WO2010037872A1 - Plataforma térmica modular de nave espacial - Google Patents

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WO2010037872A1
WO2010037872A1 PCT/ES2008/070181 ES2008070181W WO2010037872A1 WO 2010037872 A1 WO2010037872 A1 WO 2010037872A1 ES 2008070181 W ES2008070181 W ES 2008070181W WO 2010037872 A1 WO2010037872 A1 WO 2010037872A1
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WO
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heat
thermal
spacecraft
loads
condenser
Prior art date
Application number
PCT/ES2008/070181
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French (fr)
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Alejandro TORRES SEPÚLVEDA
Donatas Mishkinis
José Luis PASTOR FERNÁNDEZ
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Ibérica Del Espacio, S.A.
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Publication date
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Priority to US12/327,108 priority patent/US8910701B2/en
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    • F28F2250/00—Arrangements for modifying the flow of the heat exchange media, e.g. flow guiding means; Particular flow patterns
    • F28F2250/06—Derivation channels, e.g. bypass

Definitions

  • the present invention relates to a platform for controlling thermal loads, particularly for use in a spaceship.
  • thermal control a crucial aspect in the design and operation of a spaceship, with a weight, power and cost impact on significant space budgets.
  • the thermal control in spacecraft or spacecraft is based on the global thermal equipment of the spacecraft: heat loads must be expelled or evacuated to the empty space, which works as a thermal sink. Since there is no matter that connects this sump with the spacecraft, this expulsion is carried out by thermal radiation through radiators specifically for it installed on the external surfaces of the satellite.
  • the thermal loads of the spacecraft come from the dissipation of the internal equipment of the spacecraft and, externally, from the sun and the earth or from the celestial bodies around which the spacecraft orbits.
  • the thermal systems used in spacecraft must therefore be able to control equipment that operates at very high temperatures and also discontinuously.
  • the current state of the art of thermal control is based on passive and active methods, so that these methods depend on whether or not the elements require power to be operational.
  • Some of these known elements are coatings, Multi-Layer Insulation heaters (MLI - '' Multi Layer Insulation "), heat conduits. Loop Heat Ducts. Capillary Pumped Loops. Bucl is Mechanically Pumped, etc., with insulation, radiation, heat transport, temperature homogenization or heating functions, given the variety of
  • US 4,162,701 describes a thermal control bottle or bottle for a spacecraft, maintained at a substantially constant temperature.
  • Fixed conductance heat ducts arranged in the walls of the cylinder are connected to variable conductance heat ducts (VCIIP - "variable conductance heat pipes"), mounted on the radiator structure.
  • VCIIP variable conductance heat ducts
  • the effective radiating area of the structure The radio control is controlled by the VCHPs in response to the temperature detected by the instrument set on the wall of the cylinder I. This comparison controls a heater located inside a gas tank containing a non-condensable VCHP gas.
  • the VCHP can be either located between the cylinder and the radiators or directly connected between the walls of the cylinder and one or more radiators. This solution can be applied individually for each element, but it is difficult to use to the thermal control of a spacecraft in its entirety. This design is very heavy and very expensive for small spaceships. Special systems will be additional for large satellites to collect and transfer heat from the on-board equipment and to distribute this heat to radiators equipped with VCHP. This makes this design very complex or, not very efficient (many separation surfaces or thermal interfaces) and lacking reliability. Also, VCHPs are not flexible enough or capable of transferring high powers (several hundred watts maximum) for shorter distances (up to 2 to 3 m).
  • US 6,478,258 describes a loop heat duct for use in a spacecraft or spacecraft.
  • the loop heat duct cooling system comprises loop heat ducts arranged so that they run from facing surfaces inside and belonging to one or more internally located equipment panels, to externally radiating panels. Heat is collected at evaporating ends of each heat duct in a loop, and it is transported to the condenser ends of the
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) Heat duct in respective loop.
  • the loop heat ducts used in the cooling system are flexible and easy to channel, so that they can be routed to multiple radiant panels in order to optimize the distribution of heat between the radiant panels.
  • the total number of loop heat ducts used in the cooling system depends on the total thermal load.
  • the system also comprises one or more fixed conductance heat conduits, mounted on selected surfaces facing inwardly, belonging to the internally located equipment panels. The problem with this system is the inability to control the temperature of the equipment, since the loop heat ducts are only heat transfer devices.
  • JP 20013 1 5700 describes a thermal control system for a spaceship, such that the system minimizes the generation of vibrations and inertial forces by eliminating or minimizing the rotation of a radiator to radiate heat into space.
  • the system comprises a radiant panel, a control unit and selector valves, in such a way that the heat generated inside the spacecraft is radiated to the space by switching the selector valves without the rotation of the radiating panel, in such a way so that the generation of inertia forces and vibrations is avoided.
  • the problem with this system is related to the complexity of the thermal design: two opposing radiators have to be completely thermally decoupled, but this objective is difficult to achieve since one of the radiators, with the heat exchanger embedded or embedded at. It is placed on top of the other.
  • SUBSTITUTE SHEET geostationary, such that the system comprises a thermal radiator mounted on one side for the discharge of heat from a thermal chart to the open space.
  • a heat conductor extends between the thermal load and the thermal radiator.
  • the system also comprises thermal switches capable of being operated to connect the thermal load to the thermal radiator for cooling when the temperature of the thermal load is above a predetermined level, and to disconnect the thermal load of the thermal radiator when the temperature of The thermal load drops by debugging or a predetermined level.
  • This invention is based on the architecture or structure of VCHP, with active temperature control. Heaters are installed in VCHP tanks filled with a non-condensable gas.
  • a computer governs the heating power depending on the temperatures of the radiators (dedicated or existing temperature sensors must be installed on each radiator).
  • the disadvantages of the VCI lP have already been set out in the foregoing.
  • the heaters and control electronics require, however, a power-dedicated item, which is a crucial aspect in space applications.
  • the thermal switches of US Patent 6,073,888 operate as ON / OFF devices: said type of control is neither precise nor sensitive enough for thermal systems, in which thermal inertia plays a big role.
  • the present invention is aimed at solving the aforementioned disadvantages.
  • the invention is intended to provide a modular and universal spacecraft thermal platform (called SMTP - "spacecraft modular thermal platform”), for use in a spacecraft, so that this platform can be assembled and assembled easily and quickly with different on-board equipment / service or electronics modules, regardless of the mission of the spacecraft or spacecraft and the operating context.
  • SMTP spacecraft modular thermal platform
  • All the prior art documents analyzed have particular characteristics, so that the known thermal control systems have to be
  • the thermal control system of the present invention is passive and absolutely independent of the other systems of a satellite.
  • the invention provides a platform for controlling thermal loads from a heat source, particularly for use in a spacecraft or spacecraft, such that this platform is modular and comprises at least one thermal module.
  • Said thermal module comprises a two-phase loop system, a thermal insulation system and a heat elimination or expulsion system, such that the two-phase loop system comprises a branch line or conduit, a regulator. of heat flow, a thermal collector and a condenser.
  • the modular shape of the invention is independent of the orientation of the satellite in space, is capable of handling high heat loads and can be used for different missions and orbits in space.
  • TPBL branch conduction
  • TM - thermal module
  • the heat flow regulator provides temperature control through the bypass circulation of part of the fluid flow.
  • the heat flow regulator comprises two chambers, a main chamber and a second chamber, separated by flexible contraction bellows.
  • the main chamber comprises three openings and a mobile element that is connected to the bellows.
  • This chamber is part of the two-phase loop system and the work fluid (usually, in this part of the two-phase loop system, the work flow is steam) circulates through the openings in the chamber principal.
  • the mobile element of the main chamber can connect / disconnect two of the openings, creating, correspondingly, the links or connections between the thermal collector and the condenser or between the thermal collector and the
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) bypass driving.
  • the moving element of the main chamber can also have a certain intermediate position that connects the three paths (thermal collector, condenser and branch line) simultaneously. In this case, temperature regulation is taking place and part of the total heat flux is being passed through the bypass condenser.
  • the second chamber is used to regulate the temperature set point.
  • This second chamber is charged with gas (eg, argon, nitrogen) with a predetermined pressure value.
  • gas eg, argon, nitrogen
  • This pressure is a control factor of I at temperature: if the temperature of the controlled equipment is below a specified value, the corresponding saturated vapor pressure of the working fluid will be lower than the gas pressure contained in the second chamber . This means that the path or path to the condenser will be closed and that all the flow will be directed to the branch line.
  • the connection to the condenser if the condenser is colder than the controlled equipment
  • the connection to the condenser will begin to open because the pressure in the two-phase loop system will be higher than the pressure In the second chamber.
  • the moving element of the main chamber will use its position in accordance with the heat load. If one of the heat expellant stemas is hotter than the equipment of the refrigerated spacecraft, due, for example, to sun exposure. The remaining “dark " heat expulsion systems of the SM TP d will dissipate the "'excess" heat into the environment thanks to the two-phase buccal system heat flow regulator.
  • Such a solution provides great flexibility in the design of new spacecraft and significantly reduces the time, costs and resources required for the design, manufacturing and testing phases of the spacecraft, due to the fact that standard, prefabricated modular platforms will be used and readily available, and suitable for space, with a view to the provision c installation of on-board satellite equipment.
  • the modular thermal platform of the invention will guarantee the possibility of selecting the temperature (the set point of the flow or heat regulator is specified by the client) and the maximum equipment power dissipation (SMTP) required from a certain number of different platforms for different levels of
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) power (or by assembling several modular thermal platforms), in any possible operational / mission contexts.
  • the characteristic feature of the proposed design for the modular spacecraft thermal platform of the invention is the presence of a heat transfer unit (two-stage buccal system with conduction in bypass, TPBL) with a passive regulator (in a preferred embodiment).
  • the TP LB thermal collector can be connected to the heat source, either directly, or indirectly, through a single heat duct (for example, a type of steam chamber), or through a network of heat conduits.
  • the present invention allows passive temperature control by conduction in derivation of heat flow.
  • the TPL B heat flow regulator redirects the part of the heat flow into the condenser (which is coupled or thermally connected to the heat ejection system), and the second part of the heat flux is directed back to the thermal collector through the branch line, in a proportional manner.
  • FIG 1 shows a schematic and functional diagram of the thermal module (TM - “'thermal module " ) of the spacecraft modular thermal platform (SMTP) according to the invention.
  • FIG. 2 shows a schematic and functional diagram of the two-phase loop system with bypass conduction (TPBL -
  • FIG 1 shows a schematic view of a modular spacecraft thermal platform (SMTP) according to the invention, comprising four thermal modules (TM).
  • Figure 4 shows an overview of the modular spacecraft (SMTP) thermal platform of Figure 3.
  • SMTP modular spacecraft thermal platform
  • Figure 5 illustrates a bottom plan view of the modular spacecraft (SMTP) thermal platform of Figure 3.
  • SMTP modular spacecraft
  • Figure 6 shows a detailed ateral view of a two-phase loop system with a bypass conduit, belonging to one of the thermal modules (TM) of the modular spacecraft (SMTP) thermal platform of Figure 3 .
  • Figure 7 shows a schematic view of the orbits and positions of the spacecraft in which the SMTP will work according to the invention.
  • Figure 8 shows a schematic view of the mathematical thermal model that is used to describe the behavior of SMTP according to the invention.
  • Figure 9 shows a six-node model that is used to modelly describe the behavior of the SMTP according to the invention.
  • Figure 10 shows a model or model used to describe the behavior of SM to P according to the invention, which comprises an equal portion of ducts.
  • Figure 1 1 m shows a detailed view of the components of the lime flow regulator or the two-loop system
  • SUBSTITUTE SHEET phases with a branch line (TPBL), belonging to the thermal module (TM) of the spacecraft modular thermal platform (SMTP) according to the invention.
  • the invention is therefore intended to provide a spacecraft modular thermal platform (SMTP - "spacecraft modular thermal platform " ) ( Figure 3) for controlling thermal loads from a heat source 3, such that This platform is modular and comprises at least one thermal module 1 (TM - "thermal mode") ( Figure 1).
  • the thermal module 1 comprises the following elements:
  • At least one heat source 3 which typically comprises an on-board electronic equipment: - a two-phase loop system (liquid and steam) with a bypass line (TPBL - '"two-phase loop system with a bypass line " ) 5, which includes:
  • a thermal collector 7 preferably an evaporator • transport ducts 8, 9 for the two phases, of steam and liquid
  • a heat flow regulator 20 preferably a pressure regulating valve
  • a capacitor 11 • a capacitor 11; - a thermal insulation system 12, such as a
  • the thermal module 1 may also comprise a thermal equalization system 4, such that the system 4 preferably comprises a network of heat conduit frames.
  • the two-phase system 5 ( Figure 2) is the main element of the thermal module 1 ( Figure 1).
  • a special pump (in a preferred embodiment of the invention, the pump is a passive capillarity pump.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) IO fluid circulation in two phases (liquid and steam) within the two-phase loop system 5.
  • the pump of the two-phase loop system 5 can not only be a capillary pump (preferred type), but also of another type: mechanical, electro-hydrodynamic, jet, piezoelectric bimorphic, thermal pulse, osmotic, etc. . In all the cases mentioned, except for pumping by capillarity.
  • the pump is an additional element that is typically located in the liquid line of the transport lines 8, 9. and needs a certain heading or power consumption. In line with the above-mentioned preferred embodiment of the invention (a capillarity pump is used.
  • the heat flow regulator 1 0 comprises two chambers, 3 1 and 31, a main chamber 31 and a secondary chamber 32, separated by a flexible contraction bellows 33 ( Figure 1 1).
  • the main chamber 3 1 comprises three openings. 34, 35 and 36, as well as a mobile element 37, attached to bellows 33.
  • This main chamber 3 1 is part of the two-phase loop system 5, and the working fluid (normally, in this part of the system in loop 5 of two phases, the working fluid is steam) circulates through the openings 34, 35 and 36 existing in the main chamber 3 1.
  • the mobile element 37 of the main camera 3 1 can connect / disconnect two of the openings (34, 35 and 34, 36). creating, in correspondence, the links or connections between the evaporator 7 and the condenser 1 1 (34. 35) or between the evaporator 7 and the bypass conduit 6 (34. 36).
  • the moving element 37 of the main chamber 3 1 can have a certain intermediate position (as shown in Figure 1 1) that simultaneously connects or connects the three paths (34. 35. 36), the evaporator 7. the condenser 1 1 and bypass conduction 6. In this case, I takes place to regulate the temperature and part of the total heat flux is being diverted bypass with respect to the condenser 1 1.
  • the second chamber 32 is used to regulate the temperature set point.
  • This second chamber 32 is charged with gas (for example, argon, nitrogen) with a predetermined pressure value.
  • gas for example, argon, nitrogen
  • This pressure constitutes a temperature control factor: if the temperature in the equipment being controlled is below the specified value, the corresponding saturated vapor pressure of the working fluid will be lower than the gas pressure contained in the second chamber 32. This means that the path 35 towards the condenser 1 1 will close and that all the flow will be directed to the bypass conduction 6, 36.
  • connection 35 towards the condenser 1 1 (in case the condenser 1 1 is colder than the equipment being controlled) it will start to open, because the pressure in the two-phase loop system 5 will be higher than the pressure in the second chamber 32.
