Система терморегулирования космического аппарата

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) связных спутников. Согласно изобретению в СТР жидкостные тракты охлаждения приборов и служебных систем и жидкостный тракт радиатора выполнены из двух параллельных ветвей. Ветви имеют по одному входу и выходу. Выходы тракта охлаждения приборов соединены с соответствующими входами радиатора, а первый и второй выходы радиатора через ветви тракта охлаждения служебных систем соединены соответственно со вторым и первым входами тракта охлаждения приборов. Электронасосный агрегат с компенсатором объема установлены в одной из линий, идущей к жидкостному тракту охлаждения приборов. Излучающие площади частей жидкостных трактов ветвей радиатора прямо пропорциональны суммарным тепловым нагрузкам в ветвях охлаждения приборов и служебных систем. Электрообогреватель жидкостного тракта радиатора выполнен суммарной мощностью, удовлетворяющей специальному условию теплового баланса. Изобретение направлено на снижение энергопотребления, уменьшение массы, повышение надежности работы, а также увеличение срока эксплуатации СТР до 15,5 лет. 2 з.п.ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности, к системам терморегулирования (СТР) связных спутников.

В настоящее время для обеспечения теплового режима приборов, установленных в составе связных спутников (например, типа "Молния"), могут использоваться жидкостные СТР (пример передачи тепла жидкому теплоносителю), описание которых приведено на стр. 12 - 18 монографии: Андрейчук О.Б., Малахов Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов, М., "Машиностроение",1982 г.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является жидкостная СТР - одноконтурная СТР с жидким теплоносителем, изложенная на стр.16-17 и изображенная на рис. 2,6 вышеупомянутой монографии.

СТР связного спутника, конструктивно выполненная на основе вышеуказанного известного прототипа, содержит (см. фиг.2) замкнутый контур с жидким теплоносителем, включающий в себя соединенные между собой трубопроводами 1 устройства: жидкостный тракт охлаждения приборов полезной нагрузки (например, ретранслятора) 2; радиатор 3 (обеспечивает излучение избыточного тепла в космическое пространство), содержащий электрообогреватель 3.3 его жидкостного тракта (предназначен для подогрева жидкого теплоносителя с целью исключения его замерзания (минус 100^oC) на теневых участках орбиты в дежурном режиме, когда через радиатор отсутствует расход теплоносителя); жидкостный тракт охлаждения прибором служебных систем (например, систем электропитания, ориентации и стабилизации и т.п.) 4; злектронасосный агрегат (ЭНА) 5, обеспечивающий циркуляцию теплоносителя по замкнутому контуру, перед которым установлен компенсатор объема 6 (предназначен для хранения запаса массы теплоносителя для компенсации утечек теплоносителя из жидкостного тракта и для компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостном тракте в условиях эксплуатации); регулятор расхода теплоносителя 7 (предназначен для обеспечения температуры теплоносителя на входе в ретранслятор не ниже минимально допустимой путем соответствующего изменения расхода теплоносителя через и мимо радиатора в зависимости от температуры теплоносителя на входе в ретранслятор), первый выход которого соединен с выходом, а второй выход - с входом радиатора.

Как показал анализ, проведенный авторами, когда СТР должна обеспечивать тепловой режим вновь разрабатываемого мощного связного спутника (тепловыделение приборов ретранслятора возросло в 2 раза и составляет более 3000 Вт) в течение длительного срока активного существования (10 лет и более), известное техническое решение обладает существенными недостатками, а именно: в настоящее время для обеспечения высоконадежной работы ретранслятора в течение длительного времени температура теплоносителя на входе в его жидкостной тракт охлаждения при его работе поддерживается не ниже минус 10^oC, а на выходе - не выше плюс 55^oC (см., например, стр. 13 вышеупомянутой монографии), т.е. перепад температур теплоносителя в жидкостном тракте охлаждения приборов ретранслятора должен быть не более 65^oC; при возрастании тепловыделения в 2 раза соответственно возрастет и перепад температур в 2 раза и составит 130^oC, т.е., если обеспечим на входе допустимую температуру теплоносителя, равную минус 10^oC, то температура на выходе будет плюс 120^oC, что недопустимо для ретранслятора (он при этой температуре неработоспособен); в этом случае для известной (существующей) СТР для снижения перепада температур в 2 раза необходимо разработать новый ЭНА, обеспечивающий расход теплоносителя в два раза больше, чем существующий ЭНА; анализ, проведенный авторами, показал, что такой ЭНА будет потреблять электроэнергии в 8 раз больше, а его масса будет тяжелее в 3,8 раза, чем существующий ЭНА; при этом в связи с существенным возрастанием мощности ЭНА соответственно снижаются его надежность и срок эксплуатации (с 10 - 15,5 лет до 3 - 5 лет); кроме того, потребуется увеличить площадь солнечных батарей системы электропитания.

Следовательно, существующая СТР обладает недостаточно широкой функциональной характеристикой, приводящей при возрастании мощности связного спутника к возрастанию массы и энергопотребления и к снижению надежности работы и срока эксплуатации СТР; кроме того, наличие в составе СТР регулятора расхода теплоносителя, представляющего собой электромеханическое устройство, содержащее подвижные элементы, усложняет СТР и соответственно снижает надежность и увеличивает массу и энергопотребление СТР; при этом как ЭНА, так и регулятор расхода теплоносителя потребляют электроэнергию во время работы ретранслятора, и поэтому для обеспечения их работы в системе электропитания должна быть предусмотрена своя соответствующая доля площади (массы) солнечных батарей.

Таким образом, существенными недостатками известной СТР являются сложность и недостаточно широкая функциональная характеристика ее, приводящие при увеличении мощности связного спутника к недопустимому возрастанию массы и энергопотребления и к снижению надежности работы и срока эксплуатации СТР (с 10 - 15,5 лет до 3 - 5 лет) в условиях орбитального функционирования связного спутника.

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается выполнением СТР следующим образом.

1. Жидкостные тракты охлаждения приборов полезной нагрузки и служебных систем и жидкостный тракт радиатора выполнены состоящими из двух гидравлически параллельных ветвей, каждая из которых имеет по одному входу и выходу, причем соответствующие выходы жидкостного тракта охлаждения приборов полезной нагрузки соединены линиями непосредственно с соответствующими входами радиатора, а первый и второй выходы радиатора через ветви тракта охлаждения приборов служебных систем соединены линиями соответственно со вторым и первым входами жидкостного тракта охлаждения приборов полезной нагрузки, при этом электронасосный агрегат с компенсатором объема установлены в одной из линий, идущей к жидкостному тракту охлаждения приборов полезной нагрузки.

2. Величины излучающих площадей частей и длин жидкостных трактов соответствующих ветвей радиатора выполнены прямо пропорциональными суммарным тепловым нагрузкам в соответствующих ветвях жидкостных трактов охлаждения приборов полезной нагрузки и служебных систем.

3. Электрообогреватель жидкостного тракта радиатора выполнен суммарной мощностью, удовлетворяющей условию где N - требуемая суммарная мощность электрообогревателя, Вт; ε - степень черноты излучающих поверхностей радиатора; σ = 5,67 · 10^-8 Вт/(м²·К⁴) - коэффициент лучеиспускания абсолютно черного тела; F - площадь излучающих поверхностей радиатора, м²; h = 0,53-0,55 - поправочный коэффициент, учитывающий отклонение реальной излучающей способности радиатора от теоретического; Т_вх.мин = 223 К - минимальная допустимая температура теплоносителя на входе в жидкостные тракты приборов, К; Q - минимально возможная суммарная тепловая нагрузка в ветвях жидкостных трактов охлаждения приборов при эксплуатации, Вт; теплоемкость, плотность и расход теплоносителя в жидкостных трактах, Дж/(кг·К), кг/м³, м³/с соответственно,
что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемом устройстве.

Принципиальная схема предлагаемой СТР космического аппарата (КА) изображена на фиг.1.

СТР, конструктивно выполненная на основе вышепредложенного технического решения, содержит (см. фиг. 1) замкнутый контур с жидким теплоносителем и включает в себя соединенные между собой трубопроводами 1 устройства:
- жидкостный тракт охлаждения приборов полезной нагрузки 2, например ретранслятора, который содержит две гидравлически параллельные ветви 2.1 и 2.2, каждая из которых имеет по одному входу и выходу;
- радиатор 3, жидкостный тракт которого содержит две гидравлически параллельные ветви 3.1 и 3.2, оканчивающиеся входными и выходными штуцерами, и электрообогреватель его жидкостного тракта 3.3, выполненный суммарной мощностью, достаточной для подогрева жидкого теплоносителя на выходах ветвей радиатора до минимально допустимой на входах в жидкостные тракты охлаждения приборов служебных систем и ретранслятора на теневых участках в случае, например, когда ретранслятор в период ввода спутника в эксплуатацию не работает, и удовлетворяющей следующему соотношению, выведенному авторами, используя законы теплового баланса и Стефана-Больцмана:

где N - требуемая суммарная мощность электрообогревателя, Вт;
ε - степень черноты излучающих поверхностей радиатора;
σ = 5,67 · 10^-8 Вт/(м²·К⁴) - коэффициент лучеиспускания абсолютно черного тела:
F - площадь излучающих поверхностей радиатора, м²;
h = 0,53-0,55 - поправочный коэффициент, учитывающий отклонение реальной излучающей способности радиатора от теоретического;
Т_вх.мин = 223 К - минимальная допустимая температура теплоносителя на входе в жидкостные тракты приборов, К;
Q - минимально возможная суммарная тепловая нагрузка в ветвях жидкостных трактов охлаждения приборов при эксплуатации, Вт;
теплоемкость, плотность и расход теплоносителя в жидкостных трактах, Дж/(кг·К), кг/м³, м³/с соответственно;
при этом для исключения неоправданного увеличения излучающих площадей частей и длин жидкостных трактов соответствующих ветвей радиатора они выполнены прямо пропорциональными суммарным тепловым нагрузкам в соответствующих ветвях жидкостных трактов охлаждения приборов полезной нагрузки и служебных систем;
- жидкостный тракт охлаждения приборов служебных систем 4 (например, систем электропитания, ориентации и стабилизации и т.п.), который содержит две гидравлически параллельные ветви 4,1 и 4,2, каждая из которых имеет по одному входу и выходу;
- для создания замкнутого жидкостного контура соответствующие выходы жидкостного тракта охлаждения приборов полезной нагрузки - "Выход 1" и "Выход 2" - соединены линиями непосредственно с соответствующими входами радиатора - "Вход 1" и "Вход 2", а первый и второй выходы радиатора - "Выход 1 " и "Выход 2" через ветви тракта охлаждения приборов служебных систем соединены линиями соответственно со вторым и первым входами жидкостного тракта охлаждения приборов полезной нагрузки - "Вход 2" и "Вход 1":
- электронасосный агрегат (ЭНА) 5, обеспечивающий циркуляцию теплоносителя по замкнутому контуру; для поддержания наиболее комфортных температурных условий для его работы установлен в одной из линий, идущей к жидкостному тракту охлаждения приборов полезной нагрузки;
- установленный перед ЭНА компенсатор объема 6, предназначенный для обеспечения необходимого давления на входе в ЭНА с целью исключения его кавитационной работы и для хранения запаса массы теплоносителя для компенсации утечек теплоносителя из жидкостного тракта и для компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостном тракте в условиях эксплуатации.

Работа предложенной СТР происходит следующим образом (см. фиг. 1).

До включения в работу ретранслятора включаются в работу ЭНА и приборы служебных систем. Затем в работу включается ретранслятор. После включения в работу ЭНА начинается циркуляция жидкого теплоносителя по замкнутому контуру и избыточное тепло от приборов ретранслятора и служебных систем передается циркулирующему в их ветвях теплоносителю и дальше транспортируется в соответствующие ветви радиатора и излучается с его поверхностей в космическое пространство, тем самым поддерживая в жидкостных трактах охлаждения приборов допустимые температуры теплоносителя,
При этом, как показывает численный анализ СТР, выполненной согласно предложенному техническому решению, температура теплоносителя на первом и втором входах ветвей жидкостных трактов охлаждения приборов служебных систем и ретранслятора при их работе (или на первом и втором выходах ветвей радиатора) будет не ниже минус 10^oC, а на выходах ветвей жидкостного тракта охлаждения приборов ретранслятора - не выше 55^oC.

На теневых участках в случае, если ретранслятор не работает, для исключения поступления теплоносителя в жидкостные тракты охлаждения приборов с температурой ниже допустимой (в настоящее время для неработающих приборов ретранслятора и служебных систем минимально допустимая температура теплоносителя равна минус 50^oC) включается электрообогреватель жидкостного тракта радиатора с достаточной суммарной мощностью и теплоноситель на выходах его подогревается до необходимой вышеуказанной температуры (и одновременно до температуры выше температуры замерзания теплоносителя). При этом для работы электрообогревателя не требуется дополнительной площади солнечных батарей, т. к. в это время ретранслятор не работает, а площадь солнечных батарей и система электропитания в целом выбраны исходя из мощности, потребляемой приборами ретранслятора и служебных систем при их постоянной работе.

Проведенный авторами анализ показал, что в результате выполнения СТР мощного (тепловыделение более 3000 Вт) связного спутника согласно предложенному техническому решению обеспечивается:
- снижение электропотребления СТР на 290 Вт;
- уменьшение массы СТР на 42 кг;
- повышение срока орбитального функционирования до 15,5 лет;
- увеличение надежности работы СТР из-за отсутствия в ее составе регулятора расхода теплоносителя с вероятностью безотказной работы, равной 0,98,
Таким образом, как видно из вышеизложенного, в результате выполнения СТР КА согласно предложенному авторами техническому решению расширяются функциональные характеристики и упрощается СТР, что обеспечивает снижение электропотребления и уменьшение массы, а также увеличение срока орбитального функционирования с повышением надежности системы, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.

Предложенное авторами техническое решение будет отражено в технической документации НПО прикладной механики, по которой будет изготавливаться СТР вновь создаваемого связного спутника.

Формула изобретения

1. Система терморегулирования космического аппарата, содержащая замкнутый жидкостный контур с теплоносителем, включающий в себя соединенные между собой трубопроводами устройства: жидкостный тракт охлаждения приборов полезной нагрузки, радиатор, содержащий электрообогреватель его жидкостного тракта, жидкостный тракт охлаждения приборов служебных систем, электронасосный агрегат, перед которым установлен компенсатор объема, отличающаяся тем, что жидкостные тракты охлаждения приборов полезной нагрузки и служебных систем и жидкостный тракт радиатора выполнены состоящими из двух гидравлически параллельных ветвей, каждая из которых имеет по одному входу и выходу, причем соответствующие выходы жидкостного тракта охлаждения приборов полезной нагрузки соединены линиями непосредственно с соответствующими входами радиатора, а первый и второй выходы радиатора через ветви тракта охлаждения приборов служебных систем соединены линиями соответственно со вторым и первым входами жидкостного тракта охлаждения приборов полезной нагрузки, при этом электронасосный агрегат с компенсатором объема установлены в одной из линий, идущей к жидкостному тракту охлаждения приборов полезной нагрузки.

2. Система терморегулирования космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что величины излучающих площадей частей и длин жидкостных трактов соответствующих ветвей радиатора выполнены прямо пропорциональными суммарным тепловым нагрузкам в соответствующих ветвях жидкостных трактов охлаждения приборов полезной нагрузки и служебных систем.

3. Система терморегулирования космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что электрообогреватель жидкостного тракта радиатора выполнен суммарной мощностью, удовлетворяющей условию

где N - требуемая суммарная мощность электрообогревателя, Вт;
ε - степень черноты излучающих поверхностей радиатора;
δ = 5,67 · 10^-8 Вт/(м² · K⁴) - коэффициент лучеиспускания абсолютно черного тела;
F - площадь излучающих поверхностей радиаторов, м²;
h = 0,53 - 0,55 - поправочный коэффициент, учитывающий отклонение реальной излучающей способности радиатора от теоретического;
T_вх.мин = 223 К - минимальная допустимая температура теплоносителя на входе в жидкостные тракты приборов, К;
Q - минимально возможная суммарная тепловая нагрузка в ветвях жидкостных трактов охлаждения приборов при эксплуатации, Вт;
теплоемкость, плотность и расход теплоносителя в жидкостных трактах, Дж/(кг · К), кг/м³, м³/с соответственно.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2