СПОСОБ КОМПОНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
SPACE VEHICLE LAYOUT DESIGN METHOD

Изобретение, созданное авторами в порядке выполнения служебного задания, относится к космической технике, в частности к телекоммуникационным спутникам.
Известны способы компоновки телекоммуникационных спутников по патентам Российской Федерации №2151722 [1], №2237600 [2], по которым приборы модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС) спутника устанавливают на трехслойных сотовых панелях (далее в тексте: сотовые панели) с встроенными в них под приборами коллекторами для циркуляции теплоносителя, а сотовые панели +Z, -Z радиаторов МПН и МСС с встроенными в панели коллекторами для циркуляции теплоносителя соответственно размещают в перпендикулярных плоскостях к осям +Z, -Z спутника.
Преимуществом вышеуказанных известных способов компоновки является обеспечение проведения наземных испытаний на работоспособность собранного спутника как в вертикальной, так и горизонтальной термобарокамере в результате отвода избыточного тепла от приборов, а затем - от радиаторов при любом положении их в пространстве при испытаниях.
Однако существенным недостатком известных способов [1], [2] является повышенная масса сотовых панелей радиаторов, т.к.:
1) суммарная длина сдублированных коллекторов панелей радиаторов равна нескольким десяткам метров, например около 50 м;
2) коллекторы имеют сравнительно большой внутренний диаметр, например 16 мм;
3) суммарный объем (и масса) теплоносителя в жидкостных трактах коллекторов из-за их сравнительно больших длин и внутренних диаметров также получается большим;
4) повышенная толщина сотовых панелей радиаторов из-за применения вышеуказанных встроенных в сотовые панели коллекторов с относительно большим внутренним диаметром.
Известен способ компоновки космического аппарата по патенту РФ №2092398 С1 [3], согласно которому сотовые панели радиаторов с встроенными в них тепловыми трубами размещают в плоскостях, перпендикулярных осям +Z, -Z,+Y, -Y аппарата, а приборы модулей служебных систем и полезной нагрузки устанавливают на наружных поверхностях внутренних обшивок панелей радиаторов, перпендикулярных осям +Z, -Z, и на поверхностях, размещенных между указанными панелями радиаторов с встроенными тепловыми трубами.
Для экваториального (геостационарного) спутника поверхности, перпендикулярные осям +Z и -Z, соответствуют его «северной» и «южной» сторонам. Оси +Y, -Y спутника ориентированы в «восточном» и «западном» направлениях. Продольная ось X направлена по радиусу-вектору орбиты.
Преимуществом известного способа компоновки [3] является обеспечение компактности спутника. Однако вышеуказанный известный способ компоновки космического аппарата обладает существенным недостатком - сотовые панели радиаторов, размещенные в перпендикулярных плоскостях к осям +Y, -Y аппарата, имеют повышенную массу, т.к.:
1) указанные сотовые панели имеют повышенную толщину из-за встраивания в них двух различных типов тепловых труб (см. фиг.8 и 9 в материалах заявки) таким образом, что одна из полок одной тепловой трубы соприкасается с одной из полок другой тепловой трубы и, например, при применении тепловых труб с диаметром парового канала 6,3 мм (технологически минимально возможный диаметр) толщина сотовой панели равна ≈26 мм;
2) снаружи (со стороны, обращенной в космическое пространство) каждая вышеуказанная панель содержит (см. фиг.6 в материалах заявки) шторки с пружинными приводами и электромеханической системой зачековки и расчековки;
3) вышеуказанные панели имеют повышенную суммарную площадь для излучения одного и того же количества избыточного тепла по сравнению с панелями, размещенными в перпендикулярных плоскостях к осям +Z, -Z спутника, т.к. панели радиатора, размещенные в перпендикулярных плоскостях к осям +Y, -Y аппарата, излучают избыточное тепло в космическое пространство периодически (т.е. работает та панель, которая обращена в теневую сторону).
Кроме того, недостатком является то, что не представляется возможным испытать собранный спутник на работоспособность в наземных условиях, что в настоящее время обязательно, даже в горизонтальной термобарокамере (т.к. для данного способа компоновки космического аппарата размещение тепловых труб таково, что при наземных испытаниях невозможно обеспечить горизонтальное положение (для обеспечения работоспособности) всех установленных на аппарате тепловых труб даже в горизонтальной термобарокамере (см. два последних предложения в предпоследнем абзаце в описании изобретения [3])).
