Результат интеллектуальной деятельности: БЛОК ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании блоков выведения (разгонных блоков).

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Прототип имеет следующие недостатки:

- относительно низкая живучесть СОТР, так как при разгерметизации трубопровода происходит полная потеря теплоносителя и, как следствие, полная потеря работоспособности СОТР;

- 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;

- низкая живучесть (энерговооруженность) СЭП, так как применяется один ХИТ, т.е. без дублирования.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

На фиг. 6 изображена схема размещения титановых накладок 17 на донном экране 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.

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).

Составные части СЭП, имеющие значительные тепловыделения, размещают на сотопанели, что позволяет надежно поддерживать их температурный режим в процессе их функционирования.

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).

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.

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.

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.

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).

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.

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.