RU2780063C1

RU2780063C1 - Device for ensuring the thermal regime of the spacecraft

Info

Publication number: RU2780063C1
Application number: RU2022115869A
Authority: RU
Inventors: Андрей Георгиевич Еремин; Максим Алексеевич Ладыко; Елена Леонардовна Ромадова
Filing date: 2022-06-10
Publication date: 2022-09-19

Abstract

FIELD: spacecrafts.

SUBSTANCE: invention relates to spacecraft equipped with a system for providing thermal conditions for the operation of the electronic equipment located in them. The device for ensuring the thermal regime of the spacecraft includes an expandable telescopic rod with heat-radiating panels of the refrigerator-emitter (RE), stacked with each other in three planes equally spaced relative to the longitudinal axis of the spacecraft and parallel to the axis of the telescopic rod, which is pulled out of the spacecraft before deploying the panels. In this case, the last internal extendable link of the telescopic rod is provided with a frame, on which the cables are fixed, passing along the pulleys on the hinge axes connecting the deployable panels of the refrigerator-emitter (RE), and the opposite ends of the cables are attached to the last panels of the RE deployed in each plane. All panels for the coolant to flow through them are connected to the spacecraft by pipelines, which are equipped with metal hoses welded to the RE panels at the places where the hinges connecting the CI panels are installed. All unfolded RE panels are connected to the outer link of the telescopic rod.

EFFECT: stability of the spacecraft to the emerging moment relative to its longitudinal axis, which leads to the rotation of the spacecraft, is increased.

2 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), снабженным системой обеспечения теплового режима для функционирования находящейся в них электронной аппаратуры.The invention relates to spacecraft (SC) equipped with a system for providing thermal conditions for the operation of the electronic equipment located in them.

Известен ряд конструкций, в которых требуемая для функционирования электронной аппаратуры температура достигается путем отвода от аппаратуры тепла тепло-излучающими панелями холодильника-излучателя (ХИ) в космическое пространство. (Романов А.В. Теория комплексной оптимизации проектирования космических аппаратов с ядерными термоэмиссионными энергетическими установками / Под ред. Б.И. Полетаева, А.П. Ковалева – СПб,: ООО «НПО «Профессионал», 2010.-255 с.).A number of designs are known in which the temperature required for the operation of electronic equipment is achieved by removing heat from the equipment by heat-radiating panels of the refrigerator-radiator (CI) into outer space. (Romanov A.V. Theory of integrated optimization of the design of spacecraft with nuclear thermionic power plants / Edited by B.I. Poletaev, A.P. Kovalev - St. Petersburg, LLC NPO Professional, 2010.-255 p.) .

Наиболее близким техническим решением, к заявленному изобретению, является Транспортно-энергетический модуль (ТЭМ) космического аппарата (https://www.youtube.com/watch?v=GpRL-Bj5Dbg&list=RDCMUCDEEqGCczAlUzS9kK4mBGwQ&index=8), в котором после раздвижения телескопической штанги, панели ХИ, сложенные по трем равнорасположенным плоскостям относительно продольной оси телескопического стержня, делают одно развертывание вдоль его оси, затем поворачиваются в радиальное положение, образуя трехлучевую «звезду», и далее происходит дальнейшее развертывание панелей ХИ и их фиксация.The closest technical solution to the claimed invention is the Transport and Energy Module (TEM) of the spacecraft (https://www.youtube.com/watch?v=GpRL-Bj5Dbg&list=RDCMUCDEEqGCczAlUzS9kK4mBGwQ&index=8), in which, after expanding the telescopic rod, CI panels, folded along three equally spaced planes relative to the longitudinal axis of the telescopic rod, make one deployment along its axis, then turn into a radial position, forming a three-beam “star”, and then the CI panels are further deployed and fixed.

Недостатком приведенной конструкции ХИ Транспортно-энергетического модуля космического аппарата является развертывание панелей ХИ при их раскрытии по траектории, не совпадающей с продольной осью КА, что непременно приведет к возникновению момента относительно этой оси и началу вращения КА. Следствием будет необходимость стабилизации КА двигателями с соответствующем расходом дополнительного топлива, что в итоге увеличит массы КА.The disadvantage of the above design of the CI of the Transport and Energy Module of the spacecraft is the deployment of the CI panels when they are deployed along a trajectory that does not coincide with the longitudinal axis of the spacecraft, which will certainly lead to the occurrence of a moment relative to this axis and the beginning of the rotation of the spacecraft. The consequence will be the need to stabilize the spacecraft by engines with the appropriate consumption of additional fuel, which will eventually increase the mass of the spacecraft.

Задачей изобретения является снижение массы космического аппарата путем исключения возникновения момента относительно его продольной оси, которое приводит к вращению КА и требует для его стабилизации расхода топлива для двигателей. The objective of the invention is to reduce the mass of the spacecraft by eliminating the occurrence of a moment about its longitudinal axis, which leads to the rotation of the spacecraft and requires fuel consumption for the engines to stabilize it.

Этот результат достигается тем, что в устройстве обеспечения теплового режима КА теплоизлучающие панели ХИ сложены друг с другом в трех равнорасположенных относительно продольной оси плоскостях, которые параллельны телескопической штанге, состоящей из нескольких звеньев, выдвигаемых из КА перед развертыванием панелей ХИ. При этом последнее внутреннее звено телескопической штанги (звено с наименьшим диаметром), выдвигаемое из внешнего звена телескопической штанги (звена с наибольшим диаметром), снабжено шпангоутом, на котором закреплены три троса, проходящих по шкивам на осях шарниров, соединяющих развертываемые панели ХИ, а противоположные концы тросов прикреплены к последним раскладывающимся в каждой плоскости панелям ХИ. This result is achieved by the fact that in the device for ensuring the thermal regime of the spacecraft, the heat-radiating CI panels are stacked with each other in three planes equally spaced relative to the longitudinal axis, which are parallel to the telescopic rod, consisting of several links, extended from the spacecraft before deploying the CI panels. At the same time, the last inner link of the telescopic rod (the link with the smallest diameter), which is extended from the outer link of the telescopic rod (the link with the largest diameter), is equipped with a frame on which three cables are fixed, passing along the pulleys on the hinge axes connecting the deployed XI panels, and the opposite the ends of the cables are attached to the last CI panels that fold out in each plane.

Панели для протекания по ним теплоносителя соединены с космическим аппаратом трубопроводами, которые в местах установки шарниров, соединяющих панели ХИ, снабжены металлорукавами, приваренными к панелям ХИ. The panels for the coolant to flow through them are connected to the spacecraft by pipelines, which, at the installation sites of the hinges connecting the CI panels, are equipped with metal hoses welded to the CI panels.

Все разложенные панели соединены с внешним звеном телескопической штанги посредством трех кронштейнов. Каждый из кронштейнов имеет шарнир, снабженный приводным механизмом, включающим трос, соединенный со шкивом, расположенным на шарнире, и наматываемый на барабан, который вращается приводным механизмом (электродвигателем). Тросы используются для поворота панелей ХИ в радиальное относительно продольной оси КА положение. All unfolded panels are connected to the outer link of the telescopic rod by means of three brackets. Each of the brackets has a hinge, equipped with a drive mechanism, including a cable connected to a pulley located on the hinge, and wound on a drum, which is rotated by the drive mechanism (electric motor). The cables are used to turn the CI panels into a radial position relative to the longitudinal axis of the spacecraft.

Шпангоут, установленный на последнем внутреннем выдвигаемом звене телескопической штанги, вдоль которой производится разворот панелей ХИ, снабжен тремя равнорасположенными в тех же плоскостях, что и кронштейны на внешнем звене телескопической штанги, опорами, представляющими собой вилку с цилиндрической поверхностью, ось которой совмещена с осью вращения шарнира, которым оснащен кронштейн и относительно которого под действием электродвигателя происходит поворот развернутых панелей в радиальное относительно продольной оси КА положение. The frame mounted on the last inner retractable link of the telescopic rod, along which the XI panels are rotated, is equipped with three supports equally spaced in the same planes as the brackets on the outer link of the telescopic rod, representing a fork with a cylindrical surface, the axis of which is aligned with the axis of rotation the hinge with which the bracket is equipped and relative to which, under the action of the electric motor, the deployed panels rotate into a position radial relative to the longitudinal axis of the spacecraft.

Последняя из развертываемых панелей ХИ снабжена пальцем, который попадая в вилку опоры после развертывания панелей ХИ и поворота их в радиальное положение фиксируется в вилке с помощью стопора, расположенного в вилке опоры. Тем самым фиксируются в радиальном положении относительно продольной оси КА все развернутые в трех плоскостях панели ХИ. The last of the deployable CI panels is equipped with a pin, which, when it enters the support yoke, after deploying the CI panels and turning them into a radial position, is fixed in the yoke using a stopper located in the support fork. Thus, all CI panels deployed in three planes are fixed in a radial position relative to the longitudinal axis of the spacecraft.

На фиг. 1 приведена конструктивная схема устройства обеспечения теплового режима КА в стартовом положении.In FIG. Figure 1 shows a structural diagram of the device for ensuring the thermal regime of the spacecraft in the starting position.

На фиг. 2 приведена конструктивная схема устройства обеспечения теплового режима КА в орбитальном положении.In FIG. Figure 2 shows a structural diagram of the device for ensuring the thermal regime of the spacecraft in the orbital position.

На фиг. 3, 4, 5 приведены отдельные элементы устройства обеспечения теплового режима КА.In FIG. 3, 4, 5 show separate elements of the device for providing the spacecraft thermal regime.

Устройство обеспечения теплового режима КА 1 состоит из телескопической штанги 2, которая включает внешнее звено (наибольшего диаметра) 3 и внутренние звенья 4 телескопической штанги. На внешнем звене 3 телескопической штанги 2 в трех равнорасположенных по окружности плоскостях, параллельно оси штанги, размещены, по крайней мере, две сложенные панели ХИ 5. Панели ХИ 5, находящиеся в одной плоскости, между собой соединены шарнирами 6. При этом последняя раскладываемая панель ХИ снабжена тросом 7, используемым для раскладывания панелей и соединенным со шпангоутом 8, установленным на последнем внутреннем выдвигаемом звене телескопической штанги. Трос 7, соединяющий шпангоут и последнюю раскладывающуюся панель ХИ, проходит через шкивы 9, установленные в шарнирах 6, которые соединяют панели ХИ.The device for ensuring the thermal regime KA 1 consists of a telescopic rod 2, which includes an external link (of the largest diameter) 3 and internal links 4 of the telescopic rod. On the outer link 3 of the telescopic rod 2 in three planes equally spaced along the circumference, parallel to the axis of the rod, there are at least two folded panels CI 5. The panels CI 5, which are in the same plane, are interconnected by hinges 6. XI is equipped with a cable 7 used for unfolding the panels and connected to the frame 8 installed on the last internal retractable link of the telescopic rod. The cable 7, connecting the frame and the last folding CI panel, passes through the pulleys 9 installed in the hinges 6, which connect the CI panels.

При этом последняя из разворачивающихся панелей ХИ снабжена пальцем 10 (фиг. 2). Панели ХИ 5 прикреплены к КА 1 при помощи трех кронштейнов 11 с шарнирами 12 со шкивами 13. Каждый шкив 13 через наматываемый на барабан 14 трос 15, используемый для поворота панелей в радиальное положение, соединен с электродвигателем 16. Последнее внутреннее выдвигаемое звено телескопической штанги, вдоль которой производится разворот панелей ХИ 5, снабжено на торце шпангоутом 8 с опорами 17. Опора представляет собой вилку с цилиндрической поверхностью, ось которой соосна с осью шкива 13 кронштейна 11. Вокруг оси шкива 13 поворачиваются развернутые панели ХИ 5, которые опираются пальцем 10 на опору 17 при повороте их в радиальное положение относительно оси КА. Фиксирование панелей ХИ 5 в радиальном положении выполнено с помощью стопоров 18. Передача теплоносителя от КА 1 к раскладывающимся панелям ХИ 5 обеспечено металлорукавами 19, 20, которые обеспечивают герметичность при раскладывании панелей ХИ 5. In this case, the last of the deployable CI panels is provided with a pin 10 (Fig. 2). The XI 5 panels are attached to the spacecraft 1 using three brackets 11 with hinges 12 with pulleys 13. Each pulley 13 is connected to the electric motor 16 through a cable 15 wound on the drum 14, used to rotate the panels into a radial position. The last internal retractable link of the telescopic rod, along which the XI 5 panels are turned, is equipped with a frame 8 with supports 17 at the end. support 17 when turning them into a radial position relative to the axis of the spacecraft. The XI 5 panels are fixed in the radial position with the help of stoppers 18. The transfer of the coolant from the KA 1 to the XI 5 folding panels is provided by metal hoses 19, 20, which ensure tightness when the XI 5 panels are unfolded.

Предлагаемое устройство функционирует следующим образом. Первоначально происходит выдвижение внутренних звеньев 4 телескопической штанги 2. При выдвижении трос 7, прикрепленный к шпангоуту 8 последнего выдвигаемого внутреннего звена телескопической штанги, натягиваясь на шкивах 9 передает усилие на последнюю раскладываемую панель холодильника-излучателя и, тем самым, происходит последовательное раскладывание панелей вдоль выдвигаемой телескопической штанги. The proposed device operates as follows. Initially, the extension of the inner links 4 of the telescopic rod 2 takes place. When extending the cable 7, attached to the frame 8 of the last retractable inner link of the telescopic rod, stretching on the pulleys 9 transfers the force to the last unfolded panel of the radiator-radiator and, thereby, the panels are sequentially unfolded along the retractable telescopic rod.

При этом последняя из раскладываемых панелей ХИ пальцем 10 ложится на опору 17. После чего включают электродвигатель 16, который вращая барабан 14, наматывает на него три троса 15. В результате развернутые по трем плоскостям панели ХИ 5 поворачиваются относительно оси шкива 13 в радиальное положение. Фиксация панелей ХИ 5 в опоре 17 в радиальном положении обеспечивается стопорами 18. Герметичное соединение панелей ХИ 5 для подвода к ним теплоносителя обеспечено металлорукавами 19, 20. Тем самым, формируется ХИ, состоящий из трех радиально равнорасположенных относительно оси КА плоских развернутых панелей ХИ. В результате при таком раскладывании панелей ХИ отсутствует их перемещение по траектории, не совпадающей с продольной осью КА, т.е. отсутствуют условия возникновения вращающего момента КА. In this case, the last of the deployed CI panels with a finger 10 rests on the support 17. After that, the electric motor 16 is turned on, which, rotating the drum 14, winds three cables 15 on it. The fixation of the CI panels 5 in the support 17 in the radial position is ensured by the stoppers 18. The tight connection of the CI 5 panels for supplying heat carrier to them is provided by metal hoses 19, 20. Thus, the CI is formed, consisting of three flat deployed CI panels radially equally spaced relative to the SC axis. As a result, with this unfolding of the CI panels, there is no movement along the trajectory that does not coincide with the longitudinal axis of the spacecraft, i.e. there are no conditions for the occurrence of the torque of the spacecraft.

Claims

1. A device for ensuring the thermal regime of a spacecraft, which includes an expanding telescopic rod with folding heat-radiating panels of the refrigerator-emitter located around it, consisting of sections, characterized in that the folded heat-radiating panels of the refrigerator-emitter are equally spaced relative to the longitudinal axis of the spacecraft in three planes, parallel to the axis of the telescopic rod extended from the spacecraft, while the last internal extendable link of the telescopic rod is equipped with a frame on which three cables are fixed, passing along the pulleys on the hinge axes connecting the deployable panels of the refrigerator-emitter (CI), and the opposite ends of the cables are attached to to the last CI panels that are laid out in each plane, all panels for the coolant to flow through them are connected to the spacecraft by pipelines, which, at the installation sites of the hinges connecting the CI panels, are equipped with pipes welded to the panel. HI panels with metal hoses, and all expanded HI panels are connected to the outer link of the telescopic rod by means of three brackets, each of which is equipped with a hinge with a drive mechanism, including a cable connected to a pulley on a hinge connecting the HI panels, and wound on a drum common to all panels, rotating electric motor.

2. The device for ensuring the thermal regime of the spacecraft according to claim 1, characterized in that the frame on the last internal retractable link of the telescopic rod, along which the radiator panels are turned, is equipped with three equally spaced in the same planes as the brackets on the outer link of the telescopic rod , supports, representing a fork with a cylindrical surface, the axis of which is aligned with the axis of rotation of the hinge on the bracket, relative to which, under the action of an electric motor, the deployed panels rotate into a position radial relative to the longitudinal axis of the spacecraft after they are deployed and hit the fork of the finger, which is equipped with the last deployable CI panel, followed by fixing the finger in the fork using a stopper that fixes the radiator-radiator panels in the radial position.