHP; 2 - with two LHP 3. Расчет на геостационарной орбите Земли Для эллиптической орбиты характерна высокая суточная частота тепловых смен, вызванных заходами в тень Земли. На геостационарной же орбите период полного оборота вокруг Земли составляет одни сутки, в течение которых наноспутник в зависимости от времени года большую часть времени находится под воздействием солнечного излучения. В работе рассмотрен случай движения наноспутника в период весеннего равноденствия, который сопровождается заходом в тень Земли. Исходные данные для моделирования принимались такие же, как в предыдущем примере. Результаты расчета показали, что максимальные температуры процессора и наиболее нагретого элемента памяти ниже, чем на эллиптической орбите (рис. 10, табл. 3). Это может быть связано с тем, что на геостационарной орбите плотность потоков собственного и отраженного от Земли излучения существенно ниже, чем на эллиптической орбите. Конструкция наноспутника с двумя тепловыми трубами позволяет снизить максимальную температуру процессора и памяти примерно на 30…35 ˚С и 15…25 ˚С соответственно. Рис. 10. Зависимость температуры процессора от времени на геостационарной орбите Земли: 1 - с одной КТТ; 2 - с двумя КТТ Figure 10. The dependence of the processor temperature on time in geostationary orbit of the Earth: 1 - with one LHP; 2 - with two LHP Таблица 3 Температура процессора и наиболее нагретого элемента памяти на земных орбитах Table 3 Temperature of the processor and the warmest RAM in Earth orbits Тип конструкции Type of structure Эллиптическая орбита Elliptical orbit Геостационарная орбита Geostationary orbit Процессор Processor Tpro ˚С Память RAM TRAM ˚С Процессор Processor Tpro ˚С Память RAM TRAM ˚С max min max min max min max min С одной КТТ with one LHP 75,5 61,8 98,8 84,7 70,0 46,7 91,5 71,0 С двумя КТТ with two LHP 47,7 31,7 82,8 66,9 35,8 13,5 66,3 46,9 4. Влияние анизотропии коэффициента теплопроводности Анизотропия коэффициента теплопроводности в плоскости армирования [22; 23] вдоль осей Y и Z каждой грани углепластикового корпуса (см. рис. 2, 6) имеет разную степень влияния на температурное состояние процессора наноспутника. Моделирование проводилось для условий эллиптической орбиты. Увеличение коэффициента теплопроводности в направлении Y каждой грани корпуса с 6 Вт/(м·К) до 100 Вт/(м·К) уменьшает температуру процессора на 8 ˚С и 5 ˚С при охлаждении процессора с помощью соответствен но одной и двух КТТ (рис. 11). Увеличение коэффициента теплопроводности в направлении Z каждой грани корпуса с 6 Вт/(м·К) до 100 Вт/(м·К) позволяет более интенсивно отводить избыточную теплоту. Температура процессора при этом уменьшается на 14 ˚С и 12 ˚С для соответственно схем с одной и двумя КТТ (рис. 12). Таким образом, корпус рассмотренного модельного наноспутника целесообразно изготавливать из углепластика с более высоким коэффициентом теплопроводности в направлении Z каждой его грани, чем соответственно в направлении Y. Рис. 11. Зависимость температуры процессора от коэффициента теплопроводности λy: 1 - с одной КТТ, 2 - с двумя КТТ Figure 11. The dependence of the processor temperature on the thermal conductivity coefficient λy: 1 - with one LHP; 2 - with two LHP Рис. 12. Зависимость температуры процессора от коэффициента теплопроводности λz: 1 - с одной КТТ, 2 - с двумя КТТ Figure 12. The dependence of the processor temperature on the thermal conductivity coefficient λz: 1 - with one LHP; 2 - with two LHP

About the authors

Yu Wang

Bauman Moscow State Technical University (National Research University of Technology)

Author for correspondence.
Email: 1363355962@qq.com

Master Student of the Department SM-13 Rocket and Space Composite Structures

5 2-ya Baumanskayа St, bldg 1, Moscow, 105005, Russian Federation

Oleg V. Denisov

Bauman Moscow State Technical University (National Research University of Technology)

Email: denisov.sm13@mail.ru
ORCID iD: 0000-0002-7320-0201

Associate Professor of the Department SM-13 Rocket and Space Composite Structures, BMSTU, Candidate of Technical Sciences

5 2-ya Baumanskayа St, bldg 1, Moscow, 105005, Russian Federation

Liliana V. Denisova

Bauman Moscow State Technical University (National Research University of Technology)

Email: u.pasika@yandex.ru
ORCID iD: 0000-0003-4748-5351

Associate Professor of the Department SM-13 Rocket and Space Composite Structures, BMSTU, Candidate of Technical Sciences

5 2-ya Baumanskayа St, bldg 1, Moscow, 105005, Russian Federation

References

Supplementary files