Система термостабилизации приборного отсека космического аппарата

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может использоваться в системах терморегулирования и обеспечения заданного теплового режима тепловыделяющих блоков, помещаемых в летательные аппараты, а более конкретно к системам терморегулирования и охлаждения приборных отсеков, оснащенных электронно-оптической аппаратурой.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение заключается в обеспечения тепловой стабильности конструкции, несущей электронно-оптическую аппаратуру.

Известна система термостабилизации приборного отсека космического аппарата по патенту RU 2388664 (публик. 10.05.2005 г.), которая выполнена на основе тепловых труб, обеспечивающих сброс избыточного тепла в космическое пространство. Она снабжена тремя каскадами тепловых труб, с обеспечением возможности теплового контакта между тепловыми трубами первого и второго каскадов и второго и третьего каскадов. Средство отвода тепла в космическое пространство выполнено в виде трех радиаторов-излучателей, выполненных в виде прямоугольных трехслойных панелей, включающих несущие слои и сотовый заполнитель. Панели радиаторов-излучателей могут быть выполнены из алюминиевых сплавов или из углепластика, в последнем случае сотовый заполнитель может быть выполнен из неметаллических материалов. Тепловые трубы первого и второго каскадов проложены внутри сотового заполнителя платформы, на обеих сторонах которой размещены тепловыделяющие элементы аппаратуры. Тепловые трубы первого каскада на большей части своей длины проложены между боковыми стенками несущей конструкции и торцом платформы с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панели платформы. Например, первый каскад тепловых труб, может быть составлен из трех тепловых труб, концы которых соединены друг с другом с обеспечением теплового контакта между собой вблизи коротких сторон платформы. Второй каскад тепловых труб может быть выполнен из одной тепловой трубы. Тепловая труба второго каскада на большей части своей длины проложена вдоль торцов длинных сторон платформы. Тепловые трубы первого каскада и тепловые трубы второго каскада выполнены с обеспечением теплового контакта между ними. Тепловой контакт между тепловой трубой второго каскада и тепловыми трубами первого каскада может быть выполнен вблизи коротких сторон платформы. Тепловые трубы третьего каскада проложены внутри сотового заполнителя радиаторов-излучателей с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панелей радиаторов-излучателей. Радиаторы-излучатели размещены параллельно боковым стенкам несущей конструкции. Внутренние стороны радиаторов-излучателей присоединены впритык к торцам длинных сторон платформы. Соединение внутренних сторон радиаторов к торцам длинных сторон платформы может быть выполнено с использованием небольших кронштейнов, при этом обеспечивается тепловой контакт между тепловой трубой второго каскада тепловых труб и тепловыми трубами третьего каскада, проложенными внутри сотового заполнителя радиаторов-излучателей.

Данная система не обеспечивает безградиентное поле температур комплекса оптической аппаратуры на орбите, которое должно быть эквивалентно тому, которое было при сборке и юстировке в наземных условиях.

Аналогичными конструкциями предлагаемого изобретения также являются конструкции систем термостабилизации, известные из патентов на изобретения RU: 2252178 (публик. 20.05.2005 г.) и 2329922 (публик. 27.07.2008 г.).

Система термостабилизации по первому из указанных патентов обеспечивает поддержание двухуровневого температурного режима для установленных приборов. Для одних приборов рабочий диапазон температур лежит в интервале 0…40°С, а другие, например, электронно-оптические элементы аппаратуры при длительных сеансах требуют охлаждения до более низкого уровня температур. Данная система содержит приборный контейнер (ПК), помещенный в теплоизолирующий экран, выполненный в виде цилиндрического стакана с вырезом. В приборном контейнере размещены элементы аппаратуры, не требующие интенсивного охлаждения. Один торец ПК соединен с дном стакана с возможностью поворота экрана относительно ПК, а на другом торце ПК установлена целевая аппаратура, в которую входят электронно-оптические элементы, требующие более интенсивного охлаждения. Соосно ПК через тепловую развязку установлен цилиндрический радиатор-охладитель с тепловым экраном. Космический аппарат снабжен термобуфером, заполненным теплоаккумулирующим веществом с температурой плавления на уровне рабочей температуры целевой аппаратуры. Радиатор-охладитель образован несколькими теплоизолированными друг от друга частями в форме секторов. Каждая часть связана с торцом ПК элементом с низкой теплопроводностью и с термобуфером посредством термодиода. Термобуфер связан с целевой аппаратурой тепловой трубой. В зазоре между радиатором-охладителем и его тепловым экраном может быть выполнено лабиринтное уплотнение.

На орбите сброс тепла от стенок контейнера при работе аппарата происходит сквозь вырез в боковой стенке экрана. Охлаждение целевой аппаратуры до более низкого уровня температур по сравнению с температурой приборного отсека осуществляется сбросом тепла с радиатора-охладителя также через вырез в экране. Тепловая развязка между контейнером и радиатором-охладителем препятствует перетеканию тепловой энергии от контейнера к радиатору-охладителю. Тепло от термобуфера по тепловым трубам с односторонней проводимостью сбрасывается теми частями радиатора-охладителя, температура которых ниже температуры термобуфера, т.е. находящимися в тени. Тепло же от тех частей радиатора-охладителя, температура которых выше температуры термобуфера, то есть находящихся под тепловым экраном со стороны Солнца не передается к термобуферу вследствие односторонней проводимости (термодиодности) тепловых труб. Теплопроводность металла трубы вследствие ее значительной длины и малого поперечного сечениия практически не имеет никакого значения. Часть радиатора-охладителя, находящаяся частично под тепловым экраном со стороны Солнца, а частично в тени при повороте приборного контейнера вместе с радиатором-охладителем вокруг оси приборного контейнера, начинает сбрасывать тепло в космическое пространство, когда ее температура опускается ниже температуры термобуфера, а при повышении температуры выше температуры термобуфера происходит "запирание" термодиода, и передача тепла к термобуферу не происходит. Термобуфер, выполненный в виде емкости с размещенным в ней веществом, изменяющим свое агрегатное состояние на уровне рабочей температуры целевой аппаратуры, например этилацетатом, аккумулирует "холод" за время, когда аппаратура не включена, и обеспечивает более стабильную температуру при включенной аппаратуре. Температура термобуфера при этом поддерживается на уровне фазового перехода "плавление-кристаллизация" вещества, находящегося внутри него. Тепловая труба, соединяющая термобуфер с целевой аппаратурой, обеспечивает незначительный перепад температур (2-3°С) между термобуфером и аппаратурой.

Наличие буфера уменьшает площадь излучателя, габарит, вес и стоимость, однако возможность применения такой конструкции ограничено тем, что она может быть применена только на аппаратах небольших габаритов, при больших габаритах ее применение нецелесообразно.

Система термостабилизации по второму из вышеуказанных патентов наиболее близка к заявляемой и позволяет отводить тепло, как и в предлагаемом изобретении, непосредственно от каждого из тепловыделяющих элементов аппаратуры. Система выполнена с отводом тепла в космическое пространство и включает радиатор-излучатель, тепловые трубы, отводящие тепло, выделяемое тепловыделяющими элементами аппаратуры, к радиатору-излучателю, и систему контроля и регулировки температуры с датчиками температуры, связанными с блоком управления. Силовая конструкция приборного отсека образована объединением двух П-образных сотопанельных блоков, при этом в среднюю приборную сотопанель, на которой размещены тепловыделяющие элементы аппаратуры, встроены аксиальные Г-образные регулируемые тепловые трубы, испарители которых продольно и попарно соединены друг с другом, а конденсаторы помещены в боковые сотопанели, которые служат радиаторами-излучателями. Для дополнительного отвода тепла в конструкцию встроены тепловые трубы, испарители которых соединены с испарителями аксиальных Г-образных труб, а конденсаторы встроены в дополнительные раскрываемые радиаторы-излучатели. Испарители и конденсаторы введенных тепловых труб сообщены друг с другом гибкими сильфонными участками. Дополнительные радиаторы-излучатели электроприводами раскрываются, в зависимости от количества сбрасываемого тепла, в различные угловые положения, определяемые блоком управления с температурными датчиками.

Отвод избыточного тепла, выделяемого каждым элементом аппаратуры, установленным на теплопроводной сотопанели, осуществляется путем передачи через алюминиевую обшивку (выполненную толщиной 0,3-0,5 мм) средней приборной сотопанели к испарителям аксиальных Г-образных и дополнительно введенных труб, и в процессе их работы избыточное тепло передается к их конденсаторам, расположенным в соответствующих радиаторах-излучателях, а далее избыточное тепло через обшивки радиаторов-излучателей излучается в открытый космос. В зависимости от диаграммы тепловыделения элементов аппаратуры в процессе эксплуатации возможно применение электроприводов, управляемых с помощью блока управления по температурным датчикам, установленным на средних сотопанелях или на дополнительных раскрываемых радиаторах-излучателях, что дает возможность управлять их положением. Рабочие тела, которыми заправлены тепловые трубы, - аммиак (теплоноситель), азот (регулирующее тело). Дозы их заправки осуществляются с учетом конструктивных размеров тепловых труб, заданных температурных условий их работы при эксплуатации и требований по обеспечиваемым температурам испарителей. Работа их осуществляется следующим образом. В режиме максимальных тепловых нагрузок на испаритель давление насыщеных паров аммиака повышается, и т.к. движение пара осуществляется от испарителя к конденсатору, азот (неконденсирующийся газ) вытесняется парообразным аммиаком в конец конденсатора или в специально выполненную для азота емкость, при этом конденсация пара происходит во всем объеме конденсатора и труба работает с максимальной теплопередачей. В режиме минимальных тепловых нагрузок на испаритель давление насыщенных паров аммиака понижается, при этом неконденсирующийся газ расширяется и вытесняет пары аммиака из конденсатора, тем самым исключает возможность конденсации паров аммиака в конденсаторе. При этом прекращается теплопередача тепла от испарителя к конденсатору за счет испарительно-конденсационного эффекта, и таким образом осуществляется тепловая развязка между средней сотопанелью радиаторами-излучателями.

Т.к. испарители соответствующих Г-образных и дополнительно введенных труб П-образных сотопанельных блоков непосредственно попарно соединены друг с другом в продольном направлении, и с каждой пары тепло отводится через их конденсаторы на противоположно расположенные радиаторы-излучатели, то это повышает эффективность выравнивания температурных полей как указанных радиаторов-излучателей, так и теплопроводных сотопанелей и тепловыделяемых элементов аппаратуры, расположенных на них, тем самым обеспечивает повышение надежности работы последних. Однако применение данной конструкции неоправданно для дальнейшего повышения точности и надежности, т.к. силовые элементы конструкции (сотопанели) участвуют в передаче тепловой энергии, а значит, на них имеет место градиент температур, приводящий к температурным поводкам. Кроме того, наличие подвижных элементов (радиаторов-излучателей, сильфонов) уменьшает надежность конструкции.

Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение точности и надежности терморегулирования.

Указанный технический результат достигается за счет того, что система термостабилизации приборного отсека космического аппарата, выполненная с отводом тепла в космическое пространство и включающая радиатор-излучатель, тепловые трубы, отводящие тепло, выделяемое тепловыделяющими элементами аппаратуры, к радиатору-излучателю, и систему контроля и регулировки температуры с датчиками температуры, связанными с блоком управления, отличается от ближайшего аналога тем, что:

- выполнена в виде объединенных двух систем, одна из которых обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, а другая обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения;

- система, обеспечивающая терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, включает радиатор-излучатель, выполненный в виде цилиндрического экрана, покрытого с внутренней стороны экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), с размещенными на его поверхности круговыми тепловыми трубами, и тепловые трубы, которые размещены вдоль образующей экрана, в количестве, соответствующем количеству элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, с возможностью непосредственного теплового контакта с ними;

- другая система, обеспечивающая терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, включает низкотемпературные тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с этими элементами, и снабженные интерфейсом для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата;

- причем все тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами, отделены от силовой конструкции приборного отсека теплоизолирующим зазором;

- система контроля и регулировки температуры дополнительно снабжена электронагревателями, связанными через блок управления с датчиками температуры, которые вместе с электронагревателями расположены в теплоизолирующих зазорах.

Выполнение системы термостабилизации приборного отсека космического аппарата в виде объединенных двух систем - системы с отводом тепла в космическое пространство, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, и системы, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, позволяет обеспечить термостабильность конструкции при обеспечении различных температурных условий работы приборов при работе космического аппарата на орбите в условиях тепловых воздействий со стороны тепловыделяющих элементов во время длительных сеансов наблюдений.

Выполнение радиатора-излучателя в виде цилиндрического экрана, покрытого с внутренней стороны экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), позволяет обеспечить температурную стабилизацию элементов конструкции, расположенных внутри экрана.

Размещение на поверхности экрана круговых тепловых труб, позволяет увеличить площадь излучающей поверхности экрана.

Размещение тепловых труб, отводящих тепло от тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, на экран-излучатель, вдоль образующей экрана, в количестве, соответствующем количеству этих элементов, с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами, позволяет осуществлять с них теплосъем без промежуточных конструктивных элементов приборного отсека.

Выполнение другой системы, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, включающей низкотемпературные тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с этими элементами, и снабженные интерфейсом для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата, позволяет осуществлять с них теплосъем без промежуточных конструктивных элементов приборного отсека.

Отделение теплоизолирующим зазором от силовой конструкции приборного отсека тепловых труб, отводящих тепло от тепловыделяющих элементов аппаратуры, позволяет осуществить отвод тепла от тепловыделяющих элементов конструкции не по силовому каркасу, а непосредственно на теплоизолированный экран-излучатель, что обеспечивает поддержание одинаковой температуры всех элементов силового каркаса и сводит к минимуму его температурные деформации.

Снабжение системы контроля и регулировки температуры электронагревателями, связанными через блок управления с датчиками температуры, которые вместе с электронагревателями располагают в теплоизолирующих зазорах, позволяет поддерживать одинаковую температуру всех элементов силового каркаса.

На фиг. 1, 2 изображен общий вид заявляемого устройства, где: 1 - тепловые трубы, отводящие тепло от тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения; 2 - низкотемпературные тепловые трубы, отводящие тепло от тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения; 3 - экран, 4 - кольцевые тепловые трубы экрана-излучателя; 5 - датчики температуры и нагреватели системы контроля и регулировки температуры; 6 - платформа силового каркаса; 7 - боковые элементы силового каркаса.

Примером конкретного выполнения предлагаемого изобретения может служить система обеспечения требуемого температурного режима (СОТР) оптико-механического блока (ОМБ) космического телескопа, которая выполнена на основе тепловых труб, нагревателей, датчиков температуры и экрана-излучателя, объединенных в единую систему. СОТР объединяет две подсистемы - систему с отводом тепла в космическое пространство, обеспечивающую терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, и систему, обеспечивающую терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения. Основным элементом конструкции СОТР ОМБ является экран-излучатель, выполненный в виде тонкостенного цилиндра из алюминиевого сплава с тремя кольцевыми тепловыми трубами, расположенными на наружной поверхности цилиндра. Он крепится к силовому каркасу через теплоизолирующие элементы и силовые развязки. Силовой каркас также выполнен из тепловых труб. На каждой из девяти боковых тепловых титановых труб каркаса расположены один датчик температуры и один нагреватель для обеспечения возможности контроля и регулировки температуры этих труб, как элементов, наиболее сильно влияющих на взаимное расположение оптических элементов. Аксиальные тепловые трубы в количестве 5 шт соединяют внутреннюю цилиндрическую поверхность экрана с тепловыделяющими электронными компонентами аппаратуры, не требующими низкотемпературного охлаждения, обеспечивая температурную стабильность силового каркаса. Две артериальные низкотемпературные тепловые трубы поддерживают необходимый температурный режим аппаратуры, требующей низкотемпературного охлаждения, до минус 100°С, и имеют интерфейс для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата. Конструкция тепловых труб и принцип их работы могут быть такими же, как, например, в ближайшем аналоге (патент RU 2388664). Все тепловыделяющие элементы ОМБ расположены на платформе силового каркаса, к которому крепятся кронштейнами, формируя теплоизолирующий зазор между ними и платформой. Тепловыделяющими элементами являются: три датчика гида с тепловыделением 10 Вт каждый, размещенные на фокальной поверхности платформы; МКП приемник ВУФЭС с тепловыделением 10 Вт; контроллер ПЗС приемников УФЭС и СДЩ с тепловыделением 15 Вт, размещенные на тыльной стороне платформы. Внутренняя поверхность экрана и тепловые трубы, закрыты ЭВТИ. На кронштейнах МКП приемника ВУФЭС, контроллера ПЗС приемников УФЭС и СДЩ и датчиков гида установлены по одному датчику температуры и нагревателю для поддержания температуры на одинаковом заданном уровне. На опорной стороне ПЗС приемников и на трех опорных кронштейнах низкотемпературной тепловой трубы установлены по одному датчику температуры и нагревателю для обеспечения температуры на местах крепления на одном уровне с температурой других элементов.

Работа заявляемого устройства осуществляется следующим образом.

Основным принципом является отвод тепла от тепловыделяющих элементов конструкции не по силовому каркасу, включающему платформу 6 и боковые элементы 7, а посредством тепловых труб 1, непосредственно на экран-излучатель 3, для поддержания одинаковой температуры всех элементов каркаса и низкотемпературных тепловых труб 2, соединенных с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата. От тепловыделяющих элементов, которыми являются: три датчика гида с тепловыделением 10 Вт каждый, размещенные на наружной (фокальной) поверхности платформы; МКП приемник ВУФЭС с тепловыделением 10 Вт; контроллер ПЗС приемников УФЭС и СДЩ с тепловыделением 15 Вт, размещенные на внутренней стороне платформы пятью тепловыми трубами отводится 55 Вт тепла при температуре 20°С на цилиндрический экран-излучатель 3. От двух ПЗС приемников УФЭС и СДЩ, с суммарным тепловыделением 10 Вт, тепло отводится двумя низкотемпературными тепловыми трубами 2 при температуре минус 100°С на низкотемпературную тепловую трубу космического аппарата. При оценке теплового режима ОМБ необходимо брать в расчет то обстоятельство, что при отводе тепла от элементов с разным тепловыделением необходимо обеспечить одинаковый температурный напор (разность температур) между этим элементом и экраном-излучателем 3, иначе у них будет различная температура. Это можно осуществить обеспечив соответствующие термические сопротивления теплоотводов. Тепловые трубы 1 и 2 отводят немного больше тепла, чем выделяют тепловыделяющие элементы, расположенные на платформе 6, поэтому включая или выключая электронагреватели можно повышать или понижать температуру, поддерживая ее на требуемом уровне. По конструкторской документации был изготовлен наземный макет и успешно испытан.

Таким образом, заявляемая система термостабилизации позволяет свести к минимуму температурные деформации силового каркаса и обеспечить необходимую стабильность положения оптических элементов.

Система термостабилизации приборного отсека космического аппарата, выполненная с отводом тепла в космическое пространство и включающая радиатор-излучатель, тепловые трубы, отводящие тепло, выделяемое тепловыделяющими элементами аппаратуры, к радиатору-излучателю, и систему контроля и регулировки температуры с датчиками температуры, связанными с блоком управления, отличающаяся тем, что выполнена в виде объединенных двух систем, одна из которых обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, включает радиатор-излучатель, выполненный в виде цилиндрического экрана, покрытого с внутренней стороны экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), с размещенными на его поверхности круговыми тепловыми трубами, и тепловые трубы, которые размещены вдоль образующей экрана, в количестве, соответствующем количеству элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, с возможностью непосредственного теплового контакта с ними, другая система обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, 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, причем все тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами, отделены от силовой конструкции приборного отсека теплоизолирующими зазорами, а система контроля и регулировки температуры дополнительно снабжена электронагревателями, связанными через блок управления с датчиками температуры, которые вместе с электронагревателями расположены в теплоизолирующих зазорах.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Изобретение касается обеспечения теплового режима бортового научного и служебного оборудования космических аппаратов: искусственных спутников, межпланетных станций и др.

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 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 относится к устройствам отвода низкопотенциального тепла от систем космических аппаратов. Капельный холодильник-излучатель содержит теплоноситель с системой его хранения и подачи, генератор капель, перекачивающие насосы, трубопроводы, нагреватели элементов и коллектор капель. Коллектор капель выполнен в виде двух расположенных напротив друг друга с зазором кольцевых транспортерных лент, огибающих верхние и нижние направляющие ролики, и снабжен устройством для приведения транспортерных лент в движение по направлению к перекачивающим насосам. Капельный холодильник-излучатель может содержать сальники, установленные под нижними роликами коллектора капель. Транспортерные ленты могут быть расположены симметрично напротив друг друга и формировать Y-образный профиль с углом раскрытия меньше 90 градусов. Техническим результатом изобретения является повышение надежности устройства отвода тепла. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к устройствам отвода низкопотенциального тепла от систем космических аппаратов. Капельный холодильник-излучатель содержит теплоноситель с системой его хранения и подачи, генератор капель, перекачивающие насосы, трубопроводы, нагреватели элементов и коллектор капель, выполненный в виде каплеприемника. К горловине каплеприемника герметично присоединена по меньшей мере одна смачиваемая теплоносителем капиллярная эластичная трубка, второй конец которой соединен с перекачивающим насосом и снабжен вытеснительным механизмом. Коллектор капель снабжен жестким треком с прижатой к нему капиллярной эластичной трубкой. Техническим результатом изобретения является повышение надежности устройства отвода тепла. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способу диагностики и прогнозирования срока нормального функционирования КА. В способе для КА, содержащего емкость с рабочим газом, определяют эффективную площадь выходного сечения внезапно образовавшейся течи в результате внезапного механического ударного воздействия на гермоконтейнер метеорной или техногенной частицы; момент времени образования вышеназванной течи; момент времени, когда давление газа в гермоконтейнере уменьшится до минимального допустимого значения, обеспечивающего работоспособность КА. Техническим результатом изобретения является обеспечение достоверного определения величины площади выходного сечения внезапно образовавшейся течи, диагностики и прогнозирования достоверного срока нормального функционирования КА и принятия своевременного решения о переводе КА со стационарной (рабочей) орбиты на орбиту захоронения. 2 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.

Наверх