СПОСОБ КОМПОНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
METHOD OF CONSTRUCTING SPACECRAFT

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой 4500-5500 Вт, предназначенных для одновременного вывода на орбиту двух спутников одной ракетой-носителем типа «Протон-М», что востребовано на рынке телекоммуникационных услуг.
Для обеспечения этого такие космические аппараты (КА) должны быть скомпонованы таким образом, чтобы обеспечивалась минимально возможные масса и габариты.
Известны способы компоновки КА с минимально возможной массой согласно патенту RU 2369537 [1] с системой терморегулирования (СТР), содержащей сдублированные циркуляционные контуры с двухфазным теплоносителем - аммиаком в сочетании с тепловыми трубами.
Известный способ компоновки КА обеспечивает удельные массовые затраты менее 21,5 кг/кВт, когда тепловая нагрузка КА равна 12000-16500 Вт.
На фиг.1-3 изображена принципиальная схема КА, скомпонованного согласно [1], где 1 - модуль полезной нагрузки (МЛН); 1.1 - панель "+Z" МЛН; 1.2 - панель "-Z" МПН; 1.3, 1.4, 1.5 - панели, расположенные между панелями "+Z" и "-Z" МПН; 1.6, 1.7 - раскрывающиеся панели радиатора; 2 - модуль служебных систем (МСС); 2.1 - панель "+Z" МСС; 2.2 - панель "-Z" МСС; 3 - несущая силовая конструкция, выполненная в виде сетчатой стержневой силовой конструкции.
Как показал анализ, известный способ [1] применительно к вновь разрабатываемым двум спутникам с тепловой нагрузкой каждого из них 4500-5500 Вт обладает существенными недостатками.
1. Наличие раскрываемых панелей радиатора усложняет и утяжеляет массы спутников. Кроме того, в этом случае в связи с разработкой двух спутников потребуется две системы зачековки и раскрытия вышеуказанных панелей, также увеличивающие массы.
2
2
2. Повышенное рабочее давление теплоносителя - аммиака (при температуре 35°C давление паров аммиака ≈14 кгс/см) потребует большого запаса аммиака для компенсации возможных утечек (по сравнению с однофазным теплоносителем Л3-ТК-2, рабочее давление которого ≈1 кгс/см).
3. Сложность технологии изготовления и испытаний КА с СТР с аммиаком, т.к. аммиак - ядовитый, высокотоксичный продукт и потребует специальных мер защиты.
4. В случае изготовления вышеуказанных спутников согласно [1] удельные массовые затраты возрастут до 25,5 кг/кВт, что сравнимо (расчетно близко), как показал всесторонний комплексный анализ компоновки их согласно предложению авторов с использованием комбинированной СТР: сдублированные жидкостные контуры с однофазным теплоносителем Л3-ТК-2 плюс тепловые трубы - в этом случае удельные массовые затраты равны (26-27) кг/кВт, т.е. в пределах погрешностей изготовления можно допустить, что удельные массовые затраты близки друг к другу.
Известно, что для обеспечения работоспособности любого элемента космического аппарата в космических условиях эксплуатации на орбите необходимо, в первую очередь, обеспечить поддержание их температур в требуемых рабочих диапазонах, что в составе КА функционально обеспечивает система терморегулирования (СТР) КА, и в связи с этим СТР является главной системой КА, определяющей
его оптимальную конфигурацию и, следовательно, минимально возможную массу его и габариты;
надежную работу КА в течение длительного (более 10-15 лет) срока его эксплуатации на орбите, для чего СТР должна поддерживать температуру сотовых панелей, на которых установлены приборы КА, в наиболее комфортном диапазоне: от 15°C (в начале срока эксплуатации) и до 35°C (в конце срока эксплуатации);
приемлемую простоту технологии изготовления КА. Всесторонний комплексный анализ, проведенный авторами в процессе разработки КА с тепловой нагрузкой 5500 Вт, показал, что вышеуказанные задачи оптимально возможно выполнить только при применении в составе КА комбинированной СТР, сочетающей тепловые трубы плюс сдублированные жидкостные контуры, и скомпонованных (КА совместно с СТР) согласно предложенному авторами техническому решению, т.к., как показал анализ, КА с СТР с двухфазным контуром имеют преимущества только тогда, когда тепловая нагрузка КА выше 12000-16500 Вт, для чего при этом приходится повысить допустимый рабочий диапазон сотовых панелей (и ухудшить комфортный диапазон): от 35°C (в начале срока эксплуатации) и до 50°C (в конце срока эксплуатации).
Таким образом, известный способ [1] компоновки КА с тепловой нагрузкой 4500-5500 Вт усложняет конструкцию и технологию изготовления вновь создаваемого спутника, и при этом практически не обеспечивается выигрыш по массе КА.
Целью предложенного технического решения (см. фиг.4-8) является устранение вышеуказанных существенных недостатков.
