СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА ПРИБОРОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Заявляемая полезная модель относится к космической технике, а именно, системам обеспечения теплового режима приборов космических аппаратов и объектов космической техники, требующих поддержания рабочей температуры и не имеющих возможности установки приборов на имеющиеся термостатируемыепосадочные поверхности космических аппаратов.
Известны системы обеспечения теплового режима (СОТР) (патент РФ на полезную модель №130299), (СОТР) космических аппаратов (КА), в которых тепловой режим приборов обеспечивается путем установки последних на термостатируемую поверхность с интегрированными в ее структуру тепловыми трубами. Такие поверхности обеспечивают необходимый рабочий температурный диапазон работы оборудования КА (обычно от 0°С до плюс 40°С). Отвод излишков тепла, выделяемого приборами, осуществляется с помощью регулируемой контурной тепловой трубы (ККТ), испаритель которой установлен на термостатируемой панели, а конденсатор встроен в радиационный теплообменник. Тепло, выделяемое приборами, собирается с помощью тепловых труб в зоне установки испарителя ККТ. Циркулирующий внутри КТТ двухфазный теплоноситель передает тепло от испарителя к конденсатору и, соответственно, к радиатору, излучающему тепло в открытое космическое пространство (патент РФ 130299).
Использование регулируемой КТТ позволяет не только существенно улучшить точность поддержания температуры в СОТР, но и сократить до минимума электрическую мощность, необходимую для поддержания заданной температуры панели в холодных режимах (т.е. когда отсутствует необходимость отведения тепла от панели). Однако, такие системы обеспечения теплового режима представляют собой законченный функциональный узел КА, являющийся общим для всех приборов КА, и могут быть использованы для обеспечения теплового режима работы только тех приборов, которые размещены на термостатируемой поверхности КА. При этом нередко требуется обеспечить работоспособность приборов, не размещенных непосредственно на космическом аппарате, а размещенных на выносных конструкциях, например, на антенной мачте КА. Как следствие, такие приборы не имеют физического контакта с термостатируемой посадочной поверхностью КА. Таким образом, недостатком технических решений с ККТ является невозможность обеспечения теплового режима приборов, размещенных на не термостатироованных поверхностях КА.
Наиболее близким по технической сути предлагаемого технического решения является система, описанная в патенте РФ на полезную модель RU №97983.
Система размещена в негерметичном корпусе, укрытом теплоизоляцией и имеет возможность функционировать на внешней поверхности космического аппарата в диапазоне от минус 100°С до плюс 100°С на месте ее установки, имеет электрические нагреватели, установленные на внутренней поверхности корпуса прибора, которые имеют возможность включаться при достижении на корпусе температуры точки нижнего предельного значения и выключаться при достижении на корпусе температуры точки верхнего предельного значения. Система имеет стабилизированное питание плюс 28 В. При работе системы осуществляется отслеживание потребляемой бортовой регистрирующей аппаратурой мощности с помощью термодатчиков, расположенных на основании корпуса каждого канала бортовой регистрирующей аппаратуры, и, при превышении значения установленной температуры, осуществляется отключение, по крайней мере, одной секции системы питания и соответствующего ей модуля регистрации. Минимизация энергопотребления системы охлаждения КА осуществляется за счет использования только внутренних ресурсов регистрирующей аппаратуры (без привлечения обычных охлаждающих систем КА). Задачу регулирования температуры и мощности потребления система решает «жестким» образом - полным отключением одного и более электронных модулей прибора. Во многих приборах КА такой алгоритм функционирования недопустим. В частности, в приборах управления многостепенными механизмами наведения (трипод, гексапод и т.п.) отключение одного из электронных модулей (например, канала управления линейным приводом) может привести к функциональному отказу всего приборах в целом и к невыполнению целевой задачи наведения платформы. Кроме того, система стабилизированного питания космического аппарата также может быть недоступна для приборов, не размещенных непосредственно на космическом аппарате, и питание может осуществляться от нестабилизированных источников, например, при непосредственном питании прибора от солнечных батарей. При этом подаваемое напряжение может изменяться в широком диапазоне (согласно теоретическим расчетам, от 75% до 550% от номинального значения). Таким образом, основным недостатком технического решения, указанного в патенте RU №97983, является невозможность запуска приборов в неконтролируемых температурных условиях (т.н. "холодного старта") с ограничением потребляемой мощности при изменении питающего напряжения в широком диапазоне.
