СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
TEMPERATURE CONTROL SYSTEM OF THE SPACECRAFT

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА).
Согласно патентам Российской Федерации (РФ) №2191359 [1], №2209750 [2] известны СТР 2 КА 1 (см. фиг.1), которые включают в себя гидроаккумуляторы (компенсаторы объема) 6, герметичная газовая полость 6.2 которых заправлена двухфазным рабочим телом, например фреоном 141в, и разделена сильфоном 6.3 от жидкостной полости 6.1, в условиях эксплуатации которая заполнена теплоносителем, например ЛЗ-ТК-2, и гидравлически сообщена с остальным жидкостным контуром, в котором циркулирует теплоноситель в результате функционирования электронасосного агрегата (ЭНА) 4 (остальные позиции на фиг.1: 3 - жидкостный контур; 5 - коллекторы сотовых панелей; 6.4 - электрообогреватели; 6.5 - теплоизоляция; 6.1.1 - штуцер жидкостной полости 6.1; X, Y, Z - оси системы координат КА; О - центр масс КА).
Основное функциональное назначение гидроаккумулятора, в частности, - это поддержание такой величины давления теплоносителя на входе в ЭНА и, следовательно, в жидкостной полости гидроаккумулятора, которая исключает возникновение кавитации при его работе ЭНА, и он обеспечивает стабильный расход теплоносителя в жидкостном контуре и, тем самым, обеспечивает требуемый тепловой режим приборов КА. Для поддержания требуемого давления теплоносителя в жидкостной полости гидроаккумулятора температуру газовой полости поддерживают не ниже требуемой величины (что обуславливает определенное давление упругости паров фреона 141в в газовой полости) путем периодического включения в работу (для компенсации утечек тепла и испарения соответствующего количества рабочего тела) электрообогревателя мощностью, например, 15 Вт (основного или резервного электрообогревателя в случае отказа основного). Такая вышеуказанная конструкция СТР, как показывают данные разработки телекоммуникационных спутников, получается оптимальной по массе и электропотреблению.
В настоящее время СТР должны высоконадежно (безотказно) функционировать на орбите не менее 15 лет.
Поэлементный анализ СТР показывает, что есть необходимость повышения надежности обеспечения поддержания необходимого давления (не менее определенной величины) на входе в ЭНА, т.к. в случае потери герметичности сильфона газовой полости при работоспособных всех остальных частях СТР, в том числе электрообогревателей газовой полости, СТР в целом становится неработоспособной.
Наиболее близким прототипом предлагаемому авторами новому техническому решению является СТР КА [1].
Как было показано выше, существенным недостатком известного прототипа [1] является недостаточно высокая надежность СТР, обусловленная недостаточно высокой надежностью обеспечения поддержания необходимого давления на входе в ЭНА (не менее определенной величины, исключающей кавитационный режим работы ЭНА).
Целью предлагаемого авторами нового технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.
Поставленная цель достигается тем, что в системе терморегулирования космического аппарата, содержащей жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем, включающий коллекторы сотовых панелей, электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, имеющий жидкостную полость, заполненную теплоносителем, и ее штуцер, соединенный с остальным жидкостным контуром на входе в электронасосный агрегат, и разделенную от нее сильфоном герметизированную газовую полость, заправленную двухфазным рабочим телом, снабженную установленными на ее днище основным и резервным электрообогревателями, причем газовая полость гидроаккумулятора на космическом аппарате установлена на максимально возможном удалении от центра масс аппарата по его продольной оси, штуцер жидкостной полости гидроаккумулятора расположен в районе днища газовой полости, а на днище жидкостной полости, обращенной к центру масс спутника, установлен дополнительный электрообогреватель, имеющий электрическую мощность, равную
доп
где N - электрическая мощность дополнительного электрообогревателя жидкостной полости гидроаккумулятора, Вт;
1
К=1,3 - коэффициент, учитывающий неучтенные факторы, действующие на гидроаккумулятор, на основе опытных данных;
S_тепл
t - температура паров теплоносителя, при которой реализуется величина давления паров его в жидкостной полости гидроаккумулятора не ниже давления кавитации электронасосного агрегата, °С;
S_фр
t - температура паров рабочего тела в газовой полости гидроаккумулятора, при которой реализуется величина давления паров его не ниже давления кавитации электронасосного агрегата, °С;
окр
t - средняя температура окружающих гидроаккумулятор элементов конструкции аппарата, °С;
- электрическая мощность основного (или резервного) электрообогревателя газовой полости гидроаккумулятора, Вт, 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 системе терморегулирования космического аппарата.
На фиг.2 изображена принципиальная схема предложенной СТР, где: 1 - КА; 2 - СТР; 3 - жидкостный контур, в котором циркулирует теплоноситель (например, ЛЗ-ТК-2); 4 - ЭНА; 5 - коллекторы сотовых панелей, на внутренних обшивках которых установлены приборы КА, а поверхности внешних обшивок являются излучательными радиаторами; 6 - гидроаккумулятор; 6.1 - жидкостная полость - часть ее объема 6.1.2 (в районе установки периодически работающего дополнительного электрообогревателя 6.6) заполнена парами теплоносителя, а в остальной части - жидкой фазой теплоносителя (в случае работоспособности газовой полости 6.2: сильфон 6.3 герметичен, а электрообогреватели 6.4 периодически работают - жидкостная полость 6.1 полностью заполнена жидкой фазой теплоносителя); 6.2 - газовая полость (в случае потери герметичности сильфона 6.3 (рабочее тело постепенно проникает в жидкостный контур и растворяется в теплоносителе, а теплоноситель, в свою очередь, проникает в газовую полость и заполняет ее) и при периодически работающем дополнительном электрообогревателе 6.6 указанный сильфон 6.3 сжат - сидит на упоре газовой полости 6.2); 6.4 - электрообогреватели (основной и резервный) газовой полости 6.2; 6.5 - теплоизоляция гидроаккумулятора 6; 6.6 - дополнительный электрообогреватель жидкостной полости 6.1 (как показывают расчеты, его электрическая мощность должна быть ≈36 Вт); 6.1.1 - штуцер жидкостной полости 6.1; О - центр масс КА; X, Y, Z - оси системы координат КА.
Гидроаккумулятор (согласно предложенному авторами техническому решению) на КА установлен согласно требованиям патента РФ №2329920 [3], что обеспечивает в условиях эксплуатации на орбите нахождение жидкой фазы теплоносителя в районе штуцера 6.1.1.
Работа предложенной СТР КА на орбите происходит следующим образом.
В случае работоспособности сильфона и основного или резервного электрообогревателя газовой полости дополнительный электрообогреватель выключен и требуемое рабочее давление теплоносителя на входе в ЭНА обеспечивается поддержанием соответствующей величины упругости паров рабочего тела в газовой полости периодической работой основного (или резервного) электрообогревателя (15 Вт).
В случае отказа сильфона или обоих электрообогревателей газовой полости, требуемое рабочее давление теплоносителя на входе в ЭНА обеспечивается поддержанием соответствующей величины упругости паров теплоносителя в жидкостной полости в результате периодического включения в работу дополнительного обогревателя электрической мощностью (≈36 Вт), обеспечивающей вышеуказанное требуемое давление на входе в ЭНА:
доп
где N - электрическая мощность дополнительного электрообогревателя жидкостной полости гидроаккумулятора, Вт;
1
K=1,3 - коэффициент, учитывающий неучтенные факторы, действующие на гидроаккумулятор, на основе опытных данных;
S_тепл
t - температура паров теплоносителя, при которой реализуется величина давления паров его в жидкостной полости гидроаккумулятора не ниже давления кавитации электронасосного агрегата, °С;
S_фр
t - температура паров рабочего тела в газовой полости гидроаккумулятора, при которой реализуется величина давления паров его не ниже давления кавитации электронасосного агрегата, °С;
oкр
t - средняя температура окружающих гидроаккумулятор элементов конструкции аппарата, °С;
- электрическая мощность основного (или резервного) электрообогревателя газовой полости гидроаккумулятора, Вт.
Таким образом, как видно из вышеизложенного, в результате выполнения СТР КА согласно предложенному авторами техническому решению обеспечивается работоспособность СТР и КА в целом в случае отказа:
- сильфона;
- или обоих электрообогревателей газовой полости;
- или одновременно сильфона и обоих электрообогревателей газовой полости, т.е. предложенное авторами техническое решение повышает надежность работы СТР КА на орбите, и, следовательно, тем самым достигается цель изобретения.