Приборный отсек космического аппарата Российский патент 2017 года по МПК B64G1/22 B64G1/50 

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании моноблоков, объединяющих приборы и системы различного назначения (основные узлы, элементы целевой аппаратуры и служебных систем).

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является создание конструкции, обеспечивающей высокие требования по жесткости и геометрической стабильности размеров от действия температур при работе в космосе и устойчивости при выводе на орбиту.

Известна конструкция приборного отсека космического аппарата (патент на полезную модель RU 101011, опубл. 10.01.2011 г.), включающая корпус из сотопанелей, внутри которого размещена аппаратура, при этом корпус выполнен в виде шестигранной призмы с шестью боковыми панелями, а также нижней, центральной и верхней панелями, причем две оппозитные боковые сотопанели снабжены тепловыми трубами и выполнены в виде панелей-радиаторов, на которых установлены тепловыделяющие элементы аппаратуры, нуждающиеся в более интенсивном теплообмене. Отвод тепла из зон локального тепловыделения в местах размещения на сотопанелях тепловыделяющих элементов при ее работе осуществляется тепловыми трубами, за счет которых тепло в зонах локального нагрева перераспределяется в относительно более холодные участки радиаторов, что значительно повышает эффективность отвода тепла.

Наличие поперечных верхней, нижней и центральной сотопанелей обеспечивает требуемую жесткость и прочность корпуса, а размещение на них элементов аппаратуры и другого оборудования, не нуждающегося в интенсивном теплообмене, повышает степень заполнения внутреннего пространства, однако данную конструкцию нельзя использовать для установки элементов аппаратуры и оборудования, которое чувствительно к небольшим градиентам температур, возникающим на силовых элементах, на которых оно установлено. Перераспределение тепла в зонах локального нагрева в относительно более холодные участки сотопанелей, являющихся силовыми элементами конструкции, с помощью тепловых труб, которые в них проложены, приводит к участию силовых элементов в передаче тепловой энергии, а значит на них имеет место градиент температур, приводящий к температурным поводкам.

Известны другие аналогичные предлагаемому изобретению конструкции, например, из описаний к патентам на изобретения RU: 2389660 (опубл. 20.05.2010 г.) и 2388664 (опубл. 10.05.2010 г.).

Конструкция приборного отсека по первому из вышеуказанных патентов включает в себя несущую конструкцию с силовыми элементами, выполненную в виде правильной треугольной призмы. Один торец несущей конструкции перекрыт шестиугольной платформой с габаритными размерами, большими размеров торца конструкции. Платформа выполнена в виде плоской трехслойной панели с несущими слоями и заполнителем. В осевом проеме несущей конструкции размещена двигательная установка с топливным баком и тремя блоками двигателей. Радиаторы-излучатели в виде прямоугольных трехслойных панелей с сотовым заполнителем и сложенные солнечные батареи размещены параллельно боковым стенкам несущей конструкции. Платформа и радиаторы-излучатели снабжены тепловыми трубами для сброса избыточного тепла в космическое пространство. Часть тепловых труб проложена внутри сотового заполнителя платформы. Блоки аппаратуры размещены между несущей конструкцией и торцом платформы. Датчики ориентации размещены на внешних элементах конструкции. Данный приборный отсек является конструктивной базой для создания космических аппаратов различного назначения, обеспечивающих эффективный сброс избыточного тепла в космическое пространство в широких диапазонах ориентации относительно Солнца и Земли.

