СПОСОБ КОМПОНОВКИ 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 мощным геостационарным телекоммуникационным спутникам, например, с потребляемой электрической мощностью 20000-25000 Вт (с тепловой нагрузкой 12500-16500 Вт).

Анализ показал, для достижения оптимального показателя цена/качество компоновка таких спутников должна одновременно удовлетворять следующим основным техническим требованиям:

1) должна обеспечиваться минимально возможная масса спутника и высокая надежность его работы на орбите в течение не менее 15 лет;

2) спутник должен состоять из двух модулей: модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС), и должна обеспечиваться возможность ремонта (замены) любого прибора МСС и МПН при их наземной отработке и испытаниях без их разборки;

3) спутник (и его одна из основных систем - система терморегулирования приборов спутника (СТР), в первую очередь определяющая конфигурацию спутника) должен иметь такую конструкцию, допускающую использование существующих головного обтекателя ракеты-носителя, средств транспортирования (контейнер, самолет) и технологического оборудования (термобарокамеры).

Известны способы компоновки телекоммуникационных спутников по патентам Российской Федерации №2151722 [1], №2237600 [2], конструктивно состоящих из двух модулей: МПН и МСС - таким образом скомпонованы наиболее современные в настоящее время спутники типа "Экспресс - AM", например, с тепловой нагрузкой ≈ 4000 Вт; при этом отвод вышеуказанного избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов, установленных на трехслойных сотовых панелях, в космическое пространство обеспечивается СТР, имеющей общий для МСС и МПН циркуляционный контур с однофазным теплоносителем (в сочетании с тепловыми трубами); в качестве несущей силовой конструкции используется контейнер цилиндрической формы, конструктивно входящий в состав МСС.

Анализ показал, что если скомпоновать спутник (космический аппарат (КА)) с тепловой нагрузкой, например, 16500 Вт, по известным техническим решениям, то:

- его геометрические размеры из-за требуемых повышенных площадей радиатора будут такими, что он не размещается в зоне полезной нагрузки головного обтекателя (и в термобарокамере);

- не обеспечивается также транспортировка КА существующими самолетами;

- масса КА из-за повышенной массы СТР неприемлема с точки зрения используемых в настоящее время ракет-носителей;

- циркуляционный контур СТР недостаточно надежен, так как циркуляционный подконтур МПН соединен с циркуляционным подконтуром МСС с помощью гидромуфт, содержащих разъемный стык, что может отрицательно повлиять на герметичность циркулярного контура СТР и, следовательно, снижает надежность спутника.

Таким образом, общими существенными недостатками известных технических решений при использовании их для компоновки спутника с тепловой нагрузкой 16500 Вт являются относительно повышенная (и неприемлемая в настоящее время) масса спутника, недостаточно высокая надежность его и недостаточно совершенные эксплутационные характеристики спутника.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является способ компоновки космического аппарата, раскрытый в документах заявки на патент Российской Федерации №2237600.

На основе известного способа (см. фиг.5-7) компоновку космического аппарата выполняют следующим образом:

- предусматривают изготовление по отдельности модуля полезной нагрузки (МПН) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2, объединяемых в единое целое по механическим, электрическим и гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления космического аппарата; в качестве несущей силовой конструкции применяют цилиндрической формы герметичный контейнер 2.5;

- размещают (трехслойные) сотовые панели 1.1, 2.1 (с встроенными трактами для циркуляции теплоносителя; возможно также использование встроенных тепловых труб) радиаторов МПН и МСС в плоскостях, перпендикулярных к осям +Z, -Z аппарата (северная и южная стороны спутника);

- размещают приборы с относительно небольшим тепловыделением с широким допустимым изменением рабочего диапазона температур на поверхностях панелей радиаторов, расположенных напротив излучающих поверхностей;

- между панелями радиаторов МСС перпендикулярно им размещают трехслойные сотовые панели 2.2, 2.3 (с встроенными трактами для циркуляции теплоносителя) и размещают на их поверхностях приборы 2.4 с относительно высоким тепловыделением;

