RU2268207C2 - Method of temperature control of spacecraft and device for realization of this method - Google Patents
Method of temperature control of spacecraft and device for realization of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2268207C2 RU2268207C2 RU2003123594/11A RU2003123594A RU2268207C2 RU 2268207 C2 RU2268207 C2 RU 2268207C2 RU 2003123594/11 A RU2003123594/11 A RU 2003123594/11A RU 2003123594 A RU2003123594 A RU 2003123594A RU 2268207 C2 RU2268207 C2 RU 2268207C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radiators
- spacecraft
- heat
- emitters
- evaporators
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может использоваться при конструировании систем терморегулирования (СТР) автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей с применением тепловых труб.The present invention relates to space technology and can be used in the design of thermal control systems (CTP) of automatic spacecraft (SC) for use in near-earth orbits with instrument containers made of honeycomb panels using heat pipes.
Известна сотопанель корпуса КА с установленными на ней приборами и со встроенными в ее структуру своими средними участками (испарителями) П-образными нерегулируемыми тепловыми трубами (ТТ) (Мк. В 64 G 1/10, патент Японии 2000-130971). Концевые конденсаторы П-образных ТТ выполнены с развитыми поверхностями для обеспечения контактной тепловой связи с боковыми сотопанелями, выполненными в виде радиаторов-излучателей.There is a known honeycomb panel of a spacecraft body with instruments installed on it and with its middle sections (evaporators) U-shaped unregulated heat pipes (TT) embedded in its structure (MK. 64
В этом устройстве осуществлен способ, включающий отвод избыточного тепла от приборов, установленных на средней сотопанели П-образного сотопанельного блока, к испарителям ТТ и далее к их конденсаторам, от которых оно передается радиаторам-излучателям с последующим излучением в открытый космос.In this device, a method is implemented, including the removal of excess heat from devices installed on the middle honeycomb panel of the U-shaped honeycomb block, to TT evaporators and further to their condensers, from which it is transmitted to radiators-radiators with subsequent radiation to outer space.
В данном аналоге не обеспечивается достаточно высокая эффективность терморегулирования приборов и, как следствие этого, снижена надежность их работы и КА в целом. Причиной этому является то, что ТТ выполнены П-образными и, следовательно, нерегулируемыми ТТ. В случае минимальных внешних и внутренних тепловых нагрузок на КА, например при заходе его в тень Земли, температура радиаторов-излучателей может понизиться до минус 70°С и вместе с ними непрерывно понижается температура приборов до минимально возможного уровня, так как теплообмен между ними осуществляется нерегулируемый. И наоборот, когда внутренние и внешние тепловые нагрузки на КА максимальные, то температура приборов повышается до максимально допустимых значений. Кроме того, для режима максимальных тепловых нагрузок на КА в данном аналоге недостаток заключается в обеспечении неэффективной в практическом применении контактной тепловой связи между конденсаторами ТТ и радиаторами-излучателями, что приводит к увеличению верхнего предела рабочих температур приборов относительно номинально заданного для них уровня. Следует сказать, что тепловые схемы КА рассчитываются и осуществляются таким образом, чтобы в условиях предельных максимальных и минимальных тепловых нагрузок на КА в процессе его эксплуатации температуры приборов не выходили за заданные пределы. Что касается возможностей обеспечивать рабочие температуры приборов в более узком диапазоне для повышения надежности их работы, то это определяется возможностями тепловой схемы каждого конкретного КА и, как правило, приводит к дополнительным массовым и энергетическим затратам, которые всегда являются дефицитными для КА.This analogue does not provide a sufficiently high efficiency of thermoregulation of devices and, as a result of this, the reliability of their operation and the spacecraft as a whole are reduced. The reason for this is that the TTs are made U-shaped and therefore unregulated TTs. In the case of minimal external and internal thermal loads on the spacecraft, for example, when it enters the Earth’s shadow, the temperature of radiators-radiators can drop to minus 70 ° С and with them the temperature of the devices continuously decreases to the lowest possible level, since the heat exchange between them is unregulated . And vice versa, when the internal and external thermal loads on the spacecraft are maximum, the temperature of the devices rises to the maximum allowable values. In addition, for the regime of maximum thermal loads on the spacecraft in this analogue, the disadvantage is that the contact thermal coupling between the TT capacitors and radiators-radiators is ineffective in practical use, which leads to an increase in the upper limit of the operating temperatures of the devices relative to the nominal level set for them. It should be said that the spacecraft thermal circuits are calculated and implemented in such a way that under the conditions of maximum and minimum thermal loads on the spacecraft during its operation, the temperature of the devices does not go beyond the specified limits. As for the capabilities to ensure the operating temperatures of devices in a narrower range to increase the reliability of their operation, this is determined by the capabilities of the thermal circuit of each specific spacecraft and, as a rule, leads to additional mass and energy costs, which are always scarce for spacecraft.
