КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ
SPACECRAFT

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано, например, при создании телекоммуникационных космических аппаратов (КА).
Известно (см. патент RU № 2574499 [1]), что для обеспечения работоспособности любого элемента КА в космических условиях эксплуатации на орбите необходимо, в первую очередь, обеспечить поддержание их температур в требуемых рабочих диапазонах (в том числе системы электропитания (СЭП)), что в составе КА функционально обеспечивает СТР КА, и в связи  с этим СТР является главной обеспечивающей работоспособность КА системой, определяющей его оптимальную конфигурацию и, следовательно, минимально возможную массу: в среднем СТР КА занимают 9% массы КА и удельные массовые затраты на отвод в космическое пространство 1 кВт тепловой выходной нагрузки - 22 кг/кВт.
Также важной обеспечивающей работоспособность КА системой, определяющей минимально возможную массу КА, является СЭП КА (см. патент RU № 2509691 [2]): СЭП в среднем занимают 20% массы КА и удельные массовые затраты на генерацию выходной электрической мощности - 207 кг/кВт.
Анализ, проведенный при создании мощного, например, КА с тепловой нагрузкой ≈18 кВт и соответственно с электрической мощностью СЭП 27÷30 кВт, показал: как СЭП, так и СТР имеют такие конструкции, которые обуславливают относительно повышенные массы их в общей массе КА (и из-за этого отсутствует возможность установки в составе полезной нагрузки  дополнительной целевой аппаратуры, что существенно важно для телекоммуникационных КА).
Наиболее близким прототипом предлагаемого изобретения является [2].
Известный космический аппарат содержит СТР с приборами для отбора, подвода и сброса тепла, (например, в случае использования [1] – см. там фигуру 2 - испарители с капиллярными насосами выполняют функции приборов подвода тепла, а раскрываемые панели с их коллекторами выполняют функции  приборов сброса тепла), СЭП, включающей солнечные батареи, комплекс автоматики и стабилизации напряжения (КАС), аккумуляторные батареи с устройством их контроля, аппарат также  включает бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной.
Как выше показано, как СЭП, так и СТР имеют такие конструктивные особенности, которые обуславливают (в первую очередь – СЭП) относительно повышенные массы их в  общей массе КА, что является существенным недостатком известного технического решения [2].
Технической проблемой изобретения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.
Указанная техническая проблема решается за счет того, что в космический аппарат, содержащий систему терморегулирования с приборами для отбора, подвода и сброса тепла, систему электропитания, включающую солнечные батареи, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторные батареи с устройством их контроля, бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, между приборами подвода тепла и приборами отвода тепла системы терморегулирования введена микротурбина с подключённым к её ротору электрогенератором, выходные клеммы которого с помощью кабеля соединены с комплексом автоматики и стабилизации напряжения системы электропитания.
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 проявляет тех же свойств, что в заявляемом изобретении.
В настоящее время авторами разработан физический макет, и проведены его экспериментальные исследования. В соответствии с предложенным  авторами изобретением применительно к КА с электрической мощностью СЭП 30 кВт, из них израсходуется в виде полезной выходной мощности полезной нагрузки в количестве не менее 12 кВт,   а остальная мощность – 18 кВт превращается в тепловую нагрузку на СТР: в опытном образце физического макета КА согласно предложенному авторами изобретению в качестве СТР использована СТР, соответствующая фигуре 2 патента [1], в которой в результате циркуляции теплоносителя по замкнутому жидкостному контуру с помощью ЭНА 11 кВт излучается поверхностями панелей «+Z» и «-Z» МПН и МСС (см. фигуру 2 [1]), а 7 кВт тепла (аккумулированный в теплоносителе ЛЗ-ТК-2 при температуре не менее 60°С) поступает в испарители с капиллярными насосами - приборы подвода тепла (согласно принятому в [2] термину). В испарителях с капиллярными насосами - приборах подвода тепла  циркулирующий в двухфазном контуре теплоноситель (ЛЗ-ТК-2) передает 3,5 кВт тепла рабочему телу (аммиаку), циркулирующему в контуре в результате функционирования капиллярного насоса (расход жидкого аммиака ≈ 4 г/с). При этом аммиак нагревается, затем испаряется и превращается полностью в пар высокого давления (≈ 2,31 МПа) с температурой, равной не менее 55°С. Далее вышеуказанный горячий пар аммиака из двух испарителей поступает на микротурбину и совершает работу, раскручивая ротор микротурбины и подключенного к ней электрогенератора, где происходит генерация электрического тока с выходным напряжением не менее 27 В, и по кабелю, соединяющему  выходные клеммы электрогенератора с КАС, осуществляется передача электрической мощности, выработанной СТР, СЭП. После микротурбины парообразный аммиак поступает в коллекторы двух раскрываемых панелей - приборы сброса тепла (согласно принятому в [2] термину), где полностью конденсируется в результате излучения остаточного тепла с поверхностей раскрываемых панелей в космическое пространство. Далее полностью сконденсировавшийся аммиак поступает в капиллярные насосы, и в испарителях происходит снова кипение аммиака, и цикл заново повторяется.
Анализ предварительных опытных данных показывает, что реализация предложенных авторами изобретения обеспечивает:
1) из подведенных к двум раскрываемым панелям радиатора 7 кВт тепла, на выходе электрогенератора получена электрическая мощность ≈ 0,6 кВт с напряжением не менее 27 В и осуществлена подача этой мощности СЭП, т.е. коэффициент полезного действия предложенного технического решения обеспечивает не менее 8%;
2) при этом масса турбины с электрогенератором и кабелем, соединяющим его с СЭП, составляет не более 12 кг;
3) в результате уменьшения отводимой в космическое пространство двумя раскрываемыми панелями радиатора тепловой мощности с 7 кВт до (7 - 0,6) = 6,4 кВт уменьшается требуемая площадь раскрываемых панелей и, следовательно, уменьшается их масса суммарно на 14 кг;
4) в результате подвода к СЭП 0,6 кВт электрической мощности обеспечивается снижение требуемой площади СБ: согласно данным таблицы 4 источника информации “УДК 629.783. М.В.Лукьяненко, В.С.Кудряшов. Энерговооруженность космических аппаратов и бортовые источники электроэнергии” для существующих в настоящее время СЭП при К.П.Д. фотогенерирующей части СБ (26,5 - 29)% 1 кг массы СБ (фотогенерирующая часть и каркас панелей) обеспечивает ≈104 Вт/кг, т.е. обеспечивается снижение массы СЭП на (600 : 104) ≈ 6 кг. (Cледует отметить: из-за уменьшения нагрузки на СЭП также дополнительно уменьшится масса кабелей в составе СЭП).
Таким образом достигается технический результат, заключающийся в общем снижении массы КА: обеспечивается снижение массы СЭП на 6 кг, и массы СТР на 2 кг, и обеспечит повышение массы МПН на 8 кг, что существенно для телекоммуникационных КА.