Космические летательные аппараты: ...для регулирования температуры – B64G 1/50

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). Тепло от приборов (2) посредством коллекторных тепловых труб (6) равномерно распределяется по СП. При этом также обеспечивается термостабилизация приборов. Значительное снижение тепловыделения приборов включает в работу электронагреватели на верхней СП (3). Этим обеспечивается через СП и тепловые трубы (6) допустимая температура приборов. Нижняя СП (4) ориентирована на Землю и является радиаторной. Верхняя и нижняя СП соединены двумя регулируемыми диагональными подкосами (8). На боковых гранях приборного контейнера без СП установлена (экранно-вакуумная) теплоизоляция (9). Последняя размещена на сетчатой конструкции, закрепленной на СП, с внутренней стороны панелей (1) солнечных батарей. Техническим результатом изобретения является снижение массы конструкции, улучшение технических и эксплуатационных характеристик мини- и микро КА. 3 ил.

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. Связующие тепловые трубы устанавливают вертикально с внутренней стороны продольных силовых сотовых панелей на участке центральной внутренней полости, а коллекторные тепловые трубы прокладывают в центральной внутренней полости с креплением их перпендикулярно к полкам связующих тепловых труб и к поперечным сотовым панелям. На каждой продольной силовой сотовой панели закрепляют электронагреватели по одному на полках связующих тепловых труб. Тепловыделяющие приборы размещают на внешних поверхностях продольных силовых сотовых панелей и внутренних поверхностях П-образных полостей, а нетепловыделяющие агрегаты размещают в центральной внутренней полости. Испарители регулируемых радиационных теплообменников устанавливают в краевой области продольных силовых сотовых панелей, а конденсаторы закрепляют на их торцах. Наружную поверхность КА кроме конденсаторов регулируемых радиационных теплообменников закрывают теплоизоляцией. Изобретение позволяет повысить плотность компоновки КА, термостабилизацию приборов и оборудования КА и удобство обслуживания при наземной отработке. 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных геостационарных телекоммуникационных спутников с длительным сроком эксплуатации. Контур СТР с двухфазным теплоносителем (аммиаком) содержит гидронасос, коллекторы приборных и радиаторных панелей, аккумулятор. В корпусе аккумулятора имеются зоны паров теплоносителя и жидкой фазы теплоносителя. Последняя из этих зон сообщена с линией тракта, направленной к входу гидронасоса. Данная линия сообщена соединительным трубопроводом через регулируемый дроссель с корпусом аккумулятора. Дроссель служит для регулирования температуры и давления теплоносителя в корпусе аккумулятора. Через него в центральную зону корпуса поступает около 10% расхода жидкого теплоносителя. Для отделения жидкой фазы от пузырей нерастворенного газа (если они образуются) участок на выходе указанного соединительного трубопровода выполнен в виде половины петли с некоторым радиусом. Сечение данного участка имеет прямоугольную форму, причем длинная его сторона расположена в плоскости, перпендикулярной направлению движения теплоносителя. Технический результат изобретения состоит в уменьшении допустимых утечек теплоносителя из контура СТР в дежурном режиме эксплуатации КА на орбите и, следовательно, в уменьшении бортового запаса теплоносителя. 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных телекоммуникационных спутников. СТР содержит замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем. Контур образован жидкостными трактами электронасосного агрегата, коллекторов панелей радиаторов, приборных панелей и соединительных трубопроводов. Часть контура выполнена по параллельной схеме соединения жидкостных трактов, имеющей две параллельные ветви с различной длиной. В ветви с меньшей длиной часть участков соединительных трубопроводов выполнена с уменьшенным внутренним диаметром. Суммарная длина этих участков рассчитывается по определенной математической формуле. Технический результат изобретения состоит в снижении относительной массы СТР и повышении надежности ее работы при эксплуатации на орбите. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем. Контур содержит такие элементы, как электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы приборных панелей и панелей радиаторов. Указанные элементы сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, проходные входные и выходные сечения которых те же, что и соответствующие им сечения данных элементов. Часть участков соединительных трубопроводов выполнена с одинаковым номинальным эквивалентным внутренним диаметром, меньшим, чем диаметры остальных частей, и с суммарной длиной, удовлетворяющей определенному соотношению. Технический результат изобретения состоит в уменьшении нескомпенсированного кинетического момента от работающей СТР и, следовательно, в снижении массовых затрат рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА. 1 ил.

Группа изобретений относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно, космических аппаратов, может быть использована при их подготовке к летной эксплуатации, а также в других областях. В предлагаемом способе перед заполнением отвакуумированной гидравлической магистрали рабочим телом измеряют максимальный объем ( ) газовой полости гидропневматического компенсатора (ГПК). Заполняют эту полость газом с давлением, большим, чем давление вытесняющего газа над зеркалом рабочего тела в баке заправщика. После заполнения магистрали рабочим телом измеряют его среднемассовую температуру. Устанавливают в газовой полости ГПК исходное давление газа, определенное по измеренному ( ) и расчетному рабочему ( ) объемам газовой полости, расчетному рабочему давлению (P_раб) в ней и высоте столба рабочего тела от точки подключения жидкостной полости ГПК к магистрали до верхней точки этой магистрали. Затем заполняют рабочим телом жидкостную полость ГПК, контролируя текущее давление газа в газовой полости ГПК, и при достижении им величины P_раб прекращают заполнение данной полости. Устройство для осуществления способа включает в себя заправщик с заправочным и дренажным баками, вакуумный агрегат, источник давления газа, необходимые заправочное, дренажное и управляющее оборудование с соответствующей арматурой. Группа изобретений позволяет исключить операцию тарированного слива и связанных с ней дальнейших операций по нейтрализации и утилизации слитого рабочего тела. Техническим результатом группы изобретений является повышение надежности и безопасности технологического процесса заправки СТР, а также сокращение времени этого процесса. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла. Система энергоснабжения КА содержит солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторные батареи (АБ), устройства контроля АБ. В составе КА имеется также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной (БВМ). При этом устройства контроля АБ включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и БВМ. Последняя снабжена программой контроля тока нагрузки КА и перераспределения токов разряда каждой АБ. Ток разряда каждой АБ устанавливают по току нагрузки КА, текущей емкости данной АБ и суммарной емкости АБ, с учетом разницы напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения АБ. Дополнительно БВМ может быть снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой АБ. Эти токи вычисляются по указанной избыточной мощности, среднему зарядному напряжению АБ и указанным текущей и суммарной емкостям АБ. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшение эксплуатационных возможностей системы электропитания и КА в целом. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к эксплуатации систем терморегулирования (СТР), преимущественно пилотируемых космических объектов, а также могут быть использованы в ряде областей наземной научно-технической и хозяйственной деятельности. Устройство предназначено для дозаправки в полете гидравлической магистрали СТР (системы термостатирования), снабженной гидропневматическим компенсатором (ГПК) расширения рабочего тела (РТ). Это устройство содержит двухполостную емкость для РТ и пневмоарматуру, позволяющую контролировать текущий объем газовой полости ГПК. Контроль основан на вытеснении РТ в гидравлическую магистраль СТР из емкости с РТ под действием перепада давлений между газовой полостью указанной емкости и данной магистралью. При этом исходный объем газовой полости ГПК измеряют при давлении воздуха P ₁, равном давлению в герметичном обитаемом помещении. Перепад создают путем наддува газовой полости емкости с РТ до максимально допустимого рабочего давления в гидравлической магистрали. При вытеснении РТ в магистраль контролируют давление в газовой полости ГПК. Вытеснение РТ прекращают при достижении указанным давлением определенной величины, зависящей от , P₁ и расчетного объема V дозаправляемой дозы РТ. Проводят повторное измерение объема газовой полости ГПК и при выполнении соотношения делают заключение о завершении операции контроля. Технический результат изобретений состоит в расширении функциональных возможностей и многократности использования устройства, уменьшении его массы и габаритов, повышении надежности процесса контроля и дозаправки. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам термостатирования (СТС) энергоемкого оборудования космических объектов (КО). СТС содержит две двухполостные жидкостные термоплаты (22), на которые устанавливается оборудование. Термоплаты размещены в приборной зоне обитаемого отсека (1). Внешний радиатор (12) выполнен в виде четырех попарно диаметрально противоположных радиаторных панелей (14). Панель (14) снабжена контурной тепловой трубой с конденсатором (15), размещенным внутри панели (14), и испарителем (19) в составе конструкции автономного теплопередающего элемента (16), установленного на внешней поверхности корпуса КО рядом с панелью (14). Элемент (16) содержит также две однополостные жидкостные термоплаты (18). Испаритель (19) снабжен регулятором температуры пара (17), перекрывающим или открывающим магистраль контурной тепловой трубы в зависимости от температуры настройки. Термоплаты (22) связаны гидравлическими контурами (13, 21) с соответствующими однополостными жидкостными термоплатами (18) элементов (16). образуя замкнутые магистрали с однофазным рабочим телом. Каждый из контуров (13, 21) содержит электронасос (3), дренажно-заправочные клапаны (5), гидропневматический компенсатор (8), датчики давления (4, 7) и расхода (10), регулятор расхода (11) и электронагреватели (23). Каждый из контуров (13, 21) имеет датчики температуры рабочего тела (20). Заменяемые элементы контуров включены в магистрали через гидравлические разъемы (2). Ввод магистралей в обитаемый отсек (1) организован через гермовводы (6). СТС также содержит двухполостной газожидкостный теплообменный агрегат (24) с двумя заменяемыми вентиляторами, включенный в оба контура (13, 21). Техническим результатом изобретения является расширение области применения СТС, повышение ее надежности и снижение инерционности, а также улучшение ремонтопригодности системы. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КЛ) и его бортовым, главным образом, терморегулирующим системам. КЛ конструктивно объединяет модули целевой аппаратуры и служебных систем и снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного параллелепипеда. На боковых его сторонах закреплены трехслойные сотовые термопанели (ТП) с металлическими обшивками, между которыми встроены тепловые трубы (ТТ). На оболочке кожуха выполнен канал для жидкого теплоносителя с шагом, равным шагу расположения ТТ. Теплоноситель имеет тепловой и механический контакт с соответствующими ТТ. Протяженность канала, длина ТТ и шаг между ТТ выбраны так, чтобы перепады температуры кожуха вдоль двух взаимно перпендикулярных направлений не превышали допустимых. Одна из ТП стенок кожуха, в виде пятислойной сотовой панели, обеспечивает механический контакт модулей целевой аппаратуры и служебных систем. На внешних обшивках этой ТП уложены трубопроводы гидромагистрали. Другая торцевая ТП выполнена в виде металлической пластины с отверстиями под крышки целевой аппаратуры. Каждое отверстие соосно оптической оси соответствующей аппаратуры. На внутренней поверхности торцевой ТП расположены трубопроводы гидромагистрали. Внутри кожуха вдоль продольной оси КА параллельно боковым стенкам закреплена размерно-стабильная несущая конструкция (например, из углепластика) для целевой аппаратуры. Обеспечивающие приборы модуля целевой аппаратуры установлены на верхней торцевой стенке кожуха. Кожух с внешней стороны изолирован от космического пространства экранно-вакуумной теплоизоляцией. Техническим результатом изобретения является повышение качества, в т.ч. точности получаемой КА целевой информации при сохранении его ресурсных характеристик. 4 ил.

Изобретение касается эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре (ЖК) системы терморегулирования. Для этого определяют фактическую дозу теплоносителя, слитую из жидкостной полости гидроаккумулятора (ГА), по результатам измерений давления теплоносителя в ЖК, температур теплоносителя в ЖК и газовой полости ГА. Определяют также упругость насыщенного пара рабочей жидкости, частично заправленной в газовую полость ГА, при измеренной температуре и сравнивают фактической величину слитой дозы теплоносителя с расчетной. В процессе заправки ЖК дозы теплоносителя сливают из этого контура порциями, начиная от положения полностью сжатого сильфона ГА до положения полностью растянутого сильфона. После слива каждой порции измеряют давление теплоносителя в ЖК и температуру газовой полости ГА. Строят график зависимости суммарной слитой дозы от разности между давлением теплоносителя в ЖК и упругостью насыщенного пара рабочей жидкости в газовой полости ГА (при измеренной ее температуре после слива). При эксплуатации космического аппарата, используя данный график, по соответствующим измерениям в текущий момент времени устанавливают фактическую величину слитой дозы теплоносителя для данного момента времени. Техническим результатом изобретения является упрощение процесса контроля качества системы терморегулирования с одновременным обеспечением высокой точности этого контроля. 2 ил.

Изобретение относится к области испытательной техники и направлено на создание простого и безопасного для операторов, работающих в герметично изолированных от внешних сред обитаемых помещениях, оперативного способа определения местонахождения негерметичного участка гидравлической магистрали системы терморегулирования объекта после установления факта негерметичности, что обеспечивается за счет того, что при осуществлении способа определения местоположения негерметичного участка замкнутой гидравлической магистрали, снабженной побудителем расхода и гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела, снижают давление среды в газовой полости гидропневматического компенсатора до уровня стабилизации этого давления в пределах погрешности измерения. После установления факта разгерметизации предварительно устанавливают в газовой полости гидропневматического компенсатора давление среды, равное измеренному давлению атмосферы герметично изолированного от внешней среды помещения Ра, а снижение этого давления до упомянутого уровня стабилизации производят при включенном побудителе расхода рабочего тела, при этом измеряют фактический напор , создаваемый упомянутым побудителем расхода. Фиксируют и регистрируют давление стабилизации Р_c, определяют потери измеренного напора на единицу длины гидравлической магистрали q_л и потери напора на входе в побудитель расхода Р_вх. После чего определяют местоположение негерметичного участка гидравлической магистрали из соотношения, приведенного в формуле изобретения. 3 ил.

Изобретение (в обоих вариантах) относится к терморегулированию межпланетных космических аппаратов, в частности посадочных модулей, длительно функционирующих на Луне и других небесных телах. По первому варианту, система содержит радиоизотопный теплогенератор (РТ), платформу с оборудованием и приборами, регулируемую контурную тепловую трубу (ТТ), радиационный теплообменник и трехходовой клапан. Конденсатор данной ТТ встроен в радиационный теплообменник, отключаемый трехходовым клапаном с помощью байпасной линии при температуре платформы ниже заданной. Платформа установлена параллельно вектору гравитационного поля Луны. Внутрь платформы встроены ТТ так, что их нижние зоны имеют тепловой контакт с РТ в нижней части платформы. Верхние зоны встроенных ТТ имеют тепловой контакт с испарителем регулируемой контурной ТТ в верхней части платформы. По второму варианту, встроенные ТТ расположены также параллельно вектору гравитационного поля Луны. При этом дополнительно установлена нерегулируемая контурная ТТ, испаритель которой имеет непосредственный тепловой контакт с РТ, а конденсатор контактирует с нижними зонами встроенных ТТ. Верхние зоны этих ТТ соединены по меньшей мере одним коллекторным теплопроводом между собой, а также с испарителем регулируемой контурной ТТ. Технический результат изобретения заключается в обеспечении на длительное время работы заданного температурного режима приборного отсека посадочного модуля без использования для этого электроприводов и затрат электроэнергии. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает периодические телеметрические измерения температур газа в герметичном контейнере и числа оборотов электродвигателя установленного в нем вентилятора. Давление газа в герметичном контейнере определяют по измеренным телеметрией температурам газа (с помощью датчиков) и указанному числу оборотов. При этом используют данные, полученные при предварительных автономных испытаниях вентилятора в виде зависимости числа его оборотов от давления прокачиваемого газа. Техническим результатом изобретения является повышение надежности прогнозирования нормального функционирования системы терморегулирования, а также снижение ее массы и энергопотребления. 3 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя жидкостный контур, заправленный теплоносителем. В жидкостном контуре установлены теплообменники приборов, радиатор, гидроаккумулятор и электронасосный агрегат (ЭНА). Гидроаккумулятор содержит газовую полость и отделенную от нее сильфоном жидкостную полость, соединенную с жидкостным трактом вблизи входа в ЭНА. Газовая полость частично заполнена требуемым количеством двухфазной рабочей жидкости (фреоном 141в) и дополнительно заправлена минимально необходимым количеством газообразного азота. Указанное количество определяется из уравнения газового состояния, где использовано минимально допустимое давление на входе в ЭНА для обеспечения его бескавитационной работы. В качестве остальных параметров приняты максимально возможный объем и минимально возможная температура газовой полости в условиях эксплуатации КА. Эти параметры подчинены условию бескавитационной работы ЭНА без включения в работу электрообогревателя гидроаккумулятора на участке выведения или в режиме аппаратной солнечной ориентации КА на орбите. Техническим результатом изобретения является обеспечение работоспособности СТР во всех реально возможных условиях эксплуатации КА, практически без дополнительного увеличения его массы. 2 ил.

