Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата



Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата
Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата
Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата
Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата
Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата
Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2541612:

Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" (RU)

Изобретение относится преимущественно к наземным испытаниям и отработке системы терморегулирования (СТР) космического аппарата. Согласно изобретению, заблаговременно определяют недостающее количество теплоносителя в системе, состоящей из имитатора СТР и модуля полезной нагрузки (ПН). Для этого периодически перед испытаниями модуля ПН измеряют температуру теплоносителя в жидкостных трактах указанных имитатора и модуля. При средней измеренной температуре, меньшей температуры заправки имитатора теплоносителем и газом, измеряют давление газа в газовой полости компенсатора объема имитатора СТР. Сравнивают это давление с минимально допустимым, определяемым по некоторому соотношению. Если измеренное давление меньше минимально допустимого, то дополняют жидкостный тракт имитатора недостающим количеством теплоносителя из отдельного малогабаритного компенсационного устройства. Техническим результатом изобретения является повышение надежности эксплуатации имитатора СТР в течение длительного времени. 6 ил.

 

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), в частности к телекоммуникационным спутникам.

В настоящее время указанные спутники изготавливают состоящими из двух модулей: модуля служебных систем (МСС) и модуля полезной нагрузки (МПН). При этом завод-изготовитель спутника после изготовления конструкции МПН его отправляет в смежную организацию, где на конструкции МПН устанавливают приборы ретранслятора и проверяют работоспособность их во всем возможном диапазоне рабочих температур конструкции МПН на орбите, например, от минус 35°C до 55°C, которые обеспечивает система терморегулирования (СТР) спутника циркуляцией теплоносителя через жидкостные коллекторы панелей МПН.

Для обеспечения вышеуказанных испытаний МПН совместно с конструкцией МПН (см. фиг.1) (жидкостный контур которой заправлен теплоносителем) в смежную организацию поставляют:

- имитатор системы терморегулирования - ИСТР (см. фиг.2), выполненный, например, согласно патенту Российской Федерации (РФ) RU 2144893 «Система обеспечения теплового режима» [1]; жидкостный контур ИСТР заправлен теплоносителем;

- технологическое компенсационное устройство (ТКУ) (см. фиг.1), заправленное теплоносителем: оно подстыковано к жидкостному контуру МЛН при транспортировании МЛН в смежную организацию и предназначено для обеспечения работоспособности МЛН при широком диапазоне изменения температуры окружающего воздуха при транспортировании, например, от минус 50°C до плюс 50°C;

- заправленное теплоносителем малогабаритное компенсационное устройство (МКУ) (см. фиг.3), предназначенное для обеспечения работоспособности МПН в цеховых условиях, когда температура окружающего воздуха изменяется в узком диапазоне, например, (24±3)°C: в этих условиях для удобства монтажных работ вместо крупногабаритного ТКУ к жидкостному контуру МПН пристыковывают МКУ.

Перед и в процессе испытаний МПН (с установленными приборами) на работоспособность МКУ (его разъем гидравлический) отстыковывают от МПН и к разъемам гидравлическим МПН пристыковывают разъемы гидравлические ИСТР (см. фиг.4), и в процессе испытаний приборов температуру теплоносителя в жидкостном контуре МПН изменяют в диапазоне от минус 35 до плюс 55°C.

В процессе изготовления МПН такие стыковки (расстыковки) разъемов гидравлических ИСТР с МПН осуществляются многократно (более 10 раз) и в процессе каждой расстыковки разъемов гидравлических из жидкостного контура ИСТР - из жидкостной полости его компенсатора объема теряется объем теплоносителя, например, до ≈30 см3. С учетом того, что один и тот же ИСТР используется при изготовлении МПН различных спутников, объемы жидкостных контуров которых различны, такие потери теплоносителя из ИСТР в некоторый момент будут такими, что при испытаниях конкретного МЛН при низких температурах теплоносителя компенсатор объема ИСТР перестанет выполнять свою функцию: его сильфон будет полностью растянут (будет находиться на крайнем упоре) и на входе в ЭНА ИСТР давление теплоносителя (а также давление газовой полости) будет ниже допустимого, и ЭНА начнет работать в режиме кавитации - через жидкостный контур перестает циркулировать теплоноситель и приборы ретранслятора при испытаниях могут выйти из строя или снижена надежность их в будущем.

Следовательно, существенным недостатком вышеизложенного способа эксплуатации ИСТР [1] является недостаточно высокая надежность обеспечения эксплуатации ИСТР при испытаниях МЛН.

Как показал анализ, проведенный авторами, перед началом испытаний МЛН для обеспечения надежности их проведения периодически необходимо устанавливать, достаточен ли объем теплоносителя в жидкостной полости компенсатора объема ИСТР и в случае недостаточности этого объема туда необходимо дополнить требуемый объем теплоносителя.

Таким образом, существенным недостатком известного способа эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата является недостаточно высокая надежность обеспечения его работоспособности в течение длительного времени при испытаниях различных модулей полезной нагрузки различных КА.

Целью предложенного технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.

Поставленная цель достигается тем, что в способе эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата, содержащем холодильник, жидкостный контур с входным и выходным гидроразъемами, электронасосным агрегатом, компенсатором объема с газовой и жидкостной полостями и измерителями давления и температуры в них, включающий соединение входного и выходного гидроразъемов имитатора с выходным и входным гидроразъемами модуля полезной нагрузки для обеспечения испытаний его после отстыковки от него технологического компенсационного устройства, имеющего газовую и жидкостную полости, или малогабаритного компенсационного устройства с болтом, предназначенным для ограничения изменения положения его сильфона, периодически перед испытаниями модуля полезной нагрузки при средней температуре теплоносителя в жидкостных трактах имитатора и модуля, и газа в газовой полости имитатора, меньшей температуры заправки имитатора теплоносителем и газом, измеряют значения давления теплоносителя и газа в газовой полости компенсатора объема имитатора и сравнивают эти измеренные значения давления со значением минимально допустимого давления, определенным по соотношению:

,

где P2 - минимально допустимое давление газа в газовой полости имитатора, Па;

P1 - давление заправки газом газовой полости компенсатора объема имитатора, Па;

V1 - объем газовой полости при заправке имитатора, м3;

T1 - температура заправки газом газовой полости компенсатора объема и теплоносителем имитатора, K;

T2 - температура газа в газовой полости и теплоносителя в жидкостных трактах при контроле минимально допустимого давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора, K;

β - коэффициент температурного объемного расширения теплоносителя, 1/°K;

VΣ - суммарный объем теплоносителя в жидкостных трактах имитатора и модуля полезной нагрузки, м3,

и в случае, если измеренное значение давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора меньше вышеопределенного минимально допустимого значения давления, жидкостный тракт системы: имитатор - модуль разъединяют по гидравлическим разъемам и к одному из них присоединяют гидроразъем малогабаритного компенсационного устройства и из него выдавливают-дополняют в жидкостный тракт имитатора количество теплоносителя до изменения показания датчика давления имитатора до значения минимально допустимого значения давления, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предложенного авторами технического решения.

В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого изобретения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемом способе эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата.

Принципиальная схема предложенного способа эксплуатации имитатора СТР КА изображена на фиг.1-6, где:

Фиг.2: 1 - имитатор СТР КА; 1.1 - холодильник; 1.2 -электронасосный агрегат; 1.3 - компенсатор объема; 1.3.1 - газовая полость; 1.3.2 - жидкостная полость; 1.4, 1.5 - гидроразъемы имитатора; 1.6 - датчик давления; 1.7 - датчик температуры; 1.8 - манометр; 1.9 - клапан заправочный.

Фиг.1, 3: 2 - модуль полезной нагрузки; 2.1, 2.2 - гидроразъемы модуля; 3 - технологическое компенсационное устройство (ТКУ); 3.1 - жидкостная полость; 3.2 - газовая полость; 3.3 - клапан заправочный; 3.4 - гидроразъем; 4 - малогабаритное компенсационное устройство (МКУ); 4.1 - сильфон; 4.2 - гидроразъем; 4.3 - болт.

Фиг.4: 1 - имитатор СТР; 2 - модуль полезной нагрузки; 3 - технологическое компенсационное устройство; 4 - малогабаритное компенсационное устройство.

Фиг.5: 3 - технологическое компенсационное устройство; 4 - малогабаритное компенсационное устройство.

Фиг.6: 1 - имитатор СТР; 2 - модуль полезной нагрузки; 4 - малогабаритное компенсационное устройство.

Эксплуатация имитатора СТР КА осуществляется следующим образом (см. фиг.6).

Периодически перед испытаниями модуля полезной нагрузки 2 при средней температуре теплоносителя в жидкостных трактах имитатора 1 и модуля 2, и газа в газовой полости 1.3.1 имитатора 1, меньшей температуры заправки имитатора теплоносителем и газом, измеряют значения давления 1.6 и 1.8 теплоносителя и газа в газовой полости компенсатора объема 1.3 имитатора и сравнивают эти измеренные значения давления со значением минимально допустимого давления, определенным по соотношению, которое установлено авторами на основе анализа физических процессов, происходящих в рассматриваемой системе:

,

где P2 - минимально допустимое давление газа 1.8 в газовой полости 1.3.1 имитатора 1, Па;

P1 - давление заправки газом газовой полости 1.3.1 компенсатора объема 1.3 имитатора 1, Па;

V1 - объем газовой полости 1.3.1 при заправке имитатора, м3;

T1 - температура 1.7 заправки газом газовой полости 1.3.1 компенсатора объема и теплоносителем имитатора, K;

T2 - температура 1.7 газа в газовой полости и теплоносителя в жидкостных трактах при контроле минимально допустимого давления газа в газовой полости 1.3.1 компенсатора объема имитатора, K;

β - коэффициент температурного объемного расширения теплоносителя, 1/°K;

VΣ - суммарный объем теплоносителя в жидкостных трактах имитатора 1 и модуля полезной нагрузки 2, м3,

и в случае, если измеренное значение давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора меньше вышеопределенного минимально допустимого значения давления, жидкостный тракт системы: имитатор 1 - модуль 2 разъединяют по гидравлическим разъемам, например, по 1.4-1.2, и к одному из них, например, к 1.4, присоединяют гидроразъем 4.2 малогабаритного компенсационного устройства 4 и из него выдавливают - дополняют в жидкостный тракт имитатора 1 количество теплоносителя до изменения показания датчика давления 1.8 (1.7) имитатора 1 до значения минимально допустимого значения давления.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, в результате периодического дополнения объема теплоносителя в имитаторе СТР 1 до требуемого, выполняя вышеуказанные требования по повышению давления газа 1.8 в газовой полости компенсатора объема 1.3 до требуемого минимально возможного значения, обеспечивается высоконадежная эксплуатация имитатора СТР КА в смежной организации. При этом необходимо иметь ввиду еще следующий фактор: с каждым конкретным модулем полезной нагрузки 2 прибывает новый технологический компенсатор объема - ТКУ 3 с соответствующим запасом теплоносителя в его жидкостной полости, который будет использоваться с помощью МКУ 4 для обеспечения надежной эксплуатации ИСТР 1 КА в смежной организации в течение длительного (требуемого) времени, т.е. таким образом, достигается цель изобретения.

Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата, содержащего холодильник, жидкостный контур с входным и выходным гидроразъемами, электронасосным агрегатом, компенсатором объема с газовой и жидкостной полостями и измерителями давления и температуры в них, включающий соединение входного и выходного гидроразъемов имитатора с выходным и входным гидроразъемами модуля полезной нагрузки для обеспечения испытаний его после отстыковки от него технологического компенсационного устройства, имеющего газовую и жидкостную полости, или малогабаритного компенсационного устройства с болтом, предназначенным для ограничения изменения положения его сильфона, отличающийся тем, что периодически перед испытаниями модуля полезной нагрузки при средней температуре теплоносителя в жидкостных трактах имитатора и модуля, и газа в газовой полости имитатора, меньшей температуры заправки имитатора теплоносителем и газом, измеряют значения давления теплоносителя и газа в газовой полости компенсатора объема имитатора и сравнивают эти измеренные значения давления со значением минимально допустимого давления, определенным по соотношению:
,
где P2 - минимально допустимое давление газа в газовой полости имитатора, Па,
P1 - давление заправки газом газовой полости компенсатора объема имитатора, Па,
V1 - объем газовой полости при заправке имитатора, м3,
T1 - температура заправки газом газовой полости компенсатора объема и теплоносителем имитатора, K,
T2 - температура газа в газовой полости и теплоносителя в жидкостных трактах при контроле минимально допустимого давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора, K,
β - коэффициент температурного объемного расширения теплоносителя, 1/K,
VΣ - суммарный объем теплоносителя в жидкостных трактах имитатора и модуля полезной нагрузки, м3,
и в случае, если измеренное значение давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора меньше вышеопределенного минимально допустимого значения давления, жидкостный тракт системы: имитатор - модуль разъединяют по гидравлическим разъемам и к одному из них присоединяют гидроразъем малогабаритного компенсационного устройства и из него выдавливают, дополняя в жидкостный тракт имитатора, количество теплоносителя до изменения показания датчика давления имитатора до значения минимально допустимого значения давления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для изготовления космического аппарата (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА из системы электропитания с солнечными и аккумуляторными батареями (САБ), стабилизированным преобразователем с зарядным и разрядным преобразователями, модуля служебных систем, полезной нагрузки, проводят электрические испытания КА на функционирование, термовакуумные, заключительные с применением имитаторов САБ, подключенных к промышленной сети через систему гарантированного электроснабжения с блокированием работы зарядных преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания наземными средствами либо работающих по зарядному интерфейсу без рекуперации энергии заряда в промышленную сеть, проводят испытания на воздействие механических нагрузок и на контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей с применением штатных аккумуляторных и солнечных батарей.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР содержит два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, которые размещены рядом друг с другом в сотовых панелях (или на них).

Изобретение относится к электропитанию космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных КА. Способ включает сборку КА, в т.ч.

Изобретение относится к области космической техники и может применяться для тренажерной подготовки экипажей пилотируемых космических аппаратов, а также авиационных и морских комплексов.
Изобретение относится к космической медицине, в частности к способам моделирования эффектов пониженной гравитации в экспериментальных исследованиях. Способ включает перевод человека на период дневного бодрствования в ортостатическое положение с положительным углом наклона тела относительно горизонтальной оси.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к способам имитации полета космических аппаратов (КА). Подготавливают аппаратные средства, моделируют орбитальное движение КА по предварительно заданному алгоритму и/или при приеме управляющих команд в режиме реального времени, моделируют движение небесной сферы в поле зрения каждого звёздного датчика по параметрам текущей ориентации КА с учетом динамики его движения, внешней среды, положения Солнца и Луны в инерциальной системе координат, моделируют появление нештатных ситуаций в работе бортовой аппаратуры ориентации и навигации КА, осуществляют контроль реакции системы управления ориентацией и навигацией при нештатных ситуациях, имитируют солнечное излучение для астроориентации и создания боковой помехи в инфракрасном и видимом диапазонах, имитируют сигналы спутников ГЛОНАСС и/или GPS с учетом параметров орбитального движения КА, моделируют орбитальное движение КА по трем осям вращения.
Изобретение относится к наземной отработке систем терморегулирования аппаратуры изделий авиационной и ракетно-космической техники. Испытания проводят в термокамере в два этапа.

Изобретение относится к разделу пилотируемой космонавтики и предназначено для подготовки космонавтов (астронавтов) экипажей МКС к внекорабельной деятельности. Многофункциональный учебно-тренировочный комплекс состоит из двух основных частей - функционально-моделирующего стенда предтренажерной подготовки и комплексного тренажера внекорабельной деятельности.

Изобретение относится к тепловакуумным испытаниям космического аппарата (КА), а также может найти применение в тех областях техники, где предъявляются повышенные требования к излучательным и отражательным характеристикам изделий.

Изобретение относится к космонавтике. Стенд включает сервер моделирования 1, консоль оператора 2, комплект телекамер наблюдения 3, средства отображения информации коллективного пользования 4, пульт контроля и управления 5, который состоит из средства связи 6, панели управления освещением 7, панели ручного управления электроприводами 8, персонального компьютера инструктора 9, персонального компьютера инженера 10, персонального компьютера врача 11 и второго блока цифровой связи 12.

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС).

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР содержит два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, которые размещены рядом друг с другом в сотовых панелях (или на них).

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится преимущественно к системам терморегулирования космических объектов. Побудитель циркуляции содержит электронасосные агрегаты (ЭНА) и соединительные трубопроводы с гидроразъемами (ГР).

Группа изобретений относится к способам отвода низкопотенциального тепла от энергетических систем космических аппаратов (КА). Способ работы капельного холодильника-излучателя (КХИ) включает нагрев теплоносителя, его преобразование в поток капель, охлаждающихся излучением в космическом пространстве, сбор капель и подачу конденсата в энергетическую систему.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов.

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).

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.

Изобретение относится к управлению параметрами среды в изделиях ракетно-космической технике при их подготовке на стартовом сооружении и в полете. Устройство включает в себя установленный на переходном отсеке (4) головной обтекатель (ГО) (3) полезной нагрузки (ПН) (1), выводимой ракетой (2) космического назначения. В верхней части ГО (3) закреплен рассекатель (5) подаваемого через транзитную магистраль (6) газового потока. В нижней части ГО (3) выполнен люк (7) для сброса газового компонента. На внутренней поверхности ГО (3) закреплены звукозащитное, влагозащитное и металлическое антистатическое покрытия. В крышке люка (7) выполнено отверстие, а с внутренней ее стороны закреплен плоский решетчатый акустический глушитель. С другой стороны на отверстии крышки (7) закреплен местный обтекатель (в виде накладного дозвукового диффузора). На переходном отсеке (ПО) (4) выполнено дополнительное отверстие с фильтром (сеткой) и с аналогичным местным обтекателем (поз. Г). Полости ПО (4) и ГО (3) сообщены посредством отверстий (поз. Д), выполненных в шпангоуте ПО, и отверстий (22) в адаптере (21). При старте и полете ракеты (2) с ПН (1) уровень акустического воздействия на них снижается благодаря применению указанных защитного покрытия, глушителя и местных обтекателей. Тем самым снижается возможность образования и попадания в полости ГО и на поверхности ПН (в застойные зоны) загрязняющих частиц. Техническим результатом изобретения является обеспечение высокого качества чистоты внутренней полости ГО, в которой размещена ПН. 6 ил.
Наверх