Система термостатирования оборудования космического объекта

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.

 

Изобретение относится к системам термостатирования энергоемкого оборудования, преимущественно, космических объектов, предназначенных для централизованного электроснабжения орбитальных комплексов в условиях длительного космического полета.

Изобретение может применяться на предприятиях, разрабатывающих космическую технику, а также в общем машиностроении, например, при разработке автономных систем охлаждения герметично изолированных от внешней среды обитаемых помещений.

В настоящее время в отечественной и зарубежной космической практике для термостатирования различного оборудования все более широкое распространение начинают получать системы терморегулирования, использующие в своей работе двухфазные рабочие тела, позволяющие переносить большое количество тепла при небольших расходах. Это позволяет снизить мощность электрических агрегатов, обеспечивающих движение таких рабочих тел в гидравлических магистралях систем, а следовательно, и затраты энергии для передачи тепла.

Альтернативой двухфазным системам терморегулирования, циркуляция рабочих тел в которых обеспечивается с помощью электромеханических насосов, являются системы, созданные на основе контурных тепловых труб, движение жидкой фазы рабочего тела в которых обеспечивается за счет капиллярных сил, возникающих в соответствующей структуре, заполняющей магистраль и играющих роль капиллярного насоса, а паровой - за счет перепада давлений между испарителями и конденсатором.

Достигнутые в последнее время успехи в разработке капиллярных насосов большой производительности позволяют рассматривать возможность использования контурных тепловых труб в качестве наружных контуров для передачи тепла излучательным радиаторам пилотируемых космических объектов.

Известна система терморегулирования космического аппарата, описанная в патенте RU №2384491. Система содержит гидравлический контур с двухфазным теплоносителем, объединяющий теплообменник-испаритель, гидронасос, сильфонный аккумулятор рабочего тела с изменяемым положением днища сильфона, датчик температуры пара в теплообменнике-испарителе и радиатор-конденсатор.

Отличительным признаком системы является использование черпакового насоса в качестве разделителя жидкой и паровой фаз теплоносителя на входе в радиатор-конденсатор (излучательный радиатор).

Недостатком системы является ограниченный ресурс эксплуатации, обусловленный наличием электроприводов черпакового и гидронасосов, а также электропривода изменения положения днища сильфона аккумулятора рабочего тела.

Известна система терморегулирования космического аппарата, описанная в патенте RU №2362712.

Система содержит гидравлический контур с двухфазным рабочим телом, связывающий коллекторы термостатируемых панелей с установленными аппаратурой и оборудованием, с коллекторами панелей радиатора, гидравлический насос для прокачки жидкой фазы рабочего тела и тепловой гидроаккумулятор, заполненный как жидкой, так и паровой фазой рабочего тела.

Отличительным признаком системы является использование черпакового насоса, установленного на выходе из коллектора панелей радиатора, в качестве разделителя жидкой и паровой фаз рабочего тела. При этом штуцер подачи жидкой фазы рабочего тела черпакового насоса связан со входом гидравлического насоса, а выходной штуцер подачи паровой фазы этого насоса через нормально закрытый клапан связан с зоной паровой фазы в тепловом гидроаккумуляторе.

Недостатком системы также является ограниченный ресурс эксплуатации из-за наличия в гидравлическом контуре электромеханических устройств.

Известна система терморегулирования космического аппарата, описанная в патенте RU №2369536.

Система содержит замкнутый гидравлический контур с двухфазным теплоносителем, объединяющий две раскрываемые панели излучательного радиатора, имеющие параллельные входные и выходные коллекторы, и термостатируемые панели с установленными на них приборами и оборудованием. В состав контуров входят также гидронасос и аккумулятор с запасами жидкой и парообразной фазами рабочего тела, расположенными внутри него в отдельных зонах.

Отличительной особенностью системы является наличие в гидравлическом контуре переключателя потока рабочего тела, обеспечивающего равномерный сброс тепловой нагрузки с каждой из двух панелей.

Недостатком системы является ограниченный ресурс эксплуатации из-за наличия электромеханических устройств и недостаточная надежность, поскольку контур объединяет все параллельные коллекторы панелей в общую магистраль, в которой разгерметизация любой из ветвей приводит к выходу из строя всего контура.

Известна система термостатирования аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата, см. описание к патенту RU №2196079, 15.12.2000 г., МПК: B64G 1/00 (2006.01), B64G 1/50 (2006.01), F28D 15/00, принятая авторами за прототип.

Система содержит контактные теплообменные устройства (термоплаты-испарители), которые крепятся к аккумуляторным батареям стягивающими винтами. Каждое такое устройство содержит тепловые трубы, плоские корпуса испарителей которых образуют теплопередающую поверхность.

В свою очередь, конденсаторы тепловых труб, расположенные с обеих сторон каждого теплообменного устройства, жестко закреплены на пластинах из теплопроводного материала и образуют отдельные термоплаты. К каждой такой термоплате через теплопроводящий материал прикреплена трубка с капиллярной структурой, выполняющей роль капиллярного насоса и образующая зону испарения контурной тепловой трубы. Все зоны испарения объединены в общий контур и связаны с конденсатором контурной тепловой трубы, расположенным на поверхности внешнего излучательного радиатора.

В качестве рабочего тела тепловых труб и контурной тепловой трубы используется аммиак.

Система обладает следующими недостатками:

- основным недостатком системы, исключающем возможность ее применения внутри обитаемого герметичного отсека космического объекта, является использование в качестве рабочего тела тепловых труб двухфазного аммиака, недопустимого для обитаемых отсеков по соображениям токсикологической и пожарной безопасности экипажа;

- включение испарителей контурной тепловой трубы каждой группы термоплат в единый автономный и недублированный двухфазный контур с размещением единого для всех испарителей конденсатора на внешнем излучательном радиаторе существенно снижает надежность не только этого контура, но и всего космического аппарата, так как потеря герметичности двухфазного контура, например, в результате метеоритного пробоя радиатора приводит к выходу из строя всего космического аппарата из-за невозможности обеспечения теплового режима аккумуляторных батарей системы электропитания;

- наличие двух последовательных промежуточных звеньев (тепловые трубы с изменением агрегатного состояния рабочего тела и теплопроводная пластина с кондуктивной теплопередачей) между термоплатами аккумуляторных батарей и испарителями контурной тепловой трубы значительно повышает инерционность теплопередачи. Это, в свою очередь, снижает возможность поддерживать температуру батарей в заданном диапазоне при пиковых электрических нагрузках;

- необходимая эффективность тепловых труб может быть достигнута только при неразъемном соединении (сварка, запрессовка через теплопроводящие пасты и т.п.) их испарителей и конденсаторов соответственно с термоплатами батарей и испарителей контурной тепловой трубы, что делает двухфазный контур практически неразборным, т.е. неремонтопригодным.

Задачей настоящего технического решения является расширение области применения системы, повышение надежности внешнего двухфазного контура, и как следствие, всей системы термостатирования в целом, а также снижение инерционности регулирования температуры оборудования и улучшение ремонтопригодности системы.

Технический результат от использования предлагаемого технического решения состоит в том, что он позволяет создать систему термостатирования, свободную от недостатков прототипа.

Технический результат достигается тем, что в системе термостатирования аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата, включающей теплообменные устройства, устанавливаемые на оборудование, теплопередающие элементы, контурную тепловую трубу и внешний излучательный радиатор, упомянутые теплообменные устройства выполнены в виде двухполостных жидкостных термоплат, а внешний излучательный радиатор состоит, как минимум, из двух панелей, расположенных на диаметрально-противоположных участках корпуса космического объекта, при этом, каждая такая панель снабжена собственной контурной тепловой трубой, конденсатор которой размещен на конструкции панели, а испаритель упомянутой трубы, содержащий регулятор температуры пара, имеет тепловой контакт одновременно с двумя однополостными жидкостными термоплатами, образуя единый автономный теплопередающий элемент каждой панели, кроме того, в состав системы введены два независимых гидравлических контура с однофазным рабочим телом, связывающие между собой соответствующие жидкостные полости упомянутых теплообменных устройств и однополостные жидкополостные термоплаты теплопередающих элементов панелей, причем термоплаты теплопередающих элементов панелей, расположенных на диаметрально-противоположных участках корпуса включены в каждый гидравлический контур с однофазным рабочим телом через гидроразъемы параллельно, а каждая такая пара термоплат - последовательно.

Практическую реализацию предложенного технического решения рассмотрим на примере системы термостатирования оборудования перспективного обитаемого космического объекта.

Принципиальная гидравлическая схема системы термостатирования оборудования приведена на чертеже, где обозначены:

1 - обитаемый герметичный отсек;

2 - гидравлический разъем;

3 - электронасос;

4 - датчик перепада давления;

5 - дренажно-заправочный клапан;

6 - гермоввод;

7 - датчик давления;

8 - гидропневматический компенсатор;

9 - датчик температуры воздуха;

10 - датчик расхода рабочего тела;

11 - регулятор расхода рабочего тела;

12 - внешний излучательный радиатор;

13 - первый гидравлический контур;

14 - панель внешнего излучательного радиатора;

15 - конденсатор контурной тепловой трубы;

16 - автономный теплопередающий элемент;

17 - регулятор температуры пара;

18 - однополостная жидкостная термоплата;

19 - испаритель контурной тепловой трубы;

20 - датчик температуры рабочего тела;

21 - второй гидравлический контур;

22 - двухполостная жидкостная термоплата;

23 - жидкостный электронагреватель;

24 - двухполостной газожидкостный теплообменный агрегат

Система термостатирования оборудования рассматриваемого космического объекта содержит две двухполостные жидкостные термоплаты 22, на которые через теплопроводящие прокладки (термически расширенный графит) или через пластичную теплопроводящую смазку устанавливается оборудование с обеспечением необходимого механического и теплового контакта. Обе термоплаты размещены в приборной зоне обитаемого герметичного отсека 1.

Внешний излучательный радиатор 12 выполнен в виде четырех панелей внешнего излучательного радиатора 14, каждая пара которых размещена на диаметрально-противоположных участках корпуса космического объекта.

Такое решение позволяет повысить хладопроизводительность внешнего излучательного радиатора 12 при длительном одностороннем освещении космического объекта Солнцем в условиях полета.

Панель внешнего излучательного радиатора 14 снабжена собственной контурной тепловой трубой; конденсатор контурной тепловой трубы 15 выполнен в виде специального профиля и размещен внутри сотовой конструкции панели внешнего излучательного радиатора 14 в качестве закладного элемента, а испаритель контурной тепловой трубы 19 входит в конструкцию автономного теплопередающего элемента панели 16, который размещается на внешней поверхности корпуса космического объекта рядом с панелью внешнего излучательного радиатора 14. На внешнюю металлическую стенку панели внешнего излучательного радиатора 14 нанесено керамическое покрытие типа «солнечные отражатели».

Автономный теплопередающий элемент 16 панели внешнего излучательного радиатора 14 выполнен в виде единой конструкции с двумя однополостными жидкостными термоплатами 18 и с испарителем контурной тепловой трубы 19 с обеспечением необходимого теплового контакта между всеми компонентами. Испаритель контурной тепловой трубы 19 снабжен регулятором температуры пара 17, размещенным на конструкции автономного теплопередающего элемента 16. Капиллярная структура, выполняющая роль капиллярного насоса контурной тепловой трубы, размещена внутри корпуса испарителя контурной тепловой трубы 19.

Приводом исполнительного органа регулятора температуры пара 17 является герметичный сильфон, заполненный газом с определенным давлением, соответствующим температуре настройки регулятора. Пока давление пара в испарителе контурной тепловой трубы 19 не достигнет значения, соответствующего температуре настройки регулятора температуры пара 17, исполнительный орган регулятора перекрывает магистраль конденсатора контурной тепловой трубы 15, расположенной в автономном теплопередающем элементе 16 панели внешнего излучательного радиатора 14, и контурная тепловая труба выключается из работы.

При перекрытии магистрали контурной тепловой трубы пар, поступающий на вход в регулятор температуры пара 17, по байпасной магистрали перепускается на вход в испаритель контурной тепловой трубы 19.

При достижении давлением пара в испарителе контурной тепловой трубы 19 значения, соответствующего температуре настройки (в нашем случае 15±2°C), исполнительный орган регулятора температуры пара 17 открывает магистраль контурной тепловой трубы и труба включается в работу.

Обе двухполостные жидкостные термоплаты 22 гидравлически связаны двумя гидравлическими контурами - первым гидравлическим контуром 13 и вторым гидравлическим контуром 21 с соответствующими однополостными жидкостными термоплатами 18 автономных тепло-передающих элементов 16 панелей внешнего излучательного радиатора 14 с образованием замкнутых гидравлических магистралей, заправленных однофазным рабочим телом.

Каждый из упомянутых гидравлических контуров 13 и 21 содержит электронасос 3, дренажно-заправочные клапаны 5, гидропневматический компенсатор 8, обеспечивающий компенсацию температурного изменения объема рабочего тела, датчик перепада давления 4, датчики давления 7, датчик расхода рабочего тела 10, регулятор расхода рабочего тела 11 и жидкостные электронагреватели 23.

С целью контроля температуры рабочего тела в каждом из. гидравлических контуров 13 и 21 предусмотрены датчики температуры рабочего тела 20. Заменяемые элементы гидравлических контуров включены в гидравлические магистрали через гидравлические разъемы 2, ввод гидромагистралей в обитаемый герметичный отсек организован через гермовводы 6.

Гидравлические разъемы 2 выполнены по «самозапирающейся схеме», при которой расстыковка проводится без пролива рабочего тела.

Система также содержит двухполостной газожидкостный теплообменный агрегат 24, гидравлически включенный в оба гидравлических контура - в первый гидравлический контур 13 и во второй гидравлический контур 21. В состав этого агрегата входят два заменяемых вентилятора (на фиг. без позиционных обозначений). Кроме того, в каждый из упомянутых контуров включены жидкостные электронагреватели 23.

Работает система следующим образом. За 2-3 мин до включения термостатируемого оборудования бортовой вычислительный комплекс (БВК) по команде с Земли или с пульта операторов запускает программу тестирования системы термостатирования с целью проверки ее технического состояния. По этой программе включаются оба гидравлических контура - первый гидравлический контур 13 и второй гидравлический контур 21. При включении контуров подается питание на все электрически действующие агрегаты (электронасосы 3, вентиляторы двухполостного газожидкостного теплообменного агрегата 24, жидкостные электронагреватели 23) и средствами БВК проводится контроль показаний всей датчиковой аппаратуры системы (контролируются: обороты электродвигателей электронасосов, таходатчики входят в состав электродвигателей, на схеме фиг.1 не показаны; расходы рабочего тела в ветвях гидравлических контуров системы по датчикам расхода рабочего тела 10. положения исполнительных органов регуляторов расхода рабочего тела 11, текущие положения регуляторов температуры пара 17, давления рабочего тела в первом и втором гидравлических контурах 13 и 21 по датчикам давления 7; перепад давления между входом и выходом из электронасосов 3 по датчикам перепада давления 4, текущие значения температур по датчикам температуры воздуха 9 и датчикам температуры рабочего тела 20. Датчики положения исполнительных органов регулятора расхода рабочего тела 11 и регуляторов температуры пара входят в состав упомянутой арматуры и на схеме фиг.1 не показаны.

При положительных результатах теста БВК выключает жидкостные электронагреватели 23 и переводит второй гидравлический контур 21 в режим «холодного» резерва (снимает питание с электронасоса 3 этого контура), оставляет включенным электронасос первого гидравлического контура 13 и включает в работу термостатируемое оборудование, размещенное на двухполостных жидкостных термоплатах 22.

При работе электронасоса 3 в первом гидравлическом контуре 13 возникает циркуляция однофазного рабочего тела, которая переносит тепло, полученное от оборудования в двухполостных жидкостных термоплатах 22, и в двухполостном газожидкостном теплообменном агрегате 24, на внешний излучательный радиатор 12.

Здесь нагретое рабочее тело первого гидравлического контура 13 прокачивается через однополостные жидкостные термоплаты 18 всех четырех автономных теплопередающих элементов 16 панелей внешнего излучательного радиатора 14, где контактным путем передает тепло корпусу испарителя контурной тепловой трубы 19. Это тепло и затрачивается на испарение жидкой фазы рабочего тела контурной тепловой трубы.

Полученный пар через регулятор температуры пара 17 поступает в конденсатор контурной тепловой трубы 15, расположенный на панели внешнего излучательного радиатора 14, где конденсируется (температура корпуса панели внешнего излучательного радиатора 14 значительно ниже температуры настройки регулятора температуры пара 17), отдавая тепло конденсации корпусу панели. Отсюда это тепло рассеивается в космическое пространство.

Жидкая фаза сконденсированного рабочего тела давлением нагнетания капиллярного насоса контурной тепловой трубы по магистрали конденсатора контурной тепловой трубы 15 возвращается в испаритель контурной тепловой трубы 19, замыкая процесс.

Как было сказано выше, температура пара в испарителе контурной тепловой трубы 19 с помощью регулятора температуры пара 17 поддерживается в диапазоне 15±2°C, поэтому с учетом недорекуперации, температура однофазного рабочего тела на выходе однополостных жидкостных термоплат 18 автономных теплопередающих элементов 16 панелей внешнего излучательного радиатора 14 будет поддерживаться на уровне 18±2°C.

Дублирование работы регуляторов температуры пара 17 автономных теплопередающих элементов 16 панелей внешнего излучательного радиатора 14 и точное поддержание температуры однофазного рабочего тела на входе в обитаемый герметичный отсек 1 обеспечивает регулятор расхода рабочего тела 11. Этот регулятор управляется БВК и в зависимости от показаний датчика температуры рабочего тела 20 перепускает большую или меньшую часть расхода рабочего тела мимо внешнего излучательного радиатора 12, поддерживая температуру рабочего тела на входе в обитаемый герметичный отсек 1 на уровне 21±0,5°C.

При работе термостатируемого оборудования, в связи с большим количеством тела, поступающим в первый гидравлический контур 13 в двухполостных жидкостных термоплатах 22, температура воздуха в обитаемом герметичном отсеке 1 в заданном диапазоне поддерживается с помощью двухполостного газожидкостного теплообменного агрегата 24. В периоды, когда термостатируемое оборудование не работает (профилактика, ремонт и т.п.), компенсацию части непоступающего в первый гидравлический контур 13 тепла обеспечивает жидкостный электронагреватель 23. Управляет работой этого агрегата БВК по сигналам от датчиков температуры воздуха 9, установленных в обитаемом герметичном отсеке 1.

Заданный ресурс работы системы термостатирования обеспечивается поочередной работой первого и второго 13, 21 гидравлических контуров с однофазным рабочим телом, заменой электронасосов 3 и вентиляторов газожидкостного теплообменного агрегата 24, а также многократным дублированием панелей внешнего излучательного радиатора 14.

Таким образом, совокупность новых признаков, отсутствующих в известных технических решениях, позволяет достичь нового технического результата, а именно:

- создать систему термостатирования энергоемкого оборудования без использования внутри отсека элементов системы, заправленных аммиаком, и тем самым повысить безопасность экипажа;

- значительно повысить надежность системы и космического аппарата в целом путем конструктивного исполнения внешнего излучательного радиатора в виде автономных панелей, каждая из которых имеет собственную контурную тепловую трубу со своими испарителем, расположенном в собственном автономном теплопередающем элементе, и конденсатором.

Поэтому, потеря герметичности одной, двумя или несколькими контурными тепловыми трубами не приводит к полному (как у прототипа) выходу системы из строя (в зависимости от количества негерметичных труб соответственно снижается лишь хладопроизводительность системы);

- повысить эффективность работы каждой пары автономных секций излучательного радиатора системы, расположенных на диаметрально-противоположных участках корпуса космического аппарата (а, следовательно, и всего радиатора в целом);

- снизить инерционность термостатирования аппаратуры, устанавливаемой на термоплатах, за счет уменьшения промежуточных теплопередающих устройств между корпусами термоплат и внешним излучательным радиатором;

- создать систему, обладающую хорошей ремонтопригодностью при наземной подготовке, так как в случае отказа какой-либо автономной панели излучательного радиатора (например, потеря герметичности контурной тепловой трубой), эта панель с минимальными трудозатратами (за счет включения панелей в контур однофазного рабочего тела с помощью самозапирающихся гидравлических разъемов) может быть демонтирована из системы и заменена на исправную.

Система термостатирования оборудования космического объекта, включающая теплообменные устройства для установки оборудования, теплопередающие элементы, контурную тепловую трубу и внешний излучательный радиатор, отличающаяся тем, что упомянутые теплообменные устройства выполнены в виде двухполостных жидкостных термоплат, а внешний излучательный радиатор состоит по меньшей мере из двух панелей, расположенных на диаметрально-противоположных участках корпуса космического объекта, при этом каждая такая панель снабжена собственной контурной тепловой трубой, конденсатор которой размещен на конструкции панели, а испаритель упомянутой трубы, содержащий регулятор температуры пара, имеет тепловой контакт одновременно с двумя однополостными жидкостными термоплатами, образуя единый автономный теплопередающий элемент каждой панели, кроме того, в состав системы введены два независимых гидравлических контура с однофазным рабочим телом, связывающие между собой соответствующие жидкостные полости упомянутых теплообменных устройств и однополостные жидкостные термоплаты теплопередающих элементов панелей, причем термоплаты теплопередающих элементов панелей, расположенных на диаметрально-противоположных участках корпуса, включены в каждый гидравлический контур с однофазным рабочим телом через гидроразъемы параллельно, а каждая пара таких термоплат - последовательно.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области теплотехники и может использоваться в теплообменных устройствах для отопления помещений. .

Изобретение относится к области теплотехники и может быть использовано при создании регулируемых теплопередающих устройств и систем терморегулирования на их основе, в частности в космической технике, а также для обеспечения теплового режима оборудования, работающего в суровых климатических условиях.

Изобретение относится к кожухотрубчатым теплообменным аппаратам и может использоваться в химической, нефтехимической и других отраслях промышленности. .

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано, в частности, в качестве двигателя летательного аппарата (Л.А.). .

Изобретение относится к теплотехнике, а именно к методам контроля качества тепловых труб. .

Изобретение относится к области технологического оборудования для осуществления газофазных каталитических процессов и может быть использовано в химической, нефтехимической и других областях промышленности, использующих газофазные каталитические процессы.

Изобретение относится к области теплотехники и может быть использовано в тепловых трубах. .

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для утилизации вторичных тепловых энергоресурсов и низкопотенциальной тепловой энергии природных источников, а именно для трансформации тепловой энергии в механическую.

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.

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

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. .

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

Наверх