Общеизвестно, что в процессе создания КА постоянно ведутся поиски лучших решений компоновок КА и систем терморегулирования (СТР) КА, которые позволили бы как можно уже обеспечивать рабочие температуры приборов относительно номинально заданного для них уровня, так как это повышает надежность их работы и КА в целом. Например, при снижении или повышении рабочей температуры бортовых приборов относительно их номинала на 10°С интенсивность их отказов увеличивается на 25% (см. Г.Н.Дульнев. Тепло- и массообмен в радиоэлектронной аппаратуре. Москва, «Высшая школа», 1984, с.7).It is well known that in the process of creating a spacecraft, searches are constantly being made for the best solutions for spacecraft configurations and spacecraft thermal control systems (CTP), which would make it possible to provide the operating temperatures of devices relative to their nominal level, as this increases the reliability of their operation and the spacecraft as a whole . For example, with a decrease or increase in the operating temperature of on-board devices relative to their nominal value by 10 ° С, the failure rate increases by 25% (see G.N. Dulnev. Heat and mass transfer in electronic equipment. Moscow, Vysshaya Shkola, 1984, p.7).
Известна платформа КА S B-44 (Jean J. Dechezelles, Dietric E Koelle gn and application of the AS/MBB Spacebus Famile AJAA 11 Communication Sattelite Sistems, March 17-20, 1986, pp.688-696. РЖ 41, 1986, реф. 10.41.125 - 10.41.126). Платформа КА содержит негерметичный приборный контейнер в виде параллелепипеда с сотопанелями, выполненными в виде радиаторов-излучателей на северной и южной его сторонах, на внутренних сторонах которых установлены бортовые приборы. Во внутреннюю структуру радиаторов-излучателей встроены ТТ, посредством которых избыточное тепло отводится от приборов, распространяется по всем поверхностям радиаторов-излучателей по теплопроводным обшивкам сотопанелей и путем теплопередачи ТТ с последующим излучением избыточного тепла в открытый космос.Known KA platform S B-44 (Jean J. Dechezelles, Dietric E Koelle gn and application of the AS / MBB Spacebus Famile AJAA 11 Communication Sattelite Sistems, March 17-20, 1986, pp. 688-696. RJ 41, 1986, Ref. 10.41.125 - 10.41.126). The spacecraft platform contains an unpressurized instrument container in the form of a parallelepiped with honeycomb panels made in the form of radiators-emitters on its northern and southern sides, on-board devices are installed on the inner sides of which. TTs are built into the internal structure of radiators-radiators, by means of which excess heat is removed from devices, spreads over all surfaces of radiators-radiators through heat-conducting casing of honeycomb panels and by heat transfer of CTs with subsequent emission of excess heat into outer space.
В данном аналоге осуществлен способ терморегулирования КА, при котором осуществляют передачу избыточного тепла от приборов, установленных на внутренних поверхностях радиаторов-излучателей, к испарителям нерегулируемых ТТ и далее с их конденсаторов избыточное тепло отводят на радиаторы-излучатели с последующим излучением его в открытый космос. Кроме того, так как приборы установлены непосредственно на радиаторах-излучателях, то частично нерегулируемый отвод избыточного тепла с них осуществляют теплопередачей между ними.In this analogue, a spacecraft thermoregulation method is implemented, in which excess heat is transferred from devices installed on the inner surfaces of radiators-radiators to unregulated TT evaporators and then from their condensers the excess heat is transferred to radiators-radiators with its subsequent radiation into outer space. In addition, since the devices are installed directly on radiators-radiators, the partially unregulated removal of excess heat from them is carried out by heat transfer between them.
При таком способе терморегулирования, когда КА находится в режиме минимальных внутренних и внешних тепловых нагрузок, температуры приборов понижаются до предельно допустимых значений, при которых не обеспечивается достаточно высокая надежность работы приборов, а в режиме максимальных тепловых нагрузок рабочие температуры приборов повышаются до таких максимально предельных значений, при которых надежность работы приборов также не обеспечивается достаточно высокой. Это обусловлено тем, что работоспособность данного устройства основана на работе нерегулируемыми ТТ, а приборы непосредственно и также нерегулируемо в тепловом отношении связаны с радиаторами-излучателями.With this method of thermoregulation, when the spacecraft is in the mode of minimum internal and external thermal loads, the temperature of the devices decreases to the maximum permissible values at which the reliability of the devices is not sufficiently high, and in the mode of maximum thermal loads the operating temperatures of the devices increase to such maximum limits at which the reliability of the devices is also not ensured sufficiently high. This is due to the fact that the operability of this device is based on the operation of unregulated CTs, and the devices are directly and also unregulated thermally connected with radiators-emitters.
Так как, при штатной ориентации КА для более стабильного терморегулирования суммарная разница тепловыделений между приборами, установленными на южном радиаторе-излучателе, и приборами, установленными на северном радиаторе-излучателе, обратно пропорциональна разнице тепловых нагрузок на упомянутые радиаторы-излучатели, то в случае изменения штатной ориентации КА, например при коррекции орбиты, северный радиатор-излучатель может быть освещен Солнцем, а южный при этом будет находиться в затененном состоянии, что также приводит к исключению возможности обеспечения температуры приборов в достаточно узком диапазоне для повышения надежности их работы.Since, with the standard orientation of the spacecraft for more stable temperature control, the total difference in heat dissipation between the devices installed on the southern radiator-radiator and the devices installed on the northern radiator-radiator is inversely proportional to the difference in thermal loads on the said radiators-radiators, if the standard the spacecraft’s orientation, for example, during orbit correction, the northern radiator-emitter can be illuminated by the Sun, while the southern one will be in a shaded state, which also leads to exclusion NIJ possibility of providing instruments temperature within a narrow range to improve the reliability of their work.
В качестве прототипа принята система терморегулирования изобретения «Космический аппарат блочно модульного исполнения» (RU, а.с. №2092398, кл. В 64 G 1/10, приоритет 24.10.1995). Прототип содержит негерметичный приборный контейнер параллелепипедной формы, выполненный из плоских П-Н и U-образных сотопанельных блоков, с расположенными внутри приборами. КА ориентирован в околоземном космическом пространстве одними своими гранями, выполненными в виде радиаторов-излучателей соответственно на для эксплуатации на околоземных орбитах Север и Юг. На внутренней стороне радиаторов-излучателей установленные приборы, а наружные стороны радиаторов-излучателей выполнены с терморегулирующим покрытием типа солнечного отражателя (с терморегулирующими коэффициентами для поглощения солнечной радиации и теплового излучения поверхностей, соответственно, AS≤0,43; ε≥0,85).As a prototype, the temperature control system of the invention “A spacecraft of modular modular design” (RU, AS No. 2092398, CL 64
Особенностями прототипа, с точки зрения терморегулирования КА, заключаются в следующем:The features of the prototype, from the point of view of thermoregulation of the spacecraft, are as follows:
1. В него введен Н-образный панельный блок с северным и южным плоскими радиаторами-излучателями, с встроенными в их структуру прямолинейными ТТ. Своими внутренними обшивками радиаторы-излучатели соединены контактным способом с конденсаторами ТТ, испарители которых выполнены в структуре средней сотопанели, на которой установлены приборы.1. An H-shaped panel unit with north and south flat radiators, radiators, with rectilinear CTs embedded in their structure, was introduced into it. The radiators-radiators are connected by their internal casing in a contact way with TT capacitors, the evaporators of which are made in the structure of the middle honeycomb panel on which the devices are installed.
2. Приборный контейнер для модуля служебных систем образован в виде параллелепипеда путем объединения Н-образного и U-обраного сотопанельных блоков, а также объединенных с П-образным сотопанельным блоком полезной нагрузки. На радиаторах-излучателях Н-образного сотопанельного блока установлены раскрывающиеся с помощью механических приводов теплозащитные шторки, изготовленные из многослойно-комбинированного теплоизоляционного мата (экранно-вакуумной теплоизоляции), скрепленного многосекционным каркасом, выполненным из прямоугольных рамок, снабженных электромеханической системой зачековки и расчековки.2. The instrument container for the service system module is formed in the form of a parallelepiped by combining the H-shaped and U-shaped honeycomb blocks, as well as combined with the U-shaped honeycomb payload block. On the radiators-emitters of the N-shaped honeycomb block, heat-shielding curtains opening with mechanical drives are installed, made of a multi-layer combined heat-insulating mat (screen-vacuum thermal insulation), fastened with a multi-section frame made of rectangular frames, equipped with an electromechanical system of notching and stripping.
3. ТТ, встроенные в каждый из упомянутых сотопанельный блок, расположены в параллельных плоскостях с шагом 200 мм.3. CTs built into each of the mentioned hundred-panel unit are located in parallel planes with a pitch of 200 mm.
4. В П-образный сотопанельный модуль полезной нагрузки введены две съемные крышки, выполненные в виде сотопанелей, на внутренних обшивках которых закреплены маты теплоизоляции (экранно-вакуумная теплоизоляция).4. Two removable covers, made in the form of honeycomb panels, are inserted into the U-shaped honeycomb module of the payload, made in the form of honeycomb panels, thermal insulation mats (screen-vacuum thermal insulation) are fixed on their inner casing.
В прототипе осуществлен способ терморегулирования КА, при котором с помощью ТТ отводится избыточное тепло от приборов, установленных на внутренних сторонах радиаторов-излучателях Н- и П-образных сотопанельных блоков, а также от приборов, установленных на средних сотопалях Н- и П-образных сотопанельных блоков, с помощью нерегулируемых и Г-образных регулируемых диодных ТТ.In the prototype, a spacecraft thermoregulation method was implemented, in which excess heat is removed by means of CTs from devices installed on the inner sides of radiators-emitters of H- and U-shaped honeycomb blocks, as well as from devices installed on medium honeycombs of H- and U-shaped honeycomb panels blocks using unregulated and L-shaped adjustable diode current transformers.
Недостаток прототипа заключается в том, что он не обеспечивает достаточно высокой эффективности терморегулирования приборов и, как следствие этого, снижена надежность их работы и КА в целом. Причиной этому является то, что ТТ выполнены П-образными и следовательно нерегулируемыми, а Г-образные регулируемые ТТ встроены в структуру сотопанелей с параллельным расположением их испарителей с шагом (на расстоянии) 200 мм. Как следствие этого возникает очень большая разница температур в промежутках между ТТ, что ухудшает точность выравнивания температуры мест установки приборов. Это связано с тем, что теплопередача ТТ обеспечивается ими разобщенно, с одной стороны между средней сотопанелью и северным радиатором-излучателем, а с другой стороны между средней сотопанелью и южным радиатором-излучателем. Так как температуры указанных радиаторов-излучателей могут значительно отличаться друг от друга, то как следствие этого возникает и большая разница между температурами испарителей их ТТ, выполненных в средней сотопанели с расстоянием 200 мм между ними. Это приводит к ухудшению эффективность терморегулирования приборов и снижению надежности их работы и КА в целом.The disadvantage of the prototype is that it does not provide a sufficiently high efficiency of thermoregulation of devices and, as a result of this, the reliability of their operation and the spacecraft as a whole is reduced. The reason for this is that the TTs are made U-shaped and therefore unregulated, and the L-shaped adjustable TTs are built into the honeycomb structure with the parallel arrangement of their evaporators with a pitch (at a distance) of 200 mm. As a result of this, a very large temperature difference occurs between the CTs, which impairs the accuracy of temperature equalization of the installation sites. This is due to the fact that the heat transfer of TT is provided by them disconnected, on the one hand, between the middle honeycomb panel and the north radiator-radiator, and on the other hand, between the middle honeycomb panel and the southern radiator-radiator. Since the temperatures of these radiators-radiators can vary significantly from each other, as a result of this, a big difference arises between the temperatures of their CT evaporators made in the middle honeycomb panel with a distance of 200 mm between them. This leads to a deterioration in the efficiency of thermoregulation of devices and a decrease in the reliability of their operation and the spacecraft as a whole.
Кроме того, для режима максимальных тепловых нагрузок на КА в прототипе недостаток заключается в применении неэффективной контактной тепловой связи между конденсаторами ТТ средней сотопанели с обшивками радиаторов-излучателей Н-образного сотопанельного блока. Это приводит к значительному превышению температуры приборов относительно заданного для них номинального уровня температуры, а следовательно, к дополнительному снижению надежности работы приборов и КА в целом.In addition, for the maximum thermal load on the spacecraft in the prototype, the disadvantage is the use of inefficient contact thermal coupling between the TT capacitors of the middle honeycomb panel with the casing of the radiators-emitters of the H-shaped honeycomb block. This leads to a significant excess of the temperature of the devices relative to the nominal temperature level set for them, and, consequently, to an additional decrease in the reliability of the devices and the spacecraft as a whole.
Снижение эффективности терморегулирования приборов в прототипе так же связано с тем, что приборы установлены на радиаторах-излучателях с внутренних их сторон, и поэтому часть избыточного тепла от приборов постоянно нерегулируемо отводится на радиаторы-излучатели за счет теплопередачи и поэтому их температура сильно подвержена влиянию температуры радиаторов-излучалей и изменениям внешних тепловых нагрузок на радиаторы-излучатели. Поэтому при режимах работы КА с максимальными и минимальными тепловыми нагрузками температуры приборов обеспечиваются в широком диапазоне, что снижает надежность их работы.The decrease in the efficiency of thermal regulation of devices in the prototype is also due to the fact that the devices are installed on radiators-emitters from their inner sides, and therefore part of the excess heat from the devices is constantly unregulatedly transferred to radiators-radiators due to heat transfer and therefore their temperature is strongly influenced by the temperature of radiators -radiated and changes in external thermal loads on radiators-emitters. Therefore, when the spacecraft operates with maximum and minimum thermal loads, the instrument temperatures are provided in a wide range, which reduces the reliability of their operation.
Применение в прототипе раскрывающихся с помощью активных электромеханических приводов теплозащитных шторок с системой зачековки и расчековки как вынужденной меры повышения эффективности терморегулирования КА, с одной стороны, имеет положительный эффект, а с другой приносит отрицательный эффект, так как примененные активные электромеханические приводы и система зачековки и расчековки обладают надежностью меньше единицы, а значит при этом снижается надежность КА.The use in the prototype of heat-shielding shutters with active electromechanical drives with a picking and stripping system as a necessary measure to increase the efficiency of thermal control of the spacecraft, on the one hand, has a positive effect, and on the other it has a negative effect, since the applied active electromechanical drives and the system of picking and scratching have reliability less than unity, which means that the reliability of the spacecraft is reduced.
Цель предлагаемого технического решения - повышение эффективности терморегулирования, надежности КА и расширение его применения.The purpose of the proposed technical solution is to increase the efficiency of thermal control, the reliability of the spacecraft and the expansion of its application.
Поставленная цель достигнута за счет того, что отвод избыточного тепла от приборов осуществляют через непосредственно попарно соединенные друг с другом в продольном направлении первые два и вторые два испарителя Г-образных регулируемых тепловых труб, а отвод тепла от конденсаторов этих тепловых труб с указанными первыми и вторыми соединенными друг с другом испарителями осуществляют соответственно на первые боковые радиаторы-излучатели и расположенные ортогонально им вторые боковые радиаторы-излучатели; испарители указанных Г-образных регулируемых тепловых труб каждого П-образного теплопроводного сотопанельного блока выполнены непосредственно попарно соединенньми друг с другом в продольном направлении, а конденсаторы каждой указанной пары тепловых труб выполнены соответственно в его боковых радиаторах-злучателях; на внутренние поверхности боковых радиаторов излучателей установлена внутренняя теплоизоляция; боковые радиаторы-излучатели выполнены с выступающими краями за пределы приборного контейнера, внутренние поверхности которых выполнены с терморегулирующим покрытием; СТР КА выполнена с двумя аналогичными приборными контейнерами, которые соединены плоскостями своих одних средних сотопанелей с расположением их боковых радиаторов-излучателей в параллельных или ортогональных плоскостях; СТР КА выполнена с двумя аналогичными приборными контейнерами, которые соединены своими одними средними сотопанелями посредством по меньшей мере одного внешнего прибора.This goal was achieved due to the fact that the removal of excess heat from the devices is carried out through the first two and second two evaporators of L-shaped adjustable heat pipes directly connected in pairs in the longitudinal direction, and the heat is removed from the condensers of these heat pipes with the indicated first and second evaporators connected to each other are carried out respectively on the first side radiators-radiators and the second side radiators-radiators located orthogonal to them; evaporators of said L-shaped adjustable heat pipes of each U-shaped heat-conducting honeycomb block are made directly in pairs connected to each other in the longitudinal direction, and the condensers of each said pair of heat pipes are made respectively in its side radiators-radiators; internal thermal insulation is installed on the inner surfaces of the side radiators of the emitters; side radiators-emitters made with protruding edges beyond the instrument container, the inner surfaces of which are made with a temperature-controlled coating; STR KA is made with two similar instrument containers, which are connected by the planes of their same middle honeycomb panels with the location of their side radiators-emitters in parallel or orthogonal planes; STR KA is made with two similar instrument containers, which are connected by their own one middle honeycomb panels through at least one external device.
Сущность предложенной СТР КА заключается в том, что в одном или нескольких соединенных между собой идентичных приборных контейнерах модульного типа, каждый из которых выполнен из двух П-образных теплопроводных сотопанельных блоков (ПОТСБ), в структуру каждого из которых встроены параллельные Г-образные регулируемые тепловые трубы (ГОРТТ) своими конденсаторами - в боковые радиаторы-излучатели, а своими испарителями - в среднюю сотопанель, обеспечен более узкий диапазон регулирования посадочных мест приборов, установленных на указанных средних сотопанелях, повышена надежность работы приборов и КА в целом за счет повышения точности терморегулирования и возможности обеспечения теплового режима приборов при холодном резервировании, расширена возможность применения СТР для различных классов КА путем осуществления предложенного способа терморегулирования КА, реализация которого осуществлена так, что испарители указанных ГОРТТ каждого ПОТСБ непосредственно попарно и монолитно соединены друг с другом в продольном направлении, а конденсаторы каждой соединенной пары ГОРТТ выполнены соответственно в боковых радиаторах-излучателях;The essence of the proposed STR KA is that in one or several interconnected identical instrument containers of a modular type, each of which is made of two U-shaped heat-conducting honeycomb blocks (POTSB), in the structure of each of which parallel parallel L-shaped adjustable thermal pipes (GORTT) with their condensers - in the side radiators-radiators, and with their evaporators - in the middle honeycomb panel, a narrower range of regulation of the seats of devices installed on the indicated in the case of rare honeycomb panels, the reliability of the operation of the devices and the spacecraft as a whole is improved by increasing the accuracy of thermal control and the possibility of ensuring the thermal regime of devices during cold backup, the possibility of using the STR for various classes of spacecraft is expanded by implementing the proposed method of thermal control of the spacecraft, which is implemented in such a way that the evaporators of the indicated GORT each POTSB are directly paired and monolithically connected to each other in the longitudinal direction, and the capacitors of each connected pair of GOR T are respectively formed in the side radiator-emitters;
на внутренние поверхности которых установлена внутренняя теплоизоляция; боковые радиаторы-излучатели выполнены с выступающими краями за пределы приборного контейнера, внутренние поверхности которых выполнены с терморегулирующим покрытием; СТР КА выполнена с двумя аналогичными приборными контейнерами, которые соединены плоскостями своих одних средних сотопанелей с расположением их боковых радиаторов-излучателей в параллельных или ортогональных плоскостях; СТР КА выполнена с двумя аналогичными приборными контейнерами, которые соединены своими одними средними сотопанелями посредством по меньшей мере одного внешнего прибора. Это позволило повысить эффективность терморегулирования (уменьшить перепад температур по средним сотопанелям, а следовательно, и по приборам), повысить надежность работы приборов и КА в целом, расширить применение СТР для различных классов.on the inner surfaces of which internal insulation is installed; side radiators-emitters made with protruding edges beyond the instrument container, the inner surfaces of which are made with a temperature-controlled coating; STR KA is made with two similar instrument containers, which are connected by the planes of their same middle honeycomb panels with the location of their side radiators-emitters in parallel or orthogonal planes; STR KA is made with two similar instrument containers, which are connected by their own one middle honeycomb panels through at least one external device. This made it possible to increase the efficiency of thermal control (to reduce the temperature difference in the middle honeycomb panels, and therefore also in devices), to increase the reliability of the instruments and spacecraft as a whole, and to expand the use of CTP for various classes.
Предложенная техническое решение поясняется чертежами: на фиг.1 показана система терморегулирования космического аппарата, включающая приборный контейнер 1 с наружной теплоизоляцией 2, замкнутая полость которого образована двумя ПОТСБ 3, каждый из которых выполнен с параллельно встроенными в его внутреннюю структуру 4 ГОРТТ, испарители 5 которых выполнены в средней сотопанели 6 с установленными на ней приборами 7, а их конденсаторы 8 - в боковых сотопанелях, выполненных в виде боковых радиаторов-излучателей 9, причем испарители 5 указанных ГОРТТ каждого ПОТСБ 3 непосредственно попарно соединены друг с другом (см. разрез А-А фиг.1а) в продольном направлении, а конденсаторы 8 указанных ГОРТТ, испарители 5 (см фиг.1а) которых непосредственно попарно соединены друг с другом выполнены соответственно в его боковых радиаторах-излучателях 9, на внутренние поверхности которых установлена внутренняя теплоизоляция 10 (см. фиг.1а, 1б), внутренняя структура 4 ПОТСБ 3 выполнена между параллельными металлическими обшивками 11 (за исключением участков перехода средних сотопанелей 6 в боковые радиаторы-излучателям 9); на фиг.2 показана СТР КА, у которой боковые радиаторы-излучатели выполнены с выступающими краями 11 за пределы приборного контейнера 1, внутренние поверхности которых выполнены с терморегулирующим покрытием; на фиг.3 показана СТР КА, выполненная с двумя аналогичными приборньми контейнерами 1 и 12, которые соединены плоскостями своих одних средних сотопанелей 6 с расположением их боковых радиаторов-излучателей 9 в параллельных или ортогональных плоскостях; на фиг.4 и 5 показаны схемы соединения ПОТСБ 3 двух приборных контейнеров 1 и 12 плоскостями своих одних средних сотопанелей 6 с расположением их боковых радиаторов-излучателей 9 соответственно в параллельных или ортотональных плоскостях; на фиг.6 показана СТР КА, которая выполнена с двумя аналогичными приборными контейнерами 1 и 12, соединенными своими одними средними сотопанелями 6 посредством внешних приборов 13.The proposed technical solution is illustrated by the drawings: Fig. 1 shows a spacecraft thermal control system, including an
После ввода КА в эксплуатацию на орбите с одним приборным контейнером 1 в работу включаются приборы 7. Избыточное тепло, выделяемое ими, передается через алюминиевую обшивку 11 (выполненную толщиной 0,3-0,5 мм) средней приборной сотопанели 6 ПОТСБ 3 к испарителям 5 ГОРТТ, в процессе работы которых избыточное тепло передается к их конденсаторам 8 и через обшивки 11 боковых радиаторов-излучателей 9 и их выступающих краев 11 оно излучается в открытый космос. При этом с выступающих краев 11 тепло излучается с обеих их сторон, что повышает эффективность теплооотвода с них в открытый космос. Теплоизлучающие поверхности выполнены с терморегулирующим покрытием типа солнечного отражателя, обеспечивающим минимальную тепловую нагрузку на них от прямого освещения Солнцем и максимальную их теплоизлучательную способность (соответственно AS≤0,43; ε≥0,85).After the spacecraft is put into operation in orbit with one
В зависимости от того освещены Солнцем или нет боковые радиаторы-излучатели 9 и выступающие края 11 их температуры будут соответственно выше или ниже с разницей температур между ними (10-30°С). Так как они связаны в тепловом отношении со средней сотопанелью 6 посредством ГОРТТ, то несмотря на то, что ГОРТТ осуществляют регулируемую тепловую связь, влияние различных температур боковых радиаторов-излучателей 9 и их выступов 11 на среднюю сотопанель 10 будет значительным в силу исключения абсолютной точности регулирования, инерционности теплопередачи, деградации терморегулирующего покрытия в течение длительного срока активного существования КА (10 лет и более), нерегулируемой теплопередачи по конструкции приборного контейнера 1. Но так как испарители соседних ГОРТТ каждого ПОТСБ 3 непосредственно попарно и монолитно соединены друг с другом в продольном направлении с их конденсаторами 8, выполненными соответственно в боковых радиаторах-излучателях 9, то это позволило повысить фективность выравниваия температуры посадочных мест приборов 7 на средней сотопанели 6 за счет лучшего осредненения влияния на нее температур боковых радиаторов-излучателей 9 и таким образом обеспечить температуру средней сотопанели 6 и приборов 7 в более узком диапазоне и тем самым повысить надежность их работы.Depending on whether or not the side radiators-
Для работы КА в режиме максимальных внешних и внутренних тепловых нагрузок эффективность отвода избыточного тепла излучением в открытый космос дополнительно повышается за счет выступов 11 боковых радиаторов-излучателей 9, выполненных с теплоизлучающими поверхностями с двух их сторон. В этом режиме ГОРТТ работают с максимальной теплопередающей способностью и тем самым обеспечивают снижение максимальной рабочей температуры приборов до уровня, при котором обеспечивается повышение надежности работы приборов 7.To operate the spacecraft in the regime of maximum external and internal thermal loads, the efficiency of removing excess heat by radiation into outer space is further enhanced by the
Для работы КА в режиме минимальных внешних и внутренних тепловых нагрузок, в том числе на теневых участках орбиты, ГОРТТ закрываются (исключают теплопередачу тепла за счет циркулирующего испарительно-конденсационного эффекта) и теплоотвод от средней сотопанели 6 к боковым радиаторам-излучателям 9 и к их выступающим краям 11 прекращается, что обеспечивает поддержание минимальной температуры приборов 7 на уровне, при котором надежность их работы обеспечивается на достаточно высоком уровне. Этому также способствует тепловая развязка приборов 7 с боковыми радиаторами-излучателями 9 посредством установки на их внутренние поверхности внутренней теплоизоляции 10, а также применение наружной теплоизоляции 2 на средних сотопанелях 6.To operate the spacecraft in the mode of minimal external and internal thermal loads, including in the shadow areas of the orbit, GORTTs are closed (heat transfer is excluded due to the circulating evaporation-condensation effect) and the heat sink from the
ГОРТТ заправлены аммиаком (теплоносителем) и азотом (неконденсирующимся газом). Дозы заправок ГОРТТ осуществляются с учетом их конструктивных размеров и исходя из конкретных заданных температурных условий их работы при эксплуатации, а также с учетом заданных для обеспечения температур их испарителей 5 и приборов 7. Работа их осуществляется следующим образом. В режиме максимальных тепловых нагрузок на испаритель ГОРТТ давление насыщенных паров аммиака в ней повышается и за счет движения пара от испарителя 5 к конденсатору 8, неконденсирующийся газ вытесняется в конец конденсатора 8 или в специально выполненную для этого емкость, при этом в конденсаторе 8 происходит конденсация пара аммиака и ГОРТТ работает с максимальной теплопередающей мощностью.GORTT is charged with ammonia (coolant) and nitrogen (non-condensing gas). Doses of gas stations GORTT are carried out taking into account their design dimensions and based on the specific specified temperature conditions for their operation during operation, as well as taking into account the temperature set for their
В режиме минимальных тепловых нагрузок на испаритель ГОРТТ давление насыщенных паров аммиака понижается, при этом неконденсирующийся газ расширяется и вытеснет пары аммиака из конденсатора 8 и тем самым исключает возможность конденсации паров аммиака в конденсаторе 8 и ГОРТТ прекращает передачу тепла от испарителя 5 к конденсатору 8 за счет испарительно-конденсационного эффекта и таким образом осуществляется тепловая развязка между приборами 7 и боковыми радиаторами-излучателями 9 и их выступающими краями 11.In the mode of minimum thermal loads on the GORTT evaporator, the pressure of saturated ammonia vapor decreases, while the non-condensing gas expands and displaces the ammonia vapor from the
Приборный контейнер 1 выполнен блочно модульного типа, что позволяет осуществлять его компоновку с неограниченным количеством других аналогичных приборных контейнеров с обеспечением тепловой связи между ними без выполнения каких либо дополнительных конструктивных их доработок. Таким образом, предложенная СТР с терморегурируемым приборным контейнером 1 позволяет расширить возможности ее применения, а именно создавать путем применения двух и более приборных контейнеров терморегулируемые с высокой точностью корпуса КА любого класса (малого, среднего, большого). Кроме того, предложенную СТР можно применять для нескольких КА, выводимых на орбиту одним ракетоносителем, при этом не требуется сложного, тяжелого, а следовательно, и не надежного устройства соединения КА с ракетой-носителем, так как достаточно закрепить один контейнер, а другие закреплять последовательно один на другой.The
Предложенная СТР позволяет осуществлять холодное резервирование КА, когда приборные контейнеры соединены в одну конструкцию. При этом тепловой режим КА, находящегося в холодном резерве без каких либо массовых и энергетических затрат, обеспечивается за счет его тепловой связи с функционирующим КА через средние сотопанели 6 их ПОТСБ 3. При этом предполагается, что с соединяемых средних сотопанелей 6 снимается внешняя теплоизоляция 2. Пример различных компоновок двух приборных контейнеров 1 и 12 показан на фиг.3-6. Выбор той или иной компоновки осуществляется с учетом внешних условий эксплуатации КА, его внешнего облика и особенностей размещения внешних устройств и приборов.The proposed CTP allows for cold backup of the spacecraft when the instrument containers are connected in one design. In this case, the thermal regime of the spacecraft in the cold reserve without any mass and energy costs is ensured due to its thermal connection with the functioning spacecraft through the
Соединение приборных контейнеров 1 и 12 по схеме с расположением их боковых радиаторов-излучателей 9 в параллельных плоскостях (фиг.4) предпочтителен для случая, когда приборный контейнер 12 применен для установки в нем приборов 7, находящихся в холодном резерве, и их тепловой режим необходимо обеспечить за счет тепловой связи с приборным контейнером 1, приборы 7 которого работают и выделяют тепло. Указанная схема соединения приборных контейнеров 1 и 12 обеспечивает наилучшую тепловую связь между средними сотопанелями 6 за счет теплового контакта испарителей 5 их ГОРТТ по всей их длине.The connection of the
Соединение приборных контейнеров 1 и 12 по схеме с расположением их боковых радиаторов-излучателей 9 в ортогональных плоскостях (фиг.5) предпочтительно, когда приборы 7 в обоих приборных контейнерах 1 и 12 работают одновременно. При этом повышена эффективность температурного выравнивания и стабилизации соединенных средних сотопанелей 6 за счет ортогонального расположения испарителей 5 их ГОРТТ, а следовательно, и приборов 7, и тем самым повышена надежность их работы.The connection of the
Предложенная СТР КА может быть эффективно использована и для обеспечения теплового режима внешних устройств и приборов КА, которые, как правило, подвержены более жестким воздействиям низких и высоких температур. Для обеспечения их температурного режима предусмотрена возможность соединения приборных контейнеров 1 и 12 своими одними средними сотопанелями 6 посредством по меньшей мере одного внешнего прибора 13, например датчика положения Солнца или Полярной звезды, горизонта Земли или антенны (см. фиг.6). При этом без каких либо массовых и энергетических затрат или с минимальными затратами, обеспечивается тепловой режим внешних приборов, устройств за счет теплового взаимодействия их с двух сторон с приборными контейнерами 1 и 12. Эффективность терморегулирования повышается за счет увеличения массовой теплоемкости КА в целом, так как при этом его тепловой режим меньше подвержен влиянию внутренних и внешних тепловым нагрузок, изменяющимся в процессе эксплуатации КА. Это позволяет обеспечить температурный режим внешних устройств и приборов в достаточно узком диапазоне для повышения надежности их работы.The proposed STR spacecraft can also be effectively used to ensure the thermal regime of external devices and spacecraft devices, which, as a rule, are subject to more severe effects of low and high temperatures. To ensure their temperature conditions, it is possible to connect the
Для обеспечения прочности крепления приборов 7 они жестко связаны между собой, в том числе с применением межприборных элементов крепления (на чертежах показаны в виде заштрихованных перемычек между приборами 7).To ensure the strength of the fastening of the
Данное техническое решение предложено для модернизации существующих систем терморегулирования с целью повышения эффективности (точности) терморегулирования приборов на КА, повышения надежности их работы, расширения применения СТР на КА различных классов.This technical solution is proposed for the modernization of existing thermal control systems in order to increase the efficiency (accuracy) of thermal control of instruments on spacecraft, to increase the reliability of their operation, to expand the use of STR on spacecraft of various classes.
Анализ известных технических решений в исследуемой области позволяет сделать вывод об отсутствии признаков, сходных с совокупностью признаков предложенного решения.Analysis of known technical solutions in the study area allows us to conclude that there are no signs similar to the totality of the features of the proposed solution.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003123594/11A RU2268207C2 (en) | 2003-07-24 | 2003-07-24 | Method of temperature control of spacecraft and device for realization of this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003123594/11A RU2268207C2 (en) | 2003-07-24 | 2003-07-24 | Method of temperature control of spacecraft and device for realization of this method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003123594A RU2003123594A (en) | 2005-02-10 |
| RU2268207C2 true RU2268207C2 (en) | 2006-01-20 |
Family
ID=35208349
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003123594/11A RU2268207C2 (en) | 2003-07-24 | 2003-07-24 | Method of temperature control of spacecraft and device for realization of this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2268207C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2541598C2 (en) * | 2013-04-16 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of constructing spacecraft |
-
2003
- 2003-07-24 RU RU2003123594/11A patent/RU2268207C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| РЖ «Ракетостроение и космическая техника» (41) №10. 1986. реф.10.41.125 - 10.41.126. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2541598C2 (en) * | 2013-04-16 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of constructing spacecraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003123594A (en) | 2005-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10932392B2 (en) | Vehicle thermal management system | |
| US8967547B2 (en) | Spacecraft east-west radiator assembly | |
| US8240612B2 (en) | Device for controlling the heat flows in a spacecraft and spacecraft equipped with such a device | |
| US5823477A (en) | Device and method for minimizing radiator area required for heat dissipation on a spacecraft | |
| US9889951B1 (en) | Spacecraft east-west radiator assembly | |
| US6478258B1 (en) | Spacecraft multiple loop heat pipe thermal system for internal equipment panel applications | |
| US6073887A (en) | High power spacecraft with full utilization of all spacecraft surfaces | |
| US7174950B2 (en) | Heat transfer system for a satellite including an evaporator | |
| US20100223942A1 (en) | Thermal Management Device for a Spacecraft | |
| US4616699A (en) | Wick-fin heat pipe | |
| WO2010037872A1 (en) | Spaceship heat module | |
| EP1003006A1 (en) | Hybrid system of passive cooling using heat pipes | |
| US10144534B2 (en) | Spacecraft | |
| RU2092398C1 (en) | Module-construction space vehicle | |
| RU2463219C1 (en) | Space vehicle | |
| RU130299U1 (en) | HEATING REGIME SYSTEM FOR PRECISION SPACE VEHICLES | |
| RU2268207C2 (en) | Method of temperature control of spacecraft and device for realization of this method | |
| JP2002048357A (en) | Spacecraft cooling system using heat pump | |
| US7048233B2 (en) | Dual conduction heat dissipating system for a spacecraft | |
| US20020119750A1 (en) | Geosynchronous satellites | |
| RU2329922C2 (en) | Method of thermocontrol of spacecraft and device for implementation of this method | |
| Moore Jr et al. | Low-temperature thermal control for a lunar base | |
| RU2323859C1 (en) | Method of thermoregulation of spacecraft and device for its drying | |
| US6207315B1 (en) | Three dimensional battery for space applications | |
| RU2543433C2 (en) | Spacecraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100725 |