Приборный отсек космического аппарата

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА), например, телекоммуникационных спутников. Приборный отсек (ПО) КА содержит электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями (ВО), внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем. ВО служат для отвода из ПО в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем. ВО выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в ПО в течение всего срока эксплуатации КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности выполнения ВО с обеспечением нормального функционирования КА в течение всего срока эксплуатации. 1 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании искусственных спутников и других космических аппаратов. Известен приборный отсек (ПО) согласно изобретению по патенту RU 2319646 [1], который имеет электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей.

Аппаратура ПО устанавливается на сотопанелях и размещается преимущественно внутри приборного отсека. Сотопанели имеют вентиляционные отверстия лабиринтного типа и технологические отверстия для ввода (вывода) конструктивных элементов: штанг, межблочных трубопроводов системы терморегулирования и системы коррекции, пучков кабелей и т.п. Зазоры между сотопанелями корпуса ПО, между ПО и термостатированной плитой полезной нагрузки, между краями технологических отверстий и указанными конструктивными элементами экранированы оптически непрозрачным элементом. Этот элемент выполнен из материала с электропроводящим слоем, обеспечивающим электрогерметичность ПО. В экранирующем элементе также выполнены вентиляционные отверстия лабиринтного типа.

Отвод продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов, расположенных внутри герметичного приборного отсека, через вентиляционные отверстия лабиринтного типа, размеры и количество которых задаются, позволяют контролировать процесс обезгаживания приборного отсека расчетно-аналитическим методом, что, в свою очередь, позволяет назначить режимы функционирования высоковольтной и высокочастотной аппаратуры, безопасные с точки зрения возникновения электрического пробоя.

Суммарная площадь вентиляционных отверстий, обеспечивающих достигаемый эффект, зависит от конструкционных и заранее отработанных эксплуатационных характеристик и определяется по формуле:

где Q - расход газа, вытекающего из-под головного обтекателя ракеты-носителя, м3/с;

V1 - внутренний объем приборного отсека, не занятый аппаратурой, м3;

V2 - внутренний объем головного обтекателя ракеты-носителя, м3;

µ - коэффициент расхода;

φ - коэффициент скорости;

ΔР - допускаемое избыточное давление в приборном отсеке, Па;

ξ - коэффициент сопротивления вентиляционного отверстия;

ρ - плотность газа, кг/м3.

Анализ конструкций современных мощных КА (выше 10 кВт) типа «Экспресс-АМ5» (например, выполненных на основе патента RU №2369537 [2]) показал, что внутри ПО расположены не только приборы полезной нагрузки и служебных систем, но и жидкостные тракты и емкости системы терморегулирования (СТР), заправленные рабочим телом - например, теплоносителем ЛЗ-ТК-2, и газожидкостные тракты и емкости (баки) системы коррекции (СК), заправленные, например, ксеноном, которые по данным изготовления имеют измеренную (допускаемую) негерметичность применительно к условиям эксплуатации на орбите, например, не более 0,1 л·мкм рт. ст./с.

Следовательно, после сброса обтекателя (снаружи ПО давление порядка (10-2-10-4) мм рт. ст.) в ПО поступают не только продукты газовыделения неметаллических конструкционных материалов, но и пары рабочих тел из трактов СТР и СК и общее давление в ПО создается под совместным воздействием вышеуказанных факторов, что не учитывает известного технического решения [1] - см. расчетную формулу (1), определяющую суммарную площадь вентиляционных отверстий, приведенную в формуле изобретения [1]: после сброса обтекателя числитель равен нулю, т.к. расхода газа, вытекающего из-под головного обтекателя ракеты-носителя, нет, т.е. формула (1) верна только для выбора суммарной площади вентиляционных отверстий только от момента старта КА до сброса головного обтекателя и применима только, как показал анализ, для маломощных КА (менее 5 кВт).

Проведенный авторами численный анализ на основе закона Пуайзеля (см. формулу (2) на листе 5) показал, что в случае для мощного КА суммарная потребная площадь вентиляционных отверстий должна быть не менее в 1,2-1,3 раза больше суммарной площади, определенной согласно формуле (1) известного технического решения [1].

Таким образом, нет высоконадежной гарантии, что выбранная согласно [1] суммарная площадь вентиляционных отверстий обеспечит требуемое избыточное рабочее давление в приборном отсеке при дальнейшей эксплуатации при совместном воздействии продуктов газовыделения и поступающих из трактов СТР и СК паров рабочих тел, что является существенным недостатком известного технического решения [1].

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.

Поставленная цель достигается выполнением приборного отсека космического аппарата, содержащего электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями, внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем таким образом, что вентиляционные отверстия для отвода из приборного отсека в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем, выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в приборном отсеке в течение всего срока эксплуатации космического аппарата: от момента старта до окончания требуемого срока эксплуатации на орбите.

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

Принципиальная схема предлагаемого авторами приборного отсека космического аппарата изображена на фиг. 1, где: 1 - модуль полезной нагрузки (МПН); 1.1 - панель «+Z» МПН; 1.2 - панель «-Х» МПН, где установлены приборы СОС; 1.3 - панель «+Х» МПН; 1.6, 1.7 - раскрываемые панели радиатора; 1.8 - технологические отверстия; 1.9 - вентиляционные отверстия; 2 - модуль служебных систем (МСС); 2.1 - панель-основание «+Х» МСС; 2.2 - панель «-Х» МСС.

По предлагаемому авторами новому техническому решению после сброса головного обтекателя расчеты избыточного давления в ПО проводятся на основе закона Пуазейля (см., например, тексты на стр. 37, 38 и формулу (II.31) на стр. 37 кн.: «М. Девиен. Течения и теплообмен разреженных газов. Изд-во иностранной литературы. М., 1962») [4], на основе которого определяется суммарная потребная площадь вентиляционных отверстий с эквивалентным радиусом R:

где Q m . ' Σ - массовый расход газа через всю площадь всех вентиляционных отверстий, кг/с;

R - эквивалентный радиус сечения, соответствующий суммарной площади вентиляционных отверстий, м;

l - расстояние между двумя поперечными сечениями входа и выхода (длина) вентиляционных отверстий, м;

r0 - газовая постоянная, Дж/кг·K;

Т - температура газа, K;

р1 - давление на входе в вентиляционные отверстия, Па;

p2 - давление на выходе из вентиляционных отверстий, Па.

K ' = 1 1 + 3 8 l R - поправочный коэффициент, учитывающий влияние длины вентиляционного отверстия с эквивалентным радиусом R.

Таким образом, суммарную площадь вентиляционных отверстий определяют по формулам (1) и (2):

- если определенная согласно (2) суммарная площадь больше суммарной площади, определенной согласно (1), тогда в конструкции ПО выполняют вентиляционные отверстия с суммарной площадью, определенной согласно формуле (2);

- а если определенная согласно (2) суммарная площадь меньше суммарной площади, рассчитанной согласно (1), тогда в конструкции ПО выполняют вентиляционные отверстия с суммарной площадью, определенной согласно формуле (1).

Проведенный авторами численный анализ вновь разрабатываемого мощного космического аппарата показал, что в этом случае суммарная площадь вентиляционных отверстий определяется с учетом всех влияющих факторов высоконадежно, обеспечивая требуемое рабочее избыточное давление газа в ПО, гарантирующее нормальное функционирование приборов КА, установленных в нем, в течение всего срока эксплуатации на орбите, тем самым достигается цель изобретения.

Приборный отсек космического аппарата, содержащий электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями, внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем, отличающийся тем, что вентиляционные отверстия для отвода из приборного отсека в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем - выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в приборном отсеке в течение всего срока эксплуатации космического аппарата: от момента старта до окончания требуемого срока эксплуатации на орбите.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходной отсек, дополнительный отсек с балластным или с балластно-балансировочным грузом, состыкованный с разделяемыми устройствами выводимой ПН и закрепленный на переходном отсеке или на блоке выведения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения.

Способ изготовления космического аппарата относится к космической технике. Способ заключается в том, что производят сборку космического аппарата, проводят электрические испытания на функционирование, испытания на воздействие механических нагрузок, термовакуумные испытания определенным образом.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, в частности к конструкциям герметичных разъемных соединений отсеков корпуса летательных аппаратов и, в особенности, к конструкциям герметичного соединения обтекателя с отсеком корпуса летательного аппарата.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут.

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 надувным развертываемым космическим конструкциям, преимущественно обитаемым модулям. Модуль включает в себя жесткий несущий отсек (1) в виде неравносторонней призмы с полезной зоной (2) постоянного объема.

Изобретение относится к области космонавтики, в частности к способам сборки головных частей и устройствам для их сборки. Космическая головная часть (КГЧ) содержит полезную нагрузку, переходный отсек, головной обтекатель (ГО), которые соединяют между собой в вертикальном положении.

Изобретение относится к композиционным материалам, используемым в сверхлегких каркасах солнечных батарей и элементов конструкций космических аппаратов, и касается трехслойной панели.

Изобретение относится к средствам управления и наблюдения за состоянием изделий, в т.ч. служебных систем (СС) летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к конструкции и оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенных для юстировки и калибровки радиолокационных станций (РЛС). КА содержит корпус (1) в виде прямого кругового цилиндра. На корпусе шарнирно установлены откидные пластины в форме полудисков (3, 4), дополненные радиоотражающими поверхностями (2) V-образного углубления (паза). В походном положении пластины (3, 4) фиксируются к сегментам основания (5, 6). В корпусе (1) установлены приборный отсек, микропроцессор, микроконтроллер с блоком сопряжения с системой ориентации и стабилизации и узлами фиксации пластин, навигационная аппаратура систем «ГЛОНАСС» и/или GPS и др. В раскрытом положении образуется двугранный уголковый отражатель с углом между гранями в диапазоне от (90-Δ)° до (90+Δ)° (0 < Δ < 18 λ/а), где λ - длина волны калибруемой РЛС, а - размер грани. На поверхности основания установлены также трехгранные лазерные уголковые отражатели. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей КА при калибровке наземных и космических РЛС. 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА с системой электропитания с солнечными, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, проводят электрические испытания, сборку схем испытаний КА на функционирование, проводят испытания на воздействие механических нагрузок, проводят термовакуумные испытания, проводят заключительные испытания, при проектировании схем испытаний соединители в силовых цепях аккумуляторных батарей выбирают с розетками, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют отсутствие гальванической связи цепей с корпусом КА через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, стыкуют соединители при сборке схем испытаний. Изобретение позволяет обеспечить безаварийность процесса изготовления КА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и физике состояния газа и может быть использовано для количественной оценки остаточной характеристической скорости в случае реактивной выработки рабочего тела из емкостей рабочей системы. На начальном и завершающем этапах функционирования рабочей системы по уравнениям состояния РТ определяют остаточную массу газа в емкостях рабочей системы. Техническим результатом изобретения является исключение накопления погрешности определения остатков рабочего тела. 2 ил.

Изобретение относится к оборудованию, развертываемому снаружи космического аппарата (КА), и может быть использовано на КА дистанционного зондирования земной поверхности. Рама радиолокационной антенны (РЛА) КА выполнена в виде крыльев с шарнирно соединенными ложементами (2, 3, 4) и (6, 7, 8). На них закреплены при помощи стоек с точными поверхностями антенные полотна. Крылья снабжены индивидуальными средствами развертывания в рабочее положение в виде пружинных механизмов со шкивами (23) и гибкими тягами (21). Тяги одним концом закреплены на крайних ложементах (2) и (8) и пропущены вокруг роликов (22). Другие их концы закреплены на шкивах (23). Центральный ложемент (5) закреплен кронштейнами (11) на корпусе (10) КА в плоскости, расположенной под углом 5° к оси (Z) КА. Для точного позиционирования в раскрытом положении в стыках смежных ложементов на одном из их торцов закреплена механическая часть, а на другом - ответная магнитная часть магнитомеханических упоров. В транспортном положении ложементы крыльев РЛА сложены в два пакета и зачекованы подпружиненными откидными рычагами с пироболтами. Техническим результатом изобретения является повышение надежности, упрощение конструкции и снижение материалоемкости рамы РЛА. 13 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники. Параболические стенки сопла конструктивно выполнены в качестве обратимой МГД-машины и трехмерного параболоид-линейного ускоритель-реактора. Система рабочих поверхностей крыла, фюзеляжа, сопла и парашюта комбинирована воедино в форму осесимметричных соосно помещенных друг в друга куполов, двух направленных выпуклостью вверх, третьего - выпуклостью вниз. Третий купол неподвижно соединен со вторым, образуя фюзеляж, первый соединен со вторым подвижно посредством амортизационно-демпферных регулируемых узлов крепления. Способ энергоснабжения реактивного летательного аппарата реализуют с помощью реакций УТС на изотопах легких элементов в режиме ускоритель-реактора УТС. Достигается повышение стабилизации и маневренности аппарата. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх