FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to a temperature-controlled on-board equipment of spacecraft (SC). The compartment contains a hexagonal platform (multilayer board) on which there are fuel elements of hardware blocks on both sides. The compartment bearing structure is based on heat pipes (HP). Its upper end repeats the platform loop. The elements of the hardware that do not require refrigeration are installed on the power frame structure attached to the lower end of the bearing structure in the form of equilateral triangle. The system of temperature control incorporates two systems: one is for fuel elements that do not require refrigeration, the other - for those requiring refrigeration. The first has a cylindrical heater-radiator and HPs connected with it. The other includes low temperature HPs, abutting with a low temperature HP to remove heat into space. All HPs may contact thermally with the said fuel elements.EFFECT: optimization of spacecraft layout, increase of strength and structure rigidity during ground operations and remove, as well as increase of heat resistance when working in orbit.3 dwg
Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры. Несущая конструкция отсека выполнена на основе тепловых труб (ТТ). Её верхний торец повторяет контур платформы. Элементы аппаратуры, не требующие охлаждения, установлены на силовой ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции в виде правильного треугольника. Система терморегулирования объединяет две системы: одна обслуживает тепловыделяющие элементы, не требующие, а другая – требующие низкотемпературного охлаждения. Первая имеет цилиндрический радиатор-излучатель и соединенные с ним ТТ. Другая включает низкотемпературные ТТ, стыкуемые с низкотемпературной ТТ для отвода тепла в космическое пространство. Все ТТ имеют возможность теплового контакта с указанными тепловыделяющими элементами. Техническим результатом изобретения является оптимизация компоновки КА, повышение прочности и жесткости конструкции при наземных операциях и выведении, а также повышение термоустойчивости при работе на орбите. 3 ил.
INSTRUMENT COMPARTMENT OF SPACECRAFT
Приборный отсек космического аппарата
2017-02-16
Patent
Elektronische Ressource
Russisch
IPC: | B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS |
THERMAL STABILIZATION SYSTEM OF THE SPACECRAFT INSTRUMENT COMPARTMENT
Europäisches Patentamt | 2016
|Venting Simulation of Multiple Compartment Spacecraft
SAE Technical Papers | 1994
|