Следует также отметить, что в настоящее время технологические процессы встраивания тепловых труб П-образной (и Г-образной) конфигурации в П-образные (и Г-образные) сотовые панели промышленностью не освоены, а в случае прикрепления таких тепловых труб к поверхностям сотовых панелей и приборов, установленных на сотовых панелях, суммарная масса (для одинаковой площади сотовых панелей с одинаковыми длинами однотипных тепловых труб): сотовые панели П-образной (и Г-образной) конфигурации плюс тепловые трубы П-образной (и Г-образной) конфигурации, получается больше (на 4-7%), чем масса сотовых панелей с встроенными в них тепловыми трубами, и, таким образом, в настоящее время не представляется возможным применение П-образных (и Г-образных) сотовых панелей с встроенными в них тепловыми трубами П-образной (и Г-образной) конфигурации.
Таким образом, общим существенным недостатком вышеуказанных известных способов компоновки спутников является увеличение массы спутника из-за использования при компоновке радиаторов с повышенной массой.
Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является способ компоновки космического аппарата согласно [3].
По известному способу (см. фиг.6-10) компоновку космического аппарата выполняют следующим образом:
- предусматривают изготовление, сборку, отработку и наземные испытания по отдельности:
- приборного блока полезной нагрузки 3 с радиаторами +Z, -Z (см. фиг.6 и 7, где: 2 - приборы; 3 - приборный блок полезной нагрузки; 25, 26 - встроенные в сотовую панель П-образной конфигурации П-образные и Г-образные тепловые трубы; 6 - информационно-логический приборный блок (ИЛБ); 7 - энергодвигательный приборный блок (ЭДБ); 32 - шторки радиаторов +Y, -Y и модуля полезной нагрузки (МПН) в целом;
- информационно-логического приборного блока 6 (ИЛБ) с радиаторами +Y, -Y (см. фиг.8 и 9, где 6 - ИЛБ; 4 - приборы; 16 и 17 - радиаторы +Y, -Y, являющиеся частью Н-образной сотовой панели с встроенными прямыми тепловыми трубами 28 и П-образными тепловыми трубами 27; 31 - приборная центральная панель; ИЛБ является частью модуля служебных систем (МСС));
- энергодвигательного приборного блока 7 (ЭДБ) с радиаторами +Z, -Z (см. фиг.10, где: 5 - приборы; 7 - ЭДБ; 28, 29, 30 - встроенные в сотовую панель U-образной конфигурации U (П)-образные тепловые трубы; ЭДБ является частью модуля служебных систем (МСС);
предусматривают сборку спутника: объединяют в единое целое по механическим, электрическим интерфейсам МПН и МСС (в том числе: приборный блок полезной нагрузки 3 плюс ИЛБ 6 с ЭДБ 7) и считают, что изготовление (сборка) спутника завершено и он готов к запуску на рабочую орбиту.
Как было показано выше, существенным недостатком известного технического решения является увеличение массы космического аппарата из-за применения в его конструкции панелей радиаторов недостаточно совершенной конструкции, имеющих относительно большую массу.
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленного существенного недостатка.
Поставленная цель достигается выполнением компоновки космического аппарата таким образом, что предусмотренные для радиаторов коллекторы для циркуляции теплоносителя, соединенные с встроенными в приборных панелях коллекторами для циркуляции теплоносителя и совместно с ними образующие замкнутые циркуляционные контуры, устанавливают на наружных поверхностях внутренних обшивок их сотовых панелей напротив зон испарения тепловых труб, встроенных в сотовые панели радиаторов с размещением их зон конденсации параллельно оси +Y (-Y) аппарата, а зон испарения - по отношению к зонам конденсации, в направлении параллельно оси +Х аппарата, причем над каждым вышеназванным коллектором радиаторов устанавливают защитный экран, 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 заявляемом изобретении.
