Система терморегулирования космического аппарата



Система терморегулирования космического аппарата
Система терморегулирования космического аппарата
Система терморегулирования космического аппарата
Система терморегулирования космического аппарата
Система терморегулирования космического аппарата
Система терморегулирования космического аппарата
Система терморегулирования космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2564286:

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

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 системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) и может быть использовано при создании телекоммуникационных спутников, в составе которых применяются СТР с дублированными жидкостными контурами.

Известна такая СТР КА на основе патента РФ №2446997 [1].

Указанная известная СТР (см. фиг. 1) содержит два замкнутых жидкостных контура с рядом расположенными жидкостными трактами (см. зоны C на фиг. 1), в которых установлены гидронасосы 4 и 5.

Каждый из гидронасосов при функционировании направляет одинаковые потоки теплоносителя в рядом расположенных жидкостных трактах СТР КА в одинаковом направлении (см. зоны C на фиг. 1).

В данном техническом решении [1] для прогнозирования и обеспечения срока нормального функционирования космического аппарата на орбите по каждой его системе на основе данных телеметрических измерений необходимо подтвердить, что каждая конкретная система создает нескомпенсированный кинетический момент не более расчетной величины, определенной при создании спутника, т.е. для высоконадежного прогнозирования и обеспечения работы и для повышения качества изготовления (и усовершенствования) последующих спутников по всем системам необходимо вышеуказанное требование выполнять, для чего телеметрическими измерениями необходимо вычленить величину нескомпенсированного кинетического момента, приходящуюся на конкретную систему. Т.е. задача, решаемая аналогом, - не снижение кинетического момента, а его расчет и сравнение с заранее заданной величиной.

Такие известные СТР КА для сведения к минимуму нескомпенсированного кинетического момента, обусловленного работой СТР, создают с использованием описанного в патенте РФ №2221733 [2] способа взаимной компенсации отдельных составляющих, т.е. жидкостные тракты стремятся разработать таким образом, что каждому участку жидкостного тракта, расположенному в одну сторону от центра масс (или осей X, Y, Z), имелся такой же идентичный и аналогично расположенный тракт в противоположной от центра масс (или осей X, Y, Z) стороне, в которых создаются моменты количества движения противоположного направления, т.е. в этом случае моменты количества движения взаимно компенсируются.

Однако, как показывает опыт, в действительности некоторые отклонения от вышеуказанного подхода всегда имеются ввиду необходимости соблюдать принятую оптимальную компоновку для приборов, и устройств, и спутника в целом, и нескомпенсированные кинетические моменты от работающих дублированных контуров практически всегда имеются (см. зоны C на фиг. 1, где создаются нескомпенсированные кинетические моменты относительно оси Z КА) и достигают, например, до 1 Н·м·с, обуславливающие увеличенные массовые затраты рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА.

Из уровня техники также известна СТР КА согласно патенту US 6481670 B1 [3] (см. фиг. 3-6, где 11 - теплоноситель; 20 - жидкостный тракт; 90 - радиатор; 61 - гидронасос; 110 - цилиндрический отсек) с двумя жидкостными контурами в части СТР, расположенной вокруг цилиндрического герметичного отсека 110, со слоистым расположением их жидкостных трактов - см. фиг. 2, 8, 10 патента [3] (которым соответствуют фиг. 3-5, приведенные в материалах настоящей заявки); кол. 5, строки 65-67; кол. 6, строки 1-5, 31-41, 42-52 [3].

В связи с этим (слоистым расположением) вышеуказанные жидкостные тракты даже в случае, если гидронасосы имеют близкие расходно-напорные характеристики и встречно включены в данные жидкостные контуры, не обеспечивают достаточного снижения (до нуля) кинетического момента, возникающего при работе СТР на орбите (см. фиг.6, где приведены принципиальные схемы слоистого расположения жидкостных трактов контуров [3] и рядом расположенных жидкостных трактов контуров [1]).

В каждом сегменте для слоистого расположения жидкостных трактов жидкостных контуров кинетический момент - момент количества движения относительно оси Y (см. Л.А. Сена. Единицы физических величин и их размерности. - М.: Наука, 1988, стр 158) второго (внутреннего) контура - L2 по абсолютной величине меньше кинетического момента первого (наружного) контура - L1, т.к.(см. фиг. 6):

где L1, L2 - кинетические моменты первого и второго контуров;

R1, R2 - расстояния от оси Y КА до осей симметрии поперечных сечений жидкостных трактов контуров;

d1=d2 - внутренние диаметры жидкостных трактов;

ρ12 - плотность теплоносителя, заправленного в жидкостные тракты;

W1=W2 - скорости потока теплоносителя в жидкостных трактах; поделив (1) на (2), имеем ;

для слоистого расположения жидкостных трактов R1>R2,

следовательно, |L1|>|L2| в каждом сегменте.

Кроме того, в радиаторе 90 не применяются сдублированные контуры; следовательно, величина кинетического момента при работе известной СТР [3] будет тем более больше.

Для случая с рядом расположенными жидкостными трактами двух жидкостных контуров [1], если их выполнить согласно предложенному авторами техническому решению, суммарный кинетический момент от работающей СТР будет близок к нулю.

Таким образом, известное техническое решение [3] не относится к рассматриваемому авторами типу СТР (с рядом расположенными жидкостными контурами [1]), и слоистое расположение жидкостных контуров [3] не обеспечивает снижение кинетического момента (до нуля), в связи с чем [3] не может быть рассмотрено в качестве наиболее близкого прототипа предлагаемого авторами изобретения.

Таким образом, известные технические решения [1] и [3] обладают общим существенным недостатком - увеличенными величинами нескомпенсированного кинетического момента, возникающими при работе СТР на орбите.

Из вышепроведенного анализа следует, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого изобретения является система терморегулирования космического аппарата согласно [1].

Таким образом, существенным недостатком известного технического решения [1] являются увеличенные величины нескомпенсированного кинетического момента, возникающие при работе СТР на орбите.

Целью предлагаемого авторами изобретения является устранение вышеуказанного существенного недостатка известного технического решения.

Поставленная цель достигается тем, что СТР КА, содержащая замкнутые дублированные жидкостные контуры с циркулирующим в их рядом расположенных жидкостных трактах теплоносителем, обеспечиваемым в результате работы установленных в них гидронасосов, имеющих близкие друг к другу расходно-напорные характеристики, выполнена таким образом, что каждый из гидронасосов имеет входной штуцер «1» и выходной штуцер «2» и направляет поток теплоносителя от штуцера «1» к штуцеру «2», причем жидкостные тракты имеют по одному штуцеру «А», расположенному по одну сторону от гидронасосов, и по одному штуцеру «Б», расположенному по другую сторону от гидронасосов, предназначенным для соединения со штуцерами гидронасосов, при этом в одном из контуров выходной штуцер «2» гидронасоса, установленного в нем, соединен со штуцером «А» жидкостного тракта, а входной штуцер «1» гидронасоса сообщен со штуцером «Б» жидкостного тракта указанного контура, а в другом жидкостном контуре выходной штуцер «2» гидронасоса, установленного в нем, соединен со штуцером «Б» жидкостного тракта, а входной штуцер «1» гидронасоса сообщен со штуцером «А» жидкостного тракта упомянутого контура, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.

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

На фиг. 2 изображена принципиальная схема СТР КА, выполненная согласно предложенному техническому решению авторов, где: 1 - СТР; 2, 3 - замкнутые дублированные жидкостные контуры с циркулирующим в их рядом расположенных жидкостных трактах теплоносителем, каждый из жидкостных трактов имеет штуцер «А», расположенный по одну сторону от гидронасосов, и штуцер «Б», расположенный по другую сторону гидронасосов; 4, 5 - гидронасосы, установленные в каждом контуре, имеющие выходные штуцеры «2» и входные штуцеры «1»; при этом в одном из контуров (поз. 2) выходной штуцер «2» гидронасоса 4 соединен со штуцером «А» жидкостного тракта указанного контура (поз. 2), а входной штуцер «1» гидронасоса 4 сообщен со штуцером «Б» упомянутого жидкостного тракта указанного контура (поз. 2); в другом жидкостном контуре (поз. 3) выходной штуцер «2» гидронасоса 5 соединен со штуцером «Б» жидкостного тракта этого контура (поз. 3), а входной штуцер «1» гидронасоса 5 сообщен со штуцером «А» названного жидкостного тракта упомянутого контура (поз. 3), причем гидронасосы имеют близкие друг к другу расходно-напорные характеристики и обеспечивают направление одинакового потока теплоносителя от входного штуцера «1» к выходному штуцеру «2», а также жидкостные тракты обоих контуров также практически идентичны.

Работа СТР КА на орбите происходит следующим образом.

После запуска КА на заданную орбиту после отделения его от ракеты-носителя включают в работу оба гидронасоса в дублированных жидкостных контурах, и начинается циркуляция теплоносителя (жидкого или двухфазного) в каждом из дублированных жидкостных трактов, при этом в результате выполнения жидкостных контуров согласно предложенному техническому решению направления движения теплоносителя в рядом расположенных трактах (сечениях) взаимно противоположны (см. зоны C на фиг. 2), а величины скоростей теплоносителя по модулю одинаковы ввиду установки в практически идентичных жидкостных трактах гидронасосов, имеющих одинаковые расходно-напорные характеристики, т.е. нескомпенсированные величины кинетических моментов в каждом жидкостном тракте разного знака, и взаимно уничтожаются, т.е. суммарный нескомпенсированный кинетический момент от работающей СТР практически близок к нулю и, следовательно, тем самым достигается цель изобретения.

Система терморегулирования космического аппарата, содержащая замкнутые дублированные жидкостные контуры с циркуляцией в их рядом расположенных жидкостных трактах теплоносителя, обеспечиваемой в результате работы установленных в них гидронасосов, имеющих близкие друг к другу расходно-напорные характеристики, отличающаяся тем, что каждый из гидронасосов имеет входной штуцер «1» и выходной штуцер «2» и направляет поток теплоносителя от штуцера «1» к штуцеру «2», причем жидкостные тракты имеют по одному штуцеру «А», расположенному по одну сторону от гидронасосов, и по одному штуцеру «Б», расположенному по другую сторону от гидронасосов, предназначенным для соединения со штуцерами гидронасосов, при этом в одном из контуров выходной штуцер «2» гидронасоса, установленного в нем, соединен со штуцером «А» жидкостного тракта, а входной штуцер «1» гидронасоса сообщен со штуцером «Б» жидкостного тракта указанного контура, а в другом жидкостном контуре выходной штуцер «2» гидронасоса, установленного в нем, соединен со штуцером «Б» жидкостного тракта, а входной штуцер «1» гидронасоса сообщен со штуцером «А» жидкостного тракта упомянутого контура.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам управления беспилотным летательным аппаратом (БПЛА). При способе передают команды управления движением БПЛА, данные о координатах и параметрах его движения через основной спутниковый канал связи со стационарного или подвижного пункта управления, учитывают компенсацию задержки в канале передачи команд управления, определяют динамические характеристики воздействия на систему управления БПЛА, формируют двух- или трехмерное изображение воздушной обстановки на экране монитора автоматизированного рабочего места оператора пункта управления.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Способ повышения безопасности полета летательного аппарата при отказе двигателя, работающего в момент отказа на максимальном или форсажном режиме и расположенного на той плоскости крыла, на которую у летательного аппарата имеется увеличивающийся угол крена, основан на использовании аэродинамических поверхностей.

Бортовая информационная система транспортного средства содержит электронный блок (1), миниатюрные видеокамеры (2, 3, 4, 5), коммутатор (6), блок хранения цифровой информации (7), блок распознавания знаков (8) и радар (9), спутниковый навигатор (10), блок памяти (11), устройство управления скоростью движения (12), устройство управления направлением движения (13), устройство управления тормозной системой (14), передающее устройство (15).

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) авиационно-космическими объектами, работающими, главным образом, в экстремальных условиях внешней среды.

Изобретение относится к системам управления двигателями беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), запускаемых с авиационных носителей, в частности к способам и устройствам для управления тягой двигателей БПЛА, позволяющим обеспечивать заданную скорость или дальность полета.

Изобретение относится к погрузочно-разгрузочным машинам и системам их управления. Система управления погрузочно-разгрузочной машиной содержит носимое устройство управления и соответствующий приемник на погрузочно-разгрузочной машине.

Изобретение относится к области управления полетами планирующих беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и может быть использовано при планировании их маршрутов и соответствующих траекторий.

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем автоматического управления летательными аппаратами. Техническим результатом изобретения является повышение динамической точности управления.

Группа изобретений относится к сельскому хозяйству и может быть использована при управлении траекторией транспортного средства относительно уборочной машины при ее разгрузке на ходу в процессе уборки.

Устройство для управления самолетом, состоящее из задатчика крена, сигнал с которого поступает на сумматоры, на которые также поступает общий сигнал от системы управления вектором тяги, а сигналы с этих сумматоров усиливаются усилителями, с входов которых поступают на исполнительные механизмы сопел.

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.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА), а именно к холодильникам-излучателям для сброса излишков тепловой энергии, вырабатываемой на борту КА.

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 относится к системе терморегулирования (СТР) бортовой аппаратуры космического аппарата. СТР выполнена на основе двухкаскадного теплового насоса.

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 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.
Наверх