Система терморегулирования космического аппарата

Система терморегулирования космического аппарата

Реферат

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования связных спутников. В предлагаемой системе вход резервного регулятора расхода теплоносителя - терморегулятора прямого действия сообщен через чувствительные элементы основного и резервного терморегуляторов с выходом жидкостной платы приборов. Второй выход резервного терморегулятора соединен с входом, а первый выход - с первым выходом основного терморегулятора и далее после этого - с входом перепускного клапана. Второй выход указанного клапана через жидкостный тракт панели, установленной на спутнике и обращенной на Солнце, и первый выход этого клапана сообщены с входом радиатора спутника. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции системы и уменьшение ее энергопотребления. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) связных спутников, ориентированных одной из осей к Солнцу, и создано авторами в порядке выполнения служебного задания.

В настоящее время для обеспечения теплового режима приборов служебных систем и полезной нагрузки (например, ретранслятора), связных спутников (например, типа "Экспресс-А") широко используются СТР, содержащие замкнутые жидкостные контуры с теплоносителем, описание которых приведено: - в материалах патентов по заявкам N 99102571 от 8.02.1999 г. [1]; N 98109332 от 18.05.1998 г. [2]; - на стр.14-16, рис.2.3 монографии: О.Б. Андрейчук, Н.Н. Малахов. Тепловые испытания космических аппаратов. М., "Машиностроение", 1982 г. [3]: - а также на стр.6, рис.1.1 книги: Краев М.В., Лукин В.А., Овсянников Б. В. Малорасходные насосы авиационных и космических систем. М., "Машиностроение", 1985 г. [4].

В процессе разработки вновь создаваемого связного спутника с переменным (с минимальным и максимальным) энергопотреблением приборов полезной нагрузки в режимах сеанса связи и с минимально возможным энергопотреблением приборов служебных систем при этом авторами установлено, что общим существенным недостатком известных СТР, если их использовать в вышеуказанном вновь создаваемом спутнике, является относительно высокое их энергопотребление.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близкими по технической сущности прототипом предлагаемого технического решения является СТР по патенту по заявке N 99102571 от 8.02.1999 г.

СТР космического аппарата с длительным сроком орбитального функционирования (например, "Экспресс-А"), выполненная на основе патента по заявке N 99102571 от 8.02.1999 г. , содержит (фиг.3) замкнутый жидкостный контур с теплоносителем и включает в себя соединенные трубопроводами устройства: газожидкостный теплообменник 1 с вентилятором 2, установленные в герметичном контейнере для обеспечения отвода избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов служебных систем, установленных в нем; электронасосный агрегат 3 (имеющий в своем составе основной и резервный насосы - резервный насос включается в работу в случае отказа основного); жидкостную плату 4 приборов полезной нагрузки; перепускной клапан 7 (предназначен для изменения пути циркуляции теплоносителя в случае выхода из строя основного регулятора расхода жидкости), имеющий один вход, соединенный с выходом жидкостной платы 4, и два выхода, первый из которых соединен с входом основного регулятора расхода теплоносителя - терморегулятора прямого действия 5 (принцип работы которого основан на температурном изменении объема рабочей жидкости в чувствительном элементе 5.1, установленном в потоке теплоносителя в жидкостном тракте перед жидкостной платой 4), а второй выход - с входом резервного электромеханического регулятора расхода теплоносителя 6 с энергопотреблением, например, 5,4 Вт (включающегося в работу в случае отказа терморегулятора прямого действия из-за потери герметичности его чувствительного элемента; при этом требуемая логика работы резервного регулятора 6 обеспечивается с использованием бортового компьютера 8 с соответствующим его энергопотреблением); регуляторы расхода теплоносителя 5 и 6 имеют по одному входу и по два выхода, первые выходы которых через обратные клапаны 11 и 12 (предназначены для исключения перетекания теплоносителя через неработающий регулятор, если он остановился в промежуточном положении - тогда оба его выхода открыты) сообщены с входом радиатора 9, а вторые выходы - с жидкостным трактом после выхода радиатора 9; электрообогреватель жидкостного тракта 9.1 радиатора 9 с энергопотреблением при его работе, например, 325 Вт (включается в работу на время, когда приборы полезной нагрузки в режиме сеанса связи функционируют с минимальным энергопотреблением; такая логика работы электрообогревателя необходима для обеспечения изменения температуры теплоносителя на входе в газожидкостный теплообменник и в жидкостную плату приборов полезной нагрузки при минимальном энергопотреблении их в режиме сеанса связи в требуемых узких диапазонах (5-15^oС и 10-20^oС соответственно; на теневых участках орбиты, когда приборы полезной нагрузки не работают, допустимый диапазон изменения температуры теплоносителя на входе в жидкостную плату достаточно широк, например от минус 25^oС до плюс 50^oС) для обеспечения высоконадежной работы приборов служебных систем и полезной нагрузки в течение длительного орбитального функционирования); компенсатор объема 10.

