Система терморегулирования оборудования космического аппарата

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 космической технике и может быть использовано в системах терморегулирования космических аппаратов (КА) для обеспечении теплового режима научного и служебного оборудования, установленного на искусственных спутниках, межпланетных станциях и других космических объектах.

Известны системы терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в которых тепловой режим приборов обеспечивается путем установки данных приборов на термостатируемую панель (ТСП) с интегрированными в ее структуру тепловыми трубами. Отвод излишков тепла, выделяемого приборами, осуществляется с помощью регулируемой контурной тепловой трубы (КТТ), испаритель которой установлен на термостатируемой панели, а конденсатор встроен в радиационный теплообменник (РТО или радиатор-охладитель, далее - радиатор). Тепло, выделяемое приборами, собирается с помощью тепловых труб в зоне установки испарителя КТТ. Циркулирующий внутри КТТ двухфазный теплоноситель передает тепло от испарителя к конденсатору и, соответственно, к радиатору, излучающему тепло в открытое космическое пространство (патент РФ 130299, приоритет от 02.11.2012).

Обладая переменной тепловой проводимостью, регулируемые КТТ позволяют СТР обеспечивать высокую точность поддержания температуры посадочных мест приборов. При этом регулирование температуры КТТ можно осуществлять различными средствами, например, за счет использования (в составе КТТ) трехходового клапана, который позволяет направлять циркулирующий теплоноситель либо через конденсатор, либо в обход него, по байпасной линии, соединяющей вход и выход испарителя (C.C. Birur, М.Т. Pauken, K.S. Novak, Thermal Control of Mars Rovers and Landers Using Mini Loop Heat Pipes. Proceedings of 12 IHPC, Moscow-Kostroma-Moscow, Russia, 2002, pp. 189-194). Также возможно регулирование с помощью нагревателя, осуществляющего тепловое воздействие на компенсационную полость (патент RU 2062970, приоритет 1996), или с помощью термоэлектрического холодильника (ТЭМХ), имеющего тепловой контакт, одновременно с испарителем и с компенсационной полостью КТТ (патент SU 1834470, приоритет от 1995), или посредством иных элементов, вводимых в конструкцию КТТ.

Использование регулируемой КТТ позволяет не только существенно улучшить точность поддержания температуры в СТР, но и сократить до минимума электрическую мощность, необходимую для поддержания заданной температуры панели в холодных режимах (т.е. когда отсутствует необходимость отведения тепла от панели). Однако наличие последовательного элемента в виде КТТ в теплопередающем тракте между ТСП и РТО одновременно снижает надежность системы, так как при выходе КТТ из строя неизбежен перегрев «в горячее режиме» приборов, установленных на платформе. Это представляет собой существенный недостаток, требует резервирования теплопередающих агрегатов (в данном случае КТТ) и, следовательно, повышает массу СТР и КА.

Наиболее близким аналогом к заявленной системе регулирования, выбранным в качестве прототипа, является, разработанная в НПО им. С.А. Лавочкина СТР КА «Электро», который в настоящее время функционирует на орбите ИСЗ (В.В. Альтов, В.М. Гуля, Р.М. Копяткевич и др. Тепловое проектирование и пофрагментная наземная отработка СТР КА негерметичного исполнения на базе сотопанелей с тепловыми трубами. Космонавтика и ракетостроение №3(60), ЦНИИМАШ, Королев, 2010, с. 33-41). Данная система включает несколько выполненных на базе сотопанелей автономных термостатируемых панелей (ТСП), в том числе ТСП полезной нагрузки, ТСП прецизионных приборов и ТСП аккумуляторной батареи. Тепловая мощность, выделяемая аппаратурой, установленной на каждой ТСП, отводится от посадочных мест блоков аппаратуры аксиальными тепловыми трубами к коллекторному теплопроводу и далее контурными тепловыми трубами к рабочей поверхности радиаторов-охладителей, откуда излучается в окружающее пространство. Средства обеспечения теплового режима каждой ТСП фактически представляют собой автономные субсистемы, обеспечивающие свои задачи, прежде всего, поддержание собственного температурного уровня на ТСП.

Как и в описанном выше аналоге, для обеспечения заданной надежности систем типа СТР КА «Электро» необходимо в пределах каждой субсистемы предусмотреть резервирование (дублирование) РТО, что потребует применения дополнительных КТТ дополнительных РТО и соответствующего увеличения массы КА. Резервирование самих РТО потребует, кроме увеличения массы, использования дефицитного пространства вокруг КА, усложняя его компоновку. При этом указанные проблемы умножаются пропорционально количеству субсистем.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение надежности СТР оборудования КА при снижении массы СТР и расширении возможностей компоновки КА в целом.

Указанная задача обеспечивается тем, что в отличие от известной системы терморегулирования оборудования КА, содержащей не менее двух термостатируемых панелей с встроенными тепловыми трубами и не менее двух радиаторов-охладителей, причем каждая из панелей подключена к отдельному радиатору посредством регулируемых контурных тепловых труб, испарители которых установлены на панелях, а конденсаторы встроены в радиаторы, новым является то, что система снабжена резервным радиатором-охладителем, соединенным посредством дополнительных регулируемых контурных тепловых труб с не менее чем двумя термостатируемыми панелями, при этом испарители дополнительных регулируемых контурных тепловых труб установлены на панелях, а конденсаторы дополнительных регулируемых контурных тепловых труб встроены в резервный радиатор, причем в паропроводах дополнительных контурных тепловых труб установлены управляемые изолирующие клапаны, обеспечивающие перекрытие либо открытие паропроводов при подаче управляющих команд.

Кроме того, в конденсатопроводе каждой дополнительной контурной тепловой трубы установлен управляемый изолирующий клапан, вход и выход которого соединены с помощью обводного трубопровода, содержащего предохранительный клапан для сброса давления в конденсаторе, если оно превышает давление в испарителе.

Кроме того, в паропроводах дополнительных регулируемых контурных тепловых труб между испарителем и управляемым изолирующим клапаном установлен трехходовой клапаном с байпасной магистралью.

Кроме того, площадь дополнительного радиатора выбирается равной площади наибольшего из подсоединенных к термостатируемым панелям радиаторов.

Снабжение системы резервным радиатором, соединенным посредством дополнительных регулируемых контурных тепловых труб с не менее чем двумя термостатируемыми панелями, при этом испарители дополнительных регулируемых контурных тепловых труб установлены на панелях, а конденсаторы дополнительных регулируемых контурных тепловых труб встроены в резервный радиатор, причем в паропроводах дополнительных контурных тепловых труб установлены управляемые изолирующие клапаны, обеспечивающие перекрытие либо открытие паропроводов при подаче управляющих команд, позволяет отказаться от тиражирования резервных РТО пропорционально количеству ТСП. Это позволяет обеспечить повышение надежности СТР КА при снижении массы СТР и общей массы КА. Кроме того, существенно расширяются возможности компоновки КА, поскольку уменьшаются зоны затенения поля зрения приборов и освобождается место для навесных наружных элементов.

Дополнительно с помощью указанного резервного РТО обеспечивается возможность «разгрузки» наиболее горячих ТСП, т.к. в каждый момент времени (до наступления нештатной ситуации) резервный РТО может быть подключен к любой из ТСП. Тем самым максимальная температура ТСП, к которой «по умолчанию» подключен резервный РТО, может быть снижена на весь период работы до наступления нештатной ситуации в какой-либо другой из субсистем.

Резервный РТО может быть использован и как штатный, если циклограммы работы ТСП имеют «сдвинутый по времени максимум». За счет этого вместо резервирования (если таковое не нужно или невозможно) может быть уменьшена общая площадь РТО, применяемая в СТР КА. В «горячие моменты» резервный РТО будет подключаться к соответствующим ТСП не как резервный, а как РТО для снятия «пиковых нагрузок».

Установка в конденсатопроводе каждой дополнительной контурной тепловой трубы управляемого изолирующего клапана позволяет обеспечить перекрытие либо открытие паропроводов при подаче управляющих команд, а соединение с помощью обводного трубопровода, содержащего предохранительный клапан, входа и выхода изолирующего клапана, обеспечивает сброс давления в конденсаторе, если оно превышает давление в испарителе, что повышает надежность СТР.

Наличие в паропроводах дополнительных регулируемых контурных тепловых труб трехходового клапана с байпасной магистралью, размещенного между испарителем и управляемым изолирующим клапаном, обеспечивает регулирование температуры КТТ за счет подключения или отключения РТО посредством изменения направления циркуляции теплоносителя: либо через конденсатор, либо в обход него, по байпасной линии, соединяющей вход и выход испарителя.

Выбор площади дополнительного радиатора равной площади наибольшего из подсоединенных к термостатируемым панелям радиаторов гарантирует возможность замены любого штатного радиатора без снижения качества терморегулирования.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

Фиг. 1 - принципиальная схема системы терморегулирования на базе двух ТСП с двумя штатными и одним резервным радиатором;

Фиг. 2 - принципиальная схема системы терморегулирования с отсечными клапанами, установленными в паропроводах КТТ;

Фиг. 3 - принципиальная схема системы терморегулирования с отсечными клапанами, установленными в паропроводах и конденсатопроводах КТТ;

Фиг. 4 - схема установки отсечного и предохранительного клапанов в конденсатопровод дополнительной КТТ, встроенной в резервный РТО;

Фиг. 5 - сечение резервного радиационного теплообменника.

Предлагаемая система терморегулирования КА содержит не менее двух термостатируемых панелей 1, 2 с встроенными тепловыми трубами 3, 4 и не менее двух радиаторов 5, 6. Каждая из панелей 1, 2 подключена к отдельному радиатору 5, 6 посредством регулируемых контурных тепловых труб 7, 8, испарители 9, 10 которых установлены на панелях 1, 2, а конденсаторы 11, 12 встроены в радиаторы 5, 6. Система снабжена резервным радиатором 13, соединенным посредством дополнительных регулируемых контурных тепловых труб 14, 15 с не менее чем двумя термостатируемыми панелями 1, 2, при этом испарители 16, 17 дополнительных регулируемых контурных тепловых труб установлены на панелях 1, 2, а конденсаторы 18, 19 дополнительных регулируемых контурных тепловых труб 14, 15 встроены в резервный радиатор 13 и гидравлически независимы. В паропроводах 20, 21 дополнительных контурных тепловых труб 14, 15 установлены управляемые изолирующие клапаны 22, 23, обеспечивающие перекрытие либо открытие паропроводов 20, 21 при подаче управляющих команд.

В конденсатопроводе 24, 25 каждой дополнительной контурной тепловой трубы установлен управляемый изолирующий клапан 26, 27, вход и выход которого соединены с помощью обводного трубопровода 28, содержащего предохранительный клапан 29 для сброса давления в конденсаторе, если оно превышает давление в испарителе. Кроме того, в паропроводах 20, 21 дополнительных регулируемых контурных тепловых труб 14, 15 между испарителем 16, 17 и управляемым изолирующим клапаном 22, 23 установлен трехходовой клапан 30, 31 с байпасной магистралью 32, 33.

В процессе работы дополнительный резервный РТО 13 подключается в качестве рабочего к одной (любой) из ТСП, например к ТСП 1. Для этого КТТ 15, соединяющая резервный РТО 13 с другой ТСП 2, отключается с помощью соответствующего управляемого изолирующего клапана 23 путем его закрытия. В работающей дополнительной КТТ 14 клапан 22, соответственно, открыт.

Поскольку тепловая связь между ТСП 1 и резервным РТО 13 является регулируемой - избыточная площадь, создаваемая для данной субсистемы с помощью резервного РТО 13, не способна снизить температуру на ТСП 1 ниже заданной, но делает ее ниже для горячих режимов, что обеспечивает более комфортную температуру оборудования и тем самым способствует увеличению ресурса его работы. При отказе КТТ 7, обеспечивающей связь ТСП 1 с принадлежащим ей (по тепловой схеме) РТО 5, дополнительная КТТ 14 автоматически возьмет на себя функции неработоспособного РТО 5. Команда оператора здесь не требуется, так как резервный РТО 13 уже подключен к ТСП 1.

Если откажет КТТ 8, обеспечивающая связь ТСП 2 со своим РТО 6, резервный РТО 13 будет (например, по команде оператора) отключен от ТСП 1 и подключен к ТСП 2. Для этого изолирующий клапан 22 КнТТ 14 должен быть закрыт, а изолирующий клапан 23 КнТТ 15, наоборот, - открыт. Подобное переключение может производиться и автоматически по показаниям температурных датчиков.

Для описанного алгоритма работы совершенно нетрудно определить параметры рабочей поверхности резервного РТО 13, поскольку его хладопроизводительность должна быть не меньшей, чем любого из штатных РТО 5, 6, обслуживающих ТСП, к которым резервный РТО подключен (для перспективного применения в качестве замены).

Если же в перспективной СТР предусматривается применение РТО 13 не в качестве резервного РТО, а в качестве универсального РТО, переключаемого между ТСП с помощью изолирующих клапанов, для поочередного снятия пиковых тепловых нагрузок на разных ТСП, тогда параметры такого РТО следует определять на основе тепловых расчетов, учитывающих специфику применения КА и его оборудования.

В дополнение к имеющимся в паропроводах 20, 21 управляемым изолирующим клапанам 22, 23 между испарителем 16, 17 и управляемым изолирующим клапаном 22, 23 может быть установлен трехходовой клапан 30, 31, выполняющий функции пассивного регулятора температуры, прекращающего циркуляцию через конденсатор и направляя ее в обход по байпасной линии 32, 33, когда хладопроизводительность РТО 13 превышает требуемую. Электрическое управление состоянием клапанов 22, 23 и 26, 27 осуществляется с помощью электронного блока 34.

На Фиг. 3 показана модификация заявляемого технического решения в части оснащения дополнительных КТТ. Поскольку в ряде случаев внешние тепловые воздействия на РТО КА могут привести к циклическим (многократным и нежелательным) перемещениям теплоносителя через свободно открытый конденсатопровод 24, 25 из испарителя 16, 17 в конденсатор 18, 19 и наоборот - дополнительные КТТ 14, 15 могут быть снабжены еще одним изолирующим клапаном 26, 27, который (одновременно, с перекрытием паропровода 20, 21) будет перекрывать конденсатопровод 24. 25. Двойное перекрытие позволит избежать паразитной циркуляции теплоносителя также при наземных испытаниях СТР КА, т.е. когда жидкий сконденсировавшийся теплоноситель способен перемещаться «самотеком» между элементами КТТ, находящимися на разной высоте.

Для того чтобы при нагреве РТО 13, запертый с двух сторон, конденсатор 18, 19 КТТ 14, 15 не разгерметизировался (не разрушился) - один из изолирующих клапанов в каждой КТТ должен быть «неидеально герметичным» либо иметь параллельно установленный предохранительный клапан 29. Разовый частичный сброс теплоносителя из конденсатора в зону, сообщающуюся с испарителем, решит проблему, поскольку в испарителе КТТ предусмотрен необходимый запас внутреннего пространства для размещения жидкого теплоносителя с учетом его расширения. Решение с предохранительным клапаном разъясняет схема, показанная на Фиг. 4.

Частные варианты конструктивных решений, с помощью которых экструдированный профиль конденсатора 18, 19 позволит подключать к одному (резервному) РТО 13 более одного конденсатора, показаны на Фиг. 5. Для этого в одном профиле делается два или более независимых каналов. В примере Фиг. 5 профиль конденсаторов 18, 19 интегрируется в трехслойную сотопанель, имеющую соты 35, закрытые с двух сторон обечайками 36 из листов алюминия.

Поскольку при реализации дублирования КТТ и РТО нельзя предсказать, какой именно контур выйдет из строя, а кроме того, маловероятно, что это произойдет одновременно, придание резервному РТО универсальных возможностей позволит обойтись в качестве резерва одним РТО для всех штатных РТО, в противном случае каждый штатный РТО было бы необходимо обеспечить собственным резервным РТО. В тех случаях, когда размещение требуемого количества РТО с заданными габаритами не представляется возможным в силу особенностей компоновки КА, применение универсального резервного РТО совместно с оптимизацией циклограммы работы оборудования позволит решить техническую задачу по обеспечению теплового режима оборудования КА.

Таким образом, использование предлагаемого изобретения позволяет повысить надежность СТР оборудования КА и расширить функциональные возможности СТР, построенных на базе нескольких ТСП или разрозненных локальных СТР, предназначенных для обеспечения теплового режима отдельно стоящих приборов и оборудования. При этом обеспечивается снижение массы СТР и снятие ряда компоновочных ограничений, усложняющих разработку КА.

1. Система терморегулирования оборудования космического аппарата, содержащая не менее двух термостатируемых панелей с встроенными тепловыми трубами и не менее двух радиаторов - охладителей, причем каждая из панелей подключена к отдельному радиатору посредством регулируемых контурных тепловых труб, испарители которых установлены на панелях, а конденсаторы встроены в радиаторы, отличающаяся тем, что система снабжена резервным радиатором - охладителем, соединенным посредством дополнительных регулируемых контурных тепловых труб с не менее чем двумя термостатируемыми панелями, при этом испарители дополнительных регулируемых контурных тепловых труб установлены на панелях, а конденсаторы дополнительных регулируемых контурных тепловых труб встроены в резервный радиатор, причем в паропроводах дополнительных контурных тепловых труб установлены управляемые изолирующие клапаны, обеспечивающие перекрытие либо открытие паропроводов при подаче управляющих команд.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что в конденсатопроводе каждой дополнительной контурной тепловой трубы установлен управляемый изолирующий клапан, вход и выход которого соединены с помощью обводного трубопровода, содержащего предохранительный клапан для сброса давления в конденсаторе, если оно превышает давление в испарителе.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что в паропроводах дополнительных регулируемых контурных тепловых труб между испарителем и управляемым изолирующим клапаном установлен трехходовой клапан с байпасной магистралью.

4. Система по п.1, отличающаяся тем, что площадь резервного радиатора выбирается равной площади наибольшего из подсоединенных к термостатируемым панелям радиаторов.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, например телекоммуникационных спутников. СТР содержит жидкостный контур теплоносителя с электронасосным агрегатом (ЭНА) и компенсатором объема (КО).

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.

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 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.

Группа изобретений относится к методам и средствам защиты бортового оборудования космических аппаратов (КА), а также экипажей пилотируемых КА (станций). Способ включает в себя металлизацию оборудования так, что агрегаты и аппаратуру (1) служебных систем КА выводят на одну шину (2), а комплекс (5) целевой и/или научной аппаратуры - на другую шину (4). Шины выводят на корпуса двух частей КА, изолированных друг от друга непроводящей фермой и/или перекидным отсеком (3). Концы шин присоединяют к обкладкам конденсатора (6) большой емкости. По достижении на обкладках определенной разности потенциалов, фиксируемой вольтметром (7), бортовая система управления дает команду, через пусковое реле (10), на разряд конденсатора на активное сопротивление (8). Выделяющееся на нем тепло отводят с помощью теплопроводов и/или желобов-воздуховодов (9) на радиатор-излучатель (11) и с него - в окружающее пространство. Технический результат группы изобретений заключается в повышении надежности и живучести бортового оборудования КА, а также - безопасности экипажей пилотируемых КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300). В корпусе модуля (100) размещены блоки служебной аппаратуры, а снаружи - аккумуляторная батарея (2), поворотная солнечная батарея (8), четыре блока (4) двигателей ориентации и стабилизации, три сферических топливных бака (3) и шар-баллон со сжатым газом. Модуль (200) содержит платформу (201) и блок прецизионных приборов: оптико-электронных (204) и астродатчиков – с разных сторон собственной платформы, удалённой от платформы (201). Платформы выполнены в виде сотопанелей с тепловыми трубами. На приборной платформе могут быть установлены радиаторы-охладители (235). Модуль (200) полезной нагрузки снабжен антеннами радиосвязи (231-234) разной степени направленности, а также радиаторами-охладителями (306), закрепленными на стержнях фермы (300). Технический результат состоит в повышении точности работы оптико-электронной аппаратуры, при её компоновке совместно с антенным комплексом и при ограничениях на массу КА. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 40 ил.
Изобретение относится к модификации параметров космической среды, а также предназначено для экспериментальной наземной отработки в искусственной среде. Для прогрева атмосферы Марса локально нагревают марсианскую залежь природных карбонатов путем концентрирования солнечных лучей на ее поверхности. При нагреве природных карбонатов концентрированием солнечных лучей в марсианскую атмосферу выделяется углекислый газ. Солнечные лучи концентрируют с помощью зеркал и оптических приспособлений. Обеспечивается повышение технологической доступности прогрева в марсианских условиях.

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 с встроенными тепловыми трубами и не менее двух радиаторов. Каждая ТСП подключена к одному из радиаторов посредством регулируемых контурных тепловых труб. 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.

Наверх