RU2144889C1

RU2144889C1 - Spacecraft

Info

Publication number: RU2144889C1
Application number: RU98119609/28A
Authority: RU
Inventors: А.С. Гуртов; А.Н. Филатов; В.Н. Фомакин; В.С. Томина; А.И. Китаев; С.М. Быков
Original assignee: Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс"
Priority date: 1998-10-26
Filing date: 1998-10-26
Publication date: 2000-01-27

Abstract

FIELD: space engineering; designing of spacecraft. SUBSTANCE: spacecraft includes compartments with target and service equipment, storage battery power supply system (in equipment compartment) and temperature control system which is provided with devices for taking, supplying and removing heat; some of them are made in form of thermal plates with hydraulic passages. Thermal plate forming monoblock unit with battery is secured on bottom of each battery. Monoblock unit is secured in equipment compartment by means of units made in housing of each battery. Thermal plate of each monoblock is provided with additional hydraulic passages interconnected by means of pipe lines. These passages and lines form independent open main. EFFECT: facilitated procedure of ground tests of spacecraft; limited assembly jobs on spacecraft; improved service life characteristics of spacecraft power supply and temperature control system. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов. The invention relates to the field of space technology and can be used in the design of spacecraft.

Космическая техника среди прочих ставит перед собой задачу по увеличению срока активного существования создаваемых космических аппаратов (КА). Наиболее трудные технические проблемы на этом пути возникают при проектировании автоматических КА. Space technology, among others, has set itself the task of increasing the active life of created spacecraft (SC). The most difficult technical problems along this path arise in the design of automatic spacecraft.

Как известно (Космические аппараты. Под общей редакцией К.П.Феоктистова, М. , Воениздат, 1993), космический аппарат представляет собой техническое устройство, состоящее, как правило, из целевой аппаратуры и обеспечивающих систем. В качестве целевой аппаратуры могут быть использованы оптические, оптико-электронные, радиотехнические или иные системы, позволяющие непосредственно выполнять поставленную перед КА задачу. В число обеспечивающих систем входят: комплексная двигательная установка (КДУ), система электропитания (СЭП), бортовой комплекс управления (БКУ), система терморегулирования (СТР) и другие системы в зависимости от типа и назначения КА. As is known (Spacecraft. Under the general editorship of K.P. Feoktistov, M., Military Publishing, 1993), a spacecraft is a technical device, consisting, as a rule, of target equipment and supporting systems. Optical, optoelectronic, radio engineering or other systems can be used as the target equipment, allowing directly to perform the task assigned to the spacecraft. The number of supporting systems includes: an integrated propulsion system (KDU), power supply system (BOT), on-board control complex (BKU), temperature control system (STR) and other systems depending on the type and purpose of the spacecraft.

К числу систем современных КА, существенно влияющих на его срок активного существования, относятся в первую очередь СЭП и СТР. У систем электропитания наиболее слабым звеном являются аккумуляторные батареи (АБ) а у СТР - подвижные электромеханические устройства (вентиляторы, насосы и т.д.). Among the systems of modern spacecraft, significantly affecting its period of active existence, are first of all BOT and STR. In power supply systems, the weakest link is rechargeable batteries (AB), and in STR - mobile electromechanical devices (fans, pumps, etc.).

Для продления срока службы АБ очень важно обеспечивать в процессе их работы требуемые температурные режимы, при этом особенно важно поддерживать температуру в сравнительно узком диапазоне. Оптимальный диапазон рабочих температур для АБ, предназначенных для установки на борту низкоорбитальных КА и характеризующихся сравнительно высокими токами заряда и разряда, должен составлять 10-25^oC (Система терморегулирования и рабочие характеристики аккумуляторных батарей для западно-европейских ИСЗ. Астронавтика и ракетодинамика, экспресс-информация, N 6, стр. 23-29, 1989).To extend the battery life, it is very important to provide the required temperature conditions during their operation, while it is especially important to maintain the temperature in a relatively narrow range. The optimum operating temperature range for ABs designed to be installed on board low-orbit spacecraft and characterized by relatively high charge and discharge currents should be 10-25 ^o C (Thermal control system and battery performance for Western European satellites. Astronautics and rocket dynamics, express Information, N 6, pp. 23-29, 1989).

Конструктивно СТР представляет собой систему соединенных магистралями агрегатов и элементов, осуществляющих подвод или отвод тепловой энергии от элементов КА за счет циркуляции теплоносителя. В большинстве случаев используются конвективные СТР, состоящие из одного или нескольких замкнутых контуров и обеспечивающие передачу теплоты из гермоотсеков КА через промежуточные теплообменники в окружающую среду. Сброс теплоты излучением осуществляется с поверхности радиатора, по каналам которого циркулирует промежуточный теплоноситель. Все длительно работающие КА снабжены радиационными теплообменниками (В.В.Малоземцев. Оптимизация систем терморегулирования космических аппаратов, М., Машиностроение, 1988). Structurally, the STR is a system of aggregates and elements connected by highways that supply or remove thermal energy from the spacecraft elements due to the circulation of the coolant. In most cases, convective STRs are used, consisting of one or more closed loops and providing heat transfer from the pressurized spacecraft compartments through intermediate heat exchangers to the environment. The heat is released by radiation from the surface of the radiator, through the channels of which an intermediate coolant circulates. All long-running spacecraft are equipped with radiation heat exchangers (V.V. Malozemtsev. Optimization of spacecraft thermal control systems, M., Mashinostroenie, 1988).

Известен космический аппарат (Б.М.Панкратов. Основы теплового проектирования транспортных космических систем, М., Машиностроение, 1988), содержащий отсек целевой аппаратуры, герметичный приборный отсек, внутри которого размещены устройства обеспечивающих систем, агрегатный отсек с КДУ, СТР с внешними радиаторами. В данном КА аккумуляторные батареи располагаются в приборном отсеке и охлаждаются воздушным потоком. Сброс тепла в окружающую среду осуществляется через внешние радиаторы, по каналам которых циркулирует жидкий теплоноситель. Часть радиаторов устанавливается в АО для обогрева КДУ. С помощью радиаторов может быть обеспечен температурный режим спецаппаратуры. A well-known spacecraft (B. M. Pankratov. Fundamentals of thermal design of transport space systems, M., Mechanical Engineering, 1988), containing the compartment of the target equipment, a sealed instrument compartment, inside which are the devices of the supporting systems, an aggregate compartment with a CDS, PW with external radiators . In this spacecraft, the batteries are located in the instrument compartment and are cooled by air flow. Heat is discharged into the environment through external radiators, through the channels of which the liquid coolant circulates. A part of the radiators is installed in AO for heating KDU. With the help of radiators, the temperature regime of special equipment can be provided.

Недостатком подобного КА является то, что в герметичном приборном отсеке требуется поддержание заданного давления среды в течение срока существования КА, создание свободных зон для обеспечения циркуляции воздушного потока без застоя. Кроме того, трудно обеспечить узкий диапазон изменения температур АБ как в процессе проведения наземных испытаний, так и при штатной работе, что отрицательно сказывается на сроке активного существования КА в целом. The disadvantage of such a spacecraft is that in a sealed instrument compartment it is required to maintain a predetermined pressure of the medium during the spacecraft’s life, the creation of free zones to ensure air circulation without stagnation. In addition, it is difficult to ensure a narrow range of changes in AB temperature both during ground tests and during normal operation, which negatively affects the active life of the spacecraft as a whole.

Известна система терморегулирования для искусственного спутника Земли (Патент США N 4880050, F 28 D 15/00, 1989, аналог), которая для эффективного отвода тепла от оборудования к внешним радиационным панелям снабжена термоплатами. В данном техническом устройстве наиболее важные приборы могут быть установлены на термоплаты, по каналам которых циркулирует жидкий теплоноситель. Такой способ охлаждения приборов позволяет существенно сузить диапазон изменения рабочих температур до оптимальных значений и обеспечить тепловой режим бортовой аппаратуры, расположенной как в герметичном, так и в негерметичном отсеках, что положительно сказывается на ресурсных характеристиках КА. A known temperature control system for an artificial Earth satellite (US Patent N 4880050, F 28 D 15/00, 1989, analogue), which is equipped with thermal boards for efficient heat removal from the equipment to external radiation panels. In this technical device, the most important devices can be installed on thermal boards, through the channels of which the liquid coolant circulates. Such a method of cooling devices can significantly narrow the range of operating temperatures to optimal values and ensure the thermal regime of on-board equipment located in both sealed and non-sealed compartments, which positively affects the resource characteristics of the spacecraft.

Недостатком аналога является то, что при проведении наземных испытаний система терморегулирования должна быть постоянно включена для охлаждения систем КА. Продолжительные наземные испытания КА в этом случае приводят к ограничению ресурса СТР, а значит и к уменьшению срока активного существования КА. The disadvantage of the analogue is that when conducting ground tests, the temperature control system must be constantly on to cool the spacecraft systems. Prolonged ground tests of the spacecraft in this case lead to a limitation of the STR resource, and, therefore, to a decrease in the active life of the spacecraft.

Известен космический аппарат (прототип, 46КС-65-104-97 Т3, ЦСКБ, Самара), содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек с расположенными в нем обеспечивающими и иными устройствами, агрегатный отсек с КДУ, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненным в виде термоплат с входными и выходными штуцерами, систему электропитания, состоящую из располагаемой на внешних элементах конструкции КА солнечной батареи, комплекса автоматики и стабилизации напряжения, установленного в приборном отсеке, и герметичных АБ, размещенных в АО. Known spacecraft (prototype, 46KS-65-104-97 T3, TsSKB, Samara), containing a compartment with the target equipment, a sealed instrument compartment with supporting and other devices located in it, an aggregate compartment with a CDS, a temperature control system with hydraulic circuits and devices for the selection, supply and discharge of heat, including those made in the form of thermal boards with inlet and outlet fittings, a power supply system consisting of a solar battery located on external elements of the spacecraft design, an automation and stabilization complex n the voltage installed in the instrument compartment, and sealed batteries located in the joint-stock company.

На фиг. 1 показано устройство прототипа. Известный КА состоит из: отсека с целевой аппаратурой 1, герметичного приборного отсека 2, системы терморегулирования 3, агрегатного отсека 4 с размещенной в нем КДУ 5, системы электропитания, содержащей комплекс автоматики и стабилизации напряжения 6, солнечную батарею 7 и аккумуляторные батареи 8. Аккумуляторные батареи 8 установлены на предварительно смонтированные термоплаты 9, имеющие входной 10 и выходной 11 штуцеры. Штуцеры соединены между собой трубопроводами 12. Трубопроводы 12 и каналы 13, выполненные в термоплатах 9, образуют гидравлическую магистраль, которая последовательно встроена в контур СТР 3. In FIG. 1 shows a prototype device. Known spacecraft consists of: a compartment with the target equipment 1, a sealed instrument compartment 2, a temperature control system 3, an aggregate compartment 4 with a KDU 5 located in it, a power supply system containing a complex of automation and voltage stabilization 6, a solar battery 7 and rechargeable batteries 8. Rechargeable batteries batteries 8 are mounted on pre-mounted thermal boards 9 having input 10 and output 11 fittings. The fittings are interconnected by pipelines 12. Pipelines 12 and channels 13, made in thermocouples 9, form a hydraulic line, which is sequentially integrated into the loop 3.

Система терморегулирования 3 обеспечивает температурный режим АБ 8 с помощью термоплат 9. При этом приборный отсек 2 охлаждается конвективным способом, т. е. приборы обдуваются воздухом, передача тепла теплоносителю происходит через газожидкостные теплообменники, а сброс тепла в окружающую среду осуществляется через внешние радиаторы. The temperature control system 3 provides the temperature regime of AB 8 using thermal cards 9. In this case, the instrument compartment 2 is cooled by a convective method, that is, the devices are blown with air, heat is transferred to the heat carrier through gas-liquid heat exchangers, and heat is released into the environment through external radiators.

Аккумуляторные батареи 8 установлены в АО 4, что существенно уменьшает плотность размещения приборов в отсеке 2 или требуемый объем герметичнеого отсека. При этом АБ должны быть герметичными и конструктивно выполненными для охлаждения термоплатами. Этим требованиям наиболее полно удовлетворяют инкель-водородные АБ. Rechargeable batteries 8 are installed in AO 4, which significantly reduces the density of the devices in compartment 2 or the required volume of the sealed compartment. At the same time, the batteries should be airtight and structurally designed for cooling by thermal boards. These requirements are most fully satisfied by incel-hydrogen ABs.

Основным недостатком прототипа является сложная технология монтажа АБ в АО и ухудшение ресурсных характеристик КА в процессе проведения наземных испытаний. The main disadvantage of the prototype is the complex technology of AB installation in AO and the deterioration of the resource characteristics of the spacecraft during ground tests.

Допустим, что АБ 8 устанавливаются в АО 4 на термоплаты 9 до начала наземных испытаний на заводе-изготовителе (ЗИ) космического аппарата. Тогда штатные СТР 3 и АБ 8 должны быть включены постоянно во время проведения испытаний, что ухудшает ресурсные характеристики обеих систем КА в целом. Suppose that AB 8 is installed in AO 4 on thermal boards 9 before the start of ground tests at the manufacturing plant (ZI) of the spacecraft. Then, standard STP 3 and AB 8 should be switched on continuously during testing, which worsens the resource characteristics of both spacecraft systems as a whole.

Допустим, что АБ 8 устанавливаются на термоплаты 9 после проведения наземных испытаний. При этом вместо штатных АБ 8 можно использовать технологические АБ, которые охлаждаются с помощью автономных наземных систем обеспечения теплового режима. В этом случае достигается улучшение ресурсных характеристик СТР и СЭП. Однако подобный выигрыш порождает новые технические и технологические проблемы. Действительно, проведение работ по установке АБ в полевых условиях сложно выполнить качественно, поскольку в АО размещены КДУ и другие устройства, которые затрудняют проведение монтажных работ обслуживающим персоналом. Кроме того, в этих условиях нельзя обеспечить закрепление АБ 8 к термоплате 9 таким образом, чтобы был надежный термоконтакт между ними, так как термоплаты 9 расположены на внутренней стенке АО 4. А необходимость проведения подстыковки трубопроводов 12 к штуцерам 10 и 11 на последнем этапе испытаний повышает вероятность разгерметизации основной магистрали СТР в процессе эксплуатации КА и выхода СТР 3 из строя. Поэтому подобная технология проведения наземных испытаний и монтаж АБ и трубопроводов СТР крайней нежелательны. Suppose that AB 8 are installed on thermal boards 9 after conducting ground tests. In this case, instead of the standard batteries 8, it is possible to use technological batteries that are cooled with the help of autonomous ground-based thermal management systems. In this case, an improvement in the resource characteristics of the STR and BOT is achieved. However, such a gain creates new technical and technological problems. Indeed, it is difficult to carry out work on installing the battery in the field qualitatively, since KDU and other devices are located in the AO, which make it difficult for maintenance personnel to carry out installation work. In addition, under these conditions, it is impossible to secure the AB 8 to the thermal board 9 so that there is a reliable thermal contact between them, since the thermal boards 9 are located on the inner wall of AO 4. And the need to connect the pipelines 12 to the fittings 10 and 11 at the last test stage increases the likelihood of depressurization of the main line of the STR during the operation of the spacecraft and the release of STR 3. Therefore, such a technology for conducting ground tests and installation of AB and pipelines STR is extremely undesirable.

Задачей изобретения является упрощение технологии проведения наземных испытаний КА, ограничение монтажных работ на КА в полевых условиях, а также улучшение ресурсных характеристик систем электропитания и терморегулирования и КА в целом. The objective of the invention is to simplify the technology of conducting ground tests of spacecraft, limiting installation work on the spacecraft in the field, as well as improving the resource characteristics of power supply and thermal control systems and the spacecraft as a whole.

Указанная задача решается тем, что в известном КА, содержащем отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат с гидравлическими каналами, включенными в контур указанной системы терморегулирования, систему электропитания, включающую в себя солнечную батарею, установленный в приборном отсеке комплекс автоматики и стабилизации напряжения, а также размещенные в агрегатном отсеке аккумуляторные батареи, на днище каждой аккумуляторной батареи закреплена образующая с ней моноблок термоплата, узлы крепления моноблока к конструкции агрегатного отсека выполнены в корпусе каждой аккумуляторной батареи, а в термоплате каждого моноблока выполнены дополнительные гидравлические каналы, соединенные между собой с помощью трубопроводов, при этом указанные каналы и трубопроводы образуют автономную разомкнутую магистраль. This problem is solved in that in the known spacecraft containing a compartment with the target equipment, a sealed instrument compartment, an aggregate compartment with an integrated propulsion system, a temperature control system with hydraulic circuits and devices for the selection, supply and discharge of heat, including those made in the form of thermal plates with hydraulic channels included in the circuit of the specified temperature control system, power supply system, which includes a solar battery, an automation and stabilization complex installed in the instrument compartment voltages, as well as rechargeable batteries located in the aggregate compartment, on the bottom of each rechargeable battery there is a monoblock forming a thermal plate attached to it, monoblock fastening units to the aggregate compartment design are made in the case of each rechargeable battery, and additional hydraulic channels are connected to each other in the thermal plate using pipelines, while these channels and pipelines form an autonomous open line.

На фиг. 2 показано предлагаемое устройство КА. Он состоит из отсека с целевой аппаратурой 1, герметичного приборного отсека 2, системы терморегулирования 3, агрегатного отсека 4 с размещенной в нем комплексной двигательной установкой 5, системы электропитания, содержащей комплекс автоматики и стабилизации напряжения 6, солнечную батарею 7 и аккумуляторные батареи 8. Аккумуляторные батареи 8 и соответствующие термоплаты 9 образуют моноблок, поскольку последние прикреплены к АБ стягивающими винтами (на чертеже не показано). Моноблоки установлены на конструкции агрегатного отсека, причем узлы крепления 18 выполнены в корпусе АБ. Штуцеры 10 и 11 вместе с трубопроводами 12 и каналами 13, выполненными в термоплате, образуют разомкнутую гидравлическую магистраль, которая последовательно встроена в контур СТР 3. Трубопроводы 14, каналы 15, выполненные параллельно каналам 13 в термоплате 9, образуют свою разомкнутую магистраль. Для подсоединения трубопроводов 14 и каналов 15 служат входные 16 и выходные 17 штуцеры. In FIG. 2 shows the proposed device KA. It consists of a compartment with the target equipment 1, a sealed instrument compartment 2, a temperature control system 3, an aggregate compartment 4 with an integrated propulsion system 5 installed in it, a power supply system containing a complex of automation and voltage stabilization 6, a solar battery 7 and rechargeable batteries 8. Rechargeable batteries the batteries 8 and the corresponding thermal boards 9 form a monoblock, since the latter are attached to the battery by tightening screws (not shown in the drawing). Monoblocks are installed on the construction of the aggregate compartment, and the attachment points 18 are made in the battery case. The fittings 10 and 11, together with the pipelines 12 and channels 13, made in the thermoplate, form an open hydraulic line, which is sequentially integrated into the CTP 3 circuit. Pipelines 14, channels 15, made parallel to the channels 13 in the thermoplate 9, form their open line. To connect the pipelines 14 and channels 15 are the input 16 and output 17 fittings.

Система терморегулирования 3 обеспечивает температурный режим АБ 8 с помощью термоплат 9. При этом приборный отсек 2 охлаждается конвективным способом. The temperature control system 3 provides the temperature regime of AB 8 using thermal cards 9. In this case, the instrument compartment 2 is cooled by a convective method.

Наличие дополнительных каналов 15 со штуцерами 16 и 17 и выполнение узлов крепления 18 моноблока к конструкции АО 4 на АБ 8 позволяет полностью решить поставленную задачу. The presence of additional channels 15 with fittings 16 and 17 and the implementation of the attachment points 18 of the monoblock to the design of AO 4 on AB 8 allows you to fully solve the problem.

Допустим, АБ 8 устанавливаются вместе с термоплатами 9 до начала наземных испытаний. В этом случае на всех этапах испытаний можно использовать для охлаждения АБ 8 дополнительные (технологические) каналы 15, включив их последовательно или последовательно-параллельно в контур наземного устройства обеспечения теплового режима. При этом СТР не включается, а значит ее ресурсные характеристики не ухудшаются. Предварительное закрепление термоплаты 9 к соответствующей АБ 8 до их установки в АО 4 обеспечивает надежный контакт с точки зрения теплосъема. Применение термоплаты в процессе наземных испытаний создает оптимальные тепловой режим АБ 8, что позволяет сохранять ресурсные характеристики АБ 8. Кроме того, исключаются монтажные работы в полевых условиях. С целью сохранения ресурсных характеристик АБ 8 на ЗИ можно использовать технологические аккумуляторные батареи, а штатные батареи устанавливать после завершения испытаний на ЗИ. Suppose AB 8 is installed together with thermal boards 9 before the start of ground tests. In this case, at all stages of the tests, additional (technological) channels 15 can be used to cool the AB 8, including them sequentially or sequentially in parallel in the circuit of the ground-based thermal regime device. At the same time, the STR does not turn on, which means its resource characteristics do not deteriorate. The preliminary fixing of the thermal board 9 to the corresponding AB 8 before their installation in AO 4 provides reliable contact from the point of view of heat removal. The use of thermal boards in the process of ground testing creates the optimal thermal regime of AB 8, which allows you to save the resource characteristics of AB 8. In addition, installation work in the field is excluded. In order to preserve the resource characteristics of AB 8, it is possible to use technological rechargeable batteries on the ZI, and to install standard batteries after completing the tests on the ZI.

Наличие дополнительных каналов 15 и штуцеров 16 и 17 не ухудшает массогабаритные характеристики моноблока, т.к. увеличение массы термоплаты 9 за счет штуцеров 16 и 17 компенсируется уменьшением массы термоплаты 9 за счет выполнения в ней дополнительных каналов 15. Трубопроводы 14 после проведения наземных испытаний можно демонтировать. The presence of additional channels 15 and fittings 16 and 17 does not impair the overall dimensions of the monoblock, as the increase in the mass of the thermal plate 9 due to the fittings 16 and 17 is compensated by the decrease in the mass of the thermal plate 9 due to the implementation of additional channels 15. Pipelines 14 can be dismantled after conducting ground tests.

Каналы 13 и 15 в термоплате могут выполняться в металлической термоплате параллельно и иметь U-образную форму. Подобная форма каналов обеспечивает надежный теплосъем с никель-водородных аккумуляторных батарей. The channels 13 and 15 in the thermal card can run in parallel with the metal thermal card and have a U-shape. Such a channel shape provides reliable heat removal from nickel-hydrogen storage batteries.

Таким образом, применение предлагаемого устройства КА позволяет упростить технологию проведения испытаний, ограничить монтажные работы на КА в полевых условиях, а также улучшить ресурные характеристики систем электропитания и терморегулирования и КА в целом. Thus, the application of the proposed spacecraft device allows to simplify the technology of testing, to limit installation work on the spacecraft in the field, and also to improve the resource characteristics of power supply and thermal control systems and the spacecraft as a whole.

Claims

A spacecraft containing a compartment with the target equipment, a sealed instrument compartment, an aggregate compartment with an integrated propulsion system, a temperature control system with hydraulic circuits and devices for the selection, supply and discharge of heat, including those made in the form of thermal cards with hydraulic channels included in the circuit specified temperature control systems, power supply system, which includes a solar battery, a complex of automation and voltage stabilization installed in the instrument compartment, as well as e in the aggregate compartment storage batteries, characterized in that on the bottom of each battery there is a monoblock forming a thermal plate attached to it, the monoblock attachment points to the construction of the aggregate compartment are made in the housing of each battery, and additional hydraulic channels are connected to each other in the thermal plate of each monoblock using pipelines, while these channels and pipelines form an autonomous open line.