Способ компоновки космического аппарата

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с негерметичными приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей (СП) с применением тепловых труб (ТТ). В способе компоновки КА модули полезной нагрузки (ПН) и космической платформы выполняют в виде не сопряженных теплообменом прямоугольных параллелепипедов, боковые грани которых образованы вертикальными СП с продольно расположенными по высоте встроенными ТТ. Коллекторные ТТ устанавливают горизонтально на внутренней стороне боковых СП, перпендикулярно к встроенным ТТ. Наиболее теплонапряженные приборы в модуле ПН размещают на внешней поверхности торцевой панели. На каждой половине внутренней поверхности торцевой панели устанавливают связующие Г-образные нерегулируемые ТТ. На зоны конденсации связующих Г-образных ТТ устанавливают электронагреватели. На части внешних поверхностей СП модулей ПН и космической платформы устанавливают теплоизоляцию с вырезами в зонах размещения внешних агрегатов, на другой части наносят терморегулирующее покрытие. Техническим результатом изобретения является оптимизация компоновки КА с уменьшенными массогабаритными характеристиками. 3 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с негерметичными приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей с применением тепловых труб (ТТ).

При разработке КА одним из главных требований является обеспечение размещения аппаратуры с достижением минимально возможной массы и габаритов конструкции с одновременным обеспечением высокой надежности поддержания комфортных условий работы приборов при эксплуатации. Поэтому система терморегулирования (СТР) КА, предназначенная для этих целей, должна иметь минимально возможную массу, высокую надежность в течение всего срока эксплуатации на орбите. При этом компоновка КА должна быть такой, чтобы при наземных электрических термовакуумных испытаниях (ЭТВИ) обеспечивалась комплексная проверка функционирования не только системы терморегулирования, но и всей аппаратуры КА.

Известен способ компоновки КА (RU, патент №2518771, кл. B64G 1/00, B64G 1/10), согласно которому продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости. Связующие тепловые трубы, устанавливают вертикально с внутренней стороны продольных силовых сотовых панелей на участке центральной внутренней полости, а коллекторные тепловые трубы прокладывают в центральной внутренней полости с креплением их перпендикулярно к полкам связующих тепловых труб и к поперечным сотовым панелям. Тепловыделяющие приборы размещают на внешних поверхностях продольных силовых сотовых панелей и внутренних поверхностях П-образных полостей, а нетепловыделяющие агрегаты размещают в центральной внутренней полости. Испарители регулируемых радиационных теплообменников устанавливают в краевой области продольных силовых сотовых панелей, а конденсаторы закрепляют на их торцах.

Известный способ компоновки КА позволяет обеспечить эффективное терморегулирование посадочных мест приборов, но при этом СТР и конструкция изделия довольно сложны в изготовлении и при сборке, обладают повышенной массой и не позволяют осуществить наземные ЭТВИ в требуемом объеме.

Известен также способ компоновки КА (RU, патент №2353553, кл. B64G 1/00, B64G 1/10), согласно которому КА выполняют из двух модулей: полезной нагрузки и служебных систем. Приборы устанавливают на внутренних обшивках их радиаторов - сотовых панелей. В эти панели напротив области размещения приборов встроены испарительные зоны горизонтально расположенных прямых и Г-образных нерегулируемых тепловых труб. В этой области данные зоны присоединены своими полками к внутренней обшивке панелей. Зоны конденсации указанных труб размещают в областях панелей, свободных от приборов. Радиаторы размещают в плоскостях, перпендикулярных к осям, соответствующим северной и южной сторонам аппарата. При этом противоположно расположенные панели радиаторов размещают на заранее определенном минимально возможном, из условий установки приборов, расстоянии друг от друга. Более теплонапряженные приборы размещают в нижней области панелей, в которых применены Г-образные нерегулируемые тепловые трубы. Полки зон конденсации данных тепловых труб выполняют обращенными к наружным обшивкам и присоединяют к ним. Указанные зоны размещают в окраинных областях панелей, свободных от приборов.

Вышеуказанный известный способ компоновки КА обладает следующими недостатками:

- конфигурация конструкции КА ограничивает площадь радиаторов, необходимую для сброса тепловыделения приборов, т.к. используются только две боковых поверхности из четырех каждого модуля;

- применение тепловых труб только в сотопанелях (в качестве встроенных элементов) обеспечивает равномерность температурного поля в пределах данной сотопанели, однако, отсутствие тепловой связи между панелями может привести к значительному градиенту температур, что может негативно повлиять на конструкцию КА и его надежность.

В основу предлагаемого технического решения поставлена техническая задача оптимизации компоновки и тепловой схемы КА.

Технический результат заключается в создании КА с компоновкой и эффективной системой обеспечения тепловых режимов аппаратуры с уменьшенными массогабаритными характеристиками и упрощенной конструкцией, позволяющей осуществить наземные электрические термовакуумные испытания.

Технический результат достигнут тем, что модули полезной нагрузки и космической платформы выполняют в виде не сопряженных теплообменом прямоугольных параллелепипедов, боковые грани которых образованы вертикальными сотовыми панелями с продольно расположенными по высоте встроенными тепловыми трубами, при этом коллекторные тепловые трубы, выравнивающие тепловой поток по боковым сотовым панелям каждого модуля, устанавливают горизонтально на внутренней стороне боковых панелей, перпендикулярно к встроенным тепловым трубам, более теплонапряженные приборы в модуле полезной нагрузки размещают на внешней поверхности торцевой панели, а на каждой половине внутренней поверхности торцевой панели устанавливают связующие Г-образные нерегулируемые тепловые трубы зонами испарения перпендикулярно встроенным тепловым трубам соответствующей половины этой панели, при этом участок зоны конденсации каждой связующей Г-образной тепловой трубы сопрягают с соответствующей вертикальной встроенной тепловой трубой ближней боковой сотовой панели модуля полезной нагрузки, а на зоны конденсации связующих Г-образных тепловых труб устанавливают электронагреватели, при этом на части внешних поверхностей сотовых панелей модулей полезной нагрузки и космической платформы устанавливают теплоизоляцию с вырезами в зонах размещения внешних агрегатов, а на другой части наносят терморегулирующее покрытие.

Компоновка космического аппарата по предложенному способу поясняется чертежами (см. фиг. 1-3). На фиг. 1 представлена компоновка КА, на фиг. 2 - компоновка модуля космической платформы, а на фиг. 3 - компоновка модуля полезной нагрузки. На фиг. 2 и фиг. 3 не показана экранно-вакуумная теплоизоляция.

Компоновку космического аппарата выполняют следующим образом:

- предусматривают изготовление:

вертикальных сотовых панелей (СП) 1 модуля космической платформы (КП) со встроенными вертикальными тепловыми трубами (ТТ) 2;

коллекторных тепловых труб (КТТ) 3 и электронагревателей (ЭН) 4 модуля КП;

тепловыделяющих приборов 5 модуля КП;

вертикальных СП 6 модуля полезной нагрузки (ПН) со встроенными вертикальными ТТ 7, КТТ 8 модуля ПН;

тепловыделяющих приборов 9 модуля ПН;

торцевой панели 10 модуля ПН со встроенными горизонтальными ТТ 11,

приборов 12 со повышенным тепловыделением модуля ПН;

связующих Г-образных нерегулируемых ТТ 13;

ЭН 14 модуля ПН;

экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) 15;

панелей солнечной батареи 16;

- осуществляют сборку и монтаж модулей КП и ПН космического аппарата:

вертикальные СП 1 модуля КП и вертикальные СП 5 модуля ПН компонуют в виде не сопряженных теплообменом прямоугольных параллелепипедов;

коллекторные тепловые трубы 3 с закрепленными на их поверхности электронагревателями 4 устанавливают горизонтально с внутренней стороны вертикальных СП 1 (перпендикулярно встроенным ТТ 2) модуля КП;

тепловыделяющие приборы 5 размещают на внутренних поверхностях СП 1, причем более теплонапряженные приборы размещают в нижней области этих панелей

коллекторные тепловые трубы 8 устанавливают горизонтально с внутренней стороны вертикальных СП 6 (перпендикулярно встроенным ТТ 7) модуля ПН;

тепловыделяющие приборы 9 размещают на внутренних поверхностях СП 6, а приборы 12 со повышенным тепловыделением устанавливают на внешней поверхности торцевой панели 10 модуля ПН;

на каждой половине внутренней поверхности торцевой панели 10 устанавливают связующие Г-образные нерегулируемые тепловые трубы 13 зонами испарения перпендикулярно встроенным тепловым трубам 11 соответствующей половины этой панели;

участок зоны конденсации каждой связующей Г-образной тепловой трубы 13 сопрягают с соответствующей вертикальной встроенной тепловой трубой 7 ближней боковой сотовой панели модуля полезной нагрузки;

на зоны конденсации связующих Г-образных тепловых труб 13 устанавливают электронагреватели 14 модуля ПН;

на часть площадей внешних поверхностей СП 1 модуля КП и СП 6 модуля ПН устанавливают теплоизоляцию (экранно-вакуумную) 15 с вырезами в зонах размещения внешних агрегатов, а на другой части этих сотовых панелей, выполняющих функции радиаторов, наносят терморегулирующее покрытие 17 типа солнечный отражатель.

Работа скомпонованного по предложенному способу космического аппарата происходит следующим образом.

После вывода КА на заданную орбиту осуществляют включение приборов 5 модуля КП, приборов 9 модуля ПН и приборов 12 со значительным тепловыделением, расположенных на торцевой панели 10.

Встроенные тепловые трубы 2 СП 1 и встроенные тепловые трубы 7 СП 6 передают тепловую мощность вдоль соответствующих сотопанелей и выравнивают температуры в пределах каждой сотопанели по ее длине.

При этом коллекторные тепловые трубы 3 модуля КП не только выравнивают тепловую мощность между встроенных тепловых труб 2 каждой сотопанели 1, но и перераспределяют тепловой поток между сотопанелями 1.

Аналогичным образом функционируют тепловые трубы 8 модуля ПН.

Работа приборов 12, расположенных на торцевой панели 10, сопровождается значительным тепловыделением, для сброса которого в приемлемом температурном диапазоне (например от 0 до 30°С) отсутствует необходимая площадь радиаторной поверхности. Поэтому связующие Г-образные тепловые трубы 13 передают избыточное тепло на встроенные тепловые трубы двух боковых сотопанелей 6 модуля ПН, которые выравнивают температуры по этим панелям, а коллекторные тепловые трубы 8 выравнивают температуры между сотопанелями 6.

Таким расположением указанных тепловых труб обеспечивается равномерное температурное поле посадочных мест приборов каждого модуля КА.

При значительном снижении тепловыделений приборов 5 модуля КП и приборов 9 и 13 модуля ПН и соответствующем снижении температур сотопанелей 1 и 6 ниже заданного значения автоматически включаются электронагреватели 4 и 14 этих сотопанелей. При этом температура посадочных поверхностей сотопанелей повышается, обеспечивая комфортную температуру установленных на них приборов. При достижении определенной максимальной температуры каждой сотопанели происходит отключение соответствующего электронагревателя.

Экранно-вакуумная теплоизоляция 15 с вырезами в зонах размещения внешних агрегатов, закрывающая вертикальные сотопанели 1 и 6 в значительной степени ограничивает нерегулируемый теплообмен каждого из модулей КА.

Предложенный способ компоновки КА позволяет провести наземные электрические термовакуумные испытания, при которых осуществляется проверка функционирования не только системы обеспечения теплового режима, но и полностью собранного изделия с включением приборов. Это достигнуто благодаря расположению более теплонапряженных приборов из тепловыделяющих приборов 5 в нижней области сотопанелей 1 модуля КП и размещением приборов 12 с повышенным тепловыделением на внешней поверхности торцевой панели 10 модуля ПН.

Новый способ компоновки КА позволяет оптимизировать компоновку, тепловую схему КА, создать эффективную систему обеспечения тепловых режимов аппаратуры с уменьшенными массогабаритными характеристиками и упрощенной конструкцией, а также позволяет провести наземные электрические термовакуумные испытания КА.

Способ компоновки космического аппарата, включающий выполнение аппарата из двух модулей: полезной нагрузки и космической платформы, установку приборов на внутренних обшивках их радиаторов - сотовых панелей, в которые напротив области размещения приборов встроены нерегулируемые тепловые трубы, отличающийся тем, что модули полезной нагрузки и космической платформы выполняют в виде не сопряженных теплообменом прямоугольных параллелепипедов, боковые грани которых образованы вертикальными сотовыми панелями с продольно расположенными по высоте встроенными тепловыми трубами, при этом коллекторные тепловые трубы, выравнивающие тепловой поток по боковым сотовым панелям каждого модуля, устанавливают горизонтально на внутренней стороне боковых панелей, перпендикулярно к встроенным тепловым трубам, более теплонапряженные приборы в модуле полезной нагрузки размещают на внешней поверхности торцевой панели, а на каждой половине внутренней поверхности торцевой панели устанавливают связующие Г-образные нерегулируемые тепловые трубы зонами испарения перпендикулярно встроенным тепловым трубам соответствующей половины этой панели, при этом участок зоны конденсации каждой связующей Г-образной тепловой трубы сопрягают с соответствующей вертикальной встроенной тепловой трубой ближней боковой сотовой панели модуля полезной нагрузки, а на зоны конденсации связующих Г-образных тепловых труб устанавливают электронагреватели, при этом на части внешних поверхностей сотовых панелей модулей полезной нагрузки и космической платформы устанавливают теплоизоляцию с вырезами в зонах размещения внешних агрегатов, а на другой части наносят терморегулирующее покрытие.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к гелиоэнергетике космических аппаратов (КА) с солнечным парусом (СП). Развертываемый СП выполнен из одной или более полос плоской пленки, на которых размещена пленочная солнечная батарея (СБ).
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при разработке реактивных двигательных установок (ДУ), предназначенных для маневрирования пилотируемых космических аппаратов (КА).
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при разработке реактивных двигательных установок (ДУ), предназначенных для маневрирования пилотируемых космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов и может быть использовано в кислородно-водородных двигательных установках с электролизным производством этих газов на космическом аппарате (КА).

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов и может быть использовано в кислородно-водородных двигательных установках с электролизным производством этих газов на космическом аппарате (КА).

Изобретение относится к области космической техники. Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического аппарата (КА) включает вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением газа на поверхность эластичной перегородки до полного освобождения бака от топлива.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата.

Изобретение относится к космической технике. Топливный бак двигательной установки (ДУ) космического аппарата (КА) содержит корпус, образованный герметично соединенными между собой полусферами со штуцерами для подсоединения газовых магистралей и фланцами для закрепления топливных магистралей, вытеснитель, размещенный внутри корпуса и имеющий закрепленную внутри корпуса бака эластичную оболочку, каркас которой имеет ребра жесткости.

Группа изобретений относится к устройству крепления и удержания бака (100) общей цилиндрической или конусной формы с главной осью X, например, в летательном аппарате. Устройство крепления и удержания бака содержит пару первых средств (2а, 2b, 2с, 2d) удержания бака вдоль оси Z, перпендикулярной к главной оси X, на каждом из первого (101) и второго (102) концов бака, второе средство (3) удержания бака вдоль оси Y, перпендикулярной к главной оси X и к оси Z, на первом конце (101) бака и третье средство удержания, выполненное с возможностью удержания бака вдоль оси X и оси Y и соединенное со вторым концом (102) бака.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение живучести и надежности функционирования автономной системы электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к гелиоэнергетике космических аппаратов (КА) с солнечным парусом (СП). Развертываемый СП выполнен из одной или более полос плоской пленки, на которых размещена пленочная солнечная батарея (СБ).

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.
Изобретение относится к способам очистки околоземного космического пространства от космического мусора (КМ). В очищаемую область пространства запускают космический аппарат с самораскрывающимися автономными мобильными сетями, снабженными управляемыми маневренными двигателями и средствами (электро)магнитного удержания КМ.

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Группа изобретений относится к внешним развертываемым элементам космического аппарата (КА), например панелям солнечных батарей или антенн, устанавливаемым преимущественно на малогабаритных спутниках.

Изобретение относится к системам разделения космических аппаратов (КА) и м.б. использовано для запуска на орбиту малых КА массой от 1 до 50 кг.

Изобретение относится к проверке полезной нагрузки спутника и заключается в сокращении времени проверки нагрузки. Система проверки полезной нагрузки включает блок для встроенной проверки, выполненный в спутнике, причем блок для встроенной проверки содержит вход блока для встроенной проверки и выход блока для встроенной проверки, и блок полезной нагрузки, выполненный в спутнике, причем блок полезной нагрузки содержит вход блока полезной нагрузки, соединенный с возможностью осуществления связи с выходом блока для встроенной проверки, и выход блока полезной нагрузки, соединенный с возможностью осуществления связи с входом блока для встроенной проверки, при этом блок для встроенной проверки выполнен с возможностью передачи цифрового проверочного сигнала с выхода блока для встроенной проверки на вход блока полезной нагрузки и приема цифрового выходного сигнала на входе блока для встроенной проверки с выхода блока полезной нагрузки.

Изобретение относится к энергетическому оборудованию космических аппаратов (КА). Установка содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания (в виде стержневой рамы) из сложенного состояния в рабочее.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и летательных аппаратов легче воздуха. Аэростатный ракетно-космический комплекс включает транспортирующий модуль и соединенный с ним посредством узла соединения транспортируемый модуль. Транспортирующий модуль содержит оболочки постоянного и переменного объема, оснащенные системой управления плавучестью, запасы гелия и оборудование для его реверсивного перекачивания, двигатели с электроприводами, снабженные системами подзарядки их аккумуляторных батарей, систему управления движением и устройства для перемещения транспортирующего и транспортируемого модулей по земле. Транспортирующий модуль выполнен в виде дирижабля дискообразной тороидальной формы с жесткой разборной на две идентичные части конструкцией. На плоскостях, разделяющих дирижабль на две половины, установлены управляемые стыковочные механизмы. Изобретение направлено на расширение арсенала средств для запуска космических аппаратов. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании автоматических космических аппаратов для эксплуатации на околоземных орбитах с негерметичными приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей с применением тепловых труб. В способе компоновки КА модули полезной нагрузки и космической платформы выполняют в виде не сопряженных теплообменом прямоугольных параллелепипедов, боковые грани которых образованы вертикальными СП с продольно расположенными по высоте встроенными ТТ. Коллекторные ТТ устанавливают горизонтально на внутренней стороне боковых СП, перпендикулярно к встроенным ТТ. Наиболее теплонапряженные приборы в модуле ПН размещают на внешней поверхности торцевой панели. На каждой половине внутренней поверхности торцевой панели устанавливают связующие Г-образные нерегулируемые ТТ. На зоны конденсации связующих Г-образных ТТ устанавливают электронагреватели. На части внешних поверхностей СП модулей ПН и космической платформы устанавливают теплоизоляцию с вырезами в зонах размещения внешних агрегатов, на другой части наносят терморегулирующее покрытие. Техническим результатом изобретения является оптимизация компоновки КА с уменьшенными массогабаритными характеристиками. 3 ил.

Наверх