Система терморегулирования космического аппарата

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.

 

Настоящее изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников, СТР которых содержит жидкостный контур (или два дублированных контура) с жидким теплоносителем, циркуляцию которого обеспечивает электронасосный агрегат (ЭНА).

Известно, что СТР КА является главнейшей системой КА, т.к. все приборы, устройства его работоспособны только тогда, когда СТР надежно выполняет свои функции: поддерживает в условиях эксплуатации на орбите требуемые рабочие температуры для всех составляющих КА в течение всего заданного срока эксплуатации (как правило, более 10-15 лет).

Анализ опыта эксплуатации различных спутников с различной холодопроизводительностью СТР (до 3500-4000 Вт) показывает, что в первую очередь надежная работа СТР определяется высоконадежной работой ЭНА, при этом ЭНА должен иметь оптимальные габариты, массу и энергопотребление.

Известна СТР КА "SESAT", патент Российской Федерации №2158703 [1], безотказно функционирующего на орбите в течение более 14 лет (и продолжающего нормально функционировать).

СТР указанного КА (холодопроизводительностью ≈3500 Вт) включает в себя ЭНА, содержащий два центробежных насоса (один - основной и работает, а второй - резервный и находится в «ненагруженном» резерве) с одноступенчатым рабочим колесом с номинальной частотой оборотов 6000 об/мин при рабочем напряжении питания 27 В, обеспечивающим при температуре теплоносителя не более 35°C расход жидкого теплоносителя ЛЗ-ТК-2 120-150 см3/с (к СТР со стороны КА предъявляются следующие основные требования: с точки зрения обеспечения теплового режима элементов КА расход теплоносителя в жидкостном контуре должен быть не менее 90 см3/с, а с точки зрения минимально возможного кинетического момента расход теплоносителя должен быть не более 150 см3/с с напором (перепадом давлений теплоносителя между выходом и входом ЭНА), равным ≈0,4 кгс/см2, и с энергопотреблением ≈35 Вт, массой не более 4 кг).

Следует отметить, что на надежность ЭНА в первую очередь влияет работоспособность опор электродвигателя, т.к. их невозможно резервировать и они являются точками единичного отказа и для обеспечения надежной работы ЭНА работоспособность опор должна быть гарантирована высоконадежно, т.е. ЭНА должен быть квалифицирован.

Таким образом, вышеуказанная СТР и ее ЭНА квалифицирована для КА с холодопроизводительностью ≈3500 Вт.

В настоящее время создаются различные КА с существенно повышенной холодопроизводительностью, например от 5000 до 13000-18000 Вт, вышеуказанный ЭНА не может быть применен во вновь разрабатываемых мощных КА, т.к. требуемые номинальные напоры должны быть в диапазоне 1,25-1,85 кгс/см2.

Анализ показывает, что в случае перехода СТР, использующего в качестве теплоносителя аммиак, ЭНА получается с низкой надежностью, например на МКС аммиачные насосы неоднократно выходили из строя (см. интернет: Яндекс: отказы аммиачного насоса на международной космической станции: десять начальных файлов страницы 1 [2]).

Кроме того, для создания СТР с холодопроизводительностью 13000-18000 Вт для снижения массы СТР и КА в целом ЭНА должны быть работоспособны при температуре теплоносителя до 50-60°С (при такой температуре площадь излучательных радиаторов будет минимальной) и давление в жидкостном тракте СТР с аммиаком в 6 раз больше, чем при использовании в СТР теплоносителя ЛЗ-ТК-2 (и соответствующем использовании компенсатора объема согласно патенту РФ №2329920 [3]), т.е. утечки теплоносителя - аммиака будут в 6 раз больше, чем при использовании ЛЗ-ТК-2.

Проведенный анализ также показал, что для вновь разрабатываемых КА с холодопроизводительностью 13000-18000 Вт:

- напоры насосов должны быть увеличены в 3-5 раза и, следовательно, габаритные размеры ЭНА, выполненного по известному техническому решению [1], возрастут по сравнению с габаритным размером известного ЭНА в 2-3 раза, т.е. на КА потребуется больший рабочий объем для размещения ЭНА, что потребует в конечном счете увеличения габаритов и массы КА;

- в случае разработки ЭНА по известному техническому решению потребуется шина питания с напряжением постоянного тока 27 В (в то же время большинство приборов во вновь разрабатываемых КА будут использовать шину питания с напряжением более 100 В);

- т.к. холодопроизводительности СТР разрабатываемых КА существенно отличаются, то гидравлические сопротивления жидкостных трактов также существенно отличаются, и, следовательно, требуемые напоры ЭНА также сильно отличаются, что обуславливает в общем случае разработку различных ЭНА с различными напорами.

Таким образом, существенными недостатками известной СТР применительно к вновь разрабатываемым КА с повышенной холодопроизводительностью являются:

- увеличение габаритов ЭНА СТР, приводящее к увеличению габаритов и массы СТР и КА в целом для сохранения высокой достигнутой надежности в течение длительного срока эксплуатации на орбите;

- потребность разработать несколько ЭНА с различными напорами;

- повышенная масса электродвигателя ЭНА при использовании шины питания 27 В, а также за счет увеличенной массы кабелей по сравнению с напряжением питания более 100 В; кроме того, требования наличия шины питания 27 В усложняет КА.

Теплофизический численный анализ вновь разрабатываемой СТР с учетом опытных данных, проведенный авторами, показал, что для устранения вышеуказанных существенных недостатков вновь разрабатываемая СТР с холодопроизводительностью 13000-18000 Вт должна быть выполнена с учетом следующего комплекса требований:

1. В жидкостном контуре СТР должен быть применен ЭНА, выполненный с двухступенчатым рабочим колесом (например, согласно авторскому свидетельству СССР №1523731 [4]), снижающим габариты ЭНА и прокачивающий через себя теплоноситель ЛЗ-ТК-2 с квалифицированной в условиях работы на орбите частотой вращения колеса, равной 6000 об/мин (для обеспечения требуемого ресурса по частоте вращения осевое усилие сведено к минимуму, в т.ч. при различных напорах ЭНА, для чего выполняют разгрузочные отверстия (см. второй абзац сверху на странице 97 книги М.В. Краев, В.А. Лукин, Б.В. Овсянников. Малорасходные насосы авиационных и космических систем. - М.: Машиностроение, 1985 [5]), что обеспечивает надежную работу ЭНА и СТР в целом в течение требуемого срока эксплуатации на орбите.

Причем для применения ЭНА в составе различных КА в диапазоне холодопроизводительности от 5000 до 13000-18000 Вт на выходе из ЭНА необходимо установить дроссельную шайбу с гидравлическим сопротивлением при минимально требуемом расходе теплоносителя в жидкостном контуре, равным

,

где ΔРдр.ш. - гидравлическое сопротивление дроссельной шайбы на выходе из ЭНА, кгс/см2;

ΔРСТР.макс - гидравлическое сопротивление жидкостного тракта СТР с максимальной холодопроизводительностью QСТР.макс (Вт), равное напору ЭНА без установленной на выходе дроссельной шайбы, кгс/см2;

QСТР.треб - холодопроизводительность для конкретного КА, Вт;

К=0,95-1 - расчетный коэффициент на основе опытных данных.

2. Для упрощения КА и снижения массы электродвигателя ЭНА, а также за счет уменьшения массы кабеля, соединяющего его с источником питания, ЭНА необходимо выполнить работоспособным при повышенном напряжении питания более 27 В, предусмотренном на борту КА.

3. Для обеспечения высоконадежной герметичности жидкостного тракта фланец корпуса ЭНА, выполненный, например, из алюминиевого сплава, соединен сваркой через биметаллический переходник с фланцем электродвигателя, выполненным, например, из титанового сплава.

Таким образом, поставленная авторами цель - устранение вышеуказанных существенных недостатков известного технического решения - достигается тем, что СТР КА, включающая жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем, имеющий в своем составе элементы: центробежный электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, и радиаторы, которые сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, выполнена таким образом, что:

- в жидкостном контуре установлен двухступенчатый электронасосный агрегат, прокачивающий через себя теплоноситель ЛЗ-ТК-2 в результате обеспечения вращения двух рядом последовательно расположенных рабочих колес с номинальной частотой вращения 6000 об/мин, причем на выходе из электронасосного агрегата установлена дроссельная шайба с гидравлическим сопротивлением при минимально требуемом расходе теплоносителя в жидкостном контуре, определяемым согласно соотношению:

где ΔРдр.ш - гидравлическое сопротивление дроссельной шайбы на выходе из ЭНА, кгс/см2;

ΔРСТР.макс - гидравлическое сопротивление жидкостного тракта СТР с максимальной холодопроизводительностью QCTР.макс (Вт), равное напору ЭНА без установленной на выходе дроссельной шайбы, кгс/см2;

QСТР.треб - холодопроизводительность для конкретного КА, Вт;

К=0,95-1 - расчетный коэффициент на основе опытных данных;

- электронасосный агрегат выполнен работоспособным при повышенном (более 27 В) напряжении питания, например 100 В, предусмотренном на борту космического аппарата;

- фланец корпуса электронасосного агрегата, выполненный, например, из алюминиевого сплава, соединен сваркой через биметаллический переходник с фланцем электродвигателя, выполненным, например, из титанового сплава, 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.

