Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА В СОСТАВЕ КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ

Изобретение относятся к ракетно-космической технике и предназначено для обеспечения температурного режима полезного груза (ПГ) и его бортовой аппаратуры в период предстартовой подготовки космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН).

В частности, полезным грузом может считаться блок выведения в составе КГЧ, который выводится на орбиту с помощью ракеты-носителя.

В настоящее время на современных ПГ возникла необходимость термостатирования бортовой аппаратуры в отсеках ПГ, размещенных под головным обтекателем (ГО) в период предстартовой подготовки (при его отработке в наземных условиях) вплоть до старта РКН.

Это продиктовано тем, что при предстартовой подготовке изделий требуется отведение избыточного тепла, например, при подзаряде аккумуляторных батарей в процессе длительной стоянки на старте, а также при проведении электрических проверок приборов отводящих избыточное тепло через их посадочные поверхности.

Известна бортовая система термостатирования ПГ и приборов системы управления КГЧ РН (патент RU №2353556 - аналог), включающая отверстия вдува термостатирующей среды (ТС) в КГЧ с диффузорами и отверстия истечения среды, обеспечивающие перетекание по длине КГЧ ТС и ее истечение, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования КА и приборов системы управления во время предстартовой подготовки КГЧ РКН.

Недостаток известного технического решения заключается в том, что для эффективного теплосъема интерференционным обтеканием приборы должны находиться в потоке ТС и теплоотвод с приборов должен проводиться со всей поверхности прибора. Если теплоотводящими поверхностями являются посадочные места приборов и приборы размещены внутри отсеков ПГ, известное устройство термостатирования является неэффективным. Например, для аппаратуры, устанавливаемой в негерметичных отсеках ПГ.

Известна «Система обеспечения теплового режима межорбитального космического буксира «Фрегат»» (УДК 629.78.06-533.6 «Фрегат», Вестник НПО имени С.А. Лавочкина, 2014 г, №1 (22), стр. 37-40), включающая газоциркуляционные системы терморегулирования, экранно-вакуумную теплоизоляцию (ЭВТИ), радиаторы, обеспечивающие тепловой режим приборных герметичных отсеков. Циркуляция газа по контуру каждого отсека осуществляется вентиляторами. Газ, проходя вдоль конструкции приборных отсеков, вступает в теплообмен с блоками аппаратуры внутри отсеков. Основная часть теплового потока отводится в зону радиатора-охладителя и излучается в космос или на этапе предстартовой подготовки, на стартовом комплексе (СК) в составе РКН, отводится в воздушную среду под ГО. В качестве радиатора используются поверхности крышек каждого из приборных отсеков. Данное устройство термостатирования принято в качестве прототипа.

Недостаток известного технического решения заключается в том, что:

- данную систему невозможно использовать в негерметичных отсеках ПГ при орбитальном полете из-за отсутствия газовой среды в отсеках. Использование данной системы в негерметичных отсеках только при предстартовой подготовке приводит к тому, что увеличивается масса ПГ, выводимого на орбиту за счет массы газоциркуляционной системы, неиспользуемой при штатной эксплуатации ПГ в полете;

- использование вентиляторов снижают надежность функционирования системы из-за возможности потери их работоспособности;

- в негерметичных отсеках, где отвод тепловых потоков осуществляется от бортовой аппаратуры на их посадочные места известное устройство (Система обеспечения теплового режима межорбитального космического буксира «Фрегат») является неэффективным из-за малых площадей теплоотводящих поверхностей.

Задачей предложенного технического решения является расширение эксплуатационных возможностей и повышение надежности термостатирования тепловыделяющей бортовой аппаратуры ПГ при проведении электрических включений на этапе предстартовой подготовки на СК, в случае размещения бортовой аппаратуры в негерметичных отсеках ПГ.

Указанная задача достигается тем, что в устройстве термостатирования бортовой аппаратуры ПГ в составе КГЧ, включающей экранно-вакуумную тепловую изоляцию на внешней поверхности ПГ, радиатор-охладитель, на поверхностях которого нанесены терморегулирующие покрытия, отверстия вдува и истечения газового термостатирующего компонента в КГЧ, в месте установки бортовой аппаратуры ПГ на теплопроводящую панель в качестве радиатора-охладителя используется силовая оболочка ПГ, с выполненным вырезом в экранно-вакуумной тепловой изоляции ПГ в зоне расположения теплопроводящей панели, размер которого должен соответствовать размеру теплопроводящей панели, причем на теплопроводящую панель со стороны радиатора-охладителя полезного груза нанесено терморегулирующее покрытие и установлена она относительно радиатора-охладителя полезного груза с зазором, образующим газовую прослойку.

На фиг. 1 и фиг. 2 представлено заявленное устройство.

В устройство термостатирования БА 1 ПГ 2 в составе КГЧ РКН, включающее экранно-вакуумную тепловую изоляцию 3 на внешней поверхности ПГ 2, радиатор-охладитель 4, на поверхностях которого нанесены терморегулирующие покрытия 5, отверстия вдува и истечения 6, 7 газового термостатирующего компонента в космической головной части, в котором обеспечивают тепловой режим функционирующей БА 1 ПГ 2 введено в месте установки БА 1 ПГ 2 на теплопроводящую панель 8 в качестве радиатора-охладителя 4 использование силовой оболочки 9 ПГ 2, с выполненным вырезом 10 в экранно-вакуумной тепловой изоляции 3 ПГ 2 в зоне расположения теплопроводящей панели 8, причем на теплопроводящую панель 8 со стороны радиатора-охладителя 4 ПГ 2 нанесено терморегулирующее покрытие 11 и установлена она относительно радиатора-охладителя 4 ПГ 2 с зазором λ, образующим газовую прослойку.

Устройство термостатирования БА 1 ПГ 2 в составе КГЧ РКН работает следующим образом.

Тепло, выделяющееся от работающей БА 1 ПГ 2, равномерно распределяется по теплопроводящей панели 8. Для уменьшения контактного термического сопротивления между БА 1 и теплопроводящей панелью 8 в месте контакта, например, наносится теплопроводная паста (на чертеже не показана).

От теплопроводящей панели 8 тепло передается на радиатор-охладитель 4 ПГ 2 потоком излучения, а также свободной конвекцией и теплопроводностью прослойки газовой среды. Для максимального увеличения потока излучения на теплопроводящую панель 8 со стороны радиатора-охладителя 4 наносится терморегулирующее покрытие 11 с высокой степенью черноты, например более 0,85. На внутреннюю и внешнюю поверхность радиатора-охладителя 4 ПГ 2 наносятся терморегулирующие покрытия 5 с высокой степенью черноты, например, ТР-СО-ЦМ со степенью черноты более 0,9.

С наружной поверхности радиатора-охладителя 4 ПГ 2 в месте, где выполнен вырез 10 в экранно-вакуумной тепловой изоляции 3, тепло передается конвективным теплообменом термостатирующей среде под ГО и лучистым теплообменом на поверхность многослойной изоляции ГО.

Использование заявленного устройства термостатирования БА ПГ позволит расширить эксплуатационные возможности и повысить надежность термостатирования бортовой аппаратуры ПГ в составе КГЧ РКН при предстартовой подготовке в случае проведения электрических включений и проверок бортовой аппаратуры, расположенной в негерметичных отсеках ПГ.