Proceso de mantener todas las partes de una nave espacial dentro de rangos de temperatura aceptables.
Parasol de MESSENGER, orbitador del planeta Mercurio
En el diseño de naves espaciales , la función del sistema de control térmico ( TCS ) es mantener todos los sistemas componentes de la nave espacial dentro de rangos de temperatura aceptables durante todas las fases de la misión. Debe hacer frente al entorno externo, que puede variar en un amplio rango a medida que la nave espacial está expuesta al frío extremo que se encuentra en las sombras del espacio profundo o al intenso calor que se encuentra en la luz solar directa sin filtrar del espacio exterior. Un TCS también debe moderar el calor interno generado por el funcionamiento de la nave espacial a la que sirve.
Un TCS puede expulsar calor de forma pasiva a través de la radiación infrarroja simple y natural de la propia nave espacial, o de forma activa a través de una bobina de radiación infrarroja montada externamente.
El control térmico es fundamental para garantizar el óptimo rendimiento y el éxito de la misión, ya que si un componente se somete a temperaturas demasiado altas o demasiado bajas, podría dañarse o su rendimiento podría verse gravemente afectado. El control térmico también es necesario para mantener componentes específicos (como sensores ópticos, relojes atómicos, etc.) dentro de un requisito de estabilidad de temperatura específico, para garantizar que funcionen de la manera más eficiente posible.
Sistemas activos o pasivos
El subsistema de control térmico puede estar compuesto por elementos tanto pasivos como activos y funciona de dos formas:
Protege el equipo del sobrecalentamiento, ya sea mediante el aislamiento térmico de los flujos de calor externos (como el Sol o los infrarrojos y el flujo de albedo planetarios), o mediante la adecuada eliminación del calor de fuentes internas (como el calor emitido por los equipos electrónicos internos).
Protege el equipo de temperaturas demasiado bajas, mediante aislamiento térmico de disipadores externos, mediante una mayor absorción de calor de fuentes externas o mediante la liberación de calor de fuentes internas.
Los componentes del sistema de control térmico pasivo ( PTCS ) incluyen:
Aislamiento multicapa (MLI), que protege la nave espacial del calentamiento solar o planetario excesivo, así como del enfriamiento excesivo cuando se expone al espacio profundo.
Recubrimientos que cambian las propiedades termoópticas de las superficies externas.
Rellenos térmicos para mejorar el acoplamiento térmico en interfaces seleccionadas (por ejemplo, en el camino térmico entre una unidad electrónica y su radiador).
Arandelas térmicas para reducir el acoplamiento térmico en interfaces seleccionadas.
Dobladores térmicos para repartir sobre la superficie del radiador el calor disipado por los equipos.
Espejos (espejos de superficie secundaria, SSM, o reflectores solares ópticos, OSR) para mejorar la capacidad de disipación de calor de los radiadores externos y al mismo tiempo reducir la absorción de los flujos solares externos.
Los componentes del sistema de control térmico activo ( ATCS ) incluyen:
Calentadores eléctricos resistivos controlados termostáticamente para mantener la temperatura del equipo por encima de su límite inferior durante las fases frías de la misión.
Bucles de fluido para transferir el calor emitido por los equipos a los radiadores. Ellos pueden ser:
circuitos monofásicos, controlados por una bomba;
Bucles bifásicos, compuestos por heatpipes (HP), loop heatpipes (LHP) o loops de bombeo capilar (CPL).
Rejillas (que cambian la capacidad de expulsión de calor al espacio en función de la temperatura).
Incluye la interacción de las superficies externas de la nave espacial con el medio ambiente. O es necesario proteger las superficies del medio ambiente o mejorar la interacción. Dos objetivos principales de la interacción con el medio ambiente son la reducción o aumento de los flujos ambientales absorbidos y la reducción o aumento de las pérdidas de calor al medio ambiente.
Colección de calor
Incluye la eliminación del calor disipado del equipo en el que se crea para evitar aumentos no deseados en la temperatura de la nave espacial.
Transporte de calor
Es llevar el calor desde donde se crea a un dispositivo radiante.
Rechazo de calor
El calor recogido y transportado debe ser rechazado a una temperatura adecuada hacia un disipador de calor, que suele ser el entorno espacial circundante. La temperatura de rechazo depende de la cantidad de calor involucrada, la temperatura a controlar y la temperatura del ambiente hacia el cual el dispositivo irradia el calor.
Provisión y almacenamiento de calor.
Es mantener un nivel de temperatura deseado donde se debe proporcionar calor y se debe prever una capacidad adecuada de almacenamiento de calor.
Ambiente
Para una nave espacial las principales interacciones ambientales son la energía proveniente del Sol y el calor irradiado al espacio profundo. Otros parámetros también influyen en el diseño del sistema de control térmico, como la altitud, la órbita, la estabilización de la actitud y la forma de la nave espacial. Los diferentes tipos de órbita, como la órbita terrestre baja y la órbita geoestacionaria, también afectan al diseño del sistema de control térmico.
Órbita terrestre baja (LEO)
Esta órbita es utilizada frecuentemente por naves espaciales que monitorean o miden las características de la Tierra y su entorno circundante y por laboratorios espaciales tripulados y sin tripulación, como EURECA y la Estación Espacial Internacional . La proximidad de la órbita a la Tierra tiene una gran influencia en las necesidades del sistema de control térmico, jugando un papel muy importante la emisión infrarroja de la Tierra y el albedo, así como el período orbital relativamente corto, menos de 2 horas, y la larga duración del eclipse. Los pequeños instrumentos o apéndices de las naves espaciales, como los paneles solares que tienen baja inercia térmica, pueden verse gravemente afectados por este entorno en continuo cambio y pueden requerir soluciones de diseño térmico muy específicas.
Órbita geoestacionaria (GEO)
En esta órbita de 24 horas, la influencia de la Tierra es casi insignificante, excepto por las sombras durante los eclipses, cuya duración puede variar desde cero en el solsticio hasta un máximo de 1,2 horas en el equinoccio. Los eclipses prolongados influyen en el diseño de los sistemas de aislamiento y calefacción de la nave espacial. Las variaciones estacionales en la dirección e intensidad de la entrada solar tienen un gran impacto en el diseño, complicando el transporte de calor por la necesidad de conducir la mayor parte del calor disipado al radiador en la sombra, y los sistemas de rechazo de calor a través del radiador elevado. área necesaria. Casi todos los satélites de telecomunicaciones y muchos satélites meteorológicos se encuentran en este tipo de órbita.
Órbitas altamente excéntricas (HEO)
Estas órbitas pueden tener una amplia gama de altitudes de apogeo y perigeo, según la misión en particular. Generalmente, se utilizan para observatorios astronómicos, y los requisitos de diseño de TCS dependen del período orbital de la nave espacial, el número y la duración de los eclipses, la actitud relativa de la Tierra, el Sol y la nave espacial, el tipo de instrumentos a bordo y sus requisitos de temperatura individuales.
Espacio profundo y exploración planetaria.
Una trayectoria interplanetaria expone a las naves espaciales a una amplia gama de ambientes térmicos más severos que los que se encuentran alrededor de las órbitas de la Tierra. La misión interplanetaria incluye muchos subescenarios diferentes dependiendo del cuerpo celeste en particular. En general, las características comunes son una misión de larga duración y la necesidad de hacer frente a condiciones térmicas extremas, como cruceros cerca o lejos del Sol (de 1 a 4-5 UA), órbitas bajas de temperaturas muy frías o muy frías. cuerpos celestes calientes, descensos a través de atmósferas hostiles y supervivencia en ambientes extremos (polvorientos, helados) en las superficies de los cuerpos visitados. El desafío para el TCS es proporcionar suficiente capacidad de rechazo de calor durante las fases operativas calientes y aun así sobrevivir a las frías e inactivas. El principal problema suele ser el suministro de la energía necesaria para esa fase de supervivencia.
Requisitos de temperatura
Los requisitos de temperatura de los instrumentos y equipos a bordo son los factores principales en el diseño del sistema de control térmico. El objetivo del TCS es mantener todos los instrumentos funcionando dentro de su rango de temperatura permitido. Todos los instrumentos electrónicos a bordo de la nave espacial, como cámaras, dispositivos de recopilación de datos, baterías, etc., tienen un rango de temperatura de funcionamiento fijo. Mantener estos instrumentos en su rango de temperatura operativa óptima es crucial para cada misión. Algunos ejemplos de rangos de temperatura incluyen
Baterías, que tienen un rango de funcionamiento muy estrecho, normalmente entre -5 y 20 °C.
Los componentes de propulsión, que tienen un rango típico de 5 a 40 °C por razones de seguridad, sin embargo, es aceptable un rango más amplio.
Cámaras, que tienen un rango de -30 a 40 °C.
Paneles solares, que tienen un amplio rango de funcionamiento de −150 a 100 °C.
Espectrómetros infrarrojos, que tienen un rango de -40 a 60 °C.
Tecnologías actuales
Revestimiento
Los recubrimientos son las técnicas TCS más simples y menos costosas. Un recubrimiento puede ser pintura o un producto químico más sofisticado aplicado a las superficies de la nave espacial para reducir o aumentar la transferencia de calor. Las características del tipo de recubrimiento dependen de su absortividad, emisividad, transparencia y reflectividad. La principal desventaja del recubrimiento es que se degrada rápidamente debido al entorno operativo. Los recubrimientos también se pueden aplicar en forma de cinta adhesiva o pegatinas para reducir la degradación.
Aislamiento multicapa (MLI)
El aislamiento multicapa (MLI) es el elemento de control térmico pasivo más común utilizado en las naves espaciales. MLI previene tanto las pérdidas de calor al ambiente como el calentamiento excesivo del ambiente. Los componentes de las naves espaciales, como los tanques de propulsor, las líneas de propulsor, las baterías y los motores de cohetes sólidos, también están cubiertos con mantas MLI para mantener la temperatura de funcionamiento ideal. MLI consta de una capa de cobertura exterior, una capa interior y una capa de cobertura interior. La capa de cubierta exterior debe ser opaca a la luz solar, generar una baja cantidad de partículas contaminantes y poder sobrevivir en el entorno y la temperatura a los que estará expuesta la nave espacial. Algunos materiales comunes utilizados para la capa exterior son tela tejida de fibra de vidrio impregnada con teflón PTFE , PVF reforzado con Nomex adherido con adhesivo de poliéster y teflón FEP . El requisito general para la capa interior es que debe tener una emisión baja. El material más utilizado para esta capa es Mylar aluminizado por una o ambas caras. Las capas interiores suelen ser delgadas en comparación con la capa exterior para ahorrar peso y están perforadas para ayudar a ventilar el aire atrapado durante el lanzamiento. La cubierta interior mira hacia el hardware de la nave espacial y se utiliza para proteger las delgadas capas interiores. Las cubiertas interiores a menudo no están aluminizadas para evitar cortocircuitos. Algunos materiales utilizados para las cubiertas interiores son Dacron y redes Nomex. Mylar no se utiliza por motivos de inflamabilidad. Las mantas MLI son un elemento importante del sistema de control térmico.
Persianas
Las persianas son elementos activos de control térmico que se utilizan de muchas formas diferentes. Por lo general, se colocan sobre radiadores externos; las rejillas también se pueden usar para controlar la transferencia de calor entre las superficies internas de la nave espacial o se pueden colocar en aberturas en las paredes de la nave espacial. Una rejilla en su estado completamente abierto puede rechazar seis veces más calor que en su estado completamente cerrado, sin necesidad de energía para operarla. La persiana más comúnmente utilizada es la persiana de hoja rectangular bimetálica, accionada por resorte, también conocida como persiana veneciana. Los conjuntos de radiadores de rejilla constan de cinco elementos principales: placa base, aspas, actuadores, elementos sensores y elementos estructurales.
Calentadores
Los calentadores se utilizan en el diseño de control térmico para proteger componentes en condiciones ambientales frías o para compensar el calor que no se disipa. Los calentadores se utilizan con termostatos o controladores de estado sólido para proporcionar un control exacto de la temperatura de un componente en particular. Otro uso común de los calentadores es calentar los componentes a sus temperaturas mínimas de funcionamiento antes de encenderlos.
El tipo más común de calentador utilizado en naves espaciales es el calentador de parche, que consiste en un elemento de resistencia eléctrica intercalado entre dos láminas de material eléctricamente aislante flexible, como Kapton . El calentador de parche puede contener un solo circuito o múltiples circuitos, dependiendo de si se requiere o no redundancia dentro del mismo.
Otro tipo de calentador, el calentador de cartucho , se utiliza a menudo para calentar bloques de material o componentes de alta temperatura como los propulsores. Este calentador consta de una resistencia enrollada encerrada en una caja metálica cilíndrica. Por lo general, se perfora un orificio en el componente que se va a calentar y se introduce el cartucho en el orificio. Los calentadores de cartucho suelen tener un diámetro de un cuarto de pulgada o menos y hasta unas pocas pulgadas de largo.
Otro tipo de calentador utilizado en naves espaciales son las unidades de calentador de radioisótopos, también conocidas como RHU. Los RHU se utilizan para viajar a planetas exteriores más allá de Júpiter debido a la muy baja radiación solar, lo que reduce en gran medida la energía generada por los paneles solares. Estos calentadores no requieren energía eléctrica de la nave espacial y proporcionan calor directo donde se necesita. En el centro de cada RHU hay un material radiactivo que se desintegra para proporcionar calor. El material más utilizado es el dióxido de plutonio . Una sola RHU pesa sólo 42 gramos y puede caber en una carcasa cilíndrica de 26 mm de diámetro y 32 mm de largo. Cada unidad también genera 1 W de calor en el momento de la encapsulación; sin embargo, la tasa de generación de calor disminuye con el tiempo. En la misión Cassini se utilizaron un total de 117 RHU .
Radiadores
Paneles y radiadores (paneles blancos rectangulares) en la ISS después de STS-120
El exceso de calor residual generado en la nave espacial se expulsa al espacio mediante el uso de radiadores. Los radiadores vienen en varias formas diferentes, como paneles estructurales de naves espaciales, radiadores de placa plana montados en el costado de la nave espacial y paneles desplegados después de que la nave espacial está en órbita. Cualquiera que sea la configuración, todos los radiadores rechazan el calor mediante radiación infrarroja (IR) de sus superficies. La potencia radiante depende de la emitancia y la temperatura de la superficie. El radiador debe rechazar tanto el calor residual de la nave espacial como cualquier carga de calor radiante del medio ambiente. Por lo tanto, la mayoría de los radiadores tienen acabados superficiales con alta emisión de infrarrojos para maximizar el rechazo del calor y baja absorción solar para limitar el calor del sol. La mayoría de los radiadores de las naves espaciales rechazan entre 100 y 350 W de calor residual generado internamente por metros cuadrados. El peso de los radiadores suele variar desde casi nada, si se utiliza un panel estructural existente como radiador, hasta alrededor de 12 kg/m 2 para un radiador desplegable pesado y su estructura de soporte.
Los radiadores de la Estación Espacial Internacional son claramente visibles como conjuntos de paneles cuadrados blancos unidos a la estructura principal. [1]
Tubos de calor
Los tubos de calor utilizan un ciclo cerrado de flujo de líquido de dos fases con un evaporador y un condensador para transportar cantidades relativamente grandes de calor de un lugar a otro sin energía eléctrica. Los caloductos específicos de grado aeroespacial, como los caloductos de conductancia constante (CCHP) o los caloductos de ranura axial, son extrusiones de aluminio con amoníaco utilizado como fluido de trabajo. Las aplicaciones típicas incluyen: Gestión térmica de la carga útil Transporte de calor, isotérmica, mejora térmica del panel del radiador [2]
El futuro de los sistemas de control térmico
Varios materiales compuestos.
Rechazo de calor mediante radiadores pasivos avanzados
Prueba de protección solar a tamaño real para el telescopio espacial James Webb
En el diseño de naves espaciales, un protector solar restringe o reduce el calor causado por la luz solar que incide sobre una nave espacial. [5] Un ejemplo de uso de un escudo térmico se encuentra en el Observatorio Espacial Infrarrojo . [5] El parasol ISO ayudó a proteger el criostato de la luz solar y también estaba cubierto con paneles solares. [6]
No debe confundirse con el concepto de escudo solar a escala global en geoingeniería , a menudo llamado parasol espacial o "escudo solar", en el que la propia nave espacial se utiliza para bloquear la luz solar hacia un planeta. [7]
Un ejemplo de parasol en el diseño de naves espaciales es el del telescopio espacial James Webb . [8]
^ "Radiadores". Estación Espacial Internacional . NASA . Consultado el 26 de septiembre de 2015 .
^ "Tubos de calor de conductancia constante - CCHP".
^ "Evaporadores impresos en 3D para tubos de calor de bucle | ACT - Tecnologías de refrigeración avanzadas".
^ "Tuberías de calor de agua de cobre espacial (SCWHP)".
^ ab "Capítulo 10: Sistemas de control térmico". Archivado desde el original el 20 de diciembre de 2016.
^ "Nave espacial ISO" . Consultado el 20 de noviembre de 2022 .
^ Gorvett, Zaria (26 de abril de 2016). "Cómo un paraguas espacial gigante podría detener el calentamiento global". BBC .
^ "El parasol". TELESCOPIO ESPACIAL JAMES WEBB . Centro de vuelos espaciales Goddard.
Bibliografía
Gilmore, D. G., “Satellite Thermal Control Handbook”, The Aerospace Corporation Press, 1994.
Karam, R. D., Control térmico de satélites para ingenieros de sistemas, Progress in Astronautics and Aeronautics, AIAA , 1998.
Gilmore, D. G., “Manual de control térmico de naves espaciales, 2.ª ed.”, The Aerospace Corporation Press, 2002.
De Parolis, M. N. y W. Pinter-Krainer. Técnicas actuales y futuras para el control térmico de naves espaciales 1. Impulsores de diseño y tecnologías actuales. 1 de agosto de 1996. Web: 5 de septiembre de 2014.
