RU2698573C1 - Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата - Google Patents
Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2698573C1 RU2698573C1 RU2018119398A RU2018119398A RU2698573C1 RU 2698573 C1 RU2698573 C1 RU 2698573C1 RU 2018119398 A RU2018119398 A RU 2018119398A RU 2018119398 A RU2018119398 A RU 2018119398A RU 2698573 C1 RU2698573 C1 RU 2698573C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- liquid
- coolant
- cavity
- compensation device
- volume
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
- B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- Environmental Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Toxicology (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике, в частности к наземным испытаниям космических систем. Способ испытания системы терморегулирования космического аппарата включает следующие действия. Заполнение трактов системы жидким теплоносителем. Отстыковка компенсационного устройства. Соединение жидкостного контура с жидкостным контуром модуля служебных систем со штатным компенсатором объема. Причем из жидкостной полости компенсатора объема слита доза теплоносителя. При этом из жидкой полости компенсационного устройства при заправке сливают дозу теплоносителя, определяемую по заданному соотношению, учитывающему объем компенсационного устройства и максимальное объемное расширение теплоносителя в жидкостных трактах. Достигается повышение надежности. 8 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к способам наземных испытаний систем терморегулирования (СТР) телекоммуникационных спутников.
В настоящее время телекоммуникационные спутники изготавливают состоящими из двух модулей: модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС), которые после предварительных автономных наземных испытаний их, в том числе их жидкостных контуров СТР, заправленных жидким теплоносителем, например, ЛЗ-ТК-2, объединяют в одно целое и проходят дальнейшие испытания при полностью собранном КА.
Известен способ испытаний СТР таких КА, например, согласно патенту Российской Федерации (РФ) №2132806 [1], по которому (см. фиг. 1-5, где 1 - СТР КА; 2 - жидкостный контур МПН; 3 - жидкостный контур МСС; 4, 5, 6, 8, 9 - гидравлические разъемы; 7 - компенсационное устройство; 10 - компенсатор объема) в процессе стыковки модулей КА (жидкостные контуры которых заправлены жидким теплоносителем) осуществляют отстыковку компенсационного устройства 7 (содержит жидкостную полость и газовую полость, заправленную сжатым газом допустимого давления, например, 1,4-1,5 кгс/см2) от жидкостного контура МПН 2 и в течение промежуточного времени, например, не более 10 минут, соединяют его по гидравлическим разъемам 4, 5, 8, 9 с жидкостным контуром МСС 3, имеющим в своем составе штатный компенсатор объема 10 (из жидкостной полости которого слита требуемая доза теплоносителя, а газовая полость заправлена двухфазным рабочем телом, например, фреоном 141 в, и давление в ней ниже атмосферного).
На фиг. 1 приведено состояние МПН и МСС до стыковки их гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9: из жидкостной полости компенсатора объема 10 слита доза теплоносителя исходя, что максимальная средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре СТР (МПН+МСС) в условиях эксплуатации не превышает 55°С, а из жидкостной полости компенсационного устройства 7, присоединенного к жидкостному контуру МПН, при его автономной заправке слита доза теплоносителя исходя, что максимальная средняя температура теплоносителя в МПН до стыковки с МСС не превышает 35°С.
На фиг. 2 изображены жидкостные контуры 2 и 3 МПН и МСС после штатной отстыковки гидравлических разъемов 5 и 6 (перед стыковкой гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9).
На фиг. 3 приведено состояние компенсационного устройства 7, МПН и МСС после штатной (без ошибки оператора) стыковки гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9.
На фиг. 4 изображена схема стыковке МПН и МСС по разъемам гидравлическим 4 и 8 до отстыковки компенсационного устройства 7 от жидкостного контура 2 МПН (ошибка оператора: часть теплоносителя из него перетекла в жидкостную полость компенсатора объема 10 и его сильфон сжался до упора).
На фиг. 5 приведено состояние МПН и МСС после стыковки гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9 - в этом состоянии отсутствует возможность компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостных контурах МПН+МСС.
После этого проводят испытания собранного КА, в том числе собранную СТР.
Анализ, проведенный авторами данных испытаний СТР КА, показал, что известный способ обладает существенными недостатками, а именно: в процессе испытаний обеспечивается недостаточно высокая надежность работоспособности жидкостного контура СТР, обусловленная следующими причинами.
В случае, если оператор допустит ошибку (см. фиг. 4 и 5): соединит гидравлические разъемы 4 и 8, затем от разъема гидравлического 5 отстыкует гидравлический разъем 6, и после этого состыкует гидравлические разъемы 5 и 9. В этом случае после стыковки гидравлических разъемов 4 и 8 имеющийся запас теплоносителя из жидкостной полости компенсационного устройства 7 потечет в жидкостный тракт СТР и сильфон компенсатора объема сожмется до упора, т.к. давление в газовой полости бортового компенсатора объема 10 ниже атмосферного (0,65-0,85 кгс/см2) при температуре в цехе (24±3)°С), а в газовой полости компенсационного устройства 7, пристыкованного к модулю полезной нагрузки, давление выше атмосферного: 1,05-1,1 кгс/см2 (начальное абсолютное давление 1,4-1,5 кгс/см2 по технологии изготовления для обеспечения полноты заполнения жидкостного контура МПН).
