Способ заправки рабочим телом радиатора системы терморегулирования космического объекта

Изобретение относится к области создания и эксплуатации систем терморегулирования космических объектов и их элементов. Способ включает вакуумирование радиатора и его заправку рабочим телом (теплоносителем) под действием перепада давлений. При этом на Земле радиатор отключают от системы терморегулирования и заправляют инертным газом заданного давления. После вывода на орбиту проводят проверку герметичности радиатора, а затем его вакуумирование путем стравливания инертного газа в забортное пространство. Далее радиатор подключают к системе терморегулирования. Радиатор может доставляться на орбиту в составе модуля, находясь снаружи его, либо отдельно внутри пилотируемого корабля. Радиатор также может переноситься (отдельно или вместе с модулем) из отсека корабля, например, при его стыковке с другими космическими объектами. Технический результат изобретения состоит в обеспечении безопасности эксплуатации радиатора и связанных с ним элементов при указанных транспортно-технологических операциях. 1 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, конкретно к устройствам и способам заправки системы терморегулирования (СТР) космических объектов и ее частей: космических аппаратов (КА), модулей рабочим телом (теплоносителем).

Известен способ заправки систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) теплоносителем (патент РФ №2214350, МПК B64G 1/00, B64G 1/50, B64G 5/00, F25B 27/00 от 06.05.2002 г.), включающий операции по вакуумированию системы, заполнению ее теплоносителем, включению системы с циркуляцией теплоносителя в течение заданного времени, сливу теплоносителя из системы, связанной с промыванием контура СТР, охлаждением рабочей емкости с теплоносителем, частичным сливом теплоносителя из контура СТР, нагревом рабочей емкости, заполнением полостей теплоносителем, контролем пробы теплоносителя, удалением теплоносителя из контура СТР, дозированной штатной заправки контура СТР двухфазным теплоносителем, а при содержании микропримесей выше предельно допустимой нормы операции заполнения рабочей емкости, промывки и контроля повторяют многократно.

Данный способ используют на Земле при подготовке КА. Способ предусматривает заправку всей системы терморегулирования КА на Земле, в том числе и радиатора СТР. Однако, при выведении модулей для дооснащения космической станции в грузовом отсеке орбитального корабля или доставки отдельно радиатора накладываются дополнительные требования по обеспечению безопасности. Не допускается нахождение газов высокого давления и жидкостей в малозащищенных частях выводимых объектов, к которым относится и радиатор, расположенный снаружи модуля. Данный способ не оговаривает и не решает вопросов по обеспечению безопасности доставки модуля с радиатором, расположенным снаружи, или радиатора отдельно, внутри пилотируемого корабля, а также при переносе модуля или радиатора отдельно из отсека КА и его стыковки с другими космическими объектами. Кроме того, испарение жидкости в космосе при разгерметизации радиатора может привести к появлению налетов на поверхностях модулей, в т.ч. на оптических приборах.

Близким по технической сущности является способ заправки теплоносителем гидромагистрали, являющейся частью системы терморегулирования (СТР) космического аппарата (КА) (патент РФ №2397118, МПК B64G 1/50, G01F 23/02, B67D 99/00 от 07.10.2008 г.). В данном техническом решении можно рассматривать гидромагистраль как часть СТР. Способ включает измерение объема, проверку герметичности с помощью вакуумной камеры, вакуумирование заправляемой части СТР-гидромагистрали вакуумным насосом, заправку гидромагистрали теплоносителем под действием перепада давлений. Особое значение авторы придают обеспечению надежности проводимых работ для КА длительных сроков эксплуатации.

Данный способ также предусматривает заправку всей системы терморегулирования КА на Земле и не оговаривает и не решает вопросов по обеспечению безопасности доставки модуля с радиатором, расположенным снаружи, или отдельно радиатора, внутри пилотируемого корабля, а также при переносе модуля или отдельно радиатора из отсека КА и его стыковки с другими космическими объектами.

Задачей изобретения является создание способа заправки радиатора СТР, доставляемого на орбиту отдельно или в составе модуля, обеспечивающего требования безопасности при его доставке в грузовом отсеке многоразового пилотируемого КА, а также исключение попадания теплоносителя внутрь грузового отсека пилотируемого КА в случае аварийной разгерметизации магистралей радиатора.

Технический результат достигается тем, что в предлагаемом способе заправки рабочим телом радиатора системы терморегулирования космического объекта, включающем вакуумирование радиатора, а также заправку от системы терморегулирования рабочим телом под действием перепада давлений, радиатор отключают от системы терморегулирования, заправляют инертным газом заданного давления на Земле, и, после вывода на орбиту космического объекта, производят проверку герметичности радиатора, из которого затем стравливают инертный газ и вакуумируют, используя внешний вакуум, далее подключают радиатор к системе терморегулирования.

Сущность изобретения поясняется фигурой.

Фиг.1 - схема подключения радиатора к системе СТР.

На схеме показан радиатор 1 с магистралью 2 для заправки, стравливания инертного газа и для вакуумирования, на магистрали 2 установлен клапан 3. Магистрали 4, 5, соединяют радиатор с СТР, на них установлены клапаны 6, 7, датчик давления 8 установлен на магистрали 2. Внешняя оболочка модуля обозначена 9.

Предлагаемый способ иллюстрируется схемой подключения радиатора к системе СТР, представленной на чертеже. Основная часть СТР, расположенная внутри модуля, не показана.

Способ заправки реализуется следующим образом. Радиатор 1 отключают от СТР с помощью клапанов 6, 7. Производят заправку СТР, находящейся внутри модуля, известными способами на Земле, а также заправку радиатора 1 и его магистралей инертным газом заданного давления, например, до 1 атм избыточной (невысокого давления). Заправка осуществляется через магистраль 2, с помощью клапана 3, при этом клапаны 6 и 7 на магистралях 4 и 5, соединяющих радиатор с СТР, находящейся внутри модуля, перекрыты. Производят контроль давления наддува в магистрали 2 по датчику давления 8. В случае разгерметизации инертный газ невысокого давления не приведет к аварийной ситуации, связанной с эксплуатацией пилотируемого КА.

После выведения модуля, выгрузки из пилотируемого КА, его стыковки к космической станции, т.е. после всех операций, связанных со значительной вероятностью повреждения и разгерметизации магистралей радиатора, осуществляют контроль давления по датчику 8, сопоставляют с ранее полученным результатом и делают вывод о его герметичности. При подтверждении герметичности радиатора 1 проводят его вакуумирование, для чего открывают клапан 3 и сбрасывают инертный газ в окружающую среду, соединяя внутренние полости радиатора с внешним вакуумом. После проведения вакуумирования клапан 3 закрывают. Открывают клапаны 6 и 7, соединяя внутренние полости радиатора 1 через магистрали 4 и 5 с СТР, находящейся внутри модуля, и за счет перепада давлений радиатор заправляется рабочим телом из СТР. После заправки радиатора он включается в работу системы СТР.

Таким образом, предложенный способ заправки рабочим телом радиатора системы терморегулирования космического объекта обеспечивает требования безопасности при доставке модуля с радиатором, расположенным снаружи, или радиатора отдельно, внутри пилотируемого корабля, а также при переносе этого модуля с радиатором, расположенным снаружи, или радиатора отдельно из отсека КА и при его стыковке с другими космическими объектами.

Способ заправки рабочим телом радиатора системы терморегулирования космического объекта, включающий вакуумирование радиатора, а также заправку от системы терморегулирования рабочим телом под действием перепада давлений, отличающийся тем, что радиатор отключают от системы терморегулирования, заправляют инертным газом заданного давления на Земле, а после вывода на орбиту космического объекта производят проверку герметичности радиатора, из которого затем стравливают инертный газ и вакуумируют, используя внешний вакуум, далее подключают радиатор к системе терморегулирования.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к холодильному аппарату с вентиляционным агрегатом, который содержит вентиляционный элемент с приводящим крыльчатку двигателем и рамку. .

Изобретение относится к холодильному аппарату с охлаждаемым внутренним пространством, которое ограничено изолированными стенками и изолированной дверью, которая закрывает внутреннее пространство, причем внутреннее пространство имеет два охлаждаемых отделения.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования объектов, расположенных на космических аппаратах, и может быть использовано на предприятиях, занимающихся разработкой и эксплуатацией космической техники.

Изобретение относится к области космонавтики и касается устройств для изменения теплопередачи, а именно микроструктурных систем, содержащих упругие гибкие деформируемые исполнительные элементы.

Изобретение относится к космической технике и касается обеспечения требуемого температурного режима в герметичных отсеках космических аппаратов и станций. .

Изобретение относится к космической технике и касается проектирования автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей с применением тепловых труб (ТТ).

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

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом телекоммуникационных спутников, в т.ч. .

Изобретение относится к технологии изготовления и испытаний элементов систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников.

Изобретение относится к технологии сборки жидкостных контуров систем терморегулирования, в частности телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к управлению полетом космического аппарата (КА), преимущественно телекоммуникационного спутника, в составе которого имеется система терморегулирования (СТР) с дублированными жидкостными трактами.

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам изготовления телекоммуникационных спутников, в составе которых применяется система терморегулирования (СТР) с двухфазным теплоносителем - например, аммиаком.

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

Изобретение относится к области создания и эксплуатации систем терморегулирования космических объектов и их элементов

Наверх