Способ изготовления системы терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. После сборки жидкостного тракта (ЖТ) системы терморегулирования на конструкции аппарата для обеспечения качества перед проверкой герметичности ЖТ промывают чистым растворителем (изооктаном). Затем удаляют растворитель путем продувки ЖТ сжатым воздухом, после чего проводят вакуумную сушку ЖТ. Для обеспечения полноты слива изооктана перед вакуумной сушкой ЖТ измеряют температуру гидроаккумулятора и кратковременно вакуумируют ЖТ. Вакуум определяется упругостью насыщенных паров рабочей жидкости гидроаккумулятора за вычетом давления, соответствующего максимальной (при полном растяжении) жесткости сильфона гидроаккумулятора. Далее, до начала вакуумной сушки дополнительно продувают ЖТ сжатым воздухом до отсутствия в продуваемом воздухе растворителя па выходе из ЖТ. Технический результат изобретения состоит в обеспечении практически полного удаления растворителя (изооктана) из ЖТ перед вакуумной сушкой. 5 ил.

 

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

В настоящее время СТР телекоммуникационных спутников включает в себя жидкостный контур (см., например, патент Российской Федерации (РФ) №2209750 [1]), заправленный теплоносителем. Циркуляцию теплоносителя в жидкостном контуре осуществляет электронасосный агрегат (ЭНА). Для обеспечения бескавитационной работы ЭНА (поддержания необходимого давления на входе в ЭНА) жидкостный тракт на его входе соединен с жидкостной полостью гидроаккумулятора, газовая полость которого, разъединенная от жидкостной полости сильфоном, заправлена жидкостью - фреоном 141 в, который обеспечивает, например, необходимое давление (абсолютное) в диапазоне от 0,75 кгс/см2 (≈ 75 кПа) до 0,95 кгс/см2 (≈ 95 кПа) в результате периодической работы электрообогревателя, установленного на корпусе гидроаккумулятора. В условиях изготовления СТР сборку ее осуществляют при температуре окружающего воздуха в цехе, равной (24±3)°С, в этом случае в газовой полости гидроаккумулятора давление паров фреона 141 в (гидроаккумулятор заправляется фреоном 141 в автономно при его изготовлении с измерением, в частности, максимально возможного значения жесткости сильфона при его полном растяжении, т.е. минимального значения перепада давления между газовой и жидкостной полостями, при котором сильфон полностью растянут, например, 0,15 кгс/см2 (≈ 15 кПа)) изменяется в диапазоне от 0,65 кгс/см2 до 0,85 кгс/см2 (при изменении температуры окружающего воздуха от 21°С до 27°С).

При сборке СТР на конструкции космического аппарата (КА) гидроаккумулятор для обеспечения его работоспособности как при наземных испытаниях, так и при эксплуатации на орбите устанавливают как можно дальше от центра масс КА по направлению оси ОХ, направленной к поверхности Земли (при наземных условиях) и по направлению к Земле (при условиях эксплуатации на орбите), т.е. газовая полость с двухфазной жидкостью наиболее удалена от центра масс КА - см. патент РФ №2329920 [2].

Согласно принятой технологии изготовления после сборки (монтажной сваркой стыков жидкостного тракта) СТР на конструкции КА (см. патент РФ №2307774 [3]) до проверки герметичности для обеспечения качества жидкостного тракта его заполняют чистым растворителем (например, изооктаном), прокачивают по жидкостному контуру. Затем его сливают из жидкостного тракта СТР в емкость заправщика, для чего продувают жидкостный тракт сжатым воздухом (обеспечивается минимально возможная продолжительность операции по сравнению с другими способами) давлением выше атмосферного (более 1 кгс/см2) до отсутствия потока изооктана на выходе из жидкостного тракта СТР. После этого осуществляют вакуумную сушку - полное удаление из жидкостного тракта остатков изооктана (оставшиеся на поверхности жидкостного тракта из-за ее смачиваемости). Далее КА (с СТР) помещают в вакуумную камеру и проводят проверку герметичности жидкостного тракта на соответствие требуемой норме.

Существенным недостатком такой подготовки жидкостного тракта СТР к проверке герметичности является недостаточно полный слив изооктана из жидкостного тракта и связанный с этим длительный цикл вакуумной сушки, это обусловлено тем, что при продувке жидкостного тракта давлением выше атмосферного изооктан, наряду со сливом из жидкостного тракта в емкость заправщика (где атмосферное давление), поступает в жидкостную полость гидроаккумулятора, сжимает сильфон до нижнего упора и полностью максимально заполняет жидкостную полость, т.е. когда на выходе из жидкостного тракта будет зафиксировано отсутствие изооктана, в жидкостной полости будет максимально возможное ее объему количество изооктана;

следовательно, из-за такой неполноты слива изооктана из жидкостного тракта в дальнейшем проводимая вакуумная сушка будет характеризоваться длительным циклом выполнения ее.

Наиболее близким прототипом предлагаемого авторами технического решения является способ изготовления СТР КА на основе [3], который включает в себя следующие операции:

- сборку СТР, включающей в себя комплектующие: сотовые панели радиаторов и приборов с жидкостными трактами, трубопроводы, ЭНА, гидроаккумулятор, содержащий жидкостную полость, сильфон, газовую полость с двухфазной рабочей жидкостью - фреоном 141 в на конструкции КА;

- заправку чистым растворителем - изооктаиом - жидкостного тракта, промывку его, слив из жидкостного тракта изооктана в емкость заправщика продувкой сжатым (давлением выше атмосферного) воздухом до отсутствия изооктана на выходе из жидкостного тракта;

- вакуумную сушку жидкостного тракта до полного удаления изооктана из него;

- проверку герметичности жидкостного тракта СТР помещением КА в вакуумную камеру на соответствие требуемой норме.

Как было указано выше, известный способ изготовления обладает существенным недостатком - недостаточно полным сливом изооктана из жидкостного тракта перед вакуумной сушкой его, обуславливающим длительный цикл осуществления.

Целью предлагаемого авторами нового технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка прототипа.

Поставленная цель достигается тем, что в способе изготовления системы терморегулирования космического аппарата, включающем сборку жидкостного тракта системы из комплектующих на конструкции аппарата, заполнение жидкостного тракта чистым растворителем, прокачку его по жидкостному тракту, после этого слив его из жидкостного тракта продувкой сжатым воздухом в емкость заправщика до отсутствия растворителя на выходе из жидкостного тракта в продуваемом воздухе, затем осуществление вакуумной сушки и проверки герметичности жидкостного тракта помещением аппарата в вакуумную камеру, после зафиксирования отсутствия растворителя на выходе из жидкостного тракта в продуваемом воздухе прекращают продувку его сжатым воздухом и до начала операции вакуумной сушки измеряют температуру газовой полости гидроаккумулятора, затем кратковременно вакуумируют жидкостный тракт до абсолютного давления, равного упругости насыщенных паров двухфазной рабочей жидкости гидроаккумулятора минус значение максимальной жесткости сильфона при его полном растяжении, после этого дополнительно продувают его сжатым воздухом до отсутствия растворителя на выходе из жидкостного тракта в продуваемом воздухе, после чего начинают осуществление вакуумной сушки, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами, известной патентной и научно-технической литературы предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемом способе изготовления СТР КА.

На фиг.1-5 изображены последовательные принципиальные схемы реализации предложенного авторами технического решения (где:

1 - космический аппарат; 2 - система терморегулирования; 3 - сотовые панели с встроенными жидкостными коллекторами; 4 - жидкостный тракт; 5 - радиаторы с встроенными жидкостными коллекторами; 6 - гидроаккумулятор; 6.1 - жидкостная полость гидроаккумулятора; 6.2 - газовая полость гидроаккумулятора, частично заполненная двухфазной рабочей жидкостью - фреоном 141 в; 6.3 - сильфон; 6.4 -электрообогреватель; 6.5 - датчик температуры; 7 - электронасосный агрегат; 8 - вентиль «Заправка СТР»; 9 - вентиль «Слив СТР»; 10 - отсечной вентиль; начиная с фиг.2-5: 11, 12 - магистрали заправщика; 13,…18 - вентили заправщика; 19 - емкость заправщика; 20 - источник сжатого воздуха (газа); 21 - вакуумный насос; 22 - смотровое окно).

Фиг.1 - принципиальная схема СТР после сборки ее на конструкции КА (жидкостный тракт заполнен сухим газом):

- до начала промывки ее жидкостного тракта чистым растворителем - изооктаном;

- или после вакуумной сушки перед проверкой жидкостного тракта на герметичность.

Фиг.2 - принципиальная схема СТР с заправщиком после заполнения ее отвакуумированного жидкостного тракта деаэрированным изооктаном и в процессе промывки жидкостного тракта прокачкой изооктана ЭНА СТР или ЭНА заправщика (соответствующие вентили 8, 9, 10, 13,…18 открыты или закрыты; для обеспечения компенсации температурного изменения объема изооктана из жидкостной полости гидроаккумулятора слита доза теплоносителя - сильфон находится в промежуточном положении).

