RU2726302C1

RU2726302C1 - Spacecraft launch unit

Info

Publication number: RU2726302C1
Application number: RU2019114384A
Authority: RU
Inventors: Александр Дмитриевич Сторож; Иван Петрович Лукащук; Павел Юрьевич Шапаренко; Олег Геннадьевич Лагно; Александр Ирикович Китаев; Сергей Михайлович Быков; Сергей Иванович Миненко; Александр Сергеевич Гуртов; Татьяна Игоревна Липатникова; Михаил Юрьевич Вавин; Виктор Николаевич Фомакин; Аркадий Борисович Левин; Василий Николаевич Царьков; Светлана Владимировна Семашкина; Алексей Анатольевич Перхалев
Original assignee: Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority date: 2019-05-07
Filing date: 2019-05-07
Publication date: 2020-07-13

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to space engineering, particularly, to spacecraft (SC) launching units. Spacecraft launching unit consists of a hollow truncated cone of a power shell (PS) with a lower and an upper frames and a spacecraft adapter. There are duplicated heat pipes (HP) consisting of evaporator and condenser. Evaporator has thermal contact with cooled instrument arranged on separate bracket, and corresponding capacitor - with heat-conducting surface of power shell for on-board equipment (BE) located inside launching unit. Capacitor can be made in the form of self-contained radiator-cooler with formation of thermal contact between capacitors of HP for BE, located outside of launching unit. On the lower frame there is a bottom screen with heat-resistant pads. Upper screen made of heat-insulating material is installed on the upper frame. Power shell with heat-insulating material, upper and bottom shields form closed heat circuit.EFFECT: reduced weight and increased survivability of spacecraft.1 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании блоков выведения (разгонных блоков).The invention relates to space technology and can be used in the design of launch blocks (upper stages).

Блок выведения (БВ) КА является средством выведения и не содержит в своем составе целевую аппаратуру, при этом приборный состав обеспечивающих систем упрощен. Например, система электропитания БВ, как правило, не содержит в своем составе солнечную батарею и связанные с ее использованием приборы автоматики.The launch unit (BV) of the spacecraft is a launch vehicle and does not contain target equipment, while the instrumental composition of the supporting systems is simplified. For example, the BV power supply system, as a rule, does not contain a solar battery and associated automation devices.

К числу бортовых систем, заметно влияющих на надежность функционирования космических аппаратов, в общем случае, относятся система обеспечения теплового режима (СОТР) и система электропитания (СЭП), отказ которых, как правило, приводит к выходу из строя КА в целом.The onboard systems that significantly affect the reliability of the operation of spacecraft, in the general case, include the thermal control system (TSS) and the power supply system (EPS), the failure of which, as a rule, leads to the failure of the spacecraft as a whole.

Блок выведения должен иметь минимально возможные габаритно-массовые характеристики. Последнее требование может быть выполнено за счет применения простых по конструкции, но надежных по функционированию обеспечивающих систем. Практический интерес в этом плане однозначно представляют СОТР и СЭП.The launching unit must have the minimum possible overall and mass characteristics. The latter requirement can be met by using support systems that are simple in design but reliable in operation. SOTR and SEP are of practical interest in this regard.

В большинстве случаев СОТР КА представляет собой сложную систему, совмещенную с конструкцией КА, состоящую из агрегатов и элементов, соединенных последовательно между собой трубопроводами с теплоносителем, осуществляющих подвод, отвод и перераспределение тепловой энергии от приборов и конструкции КА за счет циркуляции жидкого теплоносителя. На практике используются конвективные СОТР, имеющие один или несколько замкнутых контуров и обеспечивающие передачу теплоты из отсеков КА в окружающую среду. Сброс теплоты излучением осуществляется с поверхности панелей радиаторов-охладителей (РО), по каналам которых циркулирует теплоноситель одного из контуров.In most cases, the SCS is a complex system, combined with the SC design, consisting of units and elements connected in series with each other by pipelines with a coolant, which supply, remove and redistribute thermal energy from the devices and the SC structure due to the circulation of the coolant. In practice, convective SOTR are used, which have one or several closed loops and provide heat transfer from the spacecraft compartments to the environment. The release of heat by radiation is carried out from the surface of the panels of radiators-coolers (RO), through the channels of which the coolant of one of the circuits circulates.

