Система терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования приборов телекоммуникационного спутника. Система терморегулирования включает в себя контур с двухфазным теплоносителем. Контур содержит соединенные между собой линиями тракта аккумулятор, гидронасос, теплообменник-испаритель, радиатор-конденсатор и регулятор температуры пара в теплообменнике-испарителе. Жидкостная полость аккумулятора ограничена сильфоном, механически связанным с электроприводом, который, в свою очередь, связан с датчиком температуры, установленным в теплообменнике-испарителе. В качестве разделителя жидкой и паровой фаз теплоносителя использован установленный на входе в радиатор-конденсатор черпаковый насос. Его вход соединен с выходом теплообменника-испарителя. Паровой выход черпакового насоса, обеспечивающий подачу паровой фазы теплоносителя, подключен к входу радиатора-конденсатора, а второй выход, обеспечивающий подачу жидкой фазы теплоносителя, - к входу теплообменника-испарителя. Техническим результатом изобретения является повышение надежности функционирования системы терморегулирования, без увеличения ее массы, на теневом участке орбиты при снижении величины теплоподвода к теплообменнику-испарителю. 2 ил.

 

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

Анализ показал, что при суммарной избыточной тепловой мощности, выделяющейся при работе приборов спутника, в сеансе связи, например, 15000 Вт (потребляемая электрическая мощность приборов 22,5 кВт), для обеспечения требуемого теплового режима приборов с точки зрения оптимальных массовых и энергетических затрат на СТР спутника (т.е. с точки зрения обеспечения минимально возможной массы и энергопотребления СТР с учетом дополнительной массы и энергопотребления других систем спутника, обусловленных функционированием применяемой на борту спутника СТР: например, повышенное энергопотребление СТР потребует дополнительного увеличения площади солнечных батарей и, следовательно, массы, а также энергопотребления системы электропитания (СЭП); а повышенный кинетический момент функционирующей СТР потребует дополнительного увеличения массы и энергопотребления системы ориентации и стабилизации (СОС) из-за необходимости предусмотреть в ее составе, например, дополнительный двигатель-маховик) предпочтительно использование СТР, включающей в себя контур с двухфазным теплоносителем, например аммиаком.

Известны такие СТР с механическими насосами, например, центробежными 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] и «Thermostatic Control of Two-Phase Spacecraft Thermal Management Systems. B.A.Cullimoze and R.C.Epper. AJAA Pap. 1986, № 1246» [2], которые содержат соединенные между собой линиями тракта теплообменник-испаритель, радиатор-конденсатор, регулятор температуры пара в теплообменнике-испарителе, центробежный гидронасос, аккумулятор, жидкостная полость которого ограничена сильфоном (в [2] положение сильфона регулируется связанным с ним электромеханическим приводом; положение сильфона в [1] регулируется давлением газа в газовой полости аккумулятора и масса такого аккумулятора больше массы аккумулятора согласно [2]).

Анализ, проведенный авторами результатов наземных испытаний таких СТР, показал, что они обладают существенным недостатком, а именно: недостаточно высокой надежностью нормального функционирования на теневом участке орбиты при снижении значения теплоподвода к теплоносителю в результате периодического изменения потребляемой электрической мощности приборов (в сеансе связи - максимальное потребление приборов, например, 22,5 кВт, а в дежурном режиме - минимальное потребление приборов, например, 1 кВт, которые чередуются согласно заданной программе работы спутника), обусловленным тем, что при переходном режиме и после в течение до (0,3-0,5) часов продолжается колебание температуры теплообменника-испарителя и, следовательно, термостатируемых приборов, с выходом за нижний допустимый предел изменения температуры (например, от минус 10 до плюс 30°С, вместо от 0 до 30°С).

