СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА
SYSTEM OF SPACE OBJECT THERMAL CONTROL

Изобретение относится к области космической техники, в частности к системам обеспечения требуемого теплового режима космических аппаратов.
Известно устройство системы терморегулирования, описанное в статье Быкова С.М., Сакриер В.А. «Система обеспечения теплового режима блока выведения «ИКАР» (Сборник научно-технических статей по ракетно-космической тематике. Под редакцией Козлова Д.И. - Самара, 1999. - с.212-216), состоящее из двух взаимосвязанных контуров обогрева и охлаждения, в которых автономно насосами гидроблоков прокачивается теплоноситель, а массообмен между которыми осуществляется посредством регулятора расхода жидкости.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предложенному техническому решению является устройство системы терморегулирования космического аппарата и орбитальной станции (патент на изобретение RU 2148540, опубликованный 10.05.2000 г., B64G 1/50, G05D 23/20), содержащее связанные между собой замкнутые циркуляционные контуры обогрева и охлаждения, регулятор расхода жидкости, выполненный с шаговым двигателем, систему управления, датчики температуры, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкости, при этом контур обогрева содержит соединенные между собой гидроблок с датчиком перепада давления, газожидкостные и змеевиковые теплообменники, термоплаты, гидрокомпенсатор, дренажный клапан, а в контуре охлаждения последовательно установлены соединенные между собой трубопроводами гидроблок с датчиком перепада давления и радиационный теплообменник.
При отказе регулятора, до его замены, управление расходом теплоносителя производится двумя электронасосными агрегатами.
Недостатком известного технического решения, а также выше описанной конструкции является недостаточная надежность работы устройства при длительном сроке эксплуатации вследствие возможности отказа входящего в состав системы регулятора расхода жидкости и невозможности замены его в случае использования беспилотного космического объекта. Отказ регулятора расхода жидкости может привести к нарушению работы приборов и аппаратов космического объекта, не допускающих отклонения температуры от требуемой больше определенной величины.
Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности работы системы терморегулирования космического объекта при длительном сроке эксплуатации.
Поставленная задача решается тем, что в устройстве системы терморегулирования космического объекта, содержащем связанные между собой замкнутые циркуляционные контуры обогрева и охлаждения, регулятор расхода жидкости, выполненный с шаговым двигателем, систему управления, датчики температуры, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкости, при этом контур обогрева содержит соединенные между собой гидроблок с датчиком перепада давления, газожидкостные и змеевиковые теплообменники, термоплаты, гидрокомпенсатор, дренажный клапан, а в контуре охлаждения последовательно установлены соединенные между собой трубопроводами гидроблок с датчиком перепада давления и радиационный теплообменник, согласно предложенному техническому решению система снабжена регулятором-переключателем, последовательно соединенным с регулятором расхода жидкости, первые выходы которых подключены к контуру охлаждения, а вторые выходы которых подключены к контуру обогрева, третий выход регулятора-переключателя взаимодействует с входом регулятора расхода жидкости, при этом на трубопроводе контура обогрева установлены датчики температуры, каждый из которых через систему управления электрически связан с регулятором-переключателем и регулятором расхода жидкости.
Технический результат заключается в том, что по сравнению с известными техническими решениями вновь созданная система терморегулирования космического объекта обеспечивает повышение надежности и бесперебойность работы в течение всего заданного срока эксплуатации.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором приведена схема устройства системы терморегулирования космического объекта.
Устройство включает замкнутые циркуляционные контур обогрева 1 и контур охлаждения 2, связанные через последовательно расположенные регулятор-переключатель 3 и регулятор расхода жидкости 4, выполненный с шаговым двигателем. Устройство также содержит систему управления 5, датчики температуры 6, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкости 4 и регулятором-переключателем 3.
В контуре обогрева установлены гидроблок 7, снабженный датчиком перепада давления 8, газожидкостные теплообменники 9, змеевиковый теплообменник 10, термоплаты 11, гидрокомпенсатор 12 с дренажным клапаном 13.
Контур охлаждения 2 содержит последовательно установленные гидроблок 14, снабженный датчиком перепада давления 15, и радиационный теплообменник 16.
Регулятор-переключатель 3 имеет три выхода. Один выход регулятора-переключателя 3 подключен к контуру охлаждения 2, второй его выход - к контуру обогрева 1, а третий выход подключен ко входу регулятора расхода жидкости 4.
Регулятор расхода жидкости 4 имеет два выхода. Один из них подключен к контуру охлаждения 2, а другой выход - к контуру обогрева 1.
На трубопроводе контура обогрева установлены датчики температуры 6, каждый из которых через систему управления 5 электрически связан с регулятором-переключателем 3 и регулятором расхода жидкости 4.
Устройство работает следующим образом.
Циркуляция теплоносителя, например, Л3-ТК-2 в контуре обогрева 1 и контуре охлаждения 2 обеспечивается соответственно с помощью гидроблоков 7, 14. Теплоноситель Л3-ТК-2 функционирует в рабочем диапазоне температур от минус 80 до плюс 50°С. Датчик перепада давления 8 установлен для контроля за работой гидроблока 7. За счет теплообмена с циркулирующим теплоносителем в змеевиковом теплообменнике 10, термоплатах 11 и газожидкостных теплообменниках 9 обеспечивается термостатирование приборов и агрегатов, установленных на термоплатах, и поддержание температуры газовой среды в заданном допусковом диапазоне в отсеках космического объекта. В устройстве установлен гидрокомпенсатор 12 с дренажным клапаном 13 для компенсации температурных изменений объема и утечек теплоносителя в контурах системы терморегулирования космического объекта.
Регулятор расхода жидкости 4 по сигналу системы управления 5 в зависимости от показаний датчиков температуры 6 обеспечивает соотношение расходов теплоносителя в магистралях контура обогрева 1 и контура охлаждения 2, осуществляя регулирование отвода избытка тепла из космического объекта и, при необходимости, излучения с поверхности радиационного теплообменника 16 в космическое пространство или отключение контура охлаждения 2 и перепуск теплоносителя по контуру обогрева 1.
При нормальной работе регулятора расхода жидкости 4 регулятор-переключатель 3 обеспечивает пропуск теплоносителя через третий выход. Циркуляция теплоносителя в контуре охлаждения обеспечивается гидроблоком 14, контроль за работой которого осуществляется с помощью датчика перепада давления 15.
При отказе (в случае аварийной ситуации) регулятора расхода жидкости 4 по сигналу системы управления 5 в зависимости от показаний датчиков температуры 6 управление передается регулятору-переключателю 3, в котором производится переключение потока теплоносителя (от третьего выхода к первому и второму выходам) и регулирование соотношения расходов теплоносителя в магистралях контура обогрева 1 и контура охлаждения 2. Тем самым обеспечивается гарантированное постоянное регулирование отвода избытка тепла из космического объекта при любой величине тепловой нагрузки при аварийных ситуациях.
Заявленная конструкция позволяет повысить надежность работы системы терморегулирования космического объекта при длительном сроке эксплуатации.