Поскольку продолжительность функционирования БВ ограничивается несколькими десятками часов, то для поддержания теплового режима БА использование СОТР и СЭП, заимствованных с КА, в составе БВ нецелесообразно из-за относительно большой их массы.Since the duration of the BV functioning is limited to several tens of hours, the use of the COTR and SES, borrowed from the spacecraft, as part of the BV in order to maintain the thermal regime of the BV, is inappropriate because of their relatively large mass.

Известен ракетный разгонный блок (прототип, патент №2412871, B64G 1/22, 2009 год), содержащий корпус, состоящий из верхнего переходника с металлической обшивкой, среднего переходника, нижнего переходника, бак окислителя, бак горючего, межбаковую ферму, маршевый двигатель и двигательную установку стабилизации, ориентации и обеспечения запуска с блоками двигателей малой тяги. На верхний переходник установлена приборная ферма, верхний шпангоут которой используется для установки космического аппарата. На приборной ферме установлены контейнеры приборов системы управления, химический источник тока (ХИТ), СОТР, информационно-телеметрическая система с антенно-фидерными устройствами. К контейнерам приборов подстыкованы трубопроводы СОТР, по которым к средствам термостатирования приборов поступает теплоноситель. В состав системы обеспечения теплового режима введено установленное на нижнем переходнике разъемное соединение, соединяющее наземные устройства подачи теплоносителя и трубопроводы для съема тепла с приборов при подготовке ракетного разгонного блока к старту. Трубопроводы закреплены соответственно на баке горючего, межбаковой ферме, верхнем переходнике и приборной ферме. В качестве РО для сброса тепла в окружающее пространство в процессе полета использована металлическая обшивка верхнего переходника, на которую тепло поступает с помощью трубопроводов системы обеспечения теплового режима, которые жестко закреплены на этой металлической обшивке.Known rocket upper stage (prototype, patent No. 2412871, B64G 1/22, 2009), containing a housing consisting of an upper adapter with a metal sheathing, a middle adapter, a lower adapter, an oxidizer tank, a fuel tank, an inter-tank farm, a main engine and a propulsion installation of stabilization, orientation and launch support with low-thrust engine blocks. An instrument truss is installed on the upper adapter, the upper frame of which is used to install the spacecraft. The instrument farm is equipped with containers of control system instruments, a chemical current source (CPS), SOTR, an information and telemetry system with antenna-feeder devices. COTR pipelines are docked to the instrument containers, through which the coolant is supplied to the instruments for thermostating the instruments. The system for ensuring the thermal regime includes a detachable connection installed on the lower adapter, connecting the ground devices for supplying the coolant and pipelines for removing heat from the devices when preparing the rocket upper stage for launch. The pipelines are secured to the fuel tank, inter-tank truss, upper adapter and instrument truss, respectively. The metal lining of the upper adapter is used as an RO for dumping heat into the surrounding space during the flight, to which heat is supplied with the help of pipelines of the thermal regime, which are rigidly fixed to this metal skin.

Прототип имеет следующие недостатки:The prototype has the following disadvantages:

- относительно низкая живучесть СОТР, так как при разгерметизации трубопровода происходит полная потеря теплоносителя и, как следствие, полная потеря работоспособности СОТР;- relatively low survivability of the coolant, since when the pipeline is depressurized, there is a complete loss of the coolant and, as a consequence, the complete loss of the coolant;

- в состав СОТР входят электронасос для прокачки теплоносителя, регулятор температуры теплоносителя, приборы для управления их работой, каждый из которых должен быть дублирован, поэтому масса и электропотребление такой СОТР становятся неприемлемыми для использования в БВ;- the composition of the SOTR includes an electric pump for pumping the coolant, a coolant temperature regulator, devices for controlling their operation, each of which must be duplicated, therefore, the mass and power consumption of such a coolant becomes unacceptable for use in BV;

- низкая живучесть (энерговооруженность) СЭП, так как применяется один ХИТ, т.е. без дублирования.- low survivability (power-to-weight ratio) of the BOT, since one HPS is used, i.e. no duplication.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы и повышение живучести БВ КА, функционирующего в условиях воздействия факторов космического пространства, за счет снижения массы и повышения живучести как СОТР, так и СЭП.The objective of the present invention is to reduce the mass and increase the survivability of the spacecraft BV, operating under the influence of space factors, by reducing the mass and increasing the survivability of both SOTR and BOT.

Поставленная задача решается тем, что в БВ КА, состоящем из выполненной в виде полого усеченного конуса силовой оболочки (СО) с нижним и верхним шпангоутами для стыковки/отделения соответственно со средством выведения КА и адаптером КА; размещенной внутри СО двигательной установки; БА, включающей в себя систему электропитания (СЭП), систему обеспечения теплового режима (СОТР) с устройствами для отбора, отвода и сброса в космическое пространство тепловой энергии, а также другие обеспечивающие системы, в соответствии с изобретением БА установлена на расположенных внутри СО сотопанелях с размещенными в них тепловыми трубами; СЭП состоит из блока коммутации СЭП (БКСЭП), предназначенного для распределения питания БА, и n (n≥2) соединенных между собой параллельно химических источников тока (ХИТ); при этом ХИТ размещены на сотопанели, а БКСЭП - на СО; причем количество и тип ХИТ, например, литиевые батареи, выбраны по критериям обеспечения требуемой суммарной электрической емкости, заданного диапазона изменения выходного напряжения и не превышения разрядного тока каждого ХИТ допустимой величины; поверхность сотопанели, обращенная к внутренней поверхности СО, и внутренняя поверхность СО имеют высокую степень черноты (ε≥0,9); внешняя поверхность СО имеет высокую степень черноты (ε≥0,9) и низкий коэффициент поглощения солнечного излучения (A_s≤0,15); при этом часть этой поверхности закрыта экранами из теплоизоляционного материала, причем открытыми оставлены только участки в местах расположения сотопанелей и конденсаторов автономных тепловых труб (ТТ), размеры открытых участков выбраны исходя из условия обеспечения требуемого теплового режима БА; внутренняя поверхность СО также закрыта теплоизоляционным материалом, при этом открыты смежные с сотопанелями поверхности СО; сотопанели размещены на минимально возможном расстоянии от стенки СО; количество установленной на сотопанели БА ограничено ее суммарным тепловыделением из условия обеспечения требуемого теплового режима; дублированные ТТ, состоящие из испарителя и конденсатора, применены в качестве автономных средств теплоотвода для отдельных приборов БА, при этом испаритель ТТ имеет тепловой контакт с размещенным на отдельном кронштейне охлаждаемым прибором БА, а соответствующий конденсатор - с теплопроводящей поверхностью силовой оболочки для БА, расположенной внутри БВ, или конденсатор выполнен в виде автономного радиатора-охладителя с образованием теплового контакта между конденсаторами ТТ для БА, расположенной снаружи БВ; на нижнем шпангоуте установлен донный экран с жаропрочными накладками; на верхнем шпангоуте установлен верхний экран, выполненный из теплоизоляционного материала; силовая оболочка с теплоизоляционным материалом, верхний и донный экраны образуют замкнутый тепловой контур.The problem is solved by the fact that in the spacecraft booster, consisting of a load-bearing shell (CO) made in the form of a hollow truncated cone with the lower and upper frames for docking / separation, respectively, with the spacecraft launch vehicle and the spacecraft adapter; a propulsion system located inside the CO; BA, which includes a power supply system (EPS), a thermal regime support system (TSS) with devices for the selection, removal and discharge of thermal energy into space, as well as other supporting systems, in accordance with the invention, the BA is installed on honeycomb panels located inside the CO heat pipes placed in them; BOTS consists of a BOTS switching unit (BKSEP), intended for power distribution of the BA, and n (n≥2) chemical current sources (CPS) connected in parallel; in this case, HIT are located on the honeycomb panel, and BCSEP - on CO; moreover, the number and type of CPS, for example, lithium batteries, are selected according to the criteria for providing the required total electrical capacity, a predetermined range of output voltage variation and not exceeding the discharge current of each CPS permissible value; the honeycomb panel surface facing the CO inner surface and the CO inner surface have a high degree of blackness (ε≥0.9); the outer surface of the CO has a high degree of emissivity (ε≥0.9) and a low absorption coefficient of solar radiation (A _s ≤0.15); at the same time, part of this surface is covered with screens made of heat-insulating material, and only areas in the locations of honeycomb panels and condensers of autonomous heat pipes (TT) are left open, the sizes of open areas are selected based on the condition of ensuring the required thermal mode of the BA; the inner surface of the CO is also covered with a heat-insulating material, while the CO surfaces adjacent to the honeycomb panels are open; honeycomb panels are placed at the minimum possible distance from the wall of the CO; the number of BA installed on the honeycomb panel is limited by its total heat release from the condition of ensuring the required thermal regime; duplicated TTs, consisting of an evaporator and a condenser, are used as autonomous means of heat removal for individual BA devices, while the TT evaporator has thermal contact with a cooled BA device located on a separate bracket, and the corresponding condenser - with the heat-conducting surface of the BA power shell located inside BV, or the condenser is made in the form of an autonomous radiator-cooler with the formation of thermal contact between the capacitors of the TT for the BA located outside the BV; a bottom screen with heat-resistant pads is installed on the lower frame; on the upper frame there is an upper screen made of heat-insulating material; power shell with heat-insulating material, top and bottom screens form a closed thermal loop.

На фиг. 1 показано предлагаемое устройство БВ, состоящее из выполненной в виде полого усеченного конуса силовой оболочки 1 с нижним и верхним шпангоутами 2 для стыковки (отделения) соответственно со средством выведения КА и адаптером КА (на фиг. 1 РН и адаптер с КА не показаны), донным и верхним экраном, размещенной внутри СО двигательной установки (ДУ) 3; БА, составленной из отдельно стоящей на специальных кронштейнах БА 4 (на фиг. 1 показана только наружная отдельно стоящая БА), системы электропитания, содержащей соединенные между собой параллельно ХИТ 5 с блоком коммутации СЭП (БКСЭП), прибора управления СОТР 6, других систем 7. От БА 4 тепло отводится в испарители тепловых труб (ТТ) 8, конденсаторы которых крепятся через теплоизолирующие кронштейны на СО 1. Конденсаторы снаружи покрыты терморегулирующим покрытием, благодаря чему излучают избыточное тепло в окружающее пространство. На фиг. 1 БКСЭП отдельно не показан.In FIG. 1 shows the proposed device BV, consisting of a load-bearing shell 1 made in the form of a hollow truncated cone with lower and upper frames 2 for docking (separation), respectively, with the spacecraft launch vehicle and the spacecraft adapter (in Fig. 1, the launch vehicle and the adapter with the spacecraft are not shown), bottom and top screens located inside the propulsion system (DU) 3; BA, composed of BA 4, which is free-standing on special brackets (in Fig. 1, only an external freestanding BA is shown), a power supply system containing HIT 5 connected in parallel with a switching unit SEP (BKSEP), a control device SOTR 6, other systems 7 Heat is removed from BA 4 to heat pipe evaporators (ТТ) 8, the condensers of which are fastened through heat-insulating brackets to CO 1. The condensers are covered with a thermoregulatory coating on the outside, thereby emitting excess heat into the surrounding space. In FIG. 1 BCSEP is not shown separately.

На фиг. 2 показана схема расположения приборной сотопанели 9 с установленной на ней БА, в том числе n штук ХИТ 5 с БКСЭП из состава СЭП, на силовой оболочке 1. На внешнюю поверхность СО 1 нанесено терморегулирующее покрытие 10, имеющее высокую степень черноты (ε≥0,9) и низкий коэффициент поглощения солнечного излучения (A_s≤0,15); при этом часть этой поверхности закрыта расположенными в заданном порядке экранами 11 из теплоизоляционного материала. На внутреннюю поверхность СО 1 нанесено покрытие 12, имеющее высокую степень черноты (ε≥0,9). Такое же покрытие нанесено на поверхность сотопанели 8, обращенную к СО. Внутренняя поверхность СО также закрыта экранами из теплоизоляционного материала 23. Из фиг. 2 видно, что расстояние между СО 1 и сотопанелями 9 выдержано минимально возможное.FIG. 2 shows the layout of the instrument honeycomb panel 9 with the BA installed on it, including n pieces of the HIT 5 with BCSEP from the BOT, on the power shell 1. A thermostatic coating 10 is applied to the outer surface of CO 1, which has a high degree of blackness (ε≥0, 9) and low absorption coefficient of solar radiation (A _s ≤0.15); moreover, a part of this surface is covered by shields 11 of heat-insulating material arranged in a predetermined order. The inner surface of CO 1 is coated with a coating 12 having a high degree of blackness (ε≥0.9). The same coating is applied to the surface of the honeycomb panel 8 facing CO. The inner surface of the CO is also covered with shields of heat-insulating material 23. From FIG. 2 it is seen that the distance between CO 1 and honeycomb panels 9 is kept to the minimum possible.

На фиг. 3 показана схема отвода тепла от БА 4, установленной на кронштейне 13 на внутренней поверхности СО 1. Тепло отводится с помощью ТТ 14. Испаритель ТТ имеет тепловой контакт с охлаждаемой БА 4, а конденсатор имеет тепловой контакт с поверхностью СО 1. В месте контакта с конденсатором ТТ на СО с наружной стороны нанесено терморегулирующее покрытие 10.In FIG. 3 shows a diagram of heat removal from BA 4 mounted on a bracket 13 on the inner surface of CO 1. Heat is removed using TT 14. The TT evaporator has thermal contact with the cooled BA 4, and the condenser has thermal contact with the CO 1 surface. With a TT condenser, a thermostatic coating 10 is applied to the CO from the outside.

На фиг. 4 показана схема дублирования конденсаторов ТТ 8. Излучение тепла происходит с поверхности 21, на которую нанесено терморегулирующее покрытие. Площадь этой поверхности определена исходя из условия обеспечения теплового режима охлаждаемого прибора. Чтобы при выходе из строя одной из ТТ 8 не происходило уменьшение поверхности излучения, предусмотрена накладка 22 из теплопроводного материала, например, алюминиевого сплава, для распределения тепла от конденсатора исправной ТТ на излучающую поверхность соседней ТТ.In FIG. 4 shows a diagram of the duplication of TT capacitors 8. Heat radiation occurs from the surface 21, on which a thermostatic coating is applied. The area of this surface is determined based on the condition for ensuring the thermal regime of the cooled device. So that when one of the TT 8 fails, the radiation surface does not decrease, a patch 22 of a heat-conducting material, for example, an aluminum alloy, is provided to distribute heat from the capacitor of a serviceable TT to the radiating surface of the adjacent TT.

На фиг. 5 приведена конструкция верхнего экрана 16, состоящего из кольцевого шпангоута 18 с закрепленными к нему направляющими 19, которые обеспечивают непровисание теплоизоляционного материала 20.In FIG. 5 shows the design of the upper screen 16, consisting of an annular frame 18 with guides 19 fixed to it, which ensure that the heat-insulating material 20 does not sag.

На фиг. 6 изображена схема размещения титановых накладок 17 на донном экране 15.In FIG. 6 shows a diagram of the placement of titanium pads 17 on the bottom screen 15.

Бесперебойное обеспечение электропитанием ДУ 3 и БА 4 выполняется за счет применения СЭП, состоящей из нескольких (n≥2) параллельно соединенных ХИТ и БКСЭП. При этом к ХИТ предъявляются жесткие технические требования. Поскольку данные источники тока функционируют только в режиме разряда, то их суммарная емкость должна быть достаточно большой, выходное напряжение СЭП должно изменяться в зависимости от нагрузки и емкости в узком диапазоне, максимальный ток разряда отдельного ХИТ не должен превышать допустимой величины. Именно, исходя из этих требований, выбирается количество и тип ХИТ. Кроме того, себестоимость ХИТ должна быть приемлемой, надежность функционирования ХИТ должна быть высокой, технология подготовки ХИТ для штатного использования должна быть простой. С точки зрения минимизации массогабаритных параметров наиболее полно этим требованиям соответствуют литиевые батареи, которые имеют хорошие удельные энергетические характеристики (литиевые батареи при прочих равных условиях, например, по емкости, имеют меньшие габариты и массу). При этом узкий диапазон изменения выходного напряжения литиевых ХИТ в процессе его разряда на нагрузку, в качестве которой является БА, позволяет использовать их электрическую энергию практически в полном объеме и отказаться от применения солнечной батареи и сложной электронной аппаратуры для управления, значительно уменьшая этим массу БВ КА. Необходимая для надежного функционирования БВ КА электрическая емкость ХИТ обеспечивается путем использования нескольких параллельно соединенных литиевых батарей. Допустимый ток разряда каждой батареи регулируется также количеством параллельно соединенных ХИТ в составе СЭП. Последнее требование имеет важное значение, потому что из-за наличия большого количества пиропатронов (ПП) ток нагрузки БВ КА в отдельные моменты, а именно при срабатывании ПП, достигает весьма большой величины. Поэтому в случае использования литиевых батарей основным критерием выбора количества ХИТ будет являться условие не превышения максимального тока разряда отдельного ХИТ допустимой величины. Тогда, как правило, фактическая суммарная емкость ХИТ будет превышать необходимую расчетную емкость. Наличие у ХИТ запаса по емкости повышает надежность функционирования БВ КА.Uninterrupted power supply for DU 3 and BA 4 is carried out through the use of a PDS, consisting of several (n≥2) parallel-connected HIT and BCSEP. At the same time, strict technical requirements are imposed on the HIT. Since these current sources operate only in the discharge mode, their total capacitance must be large enough, the output voltage of the PDS must change depending on the load and capacitance in a narrow range, the maximum discharge current of an individual CPS must not exceed the permissible value. It is on the basis of these requirements that the quantity and type of CHP are selected. In addition, the cost of the CPS must be acceptable, the reliability of the CPS operation must be high, and the technology for preparing the CPS for standard use must be simple. From the point of view of minimizing the weight and size parameters, lithium batteries, which have good specific energy characteristics, most fully meet these requirements (lithium batteries, all other things being equal, for example, in terms of capacity, have smaller dimensions and weight). At the same time, a narrow range of changes in the output voltage of lithium CPS during its discharge to a load, which is a BA, makes it possible to use their electric energy almost in full and to abandon the use of a solar battery and complex electronic control equipment, thereby significantly reducing the mass of the SCU. ... The electrical capacity of the CHP, necessary for the reliable operation of the BV SC, is provided by using several parallel connected lithium batteries. The permissible discharge current of each battery is also regulated by the number of parallel-connected CPS in the PDS. The latter requirement is important, because, due to the presence of a large number of squibs (PCs), the load current of the SCU at certain moments, namely, when the PC is triggered, reaches a very large value. Therefore, in the case of using lithium batteries, the main criterion for choosing the number of CPS will be the condition for not exceeding the maximum discharge current of an individual CPS of the permissible value. Then, as a rule, the actual total capacity of the CPS will exceed the required design capacity. The presence of a reserve in capacity of the CPS increases the reliability of the SC BV operation.

Важную роль в обеспечении живучести и надежности функционирования БВ КА выполняет БКСЭП, который распределяет бортовое питание потребителям, является относительно простым, но весьма надежным исполнительным органом для включения/отключения отдельных потребителей электрической энергии в процессе работы БВ КА, при этом выполняет часть функции системы трансляции команд и распределения питания (СТКРП).An important role in ensuring the survivability and reliability of the SC BV is played by the BXEP, which distributes the onboard power to consumers, is a relatively simple but very reliable executive body for switching on / off individual consumers of electrical energy during the SC operation, while performing part of the function of the command transmission system and power distribution (STKRP).

Составные части СЭП, имеющие значительные тепловыделения, размещают на сотопанели, что позволяет надежно поддерживать их температурный режим в процессе их функционирования.The components of the PDS, which have significant heat release, are placed on the honeycomb panel, which allows them to reliably maintain their temperature regime during their operation.

Надежность обеспечения требуемого теплового режима БВ и снижение массы СОТР, следовательно, повышение живучести БВ и снижение его массы, достигается следующим образом. Часть приборов БА 4 устанавливается на сотопанелях 9, имеющих высокую прочность, малую удельную массу и высокую теплопроводность. Входящие в состав сотопанелей тепловые трубы распределяют выделяемое БА тепло по поверхности сотопанели. Благодаря этому становится возможным эффективный отвод тепла от охлаждаемой БА в сотопанель и с сотопанели излучением на СО. Отвод тепла от сотопанели осуществляется за счет использования терморегулирующего покрытия 12 (ε≥0,9), нанесенного на тыльную поверхность сотопанелей 9 и на внутреннюю поверхность СО 1. Тепло, излучаемое поверхностью сотопанели 9, поглощается металлической теплопроводящей стенкой СО 1, которая одновременно выполняет функцию РО, т.е. тепло не только поглощается, но и сбрасывается с внешней поверхности СО 1 в космическое пространство. Для повышения коэффициента теплообмена расстояние между стенкой СО 1 и сотопанелями 9 выбирается минимально возможное. Наличие на внешней поверхности СО 1 покрытия 10 позволяет эффективно излучать тепло в космическое пространство, поскольку покрытие практически полностью отражает солнечное излучение (A_s≤0,15) и имеет высокую степень черноты (ε≥0,92).The reliability of ensuring the required thermal regime of the WW and the reduction in the mass of the WWTP, therefore, the increase in the survivability of the WW and the decrease in its weight, is achieved as follows. Some BA 4 devices are installed on honeycomb panels 9, which have high strength, low specific gravity and high thermal conductivity. The heat pipes included in the honeycomb panels distribute the heat generated by the BA over the surface of the honeycomb panel. Thanks to this, it becomes possible to efficiently remove heat from the cooled BA to the honeycomb panel and from the honeycomb panel by radiation on CO. Heat removal from the honeycomb panel is carried out through the use of a thermoregulatory coating 12 (ε≥0.9) applied to the rear surface of the honeycomb panels 9 and to the inner surface of CO 1. The heat radiated from the surface of the honeycomb panel 9 is absorbed by the metal heat-conducting wall CO 1, which simultaneously performs the function RO, i.e. heat is not only absorbed, but also dumped from the outer surface of CO 1 into outer space. To increase the heat transfer coefficient, the distance between the wall of CO 1 and honeycomb panels 9 is selected as small as possible. The presence on the outer surface of CO 1 coating 10 allows you to effectively radiate heat into outer space, since the coating almost completely reflects solar radiation (A _s ≤ 0.15) and has a high degree of emissivity (ε ≥ 0.92).

Экраны 11 из теплоизоляционного материала ограничивают влияние излучения Солнца на тепловой режим БВ и нерасчетные потери тепла с БВ. При этом открытыми от теплоизоляционного материала остаются поверхности СО в районе расположения сотопанелей и конденсаторов ТТ 8. Такие открытые участки образуют радиаторы-охладители сотопанелей и тепловой баланс обеспечивается за счет выбора оптимальной площади внешней поверхности СО 1 и суммарной площадью экранов 11. Чтобы исключить захолаживание БА, установленной непосредственно на СО, внутренняя поверхность СО покрыта теплоизолящионным материалом.Screens 11 made of heat-insulating material limit the influence of solar radiation on the thermal regime of the BW and off-design heat losses from the BW. At the same time, the CO surfaces in the area of the honeycomb panels and TT 8 capacitors remain open from the heat-insulating material. Such open areas form the radiators-coolers of the honeycomb panels and the heat balance is ensured by choosing the optimal area of the CO 1 outer surface and the total area of the screens 11. To exclude cooling of the BA, installed directly on the CO, the inner surface of the CO is covered with a heat-insulating material.

Для поддержания в заданных пределах температуры остальной части БА 4 применяются ТТ 8 и 14, принцип действия которых хорошо известен из технической литературы. Отвод тепла от охлаждаемого прибора осуществляется за счет наличия теплового контакта между поверхностями охлаждаемых приборов и испарителями ТТ 8 и 14. Для сброса тепла в космическое пространство также используется теплопроводящая стенка СО 1, тепловой контакт с которой осуществляется конденсатором ТТ 14. Для предотвращения переохлаждения БА в условиях полета с минимальной засветкой БВ Солнцем в критичных местах конструкции устанавливаются электронагреватели, управляемые электронным прибором.To maintain the temperature of the rest of the BA 4 within the specified limits, TT 8 and 14 are used, the principle of which is well known from the technical literature. Heat removal from the cooled device is carried out due to the presence of thermal contact between the surfaces of the cooled devices and the evaporators TT 8 and 14. To dump heat into space, a heat-conducting wall CO 1 is also used, thermal contact with which is carried out by the capacitor TT 14. To prevent overcooling of the BA under conditions flight with minimal exposure of the BV by the Sun in critical places of the structure, electric heaters are installed, controlled by an electronic device.

Надежность функционирования предлагаемых СЭП и СОТР не вызывает сомнений, поскольку в них не содержатся ни подвижных элементов, ни разветвленных герметичных трубопроводов, ни электронных приборов, имеющих большую вероятность выхода из строя в условиях воздействия факторов космического пространства. Следовательно, за счет надежного функционирования СЭП и СОТР повышается живучесть БВ КА в целом.The reliability of the proposed BOT and SOTR is beyond doubt, since they do not contain any moving elements, or branched sealed pipelines, or electronic devices that have a high probability of failure under the influence of space factors. Consequently, due to the reliable functioning of the SEP and SOTR, the survivability of the SC as a whole increases.