- между панелями радиаторов МПН размещают сотовую панель 1.2 (с встроенным трактом для циркуляции теплоносителя) и размещают на его поверхностях теплонапряженные приборы 1.3 МПН;

- соединяют трубопроводами встроенные в сотовые панели тракты и устройства системы терморегулирования (общий циркуляционный контур для МПН 1 и МСС 2) в единое целое (после изготовления заправляемое теплоносителем) (см. фиг.7, где 2.6 - компенсатор объема; 2.7 - электронасосный агрегат; 2.8 - клапан-регулятор (необходим, чтобы температуру работающих приборов, установленных на панелях, обеспечивать в более узком диапазоне, чем температуры приборов, установленных на панелях радиаторов); 1.4 - гидромуфты (для обеспечения гидравлического интерфейса между МПН и МСС); 2.9, 1.5 - встроенные жидкостные тракты панелей радиаторов; 2.10, 1.6 - встроенные жидкостные тракты панелей).

Как показано выше, существенными недостатками известного технического решения являются повышенная масса, недостаточно высокая надежность и недостаточно совершенные эксплуатационные характеристики мощного телекоммуникационного спутника, например, с потребляемой электрической мощностью 25000 Вт (с тепловой нагрузкой 16500 Вт) в случае компоновки его, используя известное техническое решение.

Целью предлагаемого технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.

В результате всестороннего анализа расчетных и опытных данных авторами установлено, что для достижения вышеуказанной цели компоновка вышеуказанного геостационарного спутника, выполненного состоящим из двух модулей (МПН и МСС), должна быть осуществлена с учетом следующего комплексного технического решения (смотри фиг.1 - 4: фиг.1, 2, 3 - общий вид спутника, МСС (совместно с несущей силовой конструкцией корпуса спутника), МПН согласно предложенному авторами техническому решению: 1 - МПН; 1.1 панель +Z МПН; 1.2 - панель -Z МПН; 1.3, 1.4, 1.5 - панели, расположенные между панелями +Z и -Z МПН; 1.6, 1.7 - раскрывающиеся панели радиатора; 2 - МСС; 2.1 - панель +Z МСС; 2.2 - панель - Z МСС; 3 - несущая силовая конструкция корпуса КА; фиг.4 - принципиальная схема системы терморегулирования КА, выполненного согласно предложенному авторами техническому решению (второй (резервный), идентичный первому, циркуляционный контур с двухфазным теплоносителем подсистемы терморегулирования МПН на фиг.4 условно не показан): 1 - МПН; 1.1 - панель +Z МПН; 1.1.1 - коллектор панели 1.1; 1.1.2 -тепловая труба панели 1.1; 1.2 - панель -Z МПН; 1.2.1 - коллектор панели 1.2; 1.2.2 - тепловая труба панели 1.2; 1.3, 1.4, 1.5 - панели, размещенные между панелями +Z и -Z; 1.3.1, 1.4.1, 1.5.1 - коллекторы панелей 1.3, 1.4, 1.5; 1.8 - устройство с переменным гидравлическим сопротивлением; 1.6, 1.7 - раскрывающиеся панели радиатора; 1.6.1, 1.7.1 - коллекторы раскрывающихся панелей радиатора; 1.9 - переключатель потоков теплоносителя; 1.10 - переохладитель теплоносителя; 1.11 - двухфазножидкостный теплообменник; 1.12 - аккумулятор; 1.12.1 - капиллярный насос; 1.13 - блок насосов; 1.13.1 - черпаковый насос; 1.13.2 - центробежный насос; 1.13.3 - клапан; 1.14 - чувствительный элемент - датчик температуры; 1.15 - блок управления; 2 - МСС; 2.1 панель +Z МСС; 2.2 - панель - Z МСС; 2.1.1 - тепловая труба панели 2.1; 2.2.1 - тепловая труба панели 2.2:

