Космический аппарат патент

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от приборов (2) посредством коллекторных тепловых труб (6) равномерно распределяется по СП. При этом также обеспечивается термостабилизация приборов. Значительное снижение тепловыделения приборов включает в работу электронагреватели на верхней СП (3). Этим обеспечивается через СП и тепловые трубы (6) допустимая температура приборов. Нижняя СП (4) ориентирована на Землю и является радиаторной. Верхняя и нижняя СП соединены двумя регулируемыми диагональными подкосами (8). На боковых гранях приборного контейнера без СП установлена (экранно-вакуумная) теплоизоляция (9). Последняя размещена на сетчатой конструкции, закрепленной на СП, с внутренней стороны панелей (1) солнечных батарей. Техническим результатом изобретения является снижение массы конструкции, улучшение технических и эксплуатационных характеристик мини- и микро КА. 3 ил.

Рисунки к патенту РФ 2520811

Предлагаемое изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА) массой до 100 кг, предназначенных для создания мини- и микроспутников, запускаемых на околоземные орбиты как попутная полезная нагрузка или групповым методом.

При проектировании КА всех типов решается задача обеспечения рациональной и оптимально плотной компоновки агрегатов и систем в объеме, ограниченном корпусом аппарата. Также проблемы возникают при создании КА, размещаемых на средствах выведения с конкретными массо-габаритными характеристиками доставляемой на орбиту полезной нагрузки.

Известен космический модуль (RU, патент № 2389660, кл. B64G 1/00), содержащий несущую конструкцию с силовыми элементами, выполненную в виде правильной треугольной призмы. Платформа выполнена в виде плоской трехслойной панели с несущими слоями и заполнителем. Радиаторы-излучатели в виде прямоугольных трехслойных панелей с сотовым заполнителем и сложенные солнечные батареи размещены параллельно боковым стенкам несущей конструкции. Платформа и радиаторы-излучатели снабжены тепловыми трубами для сброса избыточного тепла в космическое пространство. Часть тепловых труб проложена внутри сотового заполнителя платформы. Блоки бортовой аппаратуры размещены между несущей конструкцией и торцом платформы.

Недостатки космического модуля обусловлены конструктивно-компоновочной схемой и заключаются в повышенной массе конструкции — средства обеспечения теплового режима включают три каскада тепловых труб, радиаторы-излучатели выполнены и размещены отдельно от несущей конструкции. Создание такой конструкции требует увеличенных затрат на ее изготовление, а компоновка модуля отличается неудобством обслуживания при наземной отработке.

Известен также космический аппарат (RU, патент № 2463219, кл. B64G 1/10), содержащий полезную нагрузку, панели солнечной батареи, негерметичный приборный контейнер параллелепипедной формы, грани которого являются радиаторными со встроенными тепловыми трубами сотопанелями с непосредственно установленными на них теплонагруженными приборами. Все сотопанели приборного контейнера соединены в единую тепловую сеть коллекторными тепловыми трубами, оснащенными в зоне каждой сотопанели электронагревателями с блоками управляющих датчиков температур. На внешние поверхности сотопанелей приборного контейнера, содержащих встроенные тепловые трубы, нанесено терморегулирующее покрытие, а остальная часть внешних поверхностей сотопанелей теплоизолирована. Негерметичный приборный контейнер снабжен дополнительными регулируемыми радиационными теплообменниками с контурными тепловыми трубами (ближайший аналог).

Достоинством известного КА является улучшенная термостабилизация приборов и оборудования с обеспечением равномерного поля температур в пределах каждой сотопанели и между сотопанелями приборного контейнера с одновременным повышением плотности компоновки приборного контейнера.

Существенные признаки известного технического решения целесообразно использовать при создании КА массой несколько сотен килограмм и тепловыделением несколько сотен ватт и более. Однако в конструкции небольших космических аппаратов с массой до 100 кг, энергопотреблением до 100 Вт, и запускаемых на околоземные орбиты как попутная полезная нагрузка или групповым методом, использование этого решения не является эффективным. Это объясняется повышенной массой конструкции, обусловленной наличием системы терморегулирования с улучшенной термостабилизацией и даже в некоторой степени переразмеренной, в состав которой включены встроенные тепловые трубы в силовых сотовых панелях, коллекторные тепловые трубы и дополнительные регулируемые радиационные теплообменники с контурными тепловыми трубами. Использование указанных признаков также существенно повышает стоимость изготовления малого космического аппарата.

Цель предлагаемого технического решения — снижение массы конструкции и улучшение технико-экономических и эксплуатационных характеристик мини- и микро КА.

Поставленная цель достигнута за счет того, что в негерметичном приборном контейнере КА параллелепипедной формы верхняя и нижняя сотопанели с расположенными на их внешней поверхности агрегатами соединены двумя диагональными подкосами, панели солнечной батареи с помощью кронштейнов закреплены по периметру боковых стенок контейнера, коллекторные тепловые трубы закреплены равномерно на наружной поверхности сотопанелей, причем ориентированная на Землю нижняя сотопанель является радиаторной, а теплоизоляция на боковых гранях приборного контейнера без сотопанелей установлена с внутренней стороны панелей солнечных батарей на сетчатой конструкции, закрепленной на сотопанелях.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами:

— на фиг.1 (панель солнечной батареи и теплоизоляции не показаны) представлен космический аппарат, включающий:

1 — панели солнечной батареи;

2 — теплонагруженные приборы на сотопанелях;

3 — сотопанель верхняя;

4 — сотопанель нижняя;

5 — сотопанели боковые;

6 — коллекторные тепловые трубы;

8 — регулируемый диагональный подкос;

10 — теплоизоляция на сетчатой конструкции (на двух боковых гранях приборного контейнера без сотопанелей).

На фиг.2 не показана теплоизоляция верхней сотопанели.

Сущность предложенного изобретения заключается в том, что конструктивно-силовую схему негерметичного приборного контейнера КА, выполненного в виде параллелепипеда, составляют две противоположные боковые, а также верхняя и нижняя сотопанели. Это позволяет создать несущую конструкцию контейнера малой массы, а соединение верхней и нижней сотопанели двумя диагональными подкосами придает конструкции необходимую жесткость. При этом нет необходимости две другие боковые грани контейнера выполнять в виде сотопанелей.

Соединение диагональными подкосами именно верхней и нижней сотопанелей с расположенными на их внешней и внутренней поверхностях агрегатами необходимо для обеспечения жесткости и стабильности конструкции и выполнения требований по точности установки внешних агрегатов. Это является важным для обеспечения функционирования закрепленной на внешних поверхностях сотопанелей бортовой аппаратуры: на верхней панели расположены внешние агрегаты системы ориентации, а на нижней сотопанели, постоянно ориентированной на Землю, закреплена приемопередающая аппаратура.

Такая компоновка приборного контейнера — без двух боковых сотопанелей и соединением верхней и нижней сотопанели двумя диагональными подкосами — удобна при наземном обслуживании и сборке-разборке мини КА — при малых размерах панелей обеспечен доступ к любому месту контейнера.

Бортовая аппаратура в основном размещена на внутренних поверхностях сотопанелей в зоне расположения коллекторных тепловых труб, которые закреплены на наружных поверхностях сотопанелей и образуют единую тепловую сеть. Отсутствие в малогабаритных сотопанелях встроенных тепловых труб незначительно увеличивает термосопротивление сотопанели по толщине, т.к. теплопроводимость металлических сот панели достаточна для передачи относительно небольших тепловых потоков от аппаратуры к коллекторным тепловым трубам.

Для сброса тепловой нагрузки мини КА (несколько десятков Вт) достаточно, чтобы радиаторной была одна из панелей. Оптимальной в отношении стабильности падающих внешних тепловых потоков является нижняя сотопанель с нанесенным на ее внешней поверхности надлежащим терморегулирующим покрытием.

Для предотвращения неконтролируемого отвода-подвода внешнего теплового потока к бортовой аппаратуре практически на всю внешнюю поверхность мини КА за исключением внешних агрегатов (приемо-передающих устройств, солнечных и звездных датчиков) и радиаторной поверхности нижней сотопанели установлена экранно-вакуумная теплоизоляция.

Для надежного крепления и уменьшения массы конструкции на двух боковых гранях приборного контейнера без сотопанелей с внутренней стороны панелей солнечных батарей теплоизоляция установлена на сетчатой конструкции, закрепленной на соседних боковых и верхней и нижней сотопанелях.

Система терморегулирования предложенного КА, включающая коллекторные трубы, оснащенные электронагревателями на верхней панели, теплоизоляцию и радиаторную нижнюю сотопанель, обеспечивает необходимую термостабилизацию приборного оборудования и имеет минимально необходимую массу.

Система энергопитания КА включает аккумулятор с аппаратурой регулирования, расположенные на внутренних поверхностях сотопанелей, а также панели солнечной батареи, закрепленные через специальные кронштейны на боковых сотопанелях. Такая компактная и простая (без раскрывающихся дополнительных панелей) компоновка солнечных батарей обеспечивает мини КА необходимой электрической мощностью до

100 Вт. При этом система энергопитания имеет небольшую массу, а затраты на ее изготовление невелики.

Функционирование КА происходит следующим образом. После вывода КА на заданную орбиту в работу включаются приборы 2, установленные на сотопанелях 3, 4, 5 негерметичного приборного контейнера. Тепловая мощность от приборов передается через сотовую конструкцию сотопанелей на коллекторные тепловые трубы 6, которые передают тепловую мощность вдоль сотопанелей, выравнивают температуры в пределах каждой сотопанели по ее длине. При этом также происходит осреднение температур расположенных на сотопанелях приборов, чем и обеспечивается их термостабилизация.

Отвод избыточной тепловой мощности с КА происходит излучением с открытой внешней радиаторной поверхности нижней сотопанели 4.

При значительном снижении тепловыделений приборов автоматически включаются электронагреватели 7, установленные на верхней сотопанели 3. Тепловая мощность от электронагревателей передается коллекторными тепловыми трубами на все сотопанели и приборное оборудование, обеспечивая их допустимую температуру. Отключение электронагревателей происходит при достижении определенной максимальной температуры верхней сотопанели.

По сравнению с аналогами предложенная конструкция КА имеет следующие преимущества:

— уменьшенную массу приборного контейнера за счет облегченной конструктивно-силовой схемы с двумя диагональными подкосами и оптимального состава системы терморегулирования, обеспечивающей при этом необходимую термостабилизацию приборного оборудования;

— выполнение несущей конструкции в виде четырех сотопанелей, расположение панелей солнечной батареи на боковых гранях приборного контейнера улучшает технико-экономические характеристики КА в части стоимости изготовления, а также обеспечивает удобство наземной эксплуатации.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Космический аппарат, содержащий панели батареи солнечной, негерметичный приборный контейнер параллелепипедной формы, образованный теплоизолированными сотопанелями с непосредственно установленными на них теплонагруженными приборами, причем сотопанели соединены в единую тепловую сеть коллекторными тепловыми трубами, оснащенными электронагревателями, отличающийся тем, что верхняя и нижняя сотопанели с расположенными на их внешней поверхности агрегатами соединены двумя диагональными подкосами, панели солнечной батареи с помощью кронштейнов закреплены по периметру боковых стенок контейнера, коллекторные тепловые трубы закреплены равномерно по наружной поверхности сотопанелей, причем ориентированная на Землю нижняя сотопанель является радиаторной, а теплоизоляция на боковых гранях приборного контейнера без сотопанелей установлена с внутренней стороны панелей солнечных батарей на сетчатой конструкции, закрепленной на сотопанелях.

Патент недели: Изолирующий керамический кокон для космических кораблей

При непосредственном участии Федеральной службы по интеллектуальной собственности («Роспатента») мы ввели на сайте рубрику «Патент недели». Еженедельно в России патентуются десятки интересных изобретений и усовершенствований — почему бы не рассказывать о них в числе первых.

Авторы: Александр Бурлаченко, Светлана Буякова, Артем Гусев, Сергей Кульков, Лилия Молчунова, Николай Савченко, Ирина Севостьянова.

Разработки в области теплозащиты космических кораблей, естественно, существуют, иначе бы вместо успешных запусков и возвращений мы бы наблюдали постоянный фейерверк из сгорающих в атмосфере аппаратов. Для обработки (футеровки) деталей, узлов и механизмов применяют жаропрочные материалы на основе боридов, карбидов и оксидов циркония.

Но при изготовлении многослойной изоляции с уникальными свойствами, где используются разные материалы, между слоями изоляции создается резкая граница, на которой концентрируются напряжения. Они возникают из-за различий в усадке, ползучести, коэффициенте температурного расширения слоев, а в конечном итоге приводят к растрескиванию огнеупорных материалов и риску «сгорания» узлов, приборов или обшивки космического корабля в процессе запуска или нахождения на орбите. Изготавливают такие материалы методом горячего прессования, которое обеспечивает уплотнение и спекание слоев, но полностью не предохраняет их от появления «несплошностей» даже в процессе изготовления.

Авторы новой технологии — получения теплозащитного композиционно материала системы Zrm(O-B-C)n, который исключает появление расслойных трещин — предлагают изготавливать теплозащиту, используя промежуточные, укрепляющие слои. Например, для изготовления теплозащитного материала из слоев оксида циркония и борида циркония между заготовками слоев укладывается промежуточный слой порошковой смеси из выбранных соединений. Объемные доли соединений рассчитывают исходя из соотношения коэффициентов термического расширения (КТР), толщину слоя — как отношение суммы произведений КТР и толщины каждой из заготовок к разнице температур, заданной режимом горячего прессования. Горячее прессование проводят при температуре 1400−1700 градусов Цельсия, давлении 10−20 МПа в течение 20−30 минут в среде азота. В результате получается теплоизоляционный материал из двух или более слоев, который полностью исключает возможность растрескивания изолирующего покрытия по границе слоев в процессе изготовления или выскотемпературного воздействия в космосе.

Подробное описание изобретения и формулу процесса изготовления можно посмотреть в выданном патенте.

www.popmech.ru

Космический аппарат патент

(21), (22) Заявка: 2003125039/11, 11.08.2003

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
11.08.2003

(43) Дата публикации заявки: 27.02.2005

(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске: RU 2168690 С2, 10.06.2001. RU 2092398 С1, 10.10.1997. GB 2190964 А, 02.12.1987. FR 2648517 А1, 09.06.1992.

Адрес для переписки:
141070, Московская обл., г. Королев, ул. Ленина, 4а, ОАО РКК «Энергия» им. С.П. Королева, Лаборатория промышленной собственности и инноватики

(73) Патентообладатель(и):
Открытое акционерное общество «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королева» (RU)

(54) СПОСОБ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ РАДИАЦИОННЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Изобретение относится к средствам регулирования температур космических аппаратов и их частей. Предлагаемый способ включает измерение температур в зонах радиационных поверхностей (РП) системы терморегулирования, их сравнение с верхними и нижними предельными значениями и подвод тепла к РП при выходе температур на нижние значения. При этом определяют полетные интервалы, на которых потребляемая электроэнергия превышает генерируемую первичными бортовыми источниками. На этих же интервалах определяют количество электроэнергии, затраченной на терморегулирование РП. Определяют полетные интервалы для максимально возможного аккумулирования тепловой энергии на РП в указанных зонах в пределах допустимых температур. При этом учитывают затраты на терморегулирование РП. Перед началом интервалов полета с превышением потребляемой электроэнергии над генерируемой подводят тепло в зоны РП, требующих расхода электроэнергии на их терморегулирование на этих интервалах. При этом подвод тепла осуществляют с учетом верхних предельных значений температур. Технический результат изобретения состоит в снижении нагрузки на систему электроснабжения космического аппарата за счет уменьшения энергопотребления на терморегулирование РП при одновременном сохранении заданных температурных диапазонов на указанных поверхностях. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для применения на космических аппаратах (КА) в условиях космического пространства, где необходимо поддерживать заданный температурный режим как всего КА, так и его отдельных элементов. Указанный температурный режим обеспечивается в том числе и за счет терморегулирования радиационных поверхностей КА.

Известны способы пассивного терморегулирования радиационных поверхностей (см. [1], стр.200), которые осуществляются за счет использования материалов с определенными тепловыми характеристиками (радиационными и теплоизоляционными), за счет выбора соответствующей геометрической формы аппарата и его ориентации относительно Солнца и за счет использования теплоты фазовых переходов.

Основными элементами систем терморегулирования (СТР), построенных с использованием указанных способов, являются терморегулирующие покрытия и высокоэффективная экранно-вакуумная тепловая изоляция.

Пассивное терморегулирование с использованием поверхностей с определенными радиационными характеристиками и высокоэффективной тепловой изоляцией позволяет снизить внешние тепловые потоки внутрь КА (или тепловые потери в космос) и уменьшить тепловую нагрузку на функционирующие системы. Главными критериями при выборе наружных терморегулирующих покрытий для практического использования их на КА являются коэффициент поглощения солнечного излучения AS и степень черноты Е, а также стабильность этих характеристик после длительного пребывания в условиях космического пространства под воздействием УФ-излучения Солнца и компонентов космической радиации.

Наиболее эффективной термоизоляцией в условиях космического полета является многослойная изоляция, набранная из радиационных экранов и теплоизоляционных прокладок. В качестве радиационных экранов используются, например, металлизированные алюминием (реже золотом) майларовые (для температур не выше 160°С) или каптоновые (для температур до 430°С) пленки [2].

Типичный пример пассивного терморегулирования радиационных поверхностей представлен на КА блочно-модульного исполнения, см. [3].

В процессе полета указанного КА ориентация относительно Солнца носит регулярный характер. При этом один из его блоков Н-образной конфигурации с радиационными панелями «Восток» и «Запад» подвергается попеременно периодическому ежесуточно повторяемому воздействию солнечной радиации.

bd.patent.su

космический аппарат

Изобретение относится к области межпланетных полетов, а более конкретно — к системам жизнеобеспечения пилотируемых космических аппаратов (КА). КА содержит неподвижный блок с центральной осью и соосный ему подвижный блок. На конической поверхности последнего спирально уложены выростные трубы с конвейерами растений. Имеются связанные с блоками электрогенератор и аккумулятор. При вращении вокруг центральной оси в помещениях для экипажа и трубах на подвижном блоке создается искусственная гравитация. Трубы разделены на два сегмента: в верхнем расположены конвейеры с растениями, а в нижнем — шарнирно установленные корыта с водой, рыбами и водоплавающими птицами. По мере роста рыб и птиц, при их кормлении из перемещаемых вдоль труб кормушек обеспечен перелив из верхних корыт в нижние. Предусмотрены илоотсосы и илопроводы, доставляющие ил со дна корыт в регенератор. У вершины конуса расположено помещение для высадки рассады растений, молоди рыб и птиц в выростные трубы, а в основании конуса — помещение для сбора урожая, вылова рыб и птиц. Для обеспечения кругооборота веществ в КА (и, в частности, работы электрогенератора) неподвижный и подвижный блоки снабжены кольцевыми переходными камерами, между которыми установлены лифтовые кабины. перемещаемые по окружности и вдоль центральной оси. Изобретение направлено на обеспечение экологически чистого источника энергии для КА, создание на борту КА подобия земного биоценоза и благоприятной для человека психологической среды. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Рисунки к патенту РФ 2186006

Изобретение относится к устройствам для космических межпланетных полетов.

Цель изобретения — стабильное воспроизводство всех систем обеспечения длительного пребывания человека в космосе.

Известна космическая станция, на которой обеспечена гравитация за счет вращения бытовых отсеков благодаря работе солнечной электростанции [1].

Недостатком этого предложения является полная зависимость энергоснабжения корабля от солнечного излучения, а при значительном удалении от Солнца это может вызвать затруднения.

Известно предложение по использованию энергии, выделяемой в процессе роста растений в теплице [2].

Недостатком этого предложения является то, что здесь не используются в полной мере отходы производства, а в условиях космического полета не будет обеспечено полноценное сбалансированное питание экипажа.

В то же время известно, что совместное выращивание в прудах, в том числе и искусственных, растений, рыб и птиц довольно эффективно [3].

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что в отличие от прототипа [1] , космический аппарат (КА) оборудован движителем в виде комплекса по выращиванию растений и животных (КВРиЖ), способным обеспечить вращение бытовых отсеков КА, а космонавтов — полноценным белковым питанием. Кроме того, здесь создается при использовании экологически чистого источника возобновляемой энергии земной биоценоз и благоприятная для человека психологическая среда.

На фиг.1 представлен разрез КА; на фиг.2 — разрез А-А на фиг.1; на фиг.3 — разрез Б-Б на фиг.1; на фиг.4 — секция выростной трубы (аксонометрия); на фиг. 5- — продольный разрез выростной трубы в момент I перелива воды из корыт; на фиг.6 — то же в момент II; на фиг.7 — кормушка (разрез); на рис.8 — концентратор солнечного излучения (разрез); на фиг.9 — то же, план.

На фиг.1, 2 и 3 показан подвижный блок 1 КА, который охватывает неподвижный цилиндрический блок 2 и соосный с ним, вращающийся вокруг центральной вертикальной оси 3, где созданы искусственная гравитация и «земные» условия в составляющих блок 1 помещениях. К цилиндрическому блоку 2 прикреплены шлюзовые камеры 4, снабженные стыковочными узлами 5 для прибывающих КА, и шлюзовые галереи 6, через которые они сообщаются с блоком 2, а также кольцевые переходные камеры 7 и балансирные устройства 8, снабженные распорками 9 и растяжками 10.

В подвижном блоке 1 расположены бытовые и производственные помещения, а в нижней части — КВРиЖ 11. Снаружи блок 1 имеет защитную, частично светопрозрачную облицовку 12, а изнутри — подшивку 13, между отдельными помещениями — переходные галереи 14.

Между кольцевыми переходными камерами 7 подвижного 1 и неподвижного 2 блоков установлены лифтовые кабины 15, способные перемещаться по окружности и вдоль вертикальной оси 3 с попеременным закреплением к одной из камер 7, в которую происходит выход из кабины 15. Лифтовые кабины 15 снабжены системой передвижения, фиксации у проемов камер 7 и системой герметизации проемов.

Балансирные устройства 8 имеют магнитные подвески 16 и круговые роторы линейных электродвигателей 17, а по внешнему периметру круговые статоры 18 электродвигателей, над которыми, в свою очередь, с зазором расположены круговые роторы 19 с постоянными магнитами, к ограждающей оболочке 12 прикреплен солнечный парус 20, включающий концентраторы солнечной энергии 21 и солнечную электростанцию. Между шлюзовой камерой 4 и подвижным блоком 1 установлены уплотнители 22 и герметизированные подшипники 23.

КВРиЖ 11 представляет собой (фиг.1,4) систему вложенных друг в друга полых конусов, на поверхности которых спиралевидно уложены секционные выростные трубы 24, где в верхнем сегменте трубы, отделенного от нижнего седловидной диафрагмой 25, расположен конвейер из взаимосвязанных телескопическими связями 26 держателями 27 с растениями 28 в эластичных сетках, установленных кроной в направлении светопрозрачной части оболочки 12, а корнем — к вертикальной центральной оси 3, при этом держатели 27 с растениями 28 установлены с возможностью перемещения по направляющим трубам 29, служащим одновременно для отсоса отработанного газа из верхнего сегмента трубы 24 и тормозящего устройства для поворота КВРиЖ, установленным на консоли 30 с подпоркой 31, прикрепленных к рамкам жесткости 32, к которым также прикреплены растворопроводы 33 с душевыми насадками 34, расположенными над растениями 28 с возможностью полива и сбора неиспользованного питательного раствора на диафрагме 25, с возможностью после фильтрации раствора подачи его через клапаны 35 в нижний сегмент вместе с отходами растений (лепестки, отростки, почки), где шарнирно установлены корыта 36 с водой, в которых высажены рыбы 37 и водоплавающие птицы 38 с возможностью по мере роста рыб и птиц перелива содержимого корыт 36 из верхних меньших по размерам в нижележащие большие при вращении вокруг шарниров 39. Количественное и возрастное соотношение рыб и птиц подобрано с учетом оптимального и безопасного их симбиоза. Корм подобран с учетом того, что для рыб — это гранулы более мелких фракций, чем для птиц, с учетом чего в кормушку 40 корм подают по кормопроводу 41, где наверху над ситом 42 — крупные гранулы, а на поддоне 43 — мелкие. Птица, в попытке достать корм из кормушки, которая перемещается по тросу 44 под углом к поверхности воды в корыте, вынуждена стать на носовую часть 45 корыта и имеет возможность вывести корыто из состояния равновесия, что приводит к переливу содержимого в нижележащее корыто.

На фиг.5 и 6 приведены два момента I и II, демонстрирующие попеременное чередование переливов, что способствует перемещению увеличивающихся по объему и массе рыб и птиц вниз к основанию конуса. На первой стадии выработки условного рефлекса осуществляют подстраховку действий птиц через АСУ. При этом остающийся на дне корыта ил отсасывается илоотсосом 46, представляющим собой гибкий компенсатор, предотвращающий удар корыта о дно трубы 24 и доставляющий ил по илопроводу 47 в регенератор 48 с последующим пополнением питательного раствора для растений. При недостатке воды в корытах ее пополняют из водопровода 49. В верхней части конусов КВРиЖ располагают верхнее помещение 50, где осуществляют высадку рассады, молоди рыб и птиц в выростные трубы 24, а в нижней части — нижнее помещение 51, где производят сбор урожая, вылов рыб и птиц. Выростные трубы 24 связаны с пунктами питательного раствора, фито- и зоопланктонными питомниками, газгольдерами и другими службами, а также через мультипликатор с электрогенератором и аккумулятором энергии. Солнечный парус 20 включает в себя концентраторы солнечной энергии 21, представляющие модернизированную линзу Френеля со спиралевидной поверхностью, приспособленной для улавливания частиц космической пыли 52 и подачи ее по световоду 53 в регенератор 48 для переработки и восполнения ресурсов воды и других расходуемых в полете компонентов. Концентратор 21 снабжен отражающими зеркалами 54 и обеспечивает КА светом и теплом, а также освещает солнечными 55 и отраженными 56 лучами (фиг.1). Секции труб 24 соединены гибкими связями с возможностью поворота вокруг оси труб. КВРиЖ, являясь основным движителем КА, не исключает наличия солнечной электростанции, необходимой для запуска КВРиЖ, а также его переналадки и перезаправки.

Освещение выростных труб производится через светопрозрачные панели в защитной оболочке КА, а затенение — специальными щитками с учетом адаптации растений и животных в космическом полете.

Источники информации
1. RU 2116942 C1, 10.08.98.

3. Дорохов С.М., Пахомов С.П., Поляков Г.Д. Прудовое рыбоводство. Учебн. для техникумов. Под ред. Г.Д. Полякова. — М.: Сельхозиздат, 1962, 262 с., с. 190.

1. Космический аппарат, содержащий неподвижный блок цилиндрической формы, расположенный вдоль центральной оси, соосный с ним подвижный блок с устройством, на поверхности которого спирально уложены выростные трубы переменного сечения с конвейерами растений, обеспечивающие поворот указанных подвижного блока и устройства вокруг центральной оси, связанные с данным устройством генератор и аккумулятор электроэнергии, а также автоматизированную систему управления, обеспечивающую функционирование аппарата, отличающийся тем, что указанное устройство выполнено конусообразным, в указанном подвижном блоке размещены бытовые и производственные помещения, в которых при вращении этого блока вокруг центральной оси создается искусственная гравитация, выростные трубы в своем сечении разделены на два сегмента, причем в верхнем сегменте расположены указанные конвейеры с растениями, а в нижнем — шарнирно установленные корыта, заполненные водой с рыбами и водоплавающими птицами с возможностью перелива содержимого корыт по мере роста рыб и птиц из вышерасположенных корыт в нижерасположенные, над корытами расположены перемещаемые вдоль указанных труб кормушки для указанных водоплавающих птиц, при стремлении к которым птицы способствуют кормлению рыб из этих же кормушек, а при приближении к носовой части корыт вызывают указанный перелив, при этом между указанными сегментами труб установлены диафрагмы с клапанами для стока остатков питательного раствора с отходами растений в корыта, при этом указанное устройство снабжено регенератором, илопроводами и илоотсосами со дна корыт, доставляющими ил по илопроводам в регенератор, после которого регенерат поступает в емкость с питательным раствором для растений, в верхней части конуса указанного устройства расположено верхнее помещение для высадки рассады растений, молоди рыб и птиц в выростные трубы, а в нижней части конуса — нижнее помещение для сбора урожая, вылова рыб и птиц, причем указанные неподвижный и подвижный блоки аппарата снабжены кольцевыми переходными камерами, между которыми установлены лифтовые кабины, способные перемещаться по окружности и вдоль указанной центральной оси.

2. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что указанные трубы выполнены сборными из секций, которые включают в себя кольца жесткости, соединенные трубчатыми конструкциями для пропуска воды, газовой смеси, питательного раствора, гранул корма, ила, причем секции труб связаны между собой гибкими связями, с обеспечением возможности поворота секций вокруг центральной оси трубы.

3. Космический аппарат по п. 1 или 2, отличающийся тем, что снабжен солнечным парусом, включающим концентраторы солнечной энергии, используемые также для улавливания космических частиц, пополняющих ресурсы аппарата, и в качестве светоотражателей.

www.freepatent.ru

космический аппарат дистанционного зондирования земли

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КЛ) и его бортовым, главным образом, терморегулирующим системам. КЛ конструктивно объединяет модули целевой аппаратуры и служебных систем и снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного параллелепипеда. На боковых его сторонах закреплены трехслойные сотовые термопанели (ТП) с металлическими обшивками, между которыми встроены тепловые трубы (ТТ). На оболочке кожуха выполнен канал для жидкого теплоносителя с шагом, равным шагу расположения ТТ. Теплоноситель имеет тепловой и механический контакт с соответствующими ТТ. Протяженность канала, длина ТТ и шаг между ТТ выбраны так, чтобы перепады температуры кожуха вдоль двух взаимно перпендикулярных направлений не превышали допустимых. Одна из ТП стенок кожуха, в виде пятислойной сотовой панели, обеспечивает механический контакт модулей целевой аппаратуры и служебных систем. На внешних обшивках этой ТП уложены трубопроводы гидромагистрали. Другая торцевая ТП выполнена в виде металлической пластины с отверстиями под крышки целевой аппаратуры. Каждое отверстие соосно оптической оси соответствующей аппаратуры. На внутренней поверхности торцевой ТП расположены трубопроводы гидромагистрали. Внутри кожуха вдоль продольной оси КА параллельно боковым стенкам закреплена размерно-стабильная несущая конструкция (например, из углепластика) для целевой аппаратуры. Обеспечивающие приборы модуля целевой аппаратуры установлены на верхней торцевой стенке кожуха. Кожух с внешней стороны изолирован от космического пространства экранно-вакуумной теплоизоляцией. Техническим результатом изобретения является повышение качества, в т.ч. точности получаемой КА целевой информации при сохранении его ресурсных характеристик. 4 ил.

Рисунки к патенту РФ 2493056

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли.

Современная космическая техника, среди прочих, ставит перед собой задачу по увеличению срока активного существования создаваемого КА дистанционного зондирования Земли, а также повышению качества и точности получаемой целевой информации.

Как известно (С.П. Усманский. Человек на космической орбите. М., Машиностроение, 1974), космический аппарат представляет собой сложное техническое устройство, состоящее, как правило, из целевой аппаратуры (ЦА) и обеспечивающих (служебных) систем. В качестве ЦА могут быть использованы оптические, оптико-электронные, радиотехнические или иные технические устройства, позволяющие проводить дистанционное зондирование Земли. Комплекс обеспечивающих систем составляют: комплексная двигательная установка (КДУ), бортовой комплекс управления (БКУ), командно-измерительная система (КИС), система телеметрического контроля (СТК), бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), система электропитания (СЭП), система терморегулирования (СТР) и другие устройства и агрегаты в зависимости от типа и назначения КА.

К числу бортовых систем, существенно влияющих на срок активного существования КА, а также качество и точность получаемой в виде фотографий поверхности Земли целевой информации относится СТР. Для гарантированного увеличения срока активного существования бортовой аппаратуры (БА), например, аккумуляторных батарей СЭП или оптико-электронных преобразователей (ОЭП) ЦА, очень важно обеспечивать в процессе их эксплуатации требуемые температурные режимы, а именно поддерживать температуру термоплат (термопанелей), на которых устанавливается БА, в сравнительно узком диапазоне.

Аналогичные требования предъявляются и к силовым конструкциям КА, температурные деформации которых ухудшают их параметры, особенно это касается ЦА, поскольку малейшее отклонение ее оптической оси от заданного положения может привести к снижению качества и точности получаемой целевой информации. Поэтому техническая задача, связанная с существенным снижением температурных деформаций конструкции самой ЦА или платформы, на которой устанавливается ЦА, является весьма актуальной. Для решения этой технической проблемы необходимо использовать новые решения, в том числе и в части усовершенствования СТР.

В общем случае СТР представляет собой сложное устройство, состоящее из соединенных последовательно между собой магистралями агрегатов и элементов, осуществляющих подвод и отвод тепловой энергии от приборов КА за счет циркуляции теплоносителя. На практике используются, как правило, конвективные СТР, имеющие один или несколько замкнутых контуров и обеспечивающие передачу теплоты из герметичных отсеков КА через промежуточные теплообменники в окружающую среду. Сброс теплоты излучением осуществляется с поверхности радиаторов, по каналам которых циркулирует промежуточный теплоноситель. Современные КА снабжаются подобными теплообменниками (В.В. Малоземцев. Оптимизация систем терморегулирования космических аппаратов, М., Машиностроение, 1988).

Известен космический аппарат (Б.М. Панкратов. Основы теплового проектирования транспортных космических систем, М., Машиностроение, 1988), содержащий отсек ЦА, герметичный отсек, внутри которого размещены приборы и устройства обеспечивающих систем, агрегатный отсек с КДУ, систему терморегулирования с внешними радиаторами. В известном КА основная часть БА охлаждается воздушным потоком. Сброс теплоты в окружающую среду осуществляется через внешние навесные холодные радиаторы, по каналам которых циркулирует жидкий теплоноситель. Часть радиаторов устанавливается в агрегатном отсеке для обогрева КДУ. Аналогично с помощью радиаторов, выполненных в виде термопанелей, обеспечивается температурный режим ЦА. Необходимо отметить, что термопанели, как правило, представляют собой одновременно силовую конструкцию отдельных отсеков КА.

Одним из недостатков подобных КА является наличие герметичного отсека, так как для нормального функционирования БА требуется поддержание в нем заданного диапазона изменения давления газовой среды в течение всего срока активного существования КА, создание свободных зон для обеспечения циркуляции газового потока без застоя. Для отвода теплоты из герметичного отсека необходимо применение теплообменников, представляющих собой сложные газо-жидкостные агрегаты (ГЖА), а также вентиляторов. Изготовление вентиляторов с большим ресурсом непрерывной работы является сложнейшей технической задачей. Поэтому в настоящее время на КА все реже применяются герметичные приборные отсеки (Космические аппараты. Под редакцией К.П. Феоктистова, М., Воениздат, 1993).

Известна система терморегулирования для искусственного спутника Земли (Патент США № 4880050, F28D 15/00, 1989), которая для эффективного отвода теплоты от БА к внешним радиационным панелям снабжена термоплатами. В данном техническом устройстве наиболее важные приборы могут быть установлены на собственные термоплаты, по каналам которых циркулирует жидкий теплоноситель. Термоплаты отличаются от термопанелей прежде всего тем, что они не относятся к силовым конструкциям, причем на каждую термоплату устанавливается, как правило, только один прибор, при этом тепловой контакт осуществляется всей рабочей поверхностью прибора. Такой способ охлаждения БА очень эффективен и позволяет существенно сузить диапазон изменения рабочих температур до оптимальных значений и обеспечить «комфортный» тепловой режим БА, расположенной как в герметичном, так и негерметичном отсеках.

Известен космический аппарат (прототип, патент РФ № 2144889, B64G 1/00, 2000 г.), содержащий отсек целевой аппаратуры, герметичный приборный отсек, негерметичный агрегатный отсек с КДУ, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса теплоты, а в том числе выполненными в виде термоплат с гидравлическими каналами, систему электропитания, включающую в себя солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, а также размещенные в агрегатном отсеке аккумуляторные батареи, на днище которых закреплены образующие с ними попарно моноблоки термоплаты со штатными и технологическими гидравлическими каналами.

Известный КА, содержащий в своем составе герметичные отсеки с газовой средой, может выйти из строя по причине их разгерметизации, при этом вероятность безотказной работы КА с увеличением срока его активного существования уменьшается. Кроме того, температурные деформации, возникающие в корпусе ЦА, снижают качество и точность получаемой целевой информации.

Конструкция отсека ЦА является неприемлемой в случае установки на КА нескольких приемников целевой информации, например, для расширения ширины захвата зондируемой поверхности Земли.

Задачей данного изобретения является повышение качества и точности получаемой космическим аппаратом целевой информации с сохранением его ресурсных характеристик.

Поставленная задача решается тем, что космический аппарат дистанционного зондирования Земли, образованный путем конструктивного соединения функционально связанных между собой модуля целевой аппаратуры, и модуля служебных систем, включающего систему электропитания, содержащую солнечные батареи, комплекс автоматики и установленные на соответствующие термоплаты аккумуляторные батареи, а также систему терморегулирования, объединяющую конструктивно, блок управления, холодные навесные радиаторы, термоплаты и термопанели с жидким теплоносителем, и гидроарматуру, образующие замкнутые гидромагистрали, отличающийся тем, что он снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного полого параллелепипеда, на боковых сторонах которого закреплены термопанели в виде трехслойных сотовых панелей с металлическими обшивками, между которыми встроены тепловые трубы, при этом на оболочке кожуха выполнен канал под жидкий теплоноситель с шагом, совпадающим с шагом размещения тепловых труб, причем протяженность канала с теплоносителем, имеющего тепловой и механический контакт с соответствующей тепловой трубой, длина тепловой трубы и шаг между тепловыми трубами выбраны из условия не превышения допустимого перепада температуры термостабилизирующего кожуха по двум взаимно перпендикулярным координатным осям, а торцевые стенки термостабилизирующего кожуха представляют собой термопанели, причем одна из них выполнена с обеспечением механического контакта модулей целевой аппаратуры и служебных систем на основе пятислойной сотовой панели, на внешних обшивках которой уложены трубопроводы гидромагистрали, а другая торцевая термопанель выполнена в виде металлической пластины с отверстиями под подвижные крышки целевой аппаратуры, при этом диаметр каждого отверстия выбран соосно с оптическими осями соответствующей целевой аппаратуры, а на внутренней поверхности пластины расположены трубопроводы гидромагистрали, внутри термостабилизирующего кожуха вдоль продольной оси космического аппарата параллельно двум противоположным его боковым стенкам жестко закреплена размерно-стабильная несущая конструкция из материала с малым коэффициентом теплового расширения, например, углепластика, при этом на ее рабочих поверхностях приклеены пленочные электронагреватели, электрически связанные с системой электропитания, которые взаимодействуют с блоком управления системы терморегулирования в зависимости от температуры размерно-стабильной несущей конструкции, определяемой датчиковой аппаратурой системы терморегулирования, при этом целевая аппаратура жестко закреплена на размерно-стабильной несущей конструкции, а обеспечивающие приборы модуля целевой аппаратуры установлены на поверхностях верхней торцевой стенки термостабилизирующего кожуха, который с внешней стороны изолирован от космического пространства экранно-вакуумной тепловой изоляцией.

Предлагаемое устройство космического аппарата дистанционного

зондирования Земли представлено на чертежах:

фиг.1. Общий вид КА ДЗЗ;

Фиг.2. Сечение А-А с фиг.1;

Фиг.3. Сечение Б-Б с фиг.1;

Фиг.4. Сечение С-С с фиг.1.

Космический аппарат дистанционного зондирования Земли образован путем конструктивного соединения функционально связанных между собой модуля целевой аппаратуры (МЦА) 1 и модуля служебных систем (МСС) 2.

МЦА 1 состоит из термостабилизирующего кожуха 3, выполненного в виде прямоугольного параллелепипеда, стенками которого являются термопанели различной конструкции, размерно-стабильной несущей конструкции (РСНК) 4, закрепленной жестко внутри термостабилизирующего кожуха 3 параллельно двум противоположным его боковым стенкам и изготовленной из материала с малым коэффициентом теплового расширения, например, углепластика, целевой аппаратуры, закрепленной жестко к РСНК 4, и включающей в себя последовательно соединенные механически блок оптико-электронной аппаратуры 5 с оптическим трактом, бленду 6, крышку бленды 7 (фиг.4), обеспечивающие приборы 8, установленные в МЦА 1 (фиг.1, фиг.3) для обработки и передачи целевой информации на Землю, гидроарматуры 9 для образования замкнутых контуров и обеспечения циркуляции жидкого теплоносителя, пленочных нагревателей 10, приклеенных на рабочих поверхностях РСНК 4. Стенки термостабилизирующего кожуха 3 выполнены плоскими, что обеспечивает существенное упрощение технологии их изготовления. Блоки оптико-электронной аппаратуры 5 охлаждаются в процессе работы теплоносителем СТР (на фиг.1 гидромагистраль для циркулирования теплоносителя не показана).

МСС 2 содержит КДУ 11, СЭП, состоящую из батареи солнечной 12, комплекса автоматики 13, аккумуляторных батарей 14, других служебных систем 15, а также СТР, включающую в себя гидроарматуру 9, термоплаты 16, блок управления 17, датчиковую аппаратура (на фиг.1 не показана), навесные холодные радиаторы 18 и другие агрегаты СТР ( на чертежах не показано). Комплекс автоматики 13 и блок управления 17, установлены на внешней боковой поверхности МСС 2, которая охлаждается с помощью термопанелей 19 или термоплат 16 в зависимости от величины тепловыделения. Внутри МСС 2 расположены служебные системы 15, как правило, не требующие охлаждения. Навесные холодные радиаторы 18 могут быть изготовлены различной конструкции и их устройство здесь не рассматривается.

В боковых стенках термостабилизирующего кожуха 3 выполнены каналы 20 с теплоносителем 21 и термопанели 22 в виде трехслойных сотовых панелей с встроенными между обшивками сотовой панели тепловыми трубами 23 (фиг.1, фиг.2). Тепловые трубы 23 и каналы 20 имеют тепловой и механический контакт через обшивку термопанели 22. Протяженность L канала 20 с теплоносителем 21, длина S и шаг t тепловых труб 23 выбраны из условия не превышения заданного допустимого перепада температуры термостабилизирующего кожуха 3 по двум взаимно перпендикулярным координатным осям. Термостабилизирующий кожух 3 с внешней стороны изолирован от космического пространства ЭВТИ 24.

Трубопроводы 25 с жидким теплоносителем 21, изготовленные в форме «змеевика» с переменным шагом в зависимости от величины тепловыделения БА (t1, t2 и т.д.) закреплены на верхней торцевой термопанели 26 (фиг.3) термостабилизирующего кожуха 3 в виде пятислойной сотовой панели, при этом обе внешние поверхности торцевой термопанели 26 являются местами для установки обеспечивающих приборов 8 МЦА 1 (фиг.1, фиг.3). Кроме того, выбор пятислойной сотовой панели в качестве конструктивного материала связан с необходимостью обеспечения прочности и устойчивости элемента конструкции, являющегося стыком соединения МЦА 1 и МСС 2.

При использовании на торцевой поверхности трехслойной сотовой панели для размещения между обшивками двух слоев трубопроводов пришлось бы увеличить расстояние между обшивками, что привело бы к однозначной потере устойчивости сотовой конструкции при перегрузках, и как следствие, к снижению ее прочности.

Трубопровод 25 заданной формы с жидким теплоносителем 21, закреплен на нижней торцевой термопанели 27 в виде металлической пластины (фиг.4) в которой выполнены отверстия 28, соосные с оптическими осями соответствующей ЦА. Внешние поверхности крышек бленд 7 также изолированы от космического пространства ЭВТИ 24.

Поставленная цель осуществляется путем поддержания в узком диапазоне изменения температуры ЦА, обеспечивающих приборов МЦА 1 и РСНК 4, поскольку в этом случае создается «комфортный» температурный режим для функционирования оптической и радиоэлектронной аппаратуры и практически исключаются температурные деформации конструкции ЦА и РСНК 4, что является, как было отмечено выше, необходимым условием для повышения качества и точности получаемой в процессе эксплуатации КА дистанционного зондирования Земли целевой информации с сохранением его ресурсных характеристик

Тепловой режим ЦА обеспечивается переизлучением ЦА с термостатируемыми панелями кожуха 3, одновременно для поддержания температуры РСНК 4 в узком диапазоне применяются пленочные нагреватели 10. Применение материала РСНК 4 с малым коэффициентом теплового расширения также эффективно способствует решению поставленной задачи.

С целью повышения точности регулирования теплового режима РСНК 4 пленочные нагреватели 10, запитанные от СЭП, включаются (отключаются) блоком управления 17 системы терморегулирования в зависимости от температуры РСНК 4, определяемой датчиковой аппаратурой. Количество пленочных нагревателей 10 выбирается с учетом закона регулирования температурного режима РСНК 4.

Для существенного ослабления влияния космического пространства на температурный режим ЦА применяется термостабилизирующий кожух 3, образованный термопанелями различной конструкции (фиг.1). Так для получения температурного поля, близкого к равномерному, его боковые стенки оснащены тепловыми трубами 23 длиной S, приклеенными соосно с продольной осью КА к обшивкам сотовой панели через заданный шаг t (фиг.2). Порог срабатывания тепловых труб 23, следовательно, диапазон изменения температуры термопанели 22 определяется температурой теплоносителя, циркулирующего по каналу 20, имеющему в свою очередь с тепловыми трубами 23 механический и тепловой контакт через обшивку термопанели 22 (фиг.2). Применение тепловых труб 23 и оптимальное их размещение в трехслойной сотовой панели термопанели 22, являющейся боковыми стенками термостабилизирующего кожуха 3, позволяет поддерживать допустимый перепад температуры термостабилизирующего кожуха 3 по двум взаимно перпендикулярным координатным осям, и таким образом, создавать температурное поле, близкое к равномерному, чего нельзя было бы достичь в случае использования на КА только термопанелей с жидким теплоносителем.

Кроме того, влияние изменения температуры КА при чередовании теневых и освещенных участков его орбиты дополнительно парируется за счет использования ЭВТИ 24, установленной на внешней поверхности термостабилизирующего кожуха 3.

Немаловажную роль в поддержании температурного режима ЦА, обеспечивающих приборов МЦА 1 и РСНК 4 играет нижняя торцевая панель 27, на которой закреплен трубопровод 25 с жидким теплоносителем 21. Нижняя торцевая панель 27 имеет для нормального функционирования ЦА отверстия (не менее двух), закрываемые (открываемые) соответствующими крышками бленд 7. в зависимости от программы работы ЦА, внешние поверхности которых покрыты ЭВТИ 24. Поскольку внешние поверхности термостабилизирующего кожуха 3 и крышек бленд 7 изолированы от внешней среды ЭВТИ 24, а крышки бленд 7 закрываются периодически после завершения работы ЦА, то влияние перепада температуры космического аппарата на освещенных и теневых участках орбиты КА также эффективно парируется.

Повышение качества и точности получаемой целевой информации достигается не за счет снижения ресурсных характеристик, поскольку уязвимые, как правило, герметичные отсеки с газовой атмосферой, являющиеся в отдельных случаях причиной выхода из строя БА, в предлагаемом КА полностью исключены, за счет предложенной конструкции КА ДЗЗ.

Таким образом, применение предлагаемого космического аппарата дистанционного зондирования Земли позволит повысить качество и точность получаемой целевой информации с сохранением его ресурсных характеристик за счет поддержания в заданном диапазоне изменения температуры внутри МЦА средствами обеспечения теплового режима.

Космический аппарат дистанционного зондирования Земли, образованный путем конструктивного соединения функционально связанных между собой модуля целевой аппаратуры и модуля служебных систем, включающего систему электропитания, содержащую солнечные батареи, комплекс автоматики и установленные на соответствующие термоплаты аккумуляторные батареи, а также систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, холодные навесные радиаторы, термоплаты и термопанели с жидким теплоносителем, гидроарматуру — образующие замкнутые гидромагистрали, отличающийся тем, что он снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного полого параллелепипеда, на боковых сторонах которого закреплены термопанели в виде трехслойных сотовых панелей с металлическими обшивками, между которыми встроены тепловые трубы, при этом на оболочке кожуха выполнен канал под жидкий теплоноситель с шагом, совпадающим с шагом размещения тепловых труб, причем протяженность канала с теплоносителем, имеющего тепловой и механический контакт с соответствующей тепловой трубой, длина тепловой трубы и шаг между тепловыми трубами выбраны из условия непревышения допустимого перепада температуры термостабилизирующего кожуха по двум взаимно перпендикулярным координатным осям, а торцевые стенки термостабилизирующего кожуха представляют собой термопанели, причем одна из них выполнена с обеспечением механическою контакта модулей целевой аппаратуры и служебных систем на основе пятислойной сотовой панели, на внешних обшивках которой уложены трубопроводы гидромагистрали, а другая торцевая термопанель выполнена в виде металлической пластины с отверстиями под подвижные крышки целевой аппаратуры, при этом каждое отверстие выбрано соосным с оптическими осями соответствующей целевой аппаратуры, а на внутренней поверхности торцевой термопанели расположены трубопроводы гидромагистрали, внутри термостабилизирующего кожуха вдоль продольной оси космического аппарата параллельно двум противоположным его боковым стенкам жестко закреплена размерно-стабильная несущая конструкция из материала с малым коэффициентом теплового расширения, например, углепластика, при этом к ее рабочим поверхностям приклеены пленочные электронагреватели, электрически связанные с системой электропитания, которые взаимодействуют с блоком управления системы терморегулирования в зависимости от температуры размерно-стабильной несущей конструкции, определяемой датчиковой аппаратурой системы терморегулирования, при этом целевая аппаратура жестко закреплена на размерно-стабильной несущей конструкции, а обеспечивающие приборы модуля целевой аппаратуры установлены на поверхностях верхней торцевой стенки термостабилизирующего кожуха, который с внешней стороны изолирован от космического пространства экранно-вакуумной тепловой изоляцией.

Смотрите так же:

  • Для чего автоматический возврат экипажа Автоматический возврат экипажа AllSmerti999 #1 Отправлено 24 апр 2015 - 22:31 lOpacuk #2 Отправлено 24 апр 2015 - 22:37 AllSmerti999 (24 Апр 2015 - 21:31) писал: Автоматический возврат […]
  • Правила дорожнього руху 2013 україна Кодекс України про адміністративні правопорушення Розділ I. ЗАГАЛЬНІ ПОЛОЖЕННЯ Глава 1 ЗАГАЛЬНІ ПОЛОЖЕННЯ Статтю 3 виключено на підставі Закону N 2342-III від 05.04.2001 Статтю 4 виключено […]
  • Опубликование уголовного закона это Опубликование уголовного закона это Законы Ману — древнеиндийский сборник предписаний религиозного, морально-нравственного и общественного долга (дхармы), называемый также "закон ариев" […]
  • Шпаргалка право интеллектуальной собственности Шпаргалка по праву интеллектуальной собственности. Резепова В.Е. М.: Окей-книга, 2009. — 4 0 с. В пособии представлены ответы по праву интеллектуальной собственности – подотрасли […]
  • Кинематический закон движения определение Кинематический закон движения определение Технофайл - чертеж, 3D модель, курсовая работа, расчетно-графическая работа, методичка, учебник, ГОСТ, лекции, программа, т.е. любой технический […]
  • Приказ об утверждении списков воспитанников в доу Официальный сайт Детского сада №111 01.09.2014 № 73 — 04 О комплектовании и зачислении детей на 2014 – 2015 учебный год. На основании приказа Минобрнауки России от 08.04.2014 г. № 293 «Об […]