RU2603690C1 - Thermal stabilization system of the spacecraft instrument compartment - Google Patents
Thermal stabilization system of the spacecraft instrument compartment Download PDFInfo
- Publication number
- RU2603690C1 RU2603690C1 RU2015143003/11A RU2015143003A RU2603690C1 RU 2603690 C1 RU2603690 C1 RU 2603690C1 RU 2015143003/11 A RU2015143003/11 A RU 2015143003/11A RU 2015143003 A RU2015143003 A RU 2015143003A RU 2603690 C1 RU2603690 C1 RU 2603690C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- temperature
- radiator
- heat pipes
- elements
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
- B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может использоваться в системах терморегулирования и обеспечения заданного теплового режима тепловыделяющих блоков, помещаемых в летательные аппараты, а более конкретно к системам терморегулирования и охлаждения приборных отсеков, оснащенных электронно-оптической аппаратурой.The present invention relates to space technology and can be used in thermal control systems and providing a given thermal regime of heat-generating units placed in aircraft, and more particularly to thermal control and cooling systems for instrument compartments equipped with electron-optical equipment.
Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение заключается в обеспечения тепловой стабильности конструкции, несущей электронно-оптическую аппаратуру.The problem to which the invention is directed is to ensure the thermal stability of a structure supporting electron-optical equipment.
Известна система термостабилизации приборного отсека космического аппарата по патенту RU 2388664 (публик. 10.05.2005 г.), которая выполнена на основе тепловых труб, обеспечивающих сброс избыточного тепла в космическое пространство. Она снабжена тремя каскадами тепловых труб, с обеспечением возможности теплового контакта между тепловыми трубами первого и второго каскадов и второго и третьего каскадов. Средство отвода тепла в космическое пространство выполнено в виде трех радиаторов-излучателей, выполненных в виде прямоугольных трехслойных панелей, включающих несущие слои и сотовый заполнитель. Панели радиаторов-излучателей могут быть выполнены из алюминиевых сплавов или из углепластика, в последнем случае сотовый заполнитель может быть выполнен из неметаллических материалов. Тепловые трубы первого и второго каскадов проложены внутри сотового заполнителя платформы, на обеих сторонах которой размещены тепловыделяющие элементы аппаратуры. Тепловые трубы первого каскада на большей части своей длины проложены между боковыми стенками несущей конструкции и торцом платформы с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панели платформы. Например, первый каскад тепловых труб, может быть составлен из трех тепловых труб, концы которых соединены друг с другом с обеспечением теплового контакта между собой вблизи коротких сторон платформы. Второй каскад тепловых труб может быть выполнен из одной тепловой трубы. Тепловая труба второго каскада на большей части своей длины проложена вдоль торцов длинных сторон платформы. Тепловые трубы первого каскада и тепловые трубы второго каскада выполнены с обеспечением теплового контакта между ними. Тепловой контакт между тепловой трубой второго каскада и тепловыми трубами первого каскада может быть выполнен вблизи коротких сторон платформы. Тепловые трубы третьего каскада проложены внутри сотового заполнителя радиаторов-излучателей с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панелей радиаторов-излучателей. Радиаторы-излучатели размещены параллельно боковым стенкам несущей конструкции. Внутренние стороны радиаторов-излучателей присоединены впритык к торцам длинных сторон платформы. Соединение внутренних сторон радиаторов к торцам длинных сторон платформы может быть выполнено с использованием небольших кронштейнов, при этом обеспечивается тепловой контакт между тепловой трубой второго каскада тепловых труб и тепловыми трубами третьего каскада, проложенными внутри сотового заполнителя радиаторов-излучателей.A known system of thermal stabilization of the instrument compartment of a spacecraft according to patent RU 2388664 (published on May 10, 2005), which is based on heat pipes that discharge excess heat into outer space. It is equipped with three cascades of heat pipes, with the possibility of thermal contact between the heat pipes of the first and second cascades and the second and third cascades. The means of heat dissipation into outer space is made in the form of three radiators-emitters made in the form of rectangular three-layer panels, including carrier layers and honeycomb. Radiator-emitter panels can be made of aluminum alloys or carbon fiber, in the latter case, the honeycomb core can be made of non-metallic materials. Heat pipes of the first and second stages are laid inside the honeycomb core of the platform, on both sides of which the fuel elements of the equipment are placed. The heat pipes of the first cascade for most of their length are laid between the side walls of the supporting structure and the end of the platform with thermal contact with the supporting layers of the platform panel. For example, the first cascade of heat pipes can be composed of three heat pipes, the ends of which are connected to each other to ensure thermal contact with each other near the short sides of the platform. The second cascade of heat pipes can be made of one heat pipe. The heat pipe of the second cascade for most of its length is laid along the ends of the long sides of the platform. The heat pipes of the first cascade and the heat pipes of the second cascade are made to provide thermal contact between them. Thermal contact between the heat pipe of the second stage and the heat pipes of the first stage can be made near the short sides of the platform. The heat pipes of the third cascade are laid inside the honeycomb core of radiators-radiators providing thermal contact with the bearing layers of the panels of radiators-radiators. Radiators-emitters are placed parallel to the side walls of the supporting structure. The inner sides of the radiator-emitters are connected end-to-end to the ends of the long sides of the platform. The connection of the inner sides of the radiators to the ends of the long sides of the platform can be performed using small brackets, while providing thermal contact between the heat pipe of the second cascade of heat pipes and the heat pipes of the third cascade, laid inside the honeycomb core of the radiators-radiators.
Данная система не обеспечивает безградиентное поле температур комплекса оптической аппаратуры на орбите, которое должно быть эквивалентно тому, которое было при сборке и юстировке в наземных условиях.This system does not provide a gradientless temperature field of the complex of optical equipment in orbit, which should be equivalent to that which was during assembly and adjustment in ground conditions.
Аналогичными конструкциями предлагаемого изобретения также являются конструкции систем термостабилизации, известные из патентов на изобретения RU: 2252178 (публик. 20.05.2005 г.) и 2329922 (публик. 27.07.2008 г.).Similar designs of the present invention are also the designs of thermal stabilization systems known from patents for inventions RU: 2252178 (publ. 05/20/2005) and 2329922 (publ. 07/27/2008).
Система термостабилизации по первому из указанных патентов обеспечивает поддержание двухуровневого температурного режима для установленных приборов. Для одних приборов рабочий диапазон температур лежит в интервале 0…40°С, а другие, например, электронно-оптические элементы аппаратуры при длительных сеансах требуют охлаждения до более низкого уровня температур. Данная система содержит приборный контейнер (ПК), помещенный в теплоизолирующий экран, выполненный в виде цилиндрического стакана с вырезом. В приборном контейнере размещены элементы аппаратуры, не требующие интенсивного охлаждения. Один торец ПК соединен с дном стакана с возможностью поворота экрана относительно ПК, а на другом торце ПК установлена целевая аппаратура, в которую входят электронно-оптические элементы, требующие более интенсивного охлаждения. Соосно ПК через тепловую развязку установлен цилиндрический радиатор-охладитель с тепловым экраном. Космический аппарат снабжен термобуфером, заполненным теплоаккумулирующим веществом с температурой плавления на уровне рабочей температуры целевой аппаратуры. Радиатор-охладитель образован несколькими теплоизолированными друг от друга частями в форме секторов. Каждая часть связана с торцом ПК элементом с низкой теплопроводностью и с термобуфером посредством термодиода. Термобуфер связан с целевой аппаратурой тепловой трубой. В зазоре между радиатором-охладителем и его тепловым экраном может быть выполнено лабиринтное уплотнение.The thermal stabilization system according to the first of these patents ensures the maintenance of a two-level temperature regime for installed devices. For some devices, the operating temperature range lies in the range 0 ... 40 ° C, while others, for example, electronic-optical elements of the equipment during long sessions require cooling to a lower temperature level. This system contains an instrument container (PC), placed in a heat-insulating screen, made in the form of a cylindrical glass with a cutout. The instrument container contains equipment elements that do not require intensive cooling. One end of the PC is connected to the bottom of the glass with the ability to rotate the screen relative to the PC, and on the other end of the PC the target equipment is installed, which includes electron-optical elements that require more intensive cooling. A cylindrical radiator-cooler with a heat shield is installed coaxially with the PC through thermal isolation. The spacecraft is equipped with a thermal buffer filled with a heat-accumulating substance with a melting temperature at the level of the operating temperature of the target equipment. The radiator-cooler is formed by several sectors insulated from each other in the form of sectors. Each part is connected to the end face of the PC element with low thermal conductivity and to the thermal buffer through a thermal diode. The thermal buffer is connected to the target equipment by a heat pipe. In the gap between the radiator-cooler and its heat shield, a labyrinth seal may be made.
