Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата
Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата включает: систему низковольтного питания, коммутатор, по меньшей мере, один канал регистрирующей бортовой аппаратуры, блок управления. Причем каждый из каналов регистрирующей бортовой аппаратуры включает: систему высоковольтного питания, содержащую, по меньшей мере, две секции системы высоковольтного питания; бортовую регистрирующую аппаратуру, содержащую, по меньшей мере, два блока регистрации, каждый из которых связан с соответствующей секцией системы высоковольтного питания; и термодатчик, измеряющий температуру блока регистрации. Кроме того блок управления по сигналу с термодатчика, о превышении заданного температурного режима работы блока регистрации подает сигнал коммутатору, на отключение, соответствующей секции системы высоковольтного питания и соответствующей ей блока регистрации. Технический результат - минимизация энергопотребления системы охлаждения КА, повышение эффективности охлаждения бортовой аппаратуры, уменьшение инерционности охлаждения бортовой аппаратуры и уменьшение габаритно-массовых характеристик. 1 ил.
Полезная модель относится к устройствам, используемым на космических аппаратах (далее по тексту КА) для эффективной термостабилизации регистрирующей бортовой аппаратуры КА, находящегося в открытом космосе.
Известен ряд систем термостабилизации различной аппаратуры, см., например, описание [1]. Термостабализацию аппаратуры в данных устройствах осуществляют принудительно - термобатареями, включающихся в зависимости от показаний термодатчика. Недостатком данных устройств является невысокая надежность и высокое энергопотребление.
Известна система термостатирования оборудования негерметичного теплоизолированного контейнера космического аппарата [2]. В этом устройстве термостабилизация аппаратуры КА осуществляется пассивно, посредством тепловых трубок с диодными термоконтакторами и теплообменника, осуществляющего рассеивание тепла в открытом космосе, на темной и, соответственно, холодной стороне КА. Недостатком данной системы термостабилизации является высокая инерционность. Еще одним недостатком данной системы является невысокая охлаждающая способность системы, при использовании на КА сильно нагревающейся регистрирующей бортовой аппаратуры.
Известна также система термостатирования температурно-чувствительного элемента, описанная в [3]. В этом устройстве на температурно-чувствительном элементе расположен датчик, который измеряет температуру и в случае ее превышения выдает команду ключу на разрыв цепи, тем самым, уберегая температурно-чувствительный элемент от нештатной работы. Недостатком данной системы является то, что при неблагоприятных температурных условиях температурно-чувствительный элемент не работает.
Предлагаемая система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата позволяет исключить вышеуказанные недостатки известных устройств.
Спецификой бортовой регистрирующей аппаратуры КА является регистрация интенсивных потоков частиц (до миллиона частиц в секунду), что приводит к резкому увеличению (до 50%) энергопотребления со стороны системы регистрации.
При работе аппаратуры возникают следующие основные проблемы:
1. Значительный градиент температуры на внешней поверхности, связанный с орбитой КА, накладывает ограничения на технические возможности быстродействующей аппаратуры.
2. Наличие факта инерционности бортовой системы обеспечения тепловых условий (АСЭО - автоматическая система электрообогрева) - время реакции до 5 минут, проверенного нами в ранее проведенных аналогичных экспериментах, создает предпосылки к перегреву системы регистрации, особенно при работе на солнечной стороне в режиме интенсивной регистрации (резкие возрастания потоков частиц).
Поэтому, для надежного обеспечения нормальных условий при штатной эксплуатации прибора на борту КА, необходимо наличие адекватной по времени обратной связи в системе «детектор - секционная система высоковольтного питания», позволяющей оперативно снять тепловую нагрузку с части системы регистрации (см. описание работы устройства ниже) за счет уменьшения энергопотребления. Дополнительно, в случае регистрации очень интенсивных потоков частиц, можно, за счет отключения отдельных секций детектора (каналов регистрирующей бортовой аппаратуры), разумно ограничить производительность прибора (то есть, сократить поток информации) для его адаптации к невысокой производительности канала передачи данных бортовой телеметрической системы на Землю.
Техническим результатом является минимизация энергопотребления системы охлаждения КА, повышение эффективности охлаждения бортовой аппаратуры, уменьшение инерционности системы охлаждения бортовой аппаратуры и уменьшение габаритно-массовых характеристик системы охлаждения КА.
Технический результат в целом достигается тем, что система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата включает:
блок низковольтного питания;
связанный с ним коммутатор;
связанный с коммутатором, по меньшей мере, один канал бортовой регистрирующей аппаратуры, причем канал бортовой регистрирующей аппаратуры включает:
- систему высоковольтного питания, содержащую, по меньшей мере, две секции системы высоковольтного питания;
- бортовую регистрирующую аппаратуру, содержащую, по меньшей мере, два блока регистрации, каждый из которых связан с соответствующей секцией системы высоковольтного питания;
- и термодатчик, измеряющий температуру бортовой регистрирующей аппаратуры;
и блок управления, связанный с термодатчиками каждого канала бортовой регистрирующей аппаратуры;
при этом коммутатор распределяет питание от блока низковольтного питания на каждую секцию системы высоковольтного питания каждого канала бортовой регистрирующей аппаратуры, а блок управления, по сигналу с термодатчика о превышении заданного температурного режима канала бортовой регистрирующей аппаратуры, подает сигнал коммутатору на ограничение энергопотребления соответствующего канала бортовой регистрирующей аппаратуры, посредством выключения отдельных секций высоковольтного питания.
Предпочтительно, чтобы коммутатор представлял собой многоканальный электронный ключ.
Предпочтительно, чтобы бортовая регистрирующая аппаратура представляла собой сцинтилляционный детектор на основе, по меньшей мере, двух блоков регистрации - фотоэлектронных умножителей.
Предпочтительно, чтобы бортовая регистрирующая аппаратура представляла собой систему сцинтилляционных детекторов - бортовой сцинтилляционный спектрометр заряженных частиц.
Предпочтительно, чтобы блок управления представлял собой микроконтроллер, содержащий амплитудно-цифровой преобразователь для оцифровки сигналов с термодатчиков.
Предпочтительно, чтобы термодатчик бортовой регистрирующей аппаратуры был установлен на ее поверхности.
Кроме того, предпочтительно, чтобы блок низковольтного питания был подключен к бортовой сети космического аппарата напряжением +28 V и имел на выходе +12 V.
Кроме того, предпочтительно, чтобы каждая секция системы высоковольтного питания включала преобразователь напряжения +12 V в -1000 V для питания соответствующих блоков регистрации - фотоэлектронных умножителей.
Также предпочтительно, чтобы данная система размещалась в негерметичном корпусе, укрытом теплоизоляцией и установленном на внешней поверхности космического аппарата и работала в диапазоне температур от минус 100 до плюс 100 градусов Цельсия на месте установки.
Также предпочтительно, чтобы данная система имела электрические нагреватели, установленные на внутренней поверхности корпуса, включаемые при достижении на корпусе температуры точки нижнего предельного значения и выключаемые при достижении на корпусе температуры точки верхнего предельного значения.
Также предпочтительно, чтобы в данной системе точками нижнего и верхнего предельных значений являлись значения температуры плюс 5 и плюс 30 градусов Цельсия соответственно.
Таким образом, предлагаемое техническое решение представляет собой совокупность существенных признаков, которые в сравнении с прототипом обладают новизной.
На фиг.1 приведена схема устройства.
Предлагаемое устройство, показанное на фиг.1 содержит:
1 - систему низковольтного питания (далее по тексту СНП),
2 - систему высоковольтного питания (далее по тексту СВП),
2(1) - первая секция СВП,
2(2) - вторая секция СВП,
3 - бортовая регистрирующая аппаратура,
3(1) - первый блок регистрации бортовой регистрирующей аппаратуры,
3(2) - второй блок регистрации бортовой регистрирующей аппаратуры,
4 - коммутатор,
5 - термодатчик,
6 - блок управления.
Устройство работает следующим образом.
Устройство запитывается от бортовой сети КА напряжением +28 В и через СНП (1) получает промежуточное напряжение +12 В, которое через коммутатор (4) управления бортовой регистрирующей аппаратуры (3(1) и 3(2)), посредством управляющих воздействий от блока управления (6), в данном случае - микроконтроллера со встроенным АЦП, поступает в канал(ы) бортовой регистрирующей аппаратуры на все секции СВП (2(1) и 2(2)). Каждая секция СВП (2(1) и 2(2)) преобразует напряжение +12 В в напряжение (-1000 В) для запитки первого и второго блоков регистрации бортовой регистрирующей аппаратуры (3(1) и 3(2)), являющихся бортовой регистрирующей аппаратурой КА. При регистрации интенсивного потока частиц и нахождении на солнечной стороне орбиты КА, блок управления проводит точное отслеживание температуры бортовой регистрирующей аппаратуры с помощью термодатчиков (5), расположенных на основании корпуса бортовой регистрирующей аппаратуры каждого канала. Выходы термодатчиков (5) поступают на входы АЦП, встроенного в микроконтроллер (6). Микроконтроллер проводит периодическую обработку оцифровок показаний термодатчиков (отдельный термодатчик может устанавливаться и для каждого ФЭУ в отдельности) и, при превышении значения установленной температуры, выдает управляющий импульс на коммутатор (4) для управления питанием бортовой регистрирующей аппаратурой (3(1) и 3(2)), а точнее - для отключения, по крайней мере, одной секции системы высоковольтного питания (2(1) и 2(2)) и соответствующего ей блока регистрации - ФЭУ, где наблюдается максимальная интенсивность регистрации частиц. Далее, по мере установления переходного периода измерений, возможны либо режим понижения температуры, либо режим дальнейшего ее роста. В первом случае, при продолжении регистрации интенсивного потока, возможны как продолжение режима отключения таких каналов (до получения стабильного положения значения температуры в заданных пределах), либо - поэтапное включение каналов. Во втором случае (продолжение роста температуры) - производится только отключение каналов соседних ФЭУ вплоть до устойчивого снижения температуры в заданные пределы. Соответственно, стоит заметить, что чем больше каналов бортовой регистрирующей аппаратуры и секций системы высоковольтного питания используется на КА, тем можно быстрее (например, за счет манипуляций с внутриблочными секциями) и более устойчиво (за счет более мелких шагов в переходном периоде) термостабилизировать бортовую регистрирующую аппаратуру КА, при сохранении ее работы с известным и меньшим понижением точности (так как точность регистрации, как известно, зависит, в первую очередь, от количества регистрируемых каналов).
В описанной системе минимизация энергопотребления системы охлаждения КА осуществляется за счет использования только внутренних ресурсов регистрирующей аппаратуры (без привлечения обычных охлаждающих систем КА), повышение эффективности охлаждения бортовой аппаратуры заключается в экономии ресурсов бортовой системы охлаждения, в том числе - экономии радиационной поверхности КА, уменьшение инерционности охлаждения бортовой аппаратуры достигается за счет быстродействия обратной связи системы «термодатчик - коммутатор каналов», наконец, уменьшение габаритно-массовых характеристик общей системы охлаждения заключается в использовании меньшей площади радиационной поверхности КА за счет использования собственной, автономной от КА, системы термостабилизации температуры.
Таким образом, представленная система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата, позволяет проводить термостатирование бортовой аппаратуры в диапазоне температур от плюс 5 до плюс 30 градусов Цельсия в условиях космического вакуума на месте установки на внешней поверхности КА в диапазоне температур от минус 100 до плюс 100 градусов Цельсия.
Литература.
1. Патент RU 2199777 C2 от 27.02.2003 г.
2. Патент RU 2034756 C1 от 10.05.1995 г.
3. Патент EP 0138069 A2 от 24.04.1985 г.
1. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата, содержащая блок низковольтного питания, связанный с ним коммутатор, связанный с коммутатором по меньшей мере один канал бортовой регистрирующей аппаратуры, причем канал бортовой регистрирующей аппаратуры включает:
систему высоковольтного питания, содержащую по меньшей мере две секции системы высоковольтного питания,
бортовую регистрирующую аппаратуру, содержащую по меньшей мере два блока регистрации, каждый из которых связан с соответствующей секцией системы высоковольтного питания,
и термодатчик, измеряющий температуру бортовой регистрирующей аппаратуры, и блок управления, связанный с термодатчиками каждого канала бортовой регистрирующей аппаратуры, при этом коммутатор имеет возможность распределять питание от блока низковольтного питания на каждую секцию системы высоковольтного питания каждого канала бортовой регистрирующей аппаратуры, а блок управления по сигналу с термодатчика о превышении заданного температурного режима канала бортовой регистрирующей аппаратуры, имеет возможность подавать сигнал коммутатору на ограничение энергопотребления соответствующего канала бортовой регистрирующей аппаратуры посредством выключения отдельных секций высоковольтного питания.
2. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что коммутатор представляет собой многоканальный электронный ключ.
3. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что бортовая регистрирующая аппаратура представляет собой сцинтилляционный детектор на основе по меньшей мере двух блоков регистрации - фотоэлектронных умножителей.
4. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что бортовая регистрирующая аппаратура представляет собой систему сцинтилляционных детекторов - бортовой сцинтилляционный спектрометр заряженных частиц.
5. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что блок управления представляет собой микроконтроллер, содержащий амплитудно-цифровой преобразователь для оцифровки сигналов с термодатчиков.
6. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что термодатчик бортовой регистрирующей аппаратуры установлен на ее поверхности.
7. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что блок низковольтного питания подключен к бортовой сети космического аппарата напряжением +28 В и имеет на выходе +12 В.
8. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что каждая секция системы высоковольтного питания включает преобразователь напряжения +12 В в -1000 В для питания соответствующих блоков регистрации - фотоэлектронных умножителей.
9. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что данная система размещена в негерметичном корпусе, укрытом теплоизоляцией и имеет возможность функционировать на внешней поверхности космического аппарата в диапазоне от -100 до +100°C на месте ее установки.
10. Система термостабилизации бортовой регистрирующей аппаратуры космического аппарата по п.9, отличающаяся тем, что данная система имеет электрические нагреватели, установленные на внутренней поверхности корпуса, которые имеют возможность включаться при достижении на корпусе температуры точки нижнего предельного значения и выключаться при достижении на корпусе температуры точки верхнего предельного значения.
