Способ контроля работы системы терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает периодические телеметрические измерения температур газа в герметичном контейнере и числа оборотов электродвигателя установленного в нем вентилятора. Давление газа в герметичном контейнере определяют по измеренным телеметрией температурам газа (с помощью датчиков) и указанному числу оборотов. При этом используют данные, полученные при предварительных автономных испытаниях вентилятора в виде зависимости числа его оборотов от давления прокачиваемого газа. Техническим результатом изобретения является повышение надежности прогнозирования нормального функционирования системы терморегулирования, а также снижение ее массы и энергопотребления. 3 ил.

 

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

В процессе эксплуатации космического аппарата (КА) на орбите с целью диагностики и прогнозирования нормального функционирования, в частности, СТР проводят периодический контроль ее работы путем измерения показаний минимально возможного количества телеметрических датчиков, установленных на борту КА: например, в случае отвода избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов, установленных в герметичном контейнере (СТР КА типа «Экспресс-А»), обдувом их имеющим необходимое рабочее давление газом, циркуляцию которого осуществляет вентилятор СТР, периодически измеряют показания телеметрических датчиков температуры, давления (абсолютного) газа и таходатчика (датчика частоты вращения вала), предусмотренного в составе электродвигателя вентилятора, и сравнивают с допустимыми значениями для данного момента времени, определяют величины скоростей (темпов) изменения их с течением времени и устанавливают работоспособность - нормальное функционирование СТР в данный момент и прогнозируют работоспособность СТР в процессе дальнейшей эксплуатации КА (см. патенты Российской Федерации (РФ) №2151721 [1], №2164884 [2]).

Таким образом, для диагностики и прогнозирования нормального функционирования вышеуказанного типа СТР на борту КА устанавливают три типа датчиков:

- датчики температуры;

- датчик давления;

- таходатчик (в составе вентилятора).

Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является способ контроля работы СТР КА на основе [1].

На фиг.1 изображена принципиальная схема реализации вышеуказанного известного технического решения, где: 1 - космический аппарат (КА); 2 - герметичный контейнер, заполненный газом (например, азотом) с определенным рабочим давлением (абсолютным), в котором установлены: приборы 3, вентилятор 4 (резервированный), радиатор 5 (например, газожидкостный радиатор), датчики температуры 6.1-6.4, таходатчик 7 (измеритель числа оборотов вала электродвигателя вентилятора, на котором установлена его крыльчатка), датчик давления 9; 8 - система телеметрии; 2.1 - газовод герметичного контейнера; 2.2 - теплоизоляция герметичного контейнера.

Известный способ контроля работы СТР на основе [1] включает в себя телеметрические измерения значений:

- температуры газа в районе установки различных приборов (по показаниям датчиков температур);

- давления газа в герметичном контейнере (по показанию датчика давления);

- числа оборотов работающей крыльчатки вентилятора по показанию таходатчика, установленного в составе электродвигателя (на валу которого установлена крыльчатка вентилятора).

Анализ опыта эксплуатации таких СТР показал, что в случае работоспособности всех вышеуказанных типов телеметрических датчиков обеспечивается достоверный контроль работы нормального функционирования вышеуказанной СТР, т.е. по телеметрическим измерениям вышеуказанных параметров всегда возможно установить величину теплоотводящей способности СТР при допустимых рабочих температурах приборов и омывающего их газа, которая должна быть не ниже требуемой величины.

Анализ также показал, что в случае отказа датчика давления газа (при работоспособности всех остальных элементов СТР) не представляется возможным прогнозировать нормальное функционирование СТР, т.к. теплоотводящая способность СТР зависит также от величины давления газа: чем ниже давление газа, тем ниже теплоотводящая способность вышеуказанной СТР при прочих равных условиях.

Кроме того, наличие датчика давления газа увеличивает массу СТР (например, на ≈ 0,4 кг) и энергопотребление (например, на 1,4 Вт).