Конструкция по второму указанному выше патенту наиболее близка к конструкции заявляемого изобретения и касается приборного отсека космического аппарата, оснащенного целевой и исследовательской аппаратурой для работы на целевой орбите. Известный приборный отсек включает в себя несущую конструкцию, имеющую осевой проем, платформу, на которой размещены блоки аппаратуры, систему терморегулирования со средством отвода тепла в космическое пространство, систему энергопитания с источником электрической энергии. Платформа выполнена в форме шестиугольника, в виде плоской трехслойной панели с несущими слоями и заполнителем, с периметром, составленным из чередующихся при его обходе коротких и длинных сторон, и размещена с перекрытием верхнего торца несущей конструкции, причем габаритные размеры платформы выбраны большими габаритных размеров несущей конструкции в поперечном направлении. Несущая конструкция выполнена в форме прямой призмы с основанием в виде правильного треугольника, вдоль ребер которой пропущены боковые силовые элементы, при этом боковые стенки призмы ориентированы параллельно длинным сторонам платформы. Система терморегулирования снабжена тремя каскадами тепловых труб, а средство отвода тепла в космическое пространство выполнено в виде трех радиаторов-излучателей. Каскады тепловых труб выполнены с обеспечением возможности теплового контакта между тепловыми трубами первого и второго каскадов, а также второго и третьего каскадов. Радиаторы-излучатели выполнены в виде прямоугольных трехслойных панелей с сотовым заполнителем, которые размещены параллельно боковым стенкам несущей конструкции и внутренними сторонами присоединены вплотную к торцам длинных сторон платформы. Тепловые трубы первого и второго каскадов проложены внутри сотового заполнителя платформы, при этом тепловые трубы первого каскада на большей части своей длины проложены между боковыми гранями несущей конструкции и торцом платформы с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панели платформы. Тепловая труба второго каскада на большей части своей длины размещена вдоль торцов длинных сторон платформы. Тепловые трубы третьего каскада проложены внутри сотового заполнителя радиаторов-излучателей с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панелей радиаторов-излучателей, причем упомянутая аппаратура установлена на платформе между несущей конструкцией и торцом платформы.

Недостатками аналогов является то, что применение трехгранной формы несущей конструкции, за которой устанавливают элементы аппаратуры, снижает плотность компоновки. Кроме того, в этих конструкциях не решена проблема по обеспечению термоустойчивости конструкции от воздействия тепла, выделяемого тепловыделяющими элементами аппаратуры, т.к. в теплоотводе участвуют силовые элементы конструкции, что снижает надежность и эффективность работы на орбите.

Техническим результатом заявляемого устройства является оптимизация компоновки, повышение прочности и жесткости конструкции при наземных операциях и выведении на орбиту и повышение термоустойчивости при работе на орбите.

Указанный технический результат достигается за счет того, что приборный отсек космического аппарата, включающий несущую конструкцию, окруженную излучателем, верхний и нижней торцы которой соединены боковыми силовыми элементами, систему терморегулирования с тепловыми трубами и с отводом тепла в космическое пространство, блоки аппаратуры, тепловыделяющие элементы которой размещены с двух сторон платформы, выполненной в форме шестиугольника в виде плоской многослойной панели с периметром, составленным из чередующихся при его обходе коротких и длинных сторон, и закрепленной на верхнем торце несущей конструкции, а ее нижний торец выполнен в виде правильного треугольника, стороны которого ориентированы параллельно длинным сторонам платформы, отличается от ближайшего аналога тем, что:

- несущая конструкция выполнена на основе тепловых труб,

- ее верхний торец повторяет контур платформы,

- боковые силовые элементы, пропущенные из вершин верхнего торца несущей конструкции, сгруппированы попарно в вершинах нижнего торца, расположенных напротив коротких сторон верхнего торца,

- крепление тепловыделяющих элементов, размещенных на платформе, осуществляют с помощью кронштейнов, с формированием между ними и платформой зазоров;

- элементы аппаратуры, не требующие охлаждения, установлены на ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции,

- система терморегулирования снабжена датчиками температуры и нагревателями и объединяет две системы,

- одна из систем обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, и включает радиатор-излучатель, выполненный в виде цилиндрического экрана, и соединенные с ним тепловые трубы, установленные с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами,

- другая система обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения и включает низкотемпературные тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с этими элементами, и снабженные интерфейсом для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата для отвода тепла в космическое пространство.

Выполнение несущей конструкции на основе тепловых труб как конструкционных элементов, обладающих максимальной теплопроводностью и малым коэффициентом линейного расширения, позволяет совместить функцию силового элемента по обеспечению прочности и жесткости с функцией по обеспечению теплоустойчивости.

Конфигурация верхнего торца несущей конструкции, повторяющего контур платформы, выбрана из условия оптимизации размещения тепловыделяющих элементов аппаратуры внутри торца несущей конструкции, в элементах которой удерживается напряжение в зоне абсолютной упругости, что объединяет элементы аппаратуры в единую схему и позволяет обеспечить жесткость и устойчивость при траекторных перегрузках.

