کنترل حرارتی فضاپیما

سیستم‎کنترل‎حرارتی می‎تواند از هر دو قسمت فعال و غیر‎فعال تشکیل شده‎باشد و به دو روش کار کند:

• از تجهیزات در برابر گرمای بیش از حد محافظت می کند، چه با استفاده از عایق حرارتی در برابر شارهای‎حرارتی‎خارجی (مانند خورشید یا شار‎مادون‎قرمز سیاره‎ای و شار‎آلبیدو)، یا با حذف مناسب گرما از منابع داخلی (مانند گرمای ساطع شده توسط تجهیزات الکترونیکی داخلی).
• از تجهیزات در برابر دماهای‎بسیار پایین، با عایق‎حرارتی از سینک های خارجی، با افزایش جذب حرارت از منابع خارجی، یا با انتشار گرما از منابع داخلی محافظت می کند.

‎سیستم کنترل حرارتی غیر فعال ( PTCS ) عبارت است از:

• عایق چند لایه (MLI) که از فضاپیما در برابر گرمای بیش از حد خورشیدی یا سیاره‎ای و همچنین از خنک شدن بیش از حد در هنگام قرار گرفتن در اعماق فضا محافظت می کند.
• پوشش هایی که خواص حرارتی اپتیکی سطوح خارجی را تغییر می دهند.
• پرکننده های حرارتی برای بهبود کوپلینگ حرارتی در رابط های انتخاب شده (به عنوان مثال، در مسیر حرارتی بین یک واحد الکترونیکی و رادیاتور آن).
• واشرهای حرارتی برای کاهش کوپلینگ حرارتی در رابط های انتخاب شده.
• دوبلورهای حرارتی برای پخش گرمای دفع شده توسط تجهیزات روی سطح رادیاتور.
• آینه ها (آینه های سطح ثانویه، SSM یا بازتابنده های خورشیدی نوری، OSR) برای بهبود قابلیت دفع حرارت رادیاتورهای خارجی و در عین حال کاهش جذب شارهای خورشیدی خارجی.
• واحدهای گرمکن رادیوایزوتوپ (RHU)، که توسط برخی از مأموریت های سیاره ای و اکتشافی برای تولید گرما برای اهداف TCS استفاده می شود.

سیستم کنترل حرارتی فعال ( ATCS ) عبارتند از:

• بخاری های الکتریکی مقاومتی با کنترل ترموستاتیک برای حفظ دمای تجهیزات بالاتر از حد پایین آن در طول مراحل سرد ماموریت.
• حلقه های سیال برای انتقال گرمای ساطع شده از تجهیزات به رادیاتورها. آنها می توانند ... باشند:
  • حلقه های تک فاز که توسط پمپ کنترل می شوند.
  • حلقه های دو فاز، متشکل از لوله های حرارتی (HP)، لوله های حرارتی حلقه (LHP) یا حلقه های پمپ شده مویرگی (CPL).
• لوورها (که قابلیت دفع حرارت را به عنوان تابعی از دما به فضا تغییر می دهند).
• کولرهای ترموالکتریک .

• تعامل با محیط
  • شامل تعامل سطوح خارجی فضاپیما با محیط است. یا سطوح باید از محیط محافظت شوند، یا باید تعامل بهبود یابد. دو هدف اصلی تعامل محیطی کاهش یا افزایش شارهای محیطی جذب شده و کاهش یا افزایش تلفات حرارتی به محیط است.
• جمع آوری گرما
  • شامل حذف گرمای دفع شده از تجهیزاتی است که در آن ایجاد شده است تا از افزایش ناخواسته دمای فضاپیما جلوگیری شود.
• انتقال حرارت
  • گرما را از جایی که ایجاد می شود به دستگاه تابشی می برد.
• دفع حرارت
  • گرمای جمع آوری شده و منتقل شده باید در دمای مناسب به یک هیت سینک که معمولاً محیط فضای اطراف است، دفع شود. دمای دفع به میزان گرمای درگیر، دمایی که باید کنترل شود و دمای محیطی که دستگاه گرما را به آن تابش می کند، بستگی دارد.
• تامین و ذخیره گرما.
  • برای حفظ سطح دمای مطلوب است که در آن گرما باید تامین شود و قابلیت ذخیره گرما مناسب باید پیش بینی شود.