Таким образом, как следует из вышеизложенного, существенными недостатками известного способа контроля работы СТР являются:

- недостаточно высокая надежность обеспечения прогнозирования нормального функционирования СТР;

- повышенная масса и энергопотребление СТР из-за применения на борту датчика давления газа.

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается тем, что при контроле работы СТР КА при его орбитальном функционировании осуществляют периодические телеметрические измерения температур газа в герметичном контейнере, числа оборотов работающего электродвигателя установленного в нем вентилятора, при этом величину давления газа в герметичном контейнере определяют по измеренному телеметрическому значению числа оборотов электродвигателя вентилятора, используя данные, полученные при предварительных автономных испытаниях вентилятора в виде зависимости величины числа оборотов электродвигателя вентилятора от величины давления прокачиваемого им газа, и сравнивают ее с допустимым значением, 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 контроля работы СТР КА.

На фиг.2 изображена принципиальная схема реализации предложенного технического решения, где: 1 - космический аппарат (КА); 2 - герметичный контейнер, заполненный газом (например, азотом) с определенным рабочим давлением (абсолютным), в котором установлены: приборы 3, вентилятор 4 (резервированный), радиатор 5 (например, газожидкостиый радиатор), датчики температуры 6.1-6.4, таходатчик 7 (измеритель числа оборотов вала электродвигателя вентилятора, на котором установлена его крыльчатка); 8 - система телеметрии; 2.1 - газовод герметичного контейнера; 2.2 - теплоизоляция герметичного контейнера.

Предлагаемый способ контроля работы СТР КА, созданный авторами на основе анализа данных испытаний существующих вентиляторов, устанавливаемых в различных СТР, в термобарокамере при различных давлениях и температурах газа, включает в себя нижеуказанные операции, выполняемые в следующей последовательности.

1. В процессе изготовления вентилятор устанавливают в термобарокамеру и перед включением его в работу в ней создают номинальные условия по температуре (tг) и давление газа (Рг), соответствующие номинальным условиям в герметичном контейнере в условиях орбитального функционирования, например, 293 К (средняя температура газа по показаниям всех датчиков температуры, установленных в герметичном контейнере) и 117,68 кПа.

2. Включают в работу вентилятор и устанавливают на нем номинальное напряжение питания (Uв) и номинальный напор (ΔРв), соответствующие номинальным условиям эксплуатации вентилятора в герметичном контейнере в условиях орбитального функционирования (например, 27 В и 54 Па).

3. Измеряют расход (производительность) (Vв) и число оборотов вентилятора (nв) (например, 100 дм3/с и 4500 об/мин).

4. Испытывают вентилятор в объеме вышеуказанных пунктов 1-3 при различных температурах газа и напряжениях питания (величины давления газа и напор вентилятора - первоначальные, установленные в пунктах 1, 2).

5. Испытывают вентилятор в объеме пунктов 1-4, создавая в термобарокамере по п.1 различные давления газа (РГi): от максимального - РГ макс=1,2·РГ по п.1 до минимального, например, РГ мин=0,1·РГ по п.1 через интервал давления, например, 20 кПа.

6. Данные измерений по пп.1-5 помещают в таблицы и строят графики зависимостей

- Vв=f(PГi);

- nВ=f(PГi) - см., для примера, фиг.3,

при первоначально установленном напоре вентилятора и при различных сочетаниях tг=const; Uв=const.

7. Во время орбитального функционирования периодически осуществляют телеметрические измерения величин температур газа (по измерениям несколькими датчиками температуры значений определяют среднее значение температуры газа в герметичном контейнере), напряжения питания вентилятора, числа оборотов электродвигателя вентилятора и определяют, используя данные графиков, полученных при испытаниях вентилятора в процессе его изготовления, значения расхода и давления газа в герметичном контейнере, которые должны находиться в допустимых пределах в случае нормального функционирования СТР КА.

В настоящее время проведены опытные работы с реализацией предложенного технического решения в СТР КА, анализ данных которых показал, что конкретная величина давления газа достоверно определяется измеренным значением числа оборотов электродвигателя вентилятора применительно для любого конкретного условия эксплуатации на орбите, а исключение из состава СТР КА датчика давления обеспечит снижение массы на ~ 0,4 кг и энергопотребления на 1,4 Вт и, таким образом, как следует из вышеизложенного, тем самым достигается цель изобретения.

Способ контроля работы системы терморегулирования космического аппарата при его орбитальном функционировании, включающий периодические телеметрические измерения температур газа в герметичном контейнере и числа оборотов работающего электродвигателя установленного в нем вентилятора, отличающийся тем, что при указанном периодическом контроле величину давления газа в герметичном контейнере определяют по измеренному телеметрическому значению числа оборотов электродвигателя вентилятора, используя данные, полученные при предварительных автономных испытаниях вентилятора в виде зависимости величины числа оборотов электродвигателя вентилятора от величины давления прокачиваемого им газа, и сравнивают ее с допустимым значением.



 

Похожие патенты:

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

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

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

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 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.

Группа изобретений относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно, космических аппаратов, может быть использована при их подготовке к летной эксплуатации, а также в других областях. В предлагаемом способе перед заполнением отвакуумированной гидравлической магистрали рабочим телом измеряют максимальный объем ( V Г П К и з м ) газовой полости гидропневматического компенсатора (ГПК). Заполняют эту полость газом с давлением, большим, чем давление вытесняющего газа над зеркалом рабочего тела в баке заправщика. После заполнения магистрали рабочим телом измеряют его среднемассовую температуру. Устанавливают в газовой полости ГПК исходное давление газа, определенное по измеренному ( V Г П К и з м ) и расчетному рабочему ( V Г П К р а б ) объемам газовой полости, расчетному рабочему давлению (Pраб) в ней и высоте столба рабочего тела от точки подключения жидкостной полости ГПК к магистрали до верхней точки этой магистрали. Затем заполняют рабочим телом жидкостную полость ГПК, контролируя текущее давление газа в газовой полости ГПК, и при достижении им величины Pраб прекращают заполнение данной полости. Устройство для осуществления способа включает в себя заправщик с заправочным и дренажным баками, вакуумный агрегат, источник давления газа, необходимые заправочное, дренажное и управляющее оборудование с соответствующей арматурой. Группа изобретений позволяет исключить операцию тарированного слива и связанных с ней дальнейших операций по нейтрализации и утилизации слитого рабочего тела. Техническим результатом группы изобретений является повышение надежности и безопасности технологического процесса заправки СТР, а также сокращение времени этого процесса. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем. Контур содержит такие элементы, как электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы приборных панелей и панелей радиаторов. Указанные элементы сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, проходные входные и выходные сечения которых те же, что и соответствующие им сечения данных элементов. Часть участков соединительных трубопроводов выполнена с одинаковым номинальным эквивалентным внутренним диаметром, меньшим, чем диаметры остальных частей, и с суммарной длиной, удовлетворяющей определенному соотношению. Технический результат изобретения состоит в уменьшении нескомпенсированного кинетического момента от работающей СТР и, следовательно, в снижении массовых затрат рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА. 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных телекоммуникационных спутников. СТР содержит замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем. Контур образован жидкостными трактами электронасосного агрегата, коллекторов панелей радиаторов, приборных панелей и соединительных трубопроводов. Часть контура выполнена по параллельной схеме соединения жидкостных трактов, имеющей две параллельные ветви с различной длиной. В ветви с меньшей длиной часть участков соединительных трубопроводов выполнена с уменьшенным внутренним диаметром. Суммарная длина этих участков рассчитывается по определенной математической формуле. Технический результат изобретения состоит в снижении относительной массы СТР и повышении надежности ее работы при эксплуатации на орбите. 3 ил.
Наверх