Из уровня техники известна также СТР - система управления теплом космического аппарата по патенту US 4603732 [3], которая представляет из себя СТР с контуром с двухфазным теплоносителем, включающим в себя теплообменник-испаритель (14), радиатор-конденсатор (12), вход и выход каждого из которых сообщены с соответствующими выходами и входами уравновешивающего устройства (16), выполняющего одновременно функции: насоса (22-58-60-88-90), аккумулятора (22-34-36-38), разделителя жидкой (52) и паровой (54) фаз теплоносителя, регулятор давления пара (66), смеситель (78). Согласно материалам [3] в случае применения в составе спутника (с потребляемой электрической мощностью до 22,5 кВт) СТР с вышеуказанным уравновешивающим устройством устраняется вышеуказанный недостаток известных технических решений [1], [2]; однако, как показал анализ, это приводит к существенному (неприемлемому) дополнительному увеличению массы и энергопотребления системы ориентации и стабилизации и системы электропитания спутника по следующим причинам.

Как было указано выше, для вышеуказанного телекоммуникационного спутника в сеансе связи необходимо отводить в космическое пространство ≈15000 Вт избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов спутника.

Проектный анализ показал, что вышеуказанные приборы возможно разместить на сотовых панелях на площади ≈21,5 м² и в сотовых панелях под приборами необходимо предусмотреть тракты отвода избыточного тепла (15000 Вт) от функционирующих приборов (теплообменник-испаритель) длиной ≈130 м с внутренним диаметром 6 мм (на первой половине участка) и 10 мм (на остальном участке). Для обеспечения отвода всего вышеуказанного избыточного тепла в космическое пространство площадь радиатора-конденсатора должна быть ≈27 м² с длиной тракта в нем для циркуляции теплоносителя ≈160 м с внутренним диаметром 10 мм (на первой половине участка) и 6 мм (на остальном участке); таким образом, с учетом соединительных трубопроводов общая длина тракта для циркуляции теплоносителя составляет ≈310 м, объем внутренней полости которого равен ≈18 дм³.

Согласно численному анализу при отводе в космическое пространство тепла в количестве 15000 Вт (в сеансе связи) ≈40% объема внутренней полости тракта, где циркулирует теплоноситель, заполнено паровой фазой теплоносителя, a ≈60% объема - жидкой фазой теплоносителя, т.е. внутри вращающегося барабана (22) уравновешивающего устройства (16) с учетом запаса теплоносителя (1,5 дм³ - на возможные утечки в течение эксплуатации спутника на орбите, например, в течение 15 лет, и минимально возможного конструктивного запаса), совместно с барабаном вращается радиальный слой жидкого теплоносителя с объемом (18·0,4+1,5)=8,7 дм³ или ≈5 кг (плотность жидкого аммиака при температуре 20°С равна 0,61 кг/дм³) с частотой вращения, например, 3000 об/мин (согласно расчетам диаметр вращающегося барабана ≈220 мм, а длина ≈350 мм), т.е. при работе уравновешивающего устройства из-за вращения только ≈5 кг жидкой фазы теплоносителя создается неприемлемо большая величина кинетического момента - не менее 13,11 Н·м·с, а с учетом массы вращающегося барабана (4,3 кг) - до (20-22) Н·м·с, приводящая, если не предпринять специальных мер, к нарушению ориентации спутника, например, относительно Земли и Солнца, что недопустимо с точки зрения функционирования спутника на орбите (для сравнения: кинетический момент центробежного гидронасоса и черпакового насоса из технического решения авторов в сумме не превышает 0,035 Н·м·с).

Следовательно, для компенсации кинетического момента, возникающего при работе уравновешивающего устройства, рядом с ним (например) на борту спутника необходимо предусмотреть двигатель-маховик соответствующей конструкции с массой ≈9 кг с частотой вращения 3000 об/мин, но направлением вращения против вращения барабана уравновешивающего устройства. Кроме того, анализ показал, что кинетический момент от работающего уравновешивающего устройства будет намного больше из-за его повышенной массы конструкции барабана (наличие трех камер с перегородками внутри вращающегося барабана и мощного и массивного электропривода для обеспечения вращения всей массивной конструкции барабана с теплоносителем).

Анализ также показал, что потребуется дополнительная масса в системе электропитания, т.к. из-за существенно низкого насосного коэффициента полезного действия и необходимости обеспечения вращения массивной конструкции барабана с жидким теплоносителем потребляемая мощность электропривода уравновешивающего устройства будет на порядок больше (≈300 Вт) потребляемой мощности центробежного гидронасоса с черпаковым насосом (суммарная величина потребляемой электрической мощности центробежного гидронасоса с черпаковым насосом не превышает ≈25 Вт).

Проведенные авторами проектные проработки показали, что массовые затраты в случае применения вышеуказанного уравновешивающего устройства [3] составляют 32,1 кг и намного (в ≈2 раза) больше суммарной массы составляющих (выполняющих те же самые функции, что и уравновешивающее устройство в [3]), предложенной авторами СТР, равной 15,7 кг.

Таким образом, известное техническое решение [3] устраняет недостатки известных технических решений [1] и [2] при неприемлемом дополнительном увеличении массы и энергопотребления спутника и не может быть применено в составе вышеуказанных мощных телекоммуникационных спутников.

Исследования, проведенные авторами, показали, что такое вышеприведенное колебание температур теплообменника-испарителя в [1] и [2] за нижний допустимый предел обусловлено тем, что на вход в радиатор-конденсатор поступает теплоноситель с расходом (массовым), непропорциональным значению теплоподвода из-за различного содержания в теплоносителе паровой и жидкой фаз, т.е. из-за различного паросодержания при различных режимах работы приборов. Исследования также показали, что пропорциональность расхода теплоносителя на входе в радиатор-конденсатор значению теплоподвода в теплообменнике-испарителе гарантируется в случае, если на вход в радиатор-конденсатор [1] и [2] подается только паровая фаза теплоносителя при всех различных режимах работы приборов.

Таким образом, анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является СТР, изображенная на листе 3 по [2].

Принципиальная схема прототипа с основными элементами изображена на фиг.2, где:

- аккумулятор 1, жидкостная полость которого заполнена запасом теплоносителя, достаточным для уменьшения объема паровой фазы теплоносителя в теплообменнике-испарителе и радиаторе-конденсаторе от максимального до минимального значения, соответствующих максимальному (например, 15000 Вт) и минимальному тепловыделению КА (например, 700 Вт); жидкостная полость аккумулятора ограничена гибкой мембраной (сильфоном) и соединена с остальной гидромагистралью; электропривод с механическим приводом 1.1, обеспечивающий по сигналам датчика температуры, установленного в теплообменнике-испарителе 4, изменение положения гибкой мембраны (сильфона) аккумулятора, тем самым изменяя объем запаса теплоносителя в аккумуляторе 1 и, следовательно, объем паровой фазы теплоносителя в теплообменнике-испарителе 4 и радиаторе-конденсаторе 5 и температуру пара теплоносителя в теплообменнике-испарителе 4;

- центробежный гидронасос 2, обеспечивающий необходимые напор и расход теплоносителя в гидравлическом контуре;

- расходомер с блоком управления гидронасосом 2 - регулятор температуры пара 3 в теплообменнике-испарителе 4, обеспечивающий по сигналам датчика температуры, установленного в теплообменнике-испарителе 4, изменение производительности гидронасоса 2 и, следовательно, температуры пара в теплообменнике-испарителе 4;

- теплообменник-испаритель 4, где происходит передача избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов КА, циркулирующему через него испаряющемуся теплоносителю;

- радиатор-конденсатор 5, где происходит конденсация паров теплоносителя и охлаждение жидкого теплоносителя до температуры, достаточной для бескавитационной работы гидронасоса 2, и отвод избыточного тепла в космическое пространство.

Как было указано выше, существенным недостатком известной СТР [2] является то, что она имеет недостаточно высокую надежность нормального функционирования на теневом участке орбиты спутника при снижении значения теплоподвода к теплообменнику-испарителю.

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка при оптимизации массовых и энергетических затрат на СТР КА.