برای یک فضاپیما، محیط اصلی فعل و انفعالات ، انرژی حاصل از خورشید و گرمای‎ تابش‎شده به اعماق فضا است. سایر پارامترها نیز بر طراحی سیستم‎کنترل‎حرارتی مانند ارتفاع فضاپیما، مدار، تثبیت وضعیت و شکل فضاپیما تأثیر می‌گذارند. انواع مختلف مدار مانند مدار پایین زمین و مدار زمین ثابت نیز بر طراحی سیستم‎کنترل‎حرارتی تاثیر می گذارند.

• مدار پایین زمین (LEO)
  • این مدار اغلب توسط فضاپیماهایی که ویژگی‌های زمین و محیط اطراف آن را نظارت یا اندازه‌گیری می‌کنند و آزمایشگاه‌های‎فضایی بدون سرنشین و باسرنشین، مانند EURECA و ایستگاه فضایی بین‌المللی، استفاده می‌شود. این ناحیه تأثیر زیادی بر نیازهای سیستم کنترل حرارتی دارد، انتشار مادون قرمز زمین و آلبدو نیز نقش بسیار مهمی دارد، همچنین دوره مداری نسبتاً کوتاه کمتر از 2 ساعت و مدت خسوف طولانی نیزحائز اهمیت است . ابزارهای کوچک یا تجهیزات فرعی در فضاپیما مانند صفحات خورشیدی که اینرسی حرارتی پایینی دارند می توانند به طور جدی تحت تأثیر این محیط در حال تغییر قرار گیرند و ممکن است به روش های طراحی حرارتی بسیار خاصی نیاز داشته باشند.
• مدار زمین ثابت (GEO)
  • در این مدار 24 ساعته، در هنگام نفوذ زمین به جز سایه کسوف، تقریبا ناچیز است، ساعت در اعتدال کسوف های طولانی بر طراحی سیستم های عایق و گرمایش فضاپیما تأثیر می گذارد. تغییرات فصلی در جهت و شدت تابش خورشیدی تأثیر زیادی بر طراحی دارد و انتقال گرما را به دلیل نیاز به انتقال بیشتر گرمای پراکنده به رادیاتور در سایه و سیستم های دفع گرما از طریق افزایش رادیاتور پیچیده می کند. منطقه مورد نیاز تمام مخابرات و بسیاری از ماهواره های هواشناسی تقریبا در این نوع مدار قرار دارد.
• مدارهای بسیار خارج از مرکز (HEO)
  • این مدارها بسته به ماموریت خاص می‌توانند دامنه وسیعی از ارتفاعات داشته باشند. به طور کلی، از آنها برای رصدخانه‌های نجوم استفاده می‌شود و طراحی TCS به دوره مداری فضاپیما، تعداد و مدت خسوف‌ها، وضعیت نسبی زمین، خورشید و فضاپیما، نوع ابزار موجود در کشتی و شرایط دمایی فردی آنها بستگی دارد.
• کاوش در اعماق فضا و سیاره
  • یک مسیر بین سیاره ای فضاپیماها را در معرض طیف وسیعی از محیط های حرارتی قرار می دهد که شدیدتر از محیط های اطراف مدارهای زمین است. ماموریت بین سیاره ای بسته به جرم آسمانی، شامل ماموريت‌های مختلف است. به طور کلی، ویژگی های مشترک طولانی مدت ماموریت و نیاز به مقابله با شرایط گرمایی شدید، مانند سفرهای فضایی نزدیک یا دور از خورشید (از 1 تا 4-5 AU)، چرخش به دور مدار پایین بسیار سرد یا بسیار گرم، اجرام آسمانی داغ و بقا در محیط های غبارآلود و یخی بر روی سطوح اجسام بررسی شده است. چالش TCS این است که قابلیت دفع حرارت کافی را در طول فازهای عملیاتی داغ فراهم کند و در عین حال در فازهای غیرفعال سرد از بین نرود. مشکل اصلی اغلب تامین انرژی مورد نیاز برای سالم ماندن فضاپیما است.

