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 que componen 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, ya que la nave espacial está expuesta al frío extremo que se encuentra en las sombras del espacio profundo o al calor intenso 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 pasivamente a través de la simple y natural radiación infrarroja de la propia nave espacial, o activamente a través de una bobina de radiación infrarroja montada externamente.
El control térmico es esencial para garantizar el rendimiento óptimo 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 especificado, para garantizar que funcionen de la manera más eficiente posible.
Sistemas activos o pasivos
El subsistema de control térmico puede estar compuesto por elementos pasivos y activos y funciona de dos maneras:
Protege el equipo contra el sobrecalentamiento, ya sea mediante el aislamiento térmico de los flujos de calor externos (como el Sol o el flujo infrarrojo y albedo planetario ), o mediante la eliminación adecuada del calor de fuentes internas (como el calor emitido por el equipo electrónico interno).
Protege el equipo de temperaturas demasiado bajas, mediante el aislamiento térmico de disipadores externos, mediante una mejor 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 modifican las propiedades termoópticas de las superficies externas.
Rellenos térmicos para mejorar el acoplamiento térmico en interfaces seleccionadas (por ejemplo, en la ruta térmica 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 rechazo de calor de los radiadores externos y al mismo tiempo reducir la absorción de 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.
Circuitos de fluidos para transferir el calor emitido por los equipos a los radiadores. Pueden ser:
Incluye la interacción de las superficies externas de la nave espacial con el medio ambiente. O bien es necesario proteger las superficies del medio ambiente, o bien es necesario mejorar la interacción. Los dos objetivos principales de la interacción con el medio ambiente son la reducción o el aumento de los flujos ambientales absorbidos y la reducción o el aumento de las pérdidas de calor hacia el medio ambiente.
Recolección 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
Consiste en llevar el calor desde donde se crea hasta un dispositivo radiante.
Rechazo de calor
El calor recogido y transportado debe ser expulsado a una temperatura adecuada a un disipador de calor, que suele ser el entorno espacial circundante. La temperatura de expulsión depende de la cantidad de calor involucrada, la temperatura que se desea controlar y la temperatura del entorno al que el dispositivo irradia el calor.
Suministro y almacenamiento de calor.
Se trata de mantener un nivel de temperatura deseado al que se debe proporcionar calor y prever una capacidad adecuada de almacenamiento de calor.
Ambiente
En el caso de una nave espacial, las principales interacciones ambientales son la energía procedente 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.
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 no tripulados, 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, con un papel muy importante en la emisión infrarroja y el albedo de la Tierra, así como el período orbital relativamente corto, menos de 2 horas, y la larga duración del eclipse. Los instrumentos pequeños o los apéndices de las naves espaciales, como los paneles solares, que tienen una inercia térmica baja, pueden verse seriamente afectados por este entorno en constante cambio y pueden requerir soluciones de diseño térmico muy específicas.
En esta órbita de 24 horas, la influencia de la Tierra es casi despreciable, salvo por las sombras que se forman durante los eclipses, cuya duración puede variar desde cero en el solsticio hasta un máximo de 1,2 horas en el equinoccio. Los eclipses largos influyen en el diseño tanto de los sistemas de aislamiento como de 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 sombra, y los sistemas de rechazo de calor por la mayor superficie del radiador necesaria. Casi todos los satélites de telecomunicaciones y muchos 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, dependiendo de la misión en particular. Generalmente, se utilizan para observatorios astronómicos y los requisitos de diseño del 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.
Exploración planetaria y del espacio profundo
Una trayectoria interplanetaria expone a las naves espaciales a una amplia gama de entornos térmicos más severos que los que se encuentran alrededor de las órbitas de la Tierra. La misión interplanetaria incluye muchos subescenarios diferentes según el cuerpo celeste en particular. En general, las características comunes son una larga duración de la misión 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 cuerpos celestes muy fríos o muy calientes, descensos a través de atmósferas hostiles y supervivencia en los entornos 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 de funcionamiento en caliente y, al mismo tiempo, sobrevivir a las fases inactivas en frío. El principal problema es a menudo 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 de funcionamiento óptimo 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 tienen un rango típico de temperatura de 5 a 40 °C por razones de seguridad, pero se acepta 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 la técnica de TCS más sencilla y económica. 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 capacidad de absorción, 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 que se utiliza en las naves espaciales. El MLI evita tanto las pérdidas de calor hacia el medio ambiente como el calentamiento excesivo del medio ambiente. Los componentes de las naves espaciales, como los tanques de combustible, las líneas de combustible, las baterías y los motores de cohetes sólidos, también están cubiertos con mantas MLI para mantener la temperatura de funcionamiento ideal. El MLI consta de una capa de cubierta exterior, una capa interior y una capa de cubierta interior. La capa de cubierta exterior debe ser opaca a la luz solar, generar una cantidad baja de contaminantes particulados y ser capaz de sobrevivir en el entorno y la temperatura a la que estará expuesta la nave espacial. Algunos materiales comunes utilizados para la capa exterior son la tela tejida de fibra de vidrio impregnada con teflón PTFE , PVF reforzado con Nomex unido con adhesivo de poliéster y teflón FEP . El requisito general para la capa interior es que debe tener una baja emitancia. El material más utilizado para esta capa es Mylar aluminizado en uno o ambos lados. Las capas interiores suelen ser más delgadas que la capa exterior para ahorrar peso y están perforadas para ayudar a ventilar el aire atrapado durante el lanzamiento. La cubierta interior está orientada hacia el hardware de la nave espacial y se utiliza para proteger las capas interiores delgadas. Las cubiertas interiores a menudo no están aluminizadas para evitar cortocircuitos eléctricos. Algunos materiales utilizados para las cubiertas interiores son Dacron y Nomex. No se utiliza Mylar debido a problemas de inflamabilidad. Las mantas MLI son un elemento importante del sistema de control térmico.
Persianas
Las persianas son elementos de control térmico activo que se utilizan en muchas formas diferentes. Por lo general, se colocan sobre radiadores externos, pero también se pueden utilizar para controlar la transferencia de calor entre las superficies internas de la nave espacial o se pueden colocar en las aberturas de las paredes de la nave espacial. Una persiana 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 utilizada es la persiana bimetálica de lamas rectangulares accionadas por resorte, también conocida como persiana veneciana. Los conjuntos de radiadores de persiana constan de cinco elementos principales: placa base, lamas, actuadores, elementos de detección y elementos estructurales.
Calentadores
Los calentadores se utilizan en el diseño de control térmico para proteger los componentes en condiciones ambientales de caja fría 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 de calentador más común que se utiliza en las naves espaciales es el calentador de parche, que consiste en un elemento de resistencia eléctrica intercalado entre dos láminas de material aislante eléctrico flexible, como Kapton . El calentador de parche puede contener un solo circuito o varios circuitos, dependiendo de si se requiere o no redundancia en su interior.
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 en espiral encerrada en una carcasa metálica cilíndrica. Normalmente, se perfora un orificio en el componente que se va a calentar y se encapsula 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 las naves espaciales son las unidades de calentamiento de radioisótopos, también conocidas como RHU. Las RHU se utilizan para viajar a planetas exteriores más allá de Júpiter debido a la muy baja radiación solar, 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 solo 42 gramos y puede caber en un recinto cilíndrico de 26 mm de diámetro y 32 mm de largo. Cada unidad también genera 1 W de calor en la encapsulación, sin embargo, la tasa de generación de calor disminuye con el tiempo. Se utilizaron un total de 117 RHU en la misión Cassini .
Radiadores
Paneles y radiadores (paneles rectangulares blancos) en la ISS después de la misión STS-120
El exceso de calor residual generado en la nave espacial se expulsa al espacio mediante radiadores. Los radiadores se presentan en distintas formas, como paneles estructurales, radiadores de placa plana montados en el costado de la nave espacial y paneles desplegados después de que la nave espacial se encuentre en órbita. Cualquiera que sea la configuración, todos los radiadores expulsan el calor mediante la radiación infrarroja (IR) de sus superficies. La potencia de radiación depende de la emitancia y la temperatura de la superficie. El radiador debe expulsar tanto el calor residual de la nave espacial como cualquier carga de calor radiante del entorno. Por lo tanto, la mayoría de los radiadores tienen acabados superficiales con alta emitancia IR para maximizar el rechazo de calor y baja absorbancia solar para limitar el calor del sol. La mayoría de los radiadores de las naves espaciales expulsan entre 100 y 350 W de calor residual electrónico generado internamente por metro cuadrado. El peso de los radiadores varía típicamente desde casi nada, si se utiliza un panel estructural existente como radiador, hasta alrededor de 12 kg/m2 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 tubos de calor específicos de grado aeroespacial, como los tubos de calor de conductancia constante (CCHP) o los tubos de calor 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, isotermalización, mejora térmica del panel del radiador [2]
El futuro de los sistemas de control térmico
Diversos materiales compuestos
Rechazo de calor mediante radiadores pasivos avanzados
Prueba de tamaño real del parasol 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 llega a una nave espacial. [5] Un ejemplo del uso de un protector térmico se encuentra en el Observatorio Espacial Infrarrojo . [5] El protector solar 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 a un planeta. [7]
^ "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".
^ "Tubos 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.
^ "ISO Spacecraft" . 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 vuelo espacial Goddard.
Bibliografía
Gilmore, D. G., “Manual de control térmico de satélites”, The Aerospace Corporation Press, 1994.
Karam, R. D., Control térmico de satélites para ingenieros de sistemas, Progreso en astronáutica y aeronáutica, 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. Factores impulsores del diseño y tecnologías actuales. 1 de agosto de 1996. Web: 5 de septiembre de 2014.
