СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
SPACECRAFT THERMAL CONTROL SYSTEM

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) телекоммуникационных спутников.
Согласно патенту Российской Федерации (РФ) №2196084 [1] известны СТР спутников, которые содержат бортовой жидкостный циркуляционный контур, к которому при наземных электрических испытаниях подключено съемное оборудование системы (см. в [1]: фиг.4 - первый вариант подключения [2], фиг.1 - второй вариант подключения [3]), предназначенное для обеспечения отвода избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов спутника, в наземную систему обеспечения теплового режима (СОТР).
Согласно [2] съемное оборудование подключено к штуцерам двух бортовых концевых вентилей с помощью резьбового соединения.
Существенным недостатком известного решения [2] является необходимость слива, а затем перезаправки жидкостного тракта съемного оборудования жидким теплоносителем при неоднократных отстыковках и повторных подключениях съемного оборудования системы к бортовой СТР в процессе наземных электрических испытаний спутника (например, перед испытаниями спутника на механические воздействия; перед определением центра масс спутника и т.п.), что усложняет, удлиняет, удорожает изготовление спутника.
Кроме того, в процессе многократной стыковки-расстыковки ухудшается качество резьбового соединения штуцеров, что потенциально может ухудшить способность штуцеров обеспечить герметичность после установки в них штатных заглушек после окончательной отстыковки съемного оборудования перед запуском спутника на орбиту.
-8
Согласно [3] съемное оборудование системы подключено к бортовой части СТР через два гидроразъема - в этом варианте в составе бортовой части СТР должны быть один вентиль и два разъема гидравлических, причем один из них с гибким стальным трубопроводом. Анализ показывает, что суммарная масса вентиля, двух разъемов гидравлических и одного гибкого стального трубопровода с учетом теплоносителя в них в ≈2 раза тяжелее, чем суммарная масса трех, в настоящее время квалифицированных, вновь разработанных высокосовершенных по конструкции (масса ≈0,25 кг, степень герметичности - не более 1,33·10 Вт, вероятность безотказной работы не хуже 0,9999) вентилей (с учетом теплоносителя в них), т.е. данный вариант подключения [3] увеличивает массу спутника, что в настоящее время неприемлемо.
Кроме того, в процессе многократной стыковки-расстыковки по разъемам гидравлическим ухудшается качество их резьбовых соединений с ухудшением потенциальной степени герметичности состыкованных между собой двух бортовых гидроразъемов после окончательной отстыковки съемного оборудования перед запуском спутника на орбиту, а также в результате многократной деформации гибких трубопроводов потенциально возможна преждевременная разгерметизация гибкого металлического трубопровода.
Таким образом, известные технические решения обладают существенными недостатками.
Сравнительный анализ показал, что наиболее близким прототипом предлагаемому авторами изобретению является техническое решение [2].
В настоящее время известная СТР на основе [2] включает в себя следующие основные элементы (см. фиг.1): 1 - бортовой жидкостный циркуляционный контур; 1.1 - гидронасос; 1.2 - жидкостные тракты панелей с приборами; 1.3 - гидроаккумулятор; 1.4, 1.5 - концевые вентили; 1.6 - проточный (отсечной) вентиль; 1.7 - датчики температуры; 2 - съемное оборудование системы; 2.1 - жидкостно-жидкостный теплообменник, ко второй жидкостной полости которого подключена СОТР 3; 2.2 - измеритель расхода теплоносителя; 2.3 - измеритель абсолютного давления теплоносителя; 2.4 и 2.5 - вход и выход съемного оборудования системы; 2.10 - измерители температуры.
Как было указано выше, существенными недостатками известного прототипа [2] являются сложность технологии изготовления, в т.ч. в процессе проведения всего цикла наземных электрических испытаний спутника, связанной с многократным сливом и перезаправкой теплоносителем съемного оборудования системы, обуславливающие снижение надежности обеспечения герметичности бортового жидкостного контура из-за потенциального ухудшения способности штуцеров концевых вентилей обеспечивать требуемую герметичность из-за многократного отсоединения от штуцеров концевых вентилей входов и выходов съемного оборудования СТР, а также удлинение цикла и удорожание стоимости изготовления спутника.
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.
Поставленная цель достигается тем, что в системе терморегулирования космического аппарата, содержащей бортовой жидкостный циркуляционный контур, включающий жидкостные тракты панелей с приборами, гидронасос, гидроаккумулятор, датчики температуры, проточный (отсечной) вентиль и два концевых вентиля, с которыми сообщены вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы, включающего жидкостно-жидкостный теплообменник, измерители расхода, давления и температуры, вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы подключены к двум бортовым концевым вентилям через переходники, присоединенные со свободными штуцерами концевых вентилей с применением резьбового соединения, а другие концы переходников оканчиваются гидроразъемами и состыкованы с гидроразъемами с гибкими металлическими трубопроводами, присоединенными с входом и выходом жидкостного контура съемного оборудования системы, 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 технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой СТР КА.
На фиг.2 и 3 изображена принципиальная схема предложенной СТР КА при наземных электрических испытаниях и при эксплуатации на орбите, где 1 - бортовой жидкостный циркуляционный контур; 1.1 - гидронасос; 1.2 - жидкостные тракты панелей с приборами; 1.3 - гидроаккумулятор; 1.4, 1.5 - концевые вентили; 1.4.1 и 1.5.1 - штуцеры концевых вентилей с резьбой; 1.6 - проточный (отсечной) вентиль; 1.7 - датчики температуры; 2 - съемное оборудование системы; 2.1 - жидкостно-жидкостный теплообменник, ко второй жидкостной полости которого подключена СОТР 3; 2.2 - измеритель расхода теплоносителя; 2.3 - измеритель абсолютного давления теплоносителя; 2.4 и 2.5 - вход и выход соответственно съемного оборудования системы; 2.6 и 2.7 - переходники; 2.6.1 и 2.7.1 - наконечники с накидной гайкой; 2.6.2 и 2.7.2 - разъемы гидравлические переходников 2.6 и 2.7; 2.8 и 2.9 - разъемы гидравлические с гибкими трубопроводами съемного оборудования системы; 2.10 - измерители температуры.
Изготовление спутника, СТР которого выполнена согласно предложенному авторами техническому решению, осуществляют следующим образом (см. фиг.2):
1. Изготавливают комплектующие и осуществляют сборку КА, в т.ч. производят сборку СТР с подключением к ней съемного оборудования ее согласно фиг.2.
2. Проверяют степень герметичности бортового жидкостного контура 1 и жидкостного контура съемного оборудования 2 СТР и заправляют их жидким теплоносителем.
3. В процессе проведения наземных электрических испытаний КА (проточный (отсечной) вентиль 1.6 закрыт, концевые вентили 1.4 и 1.5 открыты) в случае необходимости демонтажа съемного оборудования СТР с КА на время проведения, например, испытаний КА на механические воздействия, расстыковывают разъемы гидравлические 2.8 и 2.9 от разъемов гидравлических 2.6.2 и 2.7.2 переходников 2.6 и 2.7, устанавливают герметично на гидравлические разъемы штатные заглушки и демонтируют с КА съемное оборудование СТР 2.
После проведения испытаний КА на механические воздействия для продолжения электрических испытаний его осуществляют монтаж съемного оборудования СТР на КА со стыковкой разъемов гидравлических 2.8 и 2.9 с разъемами гидравлическими 2.6.2 и 2.7.2 соответственно.
4. После окончания наземных электрических испытаний КА перед отправкой его на полигон запуска демонтируют съемное оборудование аналогично изложенному выше в п.3; закрывают вентили 1.4 и 1.5, открывают вентиль 1.6, сливают теплоноситель из переходников 2.6 и 2.7 и из полостей вентилей 1.4 и 1.5 и демонтируют переходники 2.6 и 2.7 с КА. После этого в штуцеры вентилей 1.4 и 1.5 устанавливают герметично штатные заглушки с применением алюминиевых прокладок и моментной затяжкой стыков; конфигурация СТР для условий эксплуатации на орбите соответствует фиг.3.
5. Отправляют КА на полигон запуска.
Как следует из вышеизложенного, в процессе проведения наземных электрических испытаний в случае необходимости временного демонтажа съемного оборудования СТР с КА теплоноситель из жидкостного контура съемного оборудования (в т.ч. из переходников) не сливается и при этом в процессе демонтажа съемного оборудования от штуцеров 1.4.1 и 1.5.1 концевых вентилей 1.4 и 1.5 переходники 2.6 и 2.7 не отстыковываются и, следовательно, упрощается технология изготовления КА, не ухудшается качество штуцеров концевых вентилей обеспечить их герметичность и, следовательно, не ухудшается надежность обеспечения герметичности бортового жидкостного контура, т.е. таким образом достигается цель изобретения.