Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Предложенное изобретение относится к космическим аппаратам (КА) и может быть использовано при создании мощных телекоммуникационных спутников, которые содержат системы терморегулирования (СТР), включающие замкнутые циркуляционные контуры с теплоносителем.

Циркуляционные контуры СТР современных телекоммуникационных спутников, например, согласно патенту Российской Федерации (РФ) №2362713 [1], включают в себя коллекторы четырех панелей радиаторов модулей полезной нагрузки и служебных систем и коллекторы шести приборных панелей, расположенных между указанными панелями радиаторов.

Когда отводимое в космическое пространство избыточное тепло от работающих приборов не превышает 5000 Вт, вышеуказанные коллекторы панелей (их жидкостные тракты) располагают на борту спутника по последовательной схеме соединений жидкостных трактов и существующий квалифицированный на предыдущих разработках электронасосный агрегат(ЭНА) обеспечивает требуемый расход теплоносителя в жидкостных трактах (например, с внутренним диаметром, равным 16 мм), гарантируя комфортные рабочие температуры приборов в условиях эксплуатации КА на орбите.

Как показал анализ вновь разрабатываемого телекоммуникационного спутника, когда необходимо, например, отводить в космическое пространство избыточное тепло в количестве 10000 Вт, для применения в составе разрабатываемой СТР квалифицированного ЭНА (разработка нового более мощного ЭНА - это трудоемкий, сложный и длительный технологический процесс) необходимо коллекторы приборных панелей располагать по параллельной схеме соединений жидкостных трактов. При этом при оптимальной компоновке КА (с точки зрения обеспечения минимальных массовых затрат) компоновка приборов на панелях не позволяет выполнить параллельные ветви с одинаковой длиной (с одинаковыми гидравлическими сопротивлениями), например, одна из ветвей длиннее другой до ≈30% (≈20 м): следовательно, в длинной ветви при одинаковых внутренних диаметрах тракта будет уменьшенный до ≈ 15% расход теплоносителя; т.е. в этом случае отвод избыточного тепла от приборов с длинной ветвью будет происходить при более повышенной рабочей температуре, что неприемлемо с точки зрения обеспечения высоконадежной работы всех приборов.

В этом случае для обеспечения одинаковых расходов в параллельных ветвях или в одной из них необходимо предусмотреть диафрагму (см. раскрывающиеся панели радиатора с образованием параллельных ветвей согласно патенту РФ №2369537 [2] - в ветвях радиатора предусматривают соответствующие диафрагмы (дроссельные шайбы), например, в конструкции согласно листу 140 справочника Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. М.: Машиностроение, 1975 [3].

В этом случае, как показал всесторонний анализ,:

1) ухудшается надежность работы СТР на орбите, обусловленная тем, что при изготовлении перед заправкой жидкостные тракты промываются с целью удаления механических частиц циркуляцией рабочей жидкости через жидкостные тракты, в т.ч. через диафрагму (см. фиг.1, где 1 - соединительный трубопровод короткой ветви; 2 - диафрагма; 3 - направление движения рабочей жидкости при промывке или теплоносителя при работе СТР; 4 - механические частицы), и часть механических частиц будет задерживаться в тупиковых зонах у стенки диафрагмы, т.е. не будет удаляться из жидкостного тракта СТР и в дальнейшем после воздействия вибрационных нагрузок участка выведения механические частицы попадают в циркулирующий теплоноситель и могут привести к заклиниванию гидронасоса, т.е. к выходу из строя СТР и КА в целом;

2) наличие диафрагмы усложняет конструкцию и не обеспечивает уменьшение массы СТР, т.к. это актуально в связи с созданием более мощного КА.

Таким образом, существенными недостатками известной согласно [1] СТР в случае использования ее для более мощных КА являются недостаточно высокая надежность работы СТР на орбите и не обеспечивается снижение массы СТР.

