КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ Российский патент 2003 года по МПК B64G1/22 B64G1/42 B64G1/50 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА).

В области создания космической техники среди прочих стоят задачи как по увеличению надежности и срока активного существования КА, так и по уменьшению массоэнергетических характеристик обеспечивающих систем КА и КА в целом.

Как известно, космический аппарат представляет собой техническое устройство, состоящее, как правило, из целевой аппаратуры и обеспечивающих систем (Космические аппараты. Под общей редакцией К.П.Феоктистова, М.: Воениздат, 1993). В качестве целевой аппаратуры могут быть использованы оптические, оптико-электронные, радиотехнические или иные системы, в зависимости от типа и назначения КА, непосредственно выполняющие стоящую перед изделием задачу. В число обеспечивающих систем входят: двигательная установка (ДУ), система электропитания (СЭП), система терморегулирования (СТР) и другие системы.

К числу систем современных автоматических КА, существенно влияющих на его надежность, срок активного существования и массоэнергетические характеристики, относятся в первую очередь непрерывно функционирующие, в частности СЭП и СТР. В системах электропитания лимитирующими элементами являются аккумуляторные батареи (АБ), в системах терморегулирования - подвижные электромеханические устройства (вентиляторы, насосы, регуляторы) и гидромагистрали.

Для повышения надежности функционирования и продления срока службы (ресурса) АБ необходимо обеспечивать в процессе их работы требуемые температурные режимы в сравнительно узком диапазоне.

Для низкоорбитальных КА оптимальный диапазон рабочих температур АБ, характеризующихся сравнительно высокими токами заряда и разряда, составляет, как правило, 10-25^oС (Система терморегулирования и рабочие характеристики аккумуляторных батарей для западно-европейских ИСЗ. Астронавтика и ракетодинамика, экспресс-информация, 6, стр.23-29, 1989).

Надежность работы и срок активного существования СТР зависит от целого ряда факторов, в том числе от протяженности гидромагистралей, определяющей степень загрузки прокачивающих насосов. При этом расстыковки гидромагистралей, производимые в процессе испытаний КА как на заводе-изготовителе, так и в эксплуатирующей организации, являются крайне нежелательными операциями.

Подобные операции могут приводить к возникновению скрытых дефектов СТР, а именно: повреждениям, изнашиванию уплотнительных стыков, изменению физико-химического состава теплоносителя, загрязнению и последующей коррозии внутренних полостей гидромагистралей, что, в конечном счете, может вызывать отказы СТР при штатном функционировании КА.

Известна система терморегулирования для искусственного спутника Земли (Патент США 4880050, F 28 D 15/00, 1989, аналог), которая для эффективного отвода тепла от оборудования к внешним радиационным панелям снабжена термоплатами. В данном техническом устройстве наиболее важные приборы могут быть установлены на термоплаты, по каналам которых циркулирует теплоноситель. Такой способ охлаждения приборов позволяет существенно сузить диапазон изменения температур до оптимальных значений и обеспечить тепловой режим бортовой аппаратуры, расположенной как в герметичном, так и в негерметичных отсеках, что положительно сказывается на ресурсных характеристиках КА. Недостатком аналога является то, что применение термоплат с циркулирующим теплоносителем приводит к увеличению массы КА, так как добавляется масса теплоносителя, заполняющего каналы термоплат и соединительные трубопроводы. Кроме того, увеличивается общая протяженность гидромагистрали с соответствующим увеличением гидравлического сопротивления и увеличением мощности прокачивающих насосов и уменьшается надежность работы СТР в связи с появлением дополнительного количества стыков, разгерметизация любого из которых приводит к выходу из строя СТР и КА в целом.

