Система терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к космической технике, в частности к бортовым системам терморегулирования связных спутников, имеющих модули служебных систем (МСС) и полезной нагрузки (МПН). Предлагаемая система содержит замкнутый жидкостный контур с теплоносителем, состоящий из жидкостных подконтуров МСС и МПН. Подконтур МСС включает в себя соединенные между собой трубопроводами регулятор расхода теплоносителя, жидкостный коллектор термостатируемой панели с приборами МСС, компенсатор объема и электронасосный агрегат. Первый выход регулятора расхода соединен с входом основного радиатора, а второй выход - с байпасной линией. На входе и выходе подконтура МСС имеются гидроразъемы, которые состыкованы с выходным и входным гидроразъемами жидкостного подконтура МПН. Последние соединены с выходом и входом жидкостного коллектора термостатируемой панели с приборами МПН. При этом на МПН установлен дополнительный радиатор подконтура МСС, вход и выход которого через дополнительные входные и выходные гидроразъемы, введенные в состав обоих модулей, соединены соответственно с выходом дополнительного радиатора и байпасной линией. Технический результат изобретения состоит в обеспечении создания нового, более мощного связного спутника с заимствованием существующего МСС без его перекомпоновки и с минимально возможным изменением конструкции жидкостного подконтура МСС, что даст снижение соответствующих материальных и других затрат. 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) связных (телекоммуникационных) спутников, и создано авторами в порядке выполнения служебного задания.

В настоящее время связные спутники (например, типа "Экспресс") выполнены состоящими из двух модулей: модуля служебных систем (МСС) и модуля полезной нагрузки (МПН), где расположены приборы ретранслятора.

Известны СТР таких связных спутников согласно патентам Российской Федерации №№2151720, 2158703, содержащие замкнутый жидкостный контур с теплоносителем, переносящим избыточное тепло, выделяющееся при работе приборов МСС и МПН, на радиатор МСС, с поверхности которого указанное тепло излучается в окружающее космическое пространство.

Анализ опыта разработки, изготовления и эксплуатации показал, что такое модульное выполнение связных спутников позволяет заимствовать полностью конструкцию и технологию изготовления конкретного МСС для применения с различными вновь разрабатываемыми МПН, если тепловая мощность - мощность тепловыделения вновь разрабатываемого МПН не превышает тепловой мощности первоначально разработанного МПН более чем на ≈(15-25)%.

При разработке нового связного спутника с мощностью тепловыделения МПН, превышающей мощность первоначально разработанного МПН на ≈40%, установлено, что необходимо существенно (на ≈40%) увеличить площадь радиатора МСС и для этого необходимо перекомпоновать МСС, увеличив его занимаемую долю в зоне полезного груза под обтекателем ракеты-носителя, соответственно уменьшив занимаемую долю в зоне полезного груза, предназначенную для МПН (что для вновь разрабатываемого МПН с большой тепловой мощностью и исключительно плотной компоновкой оборудования не желательно ввиду увеличения в составе МПН количества термостатируемых панелей ретранслятора).

Таким образом, общими существенными недостатками известных технических решений при разработке нового мощного связного спутника является необходимость перекомпоновки и усложнения конструкции как МСС, так и МПН.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической информации показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является СТР, выполненная согласно патенту Российской Федерации №2158703.

Вышеназванная (см. фиг.2) СТР содержит жидкостный подконтур МСС 1, включающий в себя соединительные трубопроводы 1.1, регулятор расхода теплоносителя 1.2, первый выход «1» которого соединен с входом радиатора 1.3, а второй выход «2» - с байпасной линией 1.4, жидкостный коллектор термостатируемой панели 1.5 с установленными на ней приборами МСС, компенсатор объема 1.6, электронасосный агрегат 1.7, выходной и входной гидроразъемы 1.8 и 1.9, жидкостный подконтур МПН 2, входной и выходной гидроразъемы 2.2 и 2.1 которого соединены с входом и выходом жидкостного коллектора термостатируемой панели 2.3, на которой установлены приборы ретранслятора.

Как было показано выше, существенными недостатками известного технического решения при использовании его при разработке нового мощного связного спутника является необходимость перекомпоновки МСС для расположения в его составе нового радиатора большей площадью и с усложнением конструкции жидкостного подконтура МСС (при одновременной обязательной перекомпоновке МПН для установки дополнительных термостатируемых панелей с приборами ретранслятора).

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается тем, что на МПН установлен дополнительный радиатор жидкостного подконтура МСС, вход и выход которого через дополнительные входные и выходные гидроразъемы, расположенные в составе МПН и МСС, соединены соответственно с выходом радиатора и байпасной линией, 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 устройстве.

Принципиальная схема предлагаемой СТР изображена на фиг.1, которая содержит жидкостные подконтуры МСС и МПН (поз.1 и 2).

Жидкостный подконтур МСС 1 включает в себя: соединительные трубопроводы 1.1; регулятор расхода теплоносителя 1.2, первый выход «1» которого соединен с входом радиатора 1.3, а второй выход «2» - с байпасной линией 1.4; жидкостный коллектор термостатируемой панели 1.5, на которой установлены приборы МСС; компенсатор объема 1.6; электронасосный агрегат 1.7; по две выходные гидроразъемы 1.8 и 1.13 и входные гидроразъемы 1.9 и 1.10 жидкостного подконтура МСС 1: гидроразъем 1.8 соединен с выходом электронасосного агрегата 1.7, гидроразъем 1.9 - с входом регулятора расхода теплоносителя 1.2, гидроразъем 1.10 - с байпасной линией 1.4, гидроразъем 1.13 - с выходом радиатора 1.3.

Жидкостный подконтур МПН 2 включает в себя соединенные между собой трубопроводами жидкостные коллекторы термостатируемых панелей 2.3.1, 2.3.2, 2.3.3: вход первого по направлению циркуляции теплоносителя жидкостного коллектора 2.3.2 соединен с входным гидроразъемом 2.2, а выход последнего по направлению циркуляции теплоносителя жидкостного коллектора 2.3.3 - с выходным гидроразъемом 2.1 жидкостного подконтура МПН 2.

На МПН 2 установлен дополнительный радиатор 1.12 МСС 1: вход и выход дополнительного радиатора 1.12 соединены с дополнительными входным и выходным гидроразъемами 1.11 и 1.14, установленными в составе МПН 2.

Все соответствующие входные и выходные гидроразъемы, расположенные в составе МПН, состыкованы с соответствующими выходными и входными гидроразъемами, установленными в составе МСС (см. фиг.1).

В результате такого выполнения СТР вновь разрабатываемого вышеуказанного связного спутника исключается перекомпоновка существующего МСС - производится только минимальная возможная доработка конструкции жидкостного подконтура МСС: вводятся два соединительных трубопровода, оканчивающиеся гидроразъемами 1.10 и 1.13, которые возможно расположить в составе существующего МСС без изменения его компоновки, т.е. конструкция жидкостного подконтура МСС практически не усложняется и не требуется дополнительной отработки МСС, что позволяет уменьшить материальные и финансовые затраты, а также сократить продолжительность при создании вышеуказанного спутника.

Работа предложенной СТР происходит следующим образом.

Избыточное тепло от работающих приборов МСС и МПН, расположенных на панелях 1.5, 2.3.2, 2.3.1, 2.3.3, передается циркулирующему через их жидкостные коллекторы теплоносителю, который при прохождении через жидкостные тракты радиатора 1.3 и дополнительного радиатора 1.12 передает это тепло стенкам вышеуказанных радиаторов и с поверхности их излучается в космическое пространство. Циркуляцию теплоносителя в СТР обеспечивает электронасосный агрегат 1.7.

Баланс количества излучаемого тепла и выделяющегося избыточного тепла при работе приборов МСС и МПН поддерживается работой регулятора расхода теплоносителя. Требуемое рабочее давление теплоносителя в жидкостных трактах обеспечивается компенсатором объема.

Таким образом, как видно из вышеизложенного, в результате выполнения СТР вышеуказанного спутника согласно предложенному авторами техническому решению исключается перекомпоновка существующего МСС и минимально возможно изменяется конструкция жидкостного подконтура МСС, тем самым при создании нового спутника исключается дополнительная отработка его, т.е. обеспечивается упрощение конструкции спутника в целом, а также обеспечиваются снижение материальных и финансовых затрат и сокращение продолжительности при создании спутника.

Предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации нашего предприятия, по которой будет изготавливаться вновь создаваемый связной (телекоммуникационный) спутник.

Система терморегулирования космического аппарата, содержащая жидкостный подконтур модуля служебных систем, включающий в себя соединенные между собой трубопроводами регулятор расхода теплоносителя, первый выход которого соединен с входом радиатора, а второй выход - с байпасной линией, жидкостный коллектор термостатируемой панели с приборами указанного модуля, компенсатор объема, электронасосный агрегат, гидроразъемы, расположенные на входе и выходе указанного подконтура и состыкованные с выходным и входным гидроразъемами жидкостного подконтура модуля полезной нагрузки, соединенными с выходом и входом жидкостного коллектора термостатируемой панели с приборами модуля полезной нагрузки, отличающаяся тем, что на модуле полезной нагрузки установлен дополнительный радиатор жидкостного подконтура модуля служебных систем, вход и выход которого через дополнительные входные и выходные гидроразъемы, введенные в состав модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем, соединены соответственно с выходом дополнительного радиатора и байпасной линией.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам изготовления термостатируемых трехслойных панелей с встроенными жидкостными трактами и может быть использовано в космической технике.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при наземных электрических испытаниях спутников связи и их ретрансляторов. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении термостатируемых панелей. .

Изобретение относится к средствам терморегулирования, снабженным электронасосными агрегатами (ЭНА) в контуре циркуляции теплоносителя. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к воздушной бортовой системе термостатирования (БСТ) объектов ракетного блока (РБ), например приборного отсека (ПО), блоков автоматики системы управления (СУ) и др.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к воздушной бортовой системе термостатирования (БСТ) объектов ракетного блока (РБ), например приборного отсека (ПО), блоков автоматики системы управления (СУ) и др.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к бортовой системе термостатирования (БСТ) объектов космической головной части (КГЧ) ракеты-носителя (РН), и предназначено для термостатирования приборного отсека (ПО) разгонного блока (РБ) КГЧ, состоящей из последовательно соединенных и газодинамически взаимосвязанных блока полезного груза (БПГ) и разгонного блока (РБ), разделенных перегородкой, с размещенными в них полезным грузом (ПГ) и ПО, в период предстартовой подготовки РН.

Изобретение относится к методам и средствам регулирования температур космических аппаратов (КА) и их частей. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования спутников связи. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при заправке жидкостных контуров систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов деаэрированным низкокипящим теплоносителем.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к бортовой системе термостатирования (БСТ) объектов космической головной части (КГЧ) ракеты-носителя (РН), состоящей из последовательно соединенных и газодинамически взаимосвязанных блока полезного груза (БПГ) и разгонного блока (РБ), разделенных перегородкой, с размещенными в них соответственно полезным грузом (ПГ) и приборным отсеком (ПО)

Изобретение относится к устройствам регулирования температуры на борту объектов ракетно-космической техники, преимущественно в условиях полета

Изобретение относится к терморегулированию объектов ракетно-космической техники, в частности к воздушной бортовой системе проводимого в период предстартовой подготовки термостатирования полезного груза и приборного отсека, размещенных в головной части ракеты-носителя
Изобретение относится к терморегулированию объектов космической техники и может быть использовано при их производстве и наземной подготовке

Изобретение относится к способам и устройствам для заправки жидким теплоносителем системы терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться в условиях образования в полостях головного блока пожаровзрывоопасных газовых смесей, например, при утечках или дренажах компонентов топлива (жидких кислорода и водорода)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима космических аппаратов

Изобретение относится к космической технике и предназначено для использования, преимущественно, в гидравлических системах терморегулирования пилотируемых космических аппаратов в ходе орбитального полета

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании спутников связи

Изобретение относится к космической технике, в частности к бортовым системам терморегулирования связных спутников, имеющих модули служебных систем и полезной нагрузки

Наверх