Система обеспечения теплового режима космического аппарата


 


Владельцы патента RU 2548468:

Открытое акционерное общество "Красная Звезда" (RU)
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (RU)

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 системам обеспечения теплового режима аппаратуры космического аппарата.

Известен ряд систем обеспечения теплового режима космических аппаратов, которые включают в себя радиационный теплообменник, а также холодильные системы, содержащие последовательно включенные в замкнутый контур циркуляции рабочего тела (хладагента) испаритель, конденсатор, дроссельную запорно-регулирующую арматуру и компрессор. Так же известны системы, в которых дроссельная запорно-регулирующая арматура заменена на детандер, что позволяет повысить экономичность систем /Г.И. Воронин. Системы терморегулирования космических аппаратов, М.: Машиностроение, 1968, 316 с./. Известны компрессорно-детандерные турбоагрегаты космического назначения / Патент RU №94022667 «Компрессорно-детандерный турбоагрегат»/.

Также известны системы с тепловым насосом, например система с тепловым насосом, содержащим последовательно включенные в замкнутый контур циркуляции хладагента испаритель, конденсатор, дроссельную запорно-регулирующую арматуру и вакуумный насос / Патент RU №2382295 «Тепловой насос»/.

Недостатком перечисленных выше систем является ограниченная возможность для повышения температуры радиационного теплообменника, следствием чего является его большая площадь и масса при излучении тепловой энергии для систем с повышенным энерговыделением на борту.

Задача, на выполнение которой направлено заявленное изобретение, - уменьшение массогабаритных характеристик радиационного теплообменника, путем повышения его температурного уровня при помощи сжатия рабочего тела в компрессоре теплового насоса для систем с повышенным энерговыделением на борту.

Технический результат - минимизация массогабаритных характеристик радиационного теплообменника, необходимых для излучения теплоты, отводимой от аппаратуры за счет повышения температуры поверхности панелей.

Этот результат достигается тем, что: в системе обеспечения теплового режима, содержащей термостатирующие панели, выполненные в виде паровых камер, на стенках которых размещается термостатируемая аппаратура, и тепловой насос, тепловой насос выполнен по двухкаскадной схеме. В тепловом насосе в качестве рабочего тела в нижнем каскаде выбран фреон R142b, а в качестве рабочего тела верхнего каскада выбрана газовая смесь инертных газов Не+Хе. Верхний каскад теплового насоса содержит регенератор. При этом в паровых камерах размещаются элементы испарителя теплового насоса таким образом, что зоны испарения испарителя хладагента нижнего каскада являются зонами конденсации рабочего тела паровых камер. Также у компрессорно-детандерных турбоагрегатов на стенки корпуса турбоагрегата в зоне расположения электроприводов навиты трубки с прокачиваемым по ним рабочим телом, частично отбираемым на выходе из компрессорной ступени.

На фиг. 1 приведена схема СОТР.

Система обеспечения теплового режима состоит из термостатирующих панелей, теплового насоса и контура радиационного теплообменника.

В соответствии с фиг. 1 тепловой насос состоит из двух каскадов.

В состав нижнего каскада входят термостатирующие панели 1 в виде паровых камер, в которых размещаются элементы испарителя 5 таким образом, что зоны испарения испарителя 5 рабочего тела нижнего каскада являются зонами конденсации рабочего тела паровых камер, компрессорно-детандерный турбоагрегат, содержащий компрессор 2, детандер 4 и обеспечивающий работу компрессора 2 электродвигатель 6, а также соединительные трубопроводы. Передача теплоты из нижнего каскада теплового насоса в верхний каскад осуществляется в конденсаторе-промежуточном теплообменнике 3.

В состав верхнего каскада входят компрессорно-детандерный турбоагрегат, содержащий компрессор 7, детандер 10 и обеспечивающий работу компрессора 7 электродвигатель 11, концевой теплообменник 8, регенератор 9, а также соединительные трубопроводы.

В состав контура радиационного теплообменника 13 входит соответствующий контур концевого теплообменника 8 и электромагнитный насос 12.

Охлаждение компрессорно-детандерного турбоагрегата каждого каскада теплового насоса осуществляется при помощи навитых на стенки корпуса турбоагрегата в зоне расположения электродвигателя (электропривода) трубок с прокачиваемыми по ним рабочим телом данного каскада, частично отбираемым на выходе из соответствующего компрессора.

Согласно фиг. 1 рабочее тело нижнего каскада получает теплоту от термостатирующих панелей 1 (через паровые камеры), испаряется в испарителе 5 и поступает на вход компрессора 2, где после сжатия поступает в конденсатор-промежуточный теплообменник 3 теплового насоса. В нем рабочее тело нижнего каскада конденсируется и отдает теплоту рабочему телу верхнего каскада. Затем рабочее тело нижнего каскада направляется в детандер нижнего каскада 4, где расширяется и поступает на вход испарителя 5.

После получения теплоты от нижнего каскада рабочее тело верхнего каскада из конденсатора-промежуточного теплообменника 3 направляется в регенератор 9, где подогревается и идет на вход в компрессор верхнего каскада 7. После сжатия в компрессоре 7 рабочее тело верхнего каскада поступает в концевой теплообменник 8, где передает полученную теплоту в контур радиационного теплообменника 13. После этого оно направляется в регенератор 9, где отдает часть теплоты на подогрев потока рабочего тела на входе в компрессор 7, а затем поступает в детандер 10 верхнего каскада, где происходит его расширение. После детандера 10 рабочее тело верхнего каскада идет на вход в конденсатор-промежуточный теплообменник 3.

Прокачиваемый по контуру радиационного теплообменника 13 с помощью электромагнитного насоса 12 жидкометаллический теплоноситель, получив теплоту в концевом теплообменнике 8 от рабочего тела верхнего каскада, в коллекторах радиационного теплообменника 13 отдает полученную теплоту зонам испарения тепловых труб, являющихся основными теплоизлучающими элементами радиационного теплообменника.

Система обеспечения теплового режима космического аппарата, содержащая в своем составе термостатирующие панели, выполненные в виде паровых камер, причем зоны испарения испарителя рабочего тела нижнего каскада являются зонами конденсации рабочего тела этих паровых камер, на стенках которых размещается термостатируемая аппаратура, двухкаскадный тепловой насос, состоящий из испарителя, в котором тепловая энергия приборов передается от термостатирующих панелей к нижнему каскаду теплового насоса, рабочим телом которого является фреон R142b, компрессорно-детандерные турбоагрегаты для каждого из каскадов, конденсатор, являющийся промежуточным теплообменником между нижним и верхним каскадами, причем рабочим телом в верхнем каскаде выбрана газовая смесь инертных газов Не и Хе, регенеративный теплообменник, повышающий эффективность термодинамического цикла верхнего каскада теплового насоса, и радиационный теплообменник, установленный в качестве конечного теплосбрасывающего устройства, связанный с верхним каскадом теплового насоса через гидравлический контур с концевым теплообменником.



 

Похожие патенты:

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.

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).

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.

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 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 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.

Изобретение относится к бортовому оборудованию, преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает изготовление коллекторов (К) и соединительных трубопроводов (СТ) из трубы специального профиля (с двумя полками). Жидкостные тракты К и СТ промывают органическим теплоносителем, затем сушат при повышенной температуре, испытывают на прочность и автономно проверяют на герметичность. Перед указанной проверкой термоциклируют К и СТ при давлении окружающего воздуха, выдерживая в каждом цикле при максим. и миним. температурах (Т) не менее 60 мин. Максим. Т выбирают не ниже Т перегонки 95% промывочной жидкости из микротечей. Каждый цикл (из трех или более) оканчивают продувкой сжатым воздухом при максим. Т и давлении. Техническим результатом изобретения является повышение надежности определения степени герметичности жидкостного тракта К и СТ и тем самым - качества изготовления жидкостного контура системы терморегулирования. 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) с тепловой нагрузкой от 13 до 18 кВт. СТР состоит из замкнутых жидкостных контуров и тепловых труб (ТТ), а также раскрываемых панелей радиатора (РПР). Каждый контур содержит сообщенные подконтуры модулей служебных систем (МСС) и полезной нагрузки (МПН). В сотовые приборные панели ("+Z" или "-Z") МПН встроены ТТ, а на панелях установлены жидкостные коллекторы (встроенные в другие приборные панели). Одна из РПР выполнена с коллекторами на двухфазном рабочем теле, образующемся в испарителе с капиллярным насосом, установленном на панели "+Z" или "-Z" МПН. Корпус испарителя контактирует с теплоносителем подконтура МПН. Хладопроизводительность другой РПР (с жидким теплоносителем) выбрана так, что без первой РПР обеспечивается температура приборов не выше максимально допустимой. Техническим результатом изобретения является обеспечение квалификации РПР (с аммиаком) в полетных условиях и при положительных результатах - возможность применения СТР, рассчитанной на 13 кВт, в составе КА с тепловой нагрузкой до 18 кВт (при подключении к СТР двух указанных РПР). 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. В жидкостном контуре СТР установлен двухступенчатый электронасосный агрегат (ЭНА) с последовательно расположенными рабочими колесами, вращающимися с частотой 6000 об/мин. В контуре используется теплоноситель ЛЗ-ТК-2 (вместо аммиака). На выходе ЭНА предусмотрена дроссельная шайба, гидравлическое сопротивление которой обеспечивает минимальный требуемый расход теплоносителя. Без шайбы гидравлическое сопротивление контура отвечает максимальной холодпроизводительности СТР. ЭНА работоспособен при повышенном (более 27 В) напряжении питания. Технический результат изобретения состоит в повышении технологичности (унификации) и надежности длительной эксплуатации любых КА с потребной холодопроизводительностью от 5 до 13-18 кВт. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, например телекоммуникационных спутников. СТР содержит жидкостный контур теплоносителя с электронасосным агрегатом (ЭНА) и компенсатором объема (КО). Жидкостная полость КО соединена с контуром вблизи входа в ЭНА, а сильфонная газовая полость КО заправлена двухфазным рабочим телом. На подвижном днище сильфона установлен постоянный магнит, а снаружи корпуса КО равномерно установлены герконы с шагом, обеспечивающим одновременное замыкание до 2-4 рядом расположенных герконов. Герконы сообщены с системой телеметрии космического аппарата. В жидкостной полости КО предусмотрен запас теплоносителя в количестве, соответствующем половине его объема между соседними герконами. КО с герконами может быть покрыт экранно-вакуумной теплоизоляцией. Техническим результатом изобретения является обеспечение диагностики и прогнозирования наличия в жидкостном контуре требуемого количества теплоносителя при эксплуатации СТР (на орбите и при наземных испытаниях) в текущий и последующий периоды. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх