Система терморегулирования приборного отсека посадочного лунного модуля

Изобретение (в обоих вариантах) относится к терморегулированию межпланетных космических аппаратов, в частности посадочных модулей, длительно функционирующих на Луне и других небесных телах. По первому варианту, система содержит радиоизотопный теплогенератор (РТ), платформу с оборудованием и приборами, регулируемую контурную тепловую трубу (ТТ), радиационный теплообменник и трехходовой клапан. Конденсатор данной ТТ встроен в радиационный теплообменник, отключаемый трехходовым клапаном с помощью байпасной линии при температуре платформы ниже заданной. Платформа установлена параллельно вектору гравитационного поля Луны. Внутрь платформы встроены ТТ так, что их нижние зоны имеют тепловой контакт с РТ в нижней части платформы. Верхние зоны встроенных ТТ имеют тепловой контакт с испарителем регулируемой контурной ТТ в верхней части платформы. По второму варианту, встроенные ТТ расположены также параллельно вектору гравитационного поля Луны. При этом дополнительно установлена нерегулируемая контурная ТТ, испаритель которой имеет непосредственный тепловой контакт с РТ, а конденсатор контактирует с нижними зонами встроенных ТТ. Верхние зоны этих ТТ соединены по меньшей мере одним коллекторным теплопроводом между собой, а также с испарителем регулируемой контурной ТТ. Технический результат изобретения заключается в обеспечении на длительное время работы заданного температурного режима приборного отсека посадочного модуля без использования для этого электроприводов и затрат электроэнергии. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к посадочным и перелетным межпланетным космическим аппаратам, и может быть использовано для обеспечения теплового режима электронного и другого оборудования, предназначенного для длительного, автономного функционирования на Луне, на Марсе, а также на Земле в суровых климатических условиях.

Известны системы терморегулирования (СТР), в которых переохлаждение приборов ниже допустимой температуры предотвращается за счет регулируемого подогрева от непрерывно работающего автономного источника тепла. Так, например, для обеспечения теплового режима самоходных аппаратов «Луноход-1», «Луноход-2» и «Луноход-3» был использован радиоизотопный источник тепла (РИТ), нагретая поверхность которого с помощью воздуховодов сообщалась с газовой системой терморегулирования приборного отсека указанного аппарата (Передвижная лаборатория на Луне ЛУНОХОД-1, «Наука», Москва, 1971). С помощью регулируемой воздушной заслонки необходимое количество тепловой энергии от радиоизотопного источника тепла отбиралось циркулирующим воздухом для подогрева оборудования и приборов в холодное время лунных суток.

Недостатком такого рода систем, использующих однофазный циркулирующий теплоноситель, в частности газ или жидкость, является необходимость применения вентиляторов и управляемых заслонок, либо насосов и регулируемых клапанов, поскольку перечисленные агрегаты имеют ограниченный ресурс, а применение электромеханических приводов снижает надежность системы и требует значительных затрат электроэнергии. Помимо этого однофазные циркуляционные контуры с механическим нагнетателем, в особенности газовые, имеют повышенную массу.

Известны системы охлаждения приборов, которые построены на тепловых трубах (ТТ) и позволяют обеспечивать тепловой режим оборудования, установленного в негерметичных приборных отсеках, не используя для этого механические нагнетатели и электромеханические приводы. Циркуляция теплоносителя в тепловых трубах обеспечивается капиллярными силами. В работе (W.G.Anderson, J.R.Hartenstine, K.L.Walker, J.T.Farmer, «Variable Thermal Conductance Link for Lunar Landers and Rovers», IECEC, Nashville, Tennessee, July, 2010) рассмотрено несколько вариантов СТР для охлаждения оборудования посадочных модулей (ПсМ), среди которых наибольший интерес, по отношению к предлагаемому изобретению, представляет система, в которой, вместе с обычными тепловыми трубами, применяется регулируемая контурная тепловая труба (КТТ) для отвода тепла из приборного отсека, лунного или марсианского ПсМ, функционирующего в условиях гравитации. Регулируемый отвод тепла из контейнера с оборудованием (приборного отсека) здесь осуществляется благодаря возможности отключения радиатора-конденсатора контурной тепловой трубы с помощью имеющегося клапана и байпасной линии, при достижении испарителем КТТ некоторого нижнего температурного предела.

Такой принцип построения и организации работы системы терморегулирования достаточно широко используется в современных космических аппаратах, однако применительно к посадочным модулям (лунным и марсианским) следует отметить следующие недостатки указанного решения:

- в системе отсутствует регулируемый подогрев приборного отсека, организованный в согласованной работе с охлаждающим трактом, который обеспечивает отвод тепла от оборудования;

- для сбора и отвода тепла от оборудования применяются горизонтально расположенные участки ТТ, однако, работа таких участков чувствительна к положению ПсМ в гравитационном поле планеты и это накладывает дополнительные ограничения на работу системы;

- отсутствуют технические решения, предотвращающие паразитную циркуляцию (перетекание) теплоносителя, которая происходит в КТТ под воздействием массовых сил, и в результате которой может возникнуть неконтролируемая, недопустимая передача тепла от конденсатора к испарителю КТТ или наоборот;

- имеет место повышенный риск разгерметизации КТТ, поскольку в качестве теплоносителя в КТТ предлагается использовать аммиак, а это влечет многократное замораживание и размораживание радиационного теплообменника (РТ) в процессе смены лунных суток и может привести к разрушению конденсатора;

- неоптимально расположен радиационный теплообменник, что не позволяет системе развивать наиболее высокую хладопроизводительность.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению по обоим вариантам является система терморегулирования пенетратора, разработанная в «Научно-производственном объединении им. С.А.Лавочкина» в рамках проекта МАРС-96 (D.Kozmine, K.Goncharov, M.Nikitkin, Yu.Maidanik, Yu.Fershtater, F.Smirnov, «Loop Heat Pipes for Space Mission Mars 96», SAE #961602, 1996).

Система терморегулирования пенетратора построена на базе контурной тепловой трубы, испаритель которой контактирует с радиоизотопным источником тепла, а два соединенных с испарителем конденсатора контактируют, соответственно, с приборной платформой и с радиатором (последний в различной технической литературе и технической документации называют также «радиатором-конденсатором»).

Двухфазный контур, используемый в данной системе, а именно контурная тепловая труба (КТТ) с одним испарителем, снабжен трехходовым клапаном и байпасной линией, благодаря которым теплоноситель внутри КТТ, в зависимости от температуры платформы с приборами, может циркулировать либо только через конденсатор, контактирующий с платформой, либо, последовательно, через оба конденсатора. Это позволяет осуществлять регулируемый обогрев платформы с приборами, поскольку излишки тепла от радиоизотопного источника, при необходимости, могут рассеиваться через радиатор-конденсатор в окружающую среду.

Описанная система терморегулирования имеет значительный ресурс, малый вес, является компактной и автономной и не содержит электроприводов. СТР пенетратора способна работать в условиях гравитации Марса и Земли, поскольку используемая в ее основе КТТ, практически, не чувствительна к наклонам. Приборный отсек (платформа с приборами) в такой системе является негерметичным, что существенно повышает надежность и расширяет область применения.

Вместе с тем данное решение имеет известное ограничение, выраженное в том, что СТР пенетратора обеспечивает только подогрев платформы с приборами, но не может отводить тепло, вырабатываемое оборудованием и приборами к радиатору. Это объясняется тем, что конденсатор КТТ, установленный на платформе, не может работать в режиме испарителя, в силу того, что паросодержание на входе в данный конденсатор равно 1,0.

Предлагаемое изобретение по обоим вариантам направлено на получение технического результата, который заключается в обеспечении заданного температурного режима приборного отсека посадочного модуля, предназначенного для длительной работы СТР посадочного модуля на поверхности Луны, а также для работы в условиях Земли и во время перелета от Земли к Луне, без использования электроприводов и электроэнергии на нужды СТР.

При раскрытии сущности предлагаемого изобретения по обоим вариантам и описании примеров его реализации будут названы и другие виды достигаемых результатов, с которыми названный выше технический результат имеет причинно-следственную связь.

Согласно первому варианту предлагаемая система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля, как и наиболее близкая к ней СТР, содержит радиоизотопный теплогенератор, платформу для размещения на ней оборудования и приборов, регулируемую контурную тепловую трубу с испарителем, транспортными трубопроводами и конденсатором, встроенным в радиационный теплообменник, а также трехходовой клапан, обеспечивающий отключение радиационного теплообменника с помощью байпасной линии, при достижении температуры платформы заданного нижнего температурного предела.

Для достижения указанного технического результата в предлагаемой системе по первому варианту, в отличие от наиболее близкой к ней известной, платформа установлена параллельно вектору массовых сил гравитационного поля Луны, а внутрь платформы встроены тепловые трубы так, что нижние зоны встроенных тепловых труб имеют тепловой контакт с установленным в нижней части платформы радиоизотопным теплогенератором, а верхние зоны встроенных тепловых труб имеют тепловой контакт с установленным в верхней части платформы испарителем регулируемой контурной тепловой трубы.

Кроме того, в системе установлены второй радиационный теплообменник и вторая контурная тепловая труба, имеющая транспортные трубопроводы, трехходовой клапан и конденсатор, встроенный во второй радиационный теплообменник, причем испаритель второй контурной тепловой трубы также имеет непосредственный тепловой контакт с верхними зонами встроенных в платформу тепловых труб, а трехходовой клапан настроен аналогично имеющемуся и может отключать второй радиационный теплообменник с помощью своей байпасной линии.

Кроме того, в системе установлены дополнительный радиационный теплообменник и дополнительная контурная тепловая труба, имеющая транспортные трубопроводы, трехходовой клапан и конденсатор, встроенный в дополнительный радиационный теплообменник, причем испаритель дополнительной контурной тепловой трубы имеет непосредственный тепловой контакт с радиоизотопным теплогенератором, а ее трехходовой клапан обеспечивает включение дополнительного радиационного теплообменника в работу при температуре на 5-10 градусов выше нижнего температурного предела.

Кроме того, в системе установлена дополнительная контурная тепловая труба, имеющая транспортные трубопроводы, трехходовой клапан и конденсатор, причем испаритель дополнительной контурной тепловой трубы имеет непосредственный тепловой контакт с радиоизотопным теплогенератором, а конденсатор встроен в имеющийся радиационный теплообменник, при этом трехходовой клапан обеспечивает включение дополнительной контурной тепловой трубы в работу при температуре на 5-10 градусов выше нижнего температурного предела.

Кроме того, радиационные теплообменники, в которые встроены конденсаторы контурных тепловых труб, выполнены плоскими, односторонними и расположены в одной плоскости над приборным отсеком перпендикулярно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

Кроме того, радиационные теплообменники, в которые встроены конденсаторы контурных тепловых труб, выполнены плоскими, двухсторонними и расположены в одной плоскости над приборным отсеком параллельно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

Кроме того, транспортные трубопроводы контурных тепловых труб имеют участок в форме петли, возвышающейся над испарителем и конденсатором.

Кроме того, платформа для установки приборов выполнена в виде тепловой сотопанели, имеющей прямоугольную форму.

Кроме того, контурные тепловые трубы заправлены пропиленом.

Согласно второму варианту предлагаемая система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля, как и наиболее близкая к ней СТР, содержит: радиоизотопный теплогенератор, платформу для размещения на ней оборудования и приборов, регулируемую контурную тепловую трубу с испарителем, транспортными трубопроводами и конденсатором, встроенным в радиационный теплообменник, а также трехходовой клапан, обеспечивающий отключение радиационного теплообменника с помощью байпасной линии при достижении температуры платформы заданного нижнего температурного предела.

Для достижения указанного технического результата во втором варианте предлагаемой системы, в отличие от наиболее близкой к ней известной, платформа установлена параллельно вектору массовых сил гравитационного поля Луны, а внутрь платформы встроены тепловые трубы, также расположенные параллельно вектору массовых сил, при этом, дополнительно, установлена нерегулируемая контурная тепловая труба, имеющая транспортные трубопроводы и конденсатор, причем испаритель нерегулируемой контурной тепловой трубы имеет непосредственный тепловой контакт с радиоизотопным теплогенератором, а конденсатор контактирует с нижними зонами встроенных в платформу тепловых труб, кроме того, верхние зоны встроенных в платформу тепловых труб соединены, по меньшей мере, одним коллекторным теплопроводом между собой, а также с испарителем регулируемой контурной тепловой трубы.

Кроме того, радиационные теплообменники, в которые встроены конденсаторы контурных тепловых труб, выполнены плоскими, односторонними и расположены в одной плоскости над приборным отсеком перпендикулярно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

Кроме того, радиационные теплообменники, в которые встроены конденсаторы контурных тепловых труб, выполнены плоскими, двухсторонними и расположены в одной плоскости над приборным отсеком параллельно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

Кроме того, транспортные трубопроводы контурных тепловых труб имеют участок в форме петли, возвышающейся над испарителем и конденсатором.

Кроме того, платформа для установки приборов выполнена в виде тепловой сотопанели, имеющей прямоугольную форму.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, на которых показаны:

- на фиг.1 - схема СТР посадочного модуля, в которой применяется одна регулируемая контурная тепловая труба.

- на фиг.2 - схема СТР посадочного модуля, в которой применяется две одинаковых регулируемых контурных тепловых трубы.

- на фиг.3 - схема СТР посадочного модуля, в которой применяется дополнительная регулируемая контурная тепловая труба с дополнительным радиатором для непосредственного охлаждения РИТ.

- на фиг.4 - схема СТР посадочного модуля, в которой применяется дополнительная регулируемая контурная тепловая труба для охлаждения РИТ посредством прямого соединения РИТ с имеющимся радиатором.

- на фиг.5 - внешний вид посадочного модуля, показывающий горизонтальную рабочую позицию радиатора.

- на фиг.6 - внешний вид посадочного модуля, показывающий вертикальную рабочую позицию радиатора.

- на фиг.7 - конфигурация транспортных трубопроводов, изогнутых в форме петли, которая возвышается, одновременно, над испарителем и над конденсатором.

- на фиг.8 - платформа для установки приборов, выполненная в виде прямоугольной сотопанели.

- на фиг.9 - второй вариант исполнения СТР, при котором нагрев нижних зон ТТ обеспечивается при помощи нерегулируемой КТТ, а охлаждение верхних зон ТТ - при помощи коллекторного теплопровода.

Предлагаемая согласно первому варианту система терморегулирования состоит из следующих основных элементов (см. Фиг.1):

- вертикально установленной приборной платформы (1) с встроенными тепловыми трубами (ТТ) (2);

- радиоизотопного теплогенератора (РИТ) (3), предусмотренного для подогрева платформы с приборами лунной ночью;

- регулируемой контурной тепловой трубы, содержащей испаритель (4), транспортные трубопроводы (5), конденсатор (6) и трехходовой клапан (7) с байпасной линией (8);

- радиационного теплообменника (9), в который встроен конденсатор (6) (конденсатор имеет тепловой контакт с РТ).

Платформа, на которую с двух сторон установлены приборы, закрывается теплоизоляцией, образуя, таким образом, негерметичный приборный отсек, кроме того, теплоизоляцией закрываются неработающие поверхности РТО.

Работает СТР следующим образом.

Расположенный в нижней части приборной платформы (1) радиоизотопный теплогенератор (3) постоянно выделяет тепловую энергию. Основание РИТ имеет тепловой контакт с испарителями тепловых труб (термосифонов) (2), т.е. с нижними участками ТТ, встроенных в платформу и, таким образом, обеспечивается стабильная, постоянная передача тепла от РИТ к платформе, а также равномерное распределение тепла по платформе за счет (инициируемой с помощью РИТ) циркуляции теплоносителя в каждой ТТ. Вертикальная установка платформы обеспечивает постоянное стекание теплоносителя, циркулирующего внутри ТТ, вниз, к месту установки РИТ. Если же посадочный модуль находится в невесомости, необходимая для работы циркуляция теплоносителя в ТТ обеспечивается капиллярными силами.

В верхней части платформы верхние участки (конденсаторы) всех ТТ сводятся в зону теплового контакта с испарителем (5) КТТ. Здесь обеспечивается регулируемый отвод тепла от платформы (1) к радиационному теплообменнику (РТ) (9), поскольку конденсатор (6) КТТ встроен в РТ (9) и имеет с ним тепловой контакт.

Регулируемый сток тепла через КТТ осуществляется благодаря применению пассивного трехходового клапана (7) с байпасной линией (8). При снижении температуры испарителя (и соединенной с ним платформы) ниже некоторого заданного значения (нижнего температурного предела) клапан (7) закрывает циркуляцию теплоносителя через конденсатор (6) и открывает байпасную линию (8), таким образом, теплоноситель может возвращаться в испаритель (4), минуя РТ (9). В случае, если циркуляция теплоносителя через РТ прекратится полностью - тепловыделение от РИТ (3) и оборудования (если последнее работает и выделяет тепло) будет только компенсировать потери тепла из приборного отсека в окружающее пространство через элементы конструкции ПсМ и теплоизоляцию. Режим, при котором максимально запираются РТ, реализуется, например, во время лунной ночи.

На Фиг.2 показано, что к верхней части платформы с приборами можно подсоединить вторую регулируемую КТТ, также имеющую испаритель (10), транспортные трубопроводы (11), трехходовой клапан (12) с байпасной линией (13) и конденсатор (14). Последний встроен во второй радиатор (15) (РТ). Фактически, вторая КТТ и второй РТ являются «копией» или «дублером» уже имеющихся в системе КТТ и РТ. За счет установки второй КТТ и второго РТ снижается термическое сопротивление теплоотводящего тракта, и, следовательно, возрастает эффективность СТР. Кроме того, повышается надежность СТР за счет дублирования КТТ и появляется дополнительная возможность для увеличения площади РТ или снижения гидравлических потерь в конденсаторе (т.е. возможность оптимизировать «змеевик» конденсатора).

На Фиг.3 показано, как решена задача эффективного охлаждения РИТ, с помощью дополнительной регулируемой КТТ и дополнительного радиатора. Дополнительная регулируемая КТТ имеет испаритель (16), транспортные трубопроводы (17), трехходовой клапан (18) с байпасной линией (19) и конденсатор (20). Последний встроен (имеет тепловой контакт) в дополнительный радиатор (21). Испаритель (16) дополнительной КТТ устанавливается непосредственно на тепловыделяющее основание РИТ (3) и, таким образом, организует регулируемую тепловую связь РИТ, напрямую, с дополнительным РТ (21). В период использования (включения) оборудования лунным днем тепловыделение на платформе достаточно велико и, поэтому, необходимость в подогреве платформы отпадает или частично отпадает.Если температура платформы повысится на 5-10 градусов выше нижнего температурного предела, трехходовой клапан (18) дополнительной КТТ должен включить дополнительный радиатор (21) в работу. Таким образом, излишки тепла от РИТ начнут рассеиваться через свой (дополнительный) РТ на более высоком температурном уровне, разгружая при этом (основной) охлаждающий тракт. При этом эффективность СТР заметно возрастает и возникает новая возможность охлаждать РИТ независимо от положения платформы, например когда оборудование выключено и посадочный модуль транспортируется в горизонтальном положении.

На Фиг.4 показано, как решена задача эффективного охлаждения РИТ, с помощью дополнительной регулируемой КТТ, конденсатор которой встроен в имеющийся радиатор (9). Дополнительная регулируемая КТТ имеет испаритель (16), транспортные трубопроводы (17), трехходовой клапан (18) с байпасной линией (19) и конденсатор (20). Последний встроен (имеет тепловой контакт) в имеющийся радиатор (9). Испаритель (16) дополнительной КТТ устанавливается непосредственно на тепловыделяющее основание РИТ (3), и, таким образом, организуется дополнительная регулируемая тепловая связь РИТ (3), напрямую с РТ (9), минуя стыки основного охлаждающего тракта с платформой. Если температура платформы повысится на 5-10 градусов выше нижнего температурного предела, трехходовой клапан (18) дополнительной КТТ должен включить тепловую связь между РИТ (3) и радиатором (9) в работу. При этом также появится возможность охлаждать РИТ независимо от положения платформы. Однако соединение РИТ с уже имеющимся РТ подразумевает то, что последний будет работать на прежнем температурном уровне. Таким образом, дополнительный температурный потенциал в зоне платформы получится за счет разгрузки стыка между платформой (1) и испарителем регулируемой КТТ (4).

Решения, проиллюстрированные на Фиг.3 и Фиг.4, объединяет то, что использование дополнительной КТТ позволяет осуществлять произвольные наклоны ПсМ в поле массовых сил при установленном, работающем РИТ, выключенном оборудовании и организованном отводе тепла снаружи посадочного модуля (например, естественной или вынужденной конвекции). Это расширяет возможности наземной транспортировки ПсМ, а также упрощает обслуживание ПсМ на стартовой позиции и при наземных испытаниях, поскольку основные ограничения на работоспособность СТР в поле массовых сил накладывает охлаждение РИТ. В случае использования в системе дополнительной КТТ отклонение положения платформы с встроенными в нее ТТ (относительно вектора массовых сил) не будет являться ограничением для охлаждения постоянно работающего РИТ.

На Фиг.5 показано, как должен быть расположен РТ (9) для обеспечения максимальной эффективности работы СТР приборного отсека. На эффективность работы радиационного теплообменника влияют географическая широта местности и наклон ПсМ при посадке. Эти два фактора, а также оптические характеристики покрытия и положение РТ относительно лунного горизонта определяют развиваемую СТР хладопроизводительность. Горизонтальная рабочая позиция РТ является наиболее универсальной и эффективной.

Тем не менее при посадке ПсМ в полярные зоны Луны, где имеет место низкая температура поверхности планеты, РТ, имеющий такие же габариты, может работать и в вертикальной позиции, но как двухсторонний, т.е. используя для излучения обе свои поверхности. Данное решение иллюстрирует Фиг.6. Вертикально ориентированный РТ имеет более стабильные характеристики при значительных наклонах ПсМ и работоспособен даже при падении посадочного модуля на бок.

Фиг.7 иллюстрирует техническое решение, исключающее самотек жидкого теплоносителя из испарителя в конденсатор и наоборот. Работа посадочного модуля на Луне сопровождается значительными суточными колебаниями температуры, которые отражаются на работе РТ. В ночное время температура конденсатора КТТ, интегрированного в РТ, опустится до минимального значения, и тогда конденсатор полностью заполнится жидкой фазой сконденсировавшегося теплоносителя. Поскольку РТ находится выше испарителя, теплоноситель может стекать по транспортным трубопроводам из конденсатора в испаритель, затем испаряться и снова стекать. Таким образом, по транспортным каналам может происходить паразитная циркуляция и, следовательно, неконтролируемая передача тепла. Конструктивное решение, предусматривающее изгиб транспортных трубопроводов, возвышающийся как над испарителем, так и над конденсатором, например, в форме перевернутой "U" или петли (см. Фиг.7), позволяет предотвратить паразитную циркуляцию теплоносителя, возникающую в гравитационном поле.

В невесомости КТТ является диодной: т.е. при нагреве конденсатора выше температуры испарителя конденсатор осушается, жидкость уходит в компенсационную полость испарителя и циркуляция в контуре прекращается. Это свойство должно быть обеспечено и при работе посадочного модуля (ПсМ) на поверхности Луны. Однако в условиях гравитации паразитная циркуляция теплоносителя может происходить и тогда, когда испаритель находится выше конденсатора. Применительно к посадочному модулю, превышение испарителя может иметь место при некотором наклоне ПсМ, однако конструктивное решение, показанное на Фиг.7, позволяет исключить паразитную циркуляцию теплоносителя и в случае превышения испарителя над конденсатором, и в случае превышения конденсатора над испарителем.

Наиболее низкий температурный фон, который может достигаться на поверхности Луны ночью, составляет порядка минус 200 град С. Элементы СТР, экспонированные в открытое пространство, в частности транспортные трубопроводы и (не работающие ночью) радиаторы-конденсаторы, будут стремиться к равновесной температуре, близкой к температуре фона. В этой ситуации в КТТ следует заправить пропилен, который способен не замерзать до температуры -186 град С и, одновременно, обеспечивать необходимые характеристики КТТ в заданном рабочем диапазоне температур (например +40 ÷ минус 20 град С). При этом необходимо обеспечить такие притоки тепла к РТ и транспортным трубопроводам (от приборного отсека), которые обеспечат температуру пропилена выше точки замерзания.

Фиг.8 показывает, что платформа с приборами может быть изготовлена в виде прямоугольной, например, алюминиевой сотопанели, в которой определенным образом проложены ТТ. В качестве частного решения в предлагаемой СТР применяются алюминиевые профилированные аммиачные тепловые трубы с аксиальными канавками. На Фиг.8 показано, как следует проложить ТТ, чтобы снизу, подвести к каждой их них тепло от РИТ, а сверху - от каждой ТТ отвести тепло к радиационному теплообменнику. Кроме того, ТТ должны пролегать под тепловыделяющими основаниями приборов и, по возможности, равномерно охватывать поверхность сотопанели.

Предлагаемая согласно второму варианту система терморегулирования состоит из следующих основных элементов (см. Фиг.9):

- вертикально установленной приборной платформы (1) с встроенными тепловыми трубами (ТТ) (2), также ориентированными вертикально;

- радиоизотопного теплогенератора (РИТ) (3), предусмотренного для подогрева платформы с приборами «лунной ночью»;

- регулируемой контурной тепловой трубы, содержащей испаритель (4), транспортные трубопроводы (5), конденсатор (6) и трехходовой клапан (7) с байпасной линией (8);

- радиационного теплообменника (9), с которым контактирует встроенный в него конденсатор (6) КТТ;

- нерегулируемой контурной тепловой трубы, содержащей испаритель (22), транспортные трубопроводы (23) и конденсатор (24), которая обеспечивает тепловое соединение РИТ с нижними участками встроенных в платформу ТТ (2), для чего испаритель нерегулируемой КТТ контактирует с РИТ (3), а конденсатор - со всеми встроенными ТТ (2);

- по меньшей мере одного коллекторного теплопровода (25), который соединяет верхние участки встроенных ТТ (2) между собой и с испарителем регулируемой контурной тепловой трубы (4).

Работает система терморегулирования, выполненная согласно второму варианту, следующим образом.

Расположенный в нижней части приборной платформы (1) радиоизотопный теплогенератор (3) постоянно выделяет тепловую энергию. Основание РИТ имеет тепловой контакт с испарителем (22) нерегулируемой КТТ, конденсатор (24) которой контактирует с испарителями тепловых труб (2), т.е. с нижними участками тепловых труб, встроенных в платформу, и, таким образом, обеспечивается стабильная передача тепла от РИТ к платформе (1), а также равномерный подогрев платформы за счет циркуляции теплоносителя в каждой ТТ. Платформа и все встроенные ТТ расположены вертикально, что обеспечивает постоянное стекание теплоносителя внутри ТТ вниз. Вверху все ТТ соединены между собой коллекторным теплопроводом (25), который в свою очередь соединен с испарителем (4) регулируемой КТТ, обеспечивающей регулируемый сток тепла от платформы к РТ (9).

Благодаря тому, что РИТ соединен со всеми ТТ через нерегулируемую КТТ, а вверху установлен коллекторный теплопровод, конфигурация встроенных в платформу ТТ может быть прямолинейной, а шаг и количество ТТ произвольным. В невесомости работа ТТ обеспечивается капиллярными силами.

Регулируемый сток тепла от испарителя (4) к РТ (9) обеспечивается с помощью клапана (7) и байпасной линии (8). При достижении некоторого нижнего температурного предела (на испарителе или на платформе), циркуляция теплоносителя через РТ (9) прекращается и соответственно все тепло, выделяемое на платформе (1), может использоваться на компенсацию теплопотерь, происходящих через теплоизоляцию и элементы конструкции приборного отсека ПсМ.

Технические решения, касающиеся положения радиационного теплообменника (Фиг.5 и Фиг.6), а также касающиеся конфигурации транспортных трубопроводов (Фиг.7) и выполнения конструкции платформы в виде прямоугольной сотопанели (Фиг.8), в полной мере применимы к второму варианту настоящего изобретения.

Нерегулируемую КТТ для второго варианта можно заправить аммиаком, поскольку все составные части нерегулируемой КТТ находятся в пределах приборного отсека и, следовательно, отсутствует угроза замерзания теплоносителя.

Представленные для СТР технические решения позволяют обеспечить тепловой режим приборного отсека Лунного посадочного модуля, предназначенного для длительного применения на поверхности Луны в условиях экстремальных внешних воздействий. Данная задача решена как в предложенных двух вариантах, так и в представленных модификациях, которые расширяют возможности применения СТР.

При разработке СТР негерметичного приборного отсека использованы известные тепловые агрегаты, такие как регулируемые контурные тепловые трубы, аксиальные ТТ, термосифоны и РИТ.

1. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля, содержащая радиоизотопный теплогенератор, платформу для размещения на ней оборудования и приборов, регулируемую контурную тепловую трубу с испарителем, транспортными трубопроводами и конденсатором, встроенным в радиационный теплообменник, а также трехходовой клапан, обеспечивающий отключение радиационного теплообменника с помощью байпасной линии при достижении температуры платформы заданного нижнего температурного предела, отличающаяся тем, что платформа установлена параллельно вектору массовых сил гравитационного поля Луны, а внутрь платформы встроены тепловые трубы так, что нижние зоны встроенных тепловых труб имеют тепловой контакт с установленным в нижней части платформы радиоизотопным теплогенератором, а верхние зоны встроенных тепловых труб имеют тепловой контакт с установленным в верхней части платформы испарителем регулируемой контурной тепловой трубы.

2. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.1, отличающаяся тем, что платформа для установки приборов выполнена в виде тепловой сотопанели, имеющей прямоугольную форму.

3. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.1, отличающаяся тем, что радиационный теплообменник, в который встроен конденсатор контурной тепловой трубы, выполнен плоским, односторонним и расположен над приборным отсеком перпендикулярно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

4. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.1, отличающаяся тем, что радиационный теплообменник, в который встроен конденсатор контурной тепловой трубы, выполнен плоским, двухсторонним и расположен над приборным отсеком параллельно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

5. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.1, отличающаяся тем, что в ней установлены второй радиационный теплообменник и вторая контурная тепловая труба с испарителем, транспортными трубопроводами, трехходовым клапаном и конденсатором, встроенным во второй радиационный теплообменник, при этом испаритель второй контурной тепловой трубы также имеет непосредственный тепловой контакт с верхними зонами встроенных в платформу тепловых труб, а трехходовой клапан настроен аналогично имеющемуся и может отключать второй радиационный теплообменник с помощью своей байпасной линии.

6. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.5, отличающаяся тем, что радиационные теплообменники, в которые встроены конденсаторы контурных тепловых труб, выполнены плоскими, односторонними и расположены в одной плоскости над приборным отсеком перпендикулярно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

7. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.5, отличающаяся тем, что радиационные теплообменники, в которые встроены конденсаторы контурных тепловых труб, выполнены плоскими, двухсторонними и расположены в одной плоскости над приборным отсеком параллельно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

8. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.1 или 5, отличающаяся тем, что в ней установлены дополнительный радиационный теплообменник и дополнительная контурная тепловая труба с испарителем, транспортными трубопроводами, трехходовым клапаном и конденсатором, встроенным в дополнительный радиационный теплообменник, при этом испаритель дополнительной контурной тепловой трубы имеет непосредственный тепловой контакт с радиоизотопным теплогенератором, а ее трехходовой клапан обеспечивает включение дополнительного радиационного теплообменника в работу при температуре на 5-10° выше нижнего температурного предела.

9. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.1 или 5, отличающаяся тем, что в ней установлена дополнительная контурная тепловая труба с испарителем, транспортными трубопроводами, трехходовым клапаном и конденсатором, причем испаритель дополнительной контурной тепловой трубы имеет непосредственный тепловой контакт с радиоизотопным теплогенератором, а конденсатор встроен в имеющийся радиационный теплообменник, при этом трехходовой клапан обеспечивает включение дополнительной контурной тепловой трубы в работу при температуре на 5-10° выше нижнего температурного предела.

10. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.1 или 5, отличающаяся тем, что транспортные трубопроводы контурных тепловых труб имеют участок в форме петли, возвышающейся над испарителем и конденсатором.

11. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.1 или 5, отличающаяся тем, что контурные тепловые трубы заправлены пропиленом.

12. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля, содержащая радиоизотопный теплогенератор, платформу для размещения на ней оборудования и приборов, регулируемую контурную тепловую трубу с испарителем, транспортными трубопроводами и конденсатором, встроенным в радиационный теплообменник, а также трехходовой клапан, обеспечивающий отключение радиационного теплообменника с помощью байпасной линии, при достижении температуры платформы заданного нижнего температурного предела, отличающаяся тем, что платформа установлена параллельно вектору массовых сил гравитационного поля Луны, а внутрь платформы встроены тепловые трубы, также расположенные параллельно вектору указанных массовых сил, при этом дополнительно установлена нерегулируемая контурная тепловая труба, имеющая транспортные трубопроводы и конденсатор, причем испаритель нерегулируемой контурной тепловой трубы имеет непосредственный тепловой контакт с радиоизотопным теплогенератором, а конденсатор контактирует с нижними зонами встроенных в платформу тепловых труб и, кроме того, верхние зоны встроенных в платформу тепловых труб соединены по меньшей мере одним коллекторным теплопроводом между собой, а также с испарителем регулируемой контурной тепловой трубы.

13. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.12, отличающаяся тем, что радиационный теплообменник, в который встроен конденсатор контурной тепловой трубы, выполнен плоским, односторонним и расположен над приборным отсеком перпендикулярно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

14. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.12, отличающаяся тем, что радиационный теплообменник, в который встроен конденсатор контурной тепловой трубы, выполнен плоским, двухсторонним и расположен над приборным отсеком параллельно вектору массовых сил гравитационного поля Луны.

15. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.12, отличающаяся тем, что транспортные трубопроводы регулируемой контурной тепловой трубы имеют участок к форме петли возвышающейся над испарителем и конденсатором.

16. Система терморегулирования приборного отсека посадочного модуля по п.12, отличающаяся тем, что платформа для установки приборов выполнена в виде тепловой сотопанели, имеющей прямоугольную форму.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. .

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

Изобретение относится к устройству для отвода тепловых потерь, а также к системе ионного ускорителя с таким устройством. .

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

Изобретение относится к созданию и отработке систем терморегулирования космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. .

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 области испытательной техники и направлено на создание простого и безопасного для операторов, работающих в герметично изолированных от внешних сред обитаемых помещениях, оперативного способа определения местонахождения негерметичного участка гидравлической магистрали системы терморегулирования объекта после установления факта негерметичности, что обеспечивается за счет того, что при осуществлении способа определения местоположения негерметичного участка замкнутой гидравлической магистрали, снабженной побудителем расхода и гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела, снижают давление среды в газовой полости гидропневматического компенсатора до уровня стабилизации этого давления в пределах погрешности измерения

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КЛ) и его бортовым, главным образом, терморегулирующим системам. КЛ конструктивно объединяет модули целевой аппаратуры и служебных систем и снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного параллелепипеда. На боковых его сторонах закреплены трехслойные сотовые термопанели (ТП) с металлическими обшивками, между которыми встроены тепловые трубы (ТТ). На оболочке кожуха выполнен канал для жидкого теплоносителя с шагом, равным шагу расположения ТТ. Теплоноситель имеет тепловой и механический контакт с соответствующими ТТ. Протяженность канала, длина ТТ и шаг между ТТ выбраны так, чтобы перепады температуры кожуха вдоль двух взаимно перпендикулярных направлений не превышали допустимых. Одна из ТП стенок кожуха, в виде пятислойной сотовой панели, обеспечивает механический контакт модулей целевой аппаратуры и служебных систем. На внешних обшивках этой ТП уложены трубопроводы гидромагистрали. Другая торцевая ТП выполнена в виде металлической пластины с отверстиями под крышки целевой аппаратуры. Каждое отверстие соосно оптической оси соответствующей аппаратуры. На внутренней поверхности торцевой ТП расположены трубопроводы гидромагистрали. Внутри кожуха вдоль продольной оси КА параллельно боковым стенкам закреплена размерно-стабильная несущая конструкция (например, из углепластика) для целевой аппаратуры. Обеспечивающие приборы модуля целевой аппаратуры установлены на верхней торцевой стенке кожуха. Кожух с внешней стороны изолирован от космического пространства экранно-вакуумной теплоизоляцией. Техническим результатом изобретения является повышение качества, в т.ч. точности получаемой КА целевой информации при сохранении его ресурсных характеристик. 4 ил.

Изобретение относится к системам термостатирования (СТС) энергоемкого оборудования космических объектов (КО). СТС содержит две двухполостные жидкостные термоплаты (22), на которые устанавливается оборудование. Термоплаты размещены в приборной зоне обитаемого отсека (1). Внешний радиатор (12) выполнен в виде четырех попарно диаметрально противоположных радиаторных панелей (14). Панель (14) снабжена контурной тепловой трубой с конденсатором (15), размещенным внутри панели (14), и испарителем (19) в составе конструкции автономного теплопередающего элемента (16), установленного на внешней поверхности корпуса КО рядом с панелью (14). Элемент (16) содержит также две однополостные жидкостные термоплаты (18). Испаритель (19) снабжен регулятором температуры пара (17), перекрывающим или открывающим магистраль контурной тепловой трубы в зависимости от температуры настройки. Термоплаты (22) связаны гидравлическими контурами (13, 21) с соответствующими однополостными жидкостными термоплатами (18) элементов (16). образуя замкнутые магистрали с однофазным рабочим телом. Каждый из контуров (13, 21) содержит электронасос (3), дренажно-заправочные клапаны (5), гидропневматический компенсатор (8), датчики давления (4, 7) и расхода (10), регулятор расхода (11) и электронагреватели (23). Каждый из контуров (13, 21) имеет датчики температуры рабочего тела (20). Заменяемые элементы контуров включены в магистрали через гидравлические разъемы (2). Ввод магистралей в обитаемый отсек (1) организован через гермовводы (6). СТС также содержит двухполостной газожидкостный теплообменный агрегат (24) с двумя заменяемыми вентиляторами, включенный в оба контура (13, 21). Техническим результатом изобретения является расширение области применения СТС, повышение ее надежности и снижение инерционности, а также улучшение ремонтопригодности системы. 1 ил.

Изобретения относятся к эксплуатации систем терморегулирования (СТР), преимущественно пилотируемых космических объектов, а также могут быть использованы в ряде областей наземной научно-технической и хозяйственной деятельности. Устройство предназначено для дозаправки в полете гидравлической магистрали СТР (системы термостатирования), снабженной гидропневматическим компенсатором (ГПК) расширения рабочего тела (РТ). Это устройство содержит двухполостную емкость для РТ и пневмоарматуру, позволяющую контролировать текущий объем газовой полости ГПК. Контроль основан на вытеснении РТ в гидравлическую магистраль СТР из емкости с РТ под действием перепада давлений между газовой полостью указанной емкости и данной магистралью. При этом исходный объем газовой полости ГПК измеряют при давлении воздуха P1, равном давлению в герметичном обитаемом помещении. Перепад создают путем наддува газовой полости емкости с РТ до максимально допустимого рабочего давления в гидравлической магистрали. При вытеснении РТ в магистраль контролируют давление в газовой полости ГПК. Вытеснение РТ прекращают при достижении указанным давлением определенной величины, зависящей от , P1 и расчетного объема ΔV дозаправляемой дозы РТ. Проводят повторное измерение объема газовой полости ГПК и при выполнении соотношения делают заключение о завершении операции контроля. Технический результат изобретений состоит в расширении функциональных возможностей и многократности использования устройства, уменьшении его массы и габаритов, повышении надежности процесса контроля и дозаправки. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла. Система энергоснабжения КА содержит солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторные батареи (АБ), устройства контроля АБ. В составе КА имеется также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной (БВМ). При этом устройства контроля АБ включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и БВМ. Последняя снабжена программой контроля тока нагрузки КА и перераспределения токов разряда каждой АБ. Ток разряда каждой АБ устанавливают по току нагрузки КА, текущей емкости данной АБ и суммарной емкости АБ, с учетом разницы напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения АБ. Дополнительно БВМ может быть снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой АБ. Эти токи вычисляются по указанной избыточной мощности, среднему зарядному напряжению АБ и указанным текущей и суммарной емкостям АБ. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшение эксплуатационных возможностей системы электропитания и КА в целом. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно, космических аппаратов, может быть использована при их подготовке к летной эксплуатации, а также в других областях. В предлагаемом способе перед заполнением отвакуумированной гидравлической магистрали рабочим телом измеряют максимальный объем ( V Г П К и з м ) газовой полости гидропневматического компенсатора (ГПК). Заполняют эту полость газом с давлением, большим, чем давление вытесняющего газа над зеркалом рабочего тела в баке заправщика. После заполнения магистрали рабочим телом измеряют его среднемассовую температуру. Устанавливают в газовой полости ГПК исходное давление газа, определенное по измеренному ( V Г П К и з м ) и расчетному рабочему ( V Г П К р а б ) объемам газовой полости, расчетному рабочему давлению (Pраб) в ней и высоте столба рабочего тела от точки подключения жидкостной полости ГПК к магистрали до верхней точки этой магистрали. Затем заполняют рабочим телом жидкостную полость ГПК, контролируя текущее давление газа в газовой полости ГПК, и при достижении им величины Pраб прекращают заполнение данной полости. Устройство для осуществления способа включает в себя заправщик с заправочным и дренажным баками, вакуумный агрегат, источник давления газа, необходимые заправочное, дренажное и управляющее оборудование с соответствующей арматурой. Группа изобретений позволяет исключить операцию тарированного слива и связанных с ней дальнейших операций по нейтрализации и утилизации слитого рабочего тела. Техническим результатом группы изобретений является повышение надежности и безопасности технологического процесса заправки СТР, а также сокращение времени этого процесса. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем. Контур содержит такие элементы, как электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы приборных панелей и панелей радиаторов. Указанные элементы сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, проходные входные и выходные сечения которых те же, что и соответствующие им сечения данных элементов. Часть участков соединительных трубопроводов выполнена с одинаковым номинальным эквивалентным внутренним диаметром, меньшим, чем диаметры остальных частей, и с суммарной длиной, удовлетворяющей определенному соотношению. Технический результат изобретения состоит в уменьшении нескомпенсированного кинетического момента от работающей СТР и, следовательно, в снижении массовых затрат рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА. 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных телекоммуникационных спутников. СТР содержит замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем. Контур образован жидкостными трактами электронасосного агрегата, коллекторов панелей радиаторов, приборных панелей и соединительных трубопроводов. Часть контура выполнена по параллельной схеме соединения жидкостных трактов, имеющей две параллельные ветви с различной длиной. В ветви с меньшей длиной часть участков соединительных трубопроводов выполнена с уменьшенным внутренним диаметром. Суммарная длина этих участков рассчитывается по определенной математической формуле. Технический результат изобретения состоит в снижении относительной массы СТР и повышении надежности ее работы при эксплуатации на орбите. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных геостационарных телекоммуникационных спутников с длительным сроком эксплуатации. Контур СТР с двухфазным теплоносителем (аммиаком) содержит гидронасос, коллекторы приборных и радиаторных панелей, аккумулятор. В корпусе аккумулятора имеются зоны паров теплоносителя и жидкой фазы теплоносителя. Последняя из этих зон сообщена с линией тракта, направленной к входу гидронасоса. Данная линия сообщена соединительным трубопроводом через регулируемый дроссель с корпусом аккумулятора. Дроссель служит для регулирования температуры и давления теплоносителя в корпусе аккумулятора. Через него в центральную зону корпуса поступает около 10% расхода жидкого теплоносителя. Для отделения жидкой фазы от пузырей нерастворенного газа (если они образуются) участок на выходе указанного соединительного трубопровода выполнен в виде половины петли с некоторым радиусом. Сечение данного участка имеет прямоугольную форму, причем длинная его сторона расположена в плоскости, перпендикулярной направлению движения теплоносителя. Технический результат изобретения состоит в уменьшении допустимых утечек теплоносителя из контура СТР в дежурном режиме эксплуатации КА на орбите и, следовательно, в уменьшении бортового запаса теплоносителя. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к посадочным и перелетным межпланетным космическим аппаратам, и может быть использовано для обеспечения теплового режима электронного и другого оборудования, предназначенного для длительного, автономного функционирования на Луне, на Марсе, а также на Земле в суровых климатических условиях

Наверх