Холодильник-излучатель системы обеспечения теплового режима космического аппарата

Изобретение относится к конструкции систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов, в частности к узлу соединения панелей холодильника-излучателя. Соединение выполнено металлорукавом, состоящим из арматуры для стыковки с гидравлическим контуром СТР, сильфона и защитной оплетки. Длина оплётки превосходит длину сильфона в свободном состоянии на величину растягивания сильфона при развороте шарнирно соединённых балок силовой конструкции панелей. Кроме того, оплетка установлена с некоторым зазором относительно гофр сильфона, а ось поворота металлорукава не совпадает с осью поворота балок. Технический результат состоит в повышении надежности функционирования СТР, снижении усилий и, соответственно, массы привода для развёртывания панелей. 3 ил.

 

Изобретение относится к системам обеспечения тепловых режимов (СОТР) космических аппаратов (КА).

Известен ряд конструкций СОТР, необходимых для отвода тепла, вырабатываемого различными агрегатами КА, подвода тепла к панелям холодильника-излучателя (ХИ) и его излучения в космическое пространство, в которых ХИ состоит из раскладывающихся гидравлически соединенных между собой теплоизлучающих панелей, например, в докладе (см. Системы обеспечения тепловых режимов герметичных отсеков и ядерных энергетических установок космических аппаратов: Учебник / А.В. Романов. -СПб.: ФГУП «КБ «Арсенал» имени М.В. Фрунзе», Балт. Гос. Техн. Ун-т «Военмех» имени Д.Ф. Устинова, СПб. Отделение Академии космонавтики РФ имени К.Э. Циолковского, 2014. 248 с).

Наиболее близким техническим решением к заявленному, служит ХИ СОТР, состоящий из гидравлически соединенных между собой теплоизлучающих панелей, размещенных на шарнирно соединенных балках системы развертывания. Шарнирно-сильфонные узлы (ШСУ), обеспечивающие соединения трубопроводов, подающих теплоноситель в излучающие панели ХИ, снабжены направляющей, соединенным одним концом с гофрами сильфона, а другим с осью относительно которой происходит разворот труб с теплоносителем (см. Космические ядерные энергоустановки и электроракетные двигатели. Конструкция и расчет деталей: Учебное пособие / П.В. Андреев, А.С. Демидов, Н.И. Ежов и др. -М.: Изд-во МАИ, 2014. - 174).

Недостатком такой конструкции является применение сварного сильфона в ШСУ и, соответственно, невысокая надежность ХИ. Кроме того, при переводе КА из стартового положения в орбитальное, необходимы значительные усилия для полного сжатия сильфона ШСУ, и развертывания балок системы развертывания с панелями ХИ. Как следствие - увеличение мощности привода развертывания, повышение жесткости балок и, соответственно, возрастание массы ХИ.

Задача, на выполнение которой направлено заявленное изобретение, - повышение надежности ХИ СОТР, снижение усилий для разворота ХИ в орбитальное положение и снижение массы привода для перевода ХИ из стартового положения в орбитальное.

Этот результат достигается тем, что в известном холодильнике-излучатель системы обеспечения теплового режима космического аппарата, состоящий из гидравлически соединенных между собой теплоизлучающих панелей, размещенных на шарнирно соединенных балках силовой конструкции, согласно заявленному изобретению, соединение теплоизлучающих панелей в шарнирных узлах выполнено металлорукавом, состоящим из арматуры для соединения с гидравлическим контуром системы обеспечения теплового режима и сильфона, причем ось поворота металлорукава смещена относительно оси поворота балок в сторону противоположную разворачивающейся балки на величину, обеспечивающую разворот металлорукава.

В частном случае металлорукав может быть снабжен защитной оплеткой, длина которой превосходит длину сильфона металлорукава в свободном состоянии на величину растягивания сильфона при развороте балок.

В предложенном изобретении соединение теплоизлучающих панелей в шарнирных узлах выполнено металлорукавом (MP) - гибким трубопроводом, предназначенным для работы на изгиб и транспортирования теплоносителя. MP состоит из арматуры для соединения с гидравлическим контуром СОТР, сильфона и может быть снабжен защитной оплеткой. Сильфон MP выполнен методом гидроформовки трубной заготовки, и, соответственно, имеет меньшее число сварных швов, что положительно влияет на надежность гидравлического контура СОТР. Ось поворота MP не совпадает с осью поворота балок системы развертывания, это приводит к изменению его длины в процессе перекладки. Длина MP подобрана таким образом, что с одной стороны MP не имеет высокое гидравлическое сопротивление, а с другой, напряжения, возникающие при его удлинении и сжатии, не превышают допустимых. Соответственно, для разворота ХИ в орбитальное положение не требуются значительные усилия, так как не происходит значительного растяжения и сжатия сильфона. Также снижению усилий способствует монтаж защитной оплетки металлорукава с некоторым зазором относительно гофр сильфона, тем самым она не препятствует свободной перекладке металлорукава.

Снижение усилий, требуемых на перевод ХИ из стартового в орбитальное положение приводит к снижению мощности привода системы развертывания и соответственно его массы.

На фиг. 1, 2 приведены конструктивная схема ХИ СОТР в стартовом и орбитальном положениях соответственно. На фиг. 3 показано взаимное расположение оси поворота балок системы развертывания и оси поворота MP в стартовом положении.