На орбите сброс тепла от стенок контейнера при работе аппарата происходит сквозь вырез в боковой стенке экрана. Охлаждение целевой аппаратуры до более низкого уровня температур по сравнению с температурой приборного отсека осуществляется сбросом тепла с радиатора-охладителя также через вырез в экране. Тепловая развязка между контейнером и радиатором-охладителем препятствует перетеканию тепловой энергии от контейнера к радиатору-охладителю. Тепло от термобуфера по тепловым трубам с односторонней проводимостью сбрасывается теми частями радиатора-охладителя, температура которых ниже температуры термобуфера, т.е. находящимися в тени. Тепло же от тех частей радиатора-охладителя, температура которых выше температуры термобуфера, то есть находящихся под тепловым экраном со стороны Солнца не передается к термобуферу вследствие односторонней проводимости (термодиодности) тепловых труб. Теплопроводность металла трубы вследствие ее значительной длины и малого поперечного сечениия практически не имеет никакого значения. Часть радиатора-охладителя, находящаяся частично под тепловым экраном со стороны Солнца, а частично в тени при повороте приборного контейнера вместе с радиатором-охладителем вокруг оси приборного контейнера, начинает сбрасывать тепло в космическое пространство, когда ее температура опускается ниже температуры термобуфера, а при повышении температуры выше температуры термобуфера происходит "запирание" термодиода, и передача тепла к термобуферу не происходит. Термобуфер, выполненный в виде емкости с размещенным в ней веществом, изменяющим свое агрегатное состояние на уровне рабочей температуры целевой аппаратуры, например этилацетатом, аккумулирует "холод" за время, когда аппаратура не включена, и обеспечивает более стабильную температуру при включенной аппаратуре. Температура термобуфера при этом поддерживается на уровне фазового перехода "плавление-кристаллизация" вещества, находящегося внутри него. Тепловая труба, соединяющая термобуфер с целевой аппаратурой, обеспечивает незначительный перепад температур (2-3°С) между термобуфером и аппаратурой.In orbit, heat is released from the walls of the container during operation of the device through a cutout in the side wall of the screen. The target equipment is cooled to a lower temperature level compared to the temperature of the instrument compartment by heat removal from the radiator-cooler also through a cutout in the screen. Thermal isolation between the container and the radiator-cooler prevents the flow of thermal energy from the container to the radiator-cooler. The heat from the thermal buffer through heat pipes with one-sided conductivity is discharged by those parts of the radiator-cooler whose temperature is lower than the temperature of the thermal buffer, i.e. in the shade. Heat from the parts of the radiator-cooler, the temperature of which is higher than the temperature of the thermal buffer, that is, located under the heat shield from the side of the Sun, is not transferred to the thermal buffer due to the one-sided conductivity (thermal diode) of the heat pipes. The thermal conductivity of the metal of the pipe due to its considerable length and small cross-section practically does not matter. The part of the radiator-cooler, which is partially under the heat shield from the side of the Sun, and partially in the shadow when the instrument container is rotated together with the radiator-cooler around the axis of the instrument container, begins to discharge heat into outer space when its temperature drops below the temperature of the thermal buffer, and when increasing At temperatures above the temperature of the thermal buffer, the thermal diode is "locked", and heat transfer to the thermal buffer does not occur. The thermal buffer, made in the form of a container with a substance placed in it, which changes its state of aggregation at the level of the operating temperature of the target equipment, for example ethyl acetate, accumulates “cold” during the time when the equipment is not turned on, and provides a more stable temperature when the equipment is turned on. The temperature of the thermal buffer is maintained at the level of the “melting-crystallization” phase transition of the substance inside it. The heat pipe connecting the thermal buffer to the target equipment provides a slight temperature difference (2-3 ° C) between the thermal buffer and the equipment.
Наличие буфера уменьшает площадь излучателя, габарит, вес и стоимость, однако возможность применения такой конструкции ограничено тем, что она может быть применена только на аппаратах небольших габаритов, при больших габаритах ее применение нецелесообразно.The presence of a buffer reduces the area of the emitter, size, weight and cost, however, the possibility of using this design is limited in that it can only be used on devices of small dimensions, with large dimensions its use is impractical.
Система термостабилизации по второму из вышеуказанных патентов наиболее близка к заявляемой и позволяет отводить тепло, как и в предлагаемом изобретении, непосредственно от каждого из тепловыделяющих элементов аппаратуры. Система выполнена с отводом тепла в космическое пространство и включает радиатор-излучатель, тепловые трубы, отводящие тепло, выделяемое тепловыделяющими элементами аппаратуры, к радиатору-излучателю, и систему контроля и регулировки температуры с датчиками температуры, связанными с блоком управления. Силовая конструкция приборного отсека образована объединением двух П-образных сотопанельных блоков, при этом в среднюю приборную сотопанель, на которой размещены тепловыделяющие элементы аппаратуры, встроены аксиальные Г-образные регулируемые тепловые трубы, испарители которых продольно и попарно соединены друг с другом, а конденсаторы помещены в боковые сотопанели, которые служат радиаторами-излучателями. Для дополнительного отвода тепла в конструкцию встроены тепловые трубы, испарители которых соединены с испарителями аксиальных Г-образных труб, а конденсаторы встроены в дополнительные раскрываемые радиаторы-излучатели. Испарители и конденсаторы введенных тепловых труб сообщены друг с другом гибкими сильфонными участками. Дополнительные радиаторы-излучатели электроприводами раскрываются, в зависимости от количества сбрасываемого тепла, в различные угловые положения, определяемые блоком управления с температурными датчиками.The thermal stabilization system according to the second of the above patents is the closest to the claimed one and allows you to remove heat, as in the present invention, directly from each of the fuel elements of the equipment. The system is designed to remove heat into outer space and includes a radiator-radiator, heat pipes that remove heat generated by the heat-generating elements of the equipment to the radiator-radiator, and a temperature control and adjustment system with temperature sensors connected to the control unit. The power structure of the instrument compartment is formed by the union of two U-shaped honeycomb blocks, while in the middle instrument honeycomb panel, on which the heat-generating elements of the equipment are located, axial L-shaped adjustable heat pipes are built in, the evaporators of which are longitudinally and pairwise connected to each other, and the condensers are placed in side honeycomb panels that serve as radiators, emitters. For additional heat removal, heat pipes are built into the design, the evaporators of which are connected to the evaporators of the axial L-shaped pipes, and the condensers are built into the additional disclosed radiators-radiators. The evaporators and condensers of the introduced heat pipes are connected to each other by flexible bellows sections. Additional radiators-radiators with electric drives are opened, depending on the amount of heat discharged, in various angular positions determined by the control unit with temperature sensors.