Целью заявляемой системы обеспечения теплового режима приборов космических аппаратов является обеспечение возможности запуска приборов в неконтролируемых температурных условиях, при нечувствительности предлагаемой системы к изменению питающего напряжения в широких диапазонах.
Система обеспечения теплового режима прибора космического аппарата (КА) с заданными термодинамическими свойствами, размещенная вне термостабилизированных поверхностей КА, содержащая, по крайней мере, один терморегулятор, постоянно подключенный к источнику питания и соединенный электрически с нагревательными элементом, термодатчики, связанные с микроконтроллером, который связан с нагревательными элементами функциональных модулей прибора, и коммутатор от источника питания к функциональным модулям; при этом, имеет два контура регулирования температуры, а первый контур содержит нагревательный элемент основной системы регулирования температуры, связанный с источником питания через первый терморегулятор, имеющий температуру размыкания, равную температуре гарантированного включения основной системы регулирования температуры, и расположенный близко к первому терморегулятору; а второй контур содержит основную систему регулирования температуры, подключенную к источнику питания через второй терморегулятор, имеющий температуру включения, равную нижнему граничному значению рабочего диапазона температуры основной системы регулирования температуры; а основная система регулирования температуры включает термодатчики функциональных модулей и широкодиапазонный аналого-цифровой преобразователь измерения напряжения, связанные с микроконтроллером, который связан с нагревательными элементами функциональных модулей и коммутатором от источника питания к функциональным модулям.
Техническим результатом заявленного технического решения является обеспечение возможности запуска приборов в неконтролируемых температурных условиях (т.н. "холодного старта") с регулированием потребляемой мощности при изменении питающего напряжения в широком диапазоне.
На фиг. 1 представлена структурная схема прибора.
На фиг. 2 представлен эскиз конструкции прибора.
На фиг. 1 приведена структурная схема прибора космического аппарата, оснащенного предлагаемой системой обеспечения теплового режима. Прибор (1) содержит электронный модуль СОТР (2), а также один или несколько функциональных электронных модулей ФЭМ (3). Количество электронных модулей варьируется в зависимости от назначения и выполняемых функций прибора космического аппарата. На фиг. 1 обозначено напряжение питания прибора U.
Систему обеспечения теплового режима составляют:
электронный модуль СОТР (2) и входящие в него:
биметаллические терморегуляторы (4 и 5),
нагревательные элементы электронного модуля СОТР (6),
основная система регулирования температуры (7),
коммутатор (8);
датчики температуры электронных модулей прибора (9);
нагревательные элементы электронных модулей прибора (10).
На фиг. 2 показан эскиз конструкции прибора. Функциональные электронные модули (3) конструктивно объединены в единый блок, а электронный модуль СОТР (2) соединяется с блоком электронных модулей через теплоизолирующую прокладку (6). Собранная таким образом электронная конструкция через теплоизолирующую прокладку (5) устанавливается на посадочной поверхности (4), которая может иметь температуру в диапазоне от минус 80°С до плюс 80°С. Величины тепловых сопротивлений прокладок (5) и (6) рассчитываются на этапе разработки в зависимости от условий работы прибора, его номинальной потребляемой мощности, и требуемого режима работы прибора с точки зрения распределения потребляемой мощности по времени.
2
Ожидается применение предлагаемой СОТР при следующих условиях. Подавляющее большинство электрорадиоизделий (ЭРИ), применяющихся в составе современных приборов космических аппаратов, имеет температурный диапазон работы отминус 55°С до плюс 125°С (см. документацию производителей ЭРИ). Поверхность, на которую осуществлена установка прибора, при этом может иметь температуру в диапазоне отминус 80°С до плюс 80°С (например, в зависимости от расположения КА относительно внешних источников излучения). При температуре поверхности отминус 55°С прибор может сохранять работоспособность при условии ограниченной допустимой мощности тепловыделения, т.е. отсутствии перегрева. Однако, при понижении температуры ниже минус 55°С стабильная работа ЭРИ в составе прибора не гарантирована, и холодный старт такой системы может не состояться. Использование резисторов R в качестве нагревательных элементов для предварительного нагрева всего прибора и последующего старта в условиях изменения напряжения питания U в диапазоне от 75% до 550% от номинального значения повлечет изменение мощности потребления Р=U/R в диапазоне от 56% до 3000% от номинального значения.
Система работает следующим образом (см. фиг. 1).
При подаче напряжения питания и любом его значении из указанного выше диапазона через нормально замкнутый контакт терморегулятора (4), настроенный на температуру размыкания минус 5°С, и нагревательные элементы электронного модуля СОТР (6) начинает протекать ток и выделяться тепло. При этом сопротивление нагревательных элементов (резисторов) рассчитывается на этапе проектирования изделия с учетом номинального значения потребляемой мощности и не превышает его даже при значении напряжения питания на верхней границе диапазона. Питание на функциональные электронные модули (3) и основную систему регулирования температуры в составе ЭМ СОТР (7) при этом не подается, т.к. нормально разомкнутый контакт терморегулятора (5) настроен на температуру замыкания выше минус 20°С. Постепенно электронный модуль СОТР разогревается, при достижении температуры минус 20°С срабатывает терморегулятор (5) и подается питание на систему регулирования температуры. После этого начинает работу система регулирования температуры (7), которая осуществляет процесс прогрева всех ФЭМ (3), контролируя при этом потребляемую мощность. Основная система регулирования температуры (7) состоит из стабилизатора напряжения, микроконтроллера, силовых транзисторов и предусилительных каскадов к ним, а также цепей аналогового ввода. Получая сигнал с датчика температуры (9), расположенного в каждом ФЭМ (3), система регулирования температуры осуществляет процесс прогрева путем подачи тока на нагревательные элементы (10), также расположенные в каждом ФЭМ в режиме широтно-импульсной модуляции сигналов управления силовыми транзисторами. При этом СРТ работает в замкнутом режиме с обратной связью по напряжению питания U и температуре ФЭМ, поддерживая мощность потребления не выше допустимой. По достижении рабочего значения температуры всех функциональных модулей СРТ (7) с помощью коммутатора (8) подает питание на все ФЭМ (3). Прибор запускается и переходит в рабочий режим. Далее в зависимости от выделяемой функциональными элементами модулей мощности в рабочем режиме СРТ (7) может при необходимости продолжить дополнительный подогрев.
Охлаждение всей системы достигается путем теплопередачи от прибора к посадочной поверхности через прокладку (5) (см. фиг. 2). Тепловое сопротивление прокладки рассчитывается на стадии проектирования изделия исходя из номинальной мощности потребления прибора и его режимов работы. При этом оно должно быть рассчитано так, чтобы не допускался перегрев ЭРИ в составе прибора даже при температуре посадочной поверхности плюс 80°С.
Таким образом, представленная система обеспечения теплового режима приборов космического аппарата, позволяет проводить термостатирование бортовой аппаратуры в рабочем диапазоне температур в условиях установки на посадочной поверхности КА, имеющий температуру в диапазоне от минус 80°С до плюс 80°С, при изменении питающего напряжения в диапазоне от 75% до 550% от номинального значения и ограниченной мощности потребления.