Космический аппарат Российский патент 2024 года по МПК B64G1/42 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании геостационарных мощных телекоммуникационных космических аппаратов (КА), создаваемых, например, на базе спутниковой платформы типа “Экспресс-1000”, имеющих в своем составе литий-ионные аккумуляторы (ЛИА), в частности, цилиндрического исполнения.

Анализ конструкции известного геостационарного КА (например, выполненного на основе патента RU №2430860 [1] показал, что его негерметичный приборный блок выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда, включающего южную (“-Z”) и северную (“+Z”) сотовые панели радиаторов (наружные поверхности которых покрыты оптическими солнечными отражателями) со встроенными тепловыми трубами системы терморегулирования (СТР), и на внутренней стороне их установлены приборы и устройства КА, в том числе литий-ионные аккумуляторные батареи (ЛИАБ), например, две, системы электропитания (СЭП), скомпонованные из нескольких десятков резервированных литий-ионных аккумуляторов (ЛИА) (смотрите фото ЛИАБ производства ОАО “Сатурн” (несколько десятков ЛИА призматического исполнения установлены на общем основании и помещены в одном общем призматическом корпусе) и фирмы SAFT (каждый ЛИА цилиндрического исполнения имеет собственный герметичный корпус и они прикреплены к общему основанию ЛИАБ) в таблице 2 статьи: “Электронный журнал “Труды МАИ”. Выпуск №60. Солнечные и аккумуляторные батареи ОАО “Сатурн” на космических аппаратах с электронными двигателями. В.В. Галкин [2]).

Описание ЛИАБ фирмы SAFT приведено в монографии “Министерство образования и науки Российской Федерации. Балтийский государственный технический университет “Военмех”. Спутниковая платформа “Экспресс-1000”. Учебное пособие. Под редакцией В.А. Бабука, Н.А. Тестоедова. Санкт-Петербург. 2015; подраздел 2.3.2, листы 15-16 [3].

Элементы ЛИАБ космического применения производства ОАО “Сатурн” изображены на рис.1 в статье журнала “Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т., 12, №4(3), 2010. Расчетно-экспериментальная оценка распределения температур в случае технологических сбоев в работе литий-ионного аккумуляторов космического назначения. Н.А. Проценко, В.Ю. Лапшин, Ж..М. Бледнова [4].

Согласно данным [2], [3], [4] в обоих вариантах избыточное тепло, выделяющееся при работе электрохимической системы ЛИА, отводится к его основанию, далее - к общему основанию ЛИАБ, который согласно [1] прикреплен к панели радиатора (“+Z”) или (“+Z”) и с поверхностей их излучается в космическое пространство. Причем торцы ЛИА присоединены с цилиндрическим корпусом кольцевым сварным соединением, и торцы ЛИА обращены вовнутрь приборного блока - напротив другим приборам приборного блока.

Применение ЛИАБ в составе КА обусловлено тем, что они, в частности, имеют существенно низкую относительную массу по сравнению с другими типами аккумуляторных батарей. В то же время анализ, проведенный авторами, научно-технических источников информации показал (смотрите [4], страницу 597, второе, третье и четвертое предложения во втором абзаце сверху), что одним из требований предъявляемых к БУ (байпасному устройству или байпасному переключателю - смотрите рис. 1 в [4]), является необходимость обеспечения неразрывности силовой цепи АБ в процессе его срабатывания. При этом неизбежно возникает кратковременное короткое замыкание (КЗ) аккумулятора, исключаемого из силовой цепи. Процесс КЗ сопровождается мощным тепловыделением, которое может привести к взрыву аккумулятора”. Это означает, как показал анализ, проведенный авторами, под воздействием образовавшегося при этом высокого давления газов разрушается в первую очередь (согласно ОСТ 92-1114-80, п. 3.1 [5] временное сопротивление - предел прочности сварного соединения (вблизи кольцевого сварного шва) ниже на (10-20)%, чем в остальных зонах конструкции) корпус или торец вблизи сварного стыка между ними под воздействием разрушающего давления

где - разрушающее давление;

- временное сопротивление материала стенки корпуса (торца) ЛИА;

η=0,8-0,9 - понижающий коэффициент из-за наличия сварного шва по ОСТ 92-1114-80;

- толщина стенки корпуса (торца);

- радиус корпуса,

и разрушенный торец, получивший огромную кинетическую энергию, повредит напротив (вблизи) расположенный прибор (приборы) КА и выведет из строя (и вполне возможно - КА в целом), как и при воздействии метеорита или техногенной частицы.

Таким образом, известная конструкция КА на основе [1] недостаточно надежно обеспечивает нормальное функционирование его на орбите, что является существенным недостатком известного технического решения - наиболее близкого прототипа предлагаемого авторами изобретения, внутри приборного блока которого в составе ЛИАБ установлены ЛИА цилиндрического исполнения.

Технической проблемой предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.

Поставленная цель достигается тем, что в предложенном авторами космическом аппарате (КА) негерметичного исполнения с радиационным охлаждением, содержащем приборный блок, выполненный в виде прямоугольного параллелепипеда, включающего восточную (“+Y”) и западную (“-Y”) сотовые панели, также включающего южную (“-Z”), северную (“+Z”) сотовые панели радиаторов с встроенными тепловыми трубами системы терморегулирования (СТР), на внутренних сторонах которых прикреплены устройства и приборы КА, кроме литий-ионных аккумуляторных батарей (ЛИАБ) системы электропитания (СЭП), скомпонованных из нескольких десятков резервированных литий-ионных аккумуляторов (ЛИА), причем каждый ЛИА цилиндрического исполнения имеет собственный герметичный корпус и они прикреплены к общему основанию ЛИАБ (в случае ЛИА призматического исполнения они также установлены на общем основании и помещены в одном общем призматическом корпусе), при этом торцы ЛИА присоединены с корпусами сваркой, а избыточное тепло, выделяющееся при работе электрохимической системы ЛИА, отводится к основанию, сообщенного с панелью автономного радиатора, расположенного аналогично радиаторам (“+Z”) или (“+Z”), с наружной поверхности которого излучается в космическое пространство, причем общее основание ЛИАБ установлено на силовой панели, находящейся внутри приборного блока в зоне, обеспечивающей нахождение наружных поверхностей торцов ЛИА цилиндрического исполнения (в случае ЛИА призматического исполнения нахождение поверхности общей крышки) вблизи плоскости наружной поверхности любой панели (“-Z”), (“+Z”), (“+Y”), (“-Y”) КА, у которых в космическом пространстве над наружными поверхностями торцов отсутствуют конструкционные элементы приборного блока и КА, причем к наружной поверхности основания ЛИАБ прикреплена панель с тепловыми трубами, например, с контурными тепловыми трубами, которые соединены с панелью автономного радиатора, 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 заявляемой конструкции КА.

На фигуре 1 изображена принципиальная схема реализации предлагаемого авторами КА (в пространственной системе координат [1]), функционирующего на геостационарной орбите, где: 1 - приборный блок КА; 2 - солнечные батареи КА; 3 - панель автономного радиатора (излучателя); 4 - ЛИАБ; 4.1 - наружные поверхности торцов ЛИА, расположенные, например, вблизи плоскости наружной поверхности панели (“+Y”); 4.2 - наружная поверхность основания ЛИАБ, установленного на специальной силовой панели 5; 6 - панель с тепловыми трубами, например, с контурными тепловыми трубами, прикрепленная к наружной поверхности 4.2 основания ЛИАБ; 7 - транспортные зоны тепловых труб (или паропроводы и конденсатопроводы контурных тепловых труб); -Z, +Z, +Y, +X - оси координат КА; (“+Z”), (“+Y”) - северная и восточная сотовые панели приборного блока 1, причем к наружной поверхности панелей (“+Z”), (“-Z”) для обеспечения высокоэффективной работы системы терморегулирования приклеены оптические солнечные отражатели.

После вывода КА на геостационарную орбиту (смотрите фиг. 1) она движется по орбите в восточном направлении панелью (“+Y”) вперед и в космическом пространстве над наружными поверхностями панелей (“+Y“), (“-Y“) отсутствуют конструкционные элементы приборного блока и КА, а над наружными поверхностями остальных панелей присутствуют конструкционные элементы: элементы солнечных батарей над панелями (“+Z”), (“-Z”), элементы антенн, приборов системы ориентации и системы коррекции над панелями (“+X”), (“-X”). Таким образом, наиболее предпочтительная зона расположения с точки зрения отсутствия в космическом пространстве над наружными поверхностями торцов ЛИА конструкционных элементов приборного блока и КА - это панели (“+Y”), (“Y”).

В этом случае, если (допустим) произойдет взрыв ЛИА, разрушенный торец его вылетает со скоростью 700 м/c (оценка) в космическое пространство, не повреждая остальные приборы, в том числе остальные ЛИА, и устройства КА и нормальное функционирование КА не нарушается, т.е. тем самым достигается цель изобретения.

Изобретение относится к конструкции и компоновке искусственных спутников, преимущественно телекоммуникационных высокой мощности, имеющих на борту литий-ионные аккумуляторы (ЛИА). В предлагаемой конструкции общее основание батареи ЛИА установлено на силовой панели, размещенной внутри приборного блока в зоне вблизи наружной поверхности одной из панелей этого блока. Последняя выбрана из условия, чтобы над наружными поверхностями торцов ЛИА со стороны космоса отсутствовали конструкционные элементы спутника (блока). К основанию батареи ЛИА прикреплена панель с тепловыми трубами, напр., контурными, которые соединены с панелью автономного радиатора, установленной в плоскости северного или южного радиатора. Такая компоновка исключает, при возможном взрыве ЛИА, прямое повреждение приборов, остальных ЛИА и др. элементов спутника – учитывая, что разрушенный торец ЛИА вылетает с оценочной скоростью 700 м/c. Техническим результатом является повышение надежности нормального функционирования спутника на орбите. 1 ил.

1. Космический аппарат негерметичного исполнения с радиационным охлаждением, содержащий приборный блок, выполненный в виде прямоугольного параллелепипеда, включающего восточную и западную сотовые панели, а также южную и северную сотовые панели радиаторов с встроенными тепловыми трубами системы терморегулирования, на внутренних сторонах которых прикреплены устройства и приборы космического аппарата, за исключением литий-ионных аккумуляторных батарей системы электропитания, скомпонованных из нескольких десятков резервированных литий-ионных аккумуляторов цилиндрического исполнения, каждый из которых имеет собственный герметичный корпус и прикреплен к общему основанию литий-ионной аккумуляторной батареи, при этом торцы аккумуляторов соединены с корпусами сваркой так, что избыточное тепло, выделяющееся при работе их электрохимической системы, отводится к общему основанию, сообщённому с панелью автономного радиатора, расположенного аналогично северному или южному радиаторам, и излучается с наружной поверхности этого радиатора в космическое пространство, отличающийся тем, что общее основание литий-ионной аккумуляторной батареи установлено на силовой панели, находящейся внутри приборного блока в зоне, обеспечивающей нахождение наружных поверхностей торцов литий-ионных аккумуляторов цилиндрического исполнения вблизи плоскости наружной поверхности панели приборного блока, у которой в космическом пространстве над наружными поверхностями торцов аккумуляторов отсутствуют конструкционные элементы приборного блока и космического аппарата, причём к наружной поверхности основания литий-ионной аккумуляторной батареи прикреплена панель с тепловыми трубами, которые соединены с панелью указанного автономного радиатора, установленной в плоскости северного или южного радиатора.

2. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в его конструкции применены контурные тепловые трубы.