Фиг.3 - принципиальная схема СТР с заправщиком после слива изооктана из жидкостного тракта СТР в емкость заправщика продувкой сжатым воздухом давлением выше атмосферного до отсутствия на выходе из СТР жидкой фазы изооктана (контроль, например, визуально через смотровое окно 22) - сильфон сжат и жидкостная полость гидроаккумулятора полностью заполнена жидким изооктаном - это до 30% объема жидкостного тракта СТР.

Фиг.4 - принципиальная схема СТР с заправщиком после измерения температуры гидроаккумулятора 6.5 и отвакууммирования емкости заправщика и далее через нее - жидкостного тракта СТР до абсолютного давления (например, до 0,6 кгс/см2), равного упругости насыщенных паров двухфазной рабочей жидкости гидроаккумулятора (например, 0,75 кгс/см) минус значение максимальной жесткости сильфона при его полном растяжении (например, 0,15 кгс/см2): вентили 9 и 10 - открыты; вентиль 8 - закрыт; вентили 13, 17 - открыты; вентили 14, 15, 16, 18 - закрыты - в результате пониженного давления в жидкостном тракте сильфон гидроаккумулятора растягивается и выдавливает изооктан из жидкостной полости в остальную часть жидкостного тракта и частично - в емкость заправщика.

Фиг.5 - принципиальная схема СТР с заправщиком после дополнительной продувки сжатым воздухом (в частности, при открытых вентилях 8, 9, 10) жидкостного тракта СТР до отсутствия жидкостной фазы изооктана па выходе из жидкостного тракта СТР (и перед началом вакуумной сушки жидкостного тракта незначительное количество (не более (2-5)%) жидкой фазы изооктана имеется только в жидкостной полости гидроаккумулятора) и перед вакуумной сушкой и далее - вакуумная сушка и полное удаление остатков жидкой фазы изооктана из жидкостного тракта осуществляется за более короткий промежуток времени (например, как показывают опытные работы, не более 4 часов вместо ≈ 6-9 часов).

Следует заметить, что, при необходимости, операции фиг.4 и 5 можно повторить и продолжительность вакуумной сушки жидкостного тракта будет еще короче.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, в результате изготовления СТР КА согласно предложенному авторами техническому решению обеспечивается практически полный слив жидкого изооктана из жидкостного тракта перед его вакуумной сушкой и сокращается цикл осуществления вакуумной сушки, т.е. тем самым достигается цель изобретения.

Способ изготовления системы терморегулирования космического аппарата, имеющей в своем составе гидроаккумулятор, содержащий разделенные сильфоном газовую полость, частично заполненную рабочей жидкостью, и жидкостную полость, включающий сборку жидкостного тракта системы из комплектующих на конструкции аппарата, заполнение жидкостного тракта чистым растворителем, прокачку его по жидкостному тракту, последующий его слив из жидкостного тракта в емкость заправщика продувкой сжатым воздухом до отсутствия растворителя на выходе из жидкостного тракта в продуваемом воздухе, последующее осуществление вакуумной сушки и проверки герметичности жидкостного тракта помещением аппарата в вакуумную камеру, отличающийся тем, что после фиксирования отсутствия растворителя на выходе из жидкостного тракта в продуваемом воздухе прекращают продувку его сжатым воздухом и до начала вакуумной сушки измеряют температуру газовой полости гидроаккумулятора, затем кратковременно вакуумируют жидкостный тракт до абсолютного давления, равного упругости насыщенных паров двухфазной рабочей жидкости гидроаккумулятора за вычетом величины максимальной жесткости сильфона при его полном растяжении, после этого дополнительно продувают его сжатым воздухом до отсутствия растворителя на выходе из жидкостного тракта в продуваемом воздухе, после чего начинают вакуумную сушку.



 

Похожие патенты:

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

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

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

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 устройству для отвода тепловых потерь, а также к системе ионного ускорителя с таким устройством

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

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к космической технике, в частности к посадочным и перелетным межпланетным космическим аппаратам, и может быть использовано для обеспечения теплового режима электронного и другого оборудования, предназначенного для длительного, автономного функционирования на Луне, на Марсе, а также на Земле в суровых климатических условиях

Изобретение относится к области испытательной техники и направлено на создание простого и безопасного для операторов, работающих в герметично изолированных от внешних сред обитаемых помещениях, оперативного способа определения местонахождения негерметичного участка гидравлической магистрали системы терморегулирования объекта после установления факта негерметичности, что обеспечивается за счет того, что при осуществлении способа определения местоположения негерметичного участка замкнутой гидравлической магистрали, снабженной побудителем расхода и гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела, снижают давление среды в газовой полости гидропневматического компенсатора до уровня стабилизации этого давления в пределах погрешности измерения

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

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.

Изобретение относится к системам термостатирования (СТС) энергоемкого оборудования космических объектов (КО). СТС содержит две двухполостные жидкостные термоплаты (22), на которые устанавливается оборудование. Термоплаты размещены в приборной зоне обитаемого отсека (1). Внешний радиатор (12) выполнен в виде четырех попарно диаметрально противоположных радиаторных панелей (14). Панель (14) снабжена контурной тепловой трубой с конденсатором (15), размещенным внутри панели (14), и испарителем (19) в составе конструкции автономного теплопередающего элемента (16), установленного на внешней поверхности корпуса КО рядом с панелью (14). Элемент (16) содержит также две однополостные жидкостные термоплаты (18). Испаритель (19) снабжен регулятором температуры пара (17), перекрывающим или открывающим магистраль контурной тепловой трубы в зависимости от температуры настройки. Термоплаты (22) связаны гидравлическими контурами (13, 21) с соответствующими однополостными жидкостными термоплатами (18) элементов (16). образуя замкнутые магистрали с однофазным рабочим телом. Каждый из контуров (13, 21) содержит электронасос (3), дренажно-заправочные клапаны (5), гидропневматический компенсатор (8), датчики давления (4, 7) и расхода (10), регулятор расхода (11) и электронагреватели (23). Каждый из контуров (13, 21) имеет датчики температуры рабочего тела (20). Заменяемые элементы контуров включены в магистрали через гидравлические разъемы (2). Ввод магистралей в обитаемый отсек (1) организован через гермовводы (6). СТС также содержит двухполостной газожидкостный теплообменный агрегат (24) с двумя заменяемыми вентиляторами, включенный в оба контура (13, 21). Техническим результатом изобретения является расширение области применения СТС, повышение ее надежности и снижение инерционности, а также улучшение ремонтопригодности системы. 1 ил.

Изобретения относятся к эксплуатации систем терморегулирования (СТР), преимущественно пилотируемых космических объектов, а также могут быть использованы в ряде областей наземной научно-технической и хозяйственной деятельности. Устройство предназначено для дозаправки в полете гидравлической магистрали СТР (системы термостатирования), снабженной гидропневматическим компенсатором (ГПК) расширения рабочего тела (РТ). Это устройство содержит двухполостную емкость для РТ и пневмоарматуру, позволяющую контролировать текущий объем газовой полости ГПК. Контроль основан на вытеснении РТ в гидравлическую магистраль СТР из емкости с РТ под действием перепада давлений между газовой полостью указанной емкости и данной магистралью. При этом исходный объем газовой полости ГПК измеряют при давлении воздуха P1, равном давлению в герметичном обитаемом помещении. Перепад создают путем наддува газовой полости емкости с РТ до максимально допустимого рабочего давления в гидравлической магистрали. При вытеснении РТ в магистраль контролируют давление в газовой полости ГПК. Вытеснение РТ прекращают при достижении указанным давлением определенной величины, зависящей от , P1 и расчетного объема ΔV дозаправляемой дозы РТ. Проводят повторное измерение объема газовой полости ГПК и при выполнении соотношения делают заключение о завершении операции контроля. Технический результат изобретений состоит в расширении функциональных возможностей и многократности использования устройства, уменьшении его массы и габаритов, повышении надежности процесса контроля и дозаправки. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла. Система энергоснабжения КА содержит солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторные батареи (АБ), устройства контроля АБ. В составе КА имеется также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной (БВМ). При этом устройства контроля АБ включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и БВМ. Последняя снабжена программой контроля тока нагрузки КА и перераспределения токов разряда каждой АБ. Ток разряда каждой АБ устанавливают по току нагрузки КА, текущей емкости данной АБ и суммарной емкости АБ, с учетом разницы напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения АБ. Дополнительно БВМ может быть снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой АБ. Эти токи вычисляются по указанной избыточной мощности, среднему зарядному напряжению АБ и указанным текущей и суммарной емкостям АБ. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшение эксплуатационных возможностей системы электропитания и КА в целом. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Наверх