Способ контроля качества системы терморегулирования космического аппарата

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ контроля качества СТР КА включает слив требуемой дозы теплоносителя в процессе заправки СТР теплоносителем и в дальнейшем периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре. Для этого измеряют фактическую слитую дозу теплоносителя из жидкостной полости компенсатора объема для текущего момента времени, например, по результатам измерения давления теплоносителя, температур теплоносителя в жидкостном контуре и рабочего тела в газовой полости компенсатора объема. При этом определяют также упругость насыщенного пара рабочего тела при измеренной температуре. После определяют требуемую расчетную величину слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени. Далее для данного момента времени сравнивают между собой фактическую слитую из жидкостного контура дозу теплоносителя с расчетной дозой и судят о качестве СТР КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества изготовления жидкостного контура СТР в результате обеспечения более высокой точности и надежности контроля качества жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите. 2 ил.

 

Изобретение относится к способам контроля качества системы терморегулирования (СТР) космического аппарата (КА), в частности, телекоммуникационных спутников (см. патенты № RU 2489330 [1], RU 22009750 [2], RU 2374149 [3]).

В составе вышеуказанных известных технических решений СТР содержит замкнутый герметичный жидкостный контур (см. фиг. 1, где поз. 1 - КА; 1.1 - СТР; 1.1.1 - жидкостный контур; 1.1.2 - компенсатор объема; 1.1.2.1 - жидкостная полость с теплоносителем; 1.1.2.2 - газовая полость с двухфазным рабочим телом; 1.1.2.3 - сильфон; 1.1.2.4 - электрообогреватель; 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), заправленный определенной требуемой массой жидкого теплоносителя, например, ЛЗ-ТК-2.

В процессе изготовления предварительно отвакуумированный жидкостный контур 1.1.1 СТР первоначально полностью заправляют отдеаэрированным теплоносителем (при этом сильфон 1.1.2.3 сжат до упора и жидкостный контур 1.1.1 представляет из себя жесткий замкнутый контур с максимальным объемом теплоносителя) при температуре окружающего воздуха в цехе, поддерживающейся в диапазоне температур (25±10)°C. После этого осуществляют слив требуемого объема дозы теплоносителя из жидкостного контура, определенного на основе формулы, приведенной на следующем листе.

Анализ, проведенный авторами, показал, что из-за изменения температуры окружающего воздуха в цехе по высоте температура теплоносителя в жидкостном контуре также на разных высотах в различных участках жидкостного тракта имеет различные значения, отличающиеся до (3-5)°С, и, следовательно, коэффициент температурного изменения объема теплоносителя и плотность теплоносителя в участках также имеют различные значения. Как показал анализ, различия для теплоносителя ЛЗ-ТК-2 достигают до (±1) % в диапазоне (25±10)°С, что находится в пределах допустимых погрешностей измеоений (см. страницы 14-17 в "Башта Т.М. Машиностроительная гидравлика. Справочное пособие. М.: "Машиностроение", , 1971 [4]).

В условиях эксплуатации КА на орбите температура теплоносителя в участках жидкостного контура изменяется, например, в диапазоне от плюс 65°С до минус 90°С, и, как показал анализ опытных данных, коэффициент температурного изменения объема теплоносителя при температуре плюс 65°С (когда объем теплоносителя в жидкостном контуре имеет максимальную величину) повышается на 4%, а при температуре минус 90°С уменьшается на 12,5% по сравнению с опытным коэффициентом, равным 0,0012 1/°С при температуре теплоносителя 25°С, и принятым постоянным для диапазона (25±10)°С (соответствующие отклонения плотности теплоносителя равны минус 5% и плюс 14%).

И, следовательно, в этом случае объем слитой дозы теплоносителя также определяется с повышенной погрешностью, так как в настоящее время согласно известным вышеупомянутым техническим решениям [1], [2], [3] объем слитой дозы теплоносителя для любого текущего момента времени определяется на основе следующего соотношения:

Vсл.д.треб.=Vсл.д.факт.+Vж.к.⋅β⋅(tмакс-t),

где Vж.к. - максимальный заполненный теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении, м3;

β=0,0012 1/°С = 0,0012 1/К - принятый постоянный коэффициент температурного изменения объема теплоносителя в диапазоне Δt=(25±10)°С или ΔT=(298±10) К;

tмакс - максимальная рабочая температура теплоносителя при эксплуатации, например, 65°С, при которой объем теплоносителя в жидкостном контуре максимальный;

t - средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре , измеренная перед сливом объема дозы теплоносителя по нескольким датчикам температуры, установленным на жидкостном контуре на различных уровнях (на различных участках), °С.

Кроме того, так как массы теплоносителя в различных участках жидкостного контура не одинаковы, средняя температура теплоносителя также определяется с погрешностью и сливаемый объем дозы теплоносителя дополнительно из-за этого определяется с дополнительной погрешностью.