Целью предложенного технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается тем, что СТР КА, содержащая замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем, включающим в себя жидкостные тракты электронасосного агрегата, гидроаккумулятора, коллекторов панелей радиаторов и панелей приборов, установленных между указанными панелями радиаторов, соединительных трубопроводов между вышеуказанными элементами, причем часть жидкостного контура выполнена по параллельной схеме соединений жидкостных трактов коллекторов с одинаковыми проходными сечениями - номинальными эквивалентными внутренними диаметрами, имеющей две параллельные ветви жидкостных трактов с различной длиной, выполнена таким образом, что в вышеуказанной ветви жидкостного тракта с меньшей длиной - с меньшим по сравнению с другой параллельной ветвью гидравлическим сопротивлением часть участков соединительных трубопроводов заменена трубопроводами с уменьшенным внутренним диаметром, соблюдая условие:

при этом d_X<d_I, L_II<L_I,

где L_X - суммарная длина, м, частей участков соединительных трубопроводов в параллельной ветви с меньшей длиной, выполненная с внутренним эквивалентным номинальным диаметром d_X, м, меньшим внутреннего диаметра d_I(II), м, остальных жидкостных трактов в обеих ветвях;

L_I - суммарная длина длинной ветви, м;

L_II - суммарная длина короткой ветви с учетом длины L_X, м, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого изобретения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой системе терморегулирования космического аппарата.

Принципиальная схема предложенной СТР КА изображена на фиг.2 и фиг.3, где 1 - электронасосный агрегат (ЭНА); 2 - гидроаккумулятор (компенсатор объема); 3, 4 - панели радиаторов модуля служебных систем (МСС); 5, 6, 7 - приборные панели МСС; 8, 9 - панели радиаторов модуля полезной нагрузки (МПН); 10, 11, 12 - приборные панели МПН; 13, 14 - параллельные ветви, образованные коллекторами приборных панелей 5, 6, 7 и соединительными трубопроводами 17, 18; 15, 16 - параллельные ветви, образованные коллекторами приборных панелей 10, 11, 12 и соединительными трубопроводами 19, 20; А, В - точки входа и выхода из параллельных ветвей в МПН; С, Д - точки входа и выхода из параллельных ветвей в МСС; а-б, с-д, к-л, м-н - участки соединительных трубопроводов в коротких параллельных ветвях, имеющие меньшие внутренние диаметры по сравнению с внутренним диаметром остальных участков соединительных трубопроводов и коллекторов панелей и выполненные длиной, вычисляемой по формуле, установленной авторами на основе анализа физических процессов работы СТР:

при этом d_X<d_I, L_II<L_I,

где L_X - суммарная длина, м, частей участков соединительных трубопроводов в параллельной ветви с меньшей длиной, выполненная с внутренним эквивалентным номинальным диаметром d_X, м, меньшим внутреннего диаметра d_I(II) м, остальных жидкостных трактов в обеих ветвях (следует отметить, что с точки зрения обеспечения максимально возможной экономии массы жидкостного контура и простоты его конструкции, оптимальное количество частей с d_x - одно);

L_I - суммарная длина длинной ветви, м;

L_II - суммарная длина короткой ветви с учетом длины L_X, м.

В результате такого выполнения участков соединительных трубопроводов из-за отсутствия в них тупиковых зон при промывке имеющиеся механические частицы полностью вымываются из жидкостных трактов СТР в наземное устройство и при эксплуатации на орбите заклинивание гидронасоса ЭНА исключено, т.е. обеспечивается надежная работа СТР. Выполнение части участков соединительных трубопроводов (около ≈7 м) с уменьшенным диаметром (d_x=9 мм вместо d_{I (II)}=12 мм) обеспечивает снижение массы соединительных трубопроводов для разрабатываемой СТР (с учетом уменьшенной массы теплоносителя в них) на ≈0,5 кг.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, в результате выполнения СТР согласно предложенному техническому решению снижается относительная масса СТР и повышается надежность ее работы на орбите, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.