система терморегулирования спутника

Формула изобретения

1. Система терморегулирования спутника, содержащая заполненный теплоносителем герметичный приборный контейнер, выполненный в виде оболочки тела вращения, блоки бортовой аппаратуры, размещенные внутри контейнера, помещенный в кожух вентилятор и два радиатора, установленные по разные стороны контейнера, входы которых соединены с внутренней полостью контейнера, а выходы - со входом кожуха вентилятора, отличающаяся тем, что контейнер выполнен в виде цилиндра, ось которого перпендикулярна продольной оси спутника, при этом радиаторы системы терморегулирования установлены параллельно торцам цилиндра, причем выходы радиаторов соединены со входом кожуха вентилятора газоводами, проложенными внутри приборного отсека, при этом система терморегулирования спутника снабжена двумя датчиками температуры, блоком управления и многопозиционными заслонками, две из которых установлены на стыке выходов радиаторов и газоводов, а две другие - в стенках газоводов, при этом выходы датчиков температуры соединены со входами блока управления, а выходы блока управления - со входами заслонок, причем датчики температуры расположены на двух тепловых экранах, термически изолированных от радиаторов, при этом теплофизические характеристики экранов идентичны теплофизическим характеристикам радиаторов, а плоскости экранов совмещены с плоскостями радиаторов.

2. Система терморегулирования спутника по п.1, отличающаяся тем, что площади экранов выбраны из соотношения

С _Д/С_О<0,01,

где С _Д - площадь экрана, С_О - площадь радиатора.

Описание изобретения к патенту

Техническое решение относится к области космической техники, а именно к устройству систем терморегулирования спутников, работающих преимущественно на геостационарных орбитах.

Известно техническое решение системы терморегулирования спутника (см. Малоземов В.В. Системы терморегулирования космических аппаратов, Москва, Машиностроение, 1995 г., стр.31, рис.1.4.в), содержащее заполненный теплоносителем герметичный контейнер, выполненный в виде оболочки тела вращения, блоки аппаратуры, размещенные внутри контейнера, и помещенный в кожух вентилятор с системой газораспределения.

Недостатком этого решения является низкая эффективность работы системы терморегулирования, так как использование в качестве излучающей поверхности боковой стенки приборного отсека не обеспечивает эффективный сброс тепла в условиях длительных режимов ориентации на Землю при полете на геостационарной орбите.

Известно техническое решение системы терморегулирования (см. Г.В.Малышев. Проектирование автоматических космических аппаратов, Москва, Машиностроение, 1983 г., стр.127), которое содержит заполненный теплоносителем герметичный приборный контейнер, выполненный в виде оболочки тела вращения, блоки аппаратуры, размещенные внутри контейнера, помещенный в кожух вентилятор и два радиатора, установленные по разные стороны контейнера, входы которых соединены с внутренней полостью контейнера, а выходы - со входом кожуха вентилятора.

Использование этого технического решения не позволяет точно регулировать температуру внутри приборного отсека.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является разработка системы терморегулирования спутника, сочетающей высокие массовые характеристики и возможность тонкого регулирования температуры внутри приборного отсека.

Эта задача решается следующим образом.

В известной системе терморегулирования спутника, содержащей заполненный теплоносителем герметичный приборный контейнер, выполненный в виде оболочки тела вращения, блоки бортовой аппаратуры, размещенные внутри контейнера, помещенный в кожух вентилятор и два радиатора, установленные по разные стороны контейнера, входы которых соединены с внутренней полостью контейнера, а выходы - со входом кожуха вентилятора, новым является то, что контейнер выполнен в виде цилиндра, ось которого перпендикулярна продольной оси спутника. Радиаторы системы терморегулирования установлены параллельно торцам цилиндра, причем выходы радиаторов соединены со входом кожуха вентилятора газоводами, проложенными внутри приборного отсека. Система терморегулирования спутника снабжена двумя датчиками температуры, блоком управления и многопозиционными заслонками, две из которых установлены на стыке выходов радиаторов и газоводов, а две другие - в стенках газоводов. Выходы датчиков температуры соединены со входами блока управления, а выходы блока управления - со входами заслонок. Датчики температуры расположены на двух тепловых экранах с теплофизическими характеристиками, идентичными теплофизическим характеристикам радиаторов. Тепловые экраны установлены термически изолированно от радиаторов, а их плоскости совмещены с плоскостями радиаторов.

