RU2362711C1 - Система терморегулирования космического аппарата - Google Patents
Система терморегулирования космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2362711C1 RU2362711C1 RU2007141676/11A RU2007141676A RU2362711C1 RU 2362711 C1 RU2362711 C1 RU 2362711C1 RU 2007141676/11 A RU2007141676/11 A RU 2007141676/11A RU 2007141676 A RU2007141676 A RU 2007141676A RU 2362711 C1 RU2362711 C1 RU 2362711C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- coolant
- hydraulic pump
- battery
- control system
- battery housing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике, в частности к системе терморегулирования приборов телекоммуникационного спутника. Система включает в себя контур с двухфазным теплоносителем. Контур содержит соединенные между собой линиями тракта гидронасос, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, коллекторы панелей радиатора и аккумулятор. В корпусе аккумулятора имеются зоны расположения газа (паров теплоносителя) и жидкой фазы теплоносителя. Последняя из этих зон сообщена с линией тракта, направленной к входу гидронасоса. При этом в указанный контур введен капиллярный насос с установленным на наружной поверхности его корпуса электрообогревателем. Паровая полость капиллярного насоса сообщена с зоной расположения газа в корпусе аккумулятора, а его жидкостная полость подключена к линии тракта, идущей к входу гидронасоса. Подключение выполнено до точки соединения трубопровода, идущего от корпуса аккумулятора, с указанной линией. Технический результат изобретения состоит в снижении массы системы терморегулирования и обеспечении рабочей температуры бортовых приборов в более узком диапазоне при изменении величин тепловых нагрузок в широком диапазоне. 2 ил.
Description
Изобретение, созданное авторами в порядке выполнения служебного задания, относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования приборов телекоммуникационного спутника.
Анализ показал, что при суммарной избыточной тепловой мощности, выделяющейся при работе приборов спутника, например 15000 Вт, для обеспечения требуемого теплового режима приборов с точки зрения минимально возможных массовых и энергетических затрат на систему терморегулирования (СТР) космического аппарата (КА) предпочтительно использование СТР, включающей в себя контур с двухфазным теплоносителем, например аммиаком.
Известны такие СТР с механическими насосами (гидронасосами), приведенные в монографии "Центр научно-технической информации "Поиск". А.А.Никонов, Г.А.Горбенко, В.Н.Блинков. Теплообменные контуры с двухфазным теплоносителем для систем терморегулирования космических аппаратов (обзор по материалам отечественной и зарубежной печати). Серия: Ракетно-космическая техника. Москва, Машиностроение, 1991." на стр.44-52 [1].
Общим существенным недостатком известных СТР являются, как показал анализ, относительно повышенная масса из-за использования в составе контура аккумулятора, содержащего зоны (полости) газа и жидкой фазы теплоносителя, разделенные металлическим сильфоном, и узкие функциональные характеристики из-за невозможности изменения массы газа в газовой полости при переходных процессах, например переход спутника с дежурного режима после запуска (тепловыделения приборов минимально возможное, например, ≈1000 Вт) в режим сеанса связи (тепловыделение приборов максимально возможное, например, ≈15000 Вт).
Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является СТР, приведенная в [1] на стр. 47-48.
Принципиальная схема прототипа с основными элементами изображена на фиг. 2, где: 1 - линия тракта между элементами, например между выходом из коллектора 6.1 последней (по направлению движения теплоносителя) панели 6 радиатора и входом в гидронасос 2; 3, 4 - панели, на которых установлены приборы, выделяющие избыточное тепло при работе; 5, 6 - панели радиатора, с излучающих поверхностей которых осуществляется сброс избыточного тепла в космическое пространство; 3.1, 4.1, 5.1, 6.1 - коллекторы соответствующих панелей 3-6; 7 - аккумулятор с сильфоном, содержащий корпус 7.1 с зонами (полостями) газа 7.2 и жидкой фазы теплоносителя 7.3; 8 - соединительный трубопровод, сообщающий зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 с линией тракта, направленной к входу гидронасоса 2.
Как было указано выше, существенными недостатками известного технического решения являются относительно повышенная масса и недостаточно широкие функциональные характеристики из-за использования в аккумуляторе металлического сильфона, разделяющего полости газа и жидкой фазы теплоносителя, и заправки газовой полости определенной массой газа.
Целью предлагаемого технического решении является устранение вышеуказанных существенных недостатков.
Поставленная цель достигается тем, что в контур введен капиллярный насос с установленным на наружной поверхности его корпуса электрообогревателем, причем паровая полость капиллярного насоса сообщена с зоной расположения газа (паров теплоносителя) в корпусе аккумулятора, а его жидкостная полость соединена с линией тракта, идущей к входу гидронасоса, до точки соединения трубопровода, идущего от корпуса аккумулятора, с указанной линией, что является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.
В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой СТР.
Принципиальная схема предложенной СТР КА изображена на фиг 1, где: 1 - линия тракта между элементами, например между выходом из коллектора 6.1 последней (по направлению движения теплоносителя) панели 6 радиатора и входом в гидронасос 2; 3, 4 - панели, на которых установлены приборы, выделяющие избыточное тепло при работе; 5, 6 - панели радиатора, с излучающих поверхностей которых осуществляется сброс избыточного тепла в космическое пространство; 3.1, 4.1, 5.1, 6.1 - коллекторы соответствующих панелей 3-6; 7 - аккумулятор, содержащий корпус 7.1 с зонами концентрации газа 7.2 и жидкой фазы теплоносителя 7.3; 7.4 - фитиль с относительно мелкими ячейками; 7.5 - фитиль с относительно большими ячейками; 8 - соединительный трубопровод, сообщающий зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 с линией тракта, направленной к входу гидронасоса 2; 9 - капиллярный насос (оригинальной конструкции); 9.1 - электрообогреватель; 9.2 - паровая полость, соединенная трубопроводом 9.4 с зоной расположения паров теплоносителя 7.2 в аккумуляторе 7; 9.3 - жидкостная полость, соединенная трубопроводом 9.5 с линией тракта 1, идущей к входу гидронасоса 2, до точки соединения трубопровода 8, идущего от корпуса 7.1 аккумулятора 7, с указанной линией 1; 10 - фильтр; 11 - теплоизоляция.
Работа предложенной СТР происходит следующим образом.
В исходном положении после запуска КА и вывода его в заданную точку орбиты перед включением в работу капиллярного насоса 9 и гидронасоса 2 величина паровой 7.2 зоны в аккумуляторе 7 имеет максимальное значение: весь остальной тракт контура заполнен жидкой фазой теплоносителя (в зоне расположения жидкой фазы 7.3 теплоносителя в аккумуляторе 7 ее количество минимально возможное).
Включается в работу капиллярный насос 9: периодически подается напряжение электропитания на его электрообогреватель 9.1 и капиллярный насос 9 начинает вырабатывать требуемое количество пара теплоносителя и в паровой зоне 7.2 создается требуемое давление пара, достаточное для бескавитационной работы гидронасоса 2 и поддержания минимально допустимой рабочей температуры приборов, то есть величина давления пара в паровой зоне 7.2 такова, что в трактах 3.1, 4.1 панелей 3 и 4, где установлены приборы, испарение (кипение) теплоносителя будет происходить при требуемой минимальной температуре.
Включают в работу гидронасос 2 и приборы, установленные на соответствующих панелях 3 и 4. Избыточное тепло, выделяющееся при работе приборов, передается циркулирующему через коллекторы 3.1, 4.1 теплоносителю, который сначала прогревается до температуры испарения (кипения), а затем при этой температуре вскипает и скрытая теплота испарения (парообразования) поглощает избыточное тепло. При этом избыток теплоносителя из трактов поступает в зону расположения жидкой фазы теплоносителя 7.3 в аккумуляторе 7, а в паровой зоне 7.2 в результате периодической работы капиллярного насоса 9 и потерь тепла из аккумулятора 7 через нетеплоизолированные участки корпуса 7.1 (11 - теплоизоляция) величина давления пара будет практически мало отличаться от величины требуемого давления.
При максимальном тепловыделении приборов (максимальной допустимой рабочей температуре их) жидкая фаза теплоносителя занимает максимально возможный внутренний объем аккумулятора 7 (объем пара в зоне его расположения минимально возможен, например, не более 0,5 литра, тогда как в прототипе объем газовой полости должен быть достаточно большим, так как иначе будет реализовываться недопустимое, разрушающее давление, то есть масса аккумулятора прототипа будет существенно повышенной из-за больших габаритов аккумулятора; кроме того в прототипе с поступлением теплоносителя в жидкостную полость давление в газовой полости будет существенно повышаться и, следовательно, температура кипения теплоносителя в трактах коллекторов панелей, где установлены приборы, и рабочая температура приборов будут повышенными; для устранения такого влияния также необходимо увеличить объем газовой полости применительно к этим условиям, то есть это так же приводит к увеличению габаритов и массы прототипа аккумулятора).
Испарившийся в коллекторах 3.1 и 4.1 панелей 3 4, где установлены приборы, теплоноситель поступает в коллекторы 5.1, 6.1 панелей 5, 6 радиатора, где происходит конденсация теплоносителя и выделение избыточного тепла и передача его излучающим поверхностям панелей и сброс с них этого тепла в космическое пространство.
Превратившийся в жидкую фазу теплоноситель на заключительном участке коллектора 6.1 последней панели 6 радиатора охлаждается до температуры, достаточной для бескавитационной работы гидронасоса 2.
Анализ показал и как следует из вышеуказанного, в результате выполненная СТР КА с тепловой мощностью 15000 Вт согласно предложенному авторами техническому решению обеспечивается уменьшение габаритов аккумулятора и снижение массы системы: аккумулятор + капиллярный насос по сравнению с массой аккумулятора в прототипе.
Кроме того, предложенное авторами техническое решение обеспечивает регулирование рабочей температуры приборов в более узком диапазоне (при широком диапазоне изменения тепловых нагрузок) в результате поддержания практически постоянной величины давления пара в аккумуляторе, в то время как в прототипе для этого необходимо существенно увеличить объем газовой полости аккумулятора и величина его массы будет неприемлемой.
Таким образом, предложенное авторами техническое решение обеспечивает уменьшение массы СТР КА и более совершенные функциональные характеристики СТР в части обеспечения рабочей температуры приборов в узком диапазоне, то есть тем самым достигаются цели изобретения.
В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации предприятия.
Claims (1)
- Система терморегулирования космического аппарата, включающая в себя контур с двухфазным теплоносителем, содержащий соединенные между собой линиями тракта гидронасос, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, коллекторы панелей радиатора, аккумулятор, содержащий корпус с зоной расположения в нем газа и зоной расположения в нем жидкой фазы теплоносителя, сообщенной соединительным трубопроводом с линией тракта, направленной к входу гидронасоса, отличающаяся тем, что в указанный контур введен капиллярный насос с установленным на наружной поверхности его корпуса электрообогревателем, причем паровая полость капиллярного насоса сообщена с зоной расположения газа в корпусе аккумулятора, а жидкостная полость капиллярного насоса соединена с линией тракта, идущей к входу гидронасоса, до точки соединения трубопровода, идущего от корпуса аккумулятора, с указанной линией.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007141676/11A RU2362711C1 (ru) | 2007-11-09 | 2007-11-09 | Система терморегулирования космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007141676/11A RU2362711C1 (ru) | 2007-11-09 | 2007-11-09 | Система терморегулирования космического аппарата |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007141676A RU2007141676A (ru) | 2009-05-20 |
RU2362711C1 true RU2362711C1 (ru) | 2009-07-27 |
Family
ID=41021340
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007141676/11A RU2362711C1 (ru) | 2007-11-09 | 2007-11-09 | Система терморегулирования космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2362711C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2467931C1 (ru) * | 2011-04-13 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ терморегулирования объекта, расположенного на космическом аппарате, и устройство для его реализации |
RU2574499C1 (ru) * | 2014-07-03 | 2016-02-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система терморегулирования космического аппарата |
-
2007
- 2007-11-09 RU RU2007141676/11A patent/RU2362711C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
А.А.НИКОНОВ, Г.А.ГОРБЕНКО, В.Н.БЛИНКОВ. Теплообменные контуры с двухфазным теплоносителем для систем терморегулирования космических аппаратов. ЦНТИ "Поиск". Сер. "Ракетно-космическая техника". - М., 1991, с.47-48. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2467931C1 (ru) * | 2011-04-13 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ терморегулирования объекта, расположенного на космическом аппарате, и устройство для его реализации |
RU2574499C1 (ru) * | 2014-07-03 | 2016-02-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система терморегулирования космического аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2007141676A (ru) | 2009-05-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5300197A (en) | Distillation apparatus with porous membrane and heat pump | |
Ammar et al. | Performance study on photovoltaic/thermal solar-assisted heat pump system | |
EP2238400B1 (en) | Heat pipes incorporating microchannel heat exchangers | |
Zhang et al. | Review of recent developments on pump-assisted two-phase flow cooling technology | |
US10648678B2 (en) | Building-integrated solar energy system | |
Zhang et al. | Development of flat-plate loop heat pipes for spacecraft thermal control | |
Gai et al. | Operational characteristics of miniature loop heat pipe with flat evaporator | |
Pastukhov et al. | Development and tests of a loop heat pipe with several separate heat sources | |
RU2362711C1 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2346862C2 (ru) | Теплопередающее устройство космического аппарата | |
Ku et al. | Technology overview of a multi-evaporator miniature loop heat pipe for spacecraft applications | |
Cai et al. | Experimental investigation of the heat transfer performance of a novel double independent chambers casing heat pipe applied for heat dissipation at low temperatures | |
Fourgeaud et al. | Experimental investigations of a Multi-Source Loop Heat Pipe for electronics cooling | |
RU2196079C2 (ru) | Космический аппарат | |
Zhang et al. | Performance characteristics of a two-phase pump-assisted loop heat pipe with dual-evaporators in parallel | |
GB2602054A (en) | Thermal management system and process | |
RU2362712C1 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
Lu et al. | Effect of cooling rate on thermal performance of an oscillating heat spreader | |
RU2384491C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2156425C2 (ru) | Реверсивное теплопередающее устройство | |
RU2763353C1 (ru) | Теплопередающая панель космического аппарата | |
RU2311323C2 (ru) | Теплопередающее устройство спутника | |
RU2323859C1 (ru) | Способ терморегулирования космического аппарата и устройство для его осуществления | |
RU2369536C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
Tulin et al. | The 4000W hybrid single-and two-phase thermal control system for payload and equipment of geostationary communication satellite. |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141110 |