УСТРОЙСТВО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА, РАЗМЕЩЕННОГО В СБОРОЧНО-ЗАЩИТНОМ БЛОКЕ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) Российский патент 2015 года по МПК B64G1/50 B64G5/00 

Изобретения относятся к ракетно-космической технике и предназначены для обеспечения температурного режима космического аппарата (КА) и его бортовой аппаратуры в период предстартовой подготовки космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН).

В настоящее время на современных КА возникла необходимость термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного под головным обтекателем (ГО) в период предстартовой подготовки (при его отработке в наземных условиях), вплоть до старта РКН при широком диапазоне значений температур окружающей среды.

Это продиктовано тем, что при предстартовой подготовке изделия требуется отведение избыточного тепла, например при подзаряде аккумуляторных батарей в процессе длительной стоянки на старте, а также при проведении электрических проверок для приборов, отводящих избыточное тепло через их посадочные поверхности и при длительном термостатировании оптических элементов целевой аппаратуры в узком заданном значении температур перед стартом РКН.

Известно устройство термостатирования КА КГЧ РКН (патент RU №2386572), при котором избыточное тепло от сотовых панелей с тепловыделяющей аппаратурой при наземных испытаниях отводится циркулирующим жидким теплоносителем в теплообменники съемного блока. Циркуляционный тракт КА соединен с трактом съемного блока.

Тепло от теплообменников съемного блока отводится холодоносителем в наземную систему обеспечения теплового режима.

Недостатком известного устройства является то, что его невозможно использовать для термостатирования бортовой аппаратуры КА при нахождении КА в составе КГЧ РКН на стартовой позиции, так как:

- невозможно в составе КГЧ в стартовой позиции слить теплоноситель из магистралей системы терморегулирования (СТР) и после соединения тракта теплоносителя в конфигурации, соответствующей для работы в полете, заправить теплоноситель, так как заправка и слив теплоносителя для изделий разработки нашего предприятия проводится на заправочной станции;

- для ручного соединения тракта теплоносителя в конфигурации, соответствующей для работы в полете, потребуется наличие площадок обслуживания; на изделиях разработки нашего предприятия площадки обслуживания стартовой системы отводятся от КГЧ не позднее 45 мин до старта РКН; в связи с этим термостатирование КА прекращается в течение 45-60 мин;

- при размещении съемного блока на кабель-заправочной мачте потребуется доработка стартовой системы;

- расстыковка магистралей циркуляционного тракта КА может привести к скрытым дефектам СТР: повреждение, изнашивание уплотнительных стыков, химическое изменение теплоносителя, загрязнение и коррозия гидромагистралей, это повлечет отказы СТР, проявляющиеся в процессе штатной работы КА.

Известно устройство термостатирования КА в КГЧ РКН (патент RU №2353556 - прототип), включающее отверстие вдува термостатирующей среды (ТС) в КГЧ с диффузором и отверстие истечения среды, обеспечивающие перетекание по длине КГЧ среды и ее истечения, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования полезного груза и приборов системы управления во время предстартовой подготовки КГЧ РКН.

Недостаток известного технического решения заключается в том, что:

- для эффективного теплосъема интерференционным обтеканием приборы должны находиться в потоке ТС и теплоотвод с приборов должен проводиться со всей поверхности прибора; если теплоотводящими поверхностями являются посадочные места приборов и приборы размещены внутри отсеков КА, известный способ термостатирования является неэффективным; например, для аппаратуры, устанавливаемой в негерметичных отсеках КА;

- поддержание отдельных элементов конструкции КА (например оптических элементов целевой аппаратуры перед стартом РКН) в заданном узком диапазоне значений температур в течение длительного времени вне зависимости от значений температур окружающей КА среды невозможно, так как температура ТС зависит от температуры окружающей КГЧ среды и может задаваться в широком диапазоне значений.

Также недостатком является то, что подача ТС среды в КГЧ может прекращаться за длительное время до старта РКН, обусловленное расстыковкой магистралей питания ТС за длительное время до старта РКН при проведении технологических операций по подготовке стартового сооружения к пуску. Для ракет-носителей разработки нашего предприятия прекращение подачи ТС в КГЧ производится за 45-60 мин до старта.

Задачей предложенного технического решения является повышение эффективности термостатирования при высоких значениях тепловыделений бортовой аппаратуры КА и при широком значении температур окружающей среды вплоть до старта РКН, включая этап предстартовой подготовки после отключения подачи газового компонента.

В варианте 1 указанная цель достигается тем, что устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающего головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя СТР космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемное соединение трубопроводов установлено на космическом аппарате перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось ГО, а на ГО выполнен люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой.

В варианте 2 указанная цель достигается тем, что устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающего головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемные соединения трубопроводов установлены на космическом аппарате параллельно продольной оси ГО, а на переходном отсеке выполнен люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой.

На чертежах представлены заявленные устройства (на фиг. 1 - вариант 1, на фиг. 2 - вариант 2).

Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата 1 (фиг. 1), размещенного в сборочно-защитном блоке (СЗБ) РКН, содержащее отверстия вдува 2 с диффузором и отверстие истечения 3 термостатирующей среды, которые выполнены в ГО 4, при этом циркуляционный тракт теплоносителя 5 СТР 6, предназначенный для термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата 1, снабжен, по меньшей мере, рекуперативным жидкостно-жидкостным теплообменным агрегатом (ЖЖТА) 7, к которому подводится и отводится теплоноситель по трубопроводам соответственно 8, 9 СТР 6, при этом ЖЖТА 7 соединен с подводящим и отводящим хладагент быстроразъемными трубопроводами соответственно 10, 11, быстроразъемное соединение 12, которое установлено на космическом аппарате 1 перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось 13 ГО 4, а на ГО 4 выполнен люк с самозахлопывающейся крышкой 14 под быстроразъемное соединение 12, подводящий и отводящий хладагент магистрали соответственно 15, 16 наземных средств термостатирования, при этом на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате 7, быстроразъемном соединении 12, а также на подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводах 10, 11 нанесена теплоизоляция 17.

По второму варианту быстроразъемные соединения 18, 19 для подвода и отвода хладагента от быстроразъемных трубопроводов соответственно 20, 21 установлены на космическом аппарате 1 параллельно продольной оси 15 ГО 4, а люк с самозахлопывающейся крышкой 22 под быстроразъемное соединение 23 подводящих и отводящих хладагент магистралей соответственно 24, 25 наземных средств термостатирования выполнен на переходном отсеке 26.

Термостатируемая бортовая аппаратура космического аппарата 1, размещенного в сборочно-защитном блоке (СЗБ), включает створки ГО 4 и переходной отсек 26 (фиг. 1 и 2).

Устройство по первому варианту работает следующим образом. Термостатирующая среда подается во внутреннюю полость ГО 4 через отверстие вдува 2 в верхней части ГО 4 и, обтекая КА 1, истекает из внутренней полости ГО 4 наружу через отверстие истечения 3 в нижней части ГО 4. Перед началом электрических испытаний КА 1, перед началом проведения работ с аккумуляторными батареями КА или перед началом термостабилизации элементов КА хладагент из магистрали наземных средств термостатирования 15 поступает через подводящий хладагент трубопровод 10 в ЖЖТА 7. В ЖЖТА 7 осуществляется передача теплоты, аккумулированной теплоносителем в циркуляционном тракте 5 от тепловыделяющей бортовой аппаратуры КА 1 и от элементов конструкции КА 1, требующих термостабилизации к моменту пуска РКН к хладагенту. Расход хладагента от наземной жидкостной системы теплового режима (ЖСОТР) стартового комплекса составляет от 0 до 500 см³/с. Температура хладагента на входе в быстроразъемное соединение 12 составляет от минус 10 до плюс 40°С. Отвод хладагента из ЖЖТА 7 производится по отводящему хладагент трубопроводу 11 через быстроразъемное соединение 12 в наземную магистрали 6. Подача теплоносителя СТР 6 в ЖЖТА 7 обеспечивается работой гидроблоков (насосов), расположенных в циркуляционном тракте теплоносителя 5 СТР 6 (на чертеже не показано) После завершения электрических испытаний, работ с аккумуляторными батареями КА или термостабилизации элементов КА 1 перед стартом РКН проводят слив хладагента из бортовых магистралей в наземные магистрали. Для этого проводят продувку ЖЖТА 7, подводящих и отводящих хладагент трубопроводов 10, 11 газовым компонентом, который проводят в несколько циклов. Это обеспечивает отсутствие загрязнения КА 1 остатками хладагента на этапе орбитального полета. Далее проводят автоматическую расстыковку наземных магистралей 15, 16 с быстроразъемным соединением 12, и люк с замозахлопывающейся крышкой 14 закрывается.

Устройство по второму варианту работает аналогично первому, но из-за конструктивных особенностей сборочно-защитного блока 26, обусловленных большими габаритными размерами по сравнению с сборочно-защитным блоком по первому варианту, люк с самозахлопывающейся крышкой 22 под быстроразъемное соединение 23 подводящих и отводящих хладоагент магистралей соответственно 24, 25 наземных средств термостатирования выполнен на переходном отсеке 26.

Использование заявленного устройства позволит повысить эффективность термостатирования КА и его бортовой аппаратуры при высоких значениях тепловыделений при широком значении температур окружающей КА среды вплоть до старта РКН, включая этап предстартовой подготовки после отключения подачи газового компонента, а также обеспечить термостабилизацию оптических систем целевой аппаратуры для сокращения времени начала его работы при орбитальном полете.

Группа изобретений относится к средствам предстартовой подготовки космического аппарата (КА). Устройство содержит противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, включенный в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования КА. Этот агрегат сообщен с наземным средством термостатирования посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов (БРТ) с быстроразъемными соединениями (БРС). На данном агрегате БРТ и БРС установлена теплоизоляция. В первом варианте БРС установлены на КА перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось головного обтекателя (ГО), в котором выполнен люк под БРС. Во втором варианте часть БРС установлена на КА параллельно продольной оси ГО, а другая часть БРС, соединенная с первой посредством БРТ, - на переходном отсеке, где выполнен соответствующий люк. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности термостатирования бортовой аппаратуры КА при высоких значениях её тепловыделения и в широком диапазоне температур окружающей среды. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

1. Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающем головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемное соединение трубопроводов установлено на космическом аппарате перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось головного обтекателя, а на головном обтекателе выполнен люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой.

2. Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающем головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативнном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемные соединения трубопроводов установлены на космическом аппарате параллельно продольной оси головного обтекателя, а люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой выполнен на переходном отсеке.