Система терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) приборов телекоммуникационного спутника. СТР включает в себя контур с двухфазным теплоносителем. Данный контур содержит соединенные между собой линиями тракта гидронасос, коллекторы приборных панелей и панелей радиатора, а также аккумулятор. Последний содержит корпус с зонами расположения внутри него газа и жидкой фазы теплоносителя. Зона жидкой фазы сообщена соединительным трубопроводом с линией тракта, направленной к входу гидронасоса. При этом в контур теплоносителя введен переключатель потока теплоносителя, первый и второй входы которого соединены с линиями, идущими от выходов коллекторов двух раскрываемых панелей радиатора. Общий выход переключателя соединен с линией, идущей к входу гидронасоса. В исходном положении исполнительный орган переключателя установлен в среднем положении. Раскрываемые панели радиатора преимущественно имеют одинаковые площади излучающих поверхностей с одинаковыми коэффициентами поглощения солнечного и теплового излучений. Коллекторы раскрываемых панелей радиатора расположены в гидравлически параллельных линиях. Тракты для циркуляции теплоносителя, расположенные в этих линиях, имеют идентичные геометрические размеры и конфигурацию. В случае нераскрытия панелей радиатора переключатель расхода направит весь поток теплоносителя через тот коллектор, панель которого затенена (падающий на нее солнечный поток не превышает допустимого). Тем самым рабочие температуры приборов останутся ниже максимально допустимых. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности работы СТР на орбите. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение, созданное авторами в порядке выполнения служебного задания, относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования приборов телекоммуникационного спутника.

Анализ показал, что при суммарной избыточной тепловой мощности, выделяющейся при работе приборов спутника, например, 15000 Вт, для обеспечения требуемого теплового режима приборов с точки зрения минимально возможных массовых и энергетических затрат на систему терморегулирования (СТР) космического аппарата (КА) предпочтительно использование СТР, включающей в себя контур с двухфазным теплоносителем, например аммиаком.

Известны такие СТР с механическими насосами (гидронасосами), приведенные в монографии "Центр научно - технической информации "Поиск". А.А.Никонов, Г.А.Горбенко, В.Н.Блинков. Теплообменные контуры с двухфазным теплоносителем для систем терморегулирования космических аппаратов (обзор по материалам отечественной и зарубежной печати). Серия: Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Москва, 1991 г., на страницах 44-52 [1].

В случае повышенного выделения избыточного тепла при работе приборов, например 15000 Вт, для отвода указанного количества тепла на борту КА предусматривают дополнительно раскрываемые панели радиатора (с двухсторонним излучением), расположив их относительно стационарных (неподвижных) панелей радиатора, установленных на северной (+Z) и южной (-Z) сторонах стационарного КА, таким образом, чтобы в условиях орбитального функционирования влияния внешних тепловых потоков от Солнца, панелей стационарно расположенного радиатора (панели +Z и -Z), от другой конструкции КА на излучающие поверхности раскрываемых панелей радиатора были практически близкими.

В этом случае общим существенным недостатком известных СТР является то, что для стационарных КА в случае нераскрытия одной, или обеих, раскрываемых панелей (на участке выведения они сложены на восточной (+Y) и западной (-Y) сторонах КА) излучающая избыточное тепло способность каждой, обращенной в космос, поверхности этих панелей в течение 12 часов в сутки (периодически) практически сводится к нулю и требуемый тепловой режим приборов не будет обеспечиваться, так как в этом случае избыточное тепло возможно отводить только при недопустимо повышенной температуре стационарно (неподвижно) расположенных панелей радиатора, и рабочие температуры приборов будут выше максимально допустимых температур.

Таким образом, общим существенным недостатком известных СТР, как показал анализ, является недостаточно высокая их надежность работы в условиях орбитального функционирования.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является СТР, приведенная в [1] на страницах 47-48.

Принципиальная схема прототипа с основными элементами изображена на фиг.2, где: 1 - линия тракта между элементами, например между общим выходом из коллекторов 9.1, 10.1 раскрываемых панелей 9, 10 радиатора и входом в гидронасос 2; 3, 4 - панели, на которых установлены приборы, выделяющие избыточное тепло при работе; 3.1, 4.1 - коллекторы соответствующих панелей 3 и 4; 5, 6 - стационарно расположенные панели радиатора, с излучающих поверхностей которых осуществляется сброс избыточного тепла в космическое пространство; 5.1, 6.1 - коллекторы соответствующих панелей 5, 6; 7 - аккумулятор, содержащий корпус 7.1 с зонами (полостями) газа 7.2 и жидкой фазы теплоносителя 7.3; 8 - соединительный трубопровод, сообщающий зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 с линией тракта, направленной к входу гидронасоса 2; 9, 10 - раскрываемые панели радиатора; 9.1, 10.1 - коллекторы раскрываемых панелей.

Как было указано выше, существенным недостатком известного технического решения является недостаточно высокая надежность работы СТР в условиях орбитального функционирования КА.

Целью предлагаемого технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.

Поставленная цель достигается тем, что: 1) в контур введен переключатель потока теплоносителя, при этом первый и второй входы его соответственно соединены с линиями, идущими от выходов параллельно расположенных коллекторов двух раскрываемых панелей радиатора, а общий выход - с линией, идущей к входу гидронасоса, причем в исходном положении исполнительный орган переключателя установлен в среднем положении; 2) раскрываемые панели радиатора имеют одинаковые площади излучающих избыточное тепло поверхностей с одинаковыми коэффициентами поглощения солнечного излучения и теплового излучения, а коллекторы раскрываемых панелей радиатора расположены в гидравлически параллельных линиях, при этом тракты для циркуляции теплоносителя, расположенные в параллельных линиях, имеют идентичные геометрические размеры и конфигурацию, что 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 СТР.

Принципиальная схема предложенной СТР КА изображена на фиг 1, где: 1 - линия тракта между элементами, например, между общим выходом из коллекторов 9.1, 10.1 раскрываемых панелей 9, 10 радиатора и входом в гидронасос 2; 3, 4 - панели, на которых установлены приборы, выделяющие избыточное тепло при работе; 3.1, 4.1 - коллекторы соответствующих панелей 3 и 4; 5, 6 - стационарно расположенные панели радиатора, с излучающих поверхностей которых осуществляется сброс избыточного тепла в космическое пространство; 7 - аккумулятор, содержащий корпус 7.1 с зонами концентрации газа (паров теплоносителя) 7.2 и жидкой фазы теплоносителя 7.3; 8 - соединительный трубопровод, сообщающий зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 с линией тракта, направленной к входу гидронасоса 2; 9, 10 - раскрываемые панели радиатора (с двухсторонним излучением тепла); 9.1, 10,1 - коллекторы раскрываемых панелей радиатора; 9.1.1, 10.1.1 - выходы из коллекторов; 11 - переключатель (перепускной клапан) потоков теплоносителя (исполнительный орган переключателя в исходном положении установлен в среднем положении; при необходимости, исполнительный орган возможно остановить в любом промежуточном положении); 11.1 - первый вход переключателя; 11.2 - второй вход переключателя; 11.3 - общий выход переключателя.

Раскрываемые панели радиатора 9 и 10 (с целью обеспечения одинакового теплового влияния внешних источников на излучающую способность поверхностей) на борту КА в раскрытом положении устанавливаются относительно поверхностей стационарно расположенных панелей радиатора 5 и 6 (+Z, -Z) одинаковым образом (излучающие поверхности раскрываемых панелей расположены под углом ≈20° к излучающим поверхностям стационарных радиаторов +Z, -Z).

Так как есть вероятность того, что любая панель 9 и 10 может оказаться не раскрытой (например, не сработал пиропатрон устройства зачековки панели), для обеспечения периодического (для стационарного КА в течение ≈12 часов поверхность любой нераскрытой панели освещается Солнцем, а остальное время суток - нет) излучения одинакового количества избыточного тепла с поверхности любой нераскрытой панели для поддержания одинаковой рабочей температуры приборов любая из двух раскрываемых панелей 9, 10 выполнена согласно следующему техническому решению: раскрываемые панели радиатора имеют одинаковые площади излучающих избыточное тепло поверхностей с одинаковыми коэффициентами поглощения солнечного излучения и теплового излучения, а коллекторы 9.1, 10.1 раскрываемых панелей 9, 10 радиатора расположены в гидравлически параллельных линиях, при этом тракты для циркуляции теплоносителя, расположенные в параллельных линиях, имеют идентичные геометрические размеры и конфигурацию.

В результате такого выполнения раскрываемых панелей, их коллекторов и трактов обеспечиваются практически одинаковые величины расходов теплоносителя через параллельные линии, тем самым обеспечивая высокую эффективность работы раскрываемых панелей радиатора.

Работа предложенной СТР в условия орбитального функционирования происходит следующим образом.

Избыточное тепло работающих приборов, установленных на панелях 3 и 4, передается циркулирующему через их коллекторы 3.1 и 4.1 теплоносителю (например, аммиаку) - теплоноситель в этих трактах испаряется (кипит) и на выходе из коллектора 4.1 практически полностью состоит из паров теплоносителя (≈90% по массе). Циркуляцию теплоносителя обеспечивает гидронасос 2, а требуемую температуру кипения - аккумулятор 7 (поддерживая определенное требуемое давление в полостях аккумулятора).

Далее пары теплоносителя поступают в коллекторы 5.1 и 6.1 стационарных панелей радиатора 5 и 6, а затем - в коллекторы 9.1 и 10.1 раскрываемых панелей радиатора 9 и 10. С излучающих поверхностей панелей радиаторов избыточное тепло излучением отводится в космическое пространство в количестве, равном выделившемуся при работе приборов при их оптимальной (номинальной) рабочей температуре.

В случае нераскрытия, например, обеих панелей (имеют соответствующие требуемые одинаковые площади), переключатель расхода 11 направляет весь расход теплоносителя через тот коллектор, на панель которого не падает солнечное излучение, (или падающий поток солнечного излучения не превышает допустимой величины), тем самым обеспечивая с его поверхности отвод избыточного тепла в космическое пространство, - в этом случае рабочие температуры приборов несколько повышаются, но остаются ниже максимально допустимых.

Таким образом, в результате выполнения СТР согласно предложенному техническому решению и в случае нераскрытия одной или обеих панелей раскрываемого радиатора рабочие температуры приборов остаются в допустимых диапазонах, то есть предложенная СТР имеет более высокую надежность работы по сравнению с надежностью известной СТР, и тем самым достигается цель изобретения.

В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации предприятия.

1. Система терморегулирования космического аппарата, включающая в себя контур с двухфазным теплоносителем, содержащий соединенные между собой линиями тракта гидронасос, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, коллекторы панелей радиатора, аккумулятор, содержащий корпус с зонами расположения внутри него газа и жидкой фазы теплоносителя, причем зона расположения жидкой фазы сообщена соединительным трубопроводом с линией тракта, направленной к входу гидронасоса, отличающаяся тем, что в указанный контур введен переключатель потока теплоносителя, первый и второй входы которого соединены с линиями, идущими от выходов параллельно расположенных коллекторов двух раскрываемых панелей радиатора, а общий выход соединен с линией, идущей к входу гидронасоса, причем в исходном положении исполнительный орган переключателя установлен в среднем положении.

2. Система терморегулирования космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что раскрываемые панели радиатора имеют одинаковые площади излучающих избыточное тепло поверхностей с одинаковыми коэффициентами поглощения солнечного и теплового излучений, а коллекторы раскрываемых панелей радиатора расположены в гидравлически параллельных линиях, при этом тракты для циркуляции теплоносителя, расположенные в этих параллельных линиях, имеют идентичные геометрические размеры и конфигурацию.