RU2447000C2 - Система терморегулирования космического аппарата - Google Patents
Система терморегулирования космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2447000C2 RU2447000C2 RU2010119382/11A RU2010119382A RU2447000C2 RU 2447000 C2 RU2447000 C2 RU 2447000C2 RU 2010119382/11 A RU2010119382/11 A RU 2010119382/11A RU 2010119382 A RU2010119382 A RU 2010119382A RU 2447000 C2 RU2447000 C2 RU 2447000C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- liquid
- hydraulic
- adapters
- equipment
- spacecraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
- Pipe Accessories (AREA)
Abstract
Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом телекоммуникационных спутников, в т.ч. к их изготовлению и наземным испытаниям. СТР включает в себя жидкостные тракты панелей с приборами, гидронасос, гидроаккумулятор, датчики температуры, проточный (отсечной) вентиль и два бортовых концевых вентиля. С последними сообщены вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы, включающего в себя жидкостно-жидкостный теплообменник, измерители расхода, давления и температуры. В предложенной СТР вход и выход жидкостного контура съемного оборудования подключены к указанным двум концевым вентилям через переходники. Переходники соединены со свободными штуцерами концевых вентилей при помощи резьбового соединения. Другие концы переходников оканчиваются гидроразъемами и состыкованы с гидроразъемами гибких металлических трубопроводов. Эти трубопроводы соединены с входом и выходом жидкостного контура съемного оборудования. Техническим результатом изобретения является упрощение технологии изготовления КА, не ухудшающее надежность обеспечения герметичности жидкостного контура СТР. 3 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) телекоммуникационных спутников.
Согласно патенту Российской Федерации (РФ) №2196084 [1] известны СТР спутников, которые содержат бортовой жидкостный циркуляционный контур, к которому при наземных электрических испытаниях подключено съемное оборудование системы (см. в [1]: фиг.4 - первый вариант подключения [2], фиг.1 - второй вариант подключения [3]), предназначенное для обеспечения отвода избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов спутника, в наземную систему обеспечения теплового режима (СОТР).
Согласно [2] съемное оборудование подключено к штуцерам двух бортовых концевых вентилей с помощью резьбового соединения.
Существенным недостатком известного решения [2] является необходимость слива, а затем перезаправки жидкостного тракта съемного оборудования жидким теплоносителем при неоднократных отстыковках и повторных подключениях съемного оборудования системы к бортовой СТР в процессе наземных электрических испытаний спутника (например, перед испытаниями спутника на механические воздействия; перед определением центра масс спутника и т.п.), что усложняет, удлиняет, удорожает изготовление спутника.
Кроме того, в процессе многократной стыковки-расстыковки ухудшается качество резьбового соединения штуцеров, что потенциально может ухудшить способность штуцеров обеспечить герметичность после установки в них штатных заглушек после окончательной отстыковки съемного оборудования перед запуском спутника на орбиту.
Согласно [3] съемное оборудование системы подключено к бортовой части СТР через два гидроразъема - в этом варианте в составе бортовой части СТР должны быть один вентиль и два разъема гидравлических, причем один из них с гибким стальным трубопроводом. Анализ показывает, что суммарная масса вентиля, двух разъемов гидравлических и одного гибкого стального трубопровода с учетом теплоносителя в них в ≈2 раза тяжелее, чем суммарная масса трех, в настоящее время квалифицированных, вновь разработанных высокосовершенных по конструкции (масса ≈0,25 кг, степень герметичности - не более 1,33·10-8 Вт, вероятность безотказной работы не хуже 0,9999) вентилей (с учетом теплоносителя в них), т.е. данный вариант подключения [3] увеличивает массу спутника, что в настоящее время неприемлемо.
Кроме того, в процессе многократной стыковки-расстыковки по разъемам гидравлическим ухудшается качество их резьбовых соединений с ухудшением потенциальной степени герметичности состыкованных между собой двух бортовых гидроразъемов после окончательной отстыковки съемного оборудования перед запуском спутника на орбиту, а также в результате многократной деформации гибких трубопроводов потенциально возможна преждевременная разгерметизация гибкого металлического трубопровода.
Таким образом, известные технические решения обладают существенными недостатками.
Сравнительный анализ показал, что наиболее близким прототипом предлагаемому авторами изобретению является техническое решение [2].
В настоящее время известная СТР на основе [2] включает в себя следующие основные элементы (см. фиг.1): 1 - бортовой жидкостный циркуляционный контур; 1.1 - гидронасос; 1.2 - жидкостные тракты панелей с приборами; 1.3 - гидроаккумулятор; 1.4, 1.5 - концевые вентили; 1.6 - проточный (отсечной) вентиль; 1.7 - датчики температуры; 2 - съемное оборудование системы; 2.1 - жидкостно-жидкостный теплообменник, ко второй жидкостной полости которого подключена СОТР 3; 2.2 - измеритель расхода теплоносителя; 2.3 - измеритель абсолютного давления теплоносителя; 2.4 и 2.5 - вход и выход съемного оборудования системы; 2.10 - измерители температуры.
Как было указано выше, существенными недостатками известного прототипа [2] являются сложность технологии изготовления, в т.ч. в процессе проведения всего цикла наземных электрических испытаний спутника, связанной с многократным сливом и перезаправкой теплоносителем съемного оборудования системы, обуславливающие снижение надежности обеспечения герметичности бортового жидкостного контура из-за потенциального ухудшения способности штуцеров концевых вентилей обеспечивать требуемую герметичность из-за многократного отсоединения от штуцеров концевых вентилей входов и выходов съемного оборудования СТР, а также удлинение цикла и удорожание стоимости изготовления спутника.
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.
Поставленная цель достигается тем, что в системе терморегулирования космического аппарата, содержащей бортовой жидкостный циркуляционный контур, включающий жидкостные тракты панелей с приборами, гидронасос, гидроаккумулятор, датчики температуры, проточный (отсечной) вентиль и два концевых вентиля, с которыми сообщены вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы, включающего жидкостно-жидкостный теплообменник, измерители расхода, давления и температуры, вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы подключены к двум бортовым концевым вентилям через переходники, присоединенные со свободными штуцерами концевых вентилей с применением резьбового соединения, а другие концы переходников оканчиваются гидроразъемами и состыкованы с гидроразъемами с гибкими металлическими трубопроводами, присоединенными с входом и выходом жидкостного контура съемного оборудования системы, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.
В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой СТР КА.
На фиг.2 и 3 изображена принципиальная схема предложенной СТР КА при наземных электрических испытаниях и при эксплуатации на орбите, где 1 - бортовой жидкостный циркуляционный контур; 1.1 - гидронасос; 1.2 - жидкостные тракты панелей с приборами; 1.3 - гидроаккумулятор; 1.4, 1.5 - концевые вентили; 1.4.1 и 1.5.1 - штуцеры концевых вентилей с резьбой; 1.6 - проточный (отсечной) вентиль; 1.7 - датчики температуры; 2 - съемное оборудование системы; 2.1 - жидкостно-жидкостный теплообменник, ко второй жидкостной полости которого подключена СОТР 3; 2.2 - измеритель расхода теплоносителя; 2.3 - измеритель абсолютного давления теплоносителя; 2.4 и 2.5 - вход и выход соответственно съемного оборудования системы; 2.6 и 2.7 - переходники; 2.6.1 и 2.7.1 - наконечники с накидной гайкой; 2.6.2 и 2.7.2 - разъемы гидравлические переходников 2.6 и 2.7; 2.8 и 2.9 - разъемы гидравлические с гибкими трубопроводами съемного оборудования системы; 2.10 - измерители температуры.
Изготовление спутника, СТР которого выполнена согласно предложенному авторами техническому решению, осуществляют следующим образом (см. фиг.2):
1. Изготавливают комплектующие и осуществляют сборку КА, в т.ч. производят сборку СТР с подключением к ней съемного оборудования ее согласно фиг.2.
2. Проверяют степень герметичности бортового жидкостного контура 1 и жидкостного контура съемного оборудования 2 СТР и заправляют их жидким теплоносителем.
3. В процессе проведения наземных электрических испытаний КА (проточный (отсечной) вентиль 1.6 закрыт, концевые вентили 1.4 и 1.5 открыты) в случае необходимости демонтажа съемного оборудования СТР с КА на время проведения, например, испытаний КА на механические воздействия, расстыковывают разъемы гидравлические 2.8 и 2.9 от разъемов гидравлических 2.6.2 и 2.7.2 переходников 2.6 и 2.7, устанавливают герметично на гидравлические разъемы штатные заглушки и демонтируют с КА съемное оборудование СТР 2.
После проведения испытаний КА на механические воздействия для продолжения электрических испытаний его осуществляют монтаж съемного оборудования СТР на КА со стыковкой разъемов гидравлических 2.8 и 2.9 с разъемами гидравлическими 2.6.2 и 2.7.2 соответственно.
4. После окончания наземных электрических испытаний КА перед отправкой его на полигон запуска демонтируют съемное оборудование аналогично изложенному выше в п.3; закрывают вентили 1.4 и 1.5, открывают вентиль 1.6, сливают теплоноситель из переходников 2.6 и 2.7 и из полостей вентилей 1.4 и 1.5 и демонтируют переходники 2.6 и 2.7 с КА. После этого в штуцеры вентилей 1.4 и 1.5 устанавливают герметично штатные заглушки с применением алюминиевых прокладок и моментной затяжкой стыков; конфигурация СТР для условий эксплуатации на орбите соответствует фиг.3.
5. Отправляют КА на полигон запуска.
Как следует из вышеизложенного, в процессе проведения наземных электрических испытаний в случае необходимости временного демонтажа съемного оборудования СТР с КА теплоноситель из жидкостного контура съемного оборудования (в т.ч. из переходников) не сливается и при этом в процессе демонтажа съемного оборудования от штуцеров 1.4.1 и 1.5.1 концевых вентилей 1.4 и 1.5 переходники 2.6 и 2.7 не отстыковываются и, следовательно, упрощается технология изготовления КА, не ухудшается качество штуцеров концевых вентилей обеспечить их герметичность и, следовательно, не ухудшается надежность обеспечения герметичности бортового жидкостного контура, т.е. таким образом достигается цель изобретения.
Claims (1)
- Система терморегулирования космического аппарата, содержащая бортовой жидкостный циркуляционный контур, включающий жидкостные тракты панелей с приборами, гидронасос, гидроаккумулятор, датчики температуры, проточный (отсечной) вентиль и два концевых вентиля, с которыми сообщены вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы, включающего жидкостно-жидкостный теплообменник, измерители расхода, давления и температуры, отличающаяся тем, что вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы подключены к двум бортовым концевым вентилям через переходники, соединенные со свободными штуцерами концевых вентилей с применением резьбового соединения, причем другие концы переходников оканчиваются гидроразъемами и состыкованы с гидроразъемами с гибкими металлическими трубопроводами, соединенными с входом и выходом жидкостного контура съемного оборудования системы.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010119382/11A RU2447000C2 (ru) | 2010-05-14 | 2010-05-14 | Система терморегулирования космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010119382/11A RU2447000C2 (ru) | 2010-05-14 | 2010-05-14 | Система терморегулирования космического аппарата |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010119382A RU2010119382A (ru) | 2011-11-20 |
RU2447000C2 true RU2447000C2 (ru) | 2012-04-10 |
Family
ID=45316431
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010119382/11A RU2447000C2 (ru) | 2010-05-14 | 2010-05-14 | Система терморегулирования космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2447000C2 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU96104884A (ru) * | 1996-03-12 | 1998-06-27 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата |
RU2151722C1 (ru) * | 1999-02-08 | 2000-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф.Решетнева" | Система терморегулирования космического аппарата |
RU2196084C2 (ru) * | 1996-03-20 | 2003-01-10 | Научно-производственное объеденение прикладной механики | Система терморегулирования космического аппарата |
RU2386572C1 (ru) * | 2008-11-17 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Система терморегулирования космического аппарата |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2132805C1 (ru) * | 1996-03-12 | 1999-07-10 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата |
-
2010
- 2010-05-14 RU RU2010119382/11A patent/RU2447000C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU96104884A (ru) * | 1996-03-12 | 1998-06-27 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата |
RU2196084C2 (ru) * | 1996-03-20 | 2003-01-10 | Научно-производственное объеденение прикладной механики | Система терморегулирования космического аппарата |
RU2151722C1 (ru) * | 1999-02-08 | 2000-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф.Решетнева" | Система терморегулирования космического аппарата |
RU2386572C1 (ru) * | 2008-11-17 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Система терморегулирования космического аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010119382A (ru) | 2011-11-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2305058C2 (ru) | Способ изготовления космического аппарата | |
US20210202121A1 (en) | Flow Mixing T-Unit of Reactor Volume Control System | |
RU2447000C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
CN114061855A (zh) | 一种核电厂安全壳贯穿件密封性试验操作***及方法 | |
NO321875B1 (no) | Anordning ved hydraulikksylinder pa en manovrerbar plugg for blokkering av ror og fremgangsmate for fastsetting av en slik plugg. | |
RU2151722C1 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2386572C1 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
CN108545214B (zh) | 一种大型热结构低气压环境热特性试验水冷却*** | |
CN106643993B (zh) | 用于对供水立管及水表进行低温测试的装置 | |
US10113681B2 (en) | Pressure compensated enclosures for submerged joints | |
RU2346861C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2698573C1 (ru) | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата | |
RU2238886C2 (ru) | Способ изготовления космического аппарата | |
RU2196084C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2481254C2 (ru) | Теплофизическая модель космического аппарата | |
CN105719705A (zh) | 一种压水反应堆整体水力模拟试验中的出口接管 | |
RU2541612C2 (ru) | Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата | |
RU2191359C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата и способ ее изготовления | |
CN211118248U (zh) | 一种便于安装管道耐压塞 | |
CN107870071A (zh) | 散热器检漏仪及其组装和使用方法 | |
RU2209751C2 (ru) | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления | |
CN203798503U (zh) | 一种用于换料监测探测器气压试验的压力容器 | |
CN207007420U (zh) | 一种双向可扩展高压气体压力仪表现场安装机械结构 | |
US10400933B2 (en) | Pipe connection | |
CN109932165B (zh) | 一种长寿命气路的节流元件调试验证***及方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190515 |