Изобретения относятся к системе терморегулирования и ее использованию, в частности, в составе электроракетного двигателя. Устройство для отвода тепла содержит излучающие ребра (SS), выполненные заодно с кожухом (SM), и теплопроводящую систему (ТС). ТС изготовлена в основном из гиперэвтектического сплава Al-Si и содержит кольцевые элементы (LM) и (LP). Элементы (LP) соединены с полюсными наконечниками (PR), а элементы (LM) - с постоянными магнитами (MR). В местах этих и других соединений могут быть расположены теплопроводящие слои из более магнитомягкого материала (например, золота). Коэффициент теплового расширения элементов ТС отличается менее чем на 10% 30% от такового для несушей системы (полюсных наконечников и постоянных магнитов). На поверхности магнитов (MR), обращенных к стенке (KW) камеры, нанесено отражательное покрытие (RE), уменьшающее теплопередачу от стенки камеры к магнитопроводу. Покрытие (например, из золота) прерывается в продольном направлении у полюсных наконечников (PR). При работе ионного ускорителя стенка (KW) камеры нагревается и излучает тепло наружу в направлении магнитной системы. Тепло, поглощаемое магнитной системой, передается через магниты (MR), полюсные наконечники (PR) и ТС (элементы LP, РМ) на кожух (SM) и далее излучается ребрами (SS) в космическое пространство.

Технический результат изобретений состоит в достижении долговечного, механически прочного прилегания стыков теплопроводящих элементов друг к другу - для обеспечения хорошей теплопередачи в радиальном направлении, а в итоге - в создании более совершенных устройства для отвода тепловых потерь и ионного ускорителя с таким устройством. 2 н. и 21 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. После сборки жидкостного тракта (ЖТ) системы терморегулирования на конструкции аппарата для обеспечения качества перед проверкой герметичности ЖТ промывают чистым растворителем (изооктаном). Затем удаляют растворитель путем продувки ЖТ сжатым воздухом, после чего проводят вакуумную сушку ЖТ. Для обеспечения полноты слива изооктана перед вакуумной сушкой ЖТ измеряют температуру гидроаккумулятора и кратковременно вакуумируют ЖТ. Вакуум определяется упругостью насыщенных паров рабочей жидкости гидроаккумулятора за вычетом давления, соответствующего максимальной (при полном растяжении) жесткости сильфона гидроаккумулятора. Далее, до начала вакуумной сушки дополнительно продувают ЖТ сжатым воздухом до отсутствия в продуваемом воздухе растворителя па выходе из ЖТ. Технический результат изобретения состоит в обеспечении практически полного удаления растворителя (изооктана) из ЖТ перед вакуумной сушкой. 5 ил.

Изобретение относится к созданию и отработке систем терморегулирования космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. У таких КА данные системы выполнены по комбинированной схеме: тепловые трубы в сочетании с дублированными жидкостными контурами. Модель КА включает в себя тепловые (и массовые) имитаторы приборов ретранслятора, установленные на внутренних обшивках северной и южной панелей КА. В панели встроены горизонтально расположенные тепловые трубы, а жидкостные коллекторы указанных контуров расположены на внутренних обшивках между данными имитаторами. Имитаторы приборов платформы установлены на обшивках сотовых панелей с встроенными жидкостными коллекторами. Полная площадь внешних поверхностей северных и южных панелей выполнена для случая КА с максимально возможным энергопотреблением (например, 16 кВт). Электронасосные агрегаты и гидроаккумуляторы контуров также изготовлены применительно к этому случаю. Для конкретных теплофизических моделей КА с меньшим энергопотреблением (например, 10 кВт) симметричные одинаковые части площадей северной и южной панелей, свободные от тепловых имитаторов, покрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией. При этом расходы теплоносителя в жидкостных контурах регулируются дросселями. В результате холодопроизводительности радиаторных (внешних) поверхностей северной и южной панелей таковы, что обеспечивается требуемый температурный режим имитаторов приборов ретранслятора и платформы. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции и технологии изготовления теплофизических моделей различных КА с любым энергопотреблением, например, из диапазона от 3 кВт до 16 кВт. 2 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает телеметрические измерения (напр., с частотой опроса 0,5 с в принятом промежутке времени) таких параметров СТР, как суммарный расход теплоносителя в жидкостном тракте и температуры в его точках. Тракт включает в себя параллельные ветви, на выходах которых имеются датчики температуры. Третий датчик температуры установлен на общем выходе. Суммарный расход теплоносителя обеспечивается электронасосным агрегатом. При изготовлении СТР покрывают теплоизоляцией участки тракта между датчиками и определяют объем теплоносителя между точками установки этих датчиков и точкой смешения двух потоков теплоносителя из параллельных ветвей. По данным измерений действительные значения расходов теплоносителя в параллельных ветвях определяют по формулам, учитывающим транспортные запаздывания при измерениях датчиками температур. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения расходов теплоносителя в параллельных ветвях и тем самым достоверности диагностики и прогноза величин коэффициентов полезного действия приборов, установленных на сотовых панелях СТР с параллельными ветвями. 2 ил.

Изобретение относится к области создания и эксплуатации систем терморегулирования космических объектов и их элементов. Способ включает вакуумирование радиатора и его заправку рабочим телом (теплоносителем) под действием перепада давлений. При этом на Земле радиатор отключают от системы терморегулирования и заправляют инертным газом заданного давления. После вывода на орбиту проводят проверку герметичности радиатора, а затем его вакуумирование путем стравливания инертного газа в забортное пространство. Далее радиатор подключают к системе терморегулирования. Радиатор может доставляться на орбиту в составе модуля, находясь снаружи его, либо отдельно внутри пилотируемого корабля. Радиатор также может переноситься (отдельно или вместе с модулем) из отсека корабля, например, при его стыковке с другими космическими объектами. Технический результат изобретения состоит в обеспечении безопасности эксплуатации радиатора и связанных с ним элементов при указанных транспортно-технологических операциях. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования объектов, расположенных на космических аппаратах, и может быть использовано на предприятиях, занимающихся разработкой и эксплуатацией космической техники. Процесс терморегулирования объекта происходит за счет прокачки жидкого теплоносителя (воды) насосом с переменной производительностью в радиатор-излучатель через магистраль терморегулирования. Вентилятором подают сухой, охлажденный до заданной температуры газ (воздух), который смешивается с образовавшимся в объекте паром. Затем в полученную парогазовую смесь впрыскивают жидкий теплоноситель (воду) с расходом, обеспечивающим заданную температуру и получение конденсата из пара. Вода подается с давлением, значение которого превышает давление полученной смеси. Впрыскивание происходит в смесителе по газу и воде, в котором происходит процесс смешивания до заданной температуры. Смесь воздуха с конденсированной влагой поступает в устройство для разделения жидкости и газа, откуда жидкость поступает в сильфон для дальнейшей прокачки жидкого теплоносителя в радиатор-излучатель. Отделившийся газ подают в терморегулируемый объект. Достигается повышение надежности и ресурса работы объекта, расположенного на космическом аппарате, исключение пожаровзрывоопасной ситуации за счет отбора конденсата на токопроводящих элементах. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космонавтики и касается устройств для изменения теплопередачи, а именно микроструктурных систем, содержащих упругие гибкие деформируемые исполнительные элементы. Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата (КА) содержит подложку и движущиеся экраны. Подложка закреплена на поверхности КА или на его составной части. Экраны приходят в движение под действием теплового потока. Движущиеся экраны регулярно расположены над подложкой, выполнены в виде матрицы с упруго-шарнирными кантилеверами, состоящими из параллельных трапециевидных вставок из монокристаллического кремния с ориентацией [100] и соединенными полиимидными прослойками, образованными полиимидной пленкой. Экраны закреплены на элементах крепления на подложке или на неподвижной рамке, жестко закрепленной на элементах крепления подложки. При нагреве или охлаждении экраны одновременно изменяют свое положение в пространстве, начиная движение вверх или вниз под воздействием сильной деформации материалов. Достигается создание эффективной микроструктурной системы терморегулирования КА, функционирующей в широком диапазоне температур (температуре жидкого азота), обеспечение повышения технологичности изделия и характеристик его надежности, устойчивости к циклическим нагрузкам за счет использования экранов, деформируемых под воздействием температуры без использования электронной схемы управления. 5 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к космической технике и касается обеспечения требуемого температурного режима в герметичных отсеках космических аппаратов и станций. Эндотермическая система терморегулирования космических аппаратов содержит корпус (1), контур охлаждения и обогрева (8), теплообменники (3), радиатор (4). В эндотермической системе терморегулирования используется магнитогидродинамический насос (МГД-насос) (2). В качестве теплоносителя используется токопроводящий экзотермический теплоноситель, например тетраоксид азота с добавлением воды. Для предотвращения выхода системы из строя дополнительно введен резервуар теплоносителя (5) с управляющим клапаном (6). При понижении давления в системе клапан (6) обеспечивает дополнительную подачу теплоносителя, при повышении давления происходит стравливание избыточного давления через клапан (7). Достигается повышение эффективности системы терморегулирования в части увеличения производительности терморегулирования и минимизации массы обслуживающих подсистем для уменьшения размеров космического аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и касается проектирования автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей с применением тепловых труб (ТТ). Космический аппарат содержит многоцелевую полезную нагрузку, негерметичный приборный контейнер параллелепипедной (призматической) формы со встроенными тепловыми трубами в сотопанели с установленными теплонагруженными приборами. Грани контейнера являются радиаторными. В негерметичном приборном контейнере установлены приборные модули с крестообразными силовыми сотопанелями и поперечными перегородками. Крестообразные сотопанели соединены между собой тепловыми трубами. Все сотопанели приборного контейнера соединены в единую тепловую сеть коллекторными тепловыми трубами, оснащенными в зоне каждой сотопанели электронагревателями с блоками управляющих датчиков температур. Крестообразные сотопанели и кронштейны двигательной установки соединены тепловыми трубами с коллекторными тепловыми трубами приборного контейнера. На внешние поверхности сотопанелей, содержащих встроенные тепловые трубы, нанесено терморегулирующее покрытие, остальная часть внешних поверхностей сотопанелей теплоизолирована. Приборный контейнер снабжен дополнительными регулируемыми радиационными теплообменниками с контурными тепловыми трубами, испарители которых соединены с коллекторными тепловыми трубами приборного контейнера через сотопанели со встроенными тепловыми трубами. Конденсаторы контурных тепловых труб размещены над теплоизолированными частями сотопанелей приборного контейнера. Достигается улучшенная термостабилизация приборов и оборудования с обеспечением равномерного поля температур в пределах каждой сотопанели и между сотопанелями приборного контейнера с одновременным повышением плотности компоновки приборного контейнера. 4 ил.

Изобретение относится к наземному моделированию работы систем терморегулирования, преимущественно телекоммуникационных спутников, снабженных дублированными жидкостными контурами. При испытаниях теплофизической модели в обоих штатных жидкостных трактах данных контуров циркулирует штатный жидкий теплоноситель. Для поддержания рабочего давления в этих жидкостных трактах применен один общий гидроаккумулятор (вместо двух), жидкостная полость которого сообщена с жидкостными трактами обоих контуров. Требуемые расходы теплоносителя в жидкостных трактах обеспечивают установленные в каждом из них электронасосные агрегаты, содержащие только по одному (основному, без резервного) гидронасосу. Технический результат изобретения заключается в упрощении конструкции теплофизической модели спутника. 2 ил.

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.

Изобретение относится к технологии изготовления и испытаний элементов систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. Жидкостный контур СТР содержит гидроаккумулятор, герметизированная газовая полость которого заправлена двухфазным рабочим телом и отделена от его жидкостной полости сильфоном. Способ включает контроль суммарной герметичности жидкостного контура перед заправкой его теплоносителем и подачу в него контрольного газа, например гелия. Причем контрольный газ подают при максимально допустимом (при эксплуатации) давлении в контуре до присоединения к этому контуру жидкостной полости гидроаккумулятора. Затем монтажной сваркой присоединяют указанную полость гидроаккумулятора к жидкостному контуру, после чего контролируют методом щупа герметичность сварного стыка. Подают полностью собранный жидкостный контур на проверку суммарной герметичности перед заправкой его теплоносителем. Техническим результатом изобретения является повышение достоверности определения суммарной величины фактической утечки гелия через все микротечи жидкостного контура и тем самым качественное изготовление СТР в отношении ее герметичности. 4 ил.

Изобретение относится к технологии сборки жидкостных контуров систем терморегулирования, в частности телекоммуникационных спутников. Агрегаты таких систем (насос, гидроаккумулятор и др.) имеют входной и выходной штуцеры с буртиками, а соединительные трубопроводы между ними - переходники с буртиками. Способ включает монтажную сварку плотно прижатых друг к другу стыков буртиков (1.1.1) и (5.1.1) соседних штуцера (1.1) и переходника (5.1). Предварительно в полугнезда (1.1.2) и (5.1.2) устанавливают втулки (6) с канавками (6.1), выполненными напротив стыка, и пазами (6.2). Согласно изобретению на наружной поверхности штуцеров и переходников вблизи упомянутых выше буртиков выполняют дополнительные аналогичные буртики (1.1.3) и (5.1.3). Кроме того, изготавливают ремонтные пары деталей - промежуточный переходник с буртиками вблизи его торцов и втулку с двумя канавками. Если стык оказался некачественным, то разрезают часть штуцера и часть переходника (вместе с втулкой), расположенные между дополнительными буртиками (1.1.3) и (5.1.3). Удаляют отрезанные элементы, в т.ч. все части втулки (6). Между полученными при обрезке торцами штуцера (1.1) и переходника (5.1) устанавливают указанные втулку с двумя канавками и промежуточный переходник. Стыкуемые торцевые поверхности прижимают друг к другу и производят сварку. При этом канавки втулки оказываются напротив стыков. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности качественного изготовления жидкостного контура систем терморегулирования космического аппарата. 4 ил.

Изобретение относится к управлению полетом космического аппарата (КА), преимущественно телекоммуникационного спутника, в составе которого имеется система терморегулирования (СТР) с дублированными жидкостными трактами. КА имеет также систему ориентации и стабилизации, создающую управляющие моменты и снабженную газовыми реактивными соплами. Способ включает определение результирующего нескомпенсированного кинетического момента КА по данным телеметрических измерений величин угловых скоростей в каналах тангажа, крена и рыскания. Определяют также расход рабочего газа в течение конкретного периода эксплуатации на орбите и прогнозируют срок нормального функционирования КА. При этом указанные нескомпенсированный кинетический момент и расход рабочего газа определяют последовательно дважды: при работе обоих жидкостных трактов и при работе только одного из них. Прогнозируют соответствие параметра системы терморегулирования по нескомпенсированному кинетическому моменту требуемой величине и срок нормального функционирования КА при работе обоих жидкостных трактов. При несоответствии этого параметра требуемому сроку эксплуатации КА на орбите один из жидкостных трактов на определенном этапе эксплуатации выключают. Технический результат изобретения состоит в обеспечении достоверного определения величин нескомпенсированных кинетических моментов, создаваемых отдельной системой КА (спутника) на орбите - для прогнозирования и обеспечения срока нормального функционирования КА. 1 ил.

Изобретение относится преимущественно к изготовлению и наземным испытаниям телекоммуникационных спутников, в составе которых применяется система терморегулирования (СТР) с двухфазным теплоносителем (аммиаком). Способ включает сборку космического аппарата (КА) из комплектующих, заправку жидкостных трактов СТР теплоносителем и проведение наземных электрических испытаний до запуска КА на орбиту. При этом после сборки жидкостные тракты заправляют технологическим однофазным теплоносителем, например, изооктаном или подобным ему. Этот теплоноситель является безопасным и совместимым с жидкостными трактами СТР. По окончании наземных электрических испытаний сливают данный теплоноситель, а жидкостные тракты заправляют штатным двухфазным теплоносителем (аммиаком). Технический результат изобретения состоит в обеспечении высокой надежности и безопасности для обслуживающего персонала проведения наземных электрических испытаний электроэнергоемкого КА, в жидкостных трактах СТР которого штатно циркулирует аммиак. 1 ил.