Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения (варианты)

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.

 

Изобретения относятся к ракетно-космической технике и предназначены для обеспечения температурного режима космического аппарата (КА) и его бортовой аппаратуры в период предстартовой подготовки космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН).

В настоящее время на современных КА возникла необходимость термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного под головным обтекателем (ГО) в период предстартовой подготовки (при его отработке в наземных условиях), вплоть до старта РКН при широком диапазоне значений температур окружающей среды.

Это продиктовано тем, что при предстартовой подготовке изделия требуется отведение избыточного тепла, например при подзаряде аккумуляторных батарей в процессе длительной стоянки на старте, а также при проведении электрических проверок для приборов, отводящих избыточное тепло через их посадочные поверхности и при длительном термостатировании оптических элементов целевой аппаратуры в узком заданном значении температур перед стартом РКН.

Известно устройство термостатирования КА КГЧ РКН (патент RU №2386572), при котором избыточное тепло от сотовых панелей с тепловыделяющей аппаратурой при наземных испытаниях отводится циркулирующим жидким теплоносителем в теплообменники съемного блока. Циркуляционный тракт КА соединен с трактом съемного блока.

Тепло от теплообменников съемного блока отводится холодоносителем в наземную систему обеспечения теплового режима.

Недостатком известного устройства является то, что его невозможно использовать для термостатирования бортовой аппаратуры КА при нахождении КА в составе КГЧ РКН на стартовой позиции, так как:

- невозможно в составе КГЧ в стартовой позиции слить теплоноситель из магистралей системы терморегулирования (СТР) и после соединения тракта теплоносителя в конфигурации, соответствующей для работы в полете, заправить теплоноситель, так как заправка и слив теплоносителя для изделий разработки нашего предприятия проводится на заправочной станции;

- для ручного соединения тракта теплоносителя в конфигурации, соответствующей для работы в полете, потребуется наличие площадок обслуживания; на изделиях разработки нашего предприятия площадки обслуживания стартовой системы отводятся от КГЧ не позднее 45 мин до старта РКН; в связи с этим термостатирование КА прекращается в течение 45-60 мин;

- при размещении съемного блока на кабель-заправочной мачте потребуется доработка стартовой системы;

- расстыковка магистралей циркуляционного тракта КА может привести к скрытым дефектам СТР: повреждение, изнашивание уплотнительных стыков, химическое изменение теплоносителя, загрязнение и коррозия гидромагистралей, это повлечет отказы СТР, проявляющиеся в процессе штатной работы КА.

Известно устройство термостатирования КА в КГЧ РКН (патент RU №2353556 - прототип), включающее отверстие вдува термостатирующей среды (ТС) в КГЧ с диффузором и отверстие истечения среды, обеспечивающие перетекание по длине КГЧ среды и ее истечения, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования полезного груза и приборов системы управления во время предстартовой подготовки КГЧ РКН.

Недостаток известного технического решения заключается в том, что:

- для эффективного теплосъема интерференционным обтеканием приборы должны находиться в потоке ТС и теплоотвод с приборов должен проводиться со всей поверхности прибора; если теплоотводящими поверхностями являются посадочные места приборов и приборы размещены внутри отсеков КА, известный способ термостатирования является неэффективным; например, для аппаратуры, устанавливаемой в негерметичных отсеках КА;

- поддержание отдельных элементов конструкции КА (например оптических элементов целевой аппаратуры перед стартом РКН) в заданном узком диапазоне значений температур в течение длительного времени вне зависимости от значений температур окружающей КА среды невозможно, так как температура ТС зависит от температуры окружающей КГЧ среды и может задаваться в широком диапазоне значений.

Также недостатком является то, что подача ТС среды в КГЧ может прекращаться за длительное время до старта РКН, обусловленное расстыковкой магистралей питания ТС за длительное время до старта РКН при проведении технологических операций по подготовке стартового сооружения к пуску. Для ракет-носителей разработки нашего предприятия прекращение подачи ТС в КГЧ производится за 45-60 мин до старта.

Задачей предложенного технического решения является повышение эффективности термостатирования при высоких значениях тепловыделений бортовой аппаратуры КА и при широком значении температур окружающей среды вплоть до старта РКН, включая этап предстартовой подготовки после отключения подачи газового компонента.

В варианте 1 указанная цель достигается тем, что устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающего головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя СТР космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемное соединение трубопроводов установлено на космическом аппарате перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось ГО, а на ГО выполнен люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой.

В варианте 2 указанная цель достигается тем, что устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающего головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемные соединения трубопроводов установлены на космическом аппарате параллельно продольной оси ГО, а на переходном отсеке выполнен люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой.

На чертежах представлены заявленные устройства (на фиг. 1 - вариант 1, на фиг. 2 - вариант 2).

Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата 1 (фиг. 1), размещенного в сборочно-защитном блоке (СЗБ) РКН, содержащее отверстия вдува 2 с диффузором и отверстие истечения 3 термостатирующей среды, которые выполнены в ГО 4, при этом циркуляционный тракт теплоносителя 5 СТР 6, предназначенный для термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата 1, снабжен, по меньшей мере, рекуперативным жидкостно-жидкостным теплообменным агрегатом (ЖЖТА) 7, к которому подводится и отводится теплоноситель по трубопроводам соответственно 8, 9 СТР 6, при этом ЖЖТА 7 соединен с подводящим и отводящим хладагент быстроразъемными трубопроводами соответственно 10, 11, быстроразъемное соединение 12, которое установлено на космическом аппарате 1 перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось 13 ГО 4, а на ГО 4 выполнен люк с самозахлопывающейся крышкой 14 под быстроразъемное соединение 12, подводящий и отводящий хладагент магистрали соответственно 15, 16 наземных средств термостатирования, при этом на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате 7, быстроразъемном соединении 12, а также на подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводах 10, 11 нанесена теплоизоляция 17.

По второму варианту быстроразъемные соединения 18, 19 для подвода и отвода хладагента от быстроразъемных трубопроводов соответственно 20, 21 установлены на космическом аппарате 1 параллельно продольной оси 15 ГО 4, а люк с самозахлопывающейся крышкой 22 под быстроразъемное соединение 23 подводящих и отводящих хладагент магистралей соответственно 24, 25 наземных средств термостатирования выполнен на переходном отсеке 26.

Термостатируемая бортовая аппаратура космического аппарата 1, размещенного в сборочно-защитном блоке (СЗБ), включает створки ГО 4 и переходной отсек 26 (фиг. 1 и 2).

Устройство по первому варианту работает следующим образом. Термостатирующая среда подается во внутреннюю полость ГО 4 через отверстие вдува 2 в верхней части ГО 4 и, обтекая КА 1, истекает из внутренней полости ГО 4 наружу через отверстие истечения 3 в нижней части ГО 4. Перед началом электрических испытаний КА 1, перед началом проведения работ с аккумуляторными батареями КА или перед началом термостабилизации элементов КА хладагент из магистрали наземных средств термостатирования 15 поступает через подводящий хладагент трубопровод 10 в ЖЖТА 7. В ЖЖТА 7 осуществляется передача теплоты, аккумулированной теплоносителем в циркуляционном тракте 5 от тепловыделяющей бортовой аппаратуры КА 1 и от элементов конструкции КА 1, требующих термостабилизации к моменту пуска РКН к хладагенту. Расход хладагента от наземной жидкостной системы теплового режима (ЖСОТР) стартового комплекса составляет от 0 до 500 см3/с. Температура хладагента на входе в быстроразъемное соединение 12 составляет от минус 10 до плюс 40°С. Отвод хладагента из ЖЖТА 7 производится по отводящему хладагент трубопроводу 11 через быстроразъемное соединение 12 в наземную магистрали 6. Подача теплоносителя СТР 6 в ЖЖТА 7 обеспечивается работой гидроблоков (насосов), расположенных в циркуляционном тракте теплоносителя 5 СТР 6 (на чертеже не показано) После завершения электрических испытаний, работ с аккумуляторными батареями КА или термостабилизации элементов КА 1 перед стартом РКН проводят слив хладагента из бортовых магистралей в наземные магистрали. Для этого проводят продувку ЖЖТА 7, подводящих и отводящих хладагент трубопроводов 10, 11 газовым компонентом, который проводят в несколько циклов. Это обеспечивает отсутствие загрязнения КА 1 остатками хладагента на этапе орбитального полета. Далее проводят автоматическую расстыковку наземных магистралей 15, 16 с быстроразъемным соединением 12, и люк с замозахлопывающейся крышкой 14 закрывается.

Устройство по второму варианту работает аналогично первому, но из-за конструктивных особенностей сборочно-защитного блока 26, обусловленных большими габаритными размерами по сравнению с сборочно-защитным блоком по первому варианту, люк с самозахлопывающейся крышкой 22 под быстроразъемное соединение 23 подводящих и отводящих хладоагент магистралей соответственно 24, 25 наземных средств термостатирования выполнен на переходном отсеке 26.

Использование заявленного устройства позволит повысить эффективность термостатирования КА и его бортовой аппаратуры при высоких значениях тепловыделений при широком значении температур окружающей КА среды вплоть до старта РКН, включая этап предстартовой подготовки после отключения подачи газового компонента, а также обеспечить термостабилизацию оптических систем целевой аппаратуры для сокращения времени начала его работы при орбитальном полете.

1. Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающем головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемное соединение трубопроводов установлено на космическом аппарате перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось головного обтекателя, а на головном обтекателе выполнен люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой.

2. Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающем головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативнном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемные соединения трубопроводов установлены на космическом аппарате параллельно продольной оси головного обтекателя, а люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой выполнен на переходном отсеке.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Способ электрических проверок космических аппаратов заключается в проведении включения и выключения КА, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при установке и снятии с испытательных стендов (ИС) ступеней ракет-носителей (РН). Устройство для установки ступени РН на ИС и снятия ступени РН с ИС содержит ИС с основанием с ограничителями, подвижными цапфами с фиксаторами, приемной платформой с компенсирующей прокладкой из резины, и агрегатной рамой с силовой фермой с блоком и подъемным оборудованием в виде лебедки с реверсивным электроприводом, транспортную тележку (ТТ) с передним и задним опорными узлами, балластной емкостью со штуцерами для подсоединения к ним шлангов подачи и слива жидкости, технологические приспособления на ступени РН, подъемное оборудование, кронштейны с проушинами и упорами.

Изобретение относится к наземным электрическим испытаниям космических аппаратов (КА) в процессе производства КА на заводе-изготовителе, а также при их предстартовых испытаниях.

Изобретение относится к наземным испытаниям, в т.ч. при изготовлении космических аппаратов (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.

Автоматизированный испытательный комплекс для электрических испытаний космических аппаратов содержит пульт ручного управления, основной и резервный центральный пульт управления, основную и резервную центральную вычислительную машину, основной и резервный каналы устройств выдачи матричных команд и ретранслятора мультиплексного обмена, устройство приема и обработки дискретных сигналов, микросистему для измерения напряжения и сопротивления в электрических цепях, устройства выдачи дискретных бесконтактных и контактных сигналов, устройство приема и обработки телеметрической информации, источник питания испытываемого изделия, соединенные определенным способом.

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 стационарных стендах сборки частей ракет-носителей. Стационарный стенд сборки головного блока ракетно-космического носителя содержит силовую раму в виде прямоугольника коробчатого сечения с выступающими узлами для скрепления со стрелой и гидроцилиндрами, площадку обслуживания с лестничными переходами и выдвижными трапами, анкерный крепеж, грузоподъемную стрелу с устройством для размещения и скрепления головного блока, гидроцилиндры подъема и опускания стрелы, гидросистему питания, электрооборудование с мотор-редукторами, опорно-поворотное кольцо в виде полого цилиндра с отверстиями под болты, подшипник вращения, упоры.

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 к области космической техники и может быть использовано для терморегулирования лунного пускового ракетного комплекса (ЛПРК). Система подогрева ЛПРК содержит жидкостный контур, теплоноситель, тепловой кожух с тепловыми аккумуляторами и задвигающейся крышкой с автоматической системой открытия/закрытия с датчиками света, насосную станцию, систему управления обогревом, солнечные батареи и электроаккумулятор.

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).

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 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.

Группа изобретений относится к средствам предстартовой подготовки космического аппарата. 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 с быстроразъемными соединениями. На данном агрегате БРТ и БРС установлена теплоизоляция. В первом варианте БРС установлены на КА перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось головного обтекателя, 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