Принципиальная схема предложенной СТР КА изображена на фиг. 1, которая включает в себя жидкостный контур 1 с циркулирующим теплоносителем ЛЗ-ТК-2, имеющий в своем составе элементы: центробежный двухступенчатый электронасосный агрегат 7 с номинальной частотой вращения рядом последовательно расположенных двух рабочих колес, равной 6000 об/мин, дроссельную шайбу 7.1, определенную согласно (1), гидроаккумулятор 6, коллекторы панелей 2, 4, на которых установлены приборы, и радиаторы 3, 5, которые между собой сообщены участками соединительных трубопроводов 8.

Согласно предложенному техническому решению конкретную СТР КА с требуемой известной холодопроизводительностью создают следующим образом:

В результате проектирования КА определяют требуемую холодопроизводительность СТР, например, 10000 Вт; затем в результате компоновки КА устанавливают требуемую суммарную длину жидкостного тракта и численным методом определяют суммарное значение гидравлического сопротивления всего замкнутого жидкостного тракта, например, при расходе теплоносителя 90 см3/с (расход теплоносителя для разрабатываемых СТР КА с различной холодопроизводительностью должен быть в диапазоне 90-150 см3/с).

Указанную величину гидравлического сопротивления жидкостного тракта принимают, что напор ЭНА должен быть равен ей при расходе 90 см3/с. После этого изготавливают двухступенчатый ЭНА (сваркой стыков), обеспечивающий при частоте вращения рабочих колес, равный 6000 об/мин (например, при напряжении питания 100 В), расход теплоносителя, равный 90 см3/с с напором, равным 1,85 кгс/см2 (без установленной дроссельной шайбы на выходе ЭНА), обеспечивающим холодопроизводительность, равную 18000 Вт.

Определяют согласно (1) требуемое гидравлическое сопротивление дроссельной шайбы и устанавливают на выходе из ЭНА, после чего снимают его расходно-напорную характеристику. Далее осуществляют монтаж ЭНА и других элементов СТР на КА, проверяют герметичность жидкостного тракта и заправляют предварительно отвакуумированный жидкостный тракт деаэрированным теплоносителем ЛЗ-ТК-2. Проводят, в частности, наземные электрические и термовакуумные испытания и убеждаются, что СТР обеспечивает требуемые расход теплоносителя в жидкостном тракте, напор ЭНА, холодопроизводительность СТР и заданные рабочие температуры жидкостного тракта, приборов и устройств КА. После этого КА запускают на орбиту и периодически контролируют нормальное функционирование СТР КА и КА в целом.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, в результате изготовления СТР согласно предложенному авторами техническому решению в условиях эксплуатации КА на орбите обеспечивается высокая надежность нормального функционирования в течение требуемого длительного срока эксплуатации любых КА из диапазона холодопроизводительностью от 5000 Вт до 13000-18000 Вт при одновременном обеспечении оптимальных масс их СТР, а также минимально возможного цикла изготовления различных КА с квалифицированной высоконадежной СТР, т.к. в составе СТР при этом применяется практически один и тот же ЭНА (отличие конструкции только в величине гидравлических сопротивлений дроссельных шайб на выходе из ЭНА).

1. Система терморегулирования космического аппарата, включающая жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем, имеющий в своем составе элементы: центробежный электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, и радиаторы, которые сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, отличающаяся тем, что в жидкостном контуре установлен двухступенчатый электронасосный агрегат (ЭНА), прокачивающий через себя теплоноситель ЛЗ-ТК-2 в результате вращения двух последовательно рядом расположенных рабочих колес с номинальной частотой вращения 6000 оборотов в минуту, причем на выходе из ЭНА установлена дроссельная шайба с гидравлическим сопротивлением, определяемым при минимально требуемом расходе теплоносителя в жидкостном контуре согласно соотношению:
,
где ΔР др.ш - гидравлическое сопротивление дроссельной шайбы на выходе из ЭНА, кгс/см2;
ΔР СТР.макс - гидравлическое сопротивление жидкостного тракта системы терморегулирования с максимальной холодопроизводительностью QCTP.макс (Вт), равное напору ЭНА без установленной на его выходе дроссельной шайбы, кгс/см2;
Q СТР.треб - холодопроизводительность для конкретного космического аппарата, Вт;
К = 0,95-1 - расчетный коэффициент на основе опытных данных.

2. Система терморегулирования по п. 1, отличающаяся тем, что ЭНА выполнен работоспособным при повышенном, например, более 27 В, напряжении питания, предусмотренном на борту космического аппарата.

3. Система терморегулирования по п. 1, отличающаяся тем, что фланец корпуса ЭНА, выполненный, например, из алюминиевого сплава, соединен сваркой через биметаллический переходник с фланцем электродвигателя, выполненным, например, из титанового сплава.



 

Похожие патенты:

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).

Изобретение относится к бортовому оборудованию, преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает изготовление коллекторов (К) и соединительных трубопроводов (СТ) из трубы специального профиля (с двумя полками).

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.

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.

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.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться в системах терморегулирования приборных отсеков. Система термостабилизации приборного отсека космического аппарата включает радиатор-излучатель и тепловые трубы. Радиатор-излучатель выполнен в виде цилиндрического экрана с круговыми тепловыми трубами на поверхности, размещенными вдоль образующей экрана. Система, обеспечивающая терморегуляцию тепловыделяющих элементов, включает низкотемпературные тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с этими элементами и снабженные интерфейсом для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата для отвода тепла в космическое пространство. Система контроля и регулировки температуры снабжена электронагревателями, связанными через блок управления с датчиками температуры, расположенными с электронагревателями в теплоизолирующих зазорах. Техническим результатом изобретения является повышение точности и надежности терморегулирования. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в конструкциях холодильников-излучателей космических аппаратов (КА) и энергетических установок. Излучатель устройства сброса низкопотенциальной энергии космического аппарата содержит металлическую трубку с внешним защитным теплопроводящим слоем. Внешний защитный теплопроводящий слой выполнен по крайней мере из двух одинаковых расположенных вокруг трубки продольных трубчатых элементов. Стенки соседних трубчатых элементов соприкасаются и выполнены из углерод-углеродного композиционного материала на основе высокотеплопроводного углеродного волокна. Торцы трубчатых элементов закрыты. Трубчатые элементы заполнены легким заполнителем. Техническим результатом изобретения является повышение теплоотводящей способности и защищенности излучателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к устройствам отвода тепла в термодинамическом цикле космической энергетической установки. Устройство для улавливания диспергированной пелены капельного холодильника-излучателя (КХИ) содержит узел подачи и узел нагнетания рабочего тела. Узел подачи включает ведущий и ведомый шкивы с установленной на них лентой. На возвратном участке ленты установлен электроподогреватель. Узел нагнетания установлен над ведущим шкивом и включает ротор с углублениями, вмещающими подвижные лопатки и толкатели с возвратными пружинами, кулачок, задающий требуемый закон перемещения толкателей, и шторку снятия остатков рабочего тела. Сбор остывших в результате радиационного охлаждения капель осуществляется движущейся лентой узла подачи. На ленте образуется перемещающаяся вместе с ней к узлу нагнетания жидкая пленка. Для снятия пленки с ленты используются подвижные лопатки. Термостатирование остаточного количества рабочего тела при возвратном движении ленты осуществляется электрическим подогревателем. Техническим результатом изобретения является обеспечение транспортировки охлажденного рабочего тела КХИ ко входу в насос замкнутого контура его циркуляции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам теплообмена. Панель холодильника-излучателя содержит теплоизлучающую пластину из композиционного материала и металлические трубки для теплоносителя, размещенные между теплоизлучающей пластиной и накладками из композиционного материала. Каждая накладка соединена с пластиной и содержит участок, форма которого соответствует форме металлической трубки. В теплоизлучающей пластине выполнены цилиндрические канавки, с размещенными в них металлическими трубками для теплоносителя. Накладки и теплоизлучающая пластина выполнены из углерод-углеродного композиционного материала. Теплоизлучающая пластина имеет расположенные между трубками отверстия, содержащие натянутые углеродные волокна с теплопроводностью более 300 Вт/м⋅К. Изобретение может быть использовано в конструкциях спутников и энергетических установок. Техническим результатом изобретения является снижение массы панели холодильника-излучателя при увеличении эффективного сброса тепла. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры. Несущая конструкция отсека выполнена на основе тепловых труб (ТТ). Её верхний торец повторяет контур платформы. Элементы аппаратуры, не требующие охлаждения, установлены на силовой ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции в виде правильного треугольника. Система терморегулирования объединяет две системы: одна обслуживает тепловыделяющие элементы, не требующие, а другая – требующие низкотемпературного охлаждения. Первая имеет цилиндрический радиатор-излучатель и соединенные с ним ТТ. Другая включает низкотемпературные ТТ, стыкуемые с низкотемпературной ТТ для отвода тепла в космическое пространство. Все ТТ имеют возможность теплового контакта с указанными тепловыделяющими элементами. Техническим результатом изобретения является оптимизация компоновки КА, повышение прочности и жесткости конструкции при наземных операциях и выведении, а также повышение термоустойчивости при работе на орбите. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. В жидкостном контуре СТР установлен двухступенчатый электронасосный агрегат с последовательно расположенными рабочими колесами, вращающимися с частотой 6000 обмин. В контуре используется теплоноситель ЛЗ-ТК-2. 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 напряжении питания. Технический результат изобретения состоит в повышении технологичности и надежности длительной эксплуатации любых КА с потребной холодопроизводительностью от 5 до 13-18 кВт. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх