Способ компоновки космического аппарата

Авторы патента:


Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата
Способ компоновки космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2542797:

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

Изобретение относится космической технике и может быть использовано в компоновке космического аппарата (КА). Устанавливают на внутренних поверхностях трехслойных сотовых панелей с встроенными тепловыми трубами и сдублированными циркуляционными коллекторами с жидким теплоносителем приборы модулей служебных систем и полезной нагрузки, устанавливают в составе модуля служебных систем две дополнительные нераскрываемые панели радиатора с встроенными жидкостными коллекторами с двухсторонним излучением, устанавливают за пределами панелей радиаторов аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов с встроенными тепловыми трубами приборы с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, размещают баки с топливом системы коррекции внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели, другие приборы устанавливают на панелях с встроенными жидкостными коллекторами, устанавливают приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы на внутренних обшивках их панелей радиаторов с встроенными тепловыми трубами и встроенными жидкостными коллекторами, выполняют замкнутые сдублированные жидкостные контуры по параллельной схеме соединения жидкостных коллекторов. Изобретение позволяет эксплуатировать КА при изменении в узком диапазоне рабочих температур приборов. 8 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании мощных геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой 75000 - 10000 Вт (что востребовано на рынке телекоммуникационных услуг).

Известен способ компоновки мощных космических аппаратов (КА) согласно патенту RU 2369537 (см. фиг.1-3, где 1 - МПН; 1.1 - панель "+Z" МПН; 1.2 - панель "-Z" МПН; 1.3, 1.4, 1.5 - панели, расположенные между панелями "+Z" и "-Z" МПН; 1.6, 1.7 - раскрывающиеся панели радиатора; 2 - МСС; 2.1 - панель "+Z" МСС; 2.2 - панель "-Z" МСС; 3 - несущая силовая конструкция корпуса КА, по которому предусматривают изготовление по отдельности модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС) совместно с несущей силовой конструкцией, выполненной в виде сетчатой стержневой конструкции (например, анизогридной конструкции, полученной методом намотки с использованием высокомодульных угольных волокон и полимерной матрицы), и комбинированной системой терморегулирования, сочетающей тепловые трубы, встроенные в сотовые панели "+Z" (северная сторона КА) и "-Z" (южная сторона КА), и сдублированный циркуляционный контур с двухфазным теплоносителем-аммиаком, включающей в себя две раскрываемые панели радиатора с двухсторонним излучением со встроенными коллекторами с соответствующей системой зачековки и раскрытия их на орбите. Известный [1] способ компоновки КА обеспечивает удельные массовые затраты на СТР≈21,5 кг/кВт (т.е. осредненные каждые 21,5 кг массы СТР обеспечивают отвод в космическое пространство не менее 1000 Вт тепловой нагрузки, которая излучается в космическое пространство наружными радиационными поверхностями панелей "+Z" и "-Z" и поверхностями раскрываемых панелей радиаторов).

В процессе разработки геостационарного телекоммуникационного спутника с тепловой нагрузкой ≈10000 Вт с обеспечением удельных массовых затрат 21,5 кг/кВт авторами выявлены существенные недостатки известного [1] способа компоновки КА, заключающиеся в следующем:

1. Наличие двух раскрываемых панелей радиаторов усложняет конструкцию КА - дополнительно потребует наличия на борту системы зачековки и раскрытия этих панелей, что увеличивает массу и снижает надежность КА.

2. Применение в качестве теплоносителя аммиака усложняет технологию изготовления КА, т.к. аммиак - высокотоксичное двухфазное рабочее тело (по сравнению с однофазным теплоносителем - Л3-ТК-2).

3. В условиях эксплуатации на орбите рабочее давление в циркуляционных контурах достаточно высокое: ≈14 кгс/см2 (при температуре +35°С) и потребуется увеличенный запас аммиака на борту (в случае применения однофазного теплоносителя Л3-ТК-2 рабочее давление ≈1 кгс/см2).

Известно, что для обеспечения работоспособности любого элемента космического аппарата (КА) в космических условиях эксплуатации на орбите необходимо, в первую очередь, обеспечить поддержание их температур в требуемых рабочих диапазонах, что в составе КА функционально обеспечивает система терморегулирования (СТР) КА, и в связи с этим СТР является главной системой КА, определяющей

- его оптимальную конфигурацию и, следовательно, минимально возможную массу его;

- надежную работу КА в течение длительного (более 10-15 лет) срока его эксплуатации на орбите, для чего СТР должна поддерживать температуру сотовых панелей, на которых установлены приборы КА, в наиболее комфортном диапазоне: от 15°С (в начале срока эксплуатации) и до 35°С (в конце срока эксплуатации);

- приемлемую простоту технологии изготовления КА. Всесторонний комплексный анализ, проведенный авторами в процессе разработки КА с тепловой нагрузкой ≈10000 Вт, показал, что вышеуказанные задачи оптимально возможно решить только при применении в составе КА комбинированной СТР, сочетающей тепловые трубы плюс сдублированные жидкостные контуры, и скомпонованных (КА совместно с СТР) согласно предложенному авторами техническому решению, т.к., как показал анализ, КА с СТР с двухфазным теплоносителем имеют преимущества только тогда, когда тепловая нагрузка КА выше 12000-16500 Вт, для чего при этом приходится повысить допустимый рабочий диапазон сотовых панелей (и ухудшить комфортный диапазон): от 35°С (в начале срока эксплуатации) и до 50°С (в конце срока эксплуатации).

Целью предложенного авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков, для чего компоновку вновь разрабатываемого КА с тепловой нагрузкой ≈10000 Вт необходимо выполнить с учетом следующего комплексного технического решения (учитывающего как компоновку КА в целом, так и компоновку СТР при этом): КА выполняют состоящим из двух модулей: модуля полезной нагрузки 1 и модуля служебных систем 2, и приборы модуля служебных систем и часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на внутренних поверхностях, взаимно противоположно размещенных и установленных перпендикулярно осям +Z, -Z аппарата их трехслойных сотовых панелей "+Z" и "-Z", включающих в себя расположенные параллельно осям +Y, -Y аппарата встроенные тепловые трубы и сдублированные циркуляционные коллекторы с жидким теплоносителем системы терморегулирования на внутренних обшивках панелей "+Z" и "-Z" модуля полезной нагрузки, и наружные поверхности вышеуказанных панелей выполняют в качестве излучателей избыточного тепла приборов, а другую часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на трехслойной сотовой панели с встроенными для циркуляции теплоносителя коллекторами, перпендикулярно расположенной между его вышеуказанными панелями "+Z" и "-Z", причем модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем прикрепляют к несущей силовой конструкции корпуса аппарата, размещенной в центральной зоне между панелями "+Z" и "-Z" и выполненной в виде сетчатой стержневой конструкции, при этом в составе модуля служебных систем устанавливают две дополнительные нераскрываемые панели радиатора "-Zдоп" и "+Zдоп" с встроенными жидкостными коллекторами с двухсторонним излучением, за пределами панелей радиаторов "-Z" и "+Z" модуля служебных систем и развязанные с ними в тепловом отношении, при этом приборы модуля служебной системы с наиболее узким рабочим диапазоном температур, например аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, параллельно расположенными осям +Y и -Y тепловыми трубами, приборы с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, например баки с топливом системы коррекции, размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели, другие приборы устанавливают на панелях "+Х", "+Y", "-Y" с встроенными жидкостными коллекторами, а приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, параллельно расположенными осям +Y и -Y тепловыми трубами, и на панели "-Х" с встроенными жидкостными коллекторами, причем замкнутые сдублированные жидкостные контуры выполняют соединенными по параллельной схеме соединения жидкостных коллекторов панелей "+Х", "-Х", "+Y", "-Y", "-Zдоп", "+Zдоп": выход электронасосного агрегата с присоединенным к его входу компенсатором объема - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - встроенные жидкостные коллекторы панели "-Х", выполненные по параллельной схеме соединений - жидкостные коллекторы панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина жидкостных коллекторов панели радиатора "-Z" - жидкостные коллекторы в параллельно расположенных жидкостных трактах панелей дополнительных радиаторов "-Zдоп" и "+Zдоп", панелей модуля служебных систем "+Y", "-Y" и "+Х" - встроенные жидкостные коллекторы зоны панели "+Х" с последовательным соединением их - вход электронасосного агрегата, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предложенного изобретения.