1. Площади панелей +Z (поз.1.1, 2.1) и -Z (поз.1.2, 2.2), установленных перпендикулярно к осям +Z, -Z КА, должны быть максимально возможными (допустимыми) и на их внутренних поверхностях необходимо размещать максимально возможное количество приборов МПН 1 и все приборы МСС 2 с одинаковой суммарной тепловой мощностью на каждой из них - это позволит снизить потребную площадь панелей 1.3, 1.4, 1.5 (и массу КА), размещенных между панелями +Z и -Z перпендикулярно к ним (на поверхностях этих панелей 1.3, 1.4, 1.5 с двух сторон устанавливается остальная часть приборов МПН), и раскрывающихся панелей 1.6, 1.7 радиатора (раскрывающиеся панели 1.6, 1.7 радиатора с двухсторонним излучением тепла в рабочем положении устанавливают под углом ≈ 20° к излучающим тепло внешним поверхностям панелей +Z и -Z).

2. Расстояние между панелями +Z (поз.1.1, 2.1) и -Z (поз.1.2, 2.2) должно быть минимально возможным и должно определяться:

- возможностью замены (ремонта) любого прибора МСС 2 и МПН 1 в процессе наземной автономной отработки и испытаний без разборки их;

- конструктивными размерами несущей силовой конструкции 3 корпуса КА: при этом она (поз.3) должна быть выполнена в виде сетчатой стержневой силовой конструкции - ажурной конструкции (см. журнал "Техника Молодежи", №2 за 1998 г., статью "Ажурные атланты" на стр.3" [3]) - это позволит, во-первых, снизить массу несущей силовой конструкции 3, во-вторых, обеспечить передачу максимально возможного избыточного тепла излучением с внутренней поверхности одной панели +Z (или -Z) на другую внутреннюю поверхность панели -Z или (+Z) (для геостационарного спутника потоки тепла от солнечного излучения на панели +Z и -Z падают периодически (чередуясь) и возможно часть тепла сбросить на панель, где отсутствуют потоки тепла от солнечного излучения) и это позволит установить повышенное количество приборов на этих вышеуказанных панелях, тем самым снижая потребную площадь панелей 1.3, 1.4, 1.5, установленных между панелями +Z и -Z, и раскрывающихся панелей 1.6, 1.7; (кроме того, при этом обеспечивается повышение средней температуры поверхностей излучения панелей +Z и -Z, и тем самым повышается эффективность панелей +Z и -Z; установка дополнительных панелей (для размещения остальной части приборов МПН 1) перпендикулярно к панелям +Z и -Z также способствует передаче максимально возможного избыточного тепла между панелями +Z и -Z).

3. Подсистемы терморегулирования МСС 2 и МПН 1: необходимо предусмотреть обеспечение теплового режима приборов МСС (тепловая нагрузка МСС относительно небольшая: ≈ 700 Вт), установленных на панелях +Z (поз.2.1) и - Z (поз.2.2), с использованием тепловых труб 2.1.1, 2.2.1, встроенных в эти панели и распложенных параллельно к осям +Y, -Y КА (для обеспечения проведения наземных испытаний), а тепловой режим приборов МПН 1 должен обеспечиваться комбинированной подсистемой терморегулирования - с помощью тепловых труб, встроенных в сотовые панели +Z и -Z (расположенных параллельно к осям +Y, -Y КА), и сдублированного циркуляционного контура с двухфазным теплоносителем, например аммиаком, то есть подсистемы терморегулирования МСС и МПН в тепловом отношении и гидравлически не связаны и отсутствуют разъемные стыки в вышеуказанном циркуляционном контуре (все конструктивно необходимые стыки - сварные) - все это обеспечит существенное повышение надежности системы терморегулирования и КА в целом.

