RU2541598C2

RU2541598C2 - Method of constructing spacecraft

Info

Publication number: RU2541598C2
Application number: RU2013117474/11A
Authority: RU
Inventors: Николай Алексеевич Тестоедов; Виктор Евгеньевич Косенко; Владимир Иванович Халиманович; Евгений Николаевич Головенкин; Василий Владимирович Попов; Геннадий Григорьевич Сорокваша; Анатолий Петрович Колесников; Александр Владимирович Анкудинов; Георгий Владимирович Акчурин; Александр Валентинович Доставалов; Юрий Вячеславович Вилков; Константин Леонардович Кувакин; Олег Валентинович Шилкин; Владимир Петрович Акчурин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева"
Priority date: 2013-04-16
Filing date: 2013-04-16
Publication date: 2015-02-20
Also published as: RU2013117474A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to thermal engineering predominantly geostationary telecommunications satellites with thermal load about 4.5-5.5 kW. Satellite is made of two modules: payload (PL) module and service system (SS) module. Instruments of SS module and part of PL modules are installed on inner surfaces of mutually opposite cellular panels "+Z" and "-Z". The latter execute functions of radiators and include heat transfer tubes parallel to satellite +Y, -Y axes. Other instruments of PL modules are placed on cellular panel perpendicular to "+Z" and "-Z" panels. SS module instruments with most narrow temperature range are installed on inner skins of their radiator panels "-Z" and "+Z". Instruments with high thermal capacity and wide temperature range are placed inside body load-carrying structure and on the lower panel. Other instruments are installed on "+X" panel and inner panel with built-in liquid manifolds. Elements of closed doubled liquid loops are connected with electric motor hydraulic pump package of temperature-control system according to certain sequential scheme.

EFFECT: mass reduction and simplification of given class satellite manufacturing process.

8 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой 4500-5500 Вт, предназначенных для одновременного вывода на орбиту двух спутников одной ракетой-носителем типа «Протон-М», что востребовано на рынке телекоммуникационных услуг.The present invention relates to space technology and can be used in the layout of geostationary telecommunication satellites with a thermal load of 4500-5500 W, designed to simultaneously put two satellites into orbit with one Proton-M launch vehicle, which is in demand on the telecommunication services market.

Для обеспечения этого такие космические аппараты (КА) должны быть скомпонованы таким образом, чтобы обеспечивалась минимально возможные масса и габариты.To ensure this, such spacecraft (SC) should be arranged in such a way as to ensure the minimum possible mass and dimensions.

Известны способы компоновки КА с минимально возможной массой согласно патенту RU 2369537 [1] с системой терморегулирования (СТР), содержащей сдублированные циркуляционные контуры с двухфазным теплоносителем - аммиаком в сочетании с тепловыми трубами.Known methods of assembling a spacecraft with the lowest possible mass according to patent RU 2369537 [1] with a temperature control system (CTP) containing duplicated circulation circuits with a two-phase heat carrier - ammonia in combination with heat pipes.

Известный способ компоновки КА обеспечивает удельные массовые затраты менее 21,5 кг/кВт, когда тепловая нагрузка КА равна 12000-16500 Вт.The known method of arrangement of the spacecraft provides a specific mass cost of less than 21.5 kg / kW, when the heat load of the spacecraft is equal to 12000-16500 watts.

На фиг.1-3 изображена принципиальная схема КА, скомпонованного согласно [1], где 1 - модуль полезной нагрузки (МЛН); 1.1 - панель "+Z" МЛН; 1.2 - панель "-Z" МПН; 1.3, 1.4, 1.5 - панели, расположенные между панелями "+Z" и "-Z" МПН; 1.6, 1.7 - раскрывающиеся панели радиатора; 2 - модуль служебных систем (МСС); 2.1 - панель "+Z" МСС; 2.2 - панель "-Z" МСС; 3 - несущая силовая конструкция, выполненная в виде сетчатой стержневой силовой конструкции.Figure 1-3 shows a schematic diagram of a spacecraft arranged according to [1], where 1 is the payload module (MLN); 1.1 - panel "+ Z" MLN; 1.2 - panel "-Z" MPN; 1.3, 1.4, 1.5 - panels located between the panels "+ Z" and "-Z" MPN; 1.6, 1.7 - drop-down radiator panels; 2 - module of service systems (MSS); 2.1 - panel "+ Z" MCC; 2.2 - panel "-Z" MCC; 3 - bearing power structure, made in the form of a mesh rod power structure.