Согласно данным книги [4] (см. стр. 16: текст помещен ниже рис. 4) "Если жидкость заключена в жесткой замкнутой емкости, возможно разрушение последней" - у нас жидкостный тракт СТР изготовлен из жесткого материала, замкнутый, герметичный, температура теплоносителя изменяется в условиях эксплуатации в широком диапазоне, например от плюс 65°С в сеансе связи до минус 90°С в дежурном режиме (для КА, СТР которого выполнена с использованием патента RU 2151722: с целью снижения мощности замещающих электрообогревателей в различных режимах работы КА (например, в дежурном режиме), в схеме СТР с раскрываемыми панелями радиатора с двухсторонним излучением предусмотрен клапан-регулятор (см. фиг. 2), который направляет полный расход теплоносителя мимо радиатора (при этом в контуре с приборами, где циркулирует теплоноситель, потребуются электрообогреватели с уменьшенной мощностью) и в нем температура теплоносителя понижается до минус 90°C).

Таким образом, как следует из вышеизложенного, известное техническое решение [1], принятое авторами за прототип, не обеспечивает достоверное определение требуемой величины объема слитой (сливаемой) дозы теплоносителя при изготовлении разрабатываемой СТР и в дальнейшем при контроле наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре в условиях эксплуатации обеспечивает недостаточно высокую надежность контроля качественного изготовления СТР КА, так как при повышенной температуре (до плюс 65°C) теплоносителя недосливается требуемая доза теплоносителя и, следовательно, возможно повреждение жидкостного контура, а при пониженной (до минус 90°C) температуре измеренный фактический объем слитой дозы теплоносителя будет завышенным по сравнению с требуемой слитой дозой теплоносителя (согласно [1]) для герметичного жидкостного контура.

Целью предлагаемого авторами данного технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля качества СТР, включающем измерения максимального объема газовой полости компенсатора объема, объемов участков жидкостного контура, максимально заполняемого теплоносителем объема жидкостного контура при их изготовлении, периодические телеметрические измерения температуры теплоносителя участков жидкостного контура и периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в замкнутом герметичном жидкостном контуре системы в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите путем измерения текущей фактической величины объема слитой дозы теплоносителя (Vсл.д.факт.) и сравнения ее с требуемой величиной объема слитой дозы теплоносителя (Vсл.д.треб.), при определении величин объемов слитой дозы теплоносителя первоначально определяют соответствующую среднюю температуру теплоносителя (Т) в жидкостном контуре в процессе изготовления, дальнейших наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите в текущие моменты времени из условия равенства энтальпии всего теплоносителя в жидкостном контуре сумме энтальпий теплоносителя в участках жидкостного контура по формуле (1)

затем устанавливают соответствующую требуемую величину объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени согласно следующему соотношению (2):

где Т и Ti - средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре и температуры теплоносителя в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите в текущие моменты времени, К;

и - удельная теплоемкость теплоносителя (на основе опытных данных) в жидкостном контуре и в участках жидкостного контура при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Тi) в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите в текущие моменты времени, Дж/(кг⋅К);

и - плотность теплоносителя (на основе опытных данных) в жидкостном контуре при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Ti) в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите в текущие моменты времени, кг/м3;

V и Vi - измеренные в процессе изготовления полный объем внутренней полости жидкостного контура и объемы внутренних полостей участков жидкостного контура, заполненных теплоносителем, при средней температуре (Т) и температурах теплоносителя (Тi) в участках жидкостного контура соответственно в текущие моменты времени, м3;

Vсл.д.треб. - требуемая величина объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени, м3;

Vж.к. - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении, м3;

ρмин - минимально возможная плотность теплоносителя, когда средняя температура теплоносителя во всем жидкостном конуре в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите максимально возможная, кг/м3,

что и является, по мнению авторов, существенными признаками предлагаемого авторами технического решения.

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

На фиг. 2 изображена принципиальная схема реализации предлагаемого технического решения, где поз.1 - КА; 1.1 - СТР; 1.1.1 - жидкостный контур; 1.1.2 - компенсатор объема; 1.1.2.1 - жидкостная полость с теплоносителем; 1.1.2.2 - газовая полость с двухфазным рабочим телом; 1.1.2.3 - сильфон; 1.1.2.4 - электрообогреватель; 1.1.3 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.1.4 - панель, на которой установлены приборы КА; 1.1.5 - раскрываемые панели радиатора; 1.1.6 - вентиль заправочный; 1.1.7 - датчик давления; 1.1.8 - датчик температуры; 1.1.9 - клапан-регулятор.

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

- устанавливают марку применяемого в жидкостном контуре 1.1.1 СТР 1.1 КА 1 теплоносителя и его зависимости плотности (ρ) и удельной теплоемкости (ср) от изменения температуры теплоносителя (Т в градусах Кельвина, что повышает точность обработки опытных данных) на основе опытных данных, например, в случае применения теплоносителя ЛЗ-ТК-2:

ρ[кг/м3]=956,12-0,84⋅Т [K];

ср[Дж/(кг⋅К)]=636,142+4,142857⋅Т [K];

(ввиду небольшой величины давления теплоносителя в жидкостном контуре (не более 200 кПа) изменение объема теплоносителя в зависимости от давления пренебрежимо мало);

- изготавливают комплектующие элементы СТР, в том числе компенсатор объема 1.1.2;

- осуществляют монтаж СТР на конструкцию КА 1;

- проводят проверку степени герметичности жидкостного контура СТР 1.1.1 на соответствие требуемой норме и осуществляют полную заправку предварительно отвакуумированного жидкостного контура отдеаэрированным теплоносителем ЛЗ-ТК-2 (ТУ38.101388-79);

- измеряют температуры заправленного теплоносителя по нескольким датчикам температуры 1.1.8 и определяют среднюю температуру теплоносителя в жидкостном контуре по формуле (1)

(данная формула установлена авторами на основе теории об энтальпии - см. книгу "А.В. Болгарский, Г.А. Мухачев, В.К. Щукин. Термодинамика и теплопередача. М., "Высшая школа", 1975; §3. Энтальпия, стр. 30-31" [5] и анализа физических процессов, происходящих в жидкостном контуре в процессе изготовления (в том числе при заправке), наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите);

- сливают согласно [1] порциями дозы теплоносителя, а затем сливают согласно (2) требуемую дозу теплоносителя из жидкостного контура с высокой точностью (±0,01 дм3);

- после этого в процессе изготовления (например, в конце заправки) и периодически в процессе наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите для текущего момента времени и для текущей средней температуры теплоносителя устанавливают согласно [1] значение разности между измеренным значением давления теплоносителя в жидкостном контуре и значением упругости насыщенного пара рабочего тела, частично заправленного в газовую полость 1.1.2.2, при измеренной температуре газовой полости и согласно [1] устанавливают текущую фактическую величину слитой дозы теплоносителя (Vсл.д.факт.);

- определяют требуемую величину объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени по соотношению (2)

где в (1) и (2): Т и Тi - средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре и температуры теплоносителя в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите в текущие моменты времени, К;

и - удельная теплоемкость теплоносителя (на основе опытных данных) в жидкостном контуре и в участках жидкостного контура при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Ti) в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите в текущие моменты времени, Дж/(кг⋅К);

и - плотность теплоносителя (на основе опытных данных) в жидкостном контуре при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Ti) в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите в текущие моменты времени, кг/м3;

V и Vi - измеренные в процессе изготовления полный объем внутренней полости жидкостного контура и объемы внутренних полостей участков жидкостного контура, заполненных теплоносителем, при средней температуре (Т) и температурах теплоносителя (Тi) в участках жидкостного контура соответственно в текущие моменты времени, м3;

Vсл.д.треб. - требуемая величина объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени, м3;

Vж.к. - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении, м3;

ρмин - минимально возможная плотность теплоносителя, когда средняя температура теплоносителя во всем жидкостном конуре в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите максимально возможная, кг/м3;

- сравнивают вышеопределенные величины Vсл.д.факт. и Vсл.д.треб. между собой: если модуль разности |Vсл.д.факт.-Vсл.д.треб.| удовлетворяет условию (3)

то это означает, что жидкостный контур герметичен и на борту КА в жидкостном контуре имеется требуемая для обеспечения работоспособности КА масса теплоносителя;

где в (3): ΔVпогр - погрешность измерений, м3 (например, не более 0,12⋅10-3 м3 на основании опытных данных);

Vзапас.на.доп.утечки - запас теплоносителя, предусмотренный в жидкостной полости компенсатора объема для компенсации возможных утечек из жидкостного контура из-за допустимой его нормы негерметичности, предусмотренной технологией, м3;

τ - момент времени при контроле Vсл.д.факт. относительно момента начала эксплуатации τнач, сутки;

τCAC.треб. - требуемый срок активного существования КА на орбите, сутки.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, предложенное авторами новое техническое решение гарантирует качественное изготовление жидкостного контура СТР в процессе изготовления, исключающее при дальнейшей эксплуатации КА повреждение жидкостного контура, и обеспечивает более высокую точность и надежность контроля качества СТР КА, что подтверждается данными опытной реализации предложенного технического решения.