4. Для обеспечения минимально возможной массы и одновременно высокой надежности работы циркуляционного контура, поддержания рабочей температуры приборов МПН 1 в узком (комфортном) диапазоне (что позволит в целом повысить надежность КА) каждый циркуляционный контур необходимо выполнить по параллельно-последовательной схеме:

- коллекторы 1.1.1, 1.2.1, образующие тракт на панелях +Z и - Z, размещают на внутренних поверхностях панелей +Z и -Z, параллельно к осям +Х, -X КА (то есть они выравнивают температуру панели в направлениях +X, -X, а тепловые трубы 1.1.2, 1.2.2, встроенные в панели +Z и - Z, снимают избыточное тепло приборов и переносят их в направлениях +Y, -Y - все это в комплексе обеспечивает одинаковую температуру по всей площади поверхностей и, следовательно, повышает эффективность излучения с панелей +Z, -Z; кроме того, такое размещение тепловых труб и вышеуказанных коллекторов необходимо для обеспечения проведения наземных испытаний МПН и КА); коллекторы 1.1.1, 1.2.1 панелей +Z, -Z взаимно образуют параллельные линии с одинаковыми гидравлическими сопротивлениями - это обеспечивает разделение потока жидкого теплоносителя на входе в параллельные линии на равные доли и средняя температура жидкого теплоносителя после выхода из параллельных линий (после смешивания теплоносителя) будет мало отличаться, независимо на какую из панелей +Z, -Z падают потоки тепла от солнечного излучения, то есть будет обеспечиваться стабильная температура теплоносителя на входе в первую по потоку теплоносителя панель 1.3, размещенной между панелями +Z, -Z, и тем самым способствуя поддержанию рабочей температуры приборов, установленных на вышеуказанных панелях, в стабильно узком диапазоне;

- встроенные коллекторы 1.3.1, 1.4.1, 1.5.1 (в которых теплоноситель сначала прогревается до температуры кипения, а затем испаряется (кипит) и на выходе из последней панели, по направлению потока теплоносителя, массовая доля пара составляет до 90%) панелей 1.3, 1.4, 1.5, размещенных между панелями +Z (поз.1.1) и -Z (поз.1.2), соединяют последовательно, в результате чего обеспечивается гарантированное поддержание температуры любого прибора, установленного на этих панелях, в узком диапазоне независимо от количества работающих или неработающих приборов (в случае параллельного соединения, если в одной из ветвей приборы не работают, то основной поток теплоносителя направится по этой ветви, так как в этой ветви будет течь жидкая фаза теплоносителя, обеспечивающего существенно меньшее гидравлическое сопротивление по сравнению с гидравлическим сопротивлением в другой ветви, где работают приборы и течет двухфазный поток теплоносителя - следовательно, из-за уменьшенного, недостаточного массового расхода теплоносителя в этой ветви рабочая температура приборов выйдет за допустимые диапазоны);

- встроенные в сотовые панели коллекторы 1.6.1, 1.7.1 раскрывающихся панелей 1.6, 1.7 радиатора (панели радиаторов размещают в диагонально противоположных (параллельных) плоскостях, тем самым обеспечивается одинаковый поток тепла от солнечного излучения на каждую панель) располагают в идентичных параллельных линиях, тем самым обеспечивая одинаковые потоки пара и жидкой фазы теплоносителя при конденсации теплоносителя в трактах вышеуказанных панелей: так как внешние условия (одинаковые потоки тепла от солнечного излучения, одинаковые коэффициенты поглощения потока солнечного излучения (As) и теплового излучения • (ε)) и внутренние условия (одинаковые расходы теплоносителя и площади теплообмена в параллельных трактах) для раскрывающихся панелей совпадают, то тем самым обеспечивается высокая эффективность работы раскрывающихся панелей и требуется уменьшенная площадь вышеуказанных панелей 1.6, 1.7;

- составляющие элементы каждого циркуляционного контура по направлению движения теплоносителя гидравлически соединяют по схеме:

центробежный насос 1.13.2 (обеспечивает необходимый массовый расход и напор жидкой фазы теплоносителя на выходе из него; аналоги таких насосов в условиях орбитального функционирования показали себя безотказными (высоконадежными) в течение 10 - 15 лет и более) - коллекторы 1.1.1, 1.2.1 сотовых панелей +Z, -Z (аналоги безотказно работают в условиях орбитального функционирования) - встроенные коллекторы 1.3.1, 1.4.1, 1.5.1 панелей, размещенных между панелями +Z, -Z (технология изготовления обеспечивает высоконадежное функционирование в условиях орбитального полета КА) - устройство с переменным гидравлическим сопротивлением 1.8 (регулятор давления или вариантное исполнение - регулируемый дроссель - обеспечивает изменение давления в коллекторах панелей в узком диапазоне при подводе тепла в широком диапазоне, то есть обеспечивается изменение температуры испарения (кипения) теплоносителя в вышеуказанных трактах в узком диапазоне, тем самым обеспечивая изменение температуры работающих приборов в узком диапазоне независимо от количества приборов, находящихся в режиме ожидания) - коллекторы 1.6.1, 1.7.1 раскрывающихся панелей, где происходит конденсация паров теплоносителя (и отвод практически одинакового количества тепла в космическое пространство в результате оптимального размещения раскрывающихся панелей, их коллекторов согласно вышеописанному) - переключатель потоков теплоносителя 1.9 - коллектор переохладителя 1.10 (температура теплоносителя после раскрывающихся панелей 1.6, 1.7 радиатора соответствует жидкой фазе и в переохладителе 1.10 охлаждается до температуры, обеспечивающей бескавитационную работу центробежного насоса 1.13.2) - двухфазно-жидкостный теплообменник 1.11 (предназначен для обеспечения отвода избыточного тепла от КА при его наземных испытаниях; указанный теплообменник для гарантированного обеспечения герметичности тракта циркуляционного контура вмонтирован в указанный контур и является постоянной составляющей контура и в условиях работы КА на орбите) - черпаковый насос 1.13.1 (предназначен для отделения неконденсирующихся газов, в случае их наличия, от жидкой фазы теплоносителя и периодического транспортирования их через вентиль 1.13.3 в паровую (газовую) зону аккумулятора 1.12, а жидкую фазу теплоносителя - на вход центробежного насоса 1.13.2; для высоконадежной работы черпакового насоса 1.13.1 гидравлическое сопротивление после него до точки соединения трубопровода, идущего от жидкой зоны аккумулятора 1.12, с линией, идущей от выхода черпакового насоса 1.13.1 (по жидкой фазе) к входу центробежного насоса 1.13.2, выполнено соответствующей величины); и аккумулятор 1.12, имеющий зоны расположения жидкой фазы и пара - необходимое давление (и, следовательно, температура пара) поддерживается периодически работающим капиллярным насосом 1.12.1 (с учетом количества неконденсирующихся газов, поступивших в аккумулятор) - на вход его из линии циркуляционного контура подается жидкая фаза и в результате периодического включения в работу электрообогревателя 1.12.1.1 капиллярного насоса 1.12.1 происходит выработка и подача соответствующего количества пара с требуемой температурой и давлением: требуемое давление определяется измерением температуры (поз.1.14) жидкостного тракта, например, на входе в первую (по направлению движения потока теплоносителя) панель, размещенную между панелями +Z, -Z; проведенные испытания и опытные данные показывают, что и черпаковый насос, и аккумулятор, имеющий в своем составе капиллярный насос, функционируют высоконадежно.

С учетом всего вышеизложенного можно констатировать, что в настоящее время технические проблемы в реализации данной предложенной компоновки мощного КА (20-25 кВт) разрешены.

Проведенный анализ показал, что в случае реализации предложенного авторами технического решения по компоновке мощного КА обеспечиваются удельные массовые затраты на СТР менее 21,5 кг/кВт (в существующих наиболее современных КА типа "Экспресс - AM" реальные удельные массовые затраты составляют ≈ 28,8-29,4 кг/кВт).

Таким образом, поставленная цель достигается компоновкой космического аппарата и его системы терморегулирования следующим образом: космический аппарат выполняют состоящим из двух модулей: модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем, и приборы модуля служебных систем и часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на внутренних поверхностях взаимно противоположно размещенных и установленных перпендикулярно к осям +Z, -Z аппарата их трехслойных сотовых панелей +Z и -Z, включающих в себя расположенные параллельно к осям +Y, -Y аппарата тепловые трубы системы терморегулирования, и наружные поверхности вышеуказанных панелей выполняют в качестве излучателей избыточного тепла приборов, а другую часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на трехслойных сотовых панелях, перпендикулярно расположенных между его вышеуказанными панелями +Z и -Z, раскрывающиеся трехслойные сотовые панели радиатора с двухсторонним излучением тепла в рабочем положении устанавливают под определенным углом к излучающим тепло поверхностям панелей +Z и -Z модуля полезной нагрузки, размещая оси вращения их вблизи продольных торцов указанных панелей +Z и -Z, причем модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем прикрепляют к несущей силовой конструкции корпуса аппарата, размещенной в центральной зоне между панелями +Z и -Z, при этом несущую силовую конструкцию выполняют в виде сетчатой стержневой конструкции, а подсистему терморегулирования модуля полезной нагрузки дополняют сдублированным циркуляционным контуром с двухфазным теплоносителем, при этом каждый циркуляционный контур с двухфазным теплоносителем гидравлически выполняют по параллельно-последовательной схеме: коллекторы контура, размещенные на внутренних поверхностях панелей +Z и -Z, устанавливают в параллельных линиях с одинаковыми гидравлическими сопротивлениями, встроенные коллекторы панелей, размещенных между панелями +Z и -Z, соединяют последовательно, а встроенные одинаковые коллекторы раскрывающихся панелей радиатора, размещенных в диагонально противоположных плоскостях, располагают в идентичных параллельных линиях, причем составляющие элементы каждого циркуляционного контура по направлению движения теплоносителя гидравлически соединяют по схеме: центробежный насос - коллекторы панелей +Z и -Z - коллекторы панелей, размещенных между панелями +Z и -Z - устройство с переменным гидравлическим сопротивлением - коллекторы раскрывающихся панелей - переключатель потоков теплоносителя - коллектор переохладителя - двухфазножидкостный теплообменник - черпаковый насос - центробежный насос и включающий в себя капиллярный насос аккумулятор, сообщенный своей зоной расположения в нем жидкой фазы теплоносителя с линией тракта, расположенной между черпаковым насосом и центробежным насосом, что и 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 заявляемом изобретении.

По предлагаемому способу (см. фиг.1-4) компоновку космического аппарата, например, мощного телекоммуникационного спутника с потребляемой электрической мощностью 25000 Вт и с длительным сроком эксплуатации на орбите (не менее 15 лет) и высокой надежностью (с вероятностью безотказной работы не менее 0,99), выполняют следующим образом (см. фиг.1-4): предусматривают изготовление по отдельности модуля полезной нагрузки (МЛН) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2 совместно с несущей силовой конструкцией 3 корпуса КА, объединяемых в единое целое по механическим, электрическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления космического аппарата:

- размещают трехслойные сотовые панели 1.1, 1.2 и 2.1, 2.2 (с встроенными тепловыми трубами 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1) МПН 1 и МСС 2 в плоскостях, перпендикулярных к осям +Z, -Z аппарата (северная и южная стороны спутника);

- приборы МСС 2 размещают на внутренних поверхностях панелей 2.1, 2.2;

- размещают максимально возможное количество приборов МПН 1 на поверхностях панелей 1.1 и 1.2, расположенных напротив их излучающих поверхностей;

- между панелями +Z и -Z МПН 1 перпендикулярно к ним размещают трехслойные сотовые панели 1.3-1.5 (с встроенными коллекторами-трактами для циркуляции двухфазного теплоносителя) и размещают на их поверхностях остальную часть приборов МПН 1;

- устанавливают раскрывающиеся панели 1.6, 1.7 радиатора;

- соединяют по отдельности трубопроводами соответствующие коллекторы панелей МПН 1 и устройства каждого сдублированного циркуляционного контура в единое целое (после изготовления заправляют теплоносителем, например, аммиаком) (см. фиг.4, где второй (резервный), идентичный первому, циркуляционный контур с двухфазным теплоносителем условно не показан: 1 - МПН; 1.1 - панель +Z МПН; 1.1.1 - коллектор панели 1.1; 1.1.2 - тепловая труба панели 1.1; 1.2 - панель - Z; 1.2.1 - коллектор панели 1.2; 1.2.2 - тепловая труба панели -Z; 1.2, 1.3, 1.4, 1.5 - панели, размещенные между панелями +Z и -Z; 1.3.1, 1.4.1, 1.5.1 - коллекторы панелей 1.3, 1.4, 1.5; 1.8 - устройство с переменным гидравлическим сопротивлением; 1.6, 1.7 - раскрывающиеся панели радиатора; 1.6.1, 1.7.1 - коллекторы раскрывающихся панелей радиатора; 1.9 - переключатель потоков теплоносителя; 1.10 - переохладитель теплоносителя; 1.11 - двухфазножидкостный теплообменник; 1.12 - аккумулятор; 1.12.1 - капиллярный насос; 1.13 - блок насосов; 1.13.1 черпаковый насос; 1.13.2 - центробежный насос; 1.13.3 - клапан; 1.14 - чувствительный элемент - датчик температуры; 1.15 - блок управления);

- предусматривают проведение наземной отработки, испытаний по отдельности МПН 1 и МСС 2;

- после получения положительных результатов испытаний МПН 1 и МСС 2 осуществляют сборку КА: объединяют в единое целое МПН1 и МСС 2 (см. фиг.1) по механическим, электрическим интерфейсам (торцы КА со стороны осей +Х, -X, +Y, -Y закрывают штатной теплоизоляцией) и проводят испытания КА в целом и после получения положительных результатов испытаний отправляют его на полигон запуска КА.

Работа скомпонованного по предложенному способу космического аппарата происходит следующим образом (см. фиг.1 и 4).

После выведения аппарата на рабочую орбиту (работает минимально необходимое количество приборов и замещающие электрообогреватели), например, на геостационарную, происходит включение в работу капиллярного насоса 1.12.1, черпакового и центробежного насосов 1.13.1, 1.13.2, раскрытие раскрывающихся панелей 1.6, 1.7 радиатора, а затем согласно циклограмме работы - включение соответствующих приборов МСС 2, а затем - МЛН 1.

Требуемые комфортные условия работы приборов аппарата обеспечиваются тепловыми трубами 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1 и циркуляцией двухфазного теплоносителя по трактам сдублированного циркуляционного контура.

В случае отказа (например, потеря герметичности тракта) одного из циркуляционных контуров практически такие же комфортные условия работы приборов обеспечивает второй работоспособный циркуляционный контур в сочетании с работоспособными тепловыми трубами.

В настоящее время разработана компоновка вновь разрабатываемого мощного телекоммуникационного спутника по предложенному авторами способу. В процессе компоновки спутника были рассмотрены различные варианты компоновки спутника с использованием известных технических решений по этому вопросу и предложенного авторами способа и установлено, что в результате разработки компоновки вышеуказанного спутника по предложенному авторами способу:

- обеспечивается существенное снижение массы мощного КА до приемлемой величины в результате существенного улучшения относительной массовой характеристики СТР: предложенная компоновка обеспечивает удельные массовые затраты менее 21,5 кг/кВт, то есть осредненные каждые 21,5 кг массы СТР обеспечивают отвод в космическое пространство не менее 1000 Вт тепловой нагрузки (в то время как указанный показатель для наиболее совершенных в настоящее время СТР равен 28,8-29,4 кг/кВт);

- гарантированно обеспечивается изменение рабочих температур приборов в узком диапазоне при всех режимах работы КА в целом;

- проведенные расчеты показали, что СТР согласно предложенной компоновке имеет высокую величину вероятности безотказной работы: не менее 0,99 в течение эксплуатации на орбите не менее 15 лет, что повышает и надежность работы КА на орбите;

- конфигурация мощного КА, скомпонованного согласно вышеупомянутому способу, такова, что КА размещается в заданной зоне полезной нагрузки под обтекателем ракеты - носителя типа "Протон", обеспечивается транспортировка существующим транспортным самолетом типа "Ан-124" и возможно проведение необходимых испытаний в существующей термобарокамере, то есть, как видно из вышеизложенного, тем достигаются цели изобретения.

Изобретение относится к области космической техники, в частности - к мощным геостационарным телекоммуникационным спутникам. Способ компоновки космического аппарата заключается в том, что часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на внутренних поверхностях взаимно противоположно размещенных и установленных перпендикулярно к осям +Z, -Z аппарата их трехслойных сотовых панелей +Z и -Z, включающих в себя расположенные параллельно к осям +Y, -Y аппарата тепловые трубы системы терморегулирования. Другую часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на трехслойных сотовых панелях, перпендикулярно расположенных между его вышеуказанными панелями +Z и -Z, раскрывающиеся трехслойные сотовые панели радиатора с двухсторонним излучением тепла в рабочем положении устанавливают под определенным углом к излучающим тепло поверхностям панелей +Z и -Z модуля полезной нагрузки. Несущую силовую конструкцию выполняют в виде сетчатой стержневой конструкции, а подсистему терморегулирования модуля полезной нагрузки дополняют сдублированным циркуляционным контуром с двухфазным теплоносителем, изобретение направлено на уменьшение массы и улучшение эксплуатационных характеристик мощного телекоммуникационного спутника. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Способ компоновки космического аппарата, который выполняют состоящим из двух модулей: модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем, и приборы модуля служебных систем и часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на внутренних поверхностях, взаимно противоположно размещенных и установленных перпендикулярно к осям +Z, -Z аппарата их трехслойных сотовых панелей +Z и -Z, включающих в себя расположенные параллельно к осям +Y, -Y аппарата тепловые трубы системы терморегулирования, и наружные поверхности вышеуказанных панелей выполняют в качестве излучателей избыточного тепла приборов, а другую часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на трехслойных сотовых панелях, перпендикулярно расположенных между его вышеуказанными панелями +Z и -Z, раскрывающиеся трехслойные сотовые панели радиатора с двухсторонним излучением тепла в рабочем положении устанавливают под определенным углом к излучающим тепло поверхностям панелей +Z и -Z модуля полезной нагрузки, размещая оси вращения их вблизи продольных торцов указанных панелей +Z и -Z, причем модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем прикрепляют к несущей силовой конструкции корпуса аппарата, размещенной в центральной зоне между панелями +Z и -Z, отличающийся тем, что несущую силовую конструкцию выполняют в виде сетчатой стержневой конструкции, а подсистему терморегулирования модуля полезной нагрузки дополняют сдублированным циркуляционным контуром с двухфазным теплоносителем.

2. Способ компоновки космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что каждый циркуляционный контур с двухфазным теплоносителем гидравлически выполняют по параллельно-последовательной схеме: коллекторы контура, размещенные на внутренних поверхностях панелей +Z и -Z, устанавливают в параллельных линиях с одинаковыми гидравлическими сопротивлениями, встроенные коллекторы панелей, размещенных между панелями +Z и -Z, соединяют последовательно, а встроенные одинаковые коллекторы раскрывающихся панелей радиатора, размещенных в диагонально противоположных плоскостях, располагают в идентичных параллельных линиях, причем составляющие элементы каждого циркуляционного контура по направлению движения теплоносителя гидравлически соединяют по схеме: центробежный насос - коллекторы панелей +Z и -Z - коллекторы панелей, размещенных между панелями +Z и -Z, - устройство с переменным гидравлическим сопротивлением - коллекторы раскрывающихся панелей - переключатель потоков теплоносителя - коллектор переохладителя - двухфазно-жидкостный теплообменник - черпаковый насос - центробежный насос и включающий в себя капиллярный насос аккумулятор, сообщенный своей зоной расположения в нем жидкой фазы теплоносителя с линией тракта, расположенной между черпаковым насосом и центробежным насосом.