СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2009 года по МПК B64G1/50 

Изобретение, созданное авторами в порядке выполнения служебного задания, относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования приборов телекоммуникационного спутника.

Анализ показал, что при суммарной избыточной тепловой мощности, выделяющейся при работе приборов спутника, например 15000 Вт, для обеспечения требуемого теплового режима приборов с точки зрения минимально возможных массовых и энергетических затрат на систему терморегулирования (СТР) космического аппарата (КА) предпочтительно использование СТР, включающей в себя контур с двухфазным теплоносителем, например аммиаком.

Известны такие СТР с механическими насосами (гидронасосами), приведенные в монографии "Центр научно-технической информации "Поиск". А.А.Никонов, Г.А.Горбенко, В.Н.Блинков. Теплообменные контуры с двухфазным теплоносителем для систем терморегулирования космических аппаратов (обзор по материалам отечественной и зарубежной печати). Серия: Ракетно-космическая техника. Москва, Машиностроение, 1991." на стр.44-52 [1].

Общим существенным недостатком известных СТР являются, как показал анализ, относительно повышенная масса из-за использования в составе контура аккумулятора, содержащего зоны (полости) газа и жидкой фазы теплоносителя, разделенные металлическим сильфоном, и узкие функциональные характеристики из-за невозможности изменения массы газа в газовой полости при переходных процессах, например переход спутника с дежурного режима после запуска (тепловыделения приборов минимально возможное, например, ≈1000 Вт) в режим сеанса связи (тепловыделение приборов максимально возможное, например, ≈15000 Вт).

Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является СТР, приведенная в [1] на стр. 47-48.

Принципиальная схема прототипа с основными элементами изображена на фиг. 2, где: 1 - линия тракта между элементами, например между выходом из коллектора 6.1 последней (по направлению движения теплоносителя) панели 6 радиатора и входом в гидронасос 2; 3, 4 - панели, на которых установлены приборы, выделяющие избыточное тепло при работе; 5, 6 - панели радиатора, с излучающих поверхностей которых осуществляется сброс избыточного тепла в космическое пространство; 3.1, 4.1, 5.1, 6.1 - коллекторы соответствующих панелей 3-6; 7 - аккумулятор с сильфоном, содержащий корпус 7.1 с зонами (полостями) газа 7.2 и жидкой фазы теплоносителя 7.3; 8 - соединительный трубопровод, сообщающий зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 с линией тракта, направленной к входу гидронасоса 2.

Как было указано выше, существенными недостатками известного технического решения являются относительно повышенная масса и недостаточно широкие функциональные характеристики из-за использования в аккумуляторе металлического сильфона, разделяющего полости газа и жидкой фазы теплоносителя, и заправки газовой полости определенной массой газа.

Целью предлагаемого технического решении является устранение вышеуказанных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается тем, что в контур введен капиллярный насос с установленным на наружной поверхности его корпуса электрообогревателем, причем паровая полость капиллярного насоса сообщена с зоной расположения газа (паров теплоносителя) в корпусе аккумулятора, а его жидкостная полость соединена с линией тракта, идущей к входу гидронасоса, до точки соединения трубопровода, идущего от корпуса аккумулятора, с указанной линией, что является, 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 заявляемой СТР.

Принципиальная схема предложенной СТР КА изображена на фиг 1, где: 1 - линия тракта между элементами, например между выходом из коллектора 6.1 последней (по направлению движения теплоносителя) панели 6 радиатора и входом в гидронасос 2; 3, 4 - панели, на которых установлены приборы, выделяющие избыточное тепло при работе; 5, 6 - панели радиатора, с излучающих поверхностей которых осуществляется сброс избыточного тепла в космическое пространство; 3.1, 4.1, 5.1, 6.1 - коллекторы соответствующих панелей 3-6; 7 - аккумулятор, содержащий корпус 7.1 с зонами концентрации газа 7.2 и жидкой фазы теплоносителя 7.3; 7.4 - фитиль с относительно мелкими ячейками; 7.5 - фитиль с относительно большими ячейками; 8 - соединительный трубопровод, сообщающий зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 с линией тракта, направленной к входу гидронасоса 2; 9 - капиллярный насос (оригинальной конструкции); 9.1 - электрообогреватель; 9.2 - паровая полость, соединенная трубопроводом 9.4 с зоной расположения паров теплоносителя 7.2 в аккумуляторе 7; 9.3 - жидкостная полость, соединенная трубопроводом 9.5 с линией тракта 1, идущей к входу гидронасоса 2, до точки соединения трубопровода 8, идущего от корпуса 7.1 аккумулятора 7, с указанной линией 1; 10 - фильтр; 11 - теплоизоляция.

Работа предложенной СТР происходит следующим образом.

В исходном положении после запуска КА и вывода его в заданную точку орбиты перед включением в работу капиллярного насоса 9 и гидронасоса 2 величина паровой 7.2 зоны в аккумуляторе 7 имеет максимальное значение: весь остальной тракт контура заполнен жидкой фазой теплоносителя (в зоне расположения жидкой фазы 7.3 теплоносителя в аккумуляторе 7 ее количество минимально возможное).

Включается в работу капиллярный насос 9: периодически подается напряжение электропитания на его электрообогреватель 9.1 и капиллярный насос 9 начинает вырабатывать требуемое количество пара теплоносителя и в паровой зоне 7.2 создается требуемое давление пара, достаточное для бескавитационной работы гидронасоса 2 и поддержания минимально допустимой рабочей температуры приборов, то есть величина давления пара в паровой зоне 7.2 такова, что в трактах 3.1, 4.1 панелей 3 и 4, где установлены приборы, испарение (кипение) теплоносителя будет происходить при требуемой минимальной температуре.

Включают в работу гидронасос 2 и приборы, установленные на соответствующих панелях 3 и 4. Избыточное тепло, выделяющееся при работе приборов, передается циркулирующему через коллекторы 3.1, 4.1 теплоносителю, который сначала прогревается до температуры испарения (кипения), а затем при этой температуре вскипает и скрытая теплота испарения (парообразования) поглощает избыточное тепло. При этом избыток теплоносителя из трактов поступает в зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 в аккумуляторе 7, а в паровой зоне 7.2 в результате периодической работы капиллярного насоса 9 и потерь тепла из аккумулятора 7 через нетеплоизолированные участки корпуса 7.1 (11 - теплоизоляция) величина давления пара будет практически мало отличаться от величины требуемого давления.

При максимальном тепловыделении приборов (максимальной допустимой рабочей температуре их) жидкая фаза теплоносителя занимает максимально возможный внутренний объем аккумулятора 7 (объем пара в зоне его расположения минимально возможен, например, не более 0,5 литра, тогда как в прототипе объем газовой полости должен быть достаточно большим, так как иначе будет реализовываться недопустимое, разрушающее давление, то есть масса аккумулятора прототипа будет существенно повышенной из-за больших габаритов аккумулятора; кроме того в прототипе с поступлением теплоносителя в жидкостную полость давление в газовой полости будет существенно повышаться и, следовательно, температура кипения теплоносителя в трактах коллекторов панелей, где установлены приборы, и рабочая температура приборов будут повышенными; для устранения такого влияния также необходимо увеличить объем газовой полости применительно к этим условиям, то есть это так же приводит к увеличению габаритов и массы прототипа аккумулятора).

Испарившийся в коллекторах 3.1 и 4.1 панелей 3 4, где установлены приборы, теплоноситель поступает в коллекторы 5.1, 6.1 панелей 5, 6 радиатора, где происходит конденсация теплоносителя и выделение избыточного тепла и передача его излучающим поверхностям панелей и сброс с них этого тепла в космическое пространство.

Превратившийся в жидкую фазу теплоноситель на заключительном участке коллектора 6.1 последней панели 6 радиатора охлаждается до температуры, достаточной для бескавитационной работы гидронасоса 2.

Анализ показал и как следует из вышеуказанного, в результате выполненная СТР КА с тепловой мощностью 15000 Вт согласно предложенному авторами техническому решению обеспечивается уменьшение габаритов аккумулятора и снижение массы системы: аккумулятор + капиллярный насос по сравнению с массой аккумулятора в прототипе.

Кроме того, предложенное авторами техническое решение обеспечивает регулирование рабочей температуры приборов в более узком диапазоне (при широком диапазоне изменения тепловых нагрузок) в результате поддержания практически постоянной величины давления пара в аккумуляторе, в то время как в прототипе для этого необходимо существенно увеличить объем газовой полости аккумулятора и величина его массы будет неприемлемой.

Таким образом, предложенное авторами техническое решение обеспечивает уменьшение массы СТР КА и более совершенные функциональные характеристики СТР в части обеспечения рабочей температуры приборов в узком диапазоне, то есть тем самым достигаются цели изобретения.

В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации предприятия.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системе терморегулирования приборов телекоммуникационного спутника. Система включает в себя контур с двухфазным теплоносителем. Контур содержит соединенные между собой линиями тракта гидронасос, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, коллекторы панелей радиатора и аккумулятор. В корпусе аккумулятора имеются зоны расположения газа (паров теплоносителя) и жидкой фазы теплоносителя. Последняя из этих зон сообщена с линией тракта, направленной к входу гидронасоса. При этом в указанный контур введен капиллярный насос с установленным на наружной поверхности его корпуса электрообогревателем. Паровая полость капиллярного насоса сообщена с зоной расположения газа в корпусе аккумулятора, а его жидкостная полость подключена к линии тракта, идущей к входу гидронасоса. Подключение выполнено до точки соединения трубопровода, идущего от корпуса аккумулятора, с указанной линией. Технический результат изобретения состоит в снижении массы системы терморегулирования и обеспечении рабочей температуры бортовых приборов в более узком диапазоне при изменении величин тепловых нагрузок в широком диапазоне. 2 ил.

Система терморегулирования космического аппарата, включающая в себя контур с двухфазным теплоносителем, содержащий соединенные между собой линиями тракта гидронасос, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, коллекторы панелей радиатора, аккумулятор, содержащий корпус с зоной расположения в нем газа и зоной расположения в нем жидкой фазы теплоносителя, сообщенной соединительным трубопроводом с линией тракта, направленной к входу гидронасоса, отличающаяся тем, что в указанный контур введен капиллярный насос с установленным на наружной поверхности его корпуса электрообогревателем, причем паровая полость капиллярного насоса сообщена с зоной расположения газа в корпусе аккумулятора, а жидкостная полость капиллярного насоса соединена с линией тракта, идущей к входу гидронасоса, до точки соединения трубопровода, идущего от корпуса аккумулятора, с указанной линией.