Способ обеспечения теплового режима полезной нагрузки, размещенной в сборочно-защитном блоке и устройство для его реализации

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способу и устройству обеспечения теплового режима полезной нагрузки (ПН) космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН).

Известны способы и устройства обеспечения теплового режима ПН в составе КГЧ при предстартовой подготовке РКН в стартовом сооружении по патентам RU №2290353, RU №2279377. В указанных патентах осуществляется одновременная подача термостатирующего газового компонента в верхнюю и нижнюю части головного блока и последующее истечение из головного блока, а верхняя и нижняя части головного блока разделены перегородкой.

Наиболее близким способом и устройством, выбранным в качестве прототипа, является способ обеспечения теплового режима головного блока в составе РКН по патенту RU №2293045 - прототип, включающий в себя одновременную подачу газового компонента в верхнюю часть полости космического аппарата, осуществляя выброс из нижней части полости космического аппарата, и в нижнюю часть полости разгонного блока, осуществляя выброс из верхней части полости разгонного блока, при этом головной блок снабжен перегородкой, образующей замкнутые полости космического аппарата и разгонного блока, а закрытие выхода газового компонента из торцевой части головного блока осуществлено за счет пристыкованной к данному блоку ракеты носителя.

Недостаток прототипа, а также вышеописанных способов и устройств заключается в том, что при низком значении температуры окружающей РКН среды и низком значении температуры топливного бака РН, образующего полость П×О, при прекращении подачи в КГЧ термостатирующего газового компонента за длительное время до старта по технологическому графику подготовки РКН, а также при подаче перед стартом РКН газового компонента с пониженным расходом из-за ограниченных возможностей системы подачи газа в КГЧ по транзитной магистрали РН, элементы нижней части ПН перед стартом РКН могут иметь инерционный температурный запас недостаточный для надежного функционирование ПН при выведении на орбиту и в орбитальном полете.

Задачей предложенного технического решения является повышение эффективности термостатирования нижней части ПН, находящейся в СЗБ, разделенного перегородкой на верхнюю и нижнюю полости, при низком значении температуры окружающей среды без изменения конструкции РН.

Поставленная задача решается тем, что в способе обеспечения теплового режима полезной нагрузки, размещенной в сборочно-защитном блоке, включающем одновременную подачу через отверстия термостатирующего газового компонента в полости головного обтекателя и переходного отсека, разделенные перегородкой, перетекание вдоль полезной нагрузки и последующее истечение из сборочно-защитного блока термостатирующий газовый компонент в полость переходного отсека сборочно-защитного блока подают через отверстия над или под жестко установленной между ракетой-носителем и полезной нагрузкой теплоизолирующей перегородкой, обеспечивая перетекание потока термостатирующего газового компонента, подаваемого над теплоизолирующей перегородкой в поперечном продольной оси сборочно-защитного блока направлении вдоль нижней части полезной нагрузки и теплоизолирующей перегородки, или обеспечивая перетекание потока термостатирующего газового компонента, подаваемого под теплоизолирующей перегородкой в поперечном продольной оси сборочно-защитного блока направлении вдоль теплоизолирующей перегородки и пристыкованной к торцу космической головной части ракеты-носителя.

Поставленная задача достигается тем, что в устройстве обеспечения теплового режима полезной нагрузки, размещенной в сборочно-защитном блоке, содержащее на головном обтекателе и переходном отсеке сборочно-защитного блока, разделенных перегородкой, отверстия подачи и истечения термостатирующего газового компонента между полезной нагрузкой и ракетой-носителем размещена в поперечном сечении сборочно-защитного блока и жестко закреплена теплоизолирующая перегородка, при этом отверстия подачи и сброса термостатирующего газового компонента в переходном отсеке выполнены над или под теплоизолирующей перегородкой, а на внутренней поверхности сборочно-защитного блока закреплены теплоизолирующие покрытия.

Сущность предложенного способа и устройства обеспечения теплового режима ПН, размещенной в полостях КГЧ РКН поясняется чертежами:

на фиг. 1 представлен общий вид устройства (при расположении отверстий подачи и сброса газового компонента выше теплоизолирующей перегородки);

на фиг. 2 представлен общий вид устройства (при расположении отверстий подачи и сброса газового компонента ниже теплоизолирующей перегородки);

на фиг. 3 представлен выносной элемент А с общего вида на фиг. 1, фиг. 2 (показана многослойная теплоизоляция теплоизолирующей перегородки);

на фиг. 4 представлен выносной элемент Б с общего вида на фиг. 1, фиг. 2 (показана многослойная теплоизоляция головного обтекателя);

на фиг. 5 представлен выносной элемент В с общего вида на фиг. 1 (показана многослойная теплоизоляция переходного отсека).

Предлагаемое устройство обеспечения теплового режима ПН 1, размещенной в полостях СЗБ 2, состоящего из ГО 3 и П×О 4, разделенных перегородкой 5, состыкованного по нижнему торцу П×О 4 с РН 6, содержит на ГО 3 отверстия подачи 7 и истечения 8 термостатирующего газового компонента, а на П×О 4 отверстия подачи 9 и истечения 10 термостатирующего газового компонента, между ПН 1 и РН 6, размещенную в поперечном сечении СЗБ 2 и жестко закрепленную теплоизолирующую перегородку 11, причем отверстия подачи 9 и сброса 10 термостатирующего газового компонента в П×О 4 выполнены над или под теплоизолирующей перегородкой 11, а на внутренней поверхности СЗБ 2 закреплены теплоизолирующие покрытия 12 (фиг. 1, 2, 3, 4, 5). Выполнение расположений отверстий подачи 9 и сброса 10 термостатирующего газового компонента в П×О 4 над или под теплоизолирующей перегородкой 11 определяется положением ПН 1 относительно СЗБ 2.

Предлагаемый способ обеспечения теплового режима ПН 1, размещенной в полостях СЗБ 2, состоящего из ГО 3 и П×О 4, разделенных перегородкой 5, состыкованной по торцу П×О 4 с РН 6, включает одновременную подачу термостатирующего газового компонента в полости ГО 3 и П×О 4 через отверстия подачи термостатирующего газового компонента 7 и 9 соответственно, перетекание вдоль ПН 1 и последующее истечение из СЗБ 2 термостатирующего газового компонента, содержит подачу в полость П×О 4 газового компонента под или над жестко установленную между ПН 1 и РН 6 теплоизолирующую перегородку 11, обеспечивая перетекание потока термостатирующего газового компонента, подаваемого над теплоизолирующей перегородкой 11 в поперечном продольной оси СЗБ 2 направлении вдоль нижней части ПН 1 и теплоизолирующей перегородки 11, или обеспечивая перетекание потока термостатирующего газового компонента, подаваемого под теплоизолирующей перегородкой 11 в поперечном продольной оси СЗБ 2 направлении вдоль теплоизолирующей перегородки 11 и пристыкованной к торцу П×О 4 РН 6 (фиг. 1, 2).

Подача газового компонента в полость П×О 4 над теплоизолирующей перегородкой 11 позволяет улучшить эффективность термостатирования элементов нижней части ПН 1 за счет снижения тепловых потерь газового компонента при теплообмене с поверхностями оболочки П×О 4 и РН 6. Это способствует созданию большего инерционного температурного запаса элементов ПН 1 перед технологическим отключением подачи термостатирующей среды перед стартом РКН, что обеспечит увеличение времени сохранения температуры элементов ПН 1 в требуемом диапазоне значений при отсутствии подачи газового компонента. Теплоизолирующая перегородка 11 способствует снижению указанных тепловых потерь из-за уменьшения площади поверхностей теплообмена газового компонента в П×О 4 и увеличения термического сопротивления поверхностей теплообмена. Увеличение термического сопротивления поверхностей теплообмена достигается за счет использования многослойной теплоизоляции 12 теплоизолирующей перегородки 11, П×О 4 и ГО 3. При решении данной задачи конструкция РН 6 не подвергается изменению.

При подаче термостатирующего газового компонента под жестко установленную между РН 6 и ПН 1 теплоизолирующую перегородку 11 перетекание термостатирующего компонента в поперечном направлении вдоль нижней части ПН 1 отсутствует. В этом случае нижняя часть ПН 1 находится в полости ГО 3 внутри конической полости перегородки 5 СЗБ 2, а теплоизолирующая перегородка 11 располагается на нижнем срезе конуса перегородки 5 на границе ГО 3 и П×О 4. Температура среды под ГО 3 с внешней стороны перегородки 5 имеет более комфортное для ПГ 1 значение, чем среда в П×О 4, из-за того что элементы корпуса П×О 4 и РН 6 со стороны ПН 1, в отличие от ГО 4, не имеют теплоизоляцию. Вследствие этого, температурное состояния газовой среды в зоне нижней части ПН 1 улучшается за счет теплопередачи через коническую часть перегородки 5. Тепловые потери газовой среды в зоне нижней части ПН 1 под конической полостью перегородки 5 при отсутствии теплоизолирующей перегородки 11 определяются в основном потерями при теплообмене с поверхностями оболочки П×О 4 и РН 6. Теплоизолирующая перегородка 11 способствует снижению указанных тепловых потерь из-за уменьшения площади поверхностей теплообмена газового компонента внутри конической полости перегородки 5 и увеличения термического сопротивления поверхностей теплообмена. Увеличение термического сопротивления поверхностей теплообмена достигается за счет использования многослойной теплоизоляции 12 теплоизолирующей перегородки 11 и ГО 3. Также для сокращения указанных тепловых потерь в полость П×О 4 под теплоизолирующую перегородку 11 подается термостатирующий газовый компонент, который уменьшает разность температур между газовой средой в зоне нижней части ПН 1 и средой в П×О. В данном случае конструкция РН 6 также не подвергается изменению.

Предлагаемые способ и устройство повышения эффективности термостатирвания ПН просты в использовании, надежны, их высокие эксплуатационные свойства подтверждены успешной работой в эксплуатирующих организациях.

1. Способ обеспечения теплового режима полезной нагрузки, размещенной в сборочно-защитном блоке, включающий одновременную подачу через отверстия термостатирующего газового компонента в полости головного обтекателя и переходного отсека, разделенные перегородкой, перетекание вдоль полезной нагрузки и последующее истечение из сборочно-защитного блока, отличающийся тем, что термостатирующий газовый компонент в полость переходного отсека сборочно-защитного блока подают через отверстия над или под жестко установленной между ракетой-носителем и полезной нагрузкой теплоизолирующей перегородкой, обеспечивая перетекание потока термостатирующего газового компонента, подаваемого над теплоизолирующей перегородкой в поперечном продольной оси сборочно-защитного блока направлении вдоль нижней части полезной нагрузки и теплоизолирующей перегородки, или обеспечивая перетекание потока термостатирующего газового компонента, подаваемого под теплоизолирующей перегородкой в поперечном продольной оси сборочно-защитного блока направлении вдоль теплоизолирующей перегородки и пристыкованной к торцу космической головной части ракеты-носителя.

2. Устройство обеспечения теплового режима полезной нагрузки, размещенной в сборочно-защитном блоке, содержащее на головном обтекателе и переходном отсеке сборочно-защитного блока, разделенных перегородкой, отверстия подачи и истечения термостатирующего газового компонента, отличающееся тем, что между полезной нагрузкой и ракетой-носителем размещена в поперечном сечении сборочно-защитного блока и жестко закреплена теплоизолирующая перегородка, при этом отверстия подачи и сброса термостатирующего газового компонента в переходном отсеке выполнены над или под теплоизолирующей перегородкой, а на внутренней поверхности сборочно-защитного блока закреплены теплоизолирующие покрытия.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР таких КА содержит одинаковые дублированные жидкостные контуры теплоносителя.

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.

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.

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера. В боковые, верхнюю и нижнюю сотопанели контейнера встроены тепловые трубы. СЭП также содержит четыре одинаковых подсистемы электропитания: две рабочих и две резервных. Каждая подсистема установлена на одной из внутренних поверхностей боковых сотопанелей и включает в себя аккумуляторную батарею с зарядным и разрядным устройством. Единый модуль двух таких устройств соседних подсистем установлен на одну боковую сотопанель. Часть внешней поверхности боковых сотопанелей имеет терморегулирующее покрытие с и , а на остальную часть нанесена теплоизоляция. Все сотопанели соединены коллекторными тепловыми трубами с электронагревателями. Технический результат изобретения заключается в оптимизации компоновки СЭП на КА, снижении массы и улучшении термостабилизации основных узлов СЭП. 3 ил.

Изобретение касается обеспечения теплового режима бортового научного и служебного оборудования космических аппаратов: искусственных спутников, межпланетных станций и др. Система содержит не менее двух термостатируемых панелей (ТСП) с встроенными тепловыми трубами и не менее двух радиаторов. Каждая ТСП подключена к одному из радиаторов посредством регулируемых контурных тепловых труб (КТТ). Испарители этих КТТ установлены на ТСП, а конденсаторы встроены в радиаторы. Введен резервный радиатор, соединенный с ТСП дополнительными регулируемыми КТТ. Испарители и конденсаторы этих КТТ аналогично связаны с ТСП и резервным радиатором. В паропроводах дополнительных КТТ установлены управляемые клапаны для перекрытия либо открытия этих паропроводов. Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы терморегулирования, снижение ее массы и габаритов. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА). Способ заключается в том, что измеряют температуру в зонах радиационных панелей (РП) датчиками температур, поддерживают температуру в зонах РП в пределах допустимого диапазона путем изменения температур посредством терморегуляторов, разбивают период оборота КА вокруг Земли на фиксированные интервалы времени, которые определяются ориентацией КА относительно Солнца и планет. Определяют по паспортным данным на установленные в зонах служебные системы допустимый диапазон температур, максимально возможные рассогласования температур в местах установки четырех датчиков температур в каждой зоне. Разбивают каждый из фиксированных интервалов времени периода оборота КА вокруг Земли в каждой зоне на локальные интервалы времени, в которых соблюдаются повторяющиеся на витках орбиты одинаковые температурные условия. Во время полета КА измеряют и передают в наземный комплекс управления значения температур каждой зоны и ток, потребляемый терморегуляторами. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности и живучести системы терморегулирования КА. 6 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА). Способ заключается в том, что измеряют температуру в зонах радиационных панелей (РП) датчиками температур, изменяют температуру каждой зоны посредством терморегуляторов, разбивают период оборота КА вокруг Земли на фиксированные интервалы времени, которые определяют ориентацией КА относительно Солнца и планет. Разбивают каждый из фиксированных интервалов времени в каждой из зон на локальные интервалы времени, на которых соблюдаются повторяющиеся на витках орбиты одинаковые температурные условия. Определяют по паспортным данным на установленные в зонах служебные системы соответствующие допустимые диапазоны температур, при которых обеспечивается их работоспособность, а также величины разбросов характеристик датчиков температур в каждой зоне. Для каждого локального интервала в каждой i-той зоне определяют количество включений и суммарную длительность включений нагрева, вычисляют период включения нагрева, а также длительность включения нагрева на каждом периоде. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и живучести системы терморегулирования КА. 5 ил.
Наверх