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

По предлагаемому способу (см. фиг.4-8, где изображены: фиг.4 - принципиальная схема КА; фиг.5 - принципиальная схема МСС; фиг.6 - принципиальная схема МПН; фиг.7 - принципиальная схема продольного сечения КА; фиг.8 - принципиальная схема компоновки КА и его СТР) компоновку космического аппарата, например мощного телекоммуникационного спутника с тепловой нагрузкой ≈10000 Вт, выполняют следующим образом: предусматривают изготовление по отдельности модуля полезной нагрузки (МПН) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2 совместно с несущей силовой конструкцией 3 корпуса КА, объединяемых в единое целое по механическим, электрическим, гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления космического аппарата:

- размещают трехслойные сотовые панели 1.1, 1.2 и 2.1, 2.2 (с встроенными тепловыми трубами (см. фиг.8) 1.1.2, 1.2.2, 2.1.2, 2.2.2) МПН 1 и МСС 2 в плоскостях, перпендикулярных к осям +Z, -Z аппарата (северная и южная стороны спутника);

- приборы (поз.6) МСС 2 - аккумуляторные батареи размещают на внутренних поверхностях панелей 2.1, 2.2;

- размещают максимально возможное количество приборов (поз.6) МПН 1 на поверхности панелей 1.1 и 1.2, расположенных напротив их излучающих поверхностей;

- между панелями "+Z" и "-Z" МПН 1 перпендикулярно к ним размещают трехслойные сотовые панели 1.4-1.5 (с встроенными коллекторами - параллельными жидкостными трактами (1.4.1; 1.5.1) для циркуляции жидкого теплоносителя) и размещают на их поверхностях остальную часть приборов МПН 1;

- устанавливают дополнительные (нераскрывающиеся) панели 2.6, 2.7 радиатора: в результате всестороннего анализа свободных зон установлено, что дополнительные панели радиатора 2.6 и 2.7 (имеющих требуемую площадь двухстороннего излучения) возможно выполнить нераскрывающимися и их возможно разместить в свободной зоне между КА и переходником 10 (адаптером) для интерфейса КА с разгонным блоком в плоскостях, перпендикулярных осям +Z и -Z КА, что обеспечивает уменьшение продольных размеров КА и, следовательно, обеспечивает снижение массы КА;

- соединяют по отдельности трубопроводами соответствующие коллекторы панелей МПН и МСС и устройства каждого сдублированного циркуляционного контура в единое целое (в т.ч. электродвигатель ЭНА с его корпусом) (после изготовления КА СТР заправляют теплоносителем, например, Л3-ТК-2) сварным соединением, кроме концевых штуцеров МПН и МСС, которые закольцовывают переходниками 4 с двумя зонами герметизации (см. фиг.8), где второй (резервный), идентичный первому, циркуляционный контур с однофазным теплоносителем условно не показан: 1.1 - панель "+Z" МПН; 1.1.1 - коллектор панели 1.1; 1.1.2 - тепловая труба панели 1.1; 1.2 - панель "-Z" МПН; 1.2.1 - коллектор панели 1.2; 1.2.2 - тепловая труба панели "-Z"; 1.4, 1.5 - панели, размещенные между панелями "+Z" и "-Z" МПН; 1.4.1, 1.5.1 - коллекторы панелей 1.4, 1.5; 2.6, 2.7 - дополнительные (нераскрывающиеся) панели радиатора "+Zдоп" и "-Zдоп"; 2.6.1, 2.7.1 - коллекторы дополнительных панелей радиатора; 1.12 - компенсатор объема; 1.13 - электронасосный агрегат;

- предусматривают проведение наземной отработки, испытаний по отдельности МПН 1 и МСС 2;

- после получения положительных результатов испытаний МПН 1 и МСС 2 осуществляют сборку КА: объединяют в единое целое МПН 1 и МСС 2 (см. фиг.4) по механическим, электрическим, гидравлическим интерфейсам (торцы КА со стороны осей +Х, -X, +Y, -Y (см. фиг.7, где 2.8 - нижняя панель, 5 - теплоизоляция) закрывают штатной теплоизоляцией 5) и проводят испытания КА в целом и после получения положительных результатов испытаний отправляют его на полигон запуска КА.

Работа скомпонованного по предложенному способу космического аппарата происходит следующим образом (см. фиг.4 и 8).

После выведения аппарата на рабочую орбиту (работает минимально необходимое количество приборов и замещающие электрообогреватели), например, на геостационарную, происходит включение в работу электронасосного агрегата 1.13 каждого из сдублированных контуров СТР, а затем согласно циклограмме работы - включение соответствующих приборов 6 МСС 2, а затем - МПН 1.

Требуемые комфортные условия работы приборов 6 КА обеспечиваются тепловыми трубами 1.1.2, 1.2.2, 2.1.2, 2.2.2 и циркуляцией однофазного теплоносителя по трактам сдублированного циркуляционного контура.

В настоящее время разработана компоновка вновь разрабатываемого телекоммуникационного спутника по предложенному авторами способу. В процессе компоновки спутника были рассмотрены различные варианты компоновки спутника с использованием известных технических решений по этому вопросу и предложенного авторами способа и установлено, что в результате разработки компоновки вышеуказанного спутника по предложенному авторами способу обеспечивается упрощение технологии изготовления и повышение надежности КА, обеспечивается снижение массы КА до приемлемой величины (предложенная компоновка обеспечивает удельные массовые затраты около 22 кг/кВт, т.е. с учетом погрешностей изготовления -такие же, что при применении двухфазной СТР);

- обеспечивается вывод КА на орбиту ракетой-носителем типа «Протон-М»;

- гарантированно и высоконадежно обеспечивается изменение рабочих температур приборов в узком диапазоне при всех режимах работы КА в целом в течение длительного (до не менее 15 лет) периода эксплуатации на орбите, т.е., тем самым, достигаются цели изобретения.

Способ компоновки космического аппарата, который выполняют состоящим из двух модулей: модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем, и приборы модуля служебных систем и часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на внутренних поверхностях, взаимно противоположно размещенных и установленных перпендикулярно осям +Z, -Z аппарата их трехслойных сотовых панелей "+Z" и "-Z", включающих в себя расположенные параллельно осям +Y, -Y аппарата встроенные тепловые трубы и сдублированные циркуляционные коллекторы с жидким теплоносителем системы терморегулирования на внутренних обшивках панелей "+Z" и "-Z" модуля полезной нагрузки, и наружные поверхности вышеуказанных панелей выполняют в качестве излучателей избыточного тепла приборов, а другую часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на трехслойной сотовой панели с встроенными для циркуляции теплоносителя коллекторами, перпендикулярно расположенной между его вышеуказанными панелями "+Z" и "-Z", причем модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем прикрепляют к несущей силовой конструкции корпуса аппарата, размещенной в центральной зоне между панелями "+Z" и "-Z" и выполненной в виде сетчатой стержневой конструкции, отличающийся тем, что в составе модуля служебных систем устанавливают две дополнительные нераскрываемые панели радиатора "-Zдоп" и "+Zдоп" с встроенными жидкостными коллекторами с двухсторонним излучением, за пределами панелей радиаторов "-Z" и "+Z" модуля служебных систем и развязанные с ними в тепловом отношении, при этом приборы модуля служебной системы с наиболее узким рабочим диапазоном температур, например аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, параллельно расположенными осям +Y и -Y тепловыми трубами, приборы с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, например баки с топливом системы коррекции, размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели, другие приборы устанавливают на панелях "+Х", "+Y", "-Y" с встроенными жидкостными коллекторами, а приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, параллельно расположенными осям +Y и -Y тепловыми трубами, и на панели "-Х" с встроенными жидкостными коллекторами, причем замкнутые сдублированные жидкостные контуры выполняют соединенными по параллельной схеме соединения жидкостных коллекторов панелей "+Х", "-Х", "+Y", "-Y", "-Zдоп", "+Zдоп": выход электронасосного агрегата с присоединенным к его входу компенсатором объема - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - встроенные жидкостные коллекторы панели "-Х", выполненные по параллельной схеме соединений - жидкостные коллекторы панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина жидкостных коллекторов панели радиатора "-Z" - жидкостные коллекторы в параллельно расположенных жидкостных трактах панелей дополнительных радиаторов "-Zдоп" и "+Zдоп", панелей модуля служебных систем "+Y", "-Y" и "+Х" - встроенные жидкостные коллекторы зоны панели "+Х" с последовательным соединением их - вход электронасосного агрегата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению параметрами среды в изделиях ракетно-космической технике при их подготовке на стартовом сооружении и в полете. Устройство включает в себя установленный на переходном отсеке (4) головной обтекатель (ГО) (3) полезной нагрузки (ПН) (1), выводимой ракетой (2) космического назначения.

Изобретение относится преимущественно к наземным испытаниям и отработке системы терморегулирования (СТР) космического аппарата. Согласно изобретению, заблаговременно определяют недостающее количество теплоносителя в системе, состоящей из имитатора СТР и модуля полезной нагрузки (ПН).

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).

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).

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы.

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.

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.

Изобретение относится преимущественно к системам терморегулирования космических объектов. Побудитель циркуляции содержит электронасосные агрегаты (ЭНА) и соединительные трубопроводы с гидроразъемами (ГР).

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.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА содержит модуль целевой аппаратуры, модуль служебных систем с системой электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики, аккумуляторными батареями, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов из отдельных сборочных единиц с концевым теплообменником термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловой трубой (ТТ), термоплаты с жидким теплоносителем, ТТ с плоскими полками, тепловые магистрали из гидроарматур. КТТ состоит из герметично соединенных входными-выходными отверстиями блоков в виде полых тел вращения с радиатором-вставкой в виде полого тела вращения и цельной катушки, с центральной частью в виде усеченного конуса. Материал, геометрические размеры ТТ, КТТ, шаг между ТТ выбирают в зависимости от обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц, площади поверхности КТТ. Изобретение позволяет повысить живучесть КА. 3 ил.

Группа изобретений относится к методам и средствам управления параметрами среды в изделиях ракетно-космической техники, в частнОСТИ, при предстартовой подготовке современных ракет-носителей (РН) полезной нагрузки (ПН). Данные РН оснащены наземными системами подготовки и подачи термостатирующего газового компонента (ГК) с высокой степенью очистки по бортовым газоводам блоков РН. Способ включает подведение и подачу ГК в головной обтекатель (ГО) одновременно через верхний и нижний распылители. Подачу производят по единому магистральному газоводу в направлении снизу вверх. Рассекатели переменного сечения верхнего распылителя размещают взаимно противоположно с тем, чтобы при вдуве ГК струи соударялись между собой над ПН и отражались от ГО, выравнивая поле скоростей ГК. Этим создают равномерное течение ГК в пространстве между ПН и ГО. В нижней полости ГО ГК направляют на ПН, создавая в ГО избыточное давление, за счет которого происходит сброс ГК через специальные отверстия. В реализующих способ устройствах распылители выполнены в виде противолежащих рассекателей переменного сечения, которые с одной стороны заглушены, а с другой объединены посредством коллекторов переменного сечения. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности обеспечения теплового режима и чистоты среды для ПН, установленной на РН под ГО. 3 н.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение предназначено для терморегулирования модулей долговременных орбитальных станций. Система терморегулирования содержит средства теплопереноса, электронагреватели со средствами управления и датчиковую аппаратуру на внутренней поверхности корпуса модуля. Средствами теплопереноса служат тепловые трубы, расположенные на наружной поверхности корпуса стыковочного модуля симметрично относительно каждого стыковочного агрегата. При этом трассы прокладки тепловых труб делят корпус модуля на две зоны, содержащие, по крайней мере, два стыковочных агрегата. В каждой зоне проходят две кольцевые трассы, образованные двумя группами дублирующих друг друга тепловых труб, а также две пары S-образных трасс, начало и конец каждой из которых сонаправлены с соответствующей кольцевой трассой и отстоят от неё на расстоянии не более двух диаметров тепловой трубы. S-образная трасса образована парой дублирующих друг друга тепловых труб. Электронагреватели устанавливают напротив каждой пары тепловых труб в зоне конденсации. Техническим результатом изобретения является увеличение срока эксплуатации, уменьшение энергопотребления и уменьшение массогабаритных характеристик системы. 1 ил.

Изобретение относится к системе терморегулирования (СТР) бортовой аппаратуры космического аппарата. СТР выполнена на основе двухкаскадного теплового насоса. Бортовые приборы установлены на термостатирующих панелях (1) и отдают тепло через паровые камеры панелей в испарители (5) рабочего тела (РТ) нижнего каскада (фреон). Затем это РТ поступает на вход компрессора (2), далее - в промежуточный теплообменник (3) и, через детандер (4), в испаритель (5). В теплообменнике (3) РТ конденсируется и отдает тепло РТ верхнего каскада (смесь газов Не и Хе). Последнее подогревается в регенераторе (9) и идет на вход компрессора (7). После этого РТ верхнего каскада поступает в концевой теплообменник (8), где передает тепло в контур радиационного теплообменника (13), далее следует в регенератор (9) и, через детандер (10), в конденсатор (3). РТ радиаторного контура служит жидкометаллический теплоноситель, прокачиваемый электромагнитным насосом (12). Получив тепло в теплообменнике (8) от РТ верхнего каскада, этот теплоноситель отдает его зонам испарения тепловых труб - основных излучающих элементов теплообменника (13). Охлаждение компрессорно-детандерного турбоагрегата каждого каскада осуществляется РТ данного каскада через навитые на стенки корпуса турбоагрегата трубки. Технический результат изобретения состоит в повышении температуры радиационного теплообменника (13), и тем самым - улучшении его массогабаритных характеристик. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при подготовке и старте ракеты космического назначения. Устройство обеспечения теплового режима и чистоты космической головной части ракеты космического назначения с крупногабаритной полезной нагрузкой содержит на головном обтекателе и на переходном отсеке отверстия вдува термостатирующей газовой среды, отверстия истечения термостатирующей газовой среды, шарнирно установленные клапаны одностороннего действия отверстий вдува и истечения термостатирующей газовой среды, устройство вдува термостатирующей газовой среды в виде закрепленного на окантовке отверстия вдува лотка с клапанами одностороннего действия в виде уплотняющих крышек, дополнительные отверстия вдува термостатирующей газовой среды, клапаны одностороннего действия в виде заслонки с противовесом между входным отверстием с защитной сеткой и выходным отверстием, теплоизолирующее и терморегулирующие покрытия. Изобретение позволяет повысить качество чистоты и эффективность термостатирования космической головной части ракеты космического назначения. 9 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА), а именно к холодильникам-излучателям для сброса излишков тепловой энергии, вырабатываемой на борту КА. Полый телескопический холодильник-излучатель (ТХИ) содержит раздвижные полые секции, в состав которых введены стыковочные узлы. Эти узлы обеспечивают механическую стыковку секций, а также соединение гидравлических, пневматических и электрических коммуникаций смежных секций ТХИ после их раздвижения. Каждая раздвижная секция снабжена двумя поворачиваемыми на 180° жесткими теплоизлучающими панелями, связанными с этой секцией узлами поворота. Указанные панели повторяют форму раздвижной секции и уложены в стартовом положении на поверхность раздвижной секции ТХИ. Указанные панели м.б. выполнены в виде сегментов, соединенных гибкими трубопроводами и шарнирами с приводами, обеспечивающими поворот и фиксацию сегментов в рабочем положении. Технический результат изобретения состоит в повышении энергомассовой эффективности ТХИ путем увеличения эффективной площади их теплоизлучающих поверхностей. 1 з.п. ф-лы, 37 ил.

Изобретение относится к управлению работой систем обеспечения теплового режима (СОТР) автоматических космических аппаратов (КА) на околоземных орбитах. Способ состоит в том, что при штатном теплонагружении КА обеспечение температур сотопанелей (СП) осуществляют пассивными средствами на уровне номинального значения допустимых температур приборов, установленных на этих СП. При пониженном теплонагружении КА температуру СП регулируют электронагревателями (ЭН) в диапазоне температур от предельного нижнего до номинального значения. Данный диапазон разбивают на два или более интервалов, включающих, как минимум, один интервал нижней границы и один интервал верхней границы диапазона. При дефиците электроэнергии на борту КА температуру СП поддерживают с помощью ЭН в заданном интервале нижней границы, а при наличии электроэнергии - в заданном интервале верхней границы. Мощность каждого ЭН не превышает штатного энерговыделения приборов соответствующих СП. Техническим результатом изобретения является улучшение термостабилизации установленных на СП приборов с одновременным повышением надежности, уменьшением массы и энергопотребления СОТР. 1 з.п. ф-лы. 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР таких КА содержит одинаковые дублированные жидкостные контуры теплоносителя. Контуры включают в себя рядом расположенные жидкостные тракты и снабжены гидронасосами с близкими расходно-напорными характеристиками. Схема соединения жидкостных трактов с гидронасосами выполнена так, что направления движения теплоносителя в рядом расположенных жидкостных трактах взаимно противоположны. Технический результат изобретения состоит в уменьшении суммарного нескомпенсированного кинетического момента от работающей СТР и обеспечении, тем самым, снижения затрат массы рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА. 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима полезной нагрузки (ПН). Устройство обеспечения теплового режима полезной нагрузки в сборочно-защитном блоке содержит теплоизолирующую перегородку, теплоизолирующие покрытия, отверстия подачи и истечения термостатирующего газового компонента в головном обтекателе (ГО) и переходном отсеке (ПхО). Одновременно подают через отверстия над или под жестко установленной между ракетой-носителем и ПН теплоизолирующей перегородкой термостатирующего газового компонента в полости ГО и ПхО, обеспечивают перетекание потока термостатирующего газового компонента в направлениях вдоль нижней части полезной нагрузки и теплоизолирующей перегородки, или вдоль теплоизолирующей перегородки и пристыкованной к торцу космической головной части ракеты-носителя. Изобретение позволяет повысить эффективность термостатирования ПН. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к средствам предстартовой подготовки космического аппарата (КА). Устройство содержит противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, включенный в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования КА. Этот агрегат сообщен с наземным средством термостатирования посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов (БРТ) с быстроразъемными соединениями (БРС). На данном агрегате БРТ и БРС установлена теплоизоляция. В первом варианте БРС установлены на КА перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось головного обтекателя (ГО), в котором выполнен люк под БРС. Во втором варианте часть БРС установлена на КА параллельно продольной оси ГО, а другая часть БРС, соединенная с первой посредством БРТ, - на переходном отсеке, где выполнен соответствующий люк. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности термостатирования бортовой аппаратуры КА при высоких значениях её тепловыделения и в широком диапазоне температур окружающей среды. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх