Способ контроля качества системы терморегулирования космического аппарата

Изобретение касается эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре (ЖК) системы терморегулирования. Для этого определяют фактическую дозу теплоносителя, слитую из жидкостной полости гидроаккумулятора (ГА), по результатам измерений давления теплоносителя в ЖК, температур теплоносителя в ЖК и газовой полости ГА. Определяют также упругость насыщенного пара рабочей жидкости, частично заправленной в газовую полость ГА, при измеренной температуре и сравнивают фактической величину слитой дозы теплоносителя с расчетной. В процессе заправки ЖК дозы теплоносителя сливают из этого контура порциями, начиная от положения полностью сжатого сильфона ГА до положения полностью растянутого сильфона. После слива каждой порции измеряют давление теплоносителя в ЖК и температуру газовой полости ГА. Строят график зависимости суммарной слитой дозы от разности между давлением теплоносителя в ЖК и упругостью насыщенного пара рабочей жидкости в газовой полости ГА (при измеренной ее температуре после слива). При эксплуатации космического аппарата, используя данный график, по соответствующим измерениям в текущий момент времени устанавливают фактическую величину слитой дозы теплоносителя для данного момента времени. Техническим результатом изобретения является упрощение процесса контроля качества системы терморегулирования с одновременным обеспечением высокой точности этого контроля. 2 ил.

 

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

В настоящее время в процессе заправки теплоносителем жидкостного контура СТР теплоносителем периодически при наземных испытаниях и при эксплуатации КА на орбите устанавливают качество СТР КА, для чего периодически контролируют наличие требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре СТР путем определения действительного объема герметизированной газовой полости гидроаккумулятора, частично заполненной двухфазной рабочей жидкостью (эта полость отделена сильфоном от жидкостной полости гидроаккумулятора, соединенной с жидкостным контуром СТР) - см. патенты Российской Федерации (РФ) №№2209750 [1], 2374149 [2].

Анализ показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является способ контроля качества СТР согласно [2].

Известный вышеуказанный способ контроля СТР [2] включает в себя следующие операции (см. фиг.1, где: 1 - космический аппарат; 1.1 - система терморегулирования; 1.1.1 - жидкостный тракт; 1.1.2 - гидроаккумулятор; 1.1.2.1 - жидкостная полость с теплоносителем; 1.1.2.2 - газовая полость с двухфазной рабочей жидкостью; 1.1.2.3 - сильфон; 1.1.2.3.1 - днище сильфона; 1.1.3 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.1.4 - панель, на которой установлены приборы КА; 1.1.5 - радиатор; 1.1.6 - вентиль заправочный; 1.1.7 - датчик давления (абсолютного); 1.1.8 - датчик температуры):

- изготавливают комплектующие элементы СТР, в том числе гидроаккумулятор 1.1.2;

- в процессе изготовления гидроаккумулятора для обеспечения контроля качества СТР опытно определяют-измеряют:

- минимально и максимально возможные величины объемов газовой полости;

- коэффициент, характеризующий нейтральное положение сильфона, когда перепад давлений между газовой и жидкостной полостями равен нулю;

- минимально возможные значения перепадов давлений (между давлениями пара рабочей жидкости и теплоносителя) при измерениях максимально и минимально возможных объемов газовой полости;

(Таким образом, для обеспечения контроля качества СТР при автономном изготовлении гидроаккумулятора выполняют достаточно сложные операции по измерению значений пяти его параметров с различными приборами измерений и методиками испытаний и, следовательно, с различными, в частности, систематическими ошибками измерений, влияющими отрицательно на точность результатов измерений - при контроле качества собранной на КА СТР);

- осуществляют монтаж (сборку) СТР 1.1 на конструкции КА 1;

- проводят проверку степени герметичности жидкостного контура СТР (поз.1.1.1 + поз.1.1.2.1) на соответствие требуемой норме и осуществляют полную заправку предварительно отвакуумированного жидкостного контура отдеаэрированным теплоносителем;

- измеряют температуры заправленного теплоносителя по нескольким датчикам температуры 1.1.8 и определяют среднюю температуру теплоносителя в жидкостном контуре;

- сливают требуемую дозу теплоносителя в емкость заправщика - в мензурку с высокой точностью (±0,01 дм3) - величина требуемой сливаемой дозы зависит от количества заправленного в жидкостный контур СТР теплоносителя, его средней температуры, рабочего диапазона температур и требуемого запаса теплоносителя в условиях эксплуатации;

- контролируют образовавшуюся действительную величину объема газовой полости 1.1.2.2 гидроаккумулятора 1.1.2 после слива дозы теплоносителя, которая должна быть равна сумме объемов слитой дозы теплоносителя и минимально возможного объема газовой полости, измеренного при изготовлении гидроаккумулятора;

- в дальнейшем в условиях наземных испытаний и орбитального функционирования КА периодически контролируют качество СТР - определяют действительную величину объема газовой полости 1.1.2.2 гидроаккумулятора 1.1.2;

Перед определением действительного объема газовой полости 1.1.2.2 гидроаккумулятора 1.1.2 измеряют температуру газовой полости 1.1.8 и величину давления теплоносителя в жидкостном тракте контура в месте установки датчика давления 1.1.7 и действительный объем газовой полости 1.1.2.2 определяют согласно следующему соотношению:

V Г .действ = V Г .мин + [ ( V Г .макс V Г .мин К ) + + ( V Г .макс V Г .мин Δ p Г . Ж .V г .п .макс Δ p Г . Ж .V г .п .мин ) × (P St Р ДД ΔР гидр ΔН ДД сильф . ρ t g) ]

где VГ.П.действ - действительный объем газовой полости 1.1.2.2 гидроаккумулятора 1.1.2, м3;

VГ.П.мин, VГ.П.макс - минимально и максимально возможные объемы газовой полости, измеренные при изготовлении гидроаккумулятора, м;

К - коэффициент, характеризующий нейтральное положение сильфона 1.1.2.3, когда перепад давлений между газовой и жидкостной полостями равен нулю, по данным изготовления гидроаккумулятора 1.1.2;

Δ р Г . Ж .V Г .п .макс Δ р Г . Ж .V г .п .мин - максимально и минимально возможные значения перепадов давлений (между давлениями пара рабочей жидкости и теплоносителя) между газовой и жидкостной полостями гидроаккумулятора 1.1.2 при измерении VГ.П.макс (сильфон 1.1.2.3 растянут полностью) и VГ.П.мин (сильфон 1.1.2.3 сжат полностью) соответственно по данным изготовления гидроаккумулятора 1.1.2, Па;

PSt - упругость насыщенного пара рабочей жидкости согласно данным технических условий на нее при измеренной выше температуре газовой полости 1.1.2.2 гидроаккумулятора 1.1.2, IIa (анализ опытных данных показал, что промежуток времени при сливе дозы теплоносителя между операциями слива дозы и измерением давления теплоносителя в жидкостном тракте равен не менее 5 мин и за это время величина давления в газовой полости гидроаккумулятора устанавливается близкой (до ≈95%) к величине упругости насыщенного пара рабочей жидкости, а в условиях эксплуатации КА температура теплоносителя в жидкостном контуре и газовой полости гидроаккумулятора в течение 5 мин изменяются достаточно медленно и при этом также давление в газовой полости близко к значению упругости насыщенного пара рабочей жидкости в пределах погрешностей измерений параметров);

РДД - измеренное давление теплоносителя в жидкостном тракте в месте установки датчика давления 1.1.7, Па;

ΔРгидр - разность давлений - гидравлическое сопротивление жидкостного тракта от точки соединения жидкостной полости 1.1.2.1 гидроаккумулятора с жидкостным трактом 1.1.1 до места соединения датчика давления 1.1.7 (согласно данным разработки СТР и опытным данным), Па;

ΔНДД-сильф - разность высот относительно уровня Земли между уровнем теплоносителя в датчике давления 1.1.7 и положением днища 1.1.2.3.1 сильфона 1.1.2.3 гидроаккумулятора (согласно данным чертежей на КА), м;

ρ1 - плотность теплоносителя, кг/м;

g=9,80665 м/с2 - нормальное ускорение силы тяжести при наземных испытаниях и g=0 при эксплуатации в условиях орбитального функционирования;

- определяют требуемую величину объема газовой полости 1.1.2.2 по следующему соотношению:

VГ.П.=VГ.П.мин+VЖ.К.·β·(tмакс-t),

где VГ.П.мин - минимальный объем газовой полости, измеренный при изготовлении гидроаккумулятора, м3;

VЖ.К - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении его, м3;

β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/°С;

tмакс - максимальная температура теплоносителя, при которой объем теплоносителя в жидкостном контуре максимальный, °С;

t - вышеизмеренная температура теплоносителя, °С;

- сравнивают вышеопределенные величины VГ.П.действ и VГ.П. между собой: если они отличаются между собой не более, чем на погрешность измерений, то это подтверждает наличие требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре (означающее, что жидкостный контур герметичен).

Анализ известного способа контроля качества СТР показал, что для контроля величины объема газовой полости гидроаккумулятора в составе КА необходимо предварительно измерять при автономном изготовлении гидроаккумулятора пять его параметров с присущими им систематическими ошибками измерений, что ухудшает точность контроля объема газовой полости гидроаккумулятора в составе КА. Кроме того, использование при определении величины объема газовой полости гидроаккумулятора данных автономного изготовления гидроаккумулятора усложняет операцию контроля величины объема газовой полости в целом.

Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.

Анализ, проведенный авторами процессов, происходящих при изменении величины объема газовой полости гидроаккумулятора, показал, что для заправленного теплоносителем жидкостного контура СТР обобщенным показателем, характеризующим конкретное значение объема газовой полости, однозначно является конкретное значение жесткости сильфона, установленного на КА гидроаккумулятора, - конкретное значение перепада давлений между жидкостной и газовой полостями, соответствующее вышеуказанному конкретному значению слитой дозы теплоносителя из объема жидкостной полости, и, следовательно, зная значение жесткости сильфона для конкретного момента времени, можно утверждать о наличии на борту КА требуемого количества теплоносителя.

Действительно (см. фиг.2), на основе анализа физических процессов, происходящих при сливе дозы теплоносителя при заправке жидкостного контура и измерениях параметров СТР, для жесткости сильфона - перепада давлений между жидкостной и газовой полостями гидроаккумулятора СТР можно написать следующее выражение:

ΔР Ж Г = Р Ж Р St                                    (1)

или

ΔР Ж Г = ДД ΔР гидр 1 g ΔН ДД сильф ) Р St              (2)

или

( Δ Р Ж Г + Δ Р гидр + ρ 1 g ΔН ДД сильф ) = Р Д Д St            (3)

или

ΔР = Р ДД Р St                                        (4)

где ΔР Ж Г = f (V сл - жесткость сильфона гидроаккумулятора - конкретный перепад давлений между жидкостной и газовой полостями, реализующийся после слива конкретной величины дозы теплоносителя - Vсл.д из жидкостной полости (из жидкостного контура СТР), Па;

РЖ - давление теплоносителя в жидкостной полости, Па;

PSt - упругость насыщенного пара рабочей жидкости согласно данным технических условий на нее при измеренной температуре газовой полости, Па;

РДД - измеренное значение давления теплоносителя в жидкостном тракте в месте установки датчика давления, Па;

ΔРгидр - разность давлений, характеризующая гидравлическое сопротивление жидкостного тракта от точки соединения жидкостной полости гидроаккумулятора с этим трактом до места установки датчика давления, Па (как показывает анализ СТР, ΔРгидр для различных моментов времени практически - с погрешностью до 0,8% - можно считать постоянной величиной, а при неработающем ЭНА ΔРгидр=0);

ρt - плотность теплоносителя, кг/м3;

g=9,80665 м/с2 - нормальное ускорение силы тяжести при наземных испытаниях, а при эксплуатации КА па орбите g=0;

ΔНДД-сильф - разность высот относительно уровня Земли между уровнем теплоносителя в датчике давления и положением днища сильфона, м (как показывает анализ, контроль качества СТР при наземных испытаниях КА осуществляется при одинаковом расположении КА относительно уровня Земли; кроме того, температура теплоносителя СТР при контроле изменяется внутри диапазона (25±3)°C - все это допускает - с погрешностью до 0,2% - принять выражение (ρt·g·ΔНДД-сильф) при измерениях па различных этапах наземных испытаний КА, равным постоянной величине).

С учетом вышеизложенного выражение (ΔРгидрt·g·ΔНДД-сильф) при различных испытаниях равно постоянной величине и в (3) значимой переменной величиной является только ΔРЖ-Г - перепад давлений между жидкостной и газовой полостями, т.е. на основе (4) получаем окончательно следующую формулу:

ΔР = Р ДД Р St = f ( V сл )                               (5)

для использования в новом техническом решении, устраняющем существенные недостатки известного способа [2].

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля качества СТР КА, включающем периодический контроль наличия требуемой массы заправленного в жидкостный контур теплоносителя путем определения фактической величины слитой из жидкостной полости гидроаккумулятора дозы теплоносителя но результатам измерений значений давления теплоносителя в жидкостном тракте, температур теплоносителя в жидкостном контуре и газовой полости гидроаккумулятора и определения упругости насыщенного пара рабочей жидкости, частично заправленной в газовую полость, при измеренной температуре, при заправке теплоносителем жидкостного контура СТР перед сливом требуемой дозы теплоносителя сливают порциями дозы теплоносителя из жидкостного контура, начиная от положения сильфона гидроаккумулятора, когда он полностью сжат, до положения сильфона, когда он полностью растянут и после слива каждой порции дозы теплоносителя измеряют величину давления теплоносителя в жидкостном контуре по показаниям датчика давления и температуру газовой полости, по результатам которых строят график зависимости

i = 1 n V сл = f i ДД P Sti ) ,

где i = 1 n V сл . - суммарная слитая доза теплоносителя после слива его очередной порции, м3;

РiДД - значение давления теплоносителя в жидкостном тракте после слива очередной порции, Па;

PSti - упругость насыщенного пара рабочей жидкости согласно данным технических условий на нее при измеренной после слива очередной порции температуре газовой полости, Па,

а при дальнейшем контроле качества системы терморегулирования по измеренным для данного текущего момента времени значениям давления теплоносителя в жидкостном тракте, температур теплоносителя в жидкостном контуре и температуры газовой полости гидроаккумулятора определяют величину разности (РДД-PSt) и по ней из графика функции i = 1 n V сл = f i ДД P Sti ) устанавливают фактическую величину слитой дозы для данного текущего момента времени при эксплуатации космического аппарата, что и является, по мнению авторов, существенными 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 качества СТР КА.

На фиг.2 изображена принципиальная схема реализации предлагаемого технического решения, где: 1 - космический аппарат; 1.1 - система терморегулирования; 1.1.1 - жидкостный тракт; 1.1.2 - гидроаккумулятор; 1.1.2.1 - жидкостная полость с теплоносителем; 1.1.2.2 - газовая полость с двухфазной рабочей жидкостью; 1.1.2.3 - сильфон; 1.1.2.3.1 - днище сильфона; 1.1.3 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.1.4 - панель, на которой установлены приборы КА; 1.1.5 - радиатор; 1.1.6 - вентиль заправочный; 1.1.7 - датчик давления; 1.1.8 - датчик температуры.

Предлагаемый способ контроля качества СТР КА включает в себя нижеуказанные операции, выполняемые в следующей последовательности:

- изготавливают комплектующие элементы СТР, в том числе гидроаккумулятор 1.1.2;

- осуществляют монтаж (сборку) СТР 1.1 на конструкции КА 1;

- проводят проверку степени герметичности жидкостного контура СТР (поз.1.1.1 + поз.1.1.2.1) на соответствие требуемой норме и осуществляют полную заправку предварительно отвакуумированного жидкостного контура отдеаэрированным теплоносителем;

- измеряют температуры заправленного теплоносителя по нескольким датчикам температуры 1.1.8 и определяют среднюю температуру теплоносителя в жидкостном контуре;

- перед сливом требуемой дозы теплоносителя сливают порциями дозы теплоносителя из жидкостного контура, начиная от положения сильфона 1.1.2.3 гидроаккумулятора 1.1.2, когда он полностью сжат, до положения сильфона, когда он полностью растянут и после слива каждой порции дозы теплоносителя измеряют величину давления теплоносителя в жидкостном контуре по показаниям датчика давления 1.1.7 и температуру газовой полости (t1), по результатам которых строят график зависимости

i = 1 n V сл = f i ДД P Sti ) ,

где i = 1 n V сл . - суммарная слитая доза теплоносителя после слива его очередной порции, м3;

PiДД - значение давления теплоносителя в жидкостном тракте после слива очередной порции, Па;

PSti - упругость насыщенного пара рабочей жидкости согласно данным технических условий на нее при измеренной после слива очередной порции температуре газовой полости, Па;

- полностью дозаправляют жидкостный контур отдеаэрированным теплоносителем и сливают требуемую дозу теплоносителя в емкость заправщика - в мензурку с высокой точностью (±0,01 дм3) - штатная величина требуемой сливаемой дозы зависит от количества заправленного в жидкостный контур СТР теплоносителя, его средней температуры, рабочего диапазона температур и требуемого запаса теплоносителя в условиях эксплуатации;

- в дальнейшем в условиях наземных испытаний и орбитального функционирования КА периодически контролируют качество СТР - устанавливают текущую фактическую величину слитой дозы теплоносителя - Vсл.д.факт для данного момента эксплуатации космического аппарата (текущая фактическая величина слитой дозы теплоносителя равна сумме: слитая доза теплоносителя при заправке СТР плюс изменение объема теплоносителя в жидкостном контуре СТР при изменении его температуры от температуры при заправке СТР до температуры для данного текущего момента времени плюс убыль части объема теплоносителя, если жидкостный контур недостаточно герметичен): для данного текущего момента времени измеряют значения давления теплоносителя в жидкостном тракте, температур теплоносителя в жидкостном контуре и температуру газовой полости гидроаккумулятора и определяют величину разности (РДД-PSt) и по ней из графика функции i = 1 n V сл . = f i ДД P Sti ) устанавливают текущую фактическую величину слитой дозы теплоносителя Vсл.д.факт для данного момента времени при эксплуатации космического аппарата;

- определяют требуемую величину объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени по следующему соотношению:

Vсл.д.треб=VЖ.К.·β·(tмакс-t),

где Vсл.д.треб - требуемый объем слитой дозы теплоносителя м3;

VЖ.К. - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении его, м3;

β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/°С;

tмакс - максимальная температура теплоносителя, при которой объем теплоносителя в жидкостном контуре максимальный, °С;

t - вышеизмеренная текущая температура теплоносителя, °С;

- сравнивают вышеопределенные величины Vсл.д.факт и Vсл.д.треб. между собой: если они отличаются между собой не более, чем на погрешность измерений, то это подтверждает наличие требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре (означающее, что жидкостный контур герметичен, т.е. СТР изготовлена качественно).

Таким образом, как следует из вышеизложенного, из известного технологического процесса согласно предложенному авторами способу контроля качества СТР КА исключены выполняемые при изготовлении гидроаккумулятора достаточно сложные операции по измерению пяти его параметров (см. впереди л.2) с различными приборами измерений и методиками испытаний с различными систематическими ошибками и, следовательно, предложенный способ контроля СТР КЛ менее сложен и обеспечивает более высокую точность контроля качества СТР, т.е. тем самым достигается цель изобретения.

Способ контроля качества системы терморегулирования космического аппарата, включающий периодический контроль наличия требуемой массы заправленного в жидкостный контур теплоносителя путем определения фактической величины слитой из жидкостной полости гидроаккумулятора дозы теплоносителя по результатам измерений значений давления теплоносителя в жидкостном тракте, температур теплоносителя в жидкостном контуре и газовой полости гидроаккумулятора и определения упругости насыщенного пара рабочей жидкости, частично заправленной в газовую полость, при измеренной температуре и сравнение упомянутой фактической величины слитой дозы теплоносителя с расчетной требуемой величиной, отличающийся тем, что при заправке теплоносителем жидкостного контура системы терморегулирования перед сливом требуемой дозы теплоносителя сливают порциями дозы теплоносителя из жидкостного контура, начиная от положения сильфона гидроаккумулятора, когда он полностью сжат, до положения сильфона, когда он полностью растянут, и после слива каждой порции дозы теплоносителя измеряют величину давления теплоносителя в жидкостном контуре по показаниям датчика давления и температуру газовой полости, по результатам которых строят график зависимости
i = 1 n V сл = f i ДД P Sti ) ,
где i = 1 n V сл . - суммарная слитая доза теплоносителя после слива его очередной порции, м3;
РiДД - значение давления теплоносителя в жидкостном тракте после слива очередной порции, Па;
PSti - упругость насыщенного пара рабочей жидкости согласно данным технических условий на нее при измеренной после слива очередной порции температуре газовой полости, Па,
а при дальнейшем контроле качества системы терморегулирования по измеренным для данного текущего момента времени значениям давления теплоносителя в жидкостном тракте, температур теплоносителя в жидкостном контуре и температуры газовой полости гидроаккумулятора определяют величину разности (РДД-PSt) и по ней из графика функции i = 1 n V сл = f i ДД P Sti ) устанавливают фактическую величину слитой дозы Vсл.д.факт для данного текущего момента времени при эксплуатации космического аппарата.



 

Похожие патенты:

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 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 системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. .

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 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.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных геостационарных телекоммуникационных спутников с длительным сроком эксплуатации. Контур СТР с двухфазным теплоносителем (аммиаком) содержит гидронасос, коллекторы приборных и радиаторных панелей, аккумулятор. В корпусе аккумулятора имеются зоны паров теплоносителя и жидкой фазы теплоносителя. Последняя из этих зон сообщена с линией тракта, направленной к входу гидронасоса. Данная линия сообщена соединительным трубопроводом через регулируемый дроссель с корпусом аккумулятора. Дроссель служит для регулирования температуры и давления теплоносителя в корпусе аккумулятора. Через него в центральную зону корпуса поступает около 10% расхода жидкого теплоносителя. Для отделения жидкой фазы от пузырей нерастворенного газа (если они образуются) участок на выходе указанного соединительного трубопровода выполнен в виде половины петли с некоторым радиусом. Сечение данного участка имеет прямоугольную форму, причем длинная его сторона расположена в плоскости, перпендикулярной направлению движения теплоносителя. Технический результат изобретения состоит в уменьшении допустимых утечек теплоносителя из контура СТР в дежурном режиме эксплуатации КА на орбите и, следовательно, в уменьшении бортового запаса теплоносителя. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов (КА). Продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости. Связующие тепловые трубы устанавливают вертикально с внутренней стороны продольных силовых сотовых панелей на участке центральной внутренней полости, а коллекторные тепловые трубы прокладывают в центральной внутренней полости с креплением их перпендикулярно к полкам связующих тепловых труб и к поперечным сотовым панелям. На каждой продольной силовой сотовой панели закрепляют электронагреватели по одному на полках связующих тепловых труб. Тепловыделяющие приборы размещают на внешних поверхностях продольных силовых сотовых панелей и внутренних поверхностях П-образных полостей, а нетепловыделяющие агрегаты размещают в центральной внутренней полости. Испарители регулируемых радиационных теплообменников устанавливают в краевой области продольных силовых сотовых панелей, а конденсаторы закрепляют на их торцах. Наружную поверхность КА кроме конденсаторов регулируемых радиационных теплообменников закрывают теплоизоляцией. Изобретение позволяет повысить плотность компоновки КА, термостабилизацию приборов и оборудования КА и удобство обслуживания при наземной отработке. 2 ил.

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от приборов (2) посредством коллекторных тепловых труб (6) равномерно распределяется по СП. При этом также обеспечивается термостабилизация приборов. Значительное снижение тепловыделения приборов включает в работу электронагреватели на верхней СП (3). Этим обеспечивается через СП и тепловые трубы (6) допустимая температура приборов. Нижняя СП (4) ориентирована на Землю и является радиаторной. Верхняя и нижняя СП соединены двумя регулируемыми диагональными подкосами (8). На боковых гранях приборного контейнера без СП установлена (экранно-вакуумная) теплоизоляция (9). Последняя размещена на сетчатой конструкции, закрепленной на СП, с внутренней стороны панелей (1) солнечных батарей. Техническим результатом изобретения является снижение массы конструкции, улучшение технических и эксплуатационных характеристик мини- и микро КА. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Наверх