Отвод избыточного тепла, выделяемого каждым элементом аппаратуры, установленным на теплопроводной сотопанели, осуществляется путем передачи через алюминиевую обшивку (выполненную толщиной 0,3-0,5 мм) средней приборной сотопанели к испарителям аксиальных Г-образных и дополнительно введенных труб, и в процессе их работы избыточное тепло передается к их конденсаторам, расположенным в соответствующих радиаторах-излучателях, а далее избыточное тепло через обшивки радиаторов-излучателей излучается в открытый космос. В зависимости от диаграммы тепловыделения элементов аппаратуры в процессе эксплуатации возможно применение электроприводов, управляемых с помощью блока управления по температурным датчикам, установленным на средних сотопанелях или на дополнительных раскрываемых радиаторах-излучателях, что дает возможность управлять их положением. Рабочие тела, которыми заправлены тепловые трубы, - аммиак (теплоноситель), азот (регулирующее тело). Дозы их заправки осуществляются с учетом конструктивных размеров тепловых труб, заданных температурных условий их работы при эксплуатации и требований по обеспечиваемым температурам испарителей. Работа их осуществляется следующим образом. В режиме максимальных тепловых нагрузок на испаритель давление насыщеных паров аммиака повышается, и т.к. движение пара осуществляется от испарителя к конденсатору, азот (неконденсирующийся газ) вытесняется парообразным аммиаком в конец конденсатора или в специально выполненную для азота емкость, при этом конденсация пара происходит во всем объеме конденсатора и труба работает с максимальной теплопередачей. В режиме минимальных тепловых нагрузок на испаритель давление насыщенных паров аммиака понижается, при этом неконденсирующийся газ расширяется и вытесняет пары аммиака из конденсатора, тем самым исключает возможность конденсации паров аммиака в конденсаторе. При этом прекращается теплопередача тепла от испарителя к конденсатору за счет испарительно-конденсационного эффекта, и таким образом осуществляется тепловая развязка между средней сотопанелью радиаторами-излучателями.The excess heat generated by each element of the equipment installed on the heat-conducting honeycomb panel is removed by transferring through the aluminum casing (made 0.3-0.5 mm thick) the middle instrument honeycomb panel to the axial L-shaped and additionally introduced pipes evaporators, and during their During operation, excess heat is transferred to their capacitors located in the respective radiator-emitters, and then excess heat is radiated into outer space through the casing of the radiator-emitters. Depending on the heat dissipation diagram of the equipment elements during operation, it is possible to use electric drives controlled by a control unit using temperature sensors installed on medium honeycomb panels or on additional disclosed radiator radiators, which makes it possible to control their position. The working bodies with which the heat pipes are charged are ammonia (coolant), nitrogen (regulating body). Doses of their refueling are carried out taking into account the structural dimensions of the heat pipes, the specified temperature conditions of their operation during operation and the requirements for the provided temperatures of the evaporators. Their work is as follows. In the mode of maximum thermal loads on the evaporator, the pressure of saturated vapors of ammonia rises, and since steam moves from the evaporator to the condenser, nitrogen (non-condensing gas) is displaced by vaporous ammonia to the end of the condenser or to a tank specially made for nitrogen, while steam condensation occurs throughout the condenser and the pipe works with maximum heat transfer. In the mode of minimum heat loads on the evaporator, the pressure of saturated ammonia vapor decreases, while the non-condensable gas expands and displaces the ammonia vapor from the condenser, thereby eliminating the possibility of condensation of ammonia vapor in the condenser. In this case, the heat transfer from the evaporator to the condenser is stopped due to the evaporation-condensation effect, and thus thermal isolation is achieved between the middle honeycomb panel of the radiators-radiators.
Т.к. испарители соответствующих Г-образных и дополнительно введенных труб П-образных сотопанельных блоков непосредственно попарно соединены друг с другом в продольном направлении, и с каждой пары тепло отводится через их конденсаторы на противоположно расположенные радиаторы-излучатели, то это повышает эффективность выравнивания температурных полей как указанных радиаторов-излучателей, так и теплопроводных сотопанелей и тепловыделяемых элементов аппаратуры, расположенных на них, тем самым обеспечивает повышение надежности работы последних. Однако применение данной конструкции неоправданно для дальнейшего повышения точности и надежности, т.к. силовые элементы конструкции (сотопанели) участвуют в передаче тепловой энергии, а значит, на них имеет место градиент температур, приводящий к температурным поводкам. Кроме того, наличие подвижных элементов (радиаторов-излучателей, сильфонов) уменьшает надежность конструкции.Because the evaporators of the corresponding L-shaped and additionally introduced pipes of the U-shaped honeycomb blocks are directly paired with each other in the longitudinal direction, and heat is removed from each pair through their condensers to oppositely located radiators-radiators, this increases the efficiency of aligning the temperature fields as these radiators -radiators and heat-conducting honeycomb panels and heat-generating equipment elements located on them, thereby providing increased reliability of the last one. However, the use of this design is unjustified to further improve accuracy and reliability, as power structural elements (honeycomb panels) are involved in the transfer of thermal energy, which means that they have a temperature gradient leading to temperature leads. In addition, the presence of movable elements (radiators, emitters, bellows) reduces the reliability of the design.
Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение точности и надежности терморегулирования.The technical result of the claimed invention is to improve the accuracy and reliability of thermal control.
Указанный технический результат достигается за счет того, что система термостабилизации приборного отсека космического аппарата, выполненная с отводом тепла в космическое пространство и включающая радиатор-излучатель, тепловые трубы, отводящие тепло, выделяемое тепловыделяющими элементами аппаратуры, к радиатору-излучателю, и систему контроля и регулировки температуры с датчиками температуры, связанными с блоком управления, отличается от ближайшего аналога тем, что:The specified technical result is achieved due to the fact that the system of thermal stabilization of the instrument compartment of the spacecraft, made with the removal of heat into space and including a radiator-radiator, heat pipes that remove the heat generated by the heat-generating elements of the equipment, to the radiator-radiator, and a control and adjustment system temperature with temperature sensors connected to the control unit differs from the closest analogue in that:
- выполнена в виде объединенных двух систем, одна из которых обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, а другая обеспечивает терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения;- made in the form of combined two systems, one of which provides thermoregulation of fuel elements that do not require low-temperature cooling, and the other provides thermoregulation of fuel elements that require low-temperature cooling;
- система, обеспечивающая терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, включает радиатор-излучатель, выполненный в виде цилиндрического экрана, покрытого с внутренней стороны экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), с размещенными на его поверхности круговыми тепловыми трубами, и тепловые трубы, которые размещены вдоль образующей экрана, в количестве, соответствующем количеству элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, с возможностью непосредственного теплового контакта с ними;- a system that provides thermoregulation of fuel elements that do not require low-temperature cooling, includes a radiator-emitter made in the form of a cylindrical screen coated on the inside with screen-vacuum thermal insulation (EVTI), with circular heat pipes placed on its surface, and heat pipes that placed along the screen generatrix, in an amount corresponding to the number of elements that do not require low-temperature cooling, with the possibility of direct thermal contact with it and;
- другая система, обеспечивающая терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, включает низкотемпературные тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с этими элементами, и снабженные интерфейсом для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата;- another system that provides thermoregulation of fuel elements requiring low-temperature cooling includes low-temperature heat pipes placed with the possibility of direct thermal contact with these elements, and equipped with an interface for docking with a low-temperature heat pipe of the spacecraft;
- причем все тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами, отделены от силовой конструкции приборного отсека теплоизолирующим зазором;- moreover, all heat pipes placed with the possibility of direct thermal contact with the fuel elements are separated from the power structure of the instrument compartment by a heat-insulating gap;
- система контроля и регулировки температуры дополнительно снабжена электронагревателями, связанными через блок управления с датчиками температуры, которые вместе с электронагревателями расположены в теплоизолирующих зазорах.- the temperature control and adjustment system is additionally equipped with electric heaters connected through the control unit to temperature sensors, which, together with electric heaters, are located in heat-insulating gaps.
Выполнение системы термостабилизации приборного отсека космического аппарата в виде объединенных двух систем - системы с отводом тепла в космическое пространство, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, и системы, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, позволяет обеспечить термостабильность конструкции при обеспечении различных температурных условий работы приборов при работе космического аппарата на орбите в условиях тепловых воздействий со стороны тепловыделяющих элементов во время длительных сеансов наблюдений.The implementation of the system of thermal stabilization of the instrument compartment of the spacecraft in the form of two combined systems - a system with heat removal to outer space, which provides thermal control of fuel elements that require low-temperature cooling, and a system that provides thermal control of fuel elements that do not require low-temperature cooling, allows for thermal stability of the structure while providing various temperature conditions of operation of devices during operation of the spacecraft in orbit those under thermal effects from the fuel elements during long observation sessions.
Выполнение радиатора-излучателя в виде цилиндрического экрана, покрытого с внутренней стороны экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), позволяет обеспечить температурную стабилизацию элементов конструкции, расположенных внутри экрана.The implementation of the radiator-emitter in the form of a cylindrical screen coated on the inside with a screen-vacuum thermal insulation (EVTI), allows for temperature stabilization of structural elements located inside the screen.
Размещение на поверхности экрана круговых тепловых труб, позволяет увеличить площадь излучающей поверхности экрана.Placing circular heat pipes on the screen surface allows increasing the area of the radiating surface of the screen.
Размещение тепловых труб, отводящих тепло от тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения, на экран-излучатель, вдоль образующей экрана, в количестве, соответствующем количеству этих элементов, с возможностью непосредственного теплового контакта с тепловыделяющими элементами, позволяет осуществлять с них теплосъем без промежуточных конструктивных элементов приборного отсека.The placement of heat pipes that remove heat from heat-generating elements that do not require low-temperature cooling on the radiator screen, along the screen generatrix, in an amount corresponding to the number of these elements, with the possibility of direct thermal contact with heat-generating elements, allows heat removal from them without intermediate structural elements instrument compartment.
Выполнение другой системы, обеспечивающей терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, включающей низкотемпературные тепловые трубы, размещенные с возможностью непосредственного теплового контакта с этими элементами, и снабженные интерфейсом для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата, позволяет осуществлять с них теплосъем без промежуточных конструктивных элементов приборного отсека.The implementation of another system that provides thermoregulation of fuel elements that require low-temperature cooling, including low-temperature heat pipes placed with the possibility of direct thermal contact with these elements, and equipped with an interface for docking with the low-temperature heat pipe of the spacecraft, allows heat removal from them without intermediate structural elements of the instrument compartment.
Отделение теплоизолирующим зазором от силовой конструкции приборного отсека тепловых труб, отводящих тепло от тепловыделяющих элементов аппаратуры, позволяет осуществить отвод тепла от тепловыделяющих элементов конструкции не по силовому каркасу, а непосредственно на теплоизолированный экран-излучатель, что обеспечивает поддержание одинаковой температуры всех элементов силового каркаса и сводит к минимуму его температурные деформации.The separation of the heat-insulating device compartment of the heat pipes by the heat-insulating gap from the power structure of the apparatus allows heat to be removed from the heat-generating elements of the structure not by the power frame, but directly onto the heat-insulated screen-emitter, which ensures that all elements of the power frame are kept at the same temperature and reduces to minimize its temperature deformation.
Снабжение системы контроля и регулировки температуры электронагревателями, связанными через блок управления с датчиками температуры, которые вместе с электронагревателями располагают в теплоизолирующих зазорах, позволяет поддерживать одинаковую температуру всех элементов силового каркаса.Supply of a temperature control and adjustment system with electric heaters connected through a control unit to temperature sensors, which together with electric heaters are located in heat-insulating gaps, allows maintaining the same temperature of all elements of the power frame.
На фиг. 1, 2 изображен общий вид заявляемого устройства, где: 1 - тепловые трубы, отводящие тепло от тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения; 2 - низкотемпературные тепловые трубы, отводящие тепло от тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения; 3 - экран, 4 - кольцевые тепловые трубы экрана-излучателя; 5 - датчики температуры и нагреватели системы контроля и регулировки температуры; 6 - платформа силового каркаса; 7 - боковые элементы силового каркаса.In FIG. 1, 2 shows a General view of the inventive device, where: 1 - heat pipes that remove heat from fuel elements that do not require low-temperature cooling; 2 - low-temperature heat pipes that remove heat from fuel elements that require low-temperature cooling; 3 - screen, 4 - annular heat pipes of the screen-emitter; 5 - temperature sensors and heaters of the temperature control and regulation system; 6 - platform power frame; 7 - side elements of the power frame.
Примером конкретного выполнения предлагаемого изобретения может служить система обеспечения требуемого температурного режима (СОТР) оптико-механического блока (ОМБ) космического телескопа, которая выполнена на основе тепловых труб, нагревателей, датчиков температуры и экрана-излучателя, объединенных в единую систему. СОТР объединяет две подсистемы - систему с отводом тепла в космическое пространство, обеспечивающую терморегуляцию тепловыделяющих элементов, требующих низкотемпературного охлаждения, и систему, обеспечивающую терморегуляцию тепловыделяющих элементов, не требующих низкотемпературного охлаждения. Основным элементом конструкции СОТР ОМБ является экран-излучатель, выполненный в виде тонкостенного цилиндра из алюминиевого сплава с тремя кольцевыми тепловыми трубами, расположенными на наружной поверхности цилиндра. Он крепится к силовому каркасу через теплоизолирующие элементы и силовые развязки. Силовой каркас также выполнен из тепловых труб. На каждой из девяти боковых тепловых титановых труб каркаса расположены один датчик температуры и один нагреватель для обеспечения возможности контроля и регулировки температуры этих труб, как элементов, наиболее сильно влияющих на взаимное расположение оптических элементов. Аксиальные тепловые трубы в количестве 5 шт соединяют внутреннюю цилиндрическую поверхность экрана с тепловыделяющими электронными компонентами аппаратуры, не требующими низкотемпературного охлаждения, обеспечивая температурную стабильность силового каркаса. Две артериальные низкотемпературные тепловые трубы поддерживают необходимый температурный режим аппаратуры, требующей низкотемпературного охлаждения, до минус 100°С, и имеют интерфейс для стыковки с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата. Конструкция тепловых труб и принцип их работы могут быть такими же, как, например, в ближайшем аналоге (патент RU 2388664). Все тепловыделяющие элементы ОМБ расположены на платформе силового каркаса, к которому крепятся кронштейнами, формируя теплоизолирующий зазор между ними и платформой. Тепловыделяющими элементами являются: три датчика гида с тепловыделением 10 Вт каждый, размещенные на фокальной поверхности платформы; МКП приемник ВУФЭС с тепловыделением 10 Вт; контроллер ПЗС приемников УФЭС и СДЩ с тепловыделением 15 Вт, размещенные на тыльной стороне платформы. Внутренняя поверхность экрана и тепловые трубы, закрыты ЭВТИ. На кронштейнах МКП приемника ВУФЭС, контроллера ПЗС приемников УФЭС и СДЩ и датчиков гида установлены по одному датчику температуры и нагревателю для поддержания температуры на одинаковом заданном уровне. На опорной стороне ПЗС приемников и на трех опорных кронштейнах низкотемпературной тепловой трубы установлены по одному датчику температуры и нагревателю для обеспечения температуры на местах крепления на одном уровне с температурой других элементов.An example of a specific implementation of the present invention can serve as a system for providing the required temperature regime (COT) of an optical-mechanical unit (OMB) of a space telescope, which is based on heat pipes, heaters, temperature sensors and a screen-emitter combined in a single system. COTR combines two subsystems: a system with heat removal to outer space, which provides thermal control of fuel elements that require low-temperature cooling, and a system that provides thermal control of fuel elements that do not require low-temperature cooling. The main design element of the COTR OMB is a radiator screen made in the form of a thin-walled cylinder of aluminum alloy with three annular heat pipes located on the outer surface of the cylinder. It is attached to the power frame through heat-insulating elements and power junctions. The power frame is also made of heat pipes. On each of the nine lateral thermal titanium tubes of the frame there is one temperature sensor and one heater to provide the ability to control and adjust the temperature of these pipes, as the elements that most affect the relative position of the optical elements. 5 pcs axial heat pipes connect the inner cylindrical surface of the screen to the heat-generating electronic components of the equipment that do not require low-temperature cooling, ensuring the temperature stability of the power frame. Two arterial low-temperature heat pipes support the necessary temperature conditions of equipment requiring low-temperature cooling to minus 100 ° С, and have an interface for docking with the low-temperature heat pipe of the spacecraft. The design of the heat pipes and the principle of their operation can be the same as, for example, in the closest analogue (patent RU 2388664). All OMB fuel elements are located on the platform of the power frame, to which they are attached by brackets, forming a heat-insulating gap between them and the platform. The fuel elements are: three guide sensors with a heat release of 10 W each, placed on the focal surface of the platform; MCP receiver VUFES with heat dissipation 10 W; CCD controller for UFES and SDSH receivers with heat dissipation of 15 W, located on the back of the platform. The inner surface of the screen and heat pipes are closed by EVTI. On the brackets of the MCP of the VUFES receiver, the CCD controller of the UFES and SDSH receivers and the guide sensors, one temperature sensor and a heater are installed to maintain the temperature at the same preset level. On the supporting side of the CCD receivers and on the three supporting brackets of the low-temperature heat pipe, one temperature sensor and a heater are installed to ensure the temperature at the mounting points at the same level as the temperature of other elements.
Работа заявляемого устройства осуществляется следующим образом.The operation of the claimed device is as follows.
Основным принципом является отвод тепла от тепловыделяющих элементов конструкции не по силовому каркасу, включающему платформу 6 и боковые элементы 7, а посредством тепловых труб 1, непосредственно на экран-излучатель 3, для поддержания одинаковой температуры всех элементов каркаса и низкотемпературных тепловых труб 2, соединенных с низкотемпературной тепловой трубой космического аппарата. От тепловыделяющих элементов, которыми являются: три датчика гида с тепловыделением 10 Вт каждый, размещенные на наружной (фокальной) поверхности платформы; МКП приемник ВУФЭС с тепловыделением 10 Вт; контроллер ПЗС приемников УФЭС и СДЩ с тепловыделением 15 Вт, размещенные на внутренней стороне платформы пятью тепловыми трубами отводится 55 Вт тепла при температуре 20°С на цилиндрический экран-излучатель 3. От двух ПЗС приемников УФЭС и СДЩ, с суммарным тепловыделением 10 Вт, тепло отводится двумя низкотемпературными тепловыми трубами 2 при температуре минус 100°С на низкотемпературную тепловую трубу космического аппарата. При оценке теплового режима ОМБ необходимо брать в расчет то обстоятельство, что при отводе тепла от элементов с разным тепловыделением необходимо обеспечить одинаковый температурный напор (разность температур) между этим элементом и экраном-излучателем 3, иначе у них будет различная температура. Это можно осуществить обеспечив соответствующие термические сопротивления теплоотводов. Тепловые трубы 1 и 2 отводят немного больше тепла, чем выделяют тепловыделяющие элементы, расположенные на платформе 6, поэтому включая или выключая электронагреватели можно повышать или понижать температуру, поддерживая ее на требуемом уровне. По конструкторской документации был изготовлен наземный макет и успешно испытан.The basic principle is the removal of heat from the fuel elements of the structure not along the power frame, including the
Таким образом, заявляемая система термостабилизации позволяет свести к минимуму температурные деформации силового каркаса и обеспечить необходимую стабильность положения оптических элементов.Thus, the claimed thermal stabilization system allows to minimize the temperature deformation of the power frame and to provide the necessary stability of the position of the optical elements.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015143003/11A RU2603690C1 (en) | 2015-10-08 | 2015-10-08 | Thermal stabilization system of the spacecraft instrument compartment |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015143003/11A RU2603690C1 (en) | 2015-10-08 | 2015-10-08 | Thermal stabilization system of the spacecraft instrument compartment |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2603690C1 true RU2603690C1 (en) | 2016-11-27 |
Family
ID=57774691
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015143003/11A RU2603690C1 (en) | 2015-10-08 | 2015-10-08 | Thermal stabilization system of the spacecraft instrument compartment |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2603690C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2661178C1 (en) * | 2017-08-22 | 2018-07-12 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | System of maintenance thermal regime of instrument compartment of flighting unit |
| RU2797894C1 (en) * | 2022-12-24 | 2023-06-09 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Radiant hybrid structure panel |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4162701A (en) * | 1977-11-21 | 1979-07-31 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Thermal control canister |
| JP2000130971A (en) * | 1998-10-28 | 2000-05-12 | Mitsubishi Electric Corp | Carbon fiber skin heat pipe panel |
| RU2329922C2 (en) * | 2006-08-07 | 2008-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of thermocontrol of spacecraft and device for implementation of this method |
| RU2543433C2 (en) * | 2013-04-23 | 2015-02-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Spacecraft |
-
2015
- 2015-10-08 RU RU2015143003/11A patent/RU2603690C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4162701A (en) * | 1977-11-21 | 1979-07-31 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Thermal control canister |
| JP2000130971A (en) * | 1998-10-28 | 2000-05-12 | Mitsubishi Electric Corp | Carbon fiber skin heat pipe panel |
| RU2329922C2 (en) * | 2006-08-07 | 2008-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of thermocontrol of spacecraft and device for implementation of this method |
| RU2543433C2 (en) * | 2013-04-23 | 2015-02-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Spacecraft |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2661178C1 (en) * | 2017-08-22 | 2018-07-12 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | System of maintenance thermal regime of instrument compartment of flighting unit |
| RU2797894C1 (en) * | 2022-12-24 | 2023-06-09 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Radiant hybrid structure panel |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Blet et al. | Heats pipes for temperature homogenization: A literature review | |
| US9902507B2 (en) | Artificial satellite and method for filling a tank of propellent gas of said artificial satellite | |
| EP2238400A2 (en) | Heat pipes incorporating microchannel heat exchangers | |
| US11060457B2 (en) | Cooling system and method for gas turbine engine | |
| Verlaat et al. | The ATLAS IBL CO2 cooling system | |
| RU2603690C1 (en) | Thermal stabilization system of the spacecraft instrument compartment | |
| RU2463219C1 (en) | Space vehicle | |
| Vasiliev | REVIEW PAPERState-of-the-art on heat pipe technology in the former Soviet Union | |
| RU130299U1 (en) | HEATING REGIME SYSTEM FOR PRECISION SPACE VEHICLES | |
| Ku et al. | Capillary pumped loop GAS and Hitchhiker flight experiments | |
| RU2661178C1 (en) | System of maintenance thermal regime of instrument compartment of flighting unit | |
| Plawsky et al. | Explosive nucleation in microgravity: The constrained vapor bubble experiment | |
| Beard et al. | Sodium heat pipes for space and surface fission power | |
| Cui et al. | Thermal performance analysis on unit tube for heat pipe receiver | |
| Beard et al. | High temperature water heat pipes for Kilopower system | |
| Hoang et al. | Performance demonstration of flexible advanced loop heat pipe for across-gimbal cryocooling | |
| US10422281B2 (en) | Condensation cooling system for gas turbine engine | |
| RU2487063C2 (en) | Landing lunar module instrument compartment thermal control system | |
| Jie et al. | Experimental investigation on a mechanically pumped two-phase cooling loop with dual-evaporator | |
| Khrustalev et al. | Temperature control with two parallel small loop heat pipes for GLM program | |
| Fuso et al. | Experimental study of two phase loop thermosyphons for hybrid solar systems | |
| RU2323859C1 (en) | Method of thermoregulation of spacecraft and device for its drying | |
| Cepeda-Rizo et al. | Methane cryogenic heat pipe for space use with a liquid trap for on-off switching | |
| RU2610850C1 (en) | Instrument compartment of spacecraft | |
| Okamoto et al. | Initial Evaluation of On-orbit Experiment of Loop Heat Pipe on ISS |