ES2341057T3 - Dispositivo de control termico embarcado a bordo de un vehuculo. - Google Patents
Dispositivo de control termico embarcado a bordo de un vehuculo. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2341057T3 ES2341057T3 ES08102023T ES08102023T ES2341057T3 ES 2341057 T3 ES2341057 T3 ES 2341057T3 ES 08102023 T ES08102023 T ES 08102023T ES 08102023 T ES08102023 T ES 08102023T ES 2341057 T3 ES2341057 T3 ES 2341057T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- zone
- thermal control
- control device
- compression
- circulation
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
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
-
- 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
- B64G1/503—Radiator panels
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- Environmental Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toxicology (AREA)
- Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
- Other Air-Conditioning Systems (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Thermotherapy And Cooling Therapy Devices (AREA)
- Chemical And Physical Treatments For Wood And The Like (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Dispositivo de control térmico destinado a evacuar el calor generado por un grupo de equipos de disipación en un vehículo espacial que comprende una pluralidad de superficies y que comprende: - medios de circulación de un fluido refrigerante; - una zona (Z1) de evaporación que comprende medios de circulación del fluido refrigerante; - una zona (Z2) de compresión; - una zona (Z3) de condensación; - una zona (Z4) de expansión que comprende medios de circulación del fluido refrigerante; caracterizado porque la zona (Z3) de condensación comprende al menos un panel radiante acoplado a una parte de los medios de circulación del fluido refrigerante que comprende varias ramificaciones y que comprende medios para permitir o impedir la circulación de dicho fluido en el interior de esas ramificaciones, de manera que se hace variar la superficie de intercambio térmico en la zona de condensación.
Description
Dispositivo de control térmico embarcado a bordo
de un vehículo.
La invención se refiere a un dispositivo de
control térmico embarcado a bordo de un satélite o, de manera más
general, un vehículo espacial.
De manera general, los satélites comprenden una
serie de equipos que, en modo de funcionamiento, generan calor que
es necesario descargar de manera eficaz hacia el espacio frío para
que la temperatura de estos equipos se mantenga en un intervalo de
temperaturas nominales. Habitualmente, se ha propuesto usar
conductos de calor denominados caloductos para transportar el calor
generado por los equipos del vehículo espacial. Los conductos de
calor transfieren energía térmica hacia radiadores. Si estos
conductos de calor forman un bucle fluido, los radiadores también
pueden desplegarse para así aumentar las superficies radiantes tras
la fase de lanzamiento para garantizar el control térmico. Más
precisamente, y en un sistema de control térmico clásico, los
equipos dispuestos en el interior de los satélites funcionan en
intervalos de temperaturas tales que la temperatura de descarga de
la potencia disipada hacia el espacio a través de las estructuras
radiadoras está limitada por estos intervalos. Para una potencia
térmica dada que debe evacuarse, la superficie radiante requerida
(y por tanto la masa del control térmico) está por tanto íntimamente
relacionada con un nivel de temperatura limitante. Así, para las
misiones que requieren mucha energía, el subsistema térmico se
vuelve muy determinante en cuanto a las dimensiones, ya que es el
que impone las dimensiones del satélite (superficies de las paredes
del satélite) a menos que se considere el uso de estructuras
desplegables dedicadas, voluminosas y pesadas, para aumentar estas
superficies radiantes.
En efecto, cuando se supera la capacidad de
descarga térmica de las paredes de un satélite, las soluciones
conocidas para evacuar el exceso de disipación son esencialmente el
uso de bucles fluidos capilares o de bucles fluidos con bombeo
mecánico que conectan el interior del satélite con radiadores
desplegables dedicados al control térmico. Estos últimos son
pesados y voluminosos. Estas soluciones y los productos térmicos
europeos asociados todavía necesitan en la actualidad (en su mayor
parte) una fase de calificación en vuelo. La temperatura de
funcionamiento del o de los radiadores (clásicos o desplegables) es
necesariamente inferior a la temperatura máxima aceptable del/de
los equipo(s)
que debe(n) controlarse, lo que tiene un gran impacto sobre las dimensiones requeridas para esos radiadores y por tanto limita las posibilidades para su disposición en el satélite.
que debe(n) controlarse, lo que tiene un gran impacto sobre las dimensiones requeridas para esos radiadores y por tanto limita las posibilidades para su disposición en el satélite.
Para paliar estos problemas, se conoce a partir
del documento FR 2 812 075 usar un sistema térmico de tipo máquina
de refrigeración que permite desacoplar los equipos cuya temperatura
se desea controlar de los radiadores que se asocian a los mismos,
es decir, que puede aumentarse la temperatura del/de los
radiador(es) tanto como se desee. Al tener los radiadores un
campo de visión directo con el espacio frío, pueden emitir
radiaciones a una temperatura muy alta sin tener un impacto sobre
el buen funcionamiento del/de los equipo(s), para así
aumentar su eficacia térmica y permitir una disminución radical de
las superficies radiantes dedicadas al control térmico con respecto
a un control térmico clásico.
Por medio de medios de circulación, se propone
en primer lugar extraer la disipación térmica propia del satélite o
una parte del satélite (potencia frigorífica), se extrae con ayuda
de un fluido refrigerante (zona de evaporación del dispositivo) y
después se comprime el vapor resultante (también se garantiza así la
circulación del fluido) y así se aumenta la temperatura del fluido.
En la salida de la zona de compresión del dispositivo, el fluido en
estado gaseoso va a condensarse al nivel de los paneles radiantes
dedicados (zona de condensador del dispositivo) que evacuan a alta
temperatura mediante radiación la potencia total hacia el espacio
frío (suma de la potencia frigorífica y del consumo propio del
compresor). A continuación se expande el fluido (zona de expansión
del dispositivo) con el fin de que vuelva a la zona de evaporador
con las propiedades termodinámicas apropiadas.
La invención se sitúa al nivel de la zona de
condensación que comprende medios que permiten hacer variar la
superficie de intercambio térmico según la cantidad de energía
térmica que deba evacuarse hacia el espacio.
Para ello, tiene por objeto un dispositivo de
control térmico destinado a evacuar el calor generado por un grupo
de equipos de disipación en un vehículo espacial que comprende una
pluralidad de superficies, y que comprende:
- -
- medios de circulación de un fluido refrigerante;
- -
- una zona de evaporación que comprende medios de circulación del fluido refrigerante;
- -
- una zona de compresión;
- -
- una zona de condensación que comprende al menos un panel radiante acoplado a una parte de los medios de circulación del fluido refrigerante que comprende varias ramificaciones y que comprende medios para permitir o impedir la circulación de dicho fluido en el interior de esas ramificaciones de manera que se hace variar la superficie de intercambio térmico en la zona de condensación;
- -
- una zona de expansión que comprende medios de circulación del fluido refrigerante.
\newpage
Según una variante de la invención, la zona de
condensación está asociada a varios paneles radiantes. Estos
paneles radiantes están compuestos por varias partes. Los medios de
circulación del fluido refrigerante de una parte de un panel
radiante hacia una parte de otro panel radiante están montados en
serie. De manera ideal, el número n de partes por panel radiante es
igual al número n de paneles radiantes, estando por tanto los n
paneles radiantes conectados mediante n-1 medios de
circulación en serie, teniendo las n partes atravesadas por el
fluido una superficie de descarga idéntica.
Según una variante de la invención, las
ramificaciones están constituidas por conductos que presentan
superficies ranuradas.
Según una variante de la invención, la zona de
condensación comprende al nivel de cada panel radiante un sistema
de válvulas automáticas que permiten usar toda o parte de la
superficie del panel radiante para evacuar el calor, circulando
entonces el fluido en todas o parte de dichas ramificaciones.
Según una variante de la invención, la zona de
evaporación comprende además medios de calentamiento que permiten
un recalentamiento centralizado: así puede sustituirse la disipación
térmica del satélite o del grupo de equipos en cuestión por
recalentamiento si los equipos disipan demasiado poco o ya no
disipan. Debe observarse aquí la oportunidad de poder realizar el
recalentamiento centralizado, es decir, un conjunto de calentadores
más o menos agrupados y localizados en alguna parte en los medios
de circulación del fluido aguas abajo del condensador y aguas
arriba del compresor. Estas zonas de recalentamiento no son más que
nuevas zonas de evaporación que se usan si es necesario. Esto
simplifica ampliamente el dimensionamiento de las líneas de
recalentamiento.
Según una variante de la invención, la zona de
evaporación comprende uno o varios equipos controlados en un único
nivel o varios niveles de temperatura diferentes.
Según una variante de la invención, la zona de
compresión comprende varias fases de compresión, el número de fases
es igual al número de niveles de temperatura del evaporador que
deben controlarse.
Según una variante de la invención, la zona de
compresión comprende al menos un compresor centrífugo con
rodamientos magnéticos.
Según una variante de la invención, el
dispositivo comprende un sistema de derivación entre la zona de
compresión y la zona de condensación que permite ajustar la
temperatura del fluido.
La invención también tiene por objeto un
vehículo espacial que comprende un dispositivo de control térmico
según la invención.
Según una variante, se trata de un vehículo
espacial de telecomunicación que presenta caras comúnmente
denominadas Norte y Sur, caracterizada porque comprende paneles
radiantes externos, fijados a las caras Norte y Sur, equipados con
la zona de condensación del dispositivo de control térmico, estando
dichos paneles radiantes desacoplados en cuanto a la conducción y a
la radiación de esas caras Norte y Sur.
Según una variante de la invención, el vehículo
espacial comprende zonas de evaporación, de compresión y de
expansión internas al vehículo espacial.
Ventajosamente, comprende un módulo de
comunicación y un módulo de servicio, estando situados los paneles
radiantes externos al nivel del módulo de comunicación.
También puede comprender paneles radiantes
externos en la o las caras comúnmente denominadas Este, Oeste,
Tierra, Anti-tierra.
La invención se comprenderá mejor y otras
ventajas resultarán evidentes tras la lectura de la siguiente
descripción facilitada a título no limitativo y gracias a las
figuras adjuntas en las que:
- la figura 1 esquematiza las diferentes zonas
de condensación, expansión, evaporación y compresión usadas en un
dispositivo de la invención;
- la figura 2 ilustra un ejemplo de dispositivo
según la invención;
- la figura 3 ilustra un ejemplo de arquitectura
externa usada en un satélite de telecomunicación que integra un
dispositivo de la invención.
De manera general, el dispositivo de control
térmico de la invención comprende diferentes componentes
dimensionados de manera que se asumen las diversas limitaciones del
entorno y las diversas limitaciones de funcionamiento del satélite
o de los equipos controlados.
El dispositivo de la invención se ilustra de
manera esquemática en la figura 1. Comprende una zona Z_{1} de
evaporación, una zona Z_{2} de compresión, una zona Z_{3} de
condensación y una zona Z_{4} de expansión, así como medios para
hacer circular un fluido refrigerante.
Más precisamente, consiste en primer lugar en
extraer la disipación térmica propia del satélite o de un grupo de
equipos del satélite con ayuda de un fluido refrigerante (zona
Z_{1} de evaporación del dispositivo), después comprimir el vapor
resultante (zona Z_{2} de compresión en la que también se
garantiza la circulación del fluido) y aumentar así la temperatura
del fluido. En la salida de la zona de compresión del dispositivo,
el fluido se condensa al nivel de paneles radiantes dedicados (zona
Z_{3} de condensación del dispositivo) que evacuan a alta
temperatura mediante radiación la potencia total hacia el espacio
frío. Estos paneles están térmicamente desacoplados en cuanto a la
conducción y a la radiación de las estructuras de soporte de los
equipos, lo que permite aumentar significativamente la temperatura
de los radiadores sin tener un impacto sobre la temperatura de los
equipos del satélite y por tanto sobre su buen funcionamiento. A
continuación se expande el fluido (zona Z_{4} de expansión del
dispositivo) con el fin de que vuelva a la zona de evaporador con
las propiedades termodinámicas apropiadas.
El principio se detalla a continuación. Se
observa que mediante un dimensionamiento apropiado del sistema, las
temperaturas del o de los equipos así como del o de los paneles
radiantes pueden elegirse tan bajas o tan altas como se desee. Si
es necesario mantener diferentes partes del satélite a niveles de
temperatura diferentes, resulta ventajoso usar el concepto de
compresión en múltiples fases que permite especialmente aumentar el
rendimiento del dispositivo. Los radiadores asociados a la zona de
condensación pueden estar situados en cualquier parte en el
exterior del satélite siempre que no perturben el buen
funcionamiento de la misión (concretamente campo de visión con los
apéndices externos) y su interacción con el subsistema de propulsión
no sea crítica (contaminación de las superficies radiantes y por
tanto pérdida de eficacia de estas últimas en el transcurso de la
vida del satélite). No obstante, puede considerarse el uso de
radiadores desplegables dedicados, si bien el concepto permite
prescindir de la necesidad de estos
últimos.
últimos.
La posibilidad de descargar la disipación
térmica del satélite a alta temperatura también permite el uso de
revestimientos no optimizados al nivel de los paneles radiantes
(ejemplo: pintura blanca). En efecto, los flujos solares incidentes
absorbidos por unidad de superficie pueden pasar a ser de segundo
orden ante los flujos infrarrojos rechazados por los paneles si la
temperatura de radiación de estos últimos se elige correctamente.
Entonces ya no es necesario el uso de revestimientos de tipo espejo.
Por tanto pueden disminuirse el coste de fabricación y la masa de
los radiadores.
La zona Z_{3} de condensación que comprende
varias ramificaciones al nivel de los medios de circulación del
fluido refrigerante va a describirse de manera más detallada en un
ejemplo de realización. El tipo de circulación propuesto permite
concretamente hacer que el sistema sea robusto y garantizar el
control térmico durante toda la vida del satélite, es decir para
condiciones del entorno muy variables y casos de carga térmica
(potencia frigorífica) muy variables. Diseñado de esta manera, el
sistema de la invención permite garantizar el control térmico para
un gran número de modos de funcionamiento del satélite o de los
equipos térmicamente controlados (cargas térmicas pequeñas y
grandes, entornos muy calientes o muy fríos), desde la fase de
lanzamiento hasta el final de su vida. Gracias al dispositivo de la
invención, resulta posible duplicar la capacidad total de descarga
de calor de un satélite de telecomunicación y, por tanto, para un
tamaño de plataforma dado, poder aceptar misiones que consuman dos
veces más energía que en la actualidad sin cambiar necesariamente de
gama de plataforma.
De manera más detallada, la figura 2 pone de
manifiesto el conjunto de las diferentes zonas específicas que dan
al sistema térmico una gran capacidad en cuanto a encargarse del
control térmico durante la vida del satélite.
El fluido refrigerante circula en el interior de
la zona de evaporación en el interior de tubos que tienen
propiedades geométricas medias o locales que deben dimensionarse.
Los tubos pueden estar ventajosamente ranurados si se desea
aumentar los coeficientes de intercambio térmico (con respecto a una
configuración de tubos lisos). El dimensionamiento de un esquema
hidráulico serie/paralelo óptimo depende de las limitaciones de los
sistemas (potencia que debe transportarse, intervalos de
temperatura, disposición de los equipos que deben controlarse) pero
también del fluido refrigerante elegido. La figura 2 ilustra una
configuración con dos zonas Z_{11} y Z_{12} de evaporación
acopladas cada una y respectivamente a elementos 11 y 12 de
disipación.
La zona de compresión puede comprender
ventajosamente varias fases de compresión. La disposición en
múltiples fases de la zona de compresión permite regular el
satélite o grupos de equipos a niveles de temperatura diferentes;
estos niveles dependen entre otras cosas del tipo de equipos
considerados o de la zona de satélite en cuestión. Esta posibilidad
permite optimizar el consumo eléctrico del compresor. La figura 2
ilustra por tanto el sistema para una configuración en dos fases y
que comprende dos zonas Z_{21} y Z_{22} de compresión. Puede
observarse que es la zona de compresión la que mediante su acción
mecánica sobre el fluido garantiza la circulación de este último en
el conjunto del sistema.
En el caso de satélites de telecomunicación,
puede escogerse la tecnología de compresor centrífugo con
rodamientos magnéticos (pocas vibraciones, ninguna necesidad de
lubricación, poca fricción, bajo consumo eléctrico, poco volumen)
ya que se adapta bien a las limitaciones de aplicaciones espaciales
y concretamente a aquellas en órbita geoestacionaria y a la fuerte
limitación de una larga vida útil.
Por otro lado, resulta interesante usar una
solución de radiadores de derivación que usan una derivación
B-P que permite aumentar la temperatura del vapor
que sale de la última fase de compresión de manera que se obtiene
una temperatura de condensación bastante elevada sin solicitar
demasiado al compresor, y ello con el fin de poder superar entornos
de radiadores calientes. Mediante un principio de regulación, esta
derivación permite regular la cantidad de fluido que sale del
compresor que se vuelve a llevar a la entrada de este último. Esta
posibilidad es particularmente interesante cuando la potencia
frigorífica que va a transportarse debe permanecer baja o moderada
(limitación del sistema). Normalmente, para un satélite de
telecomunicación en fase de transferencia, los generadores solares
(entonces parcial o totalmente replegados) pueden tener según el
posicionamiento en el espacio del satélite un entorno caliente
(flujos solares incidentes); si se considera una disposición de los
radiadores del satélite fijados paralelamente a las paredes
Norte/Sur del satélite, y por tanto situados bajo los generadores
solares durante la fase de transferencia, la solución de derivación
permite al sistema garantizar el control térmico de algunos equipos
de la carga útil del satélite en funcionamiento y en conexión con
la tierra (disponibilidad de potencia eléctrica limitada en esta
fase).
El fluido refrigerante circula en el interior de
la zona de condensación de los radiadores en el interior de tubos
que tienen propiedades dimensionales medias o locales que conviene
dimensionar. Por otro lado, podrán elegirse ranurados si se desea
aumentar los coeficientes de intercambio térmico (con respecto a una
configuración de tubos lisos). Como para la zona evaporación, el
esquema hidráulico serie/paralelo óptimo (y por tanto el número de
ramificaciones) en el interior de los radiadores depende de las
limitaciones de los sistemas (potencia que debe transportarse, tipo
de estructura radiadora elegida...) pero también del fluido
refrigerante elegido. Al nivel de los radiadores (que constituyen
la estructura de soporte de la zona de condensación), el esquema
hidráulico propuesto es específico por dos motivos:
- -
- en primer lugar, el paso de la circulación de fluido en cada radiador del vehículo espacial permite limitar los impactos negativos de entornos disimétricos sobre el funcionamiento termohidráulico del sistema térmico; este sistema de circulación cruzada debe investigarse mejor en cada caso; la elección final (más o menos compleja cuando aumenta el número de radiadores) depende en gran medida de los efectos del entorno sobre el sistema condensador. En el caso de un satélite de telecomunicación, si se hace referencia al caso de la figura 2 y comprendiendo dos zonas Z_{31} y Z_{32} de condensación, acopladas cada una a un radiador, respectivamente R_{31} y R_{32} (simplificado al caso de 2 radiadores por comodidad), puede realizarse sencillamente una circulación en una mitad de un radiador antes de realizar una circulación en una mitad del otro radiador (y esto para las dos líneas en paralelo);
- -
- por otra parte, el sistema de válvulas automáticas al nivel de diferentes ramificaciones del condensador permite usar sólo una parte de la superficie de radiador para evacuar la disipación térmica; esto permite mantener la zona evaporación a un nivel de temperatura mínimo aceptable; de una manera general, el acoplamiento de un entorno térmico medio frío para los radiadores y de una carga térmica que debe transportarse (potencia frigorífica) decreciente impone el cierre de válvulas situadas en la entrada de determinadas ramificaciones de cada radiador (simetría que debe respetarse por motivos de estabilidad termohidráulica) con el fin de bloquear la circulación de fluido en estas últimas.
En el caso de un satélite de telecomunicación,
si se hace referencia al caso de la figura 2 (simplificada al caso
de 2 radiadores por comodidad), es posible cerrar una o dos válvulas
al nivel de cada radiador (conjunto V_{31} y conjunto V_{32})
de manera que sólo se dispone del 75% o del 50% respectivamente de
la superficie del radiador para descargar la potencia; esto permite
mantener una temperatura de condensación bastante alta y por tanto
una temperatura de evaporación por encima del valor del sistema que
debe respetarse.
La zona de expansión puede incluir
manorreductores de tipo termostático. Los manorreductores que
constituyen esta zona de expansión pueden estar dispuestos en serie
o en paralelo con respecto a la zona de evaporación si existe una
compresión en múltiples fases.
Cuando la solución de válvulas automáticas no es
deseable o cuando la potencia térmica que debe transportarse se
vuelve realmente baja o incluso nula en el transcurso de una fase de
vida del satélite, puede sustituirse la disipación térmica del
satélite o del grupo de equipos en cuestión por recalentamiento.
Debe observarse aquí la oportunidad de poder realizar el
recalentamiento centralizado, es decir un conjunto de calentadores
más o menos agrupados y localizados en alguna parte en las tuberías
aguas abajo del condensador y aguas arriba del compresor. Esas
zonas X_{11} y X_{12} de recalentamiento a las que se hace
referencia en la figura 2, no son más que nuevas zonas de
evaporación que se usan si es necesario según un principio de
regulación.
Las ventajas de esta solución son múltiples y
concretamente en el caso de una plataforma de telecomunicación de
dimensiones dadas:
- -
- un aumento de la capacidad de descarga de sus paredes en cuanto a la potencia que puede emitirse por radiación al espacio para una gama de temperaturas de carga útil dada (misiones con mucha disipación que pueden concebirse para plataformas de dimensiones moderadas);
- -
- una supresión de la necesidad de radiadores desplegables y por tanto limitación del volumen y de la masa complementaria generados por el control térmico;
- -
- una radiación alrededor de 100ºC al nivel de los paneles Norte y Sur que permite duplicar la potencia térmica que puede evacuarse por las paredes de la plataforma con respecto a lo que es posible en la actualidad;
- -
- la posibilidad de usar las paredes Este, Oeste, e incluso las paredes Tierra (si no presenta un módulo de antenas) y Anti-tierra en caso de carga útil con una disipación extremada.
- -
- el aumento de la potencia de la carga útil por kg de satélite.
El dispositivo de la invención, gracias a la
modularidad de las diferentes zonas funcionales, también permite
tratar el problema de la razón potencia_disipada/potencia_consumida
que tiene tendencia a aumentar con vistas a futuras misiones para
los satélites de telecomunicación y ofrece posibilidades de
regulación del compresor y del número de líneas de condensador
activas; esto permite funcionar con conductancia variable y
disminuir enormemente la necesidad y el dimensionamiento de las
líneas de recalentamiento. Permite controlar la carga útil en
varias zonas de temperaturas (limitación del sistema) gracias al
principio de compresión en múltiples fases para minimizar el
consumo eléctrico necesario para la compresión.
A continuación se describirá la integración del
dispositivo de la invención en un satélite de telecomunicación. En
efecto, el dispositivo de la invención puede usarse concretamente de
manera muy ventajosa para el control térmico de una carga útil de
telecomunicación. Actualmente, la disipación térmica de estas cargas
útiles se evacua hacia el espacio a través de los paneles de
soporte Norte y Sur de los equipos, que por tanto también sirven de
radiadores en su cara externa. Con este sistema de control térmico,
resulta posible evacuar el calor de la carga útil usando placas
radiantes fijadas al exterior, al nivel de los paneles Norte y Sur,
paralelas y desacopladas en cuanto a la conducción y a la radiación
lo mejor posible de estos últimos. La superficie externa de las
paredes Norte y Sur ya no se usa entonces para fines de radiación
sino que está recubierta con un revestimiento aislante para
proteger los equipos internos frente a los altos niveles de
temperatura de los radiadores.
Con una solución de este tipo, una disposición
óptima de los equipos en el interior del módulo de comunicación
(con o sin uso de bastidores internos suplementarios) junto con una
elección adecuada de generadores solares permite optimizar las
dimensiones de los satélites de telecomunicación, es decir, hacer
que sean más densos (impacto de lanzamiento fuerte). La figura 3
ilustra esquemáticamente la arquitectura externa de radiadores tal
como se propone para este ejemplo de la solución de control térmico
para satélites de telecomunicación. Se fijan placas P_{N} y
P_{S} radiantes en el exterior de las caras Norte y Sur del
satélite, paralelas a estas últimas. Estas placas radiantes están
desacopladas en cuanto a la conducción y a la radiación lo mejor
posible del satélite y comprenden la zona de condensación del
dispositivo de descarga de disipación térmica. Las caras Norte,
Sur, Este, Oeste del módulo de comunicación del satélite Mc están
recubiertas con un revestimiento de múltiples capas clásico
denominado comúnmente "MLI" y con la referencia MLI
("Multi-Layer Insulation", aislamiento de
múltiples capas), a diferencia de las estructuras de la técnica
anterior que necesitan revestir las caras Norte y Sur con
revestimiento de tipo espejo. Estas placas radiantes están situadas
enfrente de las caras Norte y Sur al nivel del módulo de
comunicación del satélite, donde los problemas de tipo térmico son
más importantes. Al nivel del módulo de servicio, todavía pueden
usarse las soluciones clásicas de control térmico basadas en
caloductos y revestimientos de espejo para los radiadores m_{r}
(al nivel de las caras Norte y Sur), porque los problemas térmicos
son menos determinantes en cuanto a las dimensiones. No obstante,
la invención puede extenderse al módulo Ms de servicio si es
necesario.
Claims (15)
1. Dispositivo de control térmico destinado a
evacuar el calor generado por un grupo de equipos de disipación en
un vehículo espacial que comprende una pluralidad de superficies y
que comprende:
- -
- medios de circulación de un fluido refrigerante;
- -
- una zona (Z1) de evaporación que comprende medios de circulación del fluido refrigerante;
- -
- una zona (Z2) de compresión;
- -
- una zona (Z3) de condensación;
- -
- una zona (Z4) de expansión que comprende medios de circulación del fluido refrigerante;
caracterizado porque la zona (Z3) de
condensación comprende al menos un panel radiante acoplado a una
parte de los medios de circulación del fluido refrigerante que
comprende varias ramificaciones y que comprende medios para
permitir o impedir la circulación de dicho fluido en el interior de
esas ramificaciones, de manera que se hace variar la superficie de
intercambio térmico en la zona de condensación.
2. Dispositivo de control térmico según la
reivindicación 1, caracterizado porque la zona de
condensación está asociada con varios paneles radiantes compuestos
por varias partes, estando montados los medios de circulación del
fluido refrigerante de una parte de un panel radiante en serie con
los medios de circulación del fluido refrigerante de una parte de
un panel radiante distinto o con la zona de expansión.
3. Dispositivo de control térmico según una de
las reivindicaciones 1 ó 2, caracterizado porque el número n
de partes por panel radiante es igual al número n de paneles
radiantes, estando conectados los n paneles radiantes mediante
n-1 medios de circulación en serie, teniendo las n
partes atravesadas por el fluido refrigerante una superficie de
descarga idéntica.
4. Dispositivo de control térmico según una de
las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque las
ramificaciones están constituidas por conductos que presentan
superficies internas ranuradas.
5. Dispositivo de control térmico según una de
las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque la zona de
condensación comprende, al nivel de cada panel radiante, un sistema
de válvulas automáticas que permite usar toda o parte de la
superficie del panel radiante para evacuar el calor.
6. Dispositivo de control térmico según una de
las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque la zona de
evaporación comprende además medios de recalentamiento
centralizado.
7. Dispositivo de control térmico según una de
las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque la zona de
evaporación comprende uno o varios equipos controlados a un único
nivel o a varios niveles de temperatura diferentes.
8. Dispositivo de control térmico según una de
las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado porque la zona de
compresión comprende varias fases de compresión, siendo el número
de fases igual al número de niveles de temperatura del evaporador a
controlar.
9. Dispositivo de control térmico según una de
las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque la zona de
compresión comprende al menos un compresor centrífugo con
rodamientos magnéticos.
10. Dispositivo de control térmico según una de
las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque comprende un
sistema de derivación entre la zona de compresión y la zona de
condensación que permite conectar la salida de la zona de
compresión a la entrada de la zona de compresión o a la entrada de
la última fase de compresión, en el caso de una compresión en
múltiples fases, y ajustar la temperatura del fluido en la salida de
la zona de compresión.
11. Vehículo espacial caracterizado
porque comprende un dispositivo de control térmico según una de las
reivindicaciones 1 a 10.
12. Vehículo espacial de telecomunicación según
la reivindicación 11 y que presenta caras denominadas comúnmente
Norte y Sur, caracterizado porque comprende paneles radiantes
externos, fijados a las caras Norte y Sur, equipados con la zona de
condensación del dispositivo de control térmico, estando dichos
paneles radiantes desacoplados en cuanto a la conducción y a la
radiación de esas caras Norte y Sur.
13. Vehículo espacial de telecomunicación según
la reivindicación 12, caracterizado porque comprende zonas de
evaporación, de compresión y de expansión internas al vehículo
espacial.
\newpage
14. Vehículo espacial de telecomunicación según
una de las reivindicaciones 11 a 13, caracterizado porque
comprende un módulo de comunicación y un módulo de servicio,
estando situados los paneles radiantes externos al nivel del módulo
de comunicación.
15. Vehículo espacial de telecomunicación según
una de las reivindicