Теплофизическая модель космического аппарата



Теплофизическая модель космического аппарата
Теплофизическая модель космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2481254:

Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" (RU)

Изобретение относится к созданию и отработке систем терморегулирования космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. У таких КА данные системы выполнены по комбинированной схеме: тепловые трубы в сочетании с дублированными жидкостными контурами. Модель КА включает в себя тепловые (и массовые) имитаторы приборов ретранслятора, установленные на внутренних обшивках северной и южной панелей КА. В панели встроены горизонтально расположенные тепловые трубы, а жидкостные коллекторы указанных контуров расположены на внутренних обшивках между данными имитаторами. Имитаторы приборов платформы установлены на обшивках сотовых панелей с встроенными жидкостными коллекторами. Полная площадь внешних поверхностей северных и южных панелей выполнена для случая КА с максимально возможным энергопотреблением (например, 16 кВт). Электронасосные агрегаты и гидроаккумуляторы контуров также изготовлены применительно к этому случаю. Для конкретных теплофизических моделей КА с меньшим энергопотреблением (например, 10 кВт) симметричные одинаковые части площадей северной и южной панелей, свободные от тепловых имитаторов, покрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией. При этом расходы теплоносителя в жидкостных контурах регулируются дросселями. В результате холодопроизводительности радиаторных (внешних) поверхностей северной и южной панелей таковы, что обеспечивается требуемый температурный режим имитаторов приборов ретранслятора и платформы. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции и технологии изготовления теплофизических моделей различных КА с любым энергопотреблением, например, из диапазона от 3 кВт до 16 кВт. 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к теплофизическим моделям (тепловым макетам) телекоммуникационных спутников.

В настоящее время приборы ретранслятора вышеуказанных спутников устанавливаются на внутренних обшивках сотовых панелей, размещенных на космическом аппарате (см. патент Российской Федерации RU 2346861 С2 [1]) на северной и южной сторонах (северная (+Z) и южная (-Z) панели), а наружные поверхности внешних обшивок их покрыты оптическим солнечным отражателем и являются радиаторами - излучателями избыточного тепла, выделяемыми приборами спутника.

Энергопотребление вновь разрабатываемых спутников колеблется в широком диапазоне (например, от ~ 3 кВт до 15 кВт, до 95% из которых приходится на ретранслятор; при этом максимально возможное энергопотребление спутника ограничивается возможностью размещения спутника в зоне полезного груза под обтекателем существующей мощной ракеты-носителя).

Для подтверждения работоспособности вновь разрабатываемого космического аппарата (КА) в условиях орбитального функционирования предварительно изготавливают для испытаний в термобарокамере теплофизическую модель, в составе которой применяется штатная система терморегулирования (СТР), обеспечивающая штатную холодопроизводительность радиаторов, т.е. величины площадей радиаторов северной и южной панелей (штатной конструкции) соответствуют штатным при обеспечении расходов циркулирующего по жидкостным контурам теплоносителя, соответствующих штатным величинам. При этом на всех сотовых панелях штатной конструкции (с встроенными тепловыми трубами и жидкостными коллекторами) вместо штатных приборов платформы и полезной нагрузки (ретранслятора) устанавливают их тепловые (и массовые) имитаторы, обеспечивающие избыточные тепловыделения, соответствующие штатным величинам.

Из анализа вышеизложенных известных технических решений видно, что в процессе реализации каждой конкретной теплофизической модели КА необходимо осуществлять сложные технологические процессы по изготовлению различных сложных по конструкции штатных сотовых панелей и штатной СТР, что является существенным недостатком известных технических решений.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является теплофизическая модель КЛ на основе [1].

Теплофизическая модель КА, выполненная на основе известного технического решения [1], включает в себя следующие основные элементы (см. фиг.1): 1 - теплофизическая модель КА; 2 и 3 - северная и южная сотовые панели с установленными на внутренних обшивках тепловыми имитаторами ретранслятора, которые на теплофизической модели КА (и на КЛ) расположены вертикально (для обеспечения испытаний в вертикальной термобарокамере); 4 - горизонтально расположенные тепловые трубы, встроенные и сотовые панели 2 и 3; 5 - жидкостные коллекторы (выполняют, в частности, роль вертикальных тепловых труб в случае испытаний в вертикальной термобарокамере), расположенные на внутренних обшивках сотовых панелей 2 и 3 преимущественно вертикально; 6 и 7 - первый и второй жидкостные контуры, гидравлически независимые друг от друга; 8 и 9 - сотовые панели с встроенными жидкостными коллекторами, расположенные между северной и южной панелями 2 и 3, на внутренней и наружной обшивках которых установлены имитаторы приборов платформы; 10 и 11 - ЭНА первого и второго жидкостных контуров 6 и 7; 12 и 13 - гидроаккумуляторы первого и второго жидкостных контуров 6 и 7, жидкостные полости которых соединены с остальными жидкостными трактами на входах в ЭНА 10 и 11, а газовые полости, частично заполненные двухфазной рабочей жидкостью, разъединены от жидкостных полостей сильфонами.

Как указано выше, известное техническое решение о теплофизической модели КА обладает существенными недостатками: в связи с применением в составе конкретной теплофизической модели различных сложных по конструкции штатных сотовых панелей и штатной СТР при изготовлении теплофизической модели необходимо осуществлять сложные технологические процессы, что обуславливает также повышенные экономические затраты.

Целью предлагаемого авторами нового технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается тем, что в теплофизической модели космического аппарата, включающей в себя вертикально расположенные северную и южную сотовые панели, наружные поверхности внешних обшивок которых покрыты солнечным оптическим отражателем, с встроенными в панели горизонтально расположенными тепловыми трубами и с преимущественно вертикально расположенными между имитаторами приборов полезной нагрузки на внутренней обшивке жидкостными коллекторами двух дублированных независимых гидравлических жидкостных контуров, в каждом из которых установлен электронасосный агрегат, вход которого соединен с жидкостной полостью гидроаккумулятора, газовая полость которого, разделенная сильфоном от жидкостной полости, частично заполнена рабочей жидкостью, расположенные между северной и южной панелями сотовые панели с встроенными жидкостными коллекторами, на обшивках которых установлены имитаторы приборов платформы, для теплофизической модели конкретного космического аппарата часть площади каждой напели - северной и южной - симметрично с обеих сторон, свободная от имитаторов приборов, покрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией, удовлетворяющая условию:

где FЭВТИ - суммарная площадь каждой напели, одинаковая с обеих сторон, покрытая экранно-вакуумной теплоизоляцией, м2;

Qмакс - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы в случае установки их на всей площади панелей, максимально возможные площади которых выполнены исходя из возможности размещения аппарата во всей зоне полезного груза под обтекателем для существующей самой мощной ракеты-носителя, Вт;

QКА - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы для разрабатываемого конкретного космического аппарата, Вт;

gуд - средняя удельная холодопроизводительность каждого квадратного метра наружной поверхности с оптическим солнечным отражателем внешней обшивки вышеуказанных сотовых панелей, Вт/м2, а в каждом жидкостном контуре в последовательной линии установлен регулируемый дроссель,

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 заявляемой теплофизической модели КА.

На фиг.2 изображена принципиальная схема предложенной теплофизической модели КА, где: 1 - теплофизическая модель КА; 2 и 3 - северная и южная сотовые панели (с тепловыми имитаторами ретранслятора), которые на теплофизической модели КА (и на КА) расположены вертикально (для обеспечения испытаний в вертикальной термобарокамере); 4 - горизонтально расположенные тепловые трубы, встроенные в сотовые панели 2 и 3; 5 - жидкостные коллекторы, расположенные на внутренней обшивке сотовых панелей 2 и 3; 6 и 7 - первый и второй жидкостные контуры, гидравлически независимые друг от друга; 8 и 9 - сотовые панели с встроенными жидкостными коллекторами, на внутренней и наружной обшивках которых установлены имитаторы приборов платформы; 10 и 11 - ЭНА первого и второго жидкостных контуров 6 и 7; 12 и 13 - гидроаккумуляторы первого и второго жидкостных контуров 6 и 7, жидкостные полости которых соединены с остальными жидкостными трактами на входах в ЭНА 10 и 11, а газовые полости, частично заполненные двухфазной рабочей жидкостью, разъединены от жидкостных полостей сильфонами; 14 - тепловые имитаторы приборов ретранслятора, установленные на внутренних обшивках сотовых панелей 2 и 3 (на поз.2 и 3 поз.14 условно не показаны); 2.1 и 3.1 - наружные поверхности внешних обшивок сотовых панелей 2 и 3, покрытые оптическим солнечным отражателем; 15 - экранно-вакуумная теплоизоляция - для теплофизической модели конкретного космического аппарата часть площади каждой панели - северной и южной - симметрично с обеих сторон, свободная от имитаторов приборов, покрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией, удовлетворяющая условию:

где FЭВТИ - суммарная площадь каждой панели, одинаковая с обеих сторон, покрытая экранно-вакуумной теплоизоляцией, м2;

Qмакс - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы в случае установки их на всей площади панелей, максимально возможные площади которых выполнены исходя из возможности размещения аппарата во всей зоне полезного груза под обтекателем для существующей самой мощной ракеты-носителя, Вт;

QКА - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы для разрабатываемого конкретного космического аппарата, Вт;

gуд - средняя удельная холодопроизводительность каждого квадратного метра наружной поверхности с оптическим солнечным отражателем внешней обшивки вышеуказанных сотовых панелей, Вт/м2; 16 и 17 - регулируемые дроссели, установленные в последовательной линии жидкостного тракта каждого из жидкостных контуров 6 и 7.

Изготавливают предложенную теплофизическую модель КА следующим образом.

При ближайшей (очередной) разработке конкретного КА (например, с энергопотреблением ≈ 10 кВт, из них 9 кВт приходится на ретранслятор, a≈1 кВт - на платформу (избыточное тепловыделение ≈ 7 кВт), предусматривают и изготавливают теплофизическую модель КА со следующими особенностями:

- конструкции северной и южной панелей с встроенными горизонтально расположенными тепловыми трубами и с расположенными жидкостными коллекторами двух жидкостных контуров на внутренних обшивках указанных панелей выполняют величиной площади, обеспечивающей их холодопроизводительность на орбите, достаточную для обеспечения требуемого комфортного температурного режима приборов для максимально возможного мощного КА, например, с энергопотреблением ≈ 16 кВт (избыточное тепловыделение ≈ 11 кВт) в настоящее время;

- ЭНА, обеспечивающие расходы теплоносителя в каждом контуре при полностью открытых регулируемых дросселях при энергопотреблении КА, равном ≈ 16 кВт;

- гидроаккумуляторы, работоспособные в части обеспечения рабочего давления и компенсации объемов теплоносителя при температурном его расширении в двух жидкостных контурах;

- регулируемые дроссели, способные изменять гидравлические сопротивления в жидкостных контурах на такие величины, что расходы теплоносителя в них будут соответствовать требуемым для КА с энергопотреблением, например, от 3 кВт до 16 кВт;

- после этого изготавливают экранно-вакуумную тепловую изоляцию и ей покрывают с обеих сторон симметрично соответствующие одинаковые площади (см. лист 6) северной и южной панелей;

- изготавливают сотовые напели платформы (энергопотребление приборов платформы от одного телекоммуникационного спутника к другому практически мало отличается и примерно равно ≈ 1 кВт);

- изготавливают тепловые имитаторы приборов;

- осуществляют сборку теплофизической модели КА с установкой:

- на свободных от теплоизоляции поверхностях внутренних обшивок северной и южной панелей тепловых имитаторов ретранслятора;

- тепловых имитаторов приборов платформы на обеих обшивках ее сотовых панелей.

После полной сборки теплофизической модели осуществляют необходимые испытания ее сначала в условиях окружающего воздуха, а затем в термобарокамере.

При разработке следующего КА, например, с энергопотреблением 12 кВт предусматривают изготовление вновь только:

- требуемого количества имитаторов приборов ретранслятора, соответствующего разрабатываемому КА, и, при необходимости, недостающего количества имитаторов приборов платформы;

- экранно-вакуумной теплоизоляции требуемой площади (см. лист 6), соответствующей разрабатываемому КА.

После этого дооснащают (дорабатывают) ранее изготовленную теплофизическую модель КА с энергопотреблением (например, ≈ 16 кВт) и проводят соответствующие требуемые отработочные испытания ее.

Таким образом, как видно из вышеизложенного, в результате выполнения конструкции теплофизической модели согласно предложенному техническому решению упрощаются конструкция и технология изготовления всех последующих теплофизических моделей вновь разрабатываемых КА и, следовательно, при этом также снижаются экономические затраты при разработке последующих КА, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.

Теплофизическая модель космического аппарата, включающая в себя вертикально расположенные северную и южную сотовые панели, наружные поверхности внешних обшивок которых покрыты солнечным оптическим отражателем, с встроенными в панели горизонтально расположенными тепловыми трубами и с преимущественно вертикально расположенными между имитаторами приборов полезной нагрузки на внутренней обшивке жидкостными коллекторами двух дублированных независимых гидравлических жидкостных контуров, в каждом из которых установлен электронасосный агрегат, вход которого соединен с жидкостной полостью гидроаккумулятора, газовая полость которого, отделенная сильфоном от жидкостной полости, частично заполнена рабочей жидкостью, а также расположенные между северной и южной панелями сотовые панели с встроенными жидкостными коллекторами, на обшивках которых установлены имитаторы приборов платформы, отличающаяся тем, что для теплофизической модели конкретного космического аппарата свободная от имитаторов приборов часть площади каждой панели - северной и южной - симметрично с обеих сторон покрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией согласно условию:

где FЭВТИ - суммарная площадь каждой панели, одинаковая с обеих сторон, покрытая экранно-вакуумной теплоизоляцией, м2;
Qмaкc - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы в случае установки их на всей площади панелей, максимально возможные площади которых выполнены исходя из возможности размещения аппарата во всей зоне полезного груза под обтекателем для существующей самой мощной ракеты-носителя, Вт;
QKA - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы для разрабатываемого конкретного космического аппарата, Вт;
g - средняя удельная холодопроизводительность каждого квадратного метра наружной поверхности с оптическим солнечным отражателем внешней обшивки вышеуказанных сотовых панелей, Вт/м2, а в каждом жидкостном контуре в последовательной линии установлен регулируемый дроссель.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к сборке и испытаниям бортовых систем космического аппарата (КА), преимущественно системы электропитания телекоммуникационного КА. .

Изобретение относится к способам имитации солнечного излучения (ИСИ) в тепловакуумной камере (ТВК) и может быть использовано при тепловакуумных испытаниях космического аппарата (КА) или его составных частей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также и при натурных пусках РН с системами газификации.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также и при натурных пусках РН с системами газификации.

Изобретение относится к испытаниям космической техники, а именно к установкам для имитации тепловых режимов работы элементов космических аппаратов. .

Изобретение относится к способу оценки потери массы и содержания летучих конденсирующихся веществ, образующихся при нагреве неметаллических материалов до определенной температуры в вакууме и воздействии на продукты газовыделения высокоэнергетического излучения.

Изобретение относится к наземной отработке космической техники и, преимущественно, раскрывающихся конструкций типа батареи солнечной (БС). .

Изобретение относится к тепловакуумным камерам космической техники, а точнее к неосевому имитатору солнечного излучения (ИСИ) тепловакуумной камеры (ТВК), и может быть использовано при тепловаккумных испытаниях космического аппарата (КА) или его составных частей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании телекоммуникационных космических аппаратов. .

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к области создания и эксплуатации систем терморегулирования космических объектов и их элементов. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования объектов, расположенных на космических аппаратах, и может быть использовано на предприятиях, занимающихся разработкой и эксплуатацией космической техники.

Изобретение относится к области космонавтики и касается устройств для изменения теплопередачи, а именно микроструктурных систем, содержащих упругие гибкие деформируемые исполнительные элементы.

Изобретение относится к космической технике и касается обеспечения требуемого температурного режима в герметичных отсеках космических аппаратов и станций. .

Изобретение относится к космической технике и касается проектирования автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей с применением тепловых труб (ТТ).

Изобретение относится к наземному моделированию работы систем терморегулирования, преимущественно телекоммуникационных спутников, снабженных дублированными жидкостными контурами.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом телекоммуникационных спутников, в т.ч. .

Изобретение относится к технологии изготовления и испытаний элементов систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников.

Изобретение относится к технологии сборки жидкостных контуров систем терморегулирования, в частности телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников
Наверх