RU2610850C1 - Instrument compartment of spacecraft - Google Patents
Instrument compartment of spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2610850C1 RU2610850C1 RU2015143002A RU2015143002A RU2610850C1 RU 2610850 C1 RU2610850 C1 RU 2610850C1 RU 2015143002 A RU2015143002 A RU 2015143002A RU 2015143002 A RU2015143002 A RU 2015143002A RU 2610850 C1 RU2610850 C1 RU 2610850C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- elements
- heat
- platform
- temperature
- supporting structure
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании моноблоков, объединяющих приборы и системы различного назначения (основные узлы, элементы целевой аппаратуры и служебных систем).The present invention relates to space technology and can be used in the design of monoblocks combining devices and systems for various purposes (main components, elements of the target equipment and service systems).
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является создание конструкции, обеспечивающей высокие требования по жесткости и геометрической стабильности размеров от действия температур при работе в космосе и устойчивости при выводе на орбиту.The problem to which the invention is directed is the creation of a design that provides high requirements for stiffness and geometric dimensional stability from the action of temperatures when working in space and stability when putting into orbit.
Известна конструкция приборного отсека космического аппарата (патент на полезную модель RU 101011, опубл. 10.01.2011 г.), включающая корпус из сотопанелей, внутри которого размещена аппаратура, при этом корпус выполнен в виде шестигранной призмы с шестью боковыми панелями, а также нижней, центральной и верхней панелями, причем две оппозитные боковые сотопанели снабжены тепловыми трубами и выполнены в виде панелей-радиаторов, на которых установлены тепловыделяющие элементы аппаратуры, нуждающиеся в более интенсивном теплообмене. Отвод тепла из зон локального тепловыделения в местах размещения на сотопанелях тепловыделяющих элементов при ее работе осуществляется тепловыми трубами, за счет которых тепло в зонах локального нагрева перераспределяется в относительно более холодные участки радиаторов, что значительно повышает эффективность отвода тепла.The known design of the instrument compartment of the spacecraft (patent for utility model RU 101011, publ. 01/10/2011), including a casing made of honeycomb panels, inside which the equipment is placed, the casing is made in the form of a hexagonal prism with six side panels, as well as a lower one, central and upper panels, and two opposed side honeycomb panels are equipped with heat pipes and are made in the form of radiator panels, on which heat-generating elements of equipment are installed, which require more intensive heat transfer. Heat is removed from the zones of local heat generation at the places of placement of heat-generating elements on the honeycomb panels during its operation by heat pipes, due to which heat in the zones of local heating is redistributed into relatively cooler sections of radiators, which significantly increases the efficiency of heat removal.
Наличие поперечных верхней, нижней и центральной сотопанелей обеспечивает требуемую жесткость и прочность корпуса, а размещение на них элементов аппаратуры и другого оборудования, не нуждающегося в интенсивном теплообмене, повышает степень заполнения внутреннего пространства, однако данную конструкцию нельзя использовать для установки элементов аппаратуры и оборудования, которое чувствительно к небольшим градиентам температур, возникающим на силовых элементах, на которых оно установлено. Перераспределение тепла в зонах локального нагрева в относительно более холодные участки сотопанелей, являющихся силовыми элементами конструкции, с помощью тепловых труб, которые в них проложены, приводит к участию силовых элементов в передаче тепловой энергии, а значит на них имеет место градиент температур, приводящий к температурным поводкам.The presence of transverse upper, lower, and central honeycomb panels provides the required rigidity and strength of the housing, and the placement of hardware and other equipment on them that does not need intensive heat transfer increases the degree of filling of the internal space, however, this design cannot be used to install hardware and equipment elements, which sensitive to small temperature gradients that occur on the power elements on which it is installed. The redistribution of heat in the local heating zones to relatively colder sections of the honeycomb panels, which are the structural elements of the structure, using the heat pipes that are laid in them, leads to the participation of the power elements in the transfer of thermal energy, which means that a temperature gradient takes place leading to temperature leashes.
Известны другие аналогичные предлагаемому изобретению конструкции, например, из описаний к патентам на изобретения RU: 2389660 (опубл. 20.05.2010 г.) и 2388664 (опубл. 10.05.2010 г.).Other designs similar to the present invention are known, for example, from the descriptions of patents for inventions RU: 2389660 (publ. 05/20/2010) and 2388664 (publ. 05/10/2010).
Конструкция приборного отсека по первому из вышеуказанных патентов включает в себя несущую конструкцию с силовыми элементами, выполненную в виде правильной треугольной призмы. Один торец несущей конструкции перекрыт шестиугольной платформой с габаритными размерами, большими размеров торца конструкции. Платформа выполнена в виде плоской трехслойной панели с несущими слоями и заполнителем. В осевом проеме несущей конструкции размещена двигательная установка с топливным баком и тремя блоками двигателей. Радиаторы-излучатели в виде прямоугольных трехслойных панелей с сотовым заполнителем и сложенные солнечные батареи размещены параллельно боковым стенкам несущей конструкции. Платформа и радиаторы-излучатели снабжены тепловыми трубами для сброса избыточного тепла в космическое пространство. Часть тепловых труб проложена внутри сотового заполнителя платформы. Блоки аппаратуры размещены между несущей конструкцией и торцом платформы. Датчики ориентации размещены на внешних элементах конструкции. Данный приборный отсек является конструктивной базой для создания космических аппаратов различного назначения, обеспечивающих эффективный сброс избыточного тепла в космическое пространство в широких диапазонах ориентации относительно Солнца и Земли.The design of the instrument compartment according to the first of the above patents includes a supporting structure with power elements, made in the form of a regular triangular prism. One end of the supporting structure is covered by a hexagonal platform with overall dimensions, large dimensions of the end of the structure. The platform is made in the form of a flat three-layer panel with bearing layers and aggregate. In the axial opening of the supporting structure there is a propulsion system with a fuel tank and three engine blocks. Radiators-radiators in the form of rectangular three-layer panels with honeycomb core and folded solar panels are placed parallel to the side walls of the supporting structure. The platform and radiators-radiators are equipped with heat pipes to discharge excess heat into outer space. Part of the heat pipes is laid inside the honeycomb core of the platform. Blocks of equipment are placed between the supporting structure and the end of the platform. Orientation sensors are located on the external structural elements. This instrument compartment is a constructive basis for the creation of spacecraft for various purposes, providing an effective discharge of excess heat into outer space in wide ranges of orientation relative to the Sun and the Earth.
Конструкция по второму указанному выше патенту наиболее близка к конструкции заявляемого изобретения и касается приборного отсека космического аппарата, оснащенного целевой и исследовательской аппаратурой для работы на целевой орбите. Известный приборный отсек включает в себя несущую конструкцию, имеющую осевой проем, платформу, на которой размещены блоки аппаратуры, систему терморегулирования со средством отвода тепла в космическое пространство, систему энергопитания с источником электрической энергии. Платформа выполнена в форме шестиугольника, в виде плоской трехслойной панели с несущими слоями и заполнителем, с периметром, составленным из чередующихся при его обходе коротких и длинных сторон, и размещена с перекрытием верхнего торца несущей конструкции, причем габаритные размеры платформы выбраны большими габаритных размеров несущей конструкции в поперечном направлении. Несущая конструкция выполнена в форме прямой призмы с основанием в виде правильного треугольника, вдоль ребер которой пропущены боковые силовые элементы, при этом боковые стенки призмы ориентированы параллельно длинным сторонам платформы. Система терморегулирования снабжена тремя каскадами тепловых труб, а средство отвода тепла в космическое пространство выполнено в виде трех радиаторов-излучателей. Каскады тепловых труб выполнены с обеспечением возможности теплового контакта между тепловыми трубами первого и второго каскадов, а также второго и третьего каскадов. Радиаторы-излучатели выполнены в виде прямоугольных трехслойных панелей с сотовым заполнителем, которые размещены параллельно боковым стенкам несущей конструкции и внутренними сторонами присоединены вплотную к торцам длинных сторон платформы. Тепловые трубы первого и второго каскадов проложены внутри сотового заполнителя платформы, при этом тепловые трубы первого каскада на большей части своей длины проложены между боковыми гранями несущей конструкции и торцом платформы с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панели платформы. Тепловая труба второго каскада на большей части своей длины размещена вдоль торцов длинных сторон платформы. Тепловые трубы третьего каскада проложены внутри сотового заполнителя радиаторов-излучателей с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панелей радиаторов-излучателей, причем упомянутая аппаратура установлена на платформе между несущей конструкцией и торцом платформы.The design of the second patent mentioned above is closest to the design of the claimed invention and relates to the instrument compartment of a spacecraft equipped with target and research equipment for working in the target orbit. The known instrument compartment includes a supporting structure having an axial opening, a platform on which the equipment blocks are placed, a temperature control system with means for removing heat into outer space, an energy supply system with an electric energy source. The platform is made in the shape of a hexagon, in the form of a flat three-layer panel with load-bearing layers and a filler, with a perimeter made up of short and long sides alternating when it is circumvented, and placed with overlapping the upper end of the supporting structure, and the overall dimensions of the platform are chosen to be large in overall dimensions. in the transverse direction. The supporting structure is made in the form of a direct prism with a base in the form of a regular triangle, along the edges of which side power elements are missing, while the side walls of the prism are oriented parallel to the long sides of the platform. The temperature control system is equipped with three cascades of heat pipes, and the means of heat dissipation into outer space is made in the form of three radiators-radiators. Cascades of heat pipes are made with the possibility of thermal contact between the heat pipes of the first and second cascades, as well as the second and third cascades. Radiators-emitters are made in the form of rectangular three-layer panels with honeycomb core, which are placed parallel to the side walls of the supporting structure and are connected inner sides to the ends of the long sides of the platform. The heat pipes of the first and second cascades are laid inside the honeycomb core of the platform, while the heat pipes of the first cascade are laid for most of their length between the side faces of the supporting structure and the end of the platform with thermal contact with the supporting layers of the platform panel. The heat pipe of the second cascade for most of its length is placed along the ends of the long sides of the platform. The heat pipes of the third cascade are laid inside the honeycomb core of radiators-radiators with providing thermal contact with the bearing layers of the panels of radiators-radiators, and the above-mentioned equipment is installed on the platform between the supporting structure and the end of the platform.
