Система терморегулирования космического аппарата

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 и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА), например мощных телекоммуникационных спутников, системы терморегулирования которых в режиме сеанса связи должны отводить от работающих приборов избыточное тепло более 15000 Вт, а в дежурном режиме - около 2500 Вт.

В составе таких спутников с точки зрения обеспечения наилучших массовых и энергетических характеристик должны быть применены СТР с двухфазным теплоносителем, например, аммиаком.

Известна такая СТР с двухфазным теплоносителем согласно патенту Российской Федерации (РФ) №2362712 [1], которая включает в себя (см. фигуру 1) 1 - линию тракта между элементами, например между выходом 9.2 черпакового насоса 9 и входом в гидронасос 2; 3, 4 - панели, на которых установлены приборы, выделяющие избыточное тепло при работе; 5, 6 - панели радиатора, с излучающих поверхностей которых осуществляется сброс избыточного тепла в космическое пространство (в сеансе связи, например, 15000 Вт, а в дежурном режиме, например, в течение времени, равном 25% от общего времени работы КА на орбите - 2500 Вт); 3.1,4.1,5.1,6.1 - коллекторы соответствующих панелей 3-6; 7 - аккумулятор, содержащий корпус 7.1 с зонами концентрации газа (паров теплоносителя) 7.2 и жидкой фазы теплоносителя 7.3; 8 - соединительный трубопровод, сообщающий зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 с линией тракта, направленной к входу гидронасоса 2; 9 - черпаковый насос, обеспечивающий разделение жидкой фазы теплоносителя (в результате возникновения центробежных сил при вращении рабочего колеса насоса) и концентрацию ее в периферийной зоне, а неконденсирующихся газов и паров теплоносителя - в центральной зоне внутри корпуса; 9.1 - входной штуцер; 9.2 - первый выходной штуцер подачи жидкой фазы теплоносителя, который соединен с линией тракта, идущей к входу гидронасоса 2, до точки соединения трубопровода 8, идущего от корпуса аккумулятора 7, с указанной линией; 9.3 - второй выходной штуцер подачи парогазовой смеси, который сообщен через нормально закрытый клапан 10 с зоной расположения газа (паров теплоносителя) в корпусе 7.1 аккумулятора 7; 9.4 - зона концентрации жидкой фазы теплоносителя в периферийной зоне внутри корпуса насоса 9; 9.5 - зона (центральная) концентрации неконденсирующихся газов и паров теплоносителя внутри корпуса насоса 9.

Проведенный анализ показал, что вышеуказанное техническое решение [1] обладает существенными недостатками, обусловленными следующими причинами:

1. Для отвода в космическое пространство максимально возможного избыточного тепла в количестве 15000 Вт площадь радиатора выбирается исходя из того, что максимальная температура пара (парожидкостного) теплоносителя на входе его равна максимальной температуре пара на выходе из последнего коллектора панелей с приборами, которая выбирается исходя из максимально допустимой температуры приборов - в этом случае температура пара на входе в радиатор равна ≈50°С, т.е. двухфазный теплоноситель в коллекторах панелей с приборами кипит при температуре ≈50°С и упругость повышенных паров теплоносителя (аммиака) при этой температуре равна ≈20 кгс/см2 (см. справочник: «Н.Б.Варгафтик. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. «Наука». М., 1972; стр.464 [2]). Следовательно, для обеспечения такого давления (≈20 кгс/см2) паров теплоносителя в аккумуляторе с учетом напора гидронасоса, например, 0,6 кгс/см, давление должно быть 19,4 кгс/см2, что соответствует температуре теплоносителя (пара и жидкой фазы), равной ≈48°С. Для обеспечения безкавитационной работы гидронасоса площадь радиатора выбирают таким образом, чтобы температура на входе в гидронасос была ниже на ≈5°С по сравнению с температурой полностью жидкого теплоносителя на выходе из радиатора. Как видно, при отводе избыточного тепла в трактах с теплоносителем достаточно высокое избыточное давление (≈19 кгс/см2) и утечки теплоносителя в течение срока эксплуатации (≈15 лет) также будут существенными (например, около 5 дм3 или ≈3,5 кг).

В дежурном режиме при отводе избыточного тепла в количестве 2500 Вт по всему тракту течет жидкий теплоноситель и температура теплоносителя достаточно сильно уменьшается (для существующей площади радиатора) - ниже минус 40°С; с учетом того, что при такой температуре для безкавитационной работы гидронасоса избыточное давление на входе в гидронасос должно быть 0,5 кгс/см2, нет необходимости продолжать поддерживать в аккумуляторе давление, равное ≈19 кгс/см2, и, следовательно, нет необходимости в температуре аккумулятора, равной ≈48°С.

Таким образом, если в дежурном режиме снизим температуру теплоносителя в аккумуляторе, то тем самым снизим и давление в трактах до ≈0,5-0,8 кгс/см2 и утечки теплоносителя уменьшатся в 19 к г с / с м 2 0,8 к г с / с м 2 =20раз и суммарная масса теплоносителя на утечки потребуется меньше на ≈1 кг.

Таким образом, известное техническое решение с рассмотренной выше точки зрения обладает существенным недостатком - для его реализации на практике необходимы повышенные массовые затраты.

2. Наличие в составе СТР черпакового насоса и нормально закрытого клапана усложняют конструкцию и управление работой СТР, требуют массовых затрат в количестве ≈2 кг. Таким образом, и с этой точки зрения известная СТР обладает вышеуказанными существенными недостатками.

Целью предлагаемого авторами изобретения является устранение вышеуказанных существенных недостатков, т.е. одновременное обеспечение снижения массы, упрощения конструкции и управления работой СТР.

Поставленная цель достигается выполнением СТР, включающей контур с двухфазным теплоносителем, содержащий соединенные между собой линиями тракта гидронасос, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, коллекторы панелей радиатора, аккумулятор, содержащий корпус с зоной расположения в нем паровой фазы теплоносителя с нерастворенным в жидкой фазе теплоносителя газом и зоной расположения в нем жидкой фазы теплоносителя, сообщенной соединительным трубопроводом с линией тракта, направленной к входу гидронасоса, таким образом, что линия тракта, расположенная между последним по направлению движения теплоносителя коллектором панели радиатора и точкой соединения трубопровода, идущего от корпуса аккумулятора, с линией тракта, направленной к входу гидронасоса, сообщена соединительным трубопроводом через регулируемый дроссель, с корпусом аккумулятора с расположением выходного сечения трубопровода в центральной зоне корпуса аккумулятора, при этом вблизи выходного сечения участок указанного трубопровода выполнен в виде половины петли с радиусом, а сечение имеет прямоугольную форму, причем длинная сторона выходного сечения расположена в плоскости, расположенной перпендикулярно направлению движения теплоносителя на выходе из вышеуказанного выходного сечения, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого изобретения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой системе терморегулирования космического аппарата.

Принципиальная схема предложенной СТР КА изображена на фигуре 2, где 1 - линия тракта между элементами, например между выходом из коллектора 6.1 радиатора 6 и входом в гидронасос 2; 3, 4 - панели, на которых установлены приборы, выделяющие избыточное тепло при работе; 5, 6 - панели радиатора, с излучающих поверхностей которых осуществляется сброс избыточного тепла в космическое пространство; 3.1, 4.1, 5.1, 6.1 - коллекторы соответствующих панелей 3-6; 7 - аккумулятор, содержащий корпус 7.1 с зонами концентрации газа (паров теплоносителя) 7.2 и жидкой фазы теплоносителя 7.3; 8 -соединительный трубопровод, сообщающий зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 с линией тракта, направленной к входу гидронасоса 2; 9 - центральная зона корпуса аккумулятора; регулируемый дроссель 10 (рабочее положение его устанавливается при изготовлении КА, чтобы обеспечивался расход теплоносителя через него в корпус аккумулятора, равный, например, 10% от общего расхода в линиях); 11 - соединительный трубопровод, имеющий прямоугольное выходное сечение в центральной зоне корпуса аккумулятора, выполненный в форме половины петли с радиусом, например, 30÷55 мм. При этом длинная сторона (≈10 мм) прямоугольного выходного сечения лежит в плоскости, расположенной перпендикулярно направлению движения теплоносителя в выходном сечении из вышеуказанного трубопровода.

Работа предложенной СТР происходит следующим образом.

На орбите включены (последовательно во времени) в работу гидронасос 2, приборы, установленные на панелях 3 и 4. В газовой полости аккумулятора 7 при максимальном тепловыделении приборов поддерживается соответствующая величина давления (≈19 кгс/см), обеспечивающая изменение рабочей температуры приборов, близкой к максимально допустимой температуре в результате соответствующего испарения теплоносителя в трактах 3.1 и 4.1, на выходе из тракта коллектора 4.1 теплоноситель практически полностью состоит из паров в случае максимального тепловыделения приборов. В трактах коллекторов 5.1 и 6.1 радиатора происходит конденсация паров теплоносителя, на выходе из тракта коллектора 6.1 теплоноситель состоит полностью из жидкой фазы теплоносителя. После этого, например, 10% от общего расхода жидкой фазы, теплоноситель через установленное при изготовлении соответствующее положение регулируемого дросселя 10 поступает в центральную зону 9 корпуса аккумулятора, а 90% расхода направляется к точке соединения линии тракта 1, идущей к гидронасосу 2, с трубопроводом 8, идущим от корпуса аккумулятора 7 с зоной расположений жидкой фазы теплоносителя. И, в случае наличия (образования) пузырей неконденсирующихся газов (следует отметить, часть их растворена в жидкой фазе теплоносителя), в прямоугольном выходном сечении трубопровода 11 петлеобразной формы, находящегося в центральной зоне внутри корпуса аккумулятора, происходит разделение жидкой фазы теплоносителя от пузырей неконденсирующихся газов и концентрация жидкой фазы в зоне 7.3 внутри корпуса аккумулятора (например, в результате установки аккумулятора на КА согласно патенту РФ №2329920).

При минимальном тепловыделении приборов на выходе из коллектора 6.1 температура жидкой фазы теплоносителя существенно уменьшается и поступающий в корпус аккумулятора (10% от общего расхода жидкой (холодной) фазы) теплоноситель снижает общую температуру в корпусе до такого давления, когда будет обеспечиваться минимально допустимое давление на входе в гидронасос и в линиях трактов в целом, и, следовательно, утечки теплоносителя при этом уменьшаются, т.е. достигается цель изобретения.

Система терморегулирования космического аппарата, включающая контур с двухфазным теплоносителем, содержащий соединенные между собой линиями тракта гидронасос, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, коллекторы панелей радиатора, аккумулятор, содержащий корпус с зоной расположения в нем паровой фазы теплоносителя с нерастворенным в жидкой фазе теплоносителя газом и зоной расположения в нем жидкой фазы теплоносителя, сообщенной соединительным трубопроводом с линией тракта, направленной к входу гидронасоса, отличающаяся тем, что линия тракта, расположенная между последним по направлению движения теплоносителя коллектором панели радиатора и точкой соединения трубопровода, идущего от корпуса аккумулятора, с линией тракта, направленной к входу гидронасоса, сообщена соединительным трубопроводом через регулируемый дроссель с корпусом аккумулятора, с расположением выходного сечения трубопровода в центральной зоне корпуса аккумулятора, при этом вблизи выходного сечения участок указанного трубопровода выполнен в виде половины петли с некоторым радиусом, а сечение имеет прямоугольную форму, причем длинная сторона выходного сечения расположена в плоскости, расположенной перпендикулярно направлению движения теплоносителя на выходе из вышеуказанного выходного сечения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных телекоммуникационных спутников. СТР содержит замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем.

Группа изобретений относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно, космических аппаратов, может быть использована при их подготовке к летной эксплуатации, а также в других областях.

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла.

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.

Изобретение относится к системам термостатирования (СТС) энергоемкого оборудования космических объектов (КО). СТС содержит две двухполостные жидкостные термоплаты (22), на которые устанавливается оборудование.

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.

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

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 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.

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов (КА). Продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости. Связующие тепловые трубы устанавливают вертикально с внутренней стороны продольных силовых сотовых панелей на участке центральной внутренней полости, а коллекторные тепловые трубы прокладывают в центральной внутренней полости с креплением их перпендикулярно к полкам связующих тепловых труб и к поперечным сотовым панелям. На каждой продольной силовой сотовой панели закрепляют электронагреватели по одному на полках связующих тепловых труб. Тепловыделяющие приборы размещают на внешних поверхностях продольных силовых сотовых панелей и внутренних поверхностях П-образных полостей, а нетепловыделяющие агрегаты размещают в центральной внутренней полости. Испарители регулируемых радиационных теплообменников устанавливают в краевой области продольных силовых сотовых панелей, а конденсаторы закрепляют на их торцах. Наружную поверхность КА кроме конденсаторов регулируемых радиационных теплообменников закрывают теплоизоляцией. Изобретение позволяет повысить плотность компоновки КА, термостабилизацию приборов и оборудования КА и удобство обслуживания при наземной отработке. 2 ил.

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от приборов (2) посредством коллекторных тепловых труб (6) равномерно распределяется по СП. При этом также обеспечивается термостабилизация приборов. Значительное снижение тепловыделения приборов включает в работу электронагреватели на верхней СП (3). Этим обеспечивается через СП и тепловые трубы (6) допустимая температура приборов. Нижняя СП (4) ориентирована на Землю и является радиаторной. Верхняя и нижняя СП соединены двумя регулируемыми диагональными подкосами (8). На боковых гранях приборного контейнера без СП установлена (экранно-вакуумная) теплоизоляция (9). Последняя размещена на сетчатой конструкции, закрепленной на СП, с внутренней стороны панелей (1) солнечных батарей. Техническим результатом изобретения является снижение массы конструкции, улучшение технических и эксплуатационных характеристик мини- и микро КА. 3 ил.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в охлаждении бортовой аппаратуры циркулирующим газом с помощью двухконтурной системы охлаждения. При этом газ охлаждают в испарительном контуре за счет испарения низкокипящего хладагента, пары которого отводят в атмосферу. В начале полета охлаждение аппаратуры приборного отсека осуществляют только вентиляцией в течение времени, определяемого в зависимости от температуры, тепловыделения и теплоемкости аппаратуры. Далее задействуют указанный испарительный контур, причем отвод паров низкокипящего хладагента в атмосферу осуществляют через герметизирующий элемент в виде мембранного клапана. Этот клапан разгерметизируется при давлении насыщенных паров кипения хладагента. Техническим результатом изобретения является улучшение термостабилизации бортовой аппаратуры, уменьшение массы и повышение надежности системы охлаждения. 2 ил.

Группа изобретений относится к способам отвода низкопотенциального тепла от энергетических систем космических аппаратов (КА). Способ работы капельного холодильника-излучателя (КХИ) включает нагрев теплоносителя, его преобразование в поток капель, охлаждающихся излучением в космическом пространстве, сбор капель и подачу конденсата в энергетическую систему. В первом варианте на поток капель воздействуют внешним электрическим полем, параметры которого изменяют по траектории полета КА. Во втором варианте на поток капель воздействуют потоком заряженных частиц, параметры которого изменяют по траектории полета КА. В третьем варианте в поток капель вблизи их сбора впрыскивают газ с низкой электрической прочностью. Интервалы впрыска соответствуют времени накопления заряда на капле, а частоту впрыска изменяют по траектории полета КА. В четвертом варианте газ с низкой электрической прочностью растворяют в жидком теплоносителе КХИ. В зависимости от назначения КА и параметров КХИ возможно использование каждого из предложенных способов работы КХИ или любой их комбинации. Техническим результатом группы изобретений является уменьшение отклонения капель от прямолинейных траекторий и снижение тем самым потерь теплоносителя с обеспечением более эффективной и надежной работы КХИ. 4 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится преимущественно к системам терморегулирования космических объектов. Побудитель циркуляции содержит электронасосные агрегаты (ЭНА) и соединительные трубопроводы с гидроразъемами (ГР). ГР стыкуются через трубчатые перемычки с внешней гидравлической сетью. Каждый ГР выполнен в виде разъемных двухклапанных устройств. В него входят стационарный и съемный ГР. Стационарные ГР установлены на трубопроводах входа и выхода каждого ЭНА и на концах трубопроводов, подстыкованных к внешней гидравлической сети. Корпус стационарного ГР выполнен в виде штуцера с внешней резьбовой нарезкой, с центральным гнездом и закрепленным в нем клапаном. Последний снабжен уплотнительными кольцами и подвижным седлом, поджимаемым пружиной. Съемные ГР установлены на концах трубчатых перемычек. Корпус съемного ГР выполнен в виде штуцера, в центральном гнезде которого установлен подвижный клапан. Последний снабжен поджимающей пружиной, уплотнительным кольцом и неподвижным седлом. Седло выполнено на конце штуцера, причем штуцер снабжен внешним кольцевым уплотнителем и стягивающей гайкой. Клапаны и седла в стационарных и съемных ГР выполнены с одинаковыми угловыми размерами конусов, образующих сопрягаемые поверхности между клапанами и седлами соответственно. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств и надежности устройства. 2 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. Определяют значение (β*) данного угла, при котором длительность теневой части витка равна необходимому времени сброса тепла радиатором на витке. Определяют витки орбиты, на которых текущее значение данного угла больше β*. На этих витках выполняют повороты СБ вокруг поперечной и продольной осей вращения до достижения условий затенения радиатора СБ. При этом обеспечивают минимальное отклонение ориентации рабочей поверхности СБ на Солнце. Орбитальный полет КА выполняют по околокруговой орбите высотой не более некоторого расчетного значения. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ в любом положении КА на витке орбиты. 3 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют максимальное значение угла между вектором скорости КА и перпендикуляром к поперечной оси вращения СБ, проходящим через поверхность радиатора. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. По данным высоте орбиты и углу определяют витки орбиты, на которых длительность освещенной части витка превышает разность периода обращения КА и необходимой длительности времени сброса тепла радиатором на витке. На таких витках орбиты при прохождении КА освещенной части витка поворачивают СБ вокруг поперечной оси вращения до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора и направленной на Солнце, с СБ. Поворачивают СБ вокруг продольной оси вращения до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения. Данные повороты СБ выполняют в пределах расчетного интервала времени. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ для любой высоты околокруговой орбиты КА. 5 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы. Согласно изобретению, жидкостный контур СТР для наземных испытаний заправляют жидким теплоносителем, в частности растворителем. Затем этот теплоноситель сливают продувкой воздухом до его полного удаления перед вакуумной сушкой. Последняя предшествует заправке СТР штатным теплоносителем. При этом первоначально продувают весь жидкостный тракт, минуя (с помощью клапана-регулятора байпасной линии) указанные вертикально расположенные коллекторы панелей радиаторов. Продувку данных коллекторов осуществляют в последнюю очередь (переводя клапан-регулятор в другое положение). Техническим результатом изобретения является повышение технологичности СТР и сокращение времени продувки при сливе теплоносителя. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР содержит два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, которые размещены рядом друг с другом в сотовых панелях (или на них). Каждый из трактов содержит входной и выходной гидроразъемы для соединения с гидроразъемами съемного блока СТР. В последнем установлен жидкостно-жидкостный теплообменник с хладопроизводительностью, превышающей ее требуемую величину для одного тракта не менее чем в 2,1-2,2 раза. При электрических испытаниях КА съемный блок подключен к одному из циркуляционных трактов согласно программе испытаний КА. Одновременно другой тракт закольцован жидкостным трактом, имеющим такое же гидравлическое сопротивление, как у жидкостного тракта съемного блока. Технический результат изобретения состоит в упрощении конструкции съемного блока СТР, уменьшении его габаритов и массы, что упрощает монтаж и демонтаж съемного блока на борту КА. 3 ил.

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС). Приборы модуля СС и часть приборов модуля ПН устанавливают на внутренних поверхностях взаимно противоположных сотовых панелей "+Z" и "-Z". Последние выполняют функции радиаторов и включают в себя тепловые трубы, параллельные осям +Y, -Y спутника. Другие приборы модуля ПН размещают на сотовой панели, перпендикулярной панелям "+Z" и "-Z". Приборы модуля СС с наиболее узким температурным диапазоном устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z". Приборы с большой теплоемкостью и широким температурным диапазоном размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели. Прочие приборы устанавливают на панели "+Х" и внутренней панели с встроенными жидкостными коллекторами. Элементы замкнутых дублированных жидкостных контуров соединяют с электронасосным агрегатом системы терморегулирования по определенной последовательной схеме. Технический результат изобретения направлен на уменьшение массы и упрощение технологии изготовления спутников данного класса. 8 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования, главным образом мощных геостационарных телекоммуникационных спутников с длительным сроком эксплуатации. Контур СТР с двухфазным теплоносителем 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 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.

Наверх