На фиг. 1 представлен ХИ СОТР в стартовом положении. Предлагаемый ХИ содержит теплоизлучающие панели 1, размещенные на балках 2 системы развертывания, соединенных между собой шарниром 3, подводящий 4 и отводящий 5 теплоноситель трубопроводы. Гидравлическое соединение теплоизлучающих панелей в шарнирах обеспечивается металлорукавами 6.

В стартовом положении ХИ металлорукав согнут, в орбитальном положении выпрямлен (фиг. 2).

На фиг. 3 представлено взаимное расположение оси поворота балок системы развертывания 7 и оси поворота MP 8 в стартовом положении.

Представленная конструкция функционирует следующим образом.

В стартовом положении ХИ балки системы развертывания 2 с размещенными на них теплоизлучающими панелями 1 находятся в сложенном положении (одна под другой). Соединяющий теплоизлучающие панели металлорукав 6 согнут, центр его поворота смещен относительно шарнира 3, вокруг которого происходит перекладка балок системы развертывания. При переводе ХИ в орбитальное положение металлорукава распрямляются и СОТР готова к запуску. Перевод ХИ в орбитальное положение происходит с помощью привода, в качестве которого может служить, например, пружина сжатия.

Холодильник-излучатель системы обеспечения теплового режима космического аппарата, состоящий из гидравлически соединенных между собой теплоизлучающих панелей, размещенных на шарнирно соединенных балках силовой конструкции, отличающийся тем, что соединение теплоизлучающих панелей в шарнирных узлах выполнено металлорукавом, снабженным защитной оплеткой, при этом длина защитной оплетки превосходит длину сильфона металлорукава в свободном состоянии на величину растягивания сильфона при развороте балок.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к эксплуатации солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.
Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты.

Изобретение относится, главным образом, к спутникам для наблюдения Земли. Привязка включает измерение параметров орбиты спутника, ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка.

Устройство и способы удержания спутника на орбите. Спутник содержит северный электрический двигатель малой тяги и южный электрический двигатель малой тяги, установленные на стороне зенита, восточный химический двигатель малой тяги, установленный на восточной стороне, и западный химический двигатель малой тяги, установленный на западной стороне.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА.

Группа изобретений относится к информационным системам ИСЗ для выявления потенциальных угроз в ходе мониторинга радиационной обстановки, электромагнитных транзиентов: космических и атмосферных всплесков гамма-, оптического и УФ-излучения.

Группа изобретений относится к области космической техники, а более конкретно к гибридному аэрокосмическому транспорту с вертикальным взлетом и посадкой. Суборбитальный ракетоплан, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, содержит гибридную силовую установку (ГСУ).

Изобретение относится к соединительным устройствам космических аппаратов (КА) и может быть использовано для буксировки космического мусора, в т. ч.

Изобретение относится преимущественно к корпусным элементам малых космических аппаратов (МКА), изготовленным по новым технологиям из сэндвич-панелей (СП) на основе вспененного алюминия.

Группа изобретений относится к области космической техники, а более конкретно к излучателям низкопотенциальной энергии. Излучатель устройства сброса низкопотенциальной энергии космического аппарата содержит по меньшей мере одну трубку из теплопроводящего материала с по меньшей мере одним продольным ребром, выполненным за одно целое с трубкой.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов. Преобразователи напряжения, зарядные и разрядные устройства выполняют в виде единичных модулей.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования. Система терморегулирования космического аппарата содержит два сдублированных одинаковых жидкостных контура.

Изобретение относится к способу эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи (АБ) в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным исполнением.

Изобретение относится к космической технике, в частности к наземным испытаниям космических систем. Способ испытания системы терморегулирования космического аппарата включает следующие действия.

Изобретение относится к области космической техники, в частности к изготовлению системы терморегулирования. Способ изготовления жидкостного контура системы терморегулирования космического аппарата включает гидравлическое соединение контура с устройством заправки; заполнение и промывку растворителем; заполнение контура и прокачку теплоносителя.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к системе терморегулирования космического аппарата. Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата включает периодический контроль работы системы в условиях эксплуатации.

Группа изобретений относится к средствам терморегулирования, в частности, мощных космических энергоустановок. Устройство для сброса тепла, в первом варианте, содержит теплоизлучающие элементы в виде шарообразных емкостей, последовательно соединенных (трубами) для протока газообразного теплоносителя.

Группа изобретений относится к средствам терморегулирования, в частности, мощных космических энергоустановок. Устройство для сброса тепла, в первом варианте, содержит теплоизлучающие элементы в виде шарообразных емкостей, последовательно соединенных (трубами) для протока газообразного теплоносителя.

Изобретение относятся к ракетно-космической технике. Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения (РКН) включает подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека.

Изобретение относится к конструкции систем терморегулирования космических аппаратов, в частности к узлу соединения панелей холодильника-излучателя. Соединение выполнено металлорукавом, состоящим из арматуры для стыковки с гидравлическим контуром СТР, сильфона и защитной оплетки. Длина оплётки превосходит длину сильфона в свободном состоянии на величину растягивания сильфона при развороте шарнирно соединённых балок силовой конструкции панелей. Кроме того, оплетка установлена с некоторым зазором относительно гофр сильфона, а ось поворота металлорукава не совпадает с осью поворота балок. Технический результат состоит в повышении надежности функционирования СТР, снижении усилий и, соответственно, массы привода для развёртывания панелей. 3 ил.

Наверх