способ компоновки космического аппарата

Формула изобретения

1. Способ компоновки космического аппарата, который выполняют состоящим из двух модулей: модуля полезной нагрузки и модуля служебных систем, и их приборы устанавливают на сотовых панелях с встроенными в них под приборами трактами для циркуляции теплоносителя, а радиаторы, имеющие тракты для циркуляции теплоносителя, размещают в перпендикулярных плоскостях к оси +Z (-Z) аппарата, отличающийся тем, что большинство приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на дополнительных панелях с встроенными в них трактами для циркуляции теплоносителя размещением их внутри предусмотренного свободного объема между панелями модуля служебных систем, а раскрывающиеся дополнительные панели радиатора с встроенными трактами на участке выведения аппарата на рабочую орбиту складывают параллельно к панелям модуля служебных систем, размещенным в перпендикулярных плоскостях к оси У (-У) аппарата.

2. Способ компоновки космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что тракты для циркуляции теплоносителя под приборами и радиаторов выполняют сдублированными и функционально одинаковыми и независимыми.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике, в частности к телекоммуникационным спутникам, и создано авторами в порядке выполнения служебного задания.

При создании телекоммуникационных спутников одним из главнейших требований является, в особенности при создании мощных спутников (7,5-15 кВт потребляемой электрической мощности), требование разработки такой компоновки спутника, чтобы обеспечивалось размещение приборов с достижением минимально возможной массы и габаритов спутника с одновременным обеспечением высокой надежности поддержания комфортных условий работы приборов при эксплуатации, т.е. система терморегулирования спутника, предназначенная для этих целей, также должна иметь минимально возможную массу, высокую надежность в течение длительного (15 и более лет) срока эксплуатации на орбите. При этом компоновка спутника должна быть такой, чтобы при наземных испытаниях и работах обеспечивалось удобство замены или ремонта обнаруженного при наземных испытаниях любого неисправного прибора на кондиционный.

Известны способы компоновки телекоммуникационных спутников по патентам Российской Федерации №2151722, №2237600, конструктивно состоящих из двух модулей: модуля полезной нагрузки (МПН) (размещены приборы целевой нагрузки) и модуля служебных систем (МСС) (размещены приборы служебных систем) - такая компоновка спутника обеспечивает, в частности, удобство обслуживания (ремонта или замены) приборов спутника: МСС размещен в нижней части спутника (относительно размещения спутника на ракете-носителе), и модули конструктивно разделены по плоскости механической стыковки их. Для спутников средней мощности (4-5 кВт) такая компоновка обеспечивает приемлемую массу, габариты спутника, поддержание комфортных условий приборов в условиях эксплуатации на орбите, обеспечиваемое системой терморегулирования, с достаточно высокой надежностью в течение 10-12 лет эксплуатации на орбите.

Однако при возрастании мощности спутника до 7,5-15 кВт количество приборов МПН существенно возрастает и это потребует, если выполнить компоновку спутника по известным решениям, увеличения высоты МПН в 1,5-2 раза (поперечные размеры ограничены диаметром ракеты-носителя) и массы конструкции его, связанной с этим. Кроме того, из-за увеличения тепловой нагрузки приходится существенно увеличить площадь радиаторов СТР, также приводящее к увеличению габаритов и массы спутника. При этом требование обеспечение срока эксплуатации, в частности СТР, в течение 15 и более лет с высокой надежностью, невозможно реализовать на практике без соответствующего увеличения массы СТР, используемых в известных технических решениях.

Анализ показал, что при создании мощного спутника (7,5-15 кВт) с длительным сроком эксплуатации (15 и более лет) общим существенным недостатком известных технических решений является неприемлемое увеличение продольного размера МПН и спутника, приводящее к дополнительному увеличению массы спутника за счет этого, и увеличение площади радиатора, который невозможно разместить на МСС по известным компоновкам спутника.

Кроме того, для обеспечения комфортных условий работы приборов (т.е. для высоконадежного их функционирования в течение длительного требуемого срока) должна использоваться высоконадежная СТР - известные СТР в известных компоновках недостаточно надежны: например, случайное (хотя и маловероятное) воздействие достаточно крупной техногенной частицы или микрометеоритов может привести к пробою (к потере герметичности) тракта с теплоносителем и приводит к отказу СТР.

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, выполненный на основе патента Российской Федерации №2237600.

По известному способу (см. фигуры 4-6) компоновку космического аппарата выполняют следующим образом:

- предусматривают изготовление по отдельности модуля полезной нагрузки (МПН) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2, объединяемых в единое целое по механическим, электрическим и гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления космического аппарата;

- размещают сотовые панели 1.1, 2.1 (с встроенными трактами для циркуляции теплоносителя) радиаторов МПН и МСС в плоскостях, перпендикулярных к оси +Z (-Z) аппарата (северная и южная стороны спутника);

- размещают приборы с относительно небольшим тепловыделением с широким допустимым изменением рабочего диапазона температур на поверхностях панелей радиаторов, расположенных напротив излучающих поверхностей;

- между панелями радиаторов МСС размещают сотовые панели 2.2, 2.3 (с встроенными трактами для циркуляции теплоносителя) и размещают на их поверхностях приборы с относительно высоким тепловыделением;

- между панелями радиаторов МПН размещают сотовую панель 1.2 (с встроенным трактом для циркуляции теплоносителя) и размещают на его поверхностях теплонапряженные приборы 1.3 МПН;

- соединяют трубопроводами встроенные в сотовые панели тракты и устройства системы терморегулирования в единое целое (после изготовления заправляемое теплоносителем) (см. фиг.6, где 1.1 - компенсатор объема; 1.2 - электронасосный агрегат; 1.3 - клапан-регулятор (необходим, чтобы температуру работающих приборов, установленных на панелях, обеспечивать в более узком диапазоне, чем температуры приборов, установленных на панелях радиаторов); 1.4 - гидромуфты (для обеспечения гидравлического интерфейса между МСС и МПН); 1.5 - встроенные жидкостные тракты панелей радиаторов; 1.6 - встроенные жидкостные тракты панелей).

Как показано выше, существенными недостатками известного технического решения являются возрастание высоты аппарата, приводящее к увеличению массы конструкции аппарата и недостаточно высокая надежность обеспечения комфортных условий работы приборов в течение требуемого длительного срока эксплуатации аппарата на орбите (15 и более лет).

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается компоновкой космического аппарата и его системы терморегулирования таким образом, что

1. Большинство приборов модуля полезной нагрузки устанавливают на дополнительных панелях с встроенными в них трактами для циркуляции теплоносителя размещением их внутри предусмотренного свободного (пустого) объема между панелями модуля служебных систем, а раскрывающиеся дополнительные панели радиатора с встроенными трактами на участке выведения аппарата на рабочую орбиту складывают параллельно к панелям модуля служебных систем, размещенным в перпендикулярных плоскостях к оси У (-У) аппарата.

2. Тракты для циркуляции теплоносителя под приборами и радиаторов выполняют сдублированными и функционально одинаковыми и независимыми, 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, 2, 3) компоновку космического аппарата, например мощного телекоммуникационного спутника (7,5-15 кВт) с длительным сроком эксплуатации на орбите (15 и более лет), выполняют следующим образом:

- предусматривают изготовление по отдельности модуля полезной нагрузки (МПН) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2, объединяемых в единое целое по механическим, электрическим и гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления космического аппарата;

- размещают панели 1.1 и 2.1 (с встроенными трактами для циркуляции теплоносителя) радиаторов МПН и МСС в плоскостях, перпендикулярных к оси +Z (-Z) аппарата (северная и южная стороны спутника);

- размещают приборы с относительно небольшим тепловыделением с широким допустимым изменением рабочего диапазона температур на поверхностях панелей радиаторов 1.1 и 2.1, расположенных напротив излучающих поверхностей;

- между панелями радиаторов 2.1 МСС размещают сотовые панели 2.2 и 2.3 (с встроенными трактами для циркуляции теплоносителя) и размещают на их поверхностях приборы с относительно высоким тепловыделением;

- соединяют трубопроводами встроенные в сотовые панели тракты и устройства системы терморегулирования в единое целое (после изготовления заправляемое теплоносителем) (см. фиг.3, где 1.1 и 2.1 - компенсатор объема; 1.2 и 2.2 - электронасосный агрегат; 1.3 и 2.3 - клапан-регулятор (необходим, чтобы температуру работающих приборов, установленных на панелях, обеспечивать в более узком диапазоне, чем температуры приборов, установленных на панелях радиаторов); 1.4 и 2.4 - гидромуфты (для обеспечения гидравлического интерфейса между МСС и МПН); 1.5 и 2.5 - встроенные жидкостные тракты панелей радиаторов; 1.6 и 2.6 - встроенные жидкостные тракты панелей).

- большинство приборов модуля полезной нагрузки (см. фиг.1 и 2) устанавливают на дополнительных панелях 6 (с встроенными в них трактами для циркуляции теплоносителя) размещением их внутри предусмотренного свободного объема 7 между панелями 2.1, 2.2 и 2.3 модуля служебных систем, а раскрывающиеся дополнительные панели 2.1.1 радиаторов с встроенными трактами на участке выведения аппарата на рабочую орбиту складывают параллельно к панелям 2.2 и 2.3 модуля служебных систем, размещенным перпендикулярно к оси У (-У) аппарата (восточная и западная стороны аппарата) - в результате такого размещения раскрывающихся дополнительных панелей радиаторов повышается надежность СТР, т.к. в случае нераскрытия, например, двух дополнительных панелей теплоотвод с них будет осуществляться с односторонним излучением, и приборы спутника будут работать при максимально допустимой рабочей температуре;

- тракты для циркуляции теплоносителя под приборами и радиаторов выполняют сдублированными и функционально одинаковыми и независимыми - в случае потери герметичности одного тракта другой тракт обеспечивает требуемый тепловой режим приборов.

Следует отметить, что, как показал анализ, для обеспечения высокой надежности в течение длительного времени, а также для обеспечения относительного снижения массы таким же способом должен быть скомпонован космический аппарат, у которого комфортные условия работы приборов обеспечиваются циркуляцией двухфазного теплоносителя в трактах системы терморегулирования.

Работа скомпонованного по предложенному способу космического аппарата происходит следующим образом (см. фиг.3).

После выведения аппарата на рабочую орбиту (работает минимально необходимое количество приборов МСС), например на геостационарную, происходит включение в работу электронасосных агрегатов 1.2 и 2.2, электрообогревателей, раскрытие дополнительных панелей радиаторов, а затем согласно циклограмме работы включение соответствующих приборов МСС, а затем - МПН.

Требуемые комфортные условия работы приборов аппарата обеспечиваются циркуляцией теплоносителя по трактам системы терморегулирования.

В случае отказа одного из контуров практически такие же комфортные условия работы приборов обеспечивает работоспособный контур системы терморегулирования.

В настоящее время разработана окончательная компоновка вновь разрабатываемого мощного телекоммуникационного спутника по предложенному авторами способу. В процессе компоновки спутника были рассмотрены различные варианты компоновки спутника с использованием известных технических решений по этому вопросу и предложенного авторами способа и установлено, что в результате разработки компоновки вышеуказанного спутника по предложенному авторами способу экономия массы как минимум больше увеличения массы СТР в результате дублирования ее тракта теплоносителя и повышается надежность обеспечения комфортных условий работы приборов в течение длительного срока эксплуатации спутника на орбите.

Таким образом, как видно из вышеизложенного, в результате разработки компоновки мощного телекоммуникационного спутника по предложенному авторами способу обеспечивается общее уменьшение высоты МПН и МСС спутника с экономией массы его с одновременным повышением надежности обеспечения комфортных условий работы его приборов, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.