Как показал анализ, проведенный авторами при разработке вновь создаваемого связного спутника, ориентированного одной из осей к Солнцу, с переменным (с минимальным и максимальным) энергопотреблением приборов полезной нагрузки в режимах сеанса связи и с минимально возможным энергопотреблением приборов служебных систем, при этом (например, поэтому на спутнике бортовой компьютер не устанавливается) общим существенным недостатком известных СТР, если их использовать в вышеуказанном вновь создаваемом спутнике, является относительно высокое их энергопотребление, обусловленное необходимостью обеспечения работы резервного электромеханического регулятора расхода теплоносителя (в случае отказа основного регулятора расхода теплоносителя - терморегулятора прямого действия) и электрообогревателя жидкостного тракта радиатора (в режиме сеанса связи с минимальным энергопотреблением приборов полезной нагрузки для обеспечения изменения температуры теплоносителя на входе в газожидкостный теплообменник и в жидкостную плату приборов полезной нагрузки, при этом в требуемых узких диапазонах). Кроме того, для обеспечения работы резервного электромеханического регулятора расхода теплоносителя необходимо наличие бортового компьютера, а его на борту нет. Следовательно, для обеспечения работы резервного регулятора придется предусмотреть специальный блок управления с соответствующим энергопотреблением.

Таким образом, существенным недостатком известной СТР является относительно высокое энергопотребление при ее работе.

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.

Поставленная цель достигается, как показал анализ, проведенный авторами, выполнением конструкции СТР следующим образом: вход резервного регулятора расхода теплоносителя - терморегулятора прямого действия сообщен через чувствительные элементы терморегуляторов с выходом жидкостной платы приборов, а второй выход его соединен с входом, первый выход - с первым выходом основного терморегулятора и далее после этого - с входом перепускного клапана, второй выход которого через жидкостный тракт панели, установленный на аппарате, обращенной на Солнце, и первый выход его сообщены с входом радиатора, что и является, по мнении 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 космического аппарата изображена на фиг.1 - 3.

Предлагаемая СТР (см. фиг. 1) содержит замкнутый жидкостный контур с теплоносителем и включает в себя соединенные между собой трубопроводами устройства: газожидкостный теплообменник 1 с вентилятором 2, установленные в герметичном контейнере для обеспечения отвода избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов служебных систем, установленных в нем; электронасосный агрегат 3, обеспечивавший циркуляцию теплоносителя в жидкостном контуре (имеющий в своем составе основной и резервный насосы - резервный насос включается в работу в случае отказа основного); жидкостную плату 4 приборов полезной нагрузки, предназначенную для обеспечения отвода избыточного тепла, выделяющегося при работе прикрепленных к ней приборов; основной и резервный регуляторы расхода теплоносителя 5 и 6 (см. также фиг.2), предусмотренные в составе СТР для обеспечения необходимой высокой надежности регулирования расхода теплоносителя через и мимо радиатора 9 в течение длительного срока орбитального функционирования, терморегуляторы прямого действия 5 и 6, не потребляющие электроэнергию, с чувствительными элементами 5.1 и 6.1, заполненными рабочей жидкостью, установленными в потоке теплоносителя в жидкостном тракте на выходе из жидкостной платы 4, имеющие по одному входу и по два выхода, причем второй выход основного регулятора соединен с жидкостным трактом на выходе из радиатора 9; вход резервного регулятора расхода теплоносителя - терморегулятора прямого действия 6 сообщен через чувствительные элементы терморегуляторов 5.1 и 6.1 с выходом жидкостной платы 4, а второй выход его соединен с входом, первый выход - с первым выходом основного терморегулятора 5 и далее после этого - с входом перепускного клапана 7, второй выход которого через жидкостный тракт (длиной, например, 7,5 м) панели 8, установленный на аппарате, обращенной на Солнце, и первый выход его сообщены с входом радиатора 9; компенсатор объема 10.

Работа предложенной СТР происходит следующим образом.

Циркулирующий в жидкостном контуре теплоноситель в жидкостных трактах газожидкостного теплообменника 1 и жидкостной платы 4 приборов воспринимает в себя избыточное тепло, выделившееся при работе приборов служебных систем и полезной нагрузки, и нагревается на выходе жидкостной платы 4 в режиме сеанса связи при минимальном энергопотреблении приборов полезной нагрузки, например, до 15^oС, а при максимальном энергопотреблении их - до максимально допустимой температуры теплоносителя в жидкостных трактах жидкостной платы 4 приборов, например до 30^oС. При максимально допустимой температуре весь поток теплоносителя должен быть направлен в радиатор 9 (минуя жидкостный тракт панели 8: в этом случае выход "1" перепускного клапана 7 открыт, выход "2" закрыт), для этого чувствительные элементы терморегуляторов установлены в потоке теплоносителя после выхода из жидкостной платы приборов и они при этом обеспечивают полное открытие выходов "1" терморегуляторов 5 и 6, тем самым обеспечивая хладопроизводительность радиатора 9 (панели радиатора расположены в тени), равную количеству избыточного тепла, выделившегося при работе приборов в сеансе связи с максимальным энергопотреблением (в случае установки чувствительных элементов 5.1 и 6.1 в потоке теплоносителя на входе в жидкостную плату 4 терморегуляторы 5 и 6 реагируют на температуру теплоносителя на входе в жидкостную плату 4 и температура теплоносителя на выходе жидкостной платы может превысить максимально допустимую, например, в случае уменьшения производительности насоса с течением времени, приводящее к недопустимому увеличению температурного перепада между входом и выходом жидкостной платы и превышению максимально допустимой температуры; по этой причине изменено место установки вышеуказанных чувствительных элементов).

В режиме сеанса связи с минимальным энергопотреблением перепускной клапан 7 весь поступающий в него поток теплоносителя направляет в жидкостный тракт панели 8 (в этом случае выход "2" перепускного клапана открыт, выход "1" закрыт), обращенной на Солнце, где теплоноситель воспринимает в себя часть поступившей к панели солнечной энергии в количестве 325 Вт и соответственно нагревается и далее поступает в радиатор. Из-за поступления в радиатор подогретого в панели теплоносителя температура его на выходе радиатора также будет повышенной на соответствующую величину. В результате этого и работе СТР согласно вышеописанному температура теплоносителя на входе в жидкостные тракты газожидкостного теплообменника и жидкостной платы приборов в сеансах связи с минимальным и максимальным энергопотреблениями приборов будет изменяться в допустимом узком диапазоне (например, на входе в газожидкостный теплообменник в диапазоне 11-13^oС, а на входе в жидкостную плату приборов - в пределах 14-17^oС).

Так как единственно возможным отказом терморегулятора является потеря герметичности его чувствительного элемента, в этом случае выход "2" отказавшего терморегулятора будет полностью открыт, а выход "1" полностью закрыт, то при отказе одного (основного или резервного) терморегулятора другой терморегулятор обеспечивает необходимое регулирование расхода теплоносителя через и мимо радиатора при их последовательном соединении (см. фиг.1 и 2), причем без использования в схеме регулирования обратных клапанов.

Таким образом, при работе предложенной СТР обеспечиваются требуемые колебания температур теплоносителя в жидкостных трактах на входе в газожидкостный теплообменник и в жидкостную плату приборов в различных режимах связи (с минимальным и максимальным энергопотреблением приборов полезной нагрузки).

Проведенный авторами анализ показал, что в результате выполнения СТР вновь разрабатываемого связного спутника согласно предложенному техническому решении обеспечивается уменьшение энергопотребления СТР при ее работе в условиях орбитального функционирования на 139,4 Вт по сравнению с известными СТР, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.

Предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации НПО прикладной механики, по которой будет изготавливаться СТР вновь создаваемого связного спутника.

Формула изобретения

Система терморегулирования космического аппарата, ориентированного одной из осей к Солнцу, содержащая замкнутый жидкостный контур с теплоносителем, включающий в себя соединенные трубопроводами устройства: газожидкостный теплообменник с вентилятором, установленные в герметичном контейнере, электронасосный агрегат, жидкостную плату приборов полезной нагрузки, перепускной клапан, резервный регулятор расхода теплоносителя и основной регулятор расхода теплоносителя, выполненные каждый как терморегулятор прямого действия с чувствительным элементом, заполненным рабочей жидкостью, и установленным в потоке теплоносителя в жидкостном тракте, и имеющие каждый один вход и два выхода, один из которых соединен с жидкостным трактом на выходе из радиатора, а также компенсатор объема, отличающаяся тем, что вход указанного резервного регулятора сообщен через указанные чувствительные элементы терморегуляторов с выходом жидкостной платы приборов, второй выход его соединен с входом жидкостной платы, а первый выход – с первым выходом указанного основного терморегулятора и далее с входом перепускного клапана, второй выход которого через жидкостный тракт панели, установленной на аппарате и обращенной на Солнце, и первый выход этого клапана сообщен с входом радиатора.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3