Способ терморегулирования радиационных поверхностей космических аппаратов

Изобретение относится к средствам регулирования температур космических аппаратов и их частей. Предлагаемый способ включает измерение температур в зонах радиационных поверхностей (РП) системы терморегулирования, их сравнение с верхними и нижними предельными значениями и подвод тепла к РП при выходе температур на нижние значения. При этом определяют полетные интервалы, на которых потребляемая электроэнергия превышает генерируемую первичными бортовыми источниками. На этих же интервалах определяют количество электроэнергии, затраченной на терморегулирование РП. Определяют полетные интервалы для максимально возможного аккумулирования тепловой энергии на РП в указанных зонах в пределах допустимых температур. При этом учитывают затраты на терморегулирование РП. Перед началом интервалов полета с превышением потребляемой электроэнергии над генерируемой подводят тепло в зоны РП, требующих расхода электроэнергии на их терморегулирование на этих интервалах. При этом подвод тепла осуществляют с учетом верхних предельных значений температур. Технический результат изобретения состоит в снижении нагрузки на систему электроснабжения космического аппарата за счет уменьшения энергопотребления на терморегулирование РП при одновременном сохранении заданных температурных диапазонов на указанных поверхностях. 3 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и предназначено для применения на космических аппаратах (КА) в условиях космического пространства, где необходимо поддерживать заданный температурный режим как всего КА, так и его отдельных элементов. Указанный температурный режим обеспечивается в том числе и за счет терморегулирования радиационных поверхностей КА.

Известны способы пассивного терморегулирования радиационных поверхностей (см. [1], стр.200), которые осуществляются за счет использования материалов с определенными тепловыми характеристиками (радиационными и теплоизоляционными), за счет выбора соответствующей геометрической формы аппарата и его ориентации относительно Солнца и за счет использования теплоты фазовых переходов.

Основными элементами систем терморегулирования (СТР), построенных с использованием указанных способов, являются терморегулирующие покрытия и высокоэффективная экранно-вакуумная тепловая изоляция.

Пассивное терморегулирование с использованием поверхностей с определенными радиационными характеристиками и высокоэффективной тепловой изоляцией позволяет снизить внешние тепловые потоки внутрь КА (или тепловые потери в космос) и уменьшить тепловую нагрузку на функционирующие системы. Главными критериями при выборе наружных терморегулирующих покрытий для практического использования их на КА являются коэффициент поглощения солнечного излучения A_S и степень черноты Е, а также стабильность этих характеристик после длительного пребывания в условиях космического пространства под воздействием УФ-излучения Солнца и компонентов космической радиации.

Наиболее эффективной термоизоляцией в условиях космического полета является многослойная изоляция, набранная из радиационных экранов и теплоизоляционных прокладок. В качестве радиационных экранов используются, например, металлизированные алюминием (реже золотом) майларовые (для температур не выше 160°С) или каптоновые (для температур до 430°С) пленки [2].

Типичный пример пассивного терморегулирования радиационных поверхностей представлен на КА блочно-модульного исполнения, см. [3].

В процессе полета указанного КА ориентация относительно Солнца носит регулярный характер. При этом один из его блоков Н-образной конфигурации с радиационными панелями «Восток» и «Запад» подвергается попеременно периодическому ежесуточно повторяемому воздействию солнечной радиации.

За счет нанесения на радиационные сотопанели покрытия типа «оптический солнечный отражатель» (ОСО) с обеспечением в течение всего заданного срока активного существования (не менее 10 лет) A_S/E<0,43 предполагается обеспечить на радиационных панелях температуры не более предельно допустимого значения 45°С. Указанное верхнее допустимое значение температур выбрано с учетом температурных режимов работы приборов, установленных на панелях.

Кроме того, на радиационных сотопанелях блока Н-образной конфигурации установлены раскрывающиеся и компактно складывающиеся механическими приводами по краям или на средине панелей теплозащитные шторки. Шторки изготовлены из послойно-комбинированного семислойного мата экранно-вакуумной теплоизоляции. При помощи указанных шторок можно:

снижать внешние тепловые потоки внутрь аппарата путем закрытия ими панелей при полете КА на освещенном участке орбиты;

уменьшать тепловые потери в космос, держа панели закрытыми шторками при полете КА на неосвещенном участке орбиты;

осуществлять терморегулирование радиационных панелей путем измерения температур в разных зонах панелей, сравнения измеренных температур с верхними и нижними значениями их допустимых пределов и открытия-закрытия шторок для поддержания температур на радиационных поверхностях между верхними и нижними предельными значениями путем периодического подвода внешних тепловых потоков к сотопанелям.

Пассивные способы терморегулирования радиационных поверхностей КА имеют определенные преимущества перед активными. Системы и устройства, реализующие пассивные способы, более надежны в эксплуатации, конструкция их, как правило, имеет и меньшую массу.

Однако активные способы терморегулирования как внутренних отсеков КА, так и их поверхностей могут поддерживать необходимый тепловой режим при изменении внешних и внутренних тепловых нагрузок в широком диапазоне. Причем точность поддержания температуры значительно выше, чем у систем, реализующих пассивные способы терморегулирования [4].

Поэтому активные способы терморегулирования используются для обеспечения теплового режима жилых отсеков пилотируемых КА, а также для термостатирования приборных отсеков со сложной и точной электронной аппаратурой.

При использовании активных способов терморегулирования применяются системы с циркуляцией хладагента, с изменением теплового сопротивления (между внутренним объемом отсеков и их оболочкой), нагреватели и термостаты, биметаллические приводы для управления жалюзи, термостатические и другие устройства.

В СТР с принудительной циркуляцией жидкости (или газа) в замкнутых контурах тепло от охлаждаемых источников передается к жидкости, которая затем охлаждается на радиационных поверхностях, сбрасывающих тепло излучениям в космическое пространство. Наиболее часто для указанных целей в качестве радиационных поверхностей используются радиаторы-конденсаторы. Причем указанные радиаторы-конденсаторы могут быть выполнены как жидкостными, так и на основе тепловых труб (ТТ).

Системы с ТТ более эффективны в тепловом отношении, более надежны и имеют меньший вес по сравнению с аналогичными системами без тепловых труб, поскольку сами ТТ, по сравнению с обычно применяемыми элементами СТР (теплообменниками, насосами и т.д.), имеют ряд существенных преимуществ:

не требуются затраты энергии на прокачку теплоносителя;

трубы более надежны и бесшумны в связи с отсутствием движущейся части;

не требуются дополнительные регулирующие приборы, так как могут применяться саморегулирующие трубы;

радиаторная панель с использованием тепловых труб более надежна (меньше уязвимость радиатора при попадании метеора);

способны обеспечить высокую теплопроводность между источниками тепла и стоками, что дает возможность использовать меньше поверхности и, следовательно, снизить вес.

С использованием ТТ созданы различные устройства, определяющие радиационные поверхности КА, такие, как радиационные панели с размещенными на них приборами (см., например, [3]), охлаждаемыми ТТ опорами с радиационными поверхностями в виде башмаков на челночных КА (см. [5]) и др.

Обычная ТТ переменной теплопроводности способна поддерживать собственную температуру на постоянном уровне, несмотря на то, что подводимая тепловая мощность и окружающие условия изменяются. Если тепловое сопротивление между ТТ и тепловым источником мало, то температура источника будет также примерно постоянной.

На практике это сопротивление нередко оказывается достаточно большим, вследствие чего температура источника будет изменяться в более широком диапазоне, чем температура ТТ.

Эти колебания температуры источника могут быть значительно уменьшены при регулировании по обратной связи. Наиболее часто применяемый способ регулирования по обратной связи - электрический. Системы регулирования с электрической обратной связью включают термистор, электронный блок управления и электронагреватель.

Таким образом, существует в космической технике широкий спектр конструкций радиационных поверхностей с использованием активных способов терморегулирования. Как правило, для указанного терморегулирования используется бортовая электрическая энергия аппаратов. Затраты электроэнергии связаны с подводом тепла к радиационным поверхностям для поддержания температурного режима работы приборов, установленных на радиационных панелях, для предотвращения замерзания жидкостного теплоносителя в контурах радиаторов-конденсаторов и других случаев.

В качестве прототипа изобретения предлагается избрать способ терморегулирования различных радиационных поверхностей, для реализации которого необходимо производить затраты бортовой электрической энергии КА. По существующей классификации в СТР указанный способ относится к активным способам и системам терморегулирования КА [6].

Суть способа заключается в том, что в зонах размещения радиационных поверхностей производят измерение температур, далее производят сравнение измеренных температур с верхними и нижними значениями их допустимых пределов. При выходе температур на предельные нижние значения осуществляют подвод тепла к радиационным поверхностям за счет превращения электрической энергии в тепловую. Подвод тепла прекращают при достижении измеренными температурами верхних предельных значений.

Недостаток способа-прототипа заключается в том, что в моменты времени расходования электрической энергии на подогрев радиационных поверхностей не учитывается ее количество на борту КА.

Когда генерируемая на борту электроэнергия превышает потребляемую, в том числе и на указанный подогрев, ситуация не является критической. Срок активного существования КА на орбите определяется номинальным временем эксплуатации (годами).

В случае бортового потребления от вторичных источников питания (аккумуляторов) срок активного существования КА на орбите определяется «резервным» временем - интервалом от момента времени, определяющего текущий запас электроэнергии в аккумуляторах (АК), до момента времени полного расходования на бортовое электропотребление.

Если срок активного существования КА на орбите определяется годами, то указанное «резервное» время определяется часами.

Учитывая то, что на работу СТР КА расходуется примерно 1/4 от общего бортового потребления электроэнергии, актуальной становится задача по увеличению «резервного» времени КА за счет исключения или уменьшения нагрузки на бортовую систему электроснабжения (СЭС) в критических ситуациях - при переходе СЭС на работу от вторичных источников электроэнергии - за счет исключения или уменьшения нагрева радиационных поверхностей КА. При этом текущие значения температур аппарата должны находиться в допустимых номинальных пределах.

Предлагаемое изобретение направлено на уменьшение нагрузки на СЭС КА в случаях превышения потребляемой электроэнергии над генерируемой на борту за счет уменьшения энергопотребления на радиационных поверхностях СТР КА при одновременном сохранении заданных температурных диапазонов на указанных поверхностях.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе терморегулирования радиационных поверхностей КА, включающем измерение температур в зонах размещения радиационных поверхностей, сравнение измеренных температур с верхними и нижними значениями их допустимых пределов и подвод тепла к радиационным поверхностям при выходе измеренных температур на предельные нижние значения и до момента достижения указанными температурами верхних предельных значений, в отличие от известного, измеряют потребление электрической энергии на различных интервалах полета космического аппарата, по измеренным значениям определяют интервалы, на которых потребляемая электроэнергия превышает генерируемую и на которых производится потребление электроэнергии на терморегулирование зон радиационных поверхностей, необходимое для поддержания заданных температур выше нижних предельных значений, определяют на указанных интервалах количество электрической энергии, затраченной на терморегулирование радиационных поверхностей, определяют интервалы полетного времени космического аппарата для максимально возможного аккумулирования тепловой энергии на радиационных поверхностях в указанных зонах в пределах допустимых значений температур и с учетом произведенных затрат электрической энергии на терморегулирование, а перед началом интервалов полета космического аппарата с превышением потребляемой электрической энергии над генерируемой осуществляют подвод тепла в зоны радиационных поверхностей, требующих на терморегулирование расходования электрической энергии на этих интервалах времени, при этом подвод тепла осуществляют с учетом верхних предельных значений температур.

Для объяснения сущности предлагаемого изобретения представлены фиг.1-фиг.3.

На фиг.1 условно изображена схема одной из радиационных панелей геостационарного спутника.

На фиг.2 и фиг.3 показаны схемы размещения ТТ внутри панели и поперечных ТТ на наружной стороне панели.

На фиг.1 представлены:

i-e зоны сотопанели, где i=1...8.

В каждой i-й зоне установлены по две тепловые трубы (TTi), нумерация которых производится следующим образом:

1₁, 2₁ - первая и вторая ТТ, установленные в 1-й зоне;

3₂, 4₂ - третья и четвертая ТТ, установленные во 2-й зоне и т.д.:

5₃, 6₃; 7₄, 8₄; 9₅, 10₅; 11₆, 12₆; 13₇, 14₇; 15₈, 16₈.

Таким образом, определено число ТТ и в каких зонах по своим номерам трубы расположены.

Аналогичным образом произведено обозначение номеров температурных датчиков (ТД) в i-x зонах, расположенных по три датчика в каждой зоне:

17₁, 18₁, 19₁ - семнадцатый, восемнадцатый и девятнадцатый ТД, установленные в 1-й зоне;

20₂, 21₂, 22₂ - двадцатый, двадцать первый и двадцать второй ТД, установленные во 2-й зоне и т.д.:

23₃, 24₃, 25₃; 26₄, 27₄, 28₄; 29₅, 30₅, 31₅;

32₆, 33₆, 34₆; 35₇, 36₇, 37₇; 38₈, 39₈, 40₈.

Таким образом, определено число ТД и в каких зонах по своим номерам ТД расположены:

41, 42 - поперечные ТТ;

43, 44, 45 - ТД, установленные на поперечных ТТ.

Кроме этого, показаны контуры приборов, установленных на сотопанели, а штриховыми линиями - места установки электронагревателей (ЭН) на ТТ.

На фиг.2, 3 введены обозначения:

46 - корпус ТТ;

47 - рабочее тело ТТ;

48 - наружная обкладка сотовой панели;

49 - внутренняя обкладка сотовой панели;

50 - сотовый вкладыш;

51 - слои клея (клеевая основа панели);

52 -зона установки ЭН;

53 - отражающее покрытие.

Для описания сущности изобретения возьмем один из наиболее типичных случаев терморегулирования радиационных поверхностей - терморегулирование радиационных панелей. Указанные панели нашли широкое применение на КА с солнечно-земной ориентацией на круговых и высокоэллиптических орбитах.

Радиационные поверхности выполнены в виде сотопанелей и являются одновременно радиаторами с «южной» и «северной» сторон КА (см., например, [3]).

Угловой диапазон падения солнечного излучения относительно плоскости геостационарной орбиты составляет ±23,5°. При указанном угловом диапазоне в ±8° геостационарный спутник связи проходит ежесуточно теневые участки орбиты при затенении Солнца Землей. Максимальная продолжительность теневых участков достигает ˜72 минуты. Кроме этого, каждый из спутников периодически подвергается частичному затенению от Солнца Луной. В первом случае ток от генераторов, которыми являются фотоэлектрические солнечные батареи (СБ), равняется нулю, во втором, при неполном затенении, он вырабатывается, но бывает меньше тока нагрузки от бортовых потребителей. В обоих случаях СЭС спутников подключает к работе АБ.

Указанные ситуации являются критичными с точки зрения функционирования спутника. В случае нерасчетного энергопотребления или недостаточной заряженности АБ спутник может быть потерян.

В рассмотренных ситуациях известны случаи отключения от энергопотребления полезной нагрузки, что также является крайне нежелательно для наземных пользователей.

Рассмотрим терморегулирование одной из радиационных сотопанелей геостационарного спутника, являющейся одновременно его радиатором, см. фиг.1.

Как видно из фигуры 1, температурный режим каждой i-й зоны обеспечивается двумя ТТ_i, 1...16, контроль температуры в зоне осуществляется тремя ТД_i, 17...40, на каждой ТТ_i установлено по одному электронагревателю. Выравнивание температуры между зонами осуществляется при помощи поперечных ТТ 41 и ТТ 42, собственные температуры которых контролируются ТД 43...45 соответственно.

Контроль теплового режима в i-x зонах панели заключается в сравнении фактически полученных значений показаний ТД_i, 17...40 с заданным температурным диапазоном для каждого из них.

Для управления работой ЭН от бортового контура управления КА (см., например, [7]) предусмотрены команды по включению и выключению групп ЭН от бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС) по показаниям ТД_i, 17...40, установленных в i-x, i=1...8, зонах сотопанели. Управление ЭН в зоне осуществляется БЦВС по среднему температурному параметру показаний от трех датчиков температуры зоны.

Алгоритм работы автоматики СТР управляет работой ЭН зоны электрообогрева в соответствии со следующей логикой:

в исходных массивах температур на каждом такте опроса выявляются неработоспособные и заблокированные датчики температур, которые исключаются из анализа для формирования команд на управление ЭН;

для работы алгоритма по каждой зоне электрообогрева задаются параметры канала управления ЭН - ширина интервала нечувствительности и допустимая разность между максимальной и минимальной температурой в зоне.

ЭН включается при выходе измеренной температуры из зоны нечувствительности. Далее происходит разогрев зоны до верхнего предельного значения температуры (максимального значения) и отключение ЭН. После охлаждения до нижнего предельного значения температуры (минимального значения) происходит включение ЭН и производится подогрев зоны до входа в интервал нечувствительности для номинальной температуры. Далее ЭН отключается и т.д.

Расположение ТТ внутри и снаружи сотопанелей показано на фиг.2, 3. При этом показан профиль корпуса ТТ 46, рабочее тело 47 ТТ (аммиак), наружная 48 и внутренняя 49 обкладки трехслойной сотовой панели с сотовым вкладышем 50. Собирается панель на теплопроводной клеевой основе 51. Кроме этого, условно показаны зоны установки ЭН 52 и нанесения отражающих покрытий 53.

Тепловыми источниками для ТТ служат блоки приборов и агрегатов, расположенных на внутренней обкладке панели, контуры которых показаны на фиг.1. Тепловая мощность каждого блока, как правило, известна. Известен также рабочий диапазон температур основания каждого блока. Частичный самообогрев блоков осуществляется при включенном состоянии размещенных в них блоков и агрегатов. За счет высокой теплопроводности ТТ производится выравнивание тепловых потоков в зонах сотопанели. Частичное выравнивание тепловых потоков происходит и через теплопроводную конструкцию сотопанели - наружную 48 и внутреннюю 49 обкладки, выполненные из сплавов легких металлов (например, алюминиевых), и сотовый вкладыш.

Главное же выравнивание тепловых потоков между зонами сотопанели производится поперечными ТТ 41, 42 (см.фиг.1), размещение которых на наружной обкладке панели показано на фиг.3. При этом условно средняя температура на панели определяется по ТД 43...45, установленным на поперечных ТТ 41, 43.

На наружную сторону сотопанели и ТТ наносится покрытие типа ОСО (поз.53 на фиг.3).

Тепловой режим панели рассчитывается таким образом, чтобы быть сбалансированным при полностью включенном составе расположенной на ней аппаратуры и штатной ориентации КА относительно Солнца, когда сотопанель отвернута от Солнца. В таких случаях работа ЭН не востребуется автоматикой СТР.

Однако при входе КА в «теневые» участки орбиты от Земли или Луны конструкция аппарата подвергается большему охлаждению, чем на световых участках орбиты.

За счет кондуктивных связей происходит больший сток тепла с сотопанели и нарушение тем самым собственного термостатирования. Возможно также нарушение теплового баланса на световом участке орбиты при отключении части приборного состава, размещенного на панели, изменениях в работе приборов, приводящих, в свою очередь, к меняющемуся тепловому режиму, и т.д.

В указанных случаях осуществляется дополнительный подвод тепла за счет включения ЭН и за счет этого производится терморегулирование радиационной панели с размещенными на ней приборами и агрегатами.

Как видно, вышеописанный способ терморегулирования не учитывает критические для КА участки по бортовому энергопотреблению, когда питание нагрузки СЭС осуществляется за счет работы АК.

В настоящем изобретении предлагается учесть критичные участки полета КА в работе СТР при терморегулировании ее радиационных поверхностей, увеличив тем самым резервное время ("живучесть КА") по энергообеспечению.

Для этого измеряем потребление электрической энергии ("ток нагрузки") на различных интервалах полета КА. По измеренным значениям определяем интервалы превышения потребляемой электроэнергии над генерируемой.

При этом необходимо выделить из указанных интервалов те, где расходовалась электроэнергия на терморегулирование зон радиационных поверхностей, необходимое для поддержания заданных температур выше нижних предельных значений.

В рассмотренных выше примерах можно выделить, в качестве искомых, интервалы затенения для КА Солнца от Земли и Луны.

Указанные интервалы строго прогнозируются по времени, а при их прохождении составляется, например, таблица, в которую заносятся номера включаемых в зонах автоматикой СТР ЭН и продолжительность их работы. Одновременно фиксируется состав включенных приборов и агрегатов, которые своим тепловыделением осуществляют разогрев зон сотопанели и КА в целом.

Далее, по известной мощности установленных ЭН и продолжительности их работы определяют на критичных интервалах полета КА количество электрической энергии, затраченной на терморегулирование каждой из зон поверхности радиационной сотопанели, в Вт·час.

Очевидно, что для исключения работы ЭН необходимо, чтобы среднее значение измеренных температур в зонах не опускалось далее нижнего предельного значения. Для этого запаса аккумулированной тепловой энергии должно хватить для поддержания температур на всем критичном интервале полета КА.

Аккумулировать тепловую энергию в рассматриваемом случае можно, в основном, в элементах конструкции приборного состава и агрегатов, расположенных на панели. Именно они, как правило, обладают значительно большей массой и теплоемкостью по сравнению с конструкцией самой панели и ТТ. Однако конструкцию панели можно дополнить, например, тепловыми аккумуляторами с целью увеличения количества запасаемого тепла за счет фазовых превращений. Для этого можно заполнить соты панели парафинообразным веществом с высокой удельной теплотой плавления и т.д.

Аккумулированной тепловой энергии не всегда может быть достаточно для покрытия хладопроизводительности конструкции КА в целом и, в частности, рассматриваемой его радиационной поверхности. Необходимо учитывать, что КА содержит несколько таких поверхностей, между ними через конструкцию аппарата происходит кондуктивный теплообмен.

Поэтому необходимо рассматривать одновременно все радиационные поверхности КА и расположенные на них зоны, где производился расход электроэнергии на подогрев. Далее выбирается стратегия максимально возможного аккумулирования тепловой энергии на радиационных поверхностях в указанных зонах. При этом ограничением является верхний допустимый диапазон температур в зонах.

Стратегия оправдывает себя тем, что при полете КА на критичных интервалах всегда будет происходить захолаживание его конструкции. При условии, что определены включенный приборный состав и режим его работы, т.е. дополнительного нерасчетного внутреннего теплоприхода (перегрева) не будет по сравнению с аналогичным предыдущим прохождением такого же полетного интервала. Указанное условие соблюдается предыдущими исследованиями и при образмеривании интервалов.

Таким образом будет происходить только захолаживание зон и по выходу КА из критичного интервала температура в зонах на его радиационных поверхностях будет не выше, чем при входе.

Далее определяем интервалы полетного времени КА для максимально возможного аккумулирования тепловой энергии на радиационных поверхностях в указанных зонах.

Аккумулирование на радиационных панелях может производиться как за счет внешнего теплопритока, так и за счет работы ЭН.

Например, открытие шторок (см., [3]) на "Восточной" или "Западной" панели позволяет, при их освещении Солнцем, разогреть указанные панели до предельно высоких температур перед входом на теневой участок орбиты КА. Однако, в то же время, другая панель, отвернутая от направления на Солнце, будет испытывать недостаток в тепловой энергии. Для ее разогрева потребуется работа ЭН.

При включении необходимых ЭН или их групп для указанной цели необходимо учитывать затраты электроэнергии на производимое терморегулирование.

Для этого оценивается потребляемая мощность на нагрев ЭН и продолжительность их работы при прохождении критичных участков полета КА. Далее, при определении интервалов полетного времени для максимально возможного аккумулирования тепловой энергии необходимо учитывать текущий расход электроэнергии на выполнение программы полета и чтобы расходование на обогрев не создавало критичные участки полета для КА, когда генерируется электроэнергия, в целом, меньше потребляемой.

Например, предельно нагруженной СЭС является при работе электрических реактивных двигателей на интервале коррекции орбиты КА. В этот период положительный "баланс СЭС" при включении дополнительных ЭН может быть нарушен. С другой стороны, в пределах имеющихся запасов электроэнергии (разницы между генерируемой энергией и потребляемой) часть ЭН может быть включена.

Следовательно, программа полета КА должна быть построена таким образом, чтобы, используя различные возможности на полетных "световых" интервалах (естественный внешний приток тепла и запасы бортовой электроэнергии), перед началом полета КА на интервалах с превышением потребляемой электрической энергии над генерируемой, осуществить подвод тепла в зоны радиационных поверхностей (в рассматриваемом примере радиационных панелей), требующих на терморегулирование расходования электрической энергии. Подвод тепла осуществляется по критерию максимально возможного теплового аккумулирования с учетом верхних предельных значений температур в зонах.

Оценка эффективности предлагаемого способа терморегулирования радиационных поверхностей производилась для геостационарного спутника связи "Ямал-100".

Расчеты показали, что с учетом всех конструктивных особенностей спутника, при прохождении им участков орбиты с затенением Солнца Землей продолжительностью до 72 минут, за счет аккумулирования тепловой энергии при помощи ЭН, установленных на радиационных панелях орбиты, освещенных Солнцем, удается уменьшить нагрузку на АК на ˜200...240 Вт·час за счет исключения работы ЭН на "теневых" участках орбиты.

При среднем токе нагрузки от бортовых электропотребителей в ˜50 А и номинальном напряжении на шинах СЭС ˜28 В "резервное время" спутника при использовании АК увеличивается на ˜10 минут. "Резервное время" имеет существенное значение в случае борьбы за "живучесть" спутника, например, при потере ориентации СБ на Солнце сразу после выхода из "теневого" участка орбиты.

С точки же зрения выполнения программы полета спутника указанная экономия имеет также существенное значение. Учитывая то, что ежегодные деградационные потери зарядной емкости (для 2-х металл-водородных АК, установленных на спутнике) составляют ˜80 Вт·час, для выполнения штатной программы полета при прохождении "теневых" участков орбиты относительный срок эксплуатации спутника продлевается дополнительно до 3-х лет+.

Литература

1. Космические аппараты, под редакцией К.П.Феоктистова, Воениздат, Москва, 1983 г., с.200.

2. Двухмерная теплопроводность многослойной тепловой изоляции. Обзор ГОНТИ-4. 1972.

3. Е.А.Ашурков и др. Космический аппарат блочно-модульного исполнения. Патент РФ 2092398, по классу B 64 G 1/10.

4. А.С.Елисеев. "Техника космических полетов", изд. Машиностроение, Москва, 1983 г.

5. Heat Pipe Application for the space Shuttle, AIAA Paper, 1972, №272.

6. К.А.Коптелов и др. Система терморегулирования. Патент РФ 2168690, по классу F 28 D 15/02 от 25.08.1999 г. - прототип.

7. Система обеспечения теплового режима КА. З00ГК. 50Ю 0000 А202-0 ТО. РКК "Энергия" им. С.П.Королева, 2002 г.

Способ терморегулирования радиационных поверхностей космических аппаратов, включающий измерение температур в зонах размещения радиационных поверхностей, сравнение измеренных значений температур с верхними и нижними значениями их допустимых пределов и подвод тепловой энергии к радиационным поверхностям при выходе измеренных температур на предельные нижние значения и до момента достижения указанными температурами верхних предельных значений, отличающийся тем, что измеряют потребление электрической энергии на различных интервалах полета космического аппарата, по измеренным значениям определяют интервалы, на которых потребляемая электроэнергия превышает генерируемую и на которых производится потребление электроэнергии на терморегулирование зон радиационных поверхностей, необходимое для поддержания заданных температур выше нижних предельных значений, определяют на указанных интервалах количество электрической энергии, затраченной на терморегулирование радиационных поверхностей, определяют интервалы полетного времени космического аппарата для максимально возможного аккумулирования тепловой энергии на радиационных поверхностях в указанных зонах в пределах допустимых значений температур и с учетом произведенных затрат электрической энергии на терморегулирование, а перед началом интервалов полета космического аппарата с превышением потребляемой электрической энергии над генерируемой осуществляют подвод аккумулируемой тепловой энергии в зоны радиационных поверхностей, требующих расходования электрической энергии на их терморегулирование на указанных интервалах полета, при этом подвод тепловой энергии осуществляют с учетом верхних предельных значений температур радиационных поверхностей.