Недостатками аналогов является то, что применение трехгранной формы несущей конструкции, за которой устанавливают элементы аппаратуры, снижает плотность компоновки. Кроме того, в этих конструкциях не решена проблема по обеспечению термоустойчивости конструкции от воздействия тепла, выделяемого тепловыделяющими элементами аппаратуры, т.к. в теплоотводе участвуют силовые элементы конструкции, что снижает надежность и эффективность работы на орбите.The disadvantages of analogues is that the use of a trihedral shape of the supporting structure, behind which the equipment elements are installed, reduces the density of the layout. In addition, the problem of ensuring the thermal stability of the structure from the effects of heat generated by the heat-generating elements of the equipment is not resolved in these structures, because the structural elements are involved in the heat sink, which reduces the reliability and efficiency of work in orbit.
Техническим результатом заявляемого устройства является оптимизация компоновки, повышение прочности и жесткости конструкции при наземных операциях и выведении на орбиту и повышение термоустойчивости при работе на орбите.The technical result of the claimed device is to optimize the layout, increase the strength and rigidity of the structure during ground operations and putting into orbit and increase thermal stability when working in orbit.
Указанный технический результат достигается за счет того, что приборный отсек космического аппарата, включающий несущую конструкцию, окруженную излучателем, верхний и нижней торцы которой соединены боковыми силовыми элементами, систему терморегулирования с тепловыми трубами и с отводом тепла в космическое пространство, блоки аппаратуры, тепловыделяющие элементы которой размещены с двух сторон платформы, выполненной в форме шестиугольника в виде плоской многослойной панели с периметром, составленным из чередующихся при его обходе коротких и длинных сторон, и закрепленной на верхнем торце несущей конструкции, а ее нижний торец выполнен в виде правильного треугольника, стороны которого ориентированы параллельно длинным сторонам платформы, отличается от ближайшего аналога тем, что:The specified technical result is achieved due to the fact that the instrument compartment of the spacecraft, including the supporting structure surrounded by the emitter, the upper and lower ends of which are connected by side power elements, a temperature control system with heat pipes and with heat dissipation into outer space, equipment blocks, heat-generating elements of which placed on both sides of the platform, made in the form of a hexagon in the form of a flat multilayer panel with a perimeter made up of alternating short and long sides, and a supporting structure fixed to the upper end, and its lower end is made in the form of a regular triangle, the sides of which are oriented parallel to the long sides of the platform, differs from the closest analogue in that:
- несущая конструкция выполнена на основе тепловых труб,- the supporting structure is based on heat pipes,
- ее верхний торец повторяет контур платформы,- its upper end follows the contour of the platform,
- боковые силовые элементы, пропущенные из вершин верхнего торца несущей конструкции, сгруппированы попарно в вершинах нижнего торца, расположенных напротив коротких сторон верхнего торца,- lateral power elements missing from the vertices of the upper end of the supporting structure are grouped in pairs at the vertices of the lower end located opposite the short sides of the upper end,
- крепление тепловыделяющих элементов, размещенных на платформе, осуществляют с помощью кронштейнов, с формированием между ними и платформой зазоров;- fastening of fuel elements placed on the platform is carried out using brackets, with the formation of gaps between them and the platform;
- элементы аппаратуры, не требующие охлаждения, установлены на ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции,- elements of equipment that do not require cooling are installed on a truss fixed to the lower end of the supporting structure,
- система терморегулирования снабжена датчиками температуры и нагревателями и объединяет две системы,- the temperature control system is equipped with temperature sensors and heaters and combines the two systems,
- одна из систем обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, и включает радиатор-излучатель, выполненный в виде цилиндрического экрана, и соединенные с ним тепловые трубы, установленные с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами,- one of the systems provides thermoregulation of fuel elements that do not require low-temperature cooling, and includes a radiator-radiator made in the form of a cylindrical screen, and heat pipes connected to it, installed with the possibility of direct thermal contact with fuel elements,
- другая система обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения и включает низкотемпературные тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с этими элементами, и снабженные интерфейсом для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата для отвода тепла в космическое пространство.- another system provides thermal control of fuel elements that require low-temperature cooling and includes low-temperature heat pipes placed with the possibility of direct thermal contact with these elements, and equipped with an interface for docking with the low-temperature heat pipe of the spacecraft to remove heat into outer space.