Поставленная цель достигается тем, что в СТР КА, включающей в себя контур с двухфазным теплоносителем, содержащий соединенные между собой линиями тракта аккумулятор, жидкостная полость которого ограничена сильфоном, связанным механическим приводом с электроприводом, связанным, в свою очередь, с датчиком температуры, установленным в теплообменнике-испарителе, гидронасос, теплообменник-испаритель, радиатор-конденсатор и регулятор температуры пара в теплообменнике-испарителе, в контур в качестве разделителя жидкой и паровой фаз теплоносителя введен установленный на входе в радиатор-конденсатор черпаковый насос, вход которого соединен с выходом теплообменника-испарителя, при этом паровой выход черпакового насоса, обеспечивающий подачу паровой фазы теплоносителя, подключен к входу радиатора-конденсатора, а второй выход, обеспечивающий подачу жидкой фазы теплоносителя, - к входу теплообменника-испарителя, 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 СТР.

Принципиальная схема предложенной СТР изображена на фиг.1, где контур с двухфазным теплоносителем содержит:

- аккумулятор 1, предназначенный для хранения соответствующего режиму работы СТР объема жидкой фазы теплоносителя; электропривод с механическим приводом 1.1, обеспечивающий по сигналам датчика температуры, установленного в теплообменнике-испарителе 4, изменение положения гибкой мембраны (сильфона) аккумулятора, тем самым изменяя объем запаса теплоносителя в аккумуляторе 1 и, следовательно, объем паровой фазы теплоносителя в теплообменнике-испарителе 4 и радиаторе-конденсаторе 5 и температуру пара теплоносителя в теплообменнике-испарителе 4;

- центробежный гидронасос 2, обеспечивающий циркуляцию теплоносителя в контуре;

- теплообменник-испаритель 4, где происходит кипение теплоносителя в результате подвода тепла от работающих приборов: в сеансе связи теплоноситель на выходе теплообменника-испарителя 4 практически полностью превращается в паровую фазу, а в переходных и дежурных режимах на выходе теплообменника-испарителя 4 теплоноситель состоит из паровой и жидкой фаз;

- регулятор температуры пара 3 в теплообменнике-испарителе 4, обеспечивающий изменение производительности центробежного гидронасоса 2 и, следовательно, температуры пара в теплообменнике-испарителе 4 в соответствии с изменением подводимого тепла: проведенный авторами анализ результатов наземных испытаний известной СТР с двухфазным теплоносителем показал, что регулятор 3 совместно с аккумулятором 1 обеспечивает поддержание температуры теплообменника-испарителя 4 в сеансах связи и дежурном режиме в заданном диапазоне, за исключением времени теневого участка орбиты спутника при переходе с сеанса связи на дежурный режим, когда происходит колебание температуры теплообменника-испарителя 4 (и, следовательно, приборов) с выходом за нижний допустимый предел изменения температуры; анализ также показал, что такое колебание температуры теплообменника-испарителя 4 за допустимый нижний предел обусловлено тем, что на вход радиатора-конденсатора 5 в известной СТР не подается количество теплоносителя, пропорциональное подведенному в теплообменнике-испарителе 4 теплу; для обеспечения пропорциональности необходимо на вход радиатора-конденсатора 5 всегда подавать только паровую фазу теплоносителя:

- в теплообменнике-испарителе 4 количество образующегося пара прямо пропорционально количеству подведенного тепла;

- черпаковый насос 6 в качестве разделителя жидкой и паровой фаз теплоносителя обеспечивает, как показали результаты испытаний, гарантированное разделение фаз и подачу на вход радиатора-конденсатора 5 только паровой фазы теплоносителя (результаты испытаний также подтвердили, что в предложенной СТР регулятор температуры пара 3 и черпаковый насос устойчиво обеспечивали поддержание заданного диапазона температур теплообменника-испарителя 4 в сеансе связи, переходном и дежурном режимах, в том числе в период теневого участка орбиты);

- черпаковый насос 6 состоит из следующих основных частей: электрического привода 6.1; неподвижного корпуса 6.2; вращающегося корпуса 6.3 с лопатками 6.4; отводящего жидкую фазу теплоносителя канала 6.5; отводящего паровую фазу теплоносителя канала 6.6; черпаковый насос 6 имеет один вход и два выхода;

- радиатор-конденсатор 5, где происходит превращение пара в жидкую фазу и отвод тепла в окружающее (космическое) пространство.

Работа предложенной СТР происходит следующим образом.

Подведенное к теплообменнику-испарителю 4 тепло передается циркулирующему теплоносителю, который при этом превращается в паровую фазу частично или практически полностью в зависимости от количества подведенного тепла.

Двухфазный теплоноситель далее поступает в черпаковый насос 6. В черпаковом насосе 6 двухфазный теплоноситель из его центральной части попадает на лопатки 6.4 вращающегося корпуса 6.3 и в результате воздействия центробежных сил теплоноситель разделяется на паровую фазу, которая сосредоточена в центральной части вращающегося корпуса 6.3, и жидкую фазу, которая сосредоточена в периферийной зоне вращающегося корпуса 6.3.

Далее пар из центральной части через специальный канал поступает к первому выходу, а жидкая фаза - ко второму выходу черпакового насоса 6: из первого выхода паровая фаза подается на вход радиатора-конденсатора 5, где происходит превращение его в жидкую фазу теплоносителя и отдача тепла стенкам радиатора-конденсатора 5 и далее отвод этого тепла в окружающее пространство. При дальнейшем движении жидкая фаза теплоносителя, вышедшая из радиатора-конденсатора 5, поступает в гидронасос 2 и далее смешивается с жидкой фазой теплоносителя, вышедшей из второго выхода черпакового насоса 6, и жидкий теплоноситель поступает в теплообменник-испаритель 4.

В результате выполнения СТР согласно предложенному авторами техническому решению на основе данных изготовления аналогов обеспечиваются, по сравнению с другими типами СТР, оптимальные (приемлемые) дополнительные массовые и энергетические затраты на СТР спутника при устранении вышеупомянутого существенного недостатка:

- масса черпакового насоса равна 2,1 кг;

- потребляемая электрическая мощность черпакового насоса (с насосным коэффициентом полезного действия не менее 0,2) не превышает 15 Вт (т.е. для обеспечения электрической мощности 15 Вт потребуется площадь солнечных батарей системы электропитания ≈0,10 м², что эквивалентно дополнительной массе, затрачиваемой на СТР, менее 0,18 кг);

- объем теплоносителя во внутренней полости черпакового насоса относительно мал и равен 0,15 дм³;

- кинетические моменты центробежного гидронасоса и черпакового насоса, влияющие при их функционировании на работу системы ориентации и стабилизации, не превышают (2·0,0176=0,0352) Н·м·с (в насосах применяются унифицированные электродвигатели) - вышеуказанные величины кинетических моментов относительно малы и компенсируются соответствующим схемным расположением трактов СТР (через которые циркулирует жидкий аммиак) согласно патенту RU 2221733 [4] и дополнительная масса в системе ориентации и стабилизации на СТР не затрачивается.

Выполненная согласно предложенному авторами СТР исключает в условиях эксплуатации на теневом участке орбиты спутника при переходе с сеанса связи на дежурный режим случаи выхода температуры теплообменника-испарителя 4 за допустимые пределы (0-30)°С, т.е. тем самым повышается надежность нормального функционирования СТР на теневом участке орбиты спутника при переменных значениях теплоподвода к теплообменнику-испарителю и, следовательно, устраняется существенный недостаток известных технических решений с одновременным обеспечением оптимальных массовых и энергетических затрат на СТР спутника.

Система терморегулирования космического аппарата, включающая в себя контур с двухфазным теплоносителем, содержащий соединенные между собой линиями тракта аккумулятор, жидкостная полость которого ограничена сильфоном, связанным механическим приводом с электроприводом, связанным в свою очередь с датчиком температуры, установленным в теплообменнике-испарителе, гидронасос, теплообменник-испаритель, радиатор-конденсатор и регулятор температуры пара в теплообменнике-испарителе, отличающаяся тем, что в контур в качестве разделителя жидкой и паровой фаз теплоносителя введен установленный на входе в радиатор-конденсатор черпаковый насос, вход которого соединен с выходом теплообменника-испарителя, при этом паровой выход черпакового насоса, обеспечивающий подачу паровой фазы теплоносителя, подключен к входу радиатора-конденсатора, а второй выход, обеспечивающий подачу жидкой фазы теплоносителя - к входу теплообменника-испарителя.