Способ контроля качества системы терморегулирования космического аппарата, включающий измерения максимального объема газовой полости компенсатора объема, объемов участков жидкостного контура, максимально заполняемого теплоносителем объема жидкостного контура при их изготовлении, периодические телеметрические измерения температуры теплоносителя участков жидкостного контура и периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в замкнутом герметичном жидкостном контуре системы в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации аппарата на орбите путем измерения текущей фактической величины объема слитой дозы теплоносителя (Vсл.д.факт.) и сравнения ее с требуемой величиной объема слитой дозы теплоносителя (Vсл.д.треб.), отличающийся тем, что при определении величин объемов слитой дозы теплоносителя первоначально определяют соответствующую среднюю температуру теплоносителя (Т) в жидкостном контуре в процессе изготовления, дальнейших наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите в текущие моменты времени по формуле (1)

затем устанавливают соответствующую требуемую величину объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени согласно следующему соотношению (2):

где Т и Ti - средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре и температуры теплоносителя в участках жидкостного контура соответственно после слива объема дозы теплоносителя из жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите в текущие моменты времени, К;

и - удельная теплоемкость теплоносителя соответственно в жидкостном контуре и в участках жидкостного контура при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Ti), Дж/(кг⋅К);

и - плотность теплоносителя соответственно в жидкостном контуре и в участках жидкостного контура при средней температуре теплоносителя (Т) и температурах теплоносителя (Ti), кг/м3;

V и Vi - измеренные в процессе изготовления полный объем внутренней полости жидкостного контура и объемы внутренних полостей участков жидкостного контура, заполненных теплоносителем, при средней температуре (Т) и температурах теплоносителя (Ti), м3;

Vсл.д.треб. - требуемая величина объема слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени, м3;

Vж.к. - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении, м3;

ρмин - минимально возможная плотность теплоносителя, когда средняя температура теплоносителя во всем жидкостном контуре в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации космического аппарата на орбите максимально возможная, кг/м3.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ изготовления СТР КА включает проверки суммарных негерметичностей жидкостного тракта и двухфазного контура (ДФК) перед заправкой их соответствующими теплоносителями.

Изобретение относится к электронике и может быть использовано для обеспечения требуемых тепловых режимов элементов радиоэлектронной аппаратуры, в частности электронных плат.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата заключается в охлаждении аппаратуры (2) двухконтурной системой охлаждения.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способу диагностики и прогнозирования срока нормального функционирования КА. В способе для КА, содержащего емкость с рабочим газом, определяют эффективную площадь выходного сечения внезапно образовавшейся течи в результате внезапного механического ударного воздействия на гермоконтейнер метеорной или техногенной частицы; момент времени образования вышеназванной течи; момент времени, когда давление газа в гермоконтейнере уменьшится до минимального допустимого значения, обеспечивающего работоспособность КА.

Изобретение относится к устройствам отвода низкопотенциального тепла от систем космических аппаратов. Капельный холодильник-излучатель содержит теплоноситель с системой его хранения и подачи, генератор капель, перекачивающие насосы, трубопроводы, нагреватели элементов и коллектор капель, выполненный в виде каплеприемника.

Изобретение относится к устройствам отвода низкопотенциального тепла от систем космических аппаратов. Капельный холодильник-излучатель содержит теплоноситель с системой его хранения и подачи, генератор капель, перекачивающие насосы, трубопроводы, нагреватели элементов и коллектор капель.
Изобретение относится к модификации параметров космической среды, а также предназначено для экспериментальной наземной отработки в искусственной среде. Для прогрева атмосферы Марса локально нагревают марсианскую залежь природных карбонатов путем концентрирования солнечных лучей на ее поверхности.

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300).

Группа изобретений относится к методам и средствам защиты бортового оборудования космических аппаратов (КА), а также экипажей пилотируемых КА (станций). Способ включает в себя металлизацию оборудования так, что агрегаты и аппаратуру (1) служебных систем КА выводят на одну шину (2), а комплекс (5) целевой и/или научной аппаратуры - на другую шину (4).

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов. Способ контроля качества СТР КА включает слив требуемой дозы теплоносителя в процессе заправки СТР теплоносителем и в дальнейшем периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре. Для этого измеряют фактическую слитую дозу теплоносителя из жидкостной полости компенсатора объема для текущего момента времени, например, по результатам измерения давления теплоносителя, температур теплоносителя в жидкостном контуре и рабочего тела в газовой полости компенсатора объема. При этом определяют также упругость насыщенного пара рабочего тела при измеренной температуре. После определяют требуемую расчетную величину слитой дозы теплоносителя для текущего момента времени. Далее для данного момента времени сравнивают между собой фактическую слитую из жидкостного контура дозу теплоносителя с расчетной дозой и судят о качестве СТР КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества изготовления жидкостного контура СТР в результате обеспечения более высокой точности и надежности контроля качества жидкостного контура в процессе изготовления, наземных испытаний и эксплуатации КА на орбите. 2 ил.

Наверх