Космический аппарат

Космический аппарат

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники, а именно к устройству космических аппаратов, предназначенных для работы на геостационарных и высокоэллиптических орбитах, требующих длительных периодов стабилизации относительно Земли в сочетании с высоким уровнем энергопотребления.

Известно устройство космического аппарата "Метеор-2" (см. Космонавтика Энциклопедия, М., изд. Советская энциклопедия, 1985 г., стр.243-244), которое содержит цилиндрический приборный контейнер, панели солнечных батарей, радиатор-охладитель с тепловым экраном. Панели солнечных батарей закреплены на поворотной траверсе. Траверса установлена на приводе солнечных батарей, установленном на торце приборного контейнера. Механизм раскрытия солнечных батарей установлен на траверсе, а панели солнечных батарей при выводе на орбиту зачекованы на корпусе приборного контейнера. Экран радиатора-охладителя в виде полукольца закреплен на консолях траверсы крепления солнечных батарей.

Недостатком этого устройства космического аппарата является недостаточная эффективность экранирования контейнера от набегающего теплового потока, так как при работе аппарата на высокоэллиптических орбитах возможно попадание потока солнечного излучения не только на незащищенные экраном поверхности контейнера, но и на его торцы. Данное устройство аппарата не обеспечивает и двухуровневое регулирование температуры приборов. Так, для обычно устанавливаемой в приборных контейнерах космических аппаратов аппаратуры рабочий диапазон температур лежит, как правило, в интервале 0...40°С, что может поддерживаться средствами терморегулирования контейнера в сочетании с теплоизолирующим экраном. Однако эффективная работа целевой аппаратуры космических аппаратов, например, ретрансляционных комплексов спутников связи или оптических систем аппаратуры дистанционного зондирования Земли требует охлаждения до более низкого уровня температур, что нельзя осуществить в рассматриваемом известном космическом аппарате.

Указанных недостатков лишено устройство космического аппарата по патенту RU №2116228 от 26.09.96, B 64 G 1/58, выбранное в качестве прототипа. Это устройство содержит цилиндрический приборный контейнер, теплоизолирующий экран, выполненный в виде установленного соосно приборному контейнеру цилиндрического стакана, внутрь которого помещен приборный контейнер. Один торец контейнера соединен с дном стакана, а на другом его торце соосно контейнеру через тепловую развязку установлен цилиндрический радиатор-охладитель. В боковой стенке экрана выполнен вырез.

Однако известный космический аппарат не обеспечивает достаточно эффективной работы оптических систем аппаратуры дистанционного зондирования Земли.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение эффективности поддержания двухуровневого температурного режима оптических систем аппаратуры дистанционного зондирования Земли при произвольной ориентации относительно Солнца.

Поставленная техническая задача достигается следующим образом. В известном космическом аппарате, содержащем цилиндрический приборный контейнер, теплоизолирующий экран, выполненный в виде установленного соосно приборному контейнеру цилиндрического стакана, при этом в боковой стенке экрана выполнен вырез, внутрь стакана помещен приборный контейнер, один торец которого соединен с дном стакана с обеспечением возможности поворота экрана относительно контейнера, а на другом его торце установлена целевая аппаратура, и соосно контейнеру через тепловую развязку установлен цилиндрический радиатор-охладитель.

Новым является то, что аппарат снабжен термобуфером, выполненным в виде емкости с теплоаккумулирующим веществом с температурой плавления, соответствующей рабочей температуре целевой аппаратуры, а цилиндрический радиатор-охладитель образован несколькими теплоизолированными друг от друга частями в форме секторов полого цилиндра, при этом каждая часть радиатора-охладителя связана с проводимостью от термобуфера к радиатору-охладителю, а термобуфер связан с целевой аппаратурой тепловой трубой.

Сущность предлагаемого технического решения иллюстрируется следующими чертежами:

Фиг.1 - продольная проекция космического аппарата,

Фиг.2 - поперечное сечение космического аппарата.

На фиг.1 и 2 изображены следующие позиции космического аппарата:

1 - приборный контейнер,

2 - целевая аппаратура,

3 - панели солнечных батарей,

4 - теплоизолирующий экран,

5 - привод солнечных батарей,

6 - цилиндрический радиатор-охладитель,

7 - тепловая развязка,

8 - тепловой экран,

9 - лабиринтное уплотнение,

10 - термобуфер,

11 - тепловая труба с односторонней проводимостью,

12 - тепловая труба,

13 - кронштейн для крепления радиатора.

Космический аппарат содержит цилиндрический приборный контейнер 1, целевую аппаратуру 2, жестко установленную на приборном контейнере 1, панели солнечных батарей 3, установленных на теплоизолирующем экране 4, который закреплен на приводе солнечных батарей 5, размещенном на торце приборного контейнера 1. Внутри приборного контейнера установлена аппаратура, требующая для своей работы поддержания температуры на уровне 0...40°С.

Теплоизолирующий экран 4 выполнен в виде установленного соосно приборному контейнеру цилиндрического стакана. Приборный контейнер 1 помещен внутрь стакана. В боковой поверхности стакана выполнен боковой вырез для сброса тепла от боковой поверхности приборного контейнера 1. Один торец приборного контейнера 1 соединен с дном стакана с обеспечением возможности их взаимного поворота. Это может быть достигнуто установкой по оси контейнера привода 5 поворота панелей солнечных батарей 3.

Целевой аппаратурой 2, установленной на другом торце контейнера, может быть радиоэлектронная ретрансляционная аппаратура и датчиковая или оптическая аппаратура дистанционного зондирования Земли из космоса, требующая длительных режимов ориентации на Землю и поддержания температурного режима более низкого уровня, чем температурный режим в приборном контейнере.

Соосно приборному контейнеру 1 установлен цилиндрический радиатор-охладитель 6, выполненный в виде нескольких теплоизолированных друг от друга частей, имеющих форму секторов полого цилиндра, установленных симметрично относительно продольной оси космического аппарата. Между частями радиатора-охладителя 6 организована тепловая развязка 7. Тепловая развязка 7 может быть выполнена из материала с низким коэффициентом теплопроводности, например из углепластика. Радиатор-охладитель может быть выполнен из алюминиевого сплава, авнешняя его поверхность выполнена с требуемыми оптическими характеристиками. Радиатор-охладитель охватывает приборы, установленные на торце контейнера. Тепловая связь между аппаратурой, требующей низкого уровня охлаждения, и радиатором-охладителем, может быть выполнена, например, с помощью тепловых труб.

На торце теплоизолирующего экрана 4 установлен тепловой экран 8 радиатора-охладителя 6. В зазоре между радиатором-охладителем 6 и тепловым экраном 8 выполнено лабиринтное уплотнение 9.

Космический аппарат снабжен термобуфером 10, выполненным в виде емкости с размещенным в ней теплоаккумулирующим веществом с температурой плавления, соответствующей рабочей температуре целевой аппаратуры, например оптических систем аппаратуры дистанционного зондирования Земли из космоса.

Каждая часть радиатора-охладителя 6 соединена с торцом приборного контейнера 1 элементом 13 из материала с низкой теплопроводностью и с термобуфером 10 тепловой трубой с односторонней проводимостью от термобуфера к радиатору-охладителю (термодиод) 11. Термобуфер 10 связан также с оптической аппаратурой дистанционного зондирования тепловой трубой 12.

Кроме перечисленных элементов на космическом аппарате устанавливаются непоказанные на чертежах датчики ориентации, двигательная установка и другие системы космического аппарата.

Предлагаемый космический аппарат работает следующим образом.

После выведения космического аппарата на орбиту происходит развертывание панелей солнечных батарей и ориентация космического аппарата в пространстве. При этом продольная ось аппарата, как правило, ориентируется в направлении север-юг, а целевая аппаратура, например оптическая аппаратура дистанционного зондирования Земли, размещенная на торце контейнера, путем разворота контейнера относительно продольной оси наводится на заданные районы Земли. При этом осуществляется разворот теплоизолирующего экрана вместе с панелями солнечных батарей относительно контейнера в направлении на Солнце. При этом обеспечивается максимальный съем энергии с панелей солнечных батарей, а вырез в экране располагается в теневой стороне.

При движении аппарата по орбите осуществляется разворот теплоизолирующего экрана вместе с панелями относительно контейнера для отслеживания панелями положения Солнца, а вырезом - теневой стороны. Боковые стенки экрана и его дно затеняют корпус контейнера и радиатор-охладитель от прямого попадания на них солнечных лучей и переизлучения тепловой энергии от элементов конструкции. Сброс тепла от стенок контейнера при работе аппарата происходит сквозь вырез в боковой стенке экрана. Охлаждение аппаратуры связи или дистанционного зондирования Земли до более низкого уровня температур по сравнению с температурой приборного отсека осуществляется сбросом тепла с радиатора-охладителя также через вырез в экране. Тепловая развязка между контейнером и радиатором-охладителем препятствует перетеканию тепловой энергии от контейнера к радиатору-охладителю. Тепло от термобуфера по тепловым трубам с односторонней проводимостью сбрасывается теми частями радиатора-охладителя, температура которых ниже температуры термобуфера, то есть находящимися в тени. Тепло же от тех частей радиатора-охладителя, температура которых выше температуры термобуфера, то есть находящихся под тепловым экраном со стороны Солнца не передается к термобуферу вследствие односторонней проводимости (термодиодности) тепловых труб. Теплопроводность металла трубы вследствие ее значительной длины и малого поперечного сечения практически не имеет никакого значения. Часть радиатора-охладителя, находящаяся частично под тепловым экраном со стороны Солнца, а частично в тени при повороте приборного контейнера вместе с радиатором-охладителем вокруг оси приборного контейнера, начинает сбрасывать тепло в космическое пространство,

когда ее температура опускается ниже температуры термобуфера, а при повышении температуры выше температуры термобуфера происходит "запирание" термодиода, и передача тепла к термобуферу не происходит. Термобуфер, выполненный в виде емкости с размещенным в ней веществом, изменяющим свое агрегатное состояние на уровне рабочей температуры оптической аппаратуры дистанционного зондирования Земли из космоса, например этилацетатом, не только эффективно аккумулирует "холод" за время, когда оптическая аппаратура не включена, но и обеспечивает более стабильную температуру оптики при включенной аппаратуре дистанционного зондирования на рабочем участке. Температура термобуфера при этом поддерживается на уровне фазового перехода "плавление-кристаллизация" вещества, находящегося внутри него. Тепловая труба, соединяющая термобуфер с оптикой аппаратуры дистанционного зондирования, обеспечивает незначительный перепад температур (2-3°С) между термобуфером и оптической аппаратурой.

Предлагаемое техническое решение позволяет за счет исключения влияния паразитных тепловых потоков снизить диапазон рабочих температур оптической аппаратуры дистанционного зондирования на 10-30°С, повысить при тех же габаритах радиатора-охладителя эффективность ее работы, что позволяет увеличить продолжительность проведения зондирования с 6,5 до 13 часов в сутки.

1. Космический аппарат, содержащий цилиндрический приборный контейнер, теплоизолирующий экран, выполненный в виде установленного соосно приборному контейнеру цилиндрического стакана, причем в боковой стенке экрана выполнен вырез, внутрь стакана помещен указанный приборный контейнер, один торец которого соединен с дном стакана с обеспечением возможности поворота экрана относительно контейнера, а на другом его торце установлена целевая аппаратура, соосно приборному контейнеру через тепловую развязку установлен цилиндрический радиатор-охладитель, отличающийся тем, что снабжен термобуфером, выполненным в виде емкости с теплоаккумулирующим веществом с температурой плавления, соответствующей рабочей температуре целевой аппаратуры, а цилиндрический радиатор-охладитель образован несколькими теплоизолированными друг от друга частями в форме секторов полого цилиндра и снабжен тепловым экраном, установленным на торце указанного теплоизолирующего экрана, причем каждая часть радиатора-охладителя связана с торцом приборного контейнера элементом из материала с низкой теплопроводностью и с термобуфером - тепловой трубой с односторонней проводимостью тепла от термобуфера к радиатору-охладителю, а термобуфер связан с целевой аппаратурой тепловой трубой.

2. Космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что в зазоре между радиатором-охладителем и его тепловым экраном выполнено лабиринтное уплотнение.