После того, как будут состыкованы гидравлические разъемы 5 и 9, в жидкостном тракте в случае повышения температуры окружающего воздуха установится повышенное (недопустимое) давление теплоносителя и жидкостный тракт СТР может разгерметизироваться.
Таким образом, известный способ [1] обеспечивает недостаточно высокую надежность работоспособности жидкостного тракта СТР в процессе наземных испытаний КА.
Целью предлагаемого технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.
Поставленная задача достигается тем, что в способе испытаний системы терморегулирования космического аппарата, жидкостные тракты которой заправлены жидким теплоносителем, включающем отстыковку компенсационного устройства, содержащего заправленную теплоносителем жидкостную полость и газовую полость, заправленную сжатым газом допустимого давления, от жидкостного контура модуля полезной нагрузки и в течение расчетного промежутка времени, например, не более 10 минут, соединение его по гидравлическим разъемам с жидкостным контуром модуля служебных систем, имеющем в своем составе штатный компенсатор объема, из жидкостной полости которого слита требуемая доза теплоносителя, исходя из максимально возможной средней температуры теплоносителя в жидкостных трактах, а газовая полость заправлена двухфазным рабочим телом, например, фреоном 141в, и проведение испытаний, причем предварительно при автономной заправке жидким теплоносителем компенсационного устройства, подключаемого к заполненному теплоносителем жидкостному контуру полезной нагрузки, из жидкостной полости его сливают дозу теплоносителя, удовлетворяющую следующему условию:
где ΔVсл.д. КУ МПН - требуемая доза теплоносителя, сливаемая из жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту полезной нагрузки, при автономной заправке его перед использованием, л;
Vкомпенсир. КУ МПН - максимально возможное изменение объема жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту модуля полезной нагрузки, при изменении хода сильфона его от положения «Сильфон сжат полностью» до положения «Сильфон растянут полностью», л (например, 4,0 л);
Vмакс. СТР - максимально возможный объем теплоносителя в жидкостных трактах СТР КА в условиях эксплуатации, например, 30 л (модули полезной нагрузки и служебных систем состыкованы между собой), л;
β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/°С (например, 0,00123 1/°С);
t макс. экс. КА, tмакс.наз. исп. - максимально возможные средние температуры теплоносителя в жидкостных трактах СТР в условиях эксплуатации КА и при наземных испытаниях после стыковки модуля полезной нагрузки с модулем служебных систем, °С (например, t макс. экс. КА = 55°С; tмакс.наз. исп. = 35°С);
|δV| - погрешность слива дозы теплоносителя из компенсатора объема, л (например, +0,2 л), что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами изобретения.
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 заявленном способе испытаний СТР КА.
На фиг. 6-8 изображены принципиальные схемы реализации предлагаемого технического решения.
На фиг. 6 приведено состояние МПН и МСС до стыковки их гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9: из жидкостной полости компенсатора объема 10 слита доза теплоносителя исходя, что максимальная средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре СТР (МПН+МСС) в условиях эксплуатации не превышает 55°С, а из жидкостной полости компенсационного устройства 7, присоединенного к жидкостному контуру МПН, при его автономной заправке слита доза теплоносителя, удовлетворяющая установленному авторами условию (1) (см. лист 4).
На фиг. 7 изображены жидкостные контуры 2 и 3 МПН и МСС, когда присоединили гидравлические разъемы 4 и 8, в то время как гидравлические разъемы 5 и 6 не расстыкованы: из-за этого имеющийся запас теплоносителя из жидкостной полости компенсационного устройства 7 перетек в жидкостную полость компенсатора объема 10 - при этом сильфон компенсационного устройства полностью растянулся (сел на упор), а сильфон компенсатора 10 сжался, но до полного сжатия сильфона в компенсаторе объема 10 остался объем теплоносителя, достаточный для компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостных контурах 2 и 3 (МПН+МСС) при наземных испытаниях.
На фиг. 8 представлено состояние компенсационного устройства 7, жидкостных контуров 2 и 3 (МПН+МСС) в процессе наземных испытаний СТР и КА. Из фиг. 6-8 видно, что, в случае ошибки оператора, в результате того, что, из жидкостной полости компенсационного устройства 7, подключенного к модулю полезной нагрузки, при автономной его заправке слита доза теплоносителя, удовлетворяющая установленному авторами следующему условию:
где ΔVсл.д. КУ МПН - требуемая доза теплоносителя, сливаемая из жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту полезной нагрузки, при автономной заправке его перед использованием, л;
Vкомпенсир. КУ МПН - максимально возможное изменение объема жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту модуля полезной нагрузки, при изменении хода сильфона его от положения «Сильфон сжат полностью» до положения «Сильфон растянут полностью», л (например, 4,0 л);
Vмакс. СТР - максимально возможный объем теплоносителя в жидкостных трактах СТР КА в условиях эксплуатации, например, 30 л (модули полезной нагрузки и служебных систем состыкованы между собой), л;
β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/°С (например 0,00123 1/°С);
t макс. экс. КА, tмакс.наз. исп. - максимально возможные средние температуры теплоносителя в жидкостных трактах СТР в условиях эксплуатации КА и при наземных испытаниях после стыковки модуля полезной нагрузки с модулем служебных систем, °С (например, t макс. экс. КА =55°С; tмакс.наз. исп. =35°С);
|δV| - погрешность слива дозы теплоносителя из компенсатора объема, л (например, +0,2 л),
из компенсационного устройства 7 может выдавливаться объем теплоносителя, недостаточный для полного сжатия сильфона бортового компенсатора объема 10, и в жидкостном тракте СТР при изменении температуры теплоносителя и температуры окружающего воздуха не может повыситься давление теплоносителя выше допустимого и исключается повреждение жидкостного тракта СТР.
Таким образом, при испытаниях КА обеспечивается с высокой надежностью работоспособность жидкостного тракта СТР, следовательно, тем самым достигается цель изобретения.
Claims (8)
- Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата, жидкостные тракты которой заправлены жидким теплоносителем, включающий отстыковку компенсационного устройства, содержащего заправленную теплоносителем жидкостную полость и газовую полость, заправленную сжатым газом допустимого давления, от жидкостного контура модуля полезной нагрузки и в течение расчетного промежутка времени соединение его по гидравлическим разъемам с жидкостным контуром модуля служебных систем, имеющим в своем составе штатный компенсатор объема, из жидкостной полости которого слита требуемая доза теплоносителя, исходя из максимально возможной средней температуры теплоносителя в жидкостных трактах, а газовая полость заправлена двухфазным рабочим телом, например фреоном 141в, и проведение испытаний, отличающийся тем, что предварительно при автономной заправке жидким теплоносителем компенсационного устройства, подключаемого к заполненному теплоносителем жидкостному контуру полезной нагрузки, из жидкостной полости его сливают дозу теплоносителя, удовлетворяющую следующему условию:
- β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/°С;
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018119398A RU2698573C1 (ru) | 2018-05-25 | 2018-05-25 | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018119398A RU2698573C1 (ru) | 2018-05-25 | 2018-05-25 | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2698573C1 true RU2698573C1 (ru) | 2019-08-28 |
Family
ID=67851614
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018119398A RU2698573C1 (ru) | 2018-05-25 | 2018-05-25 | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2698573C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4603732A (en) * | 1984-02-09 | 1986-08-05 | Sundstrand Corporation | Heat management system for spacecraft |
RU2200689C2 (ru) * | 2000-04-21 | 2003-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнева" | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления |
RU2269457C2 (ru) * | 2003-12-26 | 2006-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики имени акад. М.Ф. Решетнева" | Способ изготовления модуля полезной нагрузки космического аппарата |
RU2305058C2 (ru) * | 2005-02-02 | 2007-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Способ изготовления космического аппарата |
RU2541612C2 (ru) * | 2013-04-17 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата |
-
2018
- 2018-05-25 RU RU2018119398A patent/RU2698573C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4603732A (en) * | 1984-02-09 | 1986-08-05 | Sundstrand Corporation | Heat management system for spacecraft |
RU2200689C2 (ru) * | 2000-04-21 | 2003-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнева" | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления |
RU2269457C2 (ru) * | 2003-12-26 | 2006-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики имени акад. М.Ф. Решетнева" | Способ изготовления модуля полезной нагрузки космического аппарата |
RU2305058C2 (ru) * | 2005-02-02 | 2007-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Способ изготовления космического аппарата |
RU2541612C2 (ru) * | 2013-04-17 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104260901B (zh) | 模块化的双组元推进*** | |
US20200191504A1 (en) | Connector assembly for liquid cooling | |
AU2019304910B2 (en) | Multi-purpose coolant interface | |
RU2305058C2 (ru) | Способ изготовления космического аппарата | |
CN107631114B (zh) | 一种气液组合对接连接器 | |
RU2698573C1 (ru) | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата | |
US20160138746A1 (en) | Twist-to-connect dry break coupling | |
TW202116133A (zh) | 充電椿 | |
Demmons et al. | Electrospray thruster propellant feedsystem for a gravity wave observatory mission | |
RU2683054C1 (ru) | Гидроразъем | |
RU2200689C2 (ru) | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления | |
RU2698503C1 (ru) | Способ изготовления жидкостного контура системы терморегулирования космического аппарата | |
RU2269457C2 (ru) | Способ изготовления модуля полезной нагрузки космического аппарата | |
RU2541612C2 (ru) | Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата | |
RU2698967C1 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2447000C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2151722C1 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2346861C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2196084C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
RU2384490C1 (ru) | Способ квалификации гидроаккумулятора системы терморегулирования космического аппарата | |
RU2535959C2 (ru) | Побудитель циркуляции жидких теплоносителей, преимущественно для системы терморегулирования космического объекта | |
CN216645744U (zh) | 水冷***气密性测试装置 | |
RU2542797C2 (ru) | Способ компоновки космического аппарата | |
RU2132806C1 (ru) | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата | |
RU200515U1 (ru) | Система обеспечения теплового режима космического аппарата |