Снижение массы БВ КА за счет снижения массы СОТР очевидно, поскольку в составе СОТР применен минимум устройств (тепловые трубы, легкие сотопанели и экраны из теплоизоляционного материала, легкие электронагреватели и прибор); жидкий теплоноситель в составе СОТР отсутствует, следовательно, отсутствуют приборы, обеспечивающие циркуляцию теплоносителя и резервирование системы. Специальные РО в качестве средств обеспечения теплового режима отсутствуют, поскольку в качестве РО служит конструкция БВ (силовая оболочка).The decrease in the mass of the spacecraft's BV due to the decrease in the mass of the COTR is obvious, since a minimum of devices (heat pipes, light honeycomb panels and screens made of heat-insulating material, light electric heaters and a device) are used in the COTR; there is no liquid heat carrier in the composition of the COTR, therefore, there are no devices that ensure the circulation of the heat carrier and redundancy of the system. There are no special ROs as a means of ensuring the thermal regime, since the structure of the BV (power shell) serves as the RO.

Снижение массы БВ КА за счет снижения массы СЭП также очевидно, поскольку в составе СЭП не применяются батареи солнечные, приборы автоматики. Использование литиевых батарей, имеющих высокие удельные характеристики, уменьшает массу СЭП. Кроме того, использование БКСЭП в составе СЭП обеспечивает снижение массы БВ КА, который выполняет частично функцию СТКРП.The decrease in the mass of the spacecraft BV due to the decrease in the mass of the SES is also obvious, since the SES does not use solar batteries or automation devices. The use of lithium batteries with high specific characteristics reduces the weight of the PDS. In addition, the use of the BKSEP as part of the SEP provides a decrease in the mass of the SCU, which partially performs the function of the STKRP.

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит полностью решить задачу снижения массы и повышения живучести блока выведения КА, функционирующего в условиях воздействия факторов космического пространства, за счет снижения массы и повышения живучести СОТР и СЭП.Thus, the application of the proposed invention will fully solve the problem of reducing the mass and increasing the survivability of the spacecraft launching unit, operating under the influence of space factors, by reducing the mass and increasing the survivability of the SOTR and BOTS.

Claims

A spacecraft launch unit (SC), consisting of a load-bearing shell (CO) made in the form of a hollow truncated cone with lower and upper frames for docking / separation, respectively, with the spacecraft and SC launching facility located inside the propulsion system, on-board equipment (BA), which includes a power supply system (EPS), a thermal regime support system (SOTR) with devices for the selection, removal and discharge of thermal energy into space, as well as other supporting systems, characterized in that the BA is installed on honeycomb panels located inside the CO with them with heat pipes, the BOT consists of a BOT switching unit (BKSEP), intended for distribution of the power supply of the BA, and n (n≥2) chemical current sources (CPS) connected in parallel, while CPS are placed on the honeycomb panel, and BKSEP - on the CO , and the number and type of CPS, for example, lithium batteries, are selected according to the criteria for ensuring the required total electrical capacity, given the range of variation of the output voltage and non-exceeding of the discharge current of each CPS of the permissible value, the surface of the honeycomb panel facing the inner surface of the CO and the inner surface of the CO have a high degree of emissivity (ε≥0.9), the outer surface of the CO has a high degree of emissivity (ε≥0, 9) and a low absorption coefficient of solar radiation (A _s ≤ 0.15), while part of this surface is covered by screens made of heat-insulating material, and only areas in the locations of honeycomb panels and condensers of autonomous heat pipes (TT) are left open, the sizes of open areas are selected based on the condition of ensuring the required thermal mode of the BA, the inner surface of the CO is also covered with a heat-insulating material, while the CO surfaces adjacent to the honeycomb panels are open, the honeycomb panels are placed at the minimum possible distance from the CO wall, the amount of the BA installed on the honeycomb panel is limited by its total heat release from the condition of providing the required thermal regime, backup Oval TT, consisting of an evaporator and a condenser, are used as autonomous means of heat removal for individual BA devices, while the TT evaporator has thermal contact with a cooled BA device located on a separate bracket, and the corresponding condenser with the heat-conducting surface of the power shell for the BA located inside BV, or the condenser is made in the form of an autonomous radiator-cooler with the formation of thermal contact between the TT condensers for the BA located outside the BV, a bottom screen with heat-resistant linings is installed on the lower frame, an upper screen made of heat-insulating material is installed on the upper frame, a power shell with insulating material, the top and bottom screens form a closed thermal loop.