Поставленная цель достигается компоновкой космического аппарата и его системы терморегулирования следующим образом.
КА выполняют состоящим из двух модулей: модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем, и приборы модуля служебных систем и часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на внутренних поверхностях, взаимно противоположно размещенных и установленных перпендикулярно осям +Z, -Z аппарата их трехслойных сотовых панелей "+Z" и "-Z", включающих в себя расположенные параллельно осям +Y, -Y аппарата встроенные тепловые трубы и сдублированные циркуляционные коллекторы с жидким теплоносителем системы терморегулирования на внутренних обшивках панелей "+Z" и "-Z" модуля полезной нагрузки, и наружные поверхности вышеуказанных панелей выполняют в качестве излучателей избыточного тепла приборов; а другую часть приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на трехслойной сотовой панели с встроенными для циркуляции теплоносителя коллекторами, перпендикулярно расположенной между его вышеуказанными панелями "+Z" и "-Z" в зоне их торцов, причем модуль полезной нагрузки и модуль служебных систем прикрепляют к несущей силовой конструкции корпуса аппарата, размещенной в центральной зоне между панелями "+Z" и "-Z" и выполненной в виде сетчатой стержневой конструкции (например, анизогридной конструкции).
При этом тепловую нагрузку на панелях радиаторов "-Z" и "+Z" от работающих приборов модулей распределяют с отличием на них не более чем на 10-20%, при этом приборы модуля служебной системы с наиболее узким рабочим диапазоном температур, например аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами. Приборы с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, например баки с топливом системы коррекции, размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели. Другие приборы устанавливают на панели "+X" и панели, установленной внутри силовой конструкции корпуса с встроенными жидкостными коллекторами, а приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами. Причем замкнутые сдублированные жидкостные контуры выполняют соединенными по схеме: выход электронасосного агрегата с присоединенным к его входу компенсатором объема - первая половина жидкостных коллекторов, встроенных в панель "+X" и панель, установленную внутри силовой конструкции корпуса, - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - первая половина коллекторов панели "-X" - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина жидкостных коллекторов, встроенных в панель "+X", - первая половина коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина коллекторов панели "-X" - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вход электронасосного агрегата, 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 заявляемом изобретении.
По предлагаемому способу (см. фиг 4-8, где изображены: фиг.4 - принципиальная схема КА; фиг.5 - принципиальная схема МСС; фиг.6 - принципиальная схема МЛН; фиг.7 - принципиальная схема продольного сечения КА; фиг.8 - принципиальная схема компоновки КА и его СТР) компоновку космического аппарата телекоммуникационного спутника с тепловой нагрузкой 5500 Вт с длительным сроком эксплуатации на орбите (не менее 15 лет) и высокой надежностью (с вероятностью безотказной работы не менее 0,99) выполняют следующим образом (см. фиг.4-8): предусматривают изготовление по отдельности модуля полезной нагрузки (МЛН) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2 совместно с несущей силовой конструкцией 3 корпуса КА, объединяемых в единое целое по механическим, электрическим, гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления космического аппарата:
- размещают трехслойные сотовые панели 1.1, 1.2 и 2.1, 2.2 (с встроенными тепловыми трубами 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1) МЛН 1 и МСС 2 в плоскостях, перпендикулярных к осям +Z, -Z аппарата (северная и южная стороны спутника);
- приборы (поз.6) MCC 2 размещают на внутренних поверхностях панелей 2.1, 2.2;
- размещают максимально возможное количество приборов (поз.6) МЛН 1 на поверхности панелей 1.1 и 1.2, расположенных напротив их излучающих поверхностей, при этом соблюдают, чтобы тепловая нагрузка на панелях радиаторов "-Z" и "+Z" от работающих модулей была одинаковой (отличие не более чем на 10-20%), что обеспечит уменьшенные габариты панелей радиатора и КА в целом), при этом приборы (поз.6) модуля служебной системы с наиболее узким рабочим диапазоном температур, например аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами. Приборы (поз.6) с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, например баки с топливом системы коррекции, размещают внутри силовой конструкции корпуса 3 и на нижней панели (см. фиг.7 - поз.8). Другие приборы устанавливают на панели "+X" (поз.9) и панели (см. фиг.8 - поз.7), установленной внутри силовой конструкции корпуса 3, с встроенными жидкостными коллекторами 9.1 и 7.1, а приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы 1.2.1 и 1.1.1 устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z" с встроенными, расположенными параллельно осям +Y и -Y тепловыми трубами 1.2.2 и 1.1.2, причем замкнутые сдублированные жидкостные контуры выполняют соединенными по схеме (см. фиг.8): выход электронасосного агрегата 1.12 с присоединенным к его входу компенсатором объема 1.13 - первая половина жидкостных коллекторов 9.1 и 7.1, встроенных в панель "+X" и панель 7, установленную внутри силовой конструкции корпуса 3, - первая половина коллекторов 1.2.1 на внутренней обшивке панели радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - первая половина коллекторов 1.3.1 панели "-X" (поз.1.3) - вторая половина жидкостных коллекторов на внутренней обшивке панели 1.2 радиатора "-Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина жидкостных коллекторов 9.1, встроенных в панель "+X" (поз.9), - первая половина коллекторов 1.1.1 на внутренней обшивке панели 1.1 радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вторая половина коллекторов 1.3.1 панели "-X" (поз.1.3) - вторая половина жидкостных коллекторов 1.1.1 на внутренней обшивке панели 1.1 радиатора "+Z" модуля полезной нагрузки - вход электронасосного агрегата 1.12;
- между панелями "+Z" и "-Z" МПН 1 (см. фиг.7) перпендикулярно к ним (в зоне их торцов) размещают трехслойную сотовую панель "-X" 1.3 (с встроенными коллекторами - жидкостными трактами для циркуляции однофазного теплоносителя) и размещают на их поверхностях остальную часть приборов МПН 1;
- соединяют по отдельности трубопроводами соответствующие коллекторы панелей МПН 1 и устройства каждого сдублированного циркуляционного контура в единое целое сварным соединением (кроме концевых штуцеров жидкостных контуров МПН 1 и МСС 2, которые соответствующим образом закольцовывают переходниками 10 с двумя зонами герметизации (см. фиг.8)) (после изготовления КА СТР заправляют теплоносителем, например Л3-ТК-2) (см. фиг.8, где второй (резервный), идентичный первому, циркуляционный контур с жидким теплоносителем условно не показан: 1 - МПН; 1.1 - панель "+Z" МПН;
1.1.1 - коллектор панели 1.1; 1.1.2 - тепловая труба панели 1.1; 1.2 - панель "-Z" МПН; 1.2.1 - коллектор панели 1.2; 1.2.2 - тепловая труба панели "-Z"; 1.3 - панель, размещенная между панелями "+Z" и "-Z" МЛН; 1.3.1 - коллекторы панелей 1.3; электронасосный агрегат 1.12;
компенсатор объема 1.13;
- предусматривают проведение наземной отработки, испытаний по отдельности МЛН 1 и МСС 2;
- после получения положительных результатов испытаний МЛН 1 и МСС 2 осуществляют сборку КА: объединяют в единое целое МЛН 1 и МСС 2 (см. фиг.4) по механическим, электрическим и гидравлическим интерфейсам (торцы КА со стороны осей +X, -X, +Y, -Y закрывают штатной теплоизоляцией поз.5 - см. фиг.7) и проводят испытания КА в целом и после получения положительных результатов испытаний отправляют его на полигон запуска КА.
Работа скомпонованного по предложенному способу космического аппарата происходит следующим образом (см. фиг.4 и 8).
После выведения аппарата на рабочую орбиту (работает минимально необходимое количество приборов и замещающие электрообогреватели), например, на геостационарную происходит включение в работу электронасосного агрегата 1.12, а затем согласно циклограмме работы - включение соответствующих приборов (поз.6) МСС 2, а затем - МЛН 1.
Требуемые комфортные условия работы приборов аппарата обеспечиваются тепловыми трубами 1.1.2, 1.2.2, 2.1.1, 2.2.1 и циркуляцией жидкого теплоносителя по трактам сдублированного циркуляционного контура (направление движения жидкого теплоносителя указано стрелкой черного цвета).
В настоящее время разработана компоновка вновь разрабатываемого конкурентоспособного телекоммуникационного спутника с тепловой нагрузкой 5500 Вт по предложенному авторами способу. В процессе компоновки спутника были рассмотрены различные варианты компоновки спутника с использованием известных технических решений по этому вопросу и предложенного авторами способа и установлено, что в результате разработки компоновки вышеуказанного спутника по предложенному авторами способу с оптимальным размещением приборов - с близкими величинами тепловых нагрузок на излучение с панелей "+Z" и "-Z" МПН:
- обеспечивается снижение массы КА до приемлемой величины в результате улучшения оптимального размещения приборов на панелях с точки зрения тепловых нагрузок и оптимальной прокладки жидкостных контуров СТР: предложенная компоновка обеспечивает приемлемые удельные массовые затраты 26-27 кг/кВт, близкие к 25,5 кг/кВт для известной компоновки [1], но имеющей существенные технологические недостатки и раскрываемые панели радиатора;
- упрощается технология изготовления КА в результате применения СТР с однофазным теплоносителем;
- гарантированно обеспечивается изменение рабочих температур приборов в более узком (в более комфортном) диапазоне при всех режимах работы КА в целом в течение длительного срока эксплуатации;
- конфигурация КА, скомпонованного согласно вышеупомянутому способу, такова, что два КА размещаются в заданной зоне полезной нагрузки под обтекателем ракеты-носителя типа «Протон-М», то есть, как видно из вышеизложенного, тем самым достигаются цели изобретения.