Известен космический аппарат (патент РФ 2144889 от 27.01.2000 г., прототип), содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек с целевой аппаратурой, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и агрегатами для отбора, транспортировки и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат с гидравлическими каналами, включенными в контур указанной системы терморегулирования, систему электропитания, включающую в себя солнечную батарею, установленный в приборном отсеке комплекс автоматики и стабилизации напряжения, а также размещенные в агрегатном отсеке аккумуляторные батареи, по длине каждой аккумуляторной батареи закреплена образующая с ней моноблок термоплата, узлы крепления моноблока конструкции агрегатного отсека выполнены в корпусе каждой аккумуляторной батареи, а в термоплате каждого моноблока выполнены дополнительные технологические гидравлические каналы, соединенные между собой с помощью трубопроводов, при этом указанные каналы и трубопроводы образуют автономную разомкнутую магистраль.

Недостатком прототипа является прежде всего то, что при замене технологических АБ на штатные или вышедших из строя АБ на исправные обязательно нужно расстыковывать гидромагистраль с последующим проведением продолжительных и дорогостоящих испытаний СТР на герметичность. Это приводит к значительным неудобствам наземной эксплуатации КА. Также сохраняются недостатки, свойственные для аналога, а именно:
- увеличивается масса КА, так как добавляется масса теплоносителя, заполняющего каналы термоплат и соединительные трубопроводы;
- увеличивается общая протяженность гидромагистрали с соответствующим увеличением гидравлического сопротивления и увеличением мощности прокачивающих насосов;
- уменьшается надежность работы СТР в связи с появлением дополнительного количества стыков, разгерметизация любого из которых приводит к выходу из строя СТР и КА в целом.

Задачей изобретения является повышение надежности работы СТР при одновременном уменьшении массы и энергопотребления КА при прочих равных условиях, а также улучшение наземной эксплуатации КА.

Указанная задача решается тем, что в известном КА, содержащем отсек с целевой аппаратурой, приборный отсек, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему электропитания, включающую в себя солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторные батареи, установленные на соответствующих теплообменных устройствах в виде термоплат, объединенных с аккумуляторными батареями в моноблоки, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и агрегатами отбора, транспортировки и сброса тепла, излучающие внешние радиаторы, включенные в контур указанной системы терморегулирования, система терморегулирования снабжена газорегулируемыми тепловыми трубами, коллекторной тепловой трубой с чередующимися по длине термоплатами-испарителями и термоплатами-конденсаторами, причем термоплаты-конденсаторы коллекторной тепловой трубы объединены с помощью теплопроводящего соединения с термоплатами-испарителями газорегулируемых тепловых труб, зоны конденсации которых, выполненные в виде излучательного радиатора, расположены на внешней поверхности КА, а термоплаты-испарители коллекторной тепловой трубы взаимодействуют с термоплатами-конденсаторами тепловых труб теплообменных устройств аккумуляторных батарей.

На фиг. 1 показано предлагаемое устройство КА, на фиг.2 - вид А на фиг. 1. КА состоит из отсека с целевой аппаратурой 1, приборного отсека 2, системы терморегулирования 3, агрегатного отсека 4 с размещенной в нем комплексной двигательной установкой 5, системы электропитания, содержащей комплекс автоматики и стабилизации напряжения 6, солнечную батарею 7 и аккумуляторные батареи 8. Аккумуляторные батареи 8 и соответствующие теплообменные устройства 9 образуют моноблоки, поскольку последние прикреплены к АБ 8 стягивающими винтами (на фиг. 1 и 2 не показано). Моноблоки устанавливаются на конструкции агрегатного отсека 4. Теплообменное устройство выполнено из тепловых труб 10, которые расположены в одной плоскости параллельно на заданном расстоянии друг от друга. При этом тепловые трубы 10 имеют плоскую поверхность для установки на них АБ 8. Поверхность тепловых труб под АБ 8 образует термоплату-испаритель 11. При этом концы тепловых труб 10 с одной стороны объединены пластиной из теплопроводящего материала с образованием отдельной термоплаты-конденсатора 12. К каждой термоплате 12 через теплопроводящий материал, например пасту (на фиг. 1 и 2 не показано), присоединена винтами (на фиг. 1 и 2 не показано) термоплата-испаритель 13 коллекторной тепловой трубы 14. В свою очередь, в зонах конденсации коллекторной тепловой трубы 14 сформированы термоплаты-конденсаторы 15, к которым винтами (на фиг. 1 и 2 не показано) присоединены термоплаты-испарители 16 газорегулируемых тепловых труб 17, зоны конденсации которых расположены снаружи КА по плоскостям его стабилизации и снабжены панелями 18, выполняющими роль излучающего радиатора, и резервуарами с неконденсирующимся газом 19, выполняющими регулирующие функции при изменении величины тепловыделений АБ 8, а также исключающими обратную проводимость газорегулируемой тепловой трубы при прямой засветке одной из панелей излучательного радиатора Солнцем.

Тепловые трубы 10, 14 и 17 заправлены определенным количеством жидкого аммиака и герметизированы. При работе аккумуляторных батарей 8 тепло, выделяемое ими, отбирается испаряющимся жидким аммиаком, в результате чего температура посадочного места АБ 8 не повышается.

Расстояние между тепловыми трубами в термоплате-испарителе 11 определяется плотностью теплового потока от АБ 8 к термоплате-испарителю 11.

Принцип работы средств обеспечения теплового режима АБ 8 состоит в следующем. Тепловая энергия, выделяемая АБ 8, передается тепловым трубам 10. Теплоноситель в виде жидкого аммиака, циркулирующий внутри тепловых труб 10, воспринимая эту тепловую энергию, частично испаряется, сохраняя неизменной температуру места установки АБ 8. Испарившийся теплоноситель поступает в зону конденсации тепловых труб 10, где и происходит его конденсация с передачей тепловой энергии к термоплате-конденсатору 12 теплообменного устройства 9. Далее тепло передается через теплопроводную пасту контактирующей с термоплатой-конденсатором 12 термоплате-испарителю 13 коллекторной тепловой трубы 14. Тепло воспринимается испаряющимся теплоносителем (аммиаком) коллекторной тепловой трубы 14, выносится в ее зону конденсации и передается термоплате-конденсатору 15 коллекторной тепловой трубы 14. Далее тепло через теплопроводную пасту передается контактирующей с термоплатой-конденсатором 15 коллекторной тепловой трубы термоплате-испарителю 16 газорегулируемой тепловой трубы 17, воспринимается испаряющимся теплоносителем (аммиаком) газорегулируемой тепловой трубы 17, выносится в ее зону конденсации, передается панели, выполняющей роль излучательного радиатора, и сбрасывается в космическое пространство за счет обеспечения на поверхности панели определенных оптических коэффициентов. Газорегулируемая тепловая труба 17 (см., например, С. Чи. Тепловые трубы. Теория и практика, пер. с англ., "Машиностроение", М., 1981) включает в состав резервуар с неконденсирующимся инертным газом 18, присоединенный к концу ее зоны конденсации. При небольших уровнях тепловыделения АБ 8 и, соответственно, небольшом количестве испарившегося теплоносителя и небольшом парциальном давлении пара в газорегулируемой тепловой трубе 17 граница раздела "инертный газ-пар" располагается в пределах зоны конденсации ближе к зоне испарения, в результате чего определенная часть зоны конденсации заполнена инертным газом и фактически исключена из процесса теплообмена. По мере увеличения тепловыделения АБ 8 граница раздела сдвигается к концу зоны конденсации, в результате чего часть зоны конденсации, участвующая в процессе теплообмена, увеличивается.

Таким образом, использование предлагаемой конструкции КА позволяет увеличивать сброс тепла при увеличении тепловыделения и наоборот, т.е. осуществлять авторегулирование температуры посадочного места АБ 8 в достаточно узком диапазоне. Кроме того, газорегулируемая тепловая труба 17 обладает свойствами "теплового диода", т.е. у нее отсутствует обратная проводимость при засветке места ее размещения на КА Солнцем, когда температура зоны конденсации за счет воздействия прямого солнечного излучения может оказаться больше температуры зоны испарения. Нагрев резервуара с неконденсирующимся газом 19 вызывает расширение газа, выход его из резервуара и частичное или полное перекрытие зоны конденсации газорегулируемой тепловой трубы 17. Необходимая степень нагрева достигается обеспечением на поверхности резервуара 19 определенных оптических коэффициентов.

Предлагаемая конструкция КА позволяет полностью и эффективно решать поставленную задачу.

Уменьшение массы КА обуславливается заменой жидкостных каналов термоплат АБ 8 тепловыми трубами 10, соединительных трубопроводов между термоплатами коллекторной тепловой трубой 14 и части панелей излучательного радиатора 20 панелями 18 газорегулируемых тепловых труб 17, поскольку внутри тепловых труб содержится весьма малое количество теплоносителя.

Кроме того, уменьшается потребная мощность насоса для прокачки жидкого теплоносителя по магистралям СТР 3, поскольку термоплаты АБ 8 и соответствующие им соединительные трубопроводы исключаются из контура прокачки.

Повышение надежности СТР, а следовательно, и увеличение ее ресурса достигается как за счет уменьшения длин магистралей СТР и соответствующего уменьшения количества гидравлических стыков, представляющих потенциально опасные места с точки зрения потери герметичности системой СТР, так и за счет того, что разгерметизация некоторого количества тепловых труб 10 не оказывает влияния на работоспособность СТР.

Увеличение ресурса аккумуляторных батарей 8 может быть достигнуто за счет использования в процессе испытаний технологических АБ 8, поскольку монтаж и демонтаж не требует расстыковки магистралей СТР и слива теплоносителя. Этот факт способствует повышению как надежности СТР, так и удобства наземной эксплуатации КА.

Таким образом, применение предлагаемого космического аппарата позволит существенно повысить надежность СТР и КА в целом, уменьшить его массу, а также существенно улучшить наземную эксплуатацию КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА). Предлагаемый КА содержит специализированные отсеки, систему электропитания, включающую в себя солнечную и аккумуляторные батареи. Последние установлены на термоплатах, объединенных с ними в моноблоки. Система терморегулирования КА имеет средства отбора, транспортировки и сброса тепла, в том числе излучающие внешние радиаторы. При этом данная система снабжена газорегулируемыми тепловыми трубами, коллекторной тепловой трубой с чередующимися по длине термоплатами-испарителями и термоплатами-конденсаторами. Термоплаты-конденсаторы коллекторной тепловой трубы объединены с помощью теплопроводящего соединения с термоплатами-испарителями газорегулируемых тепловых труб. Зоны конденсации последних выполнены в виде излучающего радиатора и расположены на внешней поверхности КА. Термоплаты-испарители коллекторной тепловой трубы взаимодействуют с термоплатами-конденсаторами тепловых труб термоплат аккумуляторных батарей. Изобретение направлено на повышение надежности системы терморегулирования, уменьшение массы и энергопотребления КА и улучшение условий его наземной эксплуатации. 2 ил.

Космический аппарат, содержащий отсек с целевой аппаратурой, отсек с приборами, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему электропитания, включающую в себя солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторные батареи, установленные на соответствующих теплообменных устройствах в виде термоплат, объединенных с аккумуляторными батареями в моноблоки, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и агрегатами отбора, транспортировки и сброса тепла, излучающие внешние радиаторы, включенные в контур указанной системы терморегулирования, отличающийся тем, что система терморегулирования снабжена газорегулируемыми тепловыми трубами, коллекторной тепловой трубой с чередующимися по длине термоплатами-испарителями и термоплатами-конденсаторами, причем термоплаты-конденсаторы коллекторной тепловой трубы объединены с помощью теплопроводящего соединения с термоплатами-испарителями газорегулируемых тепловых труб, зоны конденсации которых, выполненные в виде излучающего радиатора, расположены на внешней поверхности космического аппарата, а термоплаты-испарители коллекторной тепловой трубы взаимодействуют с термоплатами-конденсаторами тепловых труб теплообменных устройств аккумуляторных батарей.