Выполнение несущей конструкции на основе тепловых труб как конструкционных элементов, обладающих максимальной теплопроводностью и малым коэффициентом линейного расширения, позволяет совместить функцию силового элемента по обеспечению прочности и жесткости с функцией по обеспечению теплоустойчивости.The implementation of the supporting structure on the basis of heat pipes as structural elements with maximum thermal conductivity and a low coefficient of linear expansion, allows you to combine the function of the power element to ensure strength and stiffness with the function to ensure heat resistance.
Конфигурация верхнего торца несущей конструкции, повторяющего контур платформы, выбрана из условия оптимизации размещения тепловыделяющих элементов аппаратуры внутри торца несущей конструкции, в элементах которой удерживается напряжение в зоне абсолютной упругости, что объединяет элементы аппаратуры в единую схему и позволяет обеспечить жесткость и устойчивость при траекторных перегрузках.The configuration of the upper end of the supporting structure, repeating the contour of the platform, is selected from the condition of optimizing the placement of heat-generating elements of the equipment inside the end of the supporting structure, the elements of which hold tension in the zone of absolute elasticity, which combines the elements of the equipment into a single circuit and allows stiffness and stability during trajectory overloads.
Выполнение боковых силовых элементов пропущенными из вершин верхнего торца несущей конструкции и сгруппированными попарно в вершинах нижнего торца обеспечивает жесткость, прочность и устойчивость конструкции при траекторных перегрузках и работе на орбите.The implementation of lateral power elements missed from the vertices of the upper end of the supporting structure and grouped in pairs at the vertices of the lower end provides rigidity, strength and stability of the structure during trajectory overloads and work in orbit.
Осуществление крепления тепловыделяющих элементов, размещенных на платформе, с помощью кронштейнов, для формированием между ними и платформой теплоизолирующих зазоров, позволяет тепловые трубы, отводящие тепло, непосредственно состыковать с тепловыделяющими элементами и отделить их от силовой конструкции, что позволяет осуществить отвод тепла от тепловыделяющих элементов не по силовому каркасу, а непосредственно на теплоизолированный экран-излучатель, обеспечив поддержание одинаковой температуры всех элементов силового каркаса и сведя к минимуму его температурные деформации.The fastening of the heat-generating elements placed on the platform using brackets to form heat-insulating gaps between them and the platform allows heat-dissipating heat pipes to fit directly into the heat-generating elements and separate them from the power structure, which allows heat to be removed from the heat-generating elements without along the power frame, and directly onto the heat-insulated shield-emitter, ensuring that the temperature of all elements of the power frame is kept at the same temperature and minimizing its temperature deformations.
Установка элементов аппаратуры, не требующих охлаждения, на ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции, позволяет, кроме оптимизации компоновки, разнести в разные места элементы, отличающиеся по функциональному назначению, и с учетом допустимого для них температурного диапазона обеспечить их функциональную надежность.The installation of equipment elements that do not require cooling on a truss fixed to the lower end of the supporting structure allows, in addition to optimizing the layout, to separate elements differing in functional purpose in different places, and taking into account the temperature range acceptable for them, to ensure their functional reliability.
Снабжение конструкции датчиками температуры и нагревателями необходимо для обеспечения возможности контроля и регулировки температуры силовых элементов как элементов, наиболее сильно влияющих на взаимное расположение оптических элементов, в процессе поддерживания требуемого теплового режима.The supply of the structure with temperature sensors and heaters is necessary to provide the ability to control and adjust the temperature of the power elements as the elements that most strongly affect the relative position of the optical elements in the process of maintaining the required thermal regime.
Выполнение системы термостабилизации приборного отсека космического аппарата в виде объединенных двух систем: системы с отводом тепла в космическое пространство, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, и системы, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, позволяет обеспечить термостабильность конструкции при обеспечении различных температурных условий работы приборов при работе космического аппарата на орбите в условиях тепловых воздействий со стороны тепловыделяющих элементов во время длительных сеансов наблюдений.The implementation of the system of thermal stabilization of the instrument compartment of the spacecraft in the form of two combined systems: a system with heat removal to outer space, providing thermal control of fuel elements that require low-temperature cooling, and a system that provides thermal control of fuel elements that do not require low-temperature cooling, allows for thermal stability of the structure while providing various temperature conditions of operation of devices during operation of the spacecraft in orbit ie in terms of thermal influences from the fuel elements during long observation sessions.
Выполнение радиатора-излучателя в виде цилиндрического экрана позволяет обеспечить температурную стабилизацию элементов конструкции, расположенных внутри экрана.The implementation of the radiator-emitter in the form of a cylindrical screen allows for temperature stabilization of structural elements located inside the screen.
Установка тепловых труб, отводящих тепло от тепловыделяющих элементов, с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами, позволяет осуществлять теплосъем без промежуточных конструктивных элементов приборного отсека.The installation of heat pipes that remove heat from the fuel elements, with the possibility of direct thermal contact with the fuel elements, allows heat removal without intermediate structural elements of the instrument compartment.
На фиг. 1, 2, 3 изображены схемы заявляемого модуля, где:In FIG. 1, 2, 3 are diagrams of the claimed module, where:
1 - нижний торец несущей конструкции (фермы каркаса),1 - lower end of the supporting structure (frame farm),
2 - верхний торец несущей конструкции (фермы каркаса),2 - the upper end face of the supporting structure (frame farm),
3 - боковые элементы несущей конструкции (фермы каркаса),3 - side elements of the supporting structure (frame truss),
4 - экран-излучатель,4 - screen emitter,
5 - платформа,5 - platform
6 - тепловые трубы, передающие тепло от тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения,6 - heat pipes that transfer heat from fuel elements that do not require low-temperature cooling,
7 - низкотемпературные тепловые трубы, передающие тепло от тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения,7 - low-temperature heat pipes that transfer heat from fuel elements that require low-temperature cooling,
8 - тепловыделяющие элементы аппаратуры, размещенные на платформе и не требующие низкотемпературного охлаждения,8 - fuel elements of the equipment placed on the platform and not requiring low-temperature cooling,
9 - тепловыделяющие элементы аппаратуры, размещенные на платформе и требующие низкотемпературного охлаждения,9 - fuel elements of the equipment placed on the platform and requiring low-temperature cooling,
10 - ферма для размещения оптики, не требующей специального охлаждения.10 - farm for the placement of optics that do not require special cooling.
Примером конкретного выполнения заявляемого приборного отсека космического аппарата может служить конструкция оптико-механического блока (ОМБ), расположенного на оптической скамье телескопа в инструментальном отсеке. В состав ОМБ входят: несущая конструкция в виде силового каркаса, три спектрографа, три датчика гида и система терморегулирования. Функции обеспечения прочности и теплоустойчивости разделены между силовым каркасом и системой терморегулирования. Материалом для силового каркаса выбран сплав титана ОТ4. Он обладает необходимыми качествами, а именно: высокой удельной прочностью, высокой технологичностью, уменьшенным температурным коэффициентом линейного расширения и минимальным газовыделением в вакууме. Силовой каркас обеспечивает прочность ОМБ при наземных операциях и выведении на орбиту и обеспечивает устойчивость ОМБ при работе на орбите. Силовой каркас состоит из трех частей: платформы, фермы каркаса и фермы оптики. Все силовые элементы ОМБ имеют необходимые запасы прочности, которые позволяют при траекторных перегрузках удерживать напряжения в элементах конструкции в зоне абсолютной упругости. Это обеспечивает сохранность юстировки оптических элементов. Ферма каркаса выполнена на основе тепловых труб, соединенных в месте пересечения узловыми элементами, выполненными из алюминиевого сплава, для улучшения теплопередачи между тепловыми трубами. Сварная платформа выполнена в виде двух листов, соединенных сотовой конструкцией, со вставными фрезерованными элементами. Платформа имеет посадочные места для точного закрепления ОМБ на оптической скамье телескопа. К оптической скамье телескопа (на чертеже не показано) ОМБ крепится тремя винтами M14×1,5, что обеспечивает необходимую прочность крепления при заданных перегрузках. Сварная ферма каркаса, выполненная из титановых труб диаметром 30 мм, обеспечивает прочное и жесткое позиционирование оптических элементов, расположенных на ферме оптики, относительно оптических элементов, расположенных на платформе. Ферма оптики сварена из титановых труб диаметром 20 мм. Она крепится к ферме каркаса тремя винтами М8 и обеспечивает прочное и жесткое позиционирование оптических элементов. В конструкции выполнено трехуровневое размещение элементов аппаратуры, включающее: крепление на ферме оптики только оптических элементов, не требующих охлаждения, а других электронно-оптических элементов, требующих охлаждения, - на платформе, с двух ее сторон. С одной стороны, на наружной поверхности, обращенной к оптической платформе, - три датчика гида с тепловыделением 10 Вт каждый, входящих в бортовую систему, обеспечивающую наведение телескопа на выбранный объект наблюдения, а с другой, на внутренней поверхности платформы - оптические и электронные элементы спектрографов. Ими являются: МКП приемник спектрографа с тепловыделением 10 Вт; контроллер ПЗС приемников двух спектрографов с тепловыделением 15 Вт, ПЗС приемников двух спектрографов с суммарным тепловыделением 10 Вт. Тепловыделяющие элементы крепятся к платформе кронштейнами для формирования теплоизолирующего зазора. В систему, обеспечивающую отвод тепла от элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, входят: цилиндрический экран-излучатель; тепловые трубы, отводящие тепло от тепловыделяющих элементов конструкции на экран-излучатель. Экран-излучатель снабжен кольцевыми тепловыми трубами, расположенными на наружной поверхности цилиндра, и крепится к силовому каркасу через теплоизолирующие элементы и силовые развязки. Тепловые трубы, соединяющие внутреннюю цилиндрическую поверхность экрана-излучателя с тепловыделяющими электронными компонентами спектрографов и датчиками гида, обеспечивают температурную стабильность силового каркаса. В систему, обеспечивающую отвод тепла от элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, входят две низкотемпературных тепловых трубы, обеспечивающих охлаждение детекторов с ПЗС матрицами до минус 100°C. Кроме того, в систему терморегулирования также входит комплект датчиков температуры и электронагревателей для поддержания температуры элементов конструкции на заданном уровне. На каждой из девяти боковых тепловых титановых труб фермы каркаса расположены один датчик температуры и один нагреватель для обеспечения возможности контроля и регулировки температуры этих труб как элементов, наиболее сильно влияющих на взаимное расположение оптических элементов. На МКП, на контроллере ПЗС и на каждом датчике гида установлены по одному датчику температуры и нагревателю для поддержания температуры на одинаковом заданном уровне. На опорной стороне ПЗС приемников и на трех опорных кронштейнах низкотемпературной тепловой трубы установлены по одному датчику температуры и нагревателю для обеспечения температуры на местах крепления на одном уровне с температурой других элементов.An example of a specific implementation of the claimed instrument compartment of the spacecraft can serve as the design of the optical-mechanical unit (OMB) located on the optical bench of the telescope in the instrument compartment. The composition of the OMB includes: a supporting structure in the form of a power frame, three spectrographs, three guide sensors and a temperature control system. The functions of ensuring strength and heat resistance are divided between the power frame and the temperature control system. The material for the power frame is the OT4 titanium alloy. It possesses the necessary qualities, namely: high specific strength, high manufacturability, reduced temperature coefficient of linear expansion and minimal gas evolution in vacuum. The power cage provides the strength of OMB during ground operations and launching into orbit and ensures the stability of OMB during operation in orbit. The power frame consists of three parts: platforms, frame trusses and optics trusses. All OMB power elements have the necessary safety margins, which allow trajectory overloads to hold stresses in structural elements in the zone of absolute elasticity. This ensures the safety of the alignment of optical elements. The frame truss is made on the basis of heat pipes connected at the intersection by nodal elements made of aluminum alloy to improve heat transfer between heat pipes. The welded platform is made in the form of two sheets connected by a honeycomb structure with inserted milled elements. The platform has seats for accurately securing OMB on the optical telescope bench. OMB is attached to the optical bench of the telescope (not shown in the drawing) with three M14 × 1.5 screws, which provides the necessary fastening strength at given overloads. The welded frame truss made of titanium pipes with a diameter of 30 mm provides a strong and rigid positioning of the optical elements located on the optical farm relative to the optical elements located on the platform. The optics truss is welded from titanium pipes with a diameter of 20 mm. It is attached to the frame truss with three M8 screws and provides strong and rigid positioning of the optical elements. The design has a three-level placement of equipment elements, including: mounting on the optics farm only optical elements that do not require cooling, and other electron-optical elements requiring cooling, on the platform, from both sides. On the one hand, on the outer surface facing the optical platform, there are three guide sensors with a heat dissipation of 10 W each, which are part of the on-board system that provides the telescope with a target for observation, and on the other, on the inner surface of the platform, optical and electronic elements of spectrographs . They are: MCP spectrograph receiver with heat dissipation 10 W; CCD controller for the receivers of two spectrographs with a heat dissipation of 15 watts; The fuel elements are attached to the platform with brackets to form a heat-insulating gap. The system that provides heat removal from elements that do not require low-temperature cooling includes: a cylindrical screen radiator; heat pipes that remove heat from the fuel elements of the structure to the screen-emitter. The emitter screen is equipped with annular heat pipes located on the outer surface of the cylinder and is attached to the power frame through heat-insulating elements and power junctions. Heat pipes connecting the inner cylindrical surface of the screen-emitter with the heat-generating electronic components of the spectrographs and guide sensors provide temperature stability of the power frame. The system that provides heat removal from elements that require low-temperature cooling includes two low-temperature heat pipes that provide cooling of detectors with CCD arrays to minus 100 ° C. In addition, the temperature control system also includes a set of temperature sensors and electric heaters to maintain the temperature of structural elements at a given level. There are one temperature sensor and one heater on each of the nine side titanium thermal pipes of the frame truss to provide the ability to control and adjust the temperature of these pipes as the elements that most affect the relative position of the optical elements. On the MCP, on the CCD controller and on each guide sensor, one temperature sensor and a heater are installed to maintain the temperature at the same preset level. On the supporting side of the CCD receivers and on the three supporting brackets of the low-temperature heat pipe, one temperature sensor and a heater are installed to ensure the temperature at the mounting points at the same level as the temperature of other elements.
Функционально работу предлагаемого оптико-механического блока можно представить следующим образом.Functionally, the work of the proposed optical-mechanical unit can be represented as follows.
Сборка, юстировка оптического тракта и калибровка должны проходить при температуре, соответствующей температуре эксплуатации на орбите, при этом калибровку можно проводить только в вакууме. Целесообразно подчеркнуть, что все работы должны вестись в помещениях с высокой чистотой воздуха. Сборка ОМБ проводится при вертикальном положении каркаса. На платформе 5 крепятся: со стороны оптической скамьи датчики гида, а с другой стороны - оптические и электронные элементы спектрографов. Сначала блок собирают без МКП, ПЗС и штатной оптики. В процессе изготовления дооснащают остальными блоками научной и исследовательской аппаратуры, которую размещают на внутренней стороне платформы 5 и ферме оптики 10. Все элементы аппаратуры объединены единым силовым каркасом, включающим платформу 5, ферму оптики 10, ферму каркаса 1, 2, 3. С использованием узлов соединения блок крепится к оптической скамье. На этапе выведения космического аппарата с ОМБ на орбиту обеспечивается прочность конструкции при воздействии высоких динамических нагрузок, т.к. выполняются условия, при которых напряжения в элементах конструкции, удерживающих оптические элементы, не выходят за пределы абсолютной упругости. Температурная стабильность обеспечивается за счет выполнения каркаса на основе тепловых труб. При работе космического модуля с целевой и исследовательской аппаратурой на целевой орбите, в условиях тепловых воздействий со стороны тепловыделяющих электронных компонентов во время длительных сеансов наблюдения, обеспечивается устойчивость конструкции за счет разделения функции обеспечения прочности и теплоустойчивости между силовым каркасом и системой терморегулирования. Избыточное тепло от аппаратуры с помощью тепловых труб 6, соединяющих внутреннюю цилиндрическую поверхность экрана-излучателя 4 с тепловыделяющими электронными компонентами спектрографов 8 и датчиками гида 8, передается на экран-излучатель 4, обеспечивая температурную стабильность силового каркаса 1, 2, 3 с платформой 5. Низкотемпературная тепловая труба 7, соединяющая детекторы спектрографов 9 и имеющая интерфейс для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой инструментального отсека, обеспечивает передачу тепловой нагрузки для сбрасывания избыточного тепла в космическое пространство. От тепловыделяющих элементов 8, размещенных на платформе 5, пятью тепловыми трубами 6 отводится на тонкостенный алюминиевый цилиндрический экран-излучатель 4 тепло (55 Вт) при температуре 20°C. От ПЗС приемников двух спектрографов 9 с суммарным тепловыделением 10 Вт тепло отводится низкотемпературными тепловыми трубами 7 при температуре минус 100°C на низкотемпературную тепловую трубу инструментального отсекаAssembly, alignment of the optical path and calibration should be carried out at a temperature corresponding to the operating temperature in orbit, while calibration can only be carried out in vacuum. It is advisable to emphasize that all work should be carried out in rooms with high air purity. The assembly of OMB is carried out with the vertical position of the frame. On the platform 5 are attached: on the optical bench side, guide sensors, and on the other hand, optical and electronic elements of spectrographs. First, the block is assembled without MCP, CCD and standard optics. In the manufacturing process, they equip the remaining blocks of scientific and research equipment, which is placed on the inner side of the platform 5 and the
Т.о. использование заявляемой конструктивно-компоновочной схемы с увязкой оптических элементов, регистрирующей и контрольной аппаратурой в единый моноболок, и, применяя систему терморегулирования, объединяющую систему, обеспечивающую терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, и систему, обеспечивающую терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, позволяет обеспечить прочностные и тепловые требования, предъявляемые к конструкциям данной области техники и решить поставленную задачу.T.O. the use of the inventive structural scheme with the linking of the optical elements, recording and control equipment into a single monoblock, and using a thermal control system combining a system that provides thermal control of fuel elements that require low-temperature cooling, and a system that provides thermal control of fuel elements that do not require low-temperature cooling allows to provide strength and thermal requirements for the designs of this field of technology ki and solve the problem.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015143002A RU2610850C1 (en) | 2015-10-08 | 2015-10-08 | Instrument compartment of spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015143002A RU2610850C1 (en) | 2015-10-08 | 2015-10-08 | Instrument compartment of spacecraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2610850C1 true RU2610850C1 (en) | 2017-02-16 |