  • the mobile element 37 of the main chamber 3 1 aj will itself use its position according to the thermal load. If one of the heat expellation systems 1 3 (typically radiators) is warmer than the spacecraft's refrigerated equipment, due, for example, to exposure to the sun, the remaining heat expulsion systems 13 "dark " of the other thermal modules 1 of the modular thermal platform 2 of the spacecraft will dissipate the "" excess " heat to the environment thanks to the heat flow regulator 10 of the two-phase loop system 5.
  • the modular spacecraft 2 thermal platform (SMTP) of the invention will guarantee the te Required temperature (the set point of the heat flow regulator 10 is specified by the user) and the maximum power dissipation of the equipment (thermal module 1 can be selected from a number of different modules for different power levels, or by assembling several thermal modules 1 that form a modular spacecraft 2 thermal platform) in any possible operational / mission contexts.
  • STP modular spacecraft 2 thermal platform
  • the functional capacity of the thermal module 1 can be seen in Figure 1.
  • the heat source 3. such as an on-board electronic equipment, provides thermal power through its base plates. Said thermal power is distributed through the support structure of the thermal module 1 by means of the thermal equalization system 4, reaching the thermal collector 7.
  • the thermal collector 7, under certain conditions, can play the role of a temperature equalizer : this is the reason why the system of equal thermal action 4 is optional, although a preferred element of the thermal module 1 of the invention. This means that the thermal equalization system 4 and the thermal collector 7 can be the same device or can be integrated into a single element.
  • the thermal module 1 has two functions: one is to collect and transfer the thermal power from the heat source 3 to the heat ejection system 13, and the other is to regulate the temperature of the heat source 3 of the spacecraft when making bypass part of the thermal power back to the thermal collector 7. This bypass step is necessary to prevent the heat source 3 from overcooling or overcooling in a general case, because the ejection system of Heat 13 is designed based on the hottest possible conditions for the spacecraft mission.
  • thermal modules 1 for example, up to four
  • SMTP spacecraft
  • the increase in the number of thermal modules 1 provides flexibility in thermal control, as well as the possibility of using all available areas efficiently from the spacecraft for heat dissipation.
  • the regulator 10 Heat flow worked as a thermal switch, completely separating the heat expulsion system 1 3 and the heat source 3 completely.
  • the other thermal modules 1 that form the modular spacecraft platform SMTP 2.
  • the heat flow regulator 10 typically a regulating valve, can be operated electrically or by pressure.
  • the thermal module 1 also comprises temperature sensors (not shown), located in the heat ejection system 13, such that these sensors provide the commands to regulate the heat fluxes within the TPBL 5.
  • the heat expulsion system 13 and the part of the spacecraft to be thermally controlled must be completely isolated from each other, as much as possible.
  • the heat ejection system 13 can be radiant and / or conductive.
  • One or more thermal modules 1 can form a complete modular spacecraft thermal platform (SMTP).
  • SMTP 2 The typical configuration of SMTP 2 is a rectangular bl oque.
  • SMTP 2 comprises four thermal modules 1.
  • At least one of the SMTP 2 sides comprises a lime or installed ejection system 13.
  • SM TP modular spacecraft thermal platforms
  • Several modular spacecraft thermal platforms (SM TP) 2 can be combined and / or embedded or embedded in other thermal architecture , so that optimal heat management of the thermal architecture or structure was provided by reducing the power consumption and increasing the power to expel heat.
  • Figures 4-6 show different views and details of the SM FP 2 of the invention.
  • thermal module 1 The main properties and characteristics of the thermal module 1 and the modular spacecraft thermal platform (SMTP) 2 of the invention are as follows:
  • the SMTP 2 of the invention can be used for different missions and orbits in space (practically, only one parameter must be verified: the heat ejection capacity of the SMTP 2 must be equal to or greater than at the maximum heat load in the hottest environment conditions).
  • the performance of the spacecraft's modular thermal platform 2 of the invention depends on the orbit and the position of the spacecraft in which said SMTP 2 is installed. Accordingly, the thermal performance of the SMTP 2 can be deduced of the maximum heat to be expelled for a given maximum operating temperature, and of the calorific power consumption required to maintain the
  • SMTP 2 c ⁇ ic For heating purposes, a mathematical thermal model is used to design the SMTP 2 c ⁇ ic to be used. As can be seen in Figures 9 and 10, a six-node model has been used as means for the calculation. Each heat expulsion system 13, such as a radiator, has been interpreted exemplically as a diffusive node, 1 6, 17, 1 8 and 1 9. The SMTP 2 plus the electrical units 20 attached to it form a single isothermal node 21 that can be diffusive
  • the rest of the node is the space or heat sink 14, set as an outline or limit at -269 ° C.
  • Heat ejection systems 1 3. such as radiators, are coupled to heat sink 14 or space through radiation.
  • the SMTP 2 is linked to each heat ejection system 1 3 through a variable conductive coupling 22, 23, 24. 25, of the TPBL 5, depending on the temperature of the heat conduction.
  • Another embodiment of the SMTP 2 of the invention consists in connecting opposite heat expulsion systems 1 3, belonging to two thermal modules 1 forming said SMTP 2. with heat conduits 26. in order to match the working conditions of said heat expulsion systems 1 3, such that said equalization is interpreted correspondingly to a model for conductive couplings 27 and
  • the results obtained compensate for heat losses when the regulator (or valve) 1 0 of heat flow of the TPBL 5 is closed. This means that the temperature of the heat source 3 is below the set point of the heat flow regulator 10 or equal to it, and that, therefore, the transport lines 8, 9 they are not pumping heat out to the heat ejection systems 13.
  • SUBSTITUTE SHEET equalizing heat conduits 26, when the heat source 3 and the outside environment are in the hottest conditions (maximum power dissipation of heat source 3 and maximum solar albedo and terrestrial radiation together with degraded properties of the thermo-optical materials, in their end-of-life conditions).
  • the temperature in SMTP 2 is practically the same.
  • the only difference in the two configurations or embodiments lies in the heat ejection system 13; The temperature drifts of the heat ejection systems 13 are damped by the configuration with equalizing heat conduits 26.

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Abstract

Un módulo térmico (1) para uso en una nave o vehículo espacial con el fin de controlar las cargas térmicas provenientes de una fuente de calor (3), que comprende un sistema en bucle (5) de dos fases y un sistema de evacuación o expulsión de calor (13), de tal modo que el sistema en bucle (5) de dos fases comprende un colector térmico (7), un regulador (10) de flujo de calor, una línea o conducción en derivación (6) y un condensador (11), de tal manera que el condensador (11) y el sistema de expulsión de calor (13) están acoplados térmicamente, de forma que el regulador (10) de flujo de calor del sistema en bucle (5) de dos fases redirige parte de las cargas térmicas desde la fuente de calor (3) hacia el condensador (11), desde el cual el sistema de expulsión de calor (13) dirige dichas cargas térmicas a un sumidero de calor (14), siendo la temperatura de la fuente de calor (3) regulada al hacer pasar otra parte de las cargas térmicas de vuelta al colector de calor (7), a través de la conducción en derivación (6), de una manera proporcional, al objeto de evitar que la fuente de calor (3) se enfríe en exceso o sobre-enfríe, al haberse diseñado el sistema de expulsión de calor (13) basándose en las condiciones más calientes posibles para la misión de la nave espacial.

Description

PLATAFORMA TÉRMICA MODU LAR DE NAVE ESPACIAL
CAMPO DE LA INVENCIÓN La presente invención se refiere a una plataforma para controlar las cargas térmicas, particularmente para uso en una nave espacial.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN La mayor parte de los componentes y subsistemas de una nave espacial han de funcionar en interval os de temperatura restringidos. Esto hace que el control térmico sea un aspecto crucial en el diseño y en el funcionamiento de una nave espacial, con un peso, potencia e impacto de costes en los presupuestos espaciales significativos. El control térmico en las naves o vehículos espacial es se fundamenta en el equi libro térmico global de la nave espacial: las cargas de calor han de ser expulsadas o evacuadas al especio vacío, que trabaj a como sumidero térmico. Puesto que no hay materia que conecte este sumidero con l a nave espacial, esta expulsión se realiza por radiación térmica a través de unos radiadores ex profeso para ello instalados en las superficies externas del satélite.
Las cargas térmicas de la nave espacial proceden de la disipaci ón del equipo interno de la nave espacial y, externamente, del sol y de la tierra o de los cuerpos celestes en torno a los cuales órbita la nave espacial . Los sistemas térmicos utilizados en las naves espaciales deben ser, por tanto, capaces de controlar equipos que funcionan a muy alta temperatura y también discontinuamente.
El estado actual de la técnica del control térmico está basado en métodos pasivos y activos, de tal modo que estos métodos dependen de que los elementos requieran o no potencia para ser operativos. Algunos de estos elementos conocidos son los revestimientos, calentadores de Aislamiento de Múltiples Capas (MLI -''Multi Layer Insulation"), conductos de calor. Conductos de Calor en Bucle. Bucles Bombeados por Capilaridad. Bucl es Bombeados Mecánicamente, etc. , con funciones de aislamiento, radiación, transporte de calor, homogeneización de Ia temperatura o calentamiento. Dada la variedad de
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) requisitos térmicos y la naturaleza hostil del entorno espacial, estos elementos térmicos deben ser seleccionados, diseñados, fabricados e integrados muy cuidadosamente.
El documento US 4.162.701 describe una bombona o botella de control térmico para una nave espacial , mantenida a una temperatura sustancialmente constante. Unos conductos de calor de conductancia fija dispuestos en las paredes de la bombona, están conectados a unos conductos de calor de conductancia variable (VCIIP —"variable conductance heat pipes' ), montados en la estructura del radiador. El área radiante efectiva de la estructura del radi ador es controlada por los VCHP en respuesta a la temperatura detectada por el juego de instrumentos dispuesto en la pared de I a bombona. Esta comparación controla un calentador situado dentro de un depósito de gas que contiene un gas no condensable de los VCHP. Los VCHP pueden estar, bien situados entre la bombona y los radiadores o bien conectados directamente entre las paredes de la bombona y uno o más radiadores. Esta sol ución puede ser apl icada de forma individualizada para cada elemento, pero resulta difícil de uti lizar para el control térmico de una nave espacial en su totalidad. Este diseño es muy pesado y muy caro para las naves espaciales de pequeño tamaño. Además, se requerirán sistemas especial es adicionales para que los grandes satélites con el fin de recoger y transferir el calor del equipo de abordo y para distribuir este calor a unos radiadores dotados de VCHP. Esto hace que este diseño sea muy complej o, no muy eficiente (muchas superficies de separación o interfaces térmicas) y carente de fiabilidad. Asimismo, los VCHP no son lo bastante flexibles ni capaces de transferir potencias elevadas (varios cientos de vatios como máximo) para l as distancias más cortas (de hasta entre 2 y 3 m).
El documento US 6.478.258 describe un conducto de calor en bucle para uso en una nave o vehículo espacial . El sistema de refrigeración de conducto de calor en bucle comprende unos conductos de calor en bucle dispuestos de modo q ue discurren desde superficies de cara al interior y pertenecientes a uno o más paneles de equipo situados internamente, hasta unos paneles radiantes situados externamente. El calor es recogido en unos extremos evaporadores de cada conducto de calor en bucle, y se transporta a u nos extremos condensadores del
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) conducto de calor en bucle respectivo. Los conductos de calor en bucle uti lizados en el sistema de refri geración son flexibles y fáciles de encauzar, de tal modo que pueden hacerse di scurrir hacia múltiples paneles radiantes con el fin de optimizar el reparto del calor entre los paneles radiantes. El número total de conductos de calor en bucle utilizados en el sistema de refri geración depende de la carga térmi ca total. El sistema comprende también uno o más conductos de calor de conductancia fij a, montados en superficies seleccionadas situadas de cara al interior, pertenecientes a los paneles de equipo situados internamente. El problema de este sistema es la imposibilidad de controlar l a temperatura del equipo, ya que los conductos de calor en bucle son sólo di spositivos de transferencia de calor.
El documento JP 20013 1 5700 describe un sistema de control térmico para una nave espacial, de tal modo que el sistema minimiza la generación de vibraciones y de fuerzas de inercia al eliminar o minimizar la rotación de un radiador para i rradiar calor al espacio. El sistema comprende un panel radiante, una unidad de control y unas válvulas selectoras, de tal manera que el calor generado en el interior de la nave espacial es irradiado al espacio mediante la conmutación de las válvulas selectoras sin la rotación del panel radiante, de tal modo que se evita la generación de fuerzas de inercia y vibraciones. El problema de este sistema está relacionado con la complejidad del diseño térmico: dos radiadores opuestos tienen que estar completamente desacoplados térmicamente, pero este obj etivo es di fícil de conseguir puesto que uno de los radi adores, con el intercambi ador de calor embebido o encastrado en él. se coloca encima del otro. En consecuencia, el sistema de control térmico del documento JP 20013 1 5700 no es capaz de proporcionar una buena estabi l ización de la temperatura en un intervalo estrecho (varios grados). El documento US 6.073.888 que está considerado la técnica anterior más próxima a la invención, y en el cual está basado el preámbulo de la reivindi cación 1 , describe un sistema mejorado de eliminación o expulsión del calor de un satélite, que comprende superficies radiantes que están directamente expuestas a la luz solar en un régimen i ntermitente. El sistema se aplica a satélites que orbitan alrededor de la tierra, especialmente los que se encuentran en órbita
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) geoestacionaria, de tal manera que el sistema comprende un radiador térmico montado en una cara para la descarga de calor desde una carta térmica al espacio abierto. Un conductor de calor se extiende entre la carga térmica y el radiador térmico . El sistema comprende también conmutadores térmicos susceptibles de hacerse funcionar para conectar la carga térmica al radiador térmico para su refrigeración cuando la temperatura de la carga térmica se encuentra por encima de un nivel predeterminado, y para desconectar la carga térmica del radiador térmico cuando la temperatura de la carga térmica cae por debaj o de un nivel predeterminado . Esta invención está basada en la arquitectura o estructura de VCHP, con un control activo de la temperatura. Se instalan calentadores en unos depósitos de VCHP llenos con un gas no condensable. Una computadora gobierna la potencia de calentamiento en función de l as temperaturas de los radiadores (han de instalarse sensores de temperatura dedicados o ex profeso en cada radiador). Las desventajas de los VCI lP ya se han expuesto en lo anterior. Además, aunque este sistema es un sistema de control térmico pasivo, los calentadores y la electrónica de control requieren, sin embargo, una partida dedicada a la potencia, lo que es un aspecto crucial en l as aplicaciones espaciales. Los conmutadores térmicos de la Patente US 6.073.888 funcionan a modo de dispositivos de CONEXIÓN / DESCONEXIÓN ("ON / OFF") : dicho tipo de control no es preciso ni lo bastante sensible para sistemas térmicos, en los que la inercia térmica juega un papel importante.
La presente invención está orientada a la resolución de las desventaj as anteriormente mencionadas.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
La invención está destinada a proporcionar una plataforma térmica modular y universal de nave espaci al (denominada SMTP - "spacecraft modular thermal platform"), para uso en una nave espacial, de tal forma que esta plataforma puede ser ensamblada y montada fácil y rápidamente con diferentes módulos de equipamiento / servicio o electrónica de a bordo, independientemente de la misión de la nave o vehículo espacial y del contexto de operación. Todos los documentos de la técnica anterior analizados tienen características particulares, de tal forma que los sistemas de control térmico conocidos tienen que ser
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) adaptados o rediseñados y, a menudo, recalificados de acuerdo con los requisitos de cada cliente. El sistema de control térmico de la presente invención es pasivo y absolutamente independiente de los demás sistemas de un satélite. La invención proporciona una plataforma para controlar las cargas térmi cas procedentes de una fuente de calor, particularmente para uso en una nave o vehículo espaci al , de tal manera que esta plataforma es modular y comprende al menos un módulo térmico. Dicho módulo térmico comprende un sistema en bucle de dos fases, un sistema de aislamiento térmico y un sistema de eliminación o expulsión del calor, de tal modo que el sistema en bucl e de dos fases comprende una línea o conducción en derivación, un regul ador del fluj o de calor, un colector térmico y un condensador.
La pl ataforma modular de la invención es independiente de la orientación del satélite en el espacio, es capaz de manej ar elevadas cargas de calor y puede ser utilizada para diferentes misiones y órbitas en el espaci o.
En una realización preferida de la invención, no se requiere ningún consumo de potencia para la circulaci ón de fluido por el interior del sistema en bucle de dos fases con conducción en derivación (denominado TPBL) del módulo térmico (denominado TM -"thermal module"), puesto que el efecto de capilaridad asegura la circulación de fluido (portador de calor) por el interior de dicho TPBL. de tal modo que el regulador de fluj o de calor proporciona el control de la temperatura por medio de la circulación en derivación de parte del flujo de fluido . El regulador del fluj o de calor comprende dos cámaras, una cámara principal y una segunda cámara, separadas por unos fuelles de contracción flexibles.
La cám ara principal comprende tres aberturas y un elemento móvil que está unido con el fuelle. Esta cámara es parte del sistema en bucle de dos fases y el fluido de trabaj o (habitualmente, en esta parte del sistema en bucle de dos fases, el fluj o de trabaj o es vapor) circula a través de las aberturas existentes en la cámara principal. El elemento móvi l de la cámara principal puede conectar / desconectar dos de las aberturas, creando, en correspondencia, los vínculos o conexiones entre el colector térmico y el condensador o entre el colector térmico y la
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) conducción en derivación. El elemento móvil de la cámara principal puede tener tambi én una cierta posición intermedia que conecta los tres caminos (colector térmico, condensador y conducción en derivación) simultáneamente. En este caso, se está produciendo la regulación de la temperatura y parte del fl uj o de total de calor se está pasando por el condensador en derivación.
La segunda cámara se utiliza para regular el punto de aj uste de la temperatura. Esta segunda cámara está cargada con gas (por ej emplo, argón, nitrógeno) con un valor de presión predeterminado. Esta presión es un factor de control de I a temperatura: si la temperatura del equipo controlado se encuentra por debajo de un valor especificado, la presión de vapor saturado correspondiente del fluido de trabaj o será menor que la presión del gas contenido en la segunda cámara. Esto significa que el recorrido o camino hasta el condensador estará cerrado y que todo el fluj o será dirigido a la conducción en derivación. Tan pronto como aumenta la entrada o aporte de calor, la conexión hacia el condensador (si el condensador está más frío que el equipo controlado) comenzará a abrirse debido a que la presión en el sistema en bucle de dos fases será más alta que la presión en la segunda cámara. El elemento móvil de Ia cámara principal aj ustará por sí m ismo su posición de acuerdo con la carga de calor. Si uno de los si stemas de expulsión de calor está más caliente que el equipo de la nave espacial refrigerado , debido, por ejemplo, a la exposición al sol . los restantes sistemas de expulsión de calor "oscuros" de la SM TP d isiparán el "'exceso" de calor al entorno gracias al regulador de fl uj o de calor del sistema en bucl e de dos fases. Semejante solución proporciona una gran flexibilidad en el diseño de n uevas naves espaciales y reduce si gnificativamente el tiempo, costes y recursos requeridos para las fases de diseño, fabricación y ensayo de la nave espacial, debi do a q ue se utilizarán plataformas modulares estándar, prefabricadas y fácilmente disponibles, y adecuadas para el espacio, con vistas a la disposición c instalación de equipo de a bordo del satélite. La plataforma térmica modular de la invención garantizará la posibilidad de seleccionar la temperatura (el punto de ajuste del regulador de fluj o de calor se especifi ca por el cl iente) y l a máxima disi pación de potencia del equipo (SMTP) requeridas de entre un cierto número de plataformas di ferentes para distintos niveles de
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) potencia (o mediante el ensamblaje de varias plataformas térmicas modulares), en cualesquiera contextos operativos / de misión posibles.
Así pues, a di ferenci a del sistema del documento US
4.162.701 , el bucle de dos fases con conducción en derivación (TPBL '"two-phase loop wilh bypass line") de Ia plataforma térmica modular para nave espacial (SMTP -"spacecrañ modul ar thermal platform") propuesta por la invención, es capaz de recoger, transferir a grandes distancias y distribuir el calor de l a superficie del sistema de expulsión de calor, como una única unidad, sin sistemas / interfaces adicionales. En este sistema, la distancia máxima de transferencia de calor es de hasta las decenas de metros, y la potencia máxima es 10 kW.
En contraste con el documento US 6.478.258 , la característica d istintiva del diseño propuesto para la plataforma térmica modular de nave espacial de la invención es la presencia de una unidad de transferencia de calor (sistema en bucl e de dos fases con una conducción en derivación, TPBL) con un regulador pasivo (en una real ización preferida). El colector térmi co de TP LB puede ser conectado a la fuente de cal or, bien directamente, bien indirectamente, a través de un único conducto de calor (por ejemplo, un tipo de cámara de vapor), o bien a través de una red de conductos de calor.
En relación con el documento JP 20013 1 5700, la presente invención permite un control pasivo de la temperatura mediante la conducci ón en derivación del flujo de calor.
En contraste con el documento US 6.073.888. se proporci ona un control proporcional en la presente invención: el regulador de flujo de calor de TPL B redi rige la parte del Fl uj o de calor al interior del condensador (que está acoplado o conectado térmicamente con el sistema de expulsión de calor), y la segunda parle del fl uj o de calor se dirige de vuelta al colector térmico a tra\ és de la línea en derivación, de una manera proporcional .
Otras características y ventajas de la presente invención se describirán en I a siguiente descri pción detal l ada de realizaciones ilustrativas de su objeto, en relación con las figuras que se acompañan.
D ESCRI PCIÓN D E LOS DI B UJOS
Las características, propósitos y ventajas de la invención se
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) pondrán de mani fiesto con la lectura de esta descripción en combinación con los dibujos q ue se acompañan, en los cuales:
La Figura 1 muestra un diagrama esquemático y funcional del módulo térmico (TM -"'thermal module") de la plataforma térmica modular de nave espacial (SMTP — spacecraft modular thermal platform") de acuerdo con la invención.
La Figura 2 muestra un diagrama esquemático y funcional del sistema en bucle de dos fases con conducción en derivación (TPBL —
"two-phase loop system with a bypass Une"') del módulo térmico (TM) de la plataforma térmi ca modular de nave espacial (SMTP) de acuerdo con la invención.
I a Figu ra 3 muestra una vista esquemática de una plataforma térmica modular de nave espacial (SMTP) de acuerdo con la invención, que comprende cuatro módulos térmicos (TM). La Figura 4 muestra una vista general de la plataforma térmica modul ar de nave espacial (SMTP) de la Figura 3.
La Figu ra 5 ilustra una vista en planta inferior de la plataforma térmica modular de nave espacial (SMTP) de la Figura 3.
La Figura 6 muestra una vista l ateral en detal le de un sistema en bucle de dos fases con una conducción en derivación, perteneciente a uno de los módulos térmicos (TM) de la plataforma térmica modular de nave espacial (SMTP) de la Figura 3.
La Figura 7 muestra una vista esquemática de las órbitas y posiciones de Ia nave espacial en l as que trabaj ará la SMTP de acuerdo con la invención.
La Fi gura 8 muestra una vista esquemática del modelo matemático térm ico que se utiliza para describir modélicamente el comportam iento de la SMTP de acuerdo con l a invención.
La Figura 9 muestra un modelo de seis nodos que se emplea para descri bir modél icamente el comportamiento de la SMTP de acuerdo con la invención.
La Fi gura 10 muestra un model o uti l izado para describir modélicamente el comportamiento de l a SM l P de acuerdo con la invención, q ue comprende una igual ación de conductos. La F igu ra 1 1 m uestra una vista en detalle de los componentes del regulador de flujo de cal or del sistema en bucle de dos
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) fases con una línea en derivación (TPBL), perteneciente al módulo térmico (TM) de la plataforma térmica modular de nave espacial (SMTP) de acuerdo con la invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
La invención está destinada, por lo tanto, a proporcionar una plataforma térmica modular de nave espacial (SMTP -"'spacecraft modular thermal platform") (Figura 3) para controlar las cargas térmicas provenientes de una fuente de calor 3, de tal modo que esta plataforma es modular y comprende al menos un módulo térmico 1 (TM -"thermal mode") (Figura 1). El módulo térmico 1 comprende los siguientes elementos:
- al menos una fuente de calor 3, que comprende típicamente un equipo electrónico de a bordo: - un sistema en bucle de dos fases (líquido y vapor) con una conducción en derivación (TPBL -'"two-phase loop system with a bypass line") 5, que comprende:
• una conducción en derivación 6
• un colector térmico 7, preferiblemente un evaporador • unas conducciones de transporte 8, 9 para las dos fases, de vapor y de líquido
• un regulador de flujo de calor 20, preferiblemente una válvula de regulación de la presión
• un condensador 11 ; - un sistema de aislamiento térmico 12, tal como un
Aislamiento de Múltiples Capas (MLI — "Multi Layer Insulation"'):
- un sistema de expulsión de calor 13, que comprende preferiblemente un radiador, y un sumidero de calor 14, típicamente, el espacio. El módulo térmico 1 puede comprender también un sistema de igualación térmica 4, de tal manera que el sistema 4 comprende, preferiblemente, una red de tramas de conducLos de calor.
El sistema de dos fases 5 (Figura 2) es el elemento principal del módulo térmico 1 (Figura 1). Una bomba especial (en una realización preferida de la invención, la bomba es una bomba de capilaridad pasiva.
> puede ser el mismo elemento que el colector térmico 7) proporciona la
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) I O circulación del fluido en dos fases (líquido y vapor) dentro del sistema en bucle 5 de dos fases. Sin embargo, la bomba del sistema en bucle 5 de dos fases no sólo puede ser una bomba de capilaridad (tipo preferido), sino también de otro tipo: mecánico, electro-hidrodinámico, de chorro, bimórfica piezoeléctrica, pulsante térmica, osmótica, etc. En todos los casos mencionados, a excepción del bombeo por capilaridad. la bomba es un elemento adicional que está situado típicamente en la conducción de líquido de las conducciones de transporte 8 , 9. y necesita un cierta partida o consumo de potencia. lín la realización preferida anteriormente mencionada de la invención (se util iza una bomba de capilaridad. siendo esta bomba el mismo elemento que el colector térmico 7), no se requiere ninguna partida o consumo de potencia para la ci rculación de fluido por el sistema en bucle 5 de dos fases, ya que el efecto de capilaridad garantiza la ci rculación de fluido (portador de cal or) dentro del sistema en bucle 5 de dos fases y el regulador 1 0 de flujo de calor proporciona un control de la temperatura mediante el desvío en derivación de la parte del fluj o de fluido. El regulador 1 0 de fl uj o de calor comprende dos cámaras, 3 1 y 31 , una cámara principal 31 y una cámara secundaria 32, separadas por un fuelle de contracción flexible 33 (Figura 1 1 ).
La cámara principal 3 1 comprende tres aberturas. 34, 35 y 36, así como un el emento móvil 37, unido al fuelle 33. Esta cámara principal 3 1 forma parte del sistema en bucle 5 de dos fases, y el fl uido de trabaj o (normalmente, en esta parte del sistema en bucle 5 de dos fases, el fluido de trabajo es vapor) circula a través de las aberturas 34, 35 y 36 existentes en la cámara principal 3 1 . El elemento móvil 37 de la cámara princi pal 3 1 puede conectar / desconectar dos de las aberturas (34, 35 y 34, 36). creando, en correspondencia, los vínculos o conexiones entre el evaporador 7 y el condensador 1 1 (34. 35) o entre el evaporador 7 y la conducción en derivaci ón 6 (34. 36). Asimismo, el elemento móvil 37 de la cámara principal 3 1 puede tener una cierta posición intermedia (como se muestra en la Figura 1 1 ) que una o conecte simultáneamente los tres caminos (34. 35. 36), el evaporador 7. el condensador 1 1 y la conducción en derivaci ón 6. En este caso, tiene lugar I a regu lación de la temperatura y parte del fl uj o de calor total está siendo desviado en derivación respecto al condensador 1 1.
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) La segunda cámara 32 se utiliza para regular el punto de ajuste de la temperatura. Esta segunda cámara 32 está cargada con gas (por ejemplo, argón, nitrógeno) con un valor de presión predeterminado. Esta presión constituye un factor de control de la temperatura: si la temperatura en el equi po que es controlado se encuentra por debajo del valor especificado, la correspondiente presión de vapor saturado del fluido de trabaj o será menor que la presión del gas contenido en la segunda cámara 32. Esto signi fica que el cami no 35 hacia el condensador 1 1 se cerrará y que todo el fluj o será dirigido a la conducción en derivación 6, 36. Tan pronto como crece la entrada de calor, la conexión 35 hacia el condensador 1 1 (en el caso de que el condensador 1 1 esté más frío que el equipo que está siendo controlado) comenzará a abrirse, debido a que la presión en el sistema en bucle 5 de dos fases será más alta que la presión en la segunda cámara 32. Hl elemento móvil 37 de la cámara principal 3 1 aj ustará por sí mismo su posición de acuerdo con la carga térmica. Si uno de los si stemas de expulsión de calor 1 3 (típicamente, radiadores) está más cal i ente que el equipo refrigerado de la nave espacial, debido, por ej emplo, a la exposición al sol, los restantes sistemas de expulsión de calor 13 "oscuros" de los otros módulos térmicos 1 de la plataforma térmica modular 2 de la nave espacial disiparán el ""exceso" de calor al entorno gracias al regulador 10 de flujo de calor del sistema en bucle 5 de dos fases. Semejante solución proporciona una gran flexibil idad en el diseño de nuevas naves o vehículos espaciales y reduce significativamente el tiempo, los gastos y los recursos requeridos para las fases de diseño, de fabricación y de ensayo, ya que se utilizarán para la disposición e instalación de equipo de a bordo del saté l ite módulos térmicos 1 estándar, prefabricados y fáci lmente disponi bles, y adecuados para el espacio. La plataforma térmica modular 2 de nave espacial (SMTP) de la invención garantizará la temperatura requerida (el punto de aj uste del regulador 10 de flujo de calor se especifi ca por el usuario) y la máxi ma disi pación de potencia del equipo (el módulo térm ico 1 puede ser sel eccionado de entre un cieno número de módulos di ferentes para diferentes niveles de potencia, o mediante el ensamblaj e de varios módulos térmicos 1 que forman una plataforma térmica modular 2 de nave espacial) en cualesquiera contextos operativos / de misión posibles.
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) La capacidad funcional del mód ulo térmico 1 puede observarse en la Figura 1. La fuente de calor 3. tal como un equipo electrónico de a bordo, aporta potencia térm ica a través de sus placas de base. Dicha potencia térmica se reparte a través de la estructura de soporte del módulo térmico 1 por medio del sistema de igualación térmica 4, alcanzando el colector térmico 7. El colector térmico 7, en ciertas condiciones, puede j ugar el papel de un igualador de temperatura: ésta es la razón por la que el sistema de igual ación térmica 4 es opcional, aunque un elemento preferido del módulo térmico 1 de la invención. Esto signifi ca que el sistema de igualación térmi ca 4 y el colector térmico 7 pueden ser el m ismo dispositivo o bien pueden estar integrados en un único elemento.
El módulo térmico 1 tiene dos funciones: una es recoger y transferir la potencia térmica de la fuente de calor 3 al sistema de expulsión de calor 13, y la otra es regul ar la temperatura de la fuente de calor 3 de la nave espacial al hacer pasar en derivación parte de la potencia térmica de vuelta al colector térmico 7. Este paso en derivación es necesario para evitar que la fuente de calor 3 se enfríe en exceso o sobre-enfríe en un caso general, debido a que el sistema de expulsión de calor 13 se ha diseñado basándose en las condiciones más calientes posibles para la misión de la nave espacial.
El incremento en el número de módulos térmicos 1 (por ej emplo, de hasta cuatro, lo que con fi gura una pl ataforma térmica modular rectangular 2 de l a nave espacial, SMTP, que comprende cuatro sistemas de expulsión de calor 13 , ó de hasta seis, configurando, por tanto, una nave espacial que comprende seis sistemas de expulsión de calor 13 , situados en los lados de la SMTP 2) proporciona flexibilidad en el control térmico, así como la posi bilidad de utilizar de manera eficiente todas las áreas disponi b les de I a nave espacial para la disipación de calor. En el caso de que la temperatura del sistema de expulsión de calor 1 3 se haga más alta que Ia temperatura del colector térmico 7 (debid o, póngase por caso, a Ia exposi ción al sol de la nave espacial), el regulador 10 de flujo de calor trabaj a como un conmutador térmico, separando térmicamente por completo el sistema de expulsión de calor 1 3 y la fuente de calor 3. En es ta si tuación, los demás módulos térmicos 1 q ue forman la plataforma modular de nave espaci al, SMTP. 2.
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) absorben el exceso de potencia térmica y la expulsan al espacio o sumidero de calor 14, ya que los sistemas de expulsión de calor 13 de los otros módulos térmicos 1 están ubicados en diferentes direcciones y no están expuestos al so l (véase la Figura 9). El regulador 10 de flujo calor, típicamente una válvula de regulación, puede ser accionado el éctricam ente o por medio de presión. En el caso de la válvula de regulación 1 0 que es accionada electrónicamente, el módulo térmico 1 comprende también sensores de temperatura (no mostrados), situados en el sistema de expulsión de calor 13, de tal modo que estos sensores proporcionan las órdenes para regular los fluj os de calor dentro del TPBL 5. El sistema de expulsión de calor 13 y la parte de Ia nave espacial que se ha de controlar térmicamente deben estar completamente aislados el uno de la otra, tanto como sea posible. El sistema de expulsión de calor 13 puede ser radiante y/o conductor.
Uno o varios módulos térmi cos 1 pueden formar una plataforma térmica modular compl eta 2 de nave espacial (SMTP). La configuración típi ca de la SMTP 2 es un bl oque rectangular. En el caso de la Figura 3, la SMTP 2 comprende cuatro módulos térmicos 1 . Al menos uno de los l ados de la SMTP 2 comprende un sistema de expulsión de cal or instalado 13. Varias plataformas térmicas modulares de nave espacial (SM TP) 2 pueden ser combi nadas y/o embebidas o encastradas en otras arquit ectu ras térmicas, con Io que se proporci ona una óptima gestión del cal or de la arquitectura o estructura térmica al reducir el consumo de potenci a e incrementar las facul tadas de expulsión del calor. En las !• ¡guras 4-6 se muestran diferentes vistas y detalles de la SM FP 2 de la invención.
Las propiedades y características principales del módulo térmico 1 y de la p lataforma térmica mod ular de nave espacial (SMTP) 2 de la i nvenci ón son las siguientes:
- estructura modular o modularidad;
- susceptibil idad de regulació n en escal a:
- autorregulación;
- independencia de la orientación de Ia nave espacial en el espacio;
- posibi lidad de ensayar la nave espacial en tierra, en
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) cualquier orientación, ya que el TPBL 5 puede funcionar en cualquier posición y campo gravitatorio. en contraste con los conductos de calor comunes de conductancia constante o variable (VCHP -"'vari able conductance heat pipes"). Esto es una característica distintiva de los bucles bombeados por capilaridad, que. debido a un diámetro efectivo muy pequeño de los poros de la mecha de capilaridad (bomba), son capaces de funcionar contra la gravedad hasta varios metros; los conductos de calor típicos utilizados en l as naves espaciales pueden funcionar únicamen te en una orientaci ón horizontal o con una incl inación muy pequeña, de hasta varios centímetros si un evaporador se encuentra por encima de un condensador;
- funcionamiento autónomo :
- pasivos y energéticamente efi cientes, ya que la partida de potencia para e l módulo térmico 1 se ha reducido a cero (solución de diseño preferida) o a un mínimo en el caso de que se empleen otras bombas distintas de las de capilaridad; posibi l idad de gestionar cargas de calor elevadas procedentes de la fuente de calor 3. en contraste con los conductos de calor habituales de conductancia constante o variable: - co ntrol preciso de la tempcralura, que depende únicamente del diseño y de l as características del regulador térmico en derivación;
- flexibilidad en la di sposición del equipo electrónico dentro de una nave espacial, ya que las conducciones de transporte 8, 9 y la conducción en derivación 6 del TPBI . 5 lienen diámetros pequeños, por lo que resulta muy sencillo realizar un encauzamiento complejo: y
- generalidad: la SMTP 2 de la i nvenc ión puede ser utilizada para diferentes misiones y órbitas en el espacio (prácticamente, debe ser verificado tan só lo un parámetro: la capaci dad de expulsión de calor de la SMTP 2 hade ser igual o superior a la carga de calor máxima en las condi ciones de entorno más cal ientes).
El rendimiento de l a plataforma térm ica modular 2 de nave espacial de la i nvención depende de l a órbi ta y de la posición de la nave espacial en que se instale dicha SMTP 2. En consecuencia, el rendimiento térm ico de la SMTP 2 puede deducirse del máximo calor q ue ha de ser expulsado para una temperatura de funcionamiento máxi ma dada, y del consumo de potencia calorífica requerido para mantener la
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) SMTP 2 una temperatura mínima.
A objetos de cál culo, se uti liza un modelo matemático térm ico para diseñar la SMTP 2 cμic se ha de utilizar. Como puede observarse en las Figuras 9 y 10, se ha utilizado un modelo de seis nodos como medios para el cálculo. Cada sistema de expulsión de calor 13 , tal como un radiador, ha sido interpretado modélicamente como un nodo difusivo, 1 6, 17, 1 8 y 1 9. La SMTP 2 más l as unidades eléctricas 20 fij adas a el la forman un único nodo isotérmico 21 que puede ser difusivo
(para casos de verificación) o lim ítrofe (para casos de dimensionado del calentador). El resto del nodo es el espacio o sumidero de calor 14, ajustado como contorno o l ímite en -269°C.
Los sistemas de expul sión de calor 1 3. tales como los radiadores, se acoplan al sumidero de calor 14 ó espacio a través de la radiación. La SMTP 2 está vinculada a cada sistema de expulsión de calor 1 3 a través de un acoplamiento conductivo variable 22, 23, 24. 25 , del TPBL 5, dependiendo de la temperatura de la conducción de calor.
Otra realización de la SMTP 2 de la invención consiste en conectar sistemas de expulsión de calor 1 3 opuestos, pertenecientes a dos módulos térmicos 1 que forman dicha SMTP 2. con conductos de calor 26. al objeto de igualar las condiciones de trabaj o de dichos sistemas de expulsión de calor 1 3 , de tal modo que dicha igualación se interpreta de manera correspondi ente a un modelo po r acoplamientos conductivos 27 y
28 (véanse las Figuras 8 y 9) entre los sistemas de expulsión de calor 13 opuestos, haciéndose pasar el calor en derivación por la l ínea o conducción en derivación 6.
De acuerdo con los resultados de ensayo obtenidos, y para misiones y configuraciones del TPBL 5 dadas (contextos de misión típicos ta les como: la órbita Geoestacionari a, una órbita Terrestre a Baj a
Altura y una órbi ta en Sincronización con el Sol), los resultados obtenidos compensan las pérdidas de calor cuando el regulador (o válvul a) 1 0 de fluj o de calor del TPBL 5 está cerrado. Esto significa que la temperat ura de la fuente de calor 3 est á por debaj o del punto de aj uste del regulador 10 de fluj o de calor o es igual a éste, y que, por tanto, l as conducciones de transporte 8, 9 no están bombeando calor fuera, hacia los sistemas de expulsión de calor 13.
Se han llevado a cabo ensayos con la SMTP 2, con y sin los
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) conductos de calor de igualación 26, cuando la fuente de calor 3 y el entorno exterior se encuentran en las cond iciones más calientes (máxima disipación de potencia de la fuente de calor 3 y máximo albedo solar y radiación terrestre conj untamente con propiedades degradadas de los materiales termo-ópticos, en sus cond iciones de final de vida útil) . Para ambas configuraciones, con y sin los conductos de calor de igualación 26, la temperatura en la SMTP 2 es prácticamente la misma. La única diferencia en las dos configuraciones o realizaciones reside en el sistema de expul sión de calor 13 ; las derivas de temperatura de los sistemas de expulsión de calor 13 son amortiguadas por la configuración con conductos de calor de igualación 26.
Cuando la fuente de calor 3 y el entorno se encuentran en las condiciones más frías (mínima disipación de potencia de la fuente de calor 3 , modos de potencia de parada en espera o mínima y mínimo albedo solar y radiación terrestre, conj untamente con propiedades termo- ópticas de los materiales al comienzo de sus condiciones de vida), se han l levado a cabo ensayos con la SM fP 2, con y si n los conductos de calor de igualación 26. La temperatura de la SMTP 2 es muy estable.
Si bien la presente invención se ha descrito en su totalidad en conex ión con las real izaciones preferidas, es evidente que pueden introduci rse mod i ficaciones en εl ámbito de la misma, de manera que ésta no se considera limitada por estas realizaciones sino por los contenidos de las reivindicaciones siguientes.
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26)

Claims

REIVINDICACIONES
1. Un módulo térmico (1) para uso en una nave o vehículo espacial con el fin de controlar las cargas térmicas provenientes de una fuente de calor (3), caracterizado por que comprende un sistema en bucle (5) de dos fases y un sistema de evacuación o expulsión de calor (13), de tal modo que el sistema en bucle (5) de dos fases comprende un colector térmico (7), un regulador (10) de flujo de calor, una línea o conducción en derivación (6) y un condensador (11), de tal manera que el condensador (11) y el sistema de expulsión de calor (13) están acoplados térmicamente, de forma que el regulador (10) de flujo de calor del sistema en bucle (5) de dos fases redirige parte de las cargas térmicas desde la fuente de calor (3) hacia el condensador (11). desde el cual el sistema de expulsión de calor (13) dirige dichas cargas térmicas a un sumidero de calor (14), siendo la temperatura de la fuente de calor (3) regulada al hacer pasar otra parte de las cargas térmicas de vuelta al colector de calor (7), a través de Ia conducción en derivación (6). de una manera proporcional, al objeto de evitar que la fuente de calor (3) se enfríe en exceso o sobre-enfríe, al haberse diseñado el sistema de expulsión de calor (13) basándose en las condiciones más calientes posibles para Ia misión de la nave espacial.
2. Un módulo térmico (1) para uso en una nave espacial con el fin de controlar las cargas térmicas, de acuerdo con la rehnndicacion I. caracterizado por que comprende también un sistema de aislamiento térmico (1 T).
3. Un módulo térmico (1) para uso en una nave espacial con el fin de controlar las cargas térmicas, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-2, caracterizado por que comprende también un sistema de igualación térmica (4), que comprende una red de tramas de conductos de calor.
4. Un módulo térmico (1) para uso en una nave espacial con el fin de controlar las cargas térmicas, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracleri/ado por que comprende también una bomba de capilaridad pasiva que proporciona la circulación de fluido en dos fases dentro del sistema en bucle (5) de dos fases.
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26)
5. Un módulo térmico (1) para uso en una nave espacial con el fin de controlar las cargas térmicas, de acuerdo con la reivindicación 4. caracterizado por que la bomba de capilaridad pasiva es el mismo elemento que el colector térmico (7).
6. Un módulo térmico (1) para uso en una nave espacial con el fin de controlar las cargas térmicas, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que el regulador (10) de flujo de calor comprende dos cámaras (30, 31) separadas por un fuelle de contracción (33), de tal manera que la cámara principal (31) forma parte del sistema en bucle (5) de dos fases con el fin de controlar la circulación de las cargas térmicas, y la segunda cámara (32) se utiliza para regular el punto de ajuste de temperatura del módulo térmico (1).
7. Un módulo térmico (1) para uso en una nave espacial con el fin de controlar las cargas térmicas, de acuerdo con la reivindicación 6, caracterizado por que la cámara principal (31) comprende un elemento móvil (37) que está unido al fuelle de contracción (33), de tal manera que dicho elemento móvil (37) es capaz de ajustar por sí mismo su posición de acuerdo con las cargas térmicas del módulo térmico (1), de tal forma que puede adoptar una posición en la que el colector térmico (7) y el condensador (11) están vinculados o ligados, una posición en la que están vinculados el colector térmico (7) y la conducción en derivación (6), y una posición intermedia en la que tanto el colector térmico (7) como el condensador (1 I) y la conducción en derivación (6) están, todos ellos, vinculados.
8. Un módulo térmico (1) para uso en una nave espacial con el fin de controlar las cargas térmicas, de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 6-7, caracterizado por que Ia segunda cámara (32) está cargada con gas con un valor predeterminado de la presión, de manera que este gas actúa como un factor de control de la temperatura, de tal forma que, si la temperatura del módulo térmico (1) se encuentra por debajo de un valor especificado, la presión correspondiente del fluido en el sistema en bucle (5) de dos fases será menor que la presión del gas en la segunda cámara (32). siendo cerrado el recorrido o camino al condensador (11) con el fin de permitir que todo el flujo de calor sea dirigido a la conducción en derivación (6), y, si la temperatura del módulo térmico (1) crece, la conexión hacia el condensador (11)
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26) comienza a abrirse a medida que la presión en el sistema en bucle (5) de dos fases es superior a la presión en la segunda cámara (32).
9. Una plataforma térmi ca modular (2) de nave o vehículo espacial, que comprende al menos un módulo térmico (1) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que puede ser combinada con, y/o embebida o encastrada en. otras arquitecturas o estructuras térmicas, con lo que proporciona un manej o óptimo del calor de la arquitectura térmica, al reducir el consumo de potencia e incrementar las facultadas de evacuación o expulsión del calor.
1 0. Una plataforma térmica modular (2) de nave espacial, de acuerdo con la reivindicación 9, caracterizada por que unos sistemas de expulsión de calor ( 13) opuestos, pertenecientes a al menos dos módulos térmicos ( 1 ), están conectados por medi o de unos conductos de calor (26) con el fin de igual ar las condiciones de trabajo de dichos sistemas de expulsión (13), de tal modo que el calor se hace pasar en derivación a cada una de las conducciones en derivación (6) de los al menos dos módulos térmicos ( 1 ).
HOJA DE SUSTITUCIÓN (REGLA 26)
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