Кроме того, площади тепловых экранов выбраны из соотношения

С _Д/С_О<0,01, где

С _Д - площадь теплового экрана,

С_О - площадь радиатора.

Размещение оси цилиндрического отсека перпендикулярно продольной оси спутника в сочетании с размещением двух радиаторов параллельно торцам цилиндра обеспечивает эффективный сброс тепла из приборного отсека спутника при различных условиях освещенности спутника Солнцем. Введение дополнительных тепловых экранов с теплофизическими характеристиками, идентичными теплофизическим характеристикам радиаторов и термически изолированных от них, в сочетании с размещением на них температурных датчиков позволяет точно оценить условия освещенности Солнцем радиаторов. Это дает необходимую информацию для управления работой системы терморегулирования, а именно оперативно с помощью блока управления и многопозиционных заслонок регулировать потоки теплоносителя в приборном отсеке, что позволяет тонко регулировать температуру внутри отсека.

Выбор площади тепловых экранов с температурными датчиками, не превышающей одного процента от площади радиаторов, позволяет обеспечить минимальную тепловую инерцию экранов в сравнении с тепловой инерцией радиаторов, что обеспечивает хорошее быстродействие в управлении тепловыми процессами.

Сущность заявляемого технического решения иллюстрируется чертежом, на котором изображена принципиальная схема системы терморегулирования спутника.

Предлагаемая система терморегулирования спутника устроена следующим образом.

Система терморегулирования спутника содержит заполненный теплоносителем герметичный приборный контейнер 1. В качестве теплоносителя возможно использование, например, азота. Контейнер выполнен в виде цилиндра, ось 2 которого перпендикулярна продольной оси 3 спутника. Внутри контейнера установлены блоки бортовой аппаратуры 4, помещенный в кожух 5 вентилятор 6 и два радиатора 7. Радиаторы установлены по разные стороны контейнера параллельно торцам цилиндра, входы радиаторов соединены с внутренней полостью контейнера, а выходы - со входом кожуха вентилятора.

Система терморегулирования снабжена газоводами 8, которые соединяют выходы радиаторов со входом кожуха вентилятора. Газоводы проложены внутри приборного отсека. Система терморегулирования спутника снабжена двумя датчиками температуры 9, блоком управления (не показан) и многопозиционными заслонками 10 и 11. Две заслонки 10 установлены на стыке выходов радиаторов и газоводов, а две другие 11 - в стенках газоводов. Выходы датчиков температуры соединены со входами блока управления, а выходы блока управления - с входами заслонок (электрические связи на схеме не показаны). Датчики температуры расположены на двух тепловых экранах 12 с теплофизическими характеристиками, идентичными теплофизическим характеристикам радиаторов. Тепловые экраны термически изолированы от радиаторов, а их плоскости совмещены с плоскостями радиаторов.

Площади тепловых экранов выбраны из соотношения

С _Д/С_О<0,01, где

С _Д - площадь экрана, С_О - площадь радиатора.

При выполнении этого соотношения площадь экрана составляет менее одного процента площади радиатора, что обеспечивает минимальную тепловую инерцию экрана по сравнению с тепловой инерцией радиатора.

В состав системы терморегулирования входят также датчики температуры газа внутри отсека, не показанные на чертежах.

Предлагаемая система терморегулирования работает следующим образом.

При работе блоков аппаратуры выделяется тепло, которое воспринимается теплоносителем, заполняющим приборный контейнер 1, в качестве которого может быть использован азот. Работа вентилятора обеспечивает циркуляцию теплоносителя внутри приборного отсека и радиаторов. При прохождении теплоносителя через радиатор тепло сбрасывается радиатором в космическое пространство. Температурные датчики на тепловых экранах регистрируют температуру, которая определяется положением Солнца относительно спутника. Блок управления сравнивает температуры датчиков и дает команду на перекрытие той заслонки радиатор-газовод 10, где температура больше. При перемещении Солнца в другую полуплоскость температура другого экрана повышается и при превышении его порога блок управления открывает другую заслонку 10 радиатор-газовод и перекрывает первую. При прохождении спутником тени Земли температура обоих дополнительных радиаторов снижается, блок управления перекрывает обе заслонки радиатор-газовод 10 и открывает заслонки 11 газовод-приборный контейнер . При этом сброс тепла от спутника в космическое пространство прекращается, теплоноситель циркулирует внутри приборного отсека.