Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата

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.

 

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.

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:

где - требуемая доза теплоносителя, сливаемая из жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту полезной нагрузки, при автономной заправке его перед использованием, л;

- 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;

- максимально возможный объем теплоносителя в жидкостных трактах СТР КА в условиях эксплуатации (модули полезной нагрузки и служебных систем состыкованы между собой), л;

β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/°С;

- 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;

- погрешность слива дозы теплоносителя из компенсатора объема, л.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической техники, в частности к изготовлению системы терморегулирования. Способ изготовления жидкостного контура системы терморегулирования космического аппарата включает гидравлическое соединение контура с устройством заправки; заполнение и промывку растворителем; заполнение контура и прокачку теплоносителя.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к системе терморегулирования космического аппарата. Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата включает периодический контроль работы системы в условиях эксплуатации.

Группа изобретений относится к средствам терморегулирования, в частности, мощных космических энергоустановок. Устройство для сброса тепла, в первом варианте, содержит теплоизлучающие элементы в виде шарообразных емкостей, последовательно соединенных (трубами) для протока газообразного теплоносителя.

Группа изобретений относится к средствам терморегулирования, в частности, мощных космических энергоустановок. Устройство для сброса тепла, в первом варианте, содержит теплоизлучающие элементы в виде шарообразных емкостей, последовательно соединенных (трубами) для протока газообразного теплоносителя.

Изобретение относятся к ракетно-космической технике. Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения (РКН) включает подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для поддержания температурного режима космического аппарата (КА) и его отдельных объектов. Устройство терморегулирования КА включает в себя связанные через внутреннюю магистраль: микропроцессор, ОЗУ с портами вывода цифровой информации, ПЗУ для задания температурных уставок по каждому электронагревателю, в котором прошивается программное обеспечение температурных уставок и режимы работы устройства, порт приема дискретных данных, измерительные усилители, подключенные к термодатчикам, аналоговый коммутатор, аналого-цифровой преобразователь, цифровой компаратор, информационный интерфейсный модуль.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза (ПГ), размещенного внутри головного обтекателя (ГО) космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН), включает вдув термостатирующей среды во внутреннее пространство ГО, ее перетекание вдоль ГО с последующим истечением из него.

Изобретение относится к способам отвода тепла от космических аппаратов и применяется для работы капельного холодильника-излучателя. В способе работы капельного холодильника-излучателя, включающем нагрев теплоносителя капельного холодильника-излучателя в энергетической системе космического аппарата, преобразование жидкого теплоносителя в поток капель, их охлаждение излучением в космическое пространство, сбор капель теплоносителя, подачу собранного теплоносителя в энергетическую систему, на поток капель воздействуют потоком ультрафиолетового излучения, вызывающего внешний фотоэффект на поверхности капель теплоносителя.

Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата (ЛА) содержит теплоизолированный корпус и двухконтурную систему охлаждения с разомкнутым внешним испарительным контуром, внутренним контуром в виде контурных тепловых труб, установленных на теплонапряженных приборах и снабженных регулятором отводимого теплового потока и испарителем и сопряженными с посадочными местами соответствующих теплонапряженных приборов, при этом конденсаторы размещены в теплообменнике внешнего испарительного контура.

Изобретение относится к автоматической системе обеспечения теплового режима космического аппарата (КА). В блоке управления нагревателями (БУН) аппаратуры КА отдельные функциональные устройства сгруппированы в унифицированные функционально законченные модули - микропроцессорный модуль управления (ММУ), модуль коммутации нагревателей (МКН) и модуль контроля температуры (МКТ), причем ММУ содержит информационное интерфейсное устройство, соединенное с разъемом для подключения к внешней бортовой ЭВМ, объединенные через внутримодульную магистраль микропроцессор, оперативное запоминающее устройство, постоянное запоминающее устройство и устройство приема дискретных данных, и введенное устройство ввода-вывода (УВВ), МКН содержит последовательно соединенные выходные формирователи и силовые ключи (СК), выходы которых соединены с разъемом для подключения к внешним электронагревателям, и введенное УВВ, МКТ содержит последовательно включенные измерительное устройство, входы которого соединены с разъемом для подключения к термодатчикам, аналоговый коммутатор и аналого-цифровой преобразователь (АЦП), и введенное УВВ, причем порты обмена информацией УВВ всех модулей соединены между собой через межмодульную магистраль.

Изобретение относится к способу эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи (АБ) в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным исполнением. Для осуществления способа производят контроль и поддержание температуры аккумуляторов АБ в заданном диапазоне, осуществляют их заряды, разряды и хранение в заряженном состоянии, при этом заряд обеспечивают на освещенной орбите с контролем напряжений на аккумуляторах, осуществляют выравнивание по остаточной емкости аккумуляторов при проведении заряда и при отсутствии тока разряда АБ, используя режим балансировки остаточной емкости аккумуляторов. При достижении полного заряда хотя бы одного из аккумуляторов приостанавливают заряд АБ и осуществляют замеры остаточной емкости каждого аккумулятора определенным образом. Определяют разницу значений максимальной и минимальной остаточной емкости на аккумуляторах (разбаланс АБ), включают режим балансировки остаточной емкости путем принудительного разряда аккумуляторов с большей остаточной емкостью до минимального значения остаточной емкости на аккумуляторе, который не подлежит разряду, после чего продолжают заряд батареи до достижения допустимых значений. Обеспечивается повышение эффективности использования и увеличения ресурса АБ. 4 ил.

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.

Наверх