Family
ID=58458813
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015143002A RU2610850C1 (en) | 2015-10-08 | 2015-10-08 | Instrument compartment of spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2610850C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2388664C2 (en) * | 2007-12-27 | 2010-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Space module |
| RU2389660C2 (en) * | 2007-12-27 | 2010-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Space module |
| RU101011U1 (en) * | 2010-08-25 | 2011-01-10 | ОАО "Спутниковая система "Гонец" | SPACE VEHICLE |
| US20130068891A1 (en) * | 2011-03-17 | 2013-03-21 | Thales | Structural Panel for a Satellite, with Integrated Heat Exchangers |
| CN104466305A (en) * | 2014-11-03 | 2015-03-25 | 上海卫星工程研究所 | Outer bearing cylinder aircraft storage battery thermal control device |
| US20150122454A1 (en) * | 2012-04-30 | 2015-05-07 | Airbus Defence And Space Limited | Apparatus and method for mounting heat pipes to panels |
-
2015
- 2015-10-08 RU RU2015143002A patent/RU2610850C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2388664C2 (en) * | 2007-12-27 | 2010-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Space module |
| RU2389660C2 (en) * | 2007-12-27 | 2010-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Space module |
| RU101011U1 (en) * | 2010-08-25 | 2011-01-10 | ОАО "Спутниковая система "Гонец" | SPACE VEHICLE |
| US20130068891A1 (en) * | 2011-03-17 | 2013-03-21 | Thales | Structural Panel for a Satellite, with Integrated Heat Exchangers |
| US20150122454A1 (en) * | 2012-04-30 | 2015-05-07 | Airbus Defence And Space Limited | Apparatus and method for mounting heat pipes to panels |
| CN104466305A (en) * | 2014-11-03 | 2015-03-25 | 上海卫星工程研究所 | Outer bearing cylinder aircraft storage battery thermal control device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5625245A (en) | Thermoelectric generator for motor vehicle | |
| US9902507B2 (en) | Artificial satellite and method for filling a tank of propellent gas of said artificial satellite | |
| ES2341057T3 (en) | THERMAL CONTROL DEVICE BOARDED ON BOARD OF A VEHICLE. | |
| US9889951B1 (en) | Spacecraft east-west radiator assembly | |
| Zhang et al. | Stable and self-adaptive performance of mechanically pumped CO2 two-phase loops for AMS-02 tracker thermal control in vacuum | |
| US11950509B2 (en) | Woven graphite fiber heat exchanger | |
| EP3047525A1 (en) | Modular unit for attachment to solar panel | |
| Dupont et al. | Railways qualification tests of a capillary pumped loop on a train | |
| RU2463219C1 (en) | Space vehicle | |
| RU2610850C1 (en) | Instrument compartment of spacecraft | |
| RU2520811C1 (en) | Spacecraft | |
| Oh et al. | Thermal control of spaceborne image sensor using heat pipe cooling system | |
| RU2621132C1 (en) | Modular space vehicle | |
| RU2603690C1 (en) | Thermal stabilization system of the spacecraft instrument compartment | |
| US5730211A (en) | Apparatus and method for operating a heat pipe panel assembly | |
| RU2711407C1 (en) | Method of spacecraft thermal vacuum testing | |
| WO1998045173A1 (en) | Apparatus and method for operating a heat pipe panel assembly | |
| Neuberger et al. | Advanced geosynchronous studies imager thermal design | |
| Ross Jr et al. | AIRS pulse tube coolers performance update–twelve years in space | |
| RU2186005C2 (en) | Device and method for functioning of panel unit with thermal tubes | |
| Ogawa et al. | SPICA cryogenic infrared telescope thermal design | |
| US20220034607A1 (en) | Layered Radiator for Efficient Heat Rejection | |
| Balint et al. | Thermal Analysis of a Small‐RPS Concept for the Mars NetLander Network Mission | |
| RU2763353C1 (en) | Heat transfer panel of a space vehicle | |
| US11777441B2 (en) | Thermoelectric power generation using radiant and conductive heat dissipation |