Как показал анализ, известный способ [1] применительно к вновь разрабатываемым двум спутникам с тепловой нагрузкой каждого из них 4500-5500 Вт обладает существенными недостатками.As analysis has shown, the known method [1] in relation to the newly developed two satellites with a thermal load of each of them 4,500–5,500 W has significant drawbacks.

1. Наличие раскрываемых панелей радиатора усложняет и утяжеляет массы спутников. Кроме того, в этом случае в связи с разработкой двух спутников потребуется две системы зачековки и раскрытия вышеуказанных панелей, также увеличивающие массы.1. The presence of disclosed radiator panels complicates and aggravates the masses of satellites. In addition, in this case, in connection with the development of two satellites, two systems for checking and opening the above panels will also be required, which also increase the masses.

2. Повышенное рабочее давление теплоносителя - аммиака (при температуре 35°C давление паров аммиака ≈14 кгс/см²) потребует большого запаса аммиака для компенсации возможных утечек (по сравнению с однофазным теплоносителем Л3-ТК-2, рабочее давление которого ≈1 кгс/см²).2. The increased working pressure of the heat carrier - ammonia (at a temperature of 35 ° C the ammonia vapor pressure is ≈14 kgf / cm ² ) will require a large supply of ammonia to compensate for possible leaks (compared with the single-phase coolant L3-TK-2, whose working pressure is ≈1 kgf / cm ² ).

3. Сложность технологии изготовления и испытаний КА с СТР с аммиаком, т.к. аммиак - ядовитый, высокотоксичный продукт и потребует специальных мер защиты.3. The complexity of the manufacturing and testing technology of spacecraft with STR with ammonia, because ammonia is a toxic, highly toxic product and will require special protective measures.

4. В случае изготовления вышеуказанных спутников согласно [1] удельные массовые затраты возрастут до 25,5 кг/кВт, что сравнимо (расчетно близко), как показал всесторонний комплексный анализ компоновки их согласно предложению авторов с использованием комбинированной СТР: сдублированные жидкостные контуры с однофазным теплоносителем Л3-ТК-2 плюс тепловые трубы - в этом случае удельные массовые затраты равны (26-27) кг/кВт, т.е. в пределах погрешностей изготовления можно допустить, что удельные массовые затраты близки друг к другу.4. In the case of manufacturing the above satellites according to [1], the specific mass costs will increase to 25.5 kg / kW, which is comparable (calculated close), as shown by a comprehensive comprehensive analysis of their layout according to the proposal of the authors using a combined STR: duplicated liquid circuits with single-phase coolant L3-TK-2 plus heat pipes - in this case, the specific mass costs are equal to (26-27) kg / kW, i.e. Within the limits of manufacturing errors, it can be assumed that the unit mass costs are close to each other.

Известно, что для обеспечения работоспособности любого элемента космического аппарата в космических условиях эксплуатации на орбите необходимо, в первую очередь, обеспечить поддержание их температур в требуемых рабочих диапазонах, что в составе КА функционально обеспечивает система терморегулирования (СТР) КА, и в связи с этим СТР является главной системой КА, определяющейIt is known that in order to ensure the operability of any element of the spacecraft in space operating conditions in orbit, it is necessary, first of all, to maintain their temperatures in the required operating ranges, which as part of the spacecraft functionally provides the spacecraft temperature control system (STR) of the spacecraft, and in connection with this STR is the main spacecraft system that defines

его оптимальную конфигурацию и, следовательно, минимально возможную массу его и габариты;its optimal configuration and, therefore, the smallest possible mass and dimensions;