Выполнение боковых силовых элементов пропущенными из вершин верхнего торца несущей конструкции и сгруппированными попарно в вершинах нижнего торца обеспечивает жесткость, прочность и устойчивость конструкции при траекторных перегрузках и работе на орбите.

Осуществление крепления тепловыделяющих элементов, размещенных на платформе, с помощью кронштейнов, для формированием между ними и платформой теплоизолирующих зазоров, позволяет тепловые трубы, отводящие тепло, непосредственно состыковать с тепловыделяющими элементами и отделить их от силовой конструкции, что позволяет осуществить отвод тепла от тепловыделяющих элементов не по силовому каркасу, а непосредственно на теплоизолированный экран-излучатель, обеспечив поддержание одинаковой температуры всех элементов силового каркаса и сведя к минимуму его температурные деформации.

Установка элементов аппаратуры, не требующих охлаждения, на ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции, позволяет, кроме оптимизации компоновки, разнести в разные места элементы, отличающиеся по функциональному назначению, и с учетом допустимого для них температурного диапазона обеспечить их функциональную надежность.

Снабжение конструкции датчиками температуры и нагревателями необходимо для обеспечения возможности контроля и регулировки температуры силовых элементов как элементов, наиболее сильно влияющих на взаимное расположение оптических элементов, в процессе поддерживания требуемого теплового режима.

Выполнение системы термостабилизации приборного отсека космического аппарата в виде объединенных двух систем: системы с отводом тепла в космическое пространство, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, и системы, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, позволяет обеспечить термостабильность конструкции при обеспечении различных температурных условий работы приборов при работе космического аппарата на орбите в условиях тепловых воздействий со стороны тепловыделяющих элементов во время длительных сеансов наблюдений.

Выполнение радиатора-излучателя в виде цилиндрического экрана позволяет обеспечить температурную стабилизацию элементов конструкции, расположенных внутри экрана.

Установка тепловых труб, отводящих тепло от тепловыделяющих элементов, с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами, позволяет осуществлять теплосъем без промежуточных конструктивных элементов приборного отсека.

На фиг. 1, 2, 3 изображены схемы заявляемого модуля, где:

1 - нижний торец несущей конструкции (фермы каркаса),

2 - верхний торец несущей конструкции (фермы каркаса),

3 - боковые элементы несущей конструкции (фермы каркаса),

4 - экран-излучатель,

5 - платформа,

6 - тепловые трубы, передающие тепло от тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения,

7 - низкотемпературные тепловые трубы, передающие тепло от тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения,

8 - тепловыделяющие элементы аппаратуры, размещенные на платформе и не требующие низкотемпературного охлаждения,

9 - тепловыделяющие элементы аппаратуры, размещенные на платформе и требующие низкотемпературного охлаждения,

10 - ферма для размещения оптики, не требующей специального охлаждения.

Примером конкретного выполнения заявляемого приборного отсека космического аппарата может служить конструкция оптико-механического блока (ОМБ), расположенного на оптической скамье телескопа в инструментальном отсеке. В состав ОМБ входят: несущая конструкция в виде силового каркаса, три спектрографа, три датчика гида и система терморегулирования. Функции обеспечения прочности и теплоустойчивости разделены между силовым каркасом и системой терморегулирования. Материалом для силового каркаса выбран сплав титана ОТ4. Он обладает необходимыми качествами, а именно: высокой удельной прочностью, высокой технологичностью, уменьшенным температурным коэффициентом линейного расширения и минимальным газовыделением в вакууме. Силовой каркас обеспечивает прочность ОМБ при наземных операциях и выведении на орбиту и обеспечивает устойчивость ОМБ при работе на орбите. Силовой каркас состоит из трех частей: платформы, фермы каркаса и фермы оптики. Все силовые элементы ОМБ имеют необходимые запасы прочности, которые позволяют при траекторных перегрузках удерживать напряжения в элементах конструкции в зоне абсолютной упругости. Это обеспечивает сохранность юстировки оптических элементов. Ферма каркаса выполнена на основе тепловых труб, соединенных в месте пересечения узловыми элементами, выполненными из алюминиевого сплава, для улучшения теплопередачи между тепловыми трубами. Сварная платформа выполнена в виде двух листов, соединенных сотовой конструкцией, со вставными фрезерованными элементами. Платформа имеет посадочные места для точного закрепления ОМБ на оптической скамье телескопа. К оптической скамье телескопа (на чертеже не показано) ОМБ крепится тремя винтами M14×1,5, что обеспечивает необходимую прочность крепления при заданных перегрузках. Сварная ферма каркаса, выполненная из титановых труб диаметром 30 мм, обеспечивает прочное и жесткое позиционирование оптических элементов, расположенных на ферме оптики, относительно оптических элементов, расположенных на платформе. Ферма оптики сварена из титановых труб диаметром 20 мм. Она крепится к ферме каркаса тремя винтами М8 и обеспечивает прочное и жесткое позиционирование оптических элементов. В конструкции выполнено трехуровневое размещение элементов аппаратуры, включающее: крепление на ферме оптики только оптических элементов, не требующих охлаждения, а других электронно-оптических элементов, требующих охлаждения, - на платформе, с двух ее сторон. С одной стороны, на наружной поверхности, обращенной к оптической платформе, - три датчика гида с тепловыделением 10 Вт каждый, входящих в бортовую систему, обеспечивающую наведение телескопа на выбранный объект наблюдения, а с другой, на внутренней поверхности платформы - оптические и электронные элементы спектрографов. Ими являются: МКП приемник спектрографа с тепловыделением 10 Вт; контроллер ПЗС приемников двух спектрографов с тепловыделением 15 Вт, ПЗС приемников двух спектрографов с суммарным тепловыделением 10 Вт. Тепловыделяющие элементы крепятся к платформе кронштейнами для формирования теплоизолирующего зазора. В систему, обеспечивающую отвод тепла от элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, входят: цилиндрический экран-излучатель; тепловые трубы, отводящие тепло от тепловыделяющих элементов конструкции на экран-излучатель. Экран-излучатель снабжен кольцевыми тепловыми трубами, расположенными на наружной поверхности цилиндра, и крепится к силовому каркасу через теплоизолирующие элементы и силовые развязки. Тепловые трубы, соединяющие внутреннюю цилиндрическую поверхность экрана-излучателя с тепловыделяющими электронными компонентами спектрографов и датчиками гида, обеспечивают температурную стабильность силового каркаса. В систему, обеспечивающую отвод тепла от элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, входят две низкотемпературных тепловых трубы, обеспечивающих охлаждение детекторов с ПЗС матрицами до минус 100°C. Кроме того, в систему терморегулирования также входит комплект датчиков температуры и электронагревателей для поддержания температуры элементов конструкции на заданном уровне. На каждой из девяти боковых тепловых титановых труб фермы каркаса расположены один датчик температуры и один нагреватель для обеспечения возможности контроля и регулировки температуры этих труб как элементов, наиболее сильно влияющих на взаимное расположение оптических элементов. На МКП, на контроллере ПЗС и на каждом датчике гида установлены по одному датчику температуры и нагревателю для поддержания температуры на одинаковом заданном уровне. На опорной стороне ПЗС приемников и на трех опорных кронштейнах низкотемпературной тепловой трубы установлены по одному датчику температуры и нагревателю для обеспечения температуры на местах крепления на одном уровне с температурой других элементов.

Функционально работу предлагаемого оптико-механического блока можно представить следующим образом.

Сборка, юстировка оптического тракта и калибровка должны проходить при температуре, соответствующей температуре эксплуатации на орбите, при этом калибровку можно проводить только в вакууме. Целесообразно подчеркнуть, что все работы должны вестись в помещениях с высокой чистотой воздуха. Сборка ОМБ проводится при вертикальном положении каркаса. На платформе 5 крепятся: со стороны оптической скамьи датчики гида, а с другой стороны - оптические и электронные элементы спектрографов. Сначала блок собирают без МКП, ПЗС и штатной оптики. В процессе изготовления дооснащают остальными блоками научной и исследовательской аппаратуры, которую размещают на внутренней стороне платформы 5 и ферме оптики 10. Все элементы аппаратуры объединены единым силовым каркасом, включающим платформу 5, ферму оптики 10, ферму каркаса 1, 2, 3. С использованием узлов соединения блок крепится к оптической скамье. На этапе выведения космического аппарата с ОМБ на орбиту обеспечивается прочность конструкции при воздействии высоких динамических нагрузок, т.к. выполняются условия, при которых напряжения в элементах конструкции, удерживающих оптические элементы, не выходят за пределы абсолютной упругости. Температурная стабильность обеспечивается за счет выполнения каркаса на основе тепловых труб. При работе космического модуля с целевой и исследовательской аппаратурой на целевой орбите, в условиях тепловых воздействий со стороны тепловыделяющих электронных компонентов во время длительных сеансов наблюдения, обеспечивается устойчивость конструкции за счет разделения функции обеспечения прочности и теплоустойчивости между силовым каркасом и системой терморегулирования. Избыточное тепло от аппаратуры с помощью тепловых труб 6, соединяющих внутреннюю цилиндрическую поверхность экрана-излучателя 4 с тепловыделяющими электронными компонентами спектрографов 8 и датчиками гида 8, передается на экран-излучатель 4, обеспечивая температурную стабильность силового каркаса 1, 2, 3 с платформой 5. Низкотемпературная тепловая труба 7, соединяющая детекторы спектрографов 9 и имеющая интерфейс для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой инструментального отсека, обеспечивает передачу тепловой нагрузки для сбрасывания избыточного тепла в космическое пространство. От тепловыделяющих элементов 8, размещенных на платформе 5, пятью тепловыми трубами 6 отводится на тонкостенный алюминиевый цилиндрический экран-излучатель 4 тепло (55 Вт) при температуре 20°C. От ПЗС приемников двух спектрографов 9 с суммарным тепловыделением 10 Вт тепло отводится низкотемпературными тепловыми трубами 7 при температуре минус 100°C на низкотемпературную тепловую трубу инструментального отсека

Т.о. использование заявляемой конструктивно-компоновочной схемы с увязкой оптических элементов, регистрирующей и контрольной аппаратурой в единый моноболок, и, применяя систему терморегулирования, объединяющую систему, обеспечивающую терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, и систему, обеспечивающую терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, позволяет обеспечить прочностные и тепловые требования, предъявляемые к конструкциям данной области техники и решить поставленную задачу.

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры. Несущая конструкция отсека выполнена на основе тепловых труб (ТТ). Её верхний торец повторяет контур платформы. Элементы аппаратуры, не требующие охлаждения, установлены на силовой ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции в виде правильного треугольника. Система терморегулирования объединяет две системы: одна обслуживает тепловыделяющие элементы, не требующие, а другая – требующие низкотемпературного охлаждения. Первая имеет цилиндрический радиатор-излучатель и соединенные с ним ТТ. Другая включает низкотемпературные ТТ, стыкуемые с низкотемпературной ТТ для отвода тепла в космическое пространство. Все ТТ имеют возможность теплового контакта с указанными тепловыделяющими элементами. Техническим результатом изобретения является оптимизация компоновки КА, повышение прочности и жесткости конструкции при наземных операциях и выведении, а также повышение термоустойчивости при работе на орбите. 3 ил.

Приборный отсек космического аппарата, включающий несущую конструкцию, окруженную излучателем, верхний и нижней торцы которой соединены боковыми силовыми элементами, систему терморегулирования с тепловыми трубами и с отводом тепла в космическое пространство, блоки аппаратуры, тепловыделяющие элементы которой размещены с двух сторон платформы, выполненной в форме шестиугольника, в виде плоской многослойной панели с периметром, составленным из чередующихся при его обходе коротких и длинных сторон, и закрепленной на верхнем торце несущей конструкции, причём ее нижний торец выполнен в виде правильного треугольника, стороны которого ориентированы параллельно длинным сторонам платформы, отличающийся тем, что несущая конструкция выполнена на основе тепловых труб, ее верхний торец повторяет контур платформы, а боковые силовые элементы, пропущенные из вершин верхнего торца несущей конструкции, сгруппированы попарно в вершинах нижнего торца, расположенных напротив коротких сторон верхнего торца, при этом тепловыделяющие элементы, размещенные на платформе, прикреплены к ней кронштейнами, с формированием между ними и платформой зазоров, а элементы аппаратуры, не требующие охлаждения, установлены на ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции, причем система терморегулирования снабжена датчиками температуры и нагревателями и объединяет две системы, одна из которых обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, и включает радиатор-излучатель, выполненный в виде цилиндрического экрана, и соединенные с ним тепловые трубы, установленные с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами, а другая система обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, и включает низкотемпературные тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с этими элементами, и снабженные интерфейсом для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата для отвода тепла в космическое пространство.