СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2000 года по МПК B64G1/50 

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) связных спутников.

В настоящее время для обеспечения теплового режима приборов, установленных в составе связных спутников (например, типа "Молния"), широко используются газожидкостные СТР (пример передачи тепла двумя теплоносителями), описание которых приведено на стр. 14 - 16, рис. 2.3 монографии: О.Б. Андрейчук, Н. Н. Малахов. Тепловые испытания космических аппаратов. М. , "Машиностроение", 1982 г. , а также на стр. 6, рис. 1.1 книги: Краев М.В., Лукин В. А., Овсянников Б.В. Малорасходные насосы авиационных и космических систем. М., "Машиностроение", 1985 г.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является газожидкостная СТР, изложенная на стр. 6 (см. вышеупомянутую книгу - авторы: Краев М.В. и др.).

СТР мощного (тепловыделение более 1500 Вт) связного спутника, выводимого на геостационарную орбиту, конструктивно выполненная на основе вышеуказанного известного прототипа, содержит (см. фиг. 2) два замкнутых (циркуляционных) тракта: газовый, включающий в себя гермоконтейнер 16 (отсек для приборов служебных систем), в котором установлены вентилятор 17 и газожидкостный теплообменник 18 (предназначены для передачи избыточного тепла от приборов служебных систем, установленных в гермоконтейнере, жидкому теплоносителю), и жидкостный тракт 1 с теплоносителем, включающий в себя соединенные между собой трубопроводами устройства: компенсаторы объема 2 (предназначены для хранения запаса массы теплоносителя для компенсации утечек теплоносителя из жидкостного тракта и для компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостном тракте в условиях эксплуатации - наземной и орбитального функционирования, и величина этого запаса находится в прямо пропорциональной зависимости от степени герметичности жидкостного тракта, диапазона изменения температуры жидкого теплоносителя в условиях эксплуатации и от величины объема теплоносителя в жидкостном тракте), установленные перед электронасосным агрегатом (ЭНА) 3, имеющие сообщающиеся между собой газовые полости 2.1 с заправочным клапаном 2.2 и жидкостные полости 2.3 с присоединенным к ним концевым вентилем 2.4 (предназначен для слива необходимой дозы теплоносителя из жидкостных полостей в конце заправки, после чего его закрывают заглушкой 2.5), разделенные сильфонами; отсечной вентиль 4, на входе и выходе которого присоединены по концевому вентилю 5 и 6 (эти вентили предназначены для обеспечения промывки и заправки жидким теплоносителем жидкостного тракта: при этом отсечной вентиль 4 закрыт и через вентиль 5 подают, а через вентиль 6 сливают теплоноситель; после заправки вентили 5 и 6 закрывают заглушками 5.1 и 6.1, а вентиль 4 устанавливают в открытое положение); жидкостный тракт охлаждения 7 приборов ретранслятора 8, пристыкованный своими входом и выходом к остальному жидкостному тракту через гидравлические разъемы 9 и 10; регулятор расхода теплоносителя 11, первый выход которого соединен с выходом, а второй выход - с входом радиатора 12, состоящего из двух секций 12.1 и 12.2, жестко закрепленных к отсеку с приборами служебных систем - к гермоконтейнеру, одна секция из которых в условиях орбитального функционирования на геостационарной орбите излучающей поверхностью обращена на север, а другая - на юг; трубку Вентури 13 с присоединенными к ней датчиками перепада давлений 14 и абсолютного давления 15, установленные в гермоконтейнере 16 (предназначены для измерения расхода теплоносителя, обеспечиваемого ЭНА, и абсолютного давления теплоносителя в жидкостном тракте, обусловленного давлением заправки газом газовых полостей компенсаторов объема полости гермоконтейнера).

Как показал анализ, проведенный авторами, когда СТР должна обеспечивать тепловой режим мощного (тепловыделение более 1500 Вт) связного спутника на геостационарной орбите в течение длительного срока активного существования (10 лет и более), известное техническое решение обладает существенными недостатками, а именно:
1. На борту спутника необходимо иметь неприемлемо большой дополнительный запас массы теплоносителя в жидкостном тракте - в жидкостной полости компенсатора объема (дополнительно около 7 кг, что потребует в свою очередь установки в СТР второго компенсатора объема сухой массой около 5 кг или одного более массивного на соответствующую величину) из-за недостаточной степени герметичности жидкостного тракта и сложной конструкции СТР:
- для компенсации больших утечек теплоносителя из жидкостного тракта, обусловленных: 1) наличием разъемных стыков между трубкой Вентури, датчиками перепада и абсолютного давления (существующие датчики работоспособны только в газовой среде) и газожидкостным теплообменником (сварка стыков в гермоконтейнере из-за отсутствия необходимого пространства неосуществима); 2) наличием трех концевых вентилей, которые закрываются заглушками (после проверки на герметичность и заправки жидкостного тракта теплоносителем), образуя также разъемные стыки с неопределенной степенью герметичности; 3) высокой негерметичностью существующего газожидкостного теплообменника (содержит несколько сот паяных стыков); (согласно опыту изготовления СТР разъемные стыки по сравнению со сварными имеют более низкую герметичность (в 5 - 10 раз меньше); кроме того, после 3 - 5 лет эксплуатации в условиях орбитального функционирования утечки теплоносителя из разъемного стыка в результате старения прокладки, установленной в нем, начинают возрастать, в том числе скачком и на неопределенную величину);
- для компенсации увеличенного температурного изменения объема теплоносителя в жидкостном тракте, обусловленного: 1) из-за возможного изменения температуры теплоносителя в широком диапазоне от минус 50 до плюс 50^oC в условиях наземной эксплуатации (например, при транспортировании), в то время, когда в условиях орбитального функционирования разрабатываемых спутников среднемассовая температура теплоносителя в жидкостном тракте изменяется в более узком диапазоне, например, от минус 20 до плюс 30^oC; 2) из-за дополнительного увеличения массы теплоносителя в жидкостном тракте радиатора в результате выполнения его с более длинным жидкостным трактом (с более большей площадью) для дополнительного отвода тепла от потоков солнечного излучения: на геостационарной орбите, когда, например, две плоские секции радиатора СТР установлены оптимальным образом и обращены на север и на юг, на них поочередно периодически солнечные лучи падают под углом до 23^o.

2. Надежная работа жидкостного тракта СТР в условиях орбитального функционирования в течение заданного срока не гарантируется из-за того, что в жидкостном тракте имеются три концевых вентиля, которые закрываются заглушками после проверки жидкостного тракта СТР на герметичность и последующей его заправки теплоносителем, образуя при этом разъемные стыки с неопределенной степенью герметичности (в настоящее время отсутствуют достоверные методы контроля подобных стыков с достаточной степенью точности, когда жидкостный тракт заправлен теплоносителем, например, ЛЗ-ТК-2); кроме того, после 3 - 5 лет эксплуатации в условиях орбитального функционирования утечки теплоносителя из разъемных стыков в результате старения прокладки, установленной в них, начинают возрастать, в том числе скачком и на неопределенную величину; указанные факторы приводят к преждевременной потере герметичности жидкостного тракта и, следовательно, к отсутствию расхода теплоносителя через жидкостные тракты охлаждения приборов, т.е. к отказу СТР и спутника.

Кроме того, в настоящее время секции радиатора связных спутников конструктивно выполняют постоянно жестко закрепленными к отсеку с приборами служебных систем (к гермоконтейнеру): при таком выполнении для мощного связного спутника геометрические размеры секций радиатора будут такими, что они не размещаются под обтекателем ракеты-носителя, т.е. СТР получается неработоспособной.

Таким образом, существенными недостатками известной СТР являются потребность иметь на борту большой запас массы теплоносителя, приводящая к существенному увеличению массы СТР в целом, и недостаточно высокая надежность ее работы в течение 10 лет и более, а также недостаточная продолжительность эксплуатации в условиях орбитального функционирования (необходимо вместо 3 - 5 лет обеспечить 10 - 15,5 лет).

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается выполнением СТР таким образом, что:
1. К жидкостному тракту на входе в отсечной вентиль, установленный перед радиатором, и на выходе из радиатора через гидравлические разъемы присоединен жидкостный тракт вновь введенного блока, содержащего последовательно соединены между собой компенсационное устройство, включающее в себя фиксатор сильфона; отсечной вентиль, на входе и выходе которого присоединены по концевому вентилю; фильтр и трубку Вентури с присоединенными к ней датчиками перепада давлений и абсолютного давления, причем выход отсечного вентиля компенсатора объема сообщен вновь введенным трубопроводом с жидкостным трактом до дополнительного отсечного вентиля, установленного после гидравлических разъемов на выходе из блока.

2. Жидкостный тракт охлаждения приборов служебных систем расположен в линии, идущей к входу электронасосного агрегата.

3. Радиатор выполнен состоящим из двух секций, включающих плоские панели с двухсторонним излучением тепла, соединенные между собой и с остальным трактом через гибкие рукава, при этом выход жидкостного тракта первой половины первой секции радиатора сообщен с входом жидкостного тракта первой половины второй секции, а выход жидкостного тракта второй половины первой секции радиатора сообщен с входом жидкостного тракта второй половины второй секции, причем в период выведения космического аппарата панели сложены на отсек с приборами служебных систем, а на орбите раскрыты в плоскости наименьшего поступления тепловых потоков от Солнца на излучающие поверхности радиатора.

4. Трубопроводы между устройствами присоединены к их входам и выходам посредством сварки.

5. Газовая полость компенсатора объема сообщена с емкостью, заполненной газом, что и являются, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемом устройстве.

Принципиальная схема предлагаемой СТР космического аппарата (КА) изображена на фиг. 1.

Предлагаемая СТР КА, конструктивно выполненная как единое целое, содержит замкнутый жидкостный тракт 1 с теплоносителем и включает в себя соединенные между собой трубопроводами устройства:
- компенсатор объема 2 (содержит газовую полость 2.1 с заправочным клапаном 2.2, соединенную с емкостью 26, заполненной газом, и жидкостную полость 2.3 с присоединенным к ней отсечным вентилем 2.4, разделенные сильфоном);
- установленный после него ЭНА 3;
- жидкостный тракт охлаждения 7 приборов ретранслятора 8, пристыкованный своими входом и выходом к остальному жидкостному тракту через гидравлические разъемы 9 и 10;
- регулятор расхода теплоносителя 11, первый выход которого соединен с выходом, а второй выход через отсечной вентиль 16 - с входом радиатора 12;
- радиатор 12 состоит из двух плоских секций 12.1 ("Юг") и 12.2 ("Север"), каждая из которых конструктивно состоит из двух половин (12.1.1. + 12.1.2. и 12.2.1 + 12.2.2), одна секция из которых - 12.2.1 + 12.2.2 - на геостационарной орбите излучающей поверхностью обращена на север, а другая - 12.1.1 + 12.1.2 - на юг; при этом выход жидкостного тракта первой половины первой секции радиатора 12.1.1 сообщен с входом жидкостного тракта первой половины второй секции 12.2.1, а выход 12.1.2 - с входом 12.2.2; причем каждая половина секций включает в себя одну или более (в зависимости от площади радиатора) плоских панелей с двухсторонним излучением тепла; жидкостные тракты панелей соединены между собой и с остальным трактом через гибкие, например металлические, рукава 27 - наличие их позволяет сложить панели на отсек (негерметичный) с приборами служебных систем (на участке выведения спутника на орбиту до сбора обтекателя с ракеты-носителя) и раскрыть панели в плоскостях наименьшего поступления тепловых потоков от Солнца на излучающие поверхности панелей (радиатора), например, на геостационарной орбите это условие удовлетворяется, когда излучающие поверхности панелей обращены на север и на юг;
- жидкостный тракт охлаждения приборов служебных систем 24, расположенный в линии, идущей к входу ЭНА 3;
- блок 20, содержащий жидкостный тракт 19, который через гидравлические разъемы 18.1 + 18.2 и 17.1 + 17.2 присоединен к остальному жидкостному тракту СТР на выходе из радиатора 12 и на входе в отсечной вентиль 16, установленный перед радиатором 12; жидкостный тракт 19 блока 20 содержит последовательно соединенные между собой компенсационное устройство 21, включающее в себя фиксатор 21.1 сильфона 21.2; отсечной вентиль 4, на входе и выходе которого присоединены по концевому вентилю 5 и 6; фильтр 25 и трубку Вентури 13 с присоединенными к ней датчиками перепада давлений 14 и абсолютного давления 15; дополнительный отсечной вентиль 23, установленный после гидравлических разъемов 18.1 + 18.2 на выходе из блока 20;
- вновь введенный соединительный трубопровод 22, сообщающий выход отсечного вентиля 2.4 компенсатора объема 2 с жидкостным трактом, расположенным между дополнительным отсечным вентилем 23 и гидравлическими разъемами 18.1 + 18.2 на выходе из блока 20.

Все трубопроводы между устройствами присоединены к их входам и выходам посредством сварки.

Работа предложенной СТР КА происходит следующим образом.

Изготавливают СТР согласно фиг. 1: при этом все трубопроводы между устройствами присоединяют к их входам и выходам посредством сварки, в том числе вновь введенный трубопровод 22 к выходу отсечного вентиля 2.4. Проверяют герметичность жидкостного тракта по утечкам контрольного газа - гелия. Заправляют жидкостный тракт деаэрированным теплоносителем, например, при температуре 20^oC, осуществляя при закрытом вентиле 4 подачу теплоносителя через вентиль 5 и слив его через вентиль 6 (возможные загрязнения, имеющиеся в заправляемом теплоносителе, задерживаются на фильтре 25, тем самым исключая возможное заклинивание работающего насоса ЭНА): при этом фиксатор 21.1 компенсационного устройства 21 вывинчен полностью и сильфон 21.2 сжат, т.е. жидкостная полость компенсационного устройства 21 заполнена теплоносителем на максимально возможную величину; в конце заправки газовые полости компенсатора объема 2 и емкости 26 через заправочный клапан 2.2 заправляют избыточным давлением газа, после чего открывают сперва вентиль 2.4, потом - вентиль 6 и сливают дозу теплоносителя (максимальную, например, 5 дм³), достаточную для обеспечения компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостном тракте СТР в диапазоне от минус 20^oC (температура заправки) до плюс 50^oC (эта температура реализуется при наземной эксплуатации, например, при транспортировании) и закрывают вентили 2.4 и 6 и герметизируют заправочный клапан 2.2 (имеет две зоны герметизации).

Проверяют работу СТР, например, перед термобалансными испытаниями до установки спутника, в термобарокамеру (при этом панели радиатора сложены на отсек с приборами служебных систем): открывают регулятор расхода теплоносителя 11 (его выход 2 открыт полностью, а выход 1 закрыт полностью), вентили 4 и 23 (остальные вентили закрыты) и включают в работу ЭНА 3 - в этом случае весь поток теплоносителя циркулирует через жидкостный тракт 19 блока 20, минуя жидкостный тракт радиатора 12 (т.к. вентиль 16 закрыт); после этого измеряют расход теплоносителя, используя показание датчика перепада давлений 14, присоединенного к трубке Вентури 13, и давление теплоносителя по показанию датчика абсолютного давления 15 и измеренные значения сравнивают с требуемыми, характеризующими работоспособность СТР; после контроля указанных параметров выключают ЭНА, открывают вентиль 16 и закрывают вентиль 23.

Дальше проверяют работоспособность СТР и спутника в целом после установки его в термобарокамере, т.е. в этом случае проверяют работоспособность СТР в условиях, имитирующих условия орбитального функционирования, и панели (секции) радиатора раскрыты в соответствующих плоскостях: включают в работу ЭНА 3 и регулятор расхода теплоносителя 11 - в этом случае поток теплоносителя (весь или частично в зависимости от требуемой регулируемой температуры теплоносителя на входе в жидкостный тракт ретранслятора 8) циркулирует через жидкостный радиатор 12 (минуя жидкостный тракт блока 20, т.к. вентиль 23 закрыт; а отсечной вентиль 16 открыт, расположенный до радиатора с целью исключения попадания в него холодного теплоносителя); включают в работу ретранслятор 8 и другие приборы и избыточное тепло, выделяющееся при их работе, передается циркулирующему через их жидкостные тракты охлаждения теплоносителю; далее это тепло в жидкостном тракте радиатора 12 передается его стенкам и излучается с поверхности радиатора в окружающее пространство; в процессе испытаний контролируют температуры приборов, которые должны находиться в допустимых диапазонах; нахождение температур приборов в допустимых диапазонах подтверждает работоспособность СТР, т.е. СТР обеспечивает требуемые расход и давление теплоносителя в жидкостном тракте; в конце испытаний выключают ЭНА и регулятор расхода теплоносителя, а затем панели радиатора складывают на отсек с приборами служебных систем.

После этого перед запуском спутника (в дальнейшем, в том числе в условиях орбитального функционирования, среднемассовая температура теплоносителя в жидкостном тракте СТР будут изменяться в диапазоне от минус 20 до плюс 30^oC) фиксатор 21.1 ввинчивают постепенно до упора - это приведет в результате растяжения сильфона 21.2 к выдавливанию имеющегося соответствующего запаса теплоносителя из жидкостной полости компенсационного устройства 21 и в конечном счете передаче этого запаса теплоносителя в жидкостную полость 2.3 компенсатора объема 2, т. е. после этого в компенсаторе объема 2 будет такой запас теплоносителя, который достаточен для компенсации утечек теплоносителя из жидкостного тракта в течение требуемого срока орбитального функционирования, например, 10 лет (утечки теплоносителя из жидкостного тракта в условиях орбитального функционирования существенно уменьшены в результате: исключения разъемных стыков между устройствами, уменьшения количества сварных стыков из-за уменьшения количества устройств в жидкостном тракте, исключения из состава жидкостного тракта элементов газового тракта и переносом трубки Вентури и присоединенных к ней датчиков и концевых вентилей в специальный блок, отстыковываемый от остальной части СТР перед запуском спутника на орбиту) и для компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостном тракте в условиях орбитального функционирования при изменении температуры теплоносителя в диапазоне, например, от минус 20 до плюс 30^oC; отстыковывают блок 20 от остальной части жидкостного тракта СТР: разъединяют гидравлические разъемы 17.1 и 17.2, 18.1 и 18.2, после чего герметично состыковывают между собой гидравлические разъемы 17.1 и 18.1 (имеют три зоны герметизации).

После этого осуществляют запуск спутника и выводят его на геостационарную орбиту: при этом до сброса обтекателя ракеты-носителя панели радиатора сложены на отсек с приборами служебных систем, а после сброса обтекателя и вывода на заданную орбиту обеспечивается раскрытие панелей (секций) в соответствующих плоскостях; на орбите СТР работает в режиме, аналогичном вышеописанному в случае испытаний СТР в термобарокамере. При этом в результате того, что выход жидкостного тракта первой половины первой секции радиатора 12.1.1 сообщен с входом жидкостного тракта первой половины второй секции 12.2.1, а выход 12.1.2 - с входом 12.2.2, часть величины теплового потока от солнечного излучения, падающего поочередно то на одну, то на другую секцию радиатора 12, переносится циркулирующим в жидкостном тракте теплоносителем с одной половины одной секции на другую половину другой секции, находящуюся излучающей поверхностью на теневой стороне, и излучается в космическое пространство с поверхности этой секции - в результате этого потребуется уменьшенная площадь радиатора и, следовательно, уменьшенная длина жидкостного тракта радиатора, т.е. уменьшенный объем теплоносителя (около 1 дм³).

В результате расположения жидкостного тракта охлаждения приборов служебных систем в линии, идущей к входу ЭНА, исключается попадание холодного теплоносителя, выходящего из радиатора, в полость ЭНА и тем самым создаются комфортные условия для работы указанного устройства.

Необходимое давление теплоносителя в жидкостном тракте обеспечивается в результате воздействия давления газа, находящегося в газовой полости компенсатора объема и емкости, на сильфон, который в свою очередь воздействует на теплоноситель, находящийся в жидкостной полости компенсатора объема.

Проведенный авторами анализ показал, что в результате выполнения СТР мощного (тепловыделение более 1,5 кВт) связного спутника, находящегося на геостационарной орбите, согласно предложенному техническому решению обеспечиваются:
- суммарное уменьшение массы запаса теплоносителя в жидкостном тракте СТР на 8 кг (в результате повышения степени геометичности жидкостного тракта в ~ 2 раза), что в свою очередь приводит к упрощению конструкции СТР и суммарному уменьшению ее массы на 36,6 кг (менее массивный компенсатор объема, уменьшенная длина жидкостного тракта и площадь радиатора, отсутствие в составе СТР концевых вентилей, элементов контроля расхода и давления теплоносителя, элементов газового тракта);
- увеличение срока орбитального функционирования до 15,5 лет с повышением вероятности безотказной работы СТР с 0,9535 до 0,9578 в результате повышения степени герметичности жидкостного тракта и уменьшения количества элементов в составе СТР.

Таким образом, как видно из вышеизложенного, в результате выполнения СТР КА согласно предложенному авторами техническому решению снижается потребность иметь на борту большой запас массы теплоносителя, что приводит к существенному упрощению и уменьшению массы СТР в целом, и увеличивается надежность ее работы в условиях орбитального функционирования в течение заданного срока (10 лет и более), т.е. тем самым достигаются цели изобретения.

Предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации НПО прикладной механики, по которой будет изготавливаться СТР вновь создаваемого связного спутника.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) связных спутников. В предлагаемой СТР к жидкостному тракту на входе в первый отсечной вентиль (перед радиатором) и на выходе из радиатора через гидравлические разъемы присоединен жидкостный тракт вновь введенного блока. Блок содержит компенсационное устройство, включающее в себя фиксатор сильфона, второй отсечной вентиль с присоединенными к нему концевыми вентилями, фильтр и трубку Вентури. При этом выход первого отсечного вентиля сообщен с жидкостным трактом до третьего отсечного вентиля, установленного после гидравлических разъемов на выходе из указанного блока. СТР имеет жидкостный тракт охлаждения приборов служебных систем, расположенный в линии электронасосного агрегата. Радиатор выполнен из двух секций (плоских панелей с двухсторонним излучением тепла). При этом половины секций радиатора сообщены друг с другом жидкостными трактами. В период выведения космического аппарата панели сложены на отсек служебных систем, а на орбите раскрыты в плоскости наименьших тепловых потоков. Изобретение обеспечивает снижение потребного запаса массы теплоносителя и повышение надежности работы, а также увеличение срока эксплуатации СТР до 15,5 лет. 4 з. п. ф-лы, 2 ил.

1. Система терморегулирования космического аппарата, содержащая замкнутый жидкостный контур с теплоносителем, включающий в себя соединенные между собой трубопроводами устройства: компенсатор объема, установленный перед электронасосным агрегатом, имеющий газовую полость с заправочным клапаном и жидкостную полость с присоединенным к ней вентилем, разделенные сильфоном; жидкостный тракт охлаждения приборов ретранслятора, пристыкованный своими входом и выходом к остальному жидкостному тракту через гидравлические разъемы; регулятор расхода теплоносителя, первый выход которого соединен с выходом, а второй выход - с входом радиатора, отличающаяся тем, что к жидкостному тракту на входе в отсечной вентиль, установленный перед радиатором, и на выходе из радиатора через гидравлические разъемы присоединен жидкостный тракт вновь введенного блока, содержащего последовательно соединенные между собой: компенсационное устройство, включающее в себя фиксатор сильфона; отсечной вентиль, на входе и выходе которого присоединено по концевому вентилю: фильтр и трубку Вентури с присоединенными к ней датчиками перепада давлений и абсолютного давления, причем выход отсечного вентиля компенсатора объема сообщен вновь введенным трубопроводом с жидкостным трактом до дополнительного отсечного вентиля, установленного после гидравлических разъемов на выходе из блока. 2. Система терморегулирования космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что содержит жидкостный тракт охлаждения приборов служебных систем, расположенный в линии, идущей к входу электронасосного агрегата. 3. Система терморегулирования космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что радиатор выполнен состоящим из двух секций, включающих плоские панели с двухсторонним излучением тепла, соединенные между собой и с остальным трактом через гибкие рукава, при этом выход жидкостного тракта первой половины первой секции радиатора сообщен с входом жидкостного тракта первой половины второй секции, а выход жидкостного тракта второй половины первой секции радиатора сообщен с входом жидкостного тракта второй половины второй секции, причем в период выведения космического аппарата панели сложены на отсек с приборами служебных систем, а на орбите раскрыты в плоскости наименьшего поступления тепловых потоков от Солнца на излучающие поверхности радиатора. 4. Система терморегулирования космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что трубопроводы между устройствами присоединены к их входам и выходам посредством сварки. 5. Система терморегулирования космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что газовая полость компенсатора объема сообщена с емкостью, заполненной газом.