надежную работу КА в течение длительного (более 10-15 лет) срока его эксплуатации на орбите, для чего СТР должна поддерживать температуру сотовых панелей, на которых установлены приборы КА, в наиболее комфортном диапазоне: от 15°C (в начале срока эксплуатации) и до 35°C (в конце срока эксплуатации);reliable operation of the spacecraft for a long (more than 10-15 years) period of its operation in orbit, for which the STR should maintain the temperature of the honeycomb panels on which the spacecraft devices are installed in the most comfortable range: from 15 ° C (at the beginning of the service life) and up to 35 ° C (at the end of the service life);

приемлемую простоту технологии изготовления КА. Всесторонний комплексный анализ, проведенный авторами в процессе разработки КА с тепловой нагрузкой 5500 Вт, показал, что вышеуказанные задачи оптимально возможно выполнить только при применении в составе КА комбинированной СТР, сочетающей тепловые трубы плюс сдублированные жидкостные контуры, и скомпонованных (КА совместно с СТР) согласно предложенному авторами техническому решению, т.к., как показал анализ, КА с СТР с двухфазным контуром имеют преимущества только тогда, когда тепловая нагрузка КА выше 12000-16500 Вт, для чего при этом приходится повысить допустимый рабочий диапазон сотовых панелей (и ухудшить комфортный диапазон): от 35°C (в начале срока эксплуатации) и до 50°C (в конце срока эксплуатации).acceptable simplicity of spacecraft manufacturing technology. A comprehensive comprehensive analysis carried out by the authors in the process of developing a spacecraft with a heat load of 5500 W showed that the above tasks can only be optimally accomplished by using a combined STR, combining heat pipes plus duplicated liquid circuits, as part of a spacecraft and arranged (SC together with STR) according to the technical solution proposed by the authors, because, as analysis has shown, spacecraft with a STR with a two-phase circuit have advantages only when the heat load of the spacecraft is higher than 12000-16500 W, for which Xia increase the allowable operating range of honeycomb panels (and degrade comfort range): 35 ° C (at the beginning of life) and to 50 ° C (at the end of life).

Таким образом, известный способ [1] компоновки КА с тепловой нагрузкой 4500-5500 Вт усложняет конструкцию и технологию изготовления вновь создаваемого спутника, и при этом практически не обеспечивается выигрыш по массе КА.Thus, the known method [1] for arranging a spacecraft with a thermal load of 4500-5500 W complicates the design and manufacturing technology of a newly created satellite, and at the same time there is practically no gain in spacecraft mass.

Целью предложенного технического решения (см. фиг.4-8) является устранение вышеуказанных существенных недостатков.The purpose of the proposed technical solution (see figure 4-8) is to eliminate the above significant disadvantages.

Поставленная цель достигается компоновкой космического аппарата и его системы терморегулирования следующим образом.The goal is achieved by the layout of the spacecraft and its thermal control system as follows.

КА выполняют состоящим из двух модулей: модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем, и приборы модуля служебных систем и часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на внутренних поверхностях, взаимно противоположно размещенных и установленных перпендикулярно осям +Z, -Z аппарата их трехслойных сотовых панелей "+Z" и "-Z", включающих в себя расположенные параллельно осям +Y, -Y аппарата встроенные тепловые трубы и сдублированные циркуляционные коллекторы с жидким теплоносителем системы терморегулирования на внутренних обшивках панелей "+Z" и "-Z" модуля полезной нагрузки, и наружные поверхности вышеуказанных панелей выполняют в качестве излучателей избыточного тепла приборов; а другую часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на трехслойной сотовой панели с встроенными для циркуляции теплоносителя коллекторами, перпендикулярно расположенной между его вышеуказанными панелями "+Z" и "-Z" в зоне их торцов, причем модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем прикрепляют к несущей силовой конструкции корпуса аппарата, размещенной в центральной зоне между панелями "+Z" и "-Z" и выполненной в виде сетчатой стержневой конструкции (например, анизогридной конструкции).The spacecraft is made up of two modules: the payload module and the service system module, and the service system module devices and some of the payload module devices are installed on the internal surfaces, mutually opposite and installed perpendicular to the + Z, -Z axes of the apparatus of their three-layer honeycomb panels "+ Z "and" -Z ", including built-in heat pipes parallel to the + Y, -Y axes of the apparatus and duplicated circulation manifolds with a heat transfer fluid of the temperature control system on the inside in the panels of the “+ Z” and “-Z” panels of the payload module, and the outer surfaces of the above panels are used as emitters of excess heat of the devices; and the other part of the devices of the payload module is installed on a three-layer honeycomb panel with collectors built-in for circulation of the coolant, perpendicularly located between its above panels "+ Z" and "-Z" in the area of their ends, and the payload module and the service system module are attached to the carrier the power structure of the apparatus body located in the central zone between the “+ Z” and “-Z” panels and made in the form of a mesh bar structure (for example, an anisogrid structure).

При этом тепловую нагрузку на панелях радиаторов "-Z" и "+Z" от работающих приборов модулей распределяют с отличием на них не более чем на 10-20%, при этом приборы модуля служебной системы с наиболее узким рабочим диапазоном температур, например аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами. Приборы с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, например баки с топливом системы коррекции, размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели. Другие приборы устанавливают на панели "+X" и панели, установленной внутри силовой конструкции корпуса с встроенными жидкостными коллекторами, а приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами. Причем замкнутые сдублированные жидкостные контуры выполняют соединенными по схеме: выход электронасосного агрегата с присоединенным к его входу компенсатором объема - первая половина жидкостных коллекторов, встроенных в панель "+X" и панель, установленную внутри силовой конструкции корпуса, - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - первая половина коллекторов панели "-X" - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина жидкостных коллекторов, встроенных в панель "+X", - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина коллекторов панели "-X" - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вход электронасосного агрегата, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.At the same time, the heat load on the radiator panels "-Z" and "+ Z" from the working devices of the modules is distributed with a difference of not more than 10-20%, while the devices of the service system module with the narrowest operating temperature range, for example, rechargeable batteries , mounted on the inner skins of their radiator panels "-Z" and "+ Z" with integrated heat pipes arranged parallel to the + Y and -Y axes. Devices with a large heat capacity and a wide operating temperature range, for example, tanks with correction system fuel, are placed inside the power structure of the case and on the bottom panel. Other devices are installed on the “+ X” panel and on the panel installed inside the power structure of the case with integrated liquid manifolds, and the payload module devices and liquid collectors are installed on the inner skins of their “-Z” and “+ Z” radiator panels with integrated, located parallel to the + Y and -Y axes with heat pipes. Moreover, the closed duplicated liquid circuits are performed as follows: the output of the electric pump unit with a volume compensator connected to its input is the first half of the liquid collectors built into the “+ X” panel and the panel installed inside the housing’s power structure, the first half of the collectors on the panel's inner skin payload module radiator “-Z” - the first half of the collectors of the “-X” panel - the second half of the liquid collectors on the inner skin of the radiator panel “-Z” of the payload module - the other half of the liquid manifolds embedded in the + X panel are the first half of the collectors on the inner skin of the radiator panel "+ Z" of the payload module - the second half of the collectors of the "-X" panel is the second half of the liquid collectors on the inner skin of the radiator panel "+ Z "of the payload module is the input of the electric pump unit, which is, according to the authors, the essential distinguishing features of the technical solution proposed by the authors.

В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого изобретения в известных источниках информации не обнаружено, и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемом изобретении.As a result of the analysis carried out by the authors of the known patent and scientific and technical literature, the proposed combination of essential distinguishing features of the claimed invention in the known sources of information was not found, and, therefore, the known technical solutions do not exhibit the same properties as in the claimed invention.

По предлагаемому способу (см. фиг 4-8, где изображены: фиг.4 - принципиальная схема КА; фиг.5 - принципиальная схема МСС; фиг.6 - принципиальная схема МЛН; фиг.7 - принципиальная схема продольного сечения КА; фиг.8 - принципиальная схема компоновки КА и его СТР) компоновку космического аппарата телекоммуникационного спутника с тепловой нагрузкой 5500 Вт с длительным сроком эксплуатации на орбите (не менее 15 лет) и высокой надежностью (с вероятностью безотказной работы не менее 0,99) выполняют следующим образом (см. фиг.4-8): предусматривают изготовление по отдельности модуля полезной нагрузки (МЛН) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2 совместно с несущей силовой конструкцией 3 корпуса КА, объединяемых в единое целое по механическим, электрическим, гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления космического аппарата:According to the proposed method (see Fig. 4-8, where: Fig. 4 is a schematic diagram of a spacecraft; Fig. 5 is a schematic diagram of an MSS; Fig. 6 is a schematic diagram of an MLN; Fig. 7 is a schematic diagram of a longitudinal section of a spacecraft; Fig. 8 is a schematic diagram of the arrangement of the spacecraft and its STR) the layout of the spacecraft of a telecommunication satellite with a thermal load of 5500 W with a long lifetime in orbit (at least 15 years) and high reliability (with a probability of failure-free operation of at least 0.99) is performed as follows ( see figure 4-8): provide for the manufacture of p individually payload module (MLN) and one module of service systems (MCC) 2 together with carrier power structure 3 spacecraft body integrates a mechanical, electrical, hydraulic interfaces at the final manufacturing step spacecraft:

- размещают трехслойные сотовые панели 1.1, 1.2 и 2.1, 2.2 (с встроенными тепловыми трубами 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1) МЛН 1 и МСС 2 в плоскостях, перпендикулярных к осям +Z, -Z аппарата (северная и южная стороны спутника);- place three-layer honeycomb panels 1.1, 1.2 and 2.1, 2.2 (with integrated heat pipes 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1) MLN 1 and MCC 2 in planes perpendicular to the + Z, -Z axes of the device (north and south sides of the satellite);

- приборы (поз.6) MCC 2 размещают на внутренних поверхностях панелей 2.1, 2.2;- devices (pos.6) MCC 2 are placed on the inner surfaces of the panels 2.1, 2.2;

- размещают максимально возможное количество приборов (поз.6) МЛН 1 на поверхности панелей 1.1 и 1.2, расположенных напротив их излучающих поверхностей, при этом соблюдают, чтобы тепловая нагрузка на панелях радиаторов "-Z" и "+Z" от работающих модулей была одинаковой (отличие не более чем на 10-20%), что обеспечит уменьшенные габариты панелей радиатора и КА в целом), при этом приборы (поз.6) модуля служебной системы с наиболее узким рабочим диапазоном температур, например аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами. Приборы (поз.6) с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, например баки с топливом системы коррекции, размещают внутри силовой конструкции корпуса 3 и на нижней панели (см. фиг.7 - поз.8). Другие приборы устанавливают на панели "+X" (поз.9) и панели (см. фиг.8 - поз.7), установленной внутри силовой конструкции корпуса 3, с встроенными жидкостными коллекторами 9.1 и 7.1, а приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы 1.2.1 и 1.1.1 устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами 1.2.2 и 1.1.2, причем замкнутые сдублированные жидкостные контуры выполняют соединенными по схеме (см. фиг.8): выход электронасосного агрегата 1.12 с присоединенным к его входу компенсатором объема 1.13 - первая половина жидкостных коллекторов 9.1 и 7.1, встроенных в панель "+X" и панель 7, установленную внутри силовой конструкции корпуса 3, - первая половина коллекторов 1.2.1 на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - первая половина коллекторов 1.3.1 панели "-X" (поз.1.3) - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели 1.2 радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина жидкостных коллекторов 9.1, встроенных в панель "+X" (поз.9), - первая половина коллекторов 1.1.1 на внутренней обшивке панели 1.1 радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина коллекторов 1.3.1 панели "-X" (поз.1.3) - вторая половина жидкостных коллекторов 1.1.1 на внутренней обшивке панели 1.1 радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вход электронасосного агрегата 1.12;- place the maximum possible number of devices (item 6) of MLN 1 on the surface of panels 1.1 and 1.2 located opposite their radiating surfaces, while observing that the heat load on the radiator panels "-Z" and "+ Z" from the working modules is the same (the difference is not more than 10-20%), which will provide reduced dimensions of the radiator panels and the spacecraft as a whole), while the devices (item 6) of the service system module with the narrowest operating temperature range, for example, rechargeable batteries, are installed on the inner skin their panels are radiato s "-Z" and "+ Z" with embedded disposed paraxially + Y and -Y heat pipes. Devices (pos.6) with a large heat capacity and a wide operating temperature range, for example, tanks with fuel of the correction system, are placed inside the power structure of the housing 3 and on the bottom panel (see Fig. 7 - pos. 8). Other devices are installed on the "+ X" panel (item 9) and the panel (see Fig. 8 - item 7) installed inside the power structure of the housing 3, with integrated liquid collectors 9.1 and 7.1, and the devices of the payload module and liquid collectors 1.2.1 and 1.1.1 are installed on the inner skins of their radiator panels "-Z" and "+ Z" with integrated heat pipes 1.2.2 and 1.1.2 parallel to the + Y and -Y axes, with closed duplicated liquid circuits perform connected according to the scheme (see Fig. 8): the output of the electric pump unit 1.12 with its input connected with volume compensator 1.13 - the first half of the liquid manifolds 9.1 and 7.1 embedded in the + X panel and the panel 7 installed inside the power structure of the housing 3 - the first half of the 1.2.1 collectors on the inner skin of the -Z radiator panel of the payload module - the first half of the collectors 1.3.1 of the "-X" panel (pos. 1.3) - the second half of the liquid collectors on the inner skin of the panel 1.2 of the radiator "-Z" of the payload module - the second half of the liquid collectors 9.1 built into the "+ X" panel ( pos. 9), - the first half of the collectors 1.1.1 on the inside the casing of the panel + 1.1 of the radiator "+ Z" of the payload module - the second half of the collectors 1.3.1 of the panel "-X" (pos.1.3) - the second half of the liquid collectors 1.1.1 on the inner casing of the panel 1.1 of the radiator "+ Z" of the payload module - input of the electric pump unit 1.12;

- между панелями "+Z" и "-Z" МПН 1 (см. фиг.7) перпендикулярно к ним (в зоне их торцов) размещают трехслойную сотовую панель "-X" 1.3 (с встроенными коллекторами - жидкостными трактами для циркуляции однофазного теплоносителя) и размещают на их поверхностях остальную часть приборов МПН 1;- between the panels "+ Z" and "-Z" MPN 1 (see Fig.7) perpendicular to them (in the area of their ends) place a three-layer honeycomb panel "-X" 1.3 (with built-in collectors - liquid paths for circulation of a single-phase coolant ) and place on their surfaces the rest of the MPN 1 devices;

- соединяют по отдельности трубопроводами соответствующие коллекторы панелей МПН 1 и устройства каждого сдублированного циркуляционного контура в единое целое сварным соединением (кроме концевых штуцеров жидкостных контуров МПН 1 и МСС 2, которые соответствующим образом закольцовывают переходниками 10 с двумя зонами герметизации (см. фиг.8)) (после изготовления КА СТР заправляют теплоносителем, например Л3-ТК-2) (см. фиг.8, где второй (резервный), идентичный первому, циркуляционный контур с жидким теплоносителем условно не показан: 1 - МПН; 1.1 - панель "+Z" МПН;- separately connect by pipelines the corresponding manifolds of the MPN 1 panels and the devices of each duplicated circulation circuit into a single unit by a welded joint (except for the end fittings of the liquid circuits MPN 1 and MCC 2, which are respectively looped by adapters 10 with two sealing zones (see Fig. 8) ) (after the manufacture of the spacecraft, the STR is filled with a coolant, for example, L3-TK-2) (see Fig. 8, where the second (backup), identical to the first, circulation circuit with a liquid coolant is not conventionally shown: 1 - MPN; 1.1 - p nel "+ Z" NAM;

1.1.1 - коллектор панели 1.1; 1.1.2 - тепловая труба панели 1.1; 1.2 - панель "-Z" МПН; 1.2.1 - коллектор панели 1.2; 1.2.2 - тепловая труба панели "-Z"; 1.3 - панель, размещенная между панелями "+Z" и "-Z" МЛН; 1.3.1 - коллекторы панелей 1.3; электронасосный агрегат 1.12;1.1.1 - panel collector 1.1; 1.1.2 - heat pipe panel 1.1; 1.2 - panel "-Z" MPN; 1.2.1 - panel collector 1.2; 1.2.2 - heat pipe panel "-Z"; 1.3 - a panel placed between the panels "+ Z" and "-Z" MLN; 1.3.1 - panel headers 1.3; electric pump unit 1.12;

компенсатор объема 1.13;volume compensator 1.13;

- предусматривают проведение наземной отработки, испытаний по отдельности МЛН 1 и МСС 2;- provide for ground testing, individual testing of MLN 1 and MSS 2;

- после получения положительных результатов испытаний МЛН 1 и МСС 2 осуществляют сборку КА: объединяют в единое целое МЛН 1 и МСС 2 (см. фиг.4) по механическим, электрическим и гидравлическим интерфейсам (торцы КА со стороны осей +X, -X, +Y, -Y закрывают штатной теплоизоляцией поз.5 - см. фиг.7) и проводят испытания КА в целом и после получения положительных результатов испытаний отправляют его на полигон запуска КА.- after receiving the positive test results, the MLN 1 and MCC 2 carry out the assembly of the spacecraft: combine the MLN 1 and MCC 2 (see Fig. 4) by mechanical, electrical and hydraulic interfaces (the ends of the spacecraft from the + X, -X axes, + Y, -Y is closed with standard thermal insulation (5; see Fig. 7) and tests the spacecraft as a whole and, after receiving positive test results, send it to the spacecraft launch range.

Работа скомпонованного по предложенному способу космического аппарата происходит следующим образом (см. фиг.4 и 8).The operation of the spacecraft arranged according to the proposed method is as follows (see FIGS. 4 and 8).

После выведения аппарата на рабочую орбиту (работает минимально необходимое количество приборов и замещающие электрообогреватели), например, на геостационарную происходит включение в работу электронасосного агрегата 1.12, а затем согласно циклограмме работы - включение соответствующих приборов (поз.6) МСС 2, а затем - МЛН 1.After the device is put into a working orbit (the minimum required number of devices and replacement electric heaters work), for example, at a geostationary one, the electric pump unit 1.12 is turned on, and then, according to the operation sequence, the corresponding devices (item 6) of MSS 2 are turned on and then MLN one.

Требуемые комфортные условия работы приборов аппарата обеспечиваются тепловыми трубами 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1 и циркуляцией жидкого теплоносителя по трактам сдублированного циркуляционного контура (направление движения жидкого теплоносителя указано стрелкой черного цвета).The required comfortable working conditions of the apparatus devices are provided by heat pipes 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1 and circulation of the liquid coolant along the paths of the duplicated circulation circuit (the direction of movement of the liquid coolant is indicated by the arrow in black).

В настоящее время разработана компоновка вновь разрабатываемого конкурентоспособного телекоммуникационного спутника с тепловой нагрузкой 5500 Вт по предложенному авторами способу. В процессе компоновки спутника были рассмотрены различные варианты компоновки спутника с использованием известных технических решений по этому вопросу и предложенного авторами способа и установлено, что в результате разработки компоновки вышеуказанного спутника по предложенному авторами способу с оптимальным размещением приборов - с близкими величинами тепловых нагрузок на излучение с панелей "+Z" и "-Z" МПН:Currently, the layout of the newly developed competitive telecommunications satellite with a thermal load of 5500 W according to the method proposed by the authors is developed. In the process of compiling the satellite, various options for compiling the satellite were considered using well-known technical solutions on this issue and the method proposed by the authors, and it was found that as a result of developing the layout of the above satellite according to the method proposed by the authors with the optimal arrangement of instruments - with close values of the thermal radiation loads from the panels "+ Z" and "-Z" MPN:

- обеспечивается снижение массы КА до приемлемой величины в результате улучшения оптимального размещения приборов на панелях с точки зрения тепловых нагрузок и оптимальной прокладки жидкостных контуров СТР: предложенная компоновка обеспечивает приемлемые удельные массовые затраты 26-27 кг/кВт, близкие к 25,5 кг/кВт для известной компоновки [1], но имеющей существенные технологические недостатки и раскрываемые панели радиатора;- the spacecraft mass is reduced to an acceptable value as a result of improving the optimal placement of devices on the panels in terms of thermal loads and the optimal laying of liquid circuits CTP: the proposed arrangement provides acceptable specific mass costs of 26-27 kg / kW, close to 25.5 kg / kW for the known layout [1], but having significant technological disadvantages and disclosed radiator panels;

- упрощается технология изготовления КА в результате применения СТР с однофазным теплоносителем;- simplifies the manufacturing technology of the spacecraft as a result of the use of STR with a single-phase coolant;

- гарантированно обеспечивается изменение рабочих температур приборов в более узком (в более комфортном) диапазоне при всех режимах работы КА в целом в течение длительного срока эксплуатации;- guaranteed is a change in the operating temperatures of devices in a narrower (more comfortable) range for all modes of operation of the spacecraft as a whole over a long period of operation;

- конфигурация КА, скомпонованного согласно вышеупомянутому способу, такова, что два КА размещаются в заданной зоне полезной нагрузки под обтекателем ракеты-носителя типа «Протон-М», то есть, как видно из вышеизложенного, тем самым достигаются цели изобретения.- the configuration of the spacecraft arranged according to the aforementioned method is such that two spacecraft are located in a predetermined payload area under the proton of the Proton-M launch vehicle, that is, as can be seen from the foregoing, thereby achieving the objectives of the invention.

Claims

The spacecraft layout method, which consists of two modules: the payload module and the service system module, the service system module instruments and some of the payload module devices are installed on the inner surfaces of mutually oppositely arranged and axially + Z, -Z axes of their three-layer “+ Z” and “-Z” honeycomb panels, including built-in heat pipes and duplicated circulation collectors with liquid coolant located parallel to the + Y, -Y axes of the apparatus the temperature control system on the inner skins of the “+ Z” and “-Z” panels of the payload module, the outer surfaces of the above panels being made in the form of radiators-emitters of excess heat of devices, and the other part of the devices of the payload module is installed on a three-layer honeycomb panel with built-in circulation of the coolant by collectors perpendicularly located between its above panels “+ Z” and “-Z” in the area of their ends in the direction of the machine axis -X, while the payload module and the service module x systems are attached to the supporting power structure of the apparatus body, located in the Central zone between the panels "+ Z" and "-Z" and made in the form of a mesh rod structure, characterized in that the heat load from the operating devices of these modules on the radiator panels "-Z "and" + Z "are distributed with a difference of no more than 10-20%, while the devices of the service system module with the narrowest operating temperature range, for example rechargeable batteries, are installed on the inner skin of their radiator panels" -Z "and" + Z "with built-in and, arranged parallel to the + Y and -Y axes by heat pipes, devices with a large heat capacity and a wide operating temperature range, for example, correction system fuel tanks, are placed inside the power structure of the body and on the bottom panel, other devices are installed on the + X panel and panels installed inside the power structure of the body, with built-in liquid collectors, and payload module devices and liquid collectors are installed on the inner skin of their radiator panels "-Z" and "+ Z" with built-in, located parallel to the + Y and -Y axes by heat pipes, and the closed duplicated liquid circuits are connected as follows: the output of the electric pump unit with a volume compensator connected to its input is the first half of the liquid collectors integrated in the + X panel and the panel installed inside the power structure body - the first half of the collectors on the inner skin of the radiator panel "-Z" of the payload module - the first half of the collectors of the "-X" panel - the second half of the liquid collectors on the inner panel and radiator "-Z" of the payload module - the second half of the liquid manifolds embedded in the + X panel - the first half of the collectors on the inner skin of the radiator "+ Z" payload module - the second half of the -X panel collectors - the second half liquid collectors on the inner skin of the radiator panel "+ Z" of the payload module - input of the electric pump unit.