По предлагаемому способу (см. фиг.1-5) компоновку космического аппарата выполняют следующим образом:
- предусматривают изготовление:
- сотовых панелей радиаторов 1.1, 1.2, 2.1, 2.2 с встроенными в них тепловыми трубами 1.1.5, 1.1.6 (см. фиг.2, 3, 4; аналогично для других вышеуказанных панелей радиаторов) с внутренним диаметром, например, 6,3 мм, с размещением зон конденсации 1.1.5.1, 1.1.6.1 (см. фиг.4) параллельно оси +Y (-Y) космического аппарата, а зон испарения 1.1.5.2, 1.1.6.2 (см. фиг.3) - по отношению к зонам конденсации - в направлении параллельно оси +Х аппарата;
- коллекторов 1.1.7, 1.1.8 для циркуляции теплоносителя, предназначенных для установки (см. фиг.3) на наружных поверхностях 1.1.2.1 внутренних обшивок 1.1.2 сотовых панелей 1.1 радиаторов (на фиг.3: 1.1 - сотовая панель; 1.1.1 - сотовый заполнитель; 1.1.2 - внутренняя обшивка; 1.1.2.1 и 1.1.2.2 - наружная и внутренняя поверхности соответственно внутренней обшивки 1.1.2; 1.1.3 - наружная обшивка; 1.1.3.1 и 1.1.3.2 - наружная и внутренняя поверхности соответственно наружной обшивки 1.1.3; 1.1.10 - оптический солнечный отражатель);
- защитных экранов 1.1.9 (см. фиг.3), предназначенных для установки над коллекторами 1.1.7 (1.1.8) для циркуляции теплоносителя, размещенными на наружных поверхностях 1.1.2.1 внутренних обшивок 1.1.2 сотовых панелей 1.1 радиаторов;
- по отдельности МПН 1 и МСС 2, объединяемых в единое целое по механическим, электрическим и гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления перед испытаниями собранного космического аппарата;
- трехслойных сотовых (приборных) панелей 1.3, 1.4, 1.5, 2.3, 2.4, 2.5 с встроенными в них сдублированными (функционально одинаковыми и независимыми) коллекторами для циркуляции теплоносителя - см. фиг.5 (аналогично для других вышеуказанных панелей): 1.3 - трехслойная сотовая приборная панель; 1.3.3, 1.3.4 - приборы; 1.3.1, 1.3.2 - коллекторы для циркуляции теплоносителя; 1.3.11 - ЭВТИ - экранно-вакуумная теплоизоляция (для исключения нерегулируемого теплообмена и уменьшения до минимума поступления внешнего солнечного теплового потока на грани спутника по направлении осей +Х, -X, +Y, -Y);
- устанавливают трехслойные сотовые панели радиаторов МПН и МСС 1.1, 1.2, 2.1, 2.2 с встроенными в них тепловыми трубами 1.1.5, 1.1.6 (см. фиг.2; аналогично для других панелей радиаторов) в плоскостях, перпендикулярных к осям +Z, -Z аппарата (северная и южная стороны спутника; излучающие поверхности панелей радиаторов, обращенные на север и юг, покрыты оптическими солнечными отражателями 1.1.10 - см. фиг.3, 4));
- между панелями радиаторов 1.1, 1.2, 2.1, 2.2 устанавливают трехслойные сотовые панели 1.3, 1.4, 1.5, 2.3, 2.4, 2.5 с встроенными в них сдублированными коллекторами 1.3.1, 1.3.2 (см. фиг.5; аналогично для других вышеуказанных панелей) и на них напротив расположения коллекторов размещают большую часть приборов 1.3.3, 1.3.4 спутника (см. фиг.5) (другую часть приборов 1.1.4 (см. фиг.4) спутника с относительно небольшими тепловыделениями и с широкими допустимыми изменениями рабочих температур размещают на поверхностях панелей радиаторов 1.1, 1.2, 2.1, 2.2, расположив их напротив излучающих поверхностей 1.1.10);
- устанавливают (прикрепляют) - см. фиг.3 - коллекторы 1.1.7 и 1.1.8 радиаторов для циркуляции теплоносителя на наружных поверхностях 1.1.2.1 внутренних обшивок 1.1.2 их сотовых панелей 1.1 напротив зон испарения 1.1.6.2 (1.1.5.2) тепловых труб 1.1.6, 1.1.5, встроенных в сотовые панели 1.1 радиаторов с размещением (см. фиг.4) зон конденсации 1.1.6.1 (1.1.5.1) параллельно оси +Y (-Y), а зон испарения (см. фиг.3) 1.1.6.2, 1.1.5.2 - по отношению к зонам конденсации - в направлении параллельно оси +Х аппарата;
- соединяют трубопроводами встроенные в сотовые панели коллекторы и коллекторы, установленные на панелях радиаторов, образовав два замкнутых сдублированных, функционально одинаковых и независимых гидравлических контура для циркуляции теплоносителя (циркуляцию теплоносителя по каждому замкнутому контуру осуществляет электронасосный агрегат, предусмотренный в каждом контуре);
- над каждым вышеуказанным коллектором 1.1.7, 1.1.8 радиаторов устанавливают защитный экран 1.9 (см. фиг.3) (например, экран из латунной ленты толщиной 0,1 мм в два слоя).
Встроенные в сотовые приборные панели коллекторы и коллекторы, установленные на сотовых панелях радиаторов, соединяют трубопроводами таким образом, что образуется два замкнутых гидравлических контура, объединяющих соответствующие коллекторы всех панелей, в том числе коллекторы радиаторов, расположенных в плоскостях, перпендикулярных к осям +Z, -Z.
Таким образом, внешний тепловой поток с освещенной Солнцем панели радиатора переносится жидким теплоносителем на неосвещенную панель, тем самым позволяя уменьшить суммарную площадь (и массу) радиаторов, обеспечивая тот же уровень максимальных температур.
Следует дополнительно отметить, что в результате такой компоновки космического аппарата обеспечивается работоспособность тепловых труб при наземных испытаниях аппарата как в вертикальной, так и в горизонтальной термобарокамере.
Для повышения надежности коллекторы панелей радиаторов защищены от воздействия микрометеоритов и техногенных частиц защитными экранами.
Работа скомпонованного по предложенному способу космического аппарата происходит следующим образом.
Избыточное тепло, выделяющееся при работе приборов 1.3.3, 1.3.4 спутника, посредством теплопередачи передается теплоносителю, циркулирующему через коллекторы 1.3.1, 1.3.2, встроенные в сотовые панели 1.3, 1.4, 1.5, 2.3, 2.4, 2.5 и проложенные под приборами, и далее нагретый теплоноситель поступает в коллекторы радиаторов 1.1.7, 1.1.8, и избыточное тепло посредством теплопередачи передается от циркулирующего теплоносителя обшивкам радиаторов и испарительным зонам 1.1.5.2, 1.1.6.2 тепловых труб 1.1.5, 1.1.6, встроенных в сотовые панели радиаторов. Тепловые трубы равномерно распределяют тепловой поток по наружной обшивке радиаторов, после чего он излучается в космическое пространство.
Таким образом:
- тепловые трубы, встроенные в сотовые панели +Z, -Z радиаторов, выполняют следующие функции:
- отвод избыточного тепла от приборов, установленных на панелях +Z, -Z радиаторов;
- отвод тепла от теплообменных участков коллекторов, прикрепленных к панелям +Z, -Z радиаторов;
- равномерное распределение тепла по панелям +Z, -Z радиаторов;
- жидкостные коллекторы, встроенные в сотовые приборные панели и прикрепленные к панелям +Z, -Z радиаторов, выполняют следующие функции:
- отвод избыточного тепла от приборов, установленных на сотовых приборных панелях МПН и МСС, и частично от приборов, установленных на панелях +Z, -Z радиаторов;
- перенос избыточного теплового потока между панелями +Z, -Z радиаторов;
- выравнивание температурных полей на сотовых приборных панелях и в отдельных («горячих») температурных зонах на панелях +Z, -Z радиаторов;
- выполнение функций вертикально ориентированных (в смысле - относительно наземных испытаний) тепловых труб, что способствует проведению наземных испытаний собранного спутника на работоспособность как в горизонтальном, так и в вертикальном его положении; и, как показал анализ, в результате комплексной работы тепловых труб и коллекторов для обеспечения требуемого теплоотвода в космическое пространство потребуется относительно уменьшенная потребная суммарная площадь панелей +Z, -Z радиаторов.
Анализ показал:
- в результате применения в сотовых панелях +Z, -Z радиаторов встроенных и оригинально расположенных согласно предложенному техническому решению тепловых труб и размещения коллекторов для циркуляции теплоносителя на наружных поверхностях внутренних обшивок вышеуказанных панелей радиаторов и одновременно исключения из состава спутника относительно тяжелых (и сложных) панелей +Y, -Y радиаторов обеспечивается, например, для спутника с тепловой нагрузкой 4000 Вт суммарное снижение массы радиаторов спутника не менее чем на 3%;
- кроме того, обеспечивается относительное снижение массы спутника в целом в результате обеспечения повышенной компактности спутника в результате установки приборов на сотовых приборных панелях с встроенными в них коллекторами для циркуляции теплоносителя, размещенных между панелями +Z, -Z радиаторов как МПН, так и МСС, и переноса избыточного тепла, выделяющегося при их работе, циркулирующим по коллекторам теплоносителем на панели +Z, -Z радиаторов с оригинально встроенными в них тепловыми трубами согласно предложенному техническому решению, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.
В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации на разработку телекоммуникационного спутника.