Патенты автора Легостай Игорь Васильевич (RU)

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно с холодопроизводительностью 16-18 кВт, для телекоммуникационных спутников c суммарным энергопотреблением 25-30 кВт. СТР содержит жидкостный контур (ЖК) теплоносителя, снабженный электронасосным агрегатом (ЭНА). Штатную заправку ЖК деаэрированным теплоносителем, без установленного ЭНА, производят в воздушной среде цеха с механическими загрязнениями размером до 50 мкм. ЭНА включает в свой состав гидравлические разъемы на входе и выходе, а также фильтр тонкой очистки от загрязнений размером 5 мкм и более. Жидкостный тракт ЭНА заправляют на доработанном участке цеха, в воздушной среде с загрязнениями размером не более 5 мкм, а затем устанавливают ЭНА в ЖК с помощью гидравлических разъемов ЭНА и ЖК, а также гибкого трубопровода ЖК. Технический результат состоит в обеспечении высокой надежности функционирования СТР при ее длительной (10-15 лет) эксплуатации в составе спутников c указанным энергопотреблением. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к системе терморегулирования (СТР) космического аппарата. СТР содержит два замкнутых независимых жидкостных тракта с теплоносителем (один из них служит резервным). Каждый тракт включает в себя терморегулятор расхода теплоносителя с чувствительным элементом, радиатор, газожидкостный теплообменник, компенсатор объема, электронасосный агрегат. При этом оба независимых жидкостных тракта проходят через один газожидкостный теплообменник, имеющий одну общую для обоих трактов теплообменную поверхность по газу. Такое выполнение СТР позволяет повысить ее надежность и одновременно уменьшить ее массу. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования. Система терморегулирования космического аппарата содержит два сдублированных одинаковых жидкостных контура. В каждом жидкостном контуре установлен терморегулятор расхода теплоносителя прямого действия. Он имеет один вход и два выхода, первый выход соединен с жидкостным трактом на входе в радиатор, а второй выход - с жидкостным трактом на выходе из радиатора. В жидкостном тракте между первым выходом терморегулятора и входом в радиатор установлен первый дополнительный вентиль. Участок жидкостного тракта, находящийся между первым выходом терморегулятора и входом в первый дополнительный вентиль, соединен через второй дополнительный вентиль с жидкостным трактом, соединяющим второй выход терморегулятора с выходом радиатора. Достигается улучшение массовых характеристик. Достигается улучшение работоспособности. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к наземным испытаниям космических систем. Способ испытания системы терморегулирования космического аппарата включает следующие действия. Заполнение трактов системы жидким теплоносителем. Отстыковка компенсационного устройства. Соединение жидкостного контура с жидкостным контуром модуля служебных систем со штатным компенсатором объема. Причем из жидкостной полости компенсатора объема слита доза теплоносителя. При этом из жидкой полости компенсационного устройства при заправке сливают дозу теплоносителя, определяемую по заданному соотношению, учитывающему объем компенсационного устройства и максимальное объемное расширение теплоносителя в жидкостных трактах. Достигается повышение надежности. 8 ил.

Изобретение относится к области космической техники, в частности к изготовлению системы терморегулирования. Способ изготовления жидкостного контура системы терморегулирования космического аппарата включает гидравлическое соединение контура с устройством заправки; заполнение и промывку растворителем; заполнение контура и прокачку теплоносителя. Устройство заправки включает в себя, в частности, пневмоклапаны, функционирующие по командам с персонального компьютера. При этом на участке одного из соединительных трубопроводов вблизи его гидравлического разъема, присоединенного к соединительному трубопроводу, идущему по направлению к жидкостному контуру, устанавливают компенсационное устройство, жидкостную и газовую полости которого предварительно заправляют требуемыми количествами теплоносителя и газа. Жидкостная полость компенсационного устройства содержит присоединенный к ней трубопровод с гидравлическим разъемом на его свободном конце, который стыкуют с гидравлическим разъемом соединительного трубопровода после немедленной отстыковки гидравлических разъемов соединительных трубопроводов от «Входа» и «Выхода» устройства заправки при произвольном обесточивании или зависании персонального компьютера или после начала неуправляемого изменения давления теплоносителя. Достигается повышение надежности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к системе терморегулирования космического аппарата. Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата включает периодический контроль работы системы в условиях эксплуатации. Проводятся периодические телеметрические измерения в процессе эксплуатации температуры компенсатора объема и температуры других участков жидкостного контура. При каждом контроле определяют суммарную продолжительность непрерывного повышения температуры компенсатора объема от момента включения в работу электрообогревателя до выключения его в рабочем допустимом диапазоне температур. Сравнивают вышеуказанную суммарную продолжительность с аналогичной продолжительностью, полученной при наземных испытаниях. Судят о герметичности жидкостного контура системы терморегулирования на основании взаимного соответствия их с заданной нормой отличия. Достигается повышение работоспособности космического аппарата. 4 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ контроля качества СТР КА включает слив требуемой дозы теплоносителя в процессе заправки СТР теплоносителем и в дальнейшем периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре. Для этого измеряют фактическую слитую дозу теплоносителя из жидкостной полости компенсатора объема для текущего момента времени, например, по результатам измерения давления теплоносителя, температур теплоносителя в жидкостном контуре и рабочего тела в газовой полости компенсатора объема. При этом определяют также упругость насыщенного пара рабочего тела при измеренной температуре. После определяют требуемую расчетную величину слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени. Далее для данного момента времени сравнивают между собой фактическую слитую из жидкостного контура дозу теплоносителя с расчетной дозой и судят о качестве СТР КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества изготовления жидкостного контура СТР в результате обеспечения более высокой точности и надежности контроля качества жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите. 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ изготовления СТР КА включает проверки суммарных негерметичностей жидкостного тракта и двухфазного контура (ДФК) перед заправкой их соответствующими теплоносителями. В процессе изготовления ДФК дополнительно контролируют с использованием пробного газа в вакуумной камере межполостную негерметичность между паровой полостью и жидкостной полостью капиллярного насоса, сообщив отвакуумированную жидкостную полость с течеискателем, обеспечив подачу в паровую полость пробного газа давлением, равным максимальному рабочему давлению аммиака. Перед запуском КА на орбиту с помощью специального программного обеспечения работы электрообогревателей компенсатора объема обеспечивают повышение минимального давления на входе в электронасосный агрегат (ЭНА) до определенной величины, гарантирующей с высокой надежностью бескавитационную работу ЭНА в условиях эксплуатации. Техническим результатом изобретения является повышение надежности работы СТР КА в условиях длительной эксплуатации на орбите. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способу диагностики и прогнозирования срока нормального функционирования КА. В способе для КА, содержащего емкость с рабочим газом, определяют эффективную площадь выходного сечения внезапно образовавшейся течи в результате внезапного механического ударного воздействия на гермоконтейнер метеорной или техногенной частицы; момент времени образования вышеназванной течи; момент времени, когда давление газа в гермоконтейнере уменьшится до минимального допустимого значения, обеспечивающего работоспособность КА. Техническим результатом изобретения является обеспечение достоверного определения величины площади выходного сечения внезапно образовавшейся течи, диагностики и прогнозирования достоверного срока нормального функционирования КА и принятия своевременного решения о переводе КА со стационарной (рабочей) орбиты на орбиту захоронения. 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, например телекоммуникационных спутников. СТР содержит жидкостный контур теплоносителя с электронасосным агрегатом (ЭНА) и компенсатором объема (КО). Жидкостная полость КО соединена с контуром вблизи входа в ЭНА, а сильфонная газовая полость КО заправлена двухфазным рабочим телом. На подвижном днище сильфона установлен постоянный магнит, а снаружи корпуса КО равномерно установлены герконы с шагом, обеспечивающим одновременное замыкание до 2-4 рядом расположенных герконов. Герконы сообщены с системой телеметрии космического аппарата. В жидкостной полости КО предусмотрен запас теплоносителя в количестве, соответствующем половине его объема между соседними герконами. КО с герконами может быть покрыт экранно-вакуумной теплоизоляцией. Техническим результатом изобретения является обеспечение диагностики и прогнозирования наличия в жидкостном контуре требуемого количества теплоносителя при эксплуатации СТР (на орбите и при наземных испытаниях) в текущий и последующий периоды. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. В жидкостном контуре СТР установлен двухступенчатый электронасосный агрегат (ЭНА) с последовательно расположенными рабочими колесами, вращающимися с частотой 6000 об/мин. В контуре используется теплоноситель ЛЗ-ТК-2 (вместо аммиака). На выходе ЭНА предусмотрена дроссельная шайба, гидравлическое сопротивление которой обеспечивает минимальный требуемый расход теплоносителя. Без шайбы гидравлическое сопротивление контура отвечает максимальной холодпроизводительности СТР. ЭНА работоспособен при повышенном (более 27 В) напряжении питания. Технический результат изобретения состоит в повышении технологичности (унификации) и надежности длительной эксплуатации любых КА с потребной холодопроизводительностью от 5 до 13-18 кВт. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) с тепловой нагрузкой от 13 до 18 кВт. СТР состоит из замкнутых жидкостных контуров и тепловых труб (ТТ), а также раскрываемых панелей радиатора (РПР). Каждый контур содержит сообщенные подконтуры модулей служебных систем (МСС) и полезной нагрузки (МПН). В сотовые приборные панели ("+Z" или "-Z") МПН встроены ТТ, а на панелях установлены жидкостные коллекторы (встроенные в другие приборные панели). Одна из РПР выполнена с коллекторами на двухфазном рабочем теле, образующемся в испарителе с капиллярным насосом, установленном на панели "+Z" или "-Z" МПН. Корпус испарителя контактирует с теплоносителем подконтура МПН. Хладопроизводительность другой РПР (с жидким теплоносителем) выбрана так, что без первой РПР обеспечивается температура приборов не выше максимально допустимой. Техническим результатом изобретения является обеспечение квалификации РПР (с аммиаком) в полетных условиях и при положительных результатах - возможность применения СТР, рассчитанной на 13 кВт, в составе КА с тепловой нагрузкой до 18 кВт (при подключении к СТР двух указанных РПР). 2 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию, преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает изготовление коллекторов (К) и соединительных трубопроводов (СТ) из трубы специального профиля (с двумя полками). Жидкостные тракты К и СТ промывают органическим теплоносителем, затем сушат при повышенной температуре, испытывают на прочность и автономно проверяют на герметичность. Перед указанной проверкой термоциклируют К и СТ при давлении окружающего воздуха, выдерживая в каждом цикле при максим. и миним. температурах (Т) не менее 60 мин. Максим. Т выбирают не ниже Т перегонки 95% промывочной жидкости из микротечей. Каждый цикл (из трех или более) оканчивают продувкой сжатым воздухом при максим. Т и давлении. Техническим результатом изобретения является повышение надежности определения степени герметичности жидкостного тракта К и СТ и тем самым - качества изготовления жидкостного контура системы терморегулирования. 2 ил.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА), например, телекоммуникационных спутников. Приборный отсек (ПО) КА содержит электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями (ВО), внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем. ВО служат для отвода из ПО в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем. ВО выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в ПО в течение всего срока эксплуатации КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности выполнения ВО с обеспечением нормального функционирования КА в течение всего срока эксплуатации. 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к созданию и отработке систем терморегулирования космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к наземному моделированию работы систем терморегулирования, преимущественно телекоммуникационных спутников, снабженных дублированными жидкостными контурами

Изобретение относится к космической технике, в частности к технологии изготовления термостатируемых трехслойных сотовых панелей с встроенными в них тепловыми трубами

 


Наверх