شرایط دمایی مورد نیاز در ابزار و تجهیزات موجود در فضاپیما از عوامل اصلی در طراحی سیستم کنترل حرارتی است. هدف TCS این است که همه ابزارها در محدوده دمای مجاز خود کار کنند. تمام ابزارهای الکترونیکی موجود در فضاپیما مانند دوربین‌ها، دستگاه‌های جمع آوری داده‌ها، باتری‌ها و غیره دارای محدوده دمایی ثابتی هستند. نگه داشتن این ابزارها در محدوده دمای بهینه خود برای هر ماموریت اهمیت دارد. چند نمونه از محدودیت‎ دمایی عبارتند از

• باتری‌هایی که محدوده عملکرد بسیار پایینی دارند، معمولاً بین ۵- تا ۲۰ درجه سانتی‌گراد.
• اجزای پیشرانه که به دلایل ایمنی در محدوده 5 تا 40 درجه سانتیگراد هستند، با این حال محدوده وسیع تری فعالیت دارند.
• دوربین هایی که در محدوده دمایی 30- تا 40 درجه سانتیگراد هستند.
• پنل‌های خورشیدی که محدوده دمایی وسیعی از -150 تا 100 درجه سانتیگراد دارند.
• طیف‌سنج‌های مادون قرمز، که محدوده‌ دمایی از -40 تا 60 درجه سانتی‌گراد دارند.

پوشش

پوشش‌ها ساده‌ترین و کم هزینه‌ترین تکنیک‌های TCS هستند. یک پوشش ممکن است رنگ یا ماده شیمیایی پیچیده‌تری باشد که برای کاهش یا افزایش انتقال حرارت روی سطوح فضاپیما اعمال می شود. ویژگی‌های نوع پوشش بستگی به قابلیت جذب، انتشار، شفافیت و بازتاب پذیری آنها دارد. عیب اصلی پوشش این است که به دلیل شرایط محیطی به سرعت تخریب می‌شود.

عایق چند لایه (MLI)

عایق چند لایه (MLI) رایج‌ترین روش کنترل حرارتی غیر‌مستقیم مورد‌ استفاده در فضاپیما است. MLI هم از تلفات حرارتی به محیط و هم از جذب گرمای بیش از حد محیط جلوگیری می‌کند. اجزای فضاپیما مانند مخازن سوخت، خطوط پیشران، باتری‌ها و سوخت جامد موتورهای موشک برای حفظ دمای ایده آل عملیات توسط عایق‌های MLI پوشیده شده‌اند. MLI از یک لایه پوشش بیرونی و یک لایه پوشش داخلی تشکیل شده است. پوشش لایه بیرونی باید در برابر نور خورشید کدر باشد، مقدار کمی ذرات آلاینده تولید کند و بتواند در محیط و دمایی که فضاپیما در معرض آن قرار می‌گیرد از بین نرود. برخی از مواد رایج مورد استفاده برای لایه بیرونی، پارچه فایبرگلاس آغشته به تفلون PTFE ، PVF تقویت شده با Nomex چسبانده شده با چسب پلی استر و FEP تفلون هستند. ویژگی اصلی لایه داخلی این است که باید تابش کم داشته باشد. متداول‌ترین ماده مورد استفاده برای این لایه، مایلار آلومینیومی در یک یا هر دو طرف آن است. لایه‌های داخلی معمولاً در مقایسه با لایه‌های بیرونی نازک‌تر هستند تا در وزن صرفه‌جویی کنند و برای کمک به تخلیه هوای محبوس شده در حین پرتاب دارای تخلخل است. پوشش داخلی روی تجهیزات اصلی فضاپیما می‌باشد و برای محافظت از آنها استفاده می‌شود. پوشش‌های داخلی اغلب به منظور جلوگیری از اتصال الکتریکی، از آلومینیوم ساخته نمی‌شوند. برخی از مواد مورد استفاده برای پوشش‌های داخلی توری داکرون و نومکس هستند. مایلار به دلیل خطر اشتعال استفاده نمی‌شود. عایق‌های MLI یک عنصر مهم در سیستم کنترل حرارتی هستند.

لوورها

لوورها عناصر کنترل حرارتی فعال هستند که در اشکال مختلف مورد استفاده قرار می‌گیرند. معمولاً آنها را روی رادیاتورهای خارجی قرار می‌دهند، لوورها همچنین می‌توانند برای کنترل انتقال‌حرارت بین سطوح داخلی فضاپیما استفاده شوند یا روی منافذ روی دیواره‌ی فضاپیما قرار گیرند. یک لوور بدون نیاز به برق برای کار کردن در حالت کاملاً گسترده می‌تواند شش برابر گرما را در حالت کاملاً بسته خود دفع کند، . پرکاربردترین لوور، لوور دو فلزی تیغه‌ای مستطیلی شکل با فنر است که به لوور کور ونیزی نیز معروف است. مجموعه‌های رادیاتور لوور از پنج عنصر اصلی صفحه پایه، تیغه‌ها، محرک‌ها، عناصر‌حسگر و عناصر ساختاری تشکیل شده‌اند.

بخاری

هیترها در طراحی کنترل حرارتی برای محافظت از قطعات در شرایط محیطی سرد یا برای جبران گرمایی که دفع نمی‌شود استفاده می‌شود. بخاری‌ها با ترموستات‌ها برای کنترل دقیق دمای یک قطعه خاص استفاده می‌شوند. یکی دیگر از کاربردهای متداول بخاری‌ها گرم کردن قطعات تا حداقل دمای لازم برای شروع عملکرد آنها قبل از روشن شدن قطعات است.

• متداول‌ترین نوع بخاری مورد استفاده در فضاپیما، بخاری پچ است که از یک عنصر مقاومت الکتریکی تشکیل شده است که بین دو صفحه از مواد عایق الکتریکی انعطاف‌پذیر مانند کاپتون قرار گرفته است. پچ هیتر بسته به اینکه نیاز به افزونگی در آن باشد یا خیر، دارای یک مدار یا چندین مدار است.
• نوع دیگری از بخاری، بخاری کارتریجی، اغلب برای گرم کردن بلوک‌های مواد یا اجزای با دمای بالا مانند پیشرانه‌ها استفاده می‌شود. این بخاری از یک مقاومت سیم پیچی تشکیل شده است که در یک محفظه فلزی استوانه‌ای محصور شده است. معمولاً یک سوراخ در قطعه ای که قرار است گرم شود ایجاد می‌شود و کارتریج در داخل سوراخ قرار می‌گیرد. بخاری‌های کارتریج معمولاً یک چهارم اینچ یا کمتر قطر و تا چند اینچ طول دارند.
• نوع دیگری از گرمکن مورد استفاده در فضاپیما، واحدهای گرمکن رادیو ایزوتوپی است که به نام RHUs نیز شناخته می‌شود. RHU ها برای سفر به سیارات بیرونی نزدیک به مشتری به دلیل تابش بسیار کم خورشیدی استفاده می‌شوند که انرژی تولید شده از صفحات خورشیدی را تا حد زیادی کاهش می‌دهد. این بخاری‌ها به هیچ انرژی الکتریکی از فضاپیما نیاز ندارند و گرمای مستقیم را در جایی که نیاز است تامین می‌کنند. در مرکز هر RHU یک ماده رادیواکتیو وجود دارد که برای ایجاد گرما تجزیه می‌شود. متداول‌ترین ماده مورد استفاده دی اکسید پلوتونیوم است. یک RHU تنها 42 گرم وزن دارد و می‌تواند در یک محفظه استوانه‌ای با 26 میلی متر قطر و 32 میلی متر طول قرار گیرد . هر واحد نیز 1 وات گرما در کپسولاسیون تولید می کند، با این حال نرخ تولید گرما با زمان کاهش می یابد. در مجموع از 117 RHU در ماموریت کاسینی استفاده شده است.

رادیاتورها

گرمای اضافی ایجاد شده در فضاپیما با استفاده از رادیاتور به فضا دفع می‌شود. رادیاتورها به اشکال مختلف وجود دارند، مانند پنل‌های ساختاری فضاپیما، رادیاتورهای دارای صفحه تخت که در کنار فضاپیما نصب می‌شوند و پنل‌هایی که پس از قرار گرفتن فضاپیما در مدار قرار می گیرند. وضعیت هر چه باشد، همه رادیاتورها گرما را با تابش مادون قرمز (IR) از سطوح خود دفع می‌کنند. قدرت تابش به میزان انتشار و دمای سطح بستگی دارد. رادیاتور باید هم گرمای تلف‌شده فضاپیما و هم هرگونه گرمای تابشی از محیط را دفع کند. بنابراین روی اکثر رادیاتورها روکش‌های سطحی با تابش IR پوشیده می‌شود تا دفع گرما را به حداکثر برسانند و جذب تابش خورشیدی کم را برای محدود کردن گرمای خورشید ایجاد کنند. اکثر رادیاتورهای فضاپیما گرمای الکترونیکی تولید شده داخلی در هر متر مربع که بین 100 تا 350 وات است، را رد می‌کنند.

رادیاتورهای ایستگاه فضایی بین‌المللی به‌صورت مجموعه‌ای از صفحه‌های مربع شکل سفید رنگ که به ساختار اصلی متصل شده‌اند به وضوح قابل مشاهده هستند.

لوله های حرارتی

لوله‌های حرارتی از یک حلقه جریان مایع دو فاز بسته با یک اواپراتور و یک کندانسور برای انتقال مقادیر نسبتاً زیاد گرما از یک مکان به مکان دیگر بدون نیروی الکتریکی استفاده می‌کنند.

• مواد کامپوزیت
• دفع حرارت از طریق رادیاتورهای غیرفعال پیشرفته
• دستگاه های خنک کننده اسپری (مانند رادیاتور قطرات مایع )
• عایق حرارتی سبک
• فن‌آوری های انتشار متغیر
• لایه‌های الماس
• پوشش های کنترل حرارتی پیشرفته
  • میکرو ورق
  • اسپری پیشرفته روی لایه‌های نازک
  • آینه‌های کوارتز نقره ای
  • لایه‌های مبتنی بر پلیمر متالایز پیشرفته

در طراحی فضاپیما، محافظ خورشیدی گرمای ناشی از برخورد نور خورشید به فضاپیما را محدود می‌کند یا کاهش می‌دهد. نمونه‌ای از کاربرد محافظ حرارتی در رصدخانه فضایی مادون قرمز است. محافظ خورشیدی ISO به محافظت از کرایواستات در برابر نور خورشید کمک می‌کند و همچنین با پنل‌های خورشیدی پوشانده شده است.

نباید مفهوم سپر خورشیدی در مقیاس جهانی با مهندسی زمین(اتمسفر زمین) اشتباه گرفته ‌شود، که اغلب به آن سایه‌بان فضایی یا "سپر خورشیدی" می‌گویند، در این مورد، از خود فضاپیما برای جلوگیری از نور خورشید در یک سیاره استفاده می‌شود، نه به عنوان بخشی از طراحی حرارتی فضاپیما .

نمونه‌ای از یک محافظ خورشیدی در طراحی فضاپیما، Sunshield (JWST) در تلسکوپ فضایی جیمز وب استفاده شده است.

• سیستم کنترل محیطی و پشتیبانی از حیات
• سایه‌بان فضایی
• کنترل دما

• گیلمور، دی جی، "راهنمای کنترل حرارتی ماهواره ای"، انتشارات شرکت هوافضا، 1994.
• کرم، R. D.، کنترل حرارتی ماهواره ای برای مهندسین سیستم، پیشرفت در فضانوردی و هوانوردی، AIAA ، 1998.
• گیلمور، دی جی، کتابچه راهنمای کنترل حرارتی فضاپیما ویرایش دوم. ، انتشارات شرکت هوافضا، 2002.
• دی پارولیس، ام.ان.، و دبلیو پینتر-کراینر. تکنیک های فعلی و آینده برای کنترل حرارتی فضاپیما 1. محرک های طراحی و فناوری های جاری . 1 آگوست 1996. وب سایت: 5 سپتامبر 2014.

مشارکت‌کنندگان ویکی‌پدیا. «Spacecraft thermal control». در دانشنامهٔ ویکی‌پدیای انگلیسی، بازبینی‌شده در ۳۰ نوامبر ۲۰۲۱.

1. ↑ "Radiators". International Space Station. NASA. Retrieved September 26, 2015.
2. ↑ "Chapter 10: Thermal Control Systems". Archived from the original on 2016-12-20.
3. ↑ [۱]
4. ↑ Gorvett, Zaria (26 April 2016). "How a giant space umbrella could stop global warming". BBC.
5. ↑ "The Sunshield". JAMES WEBB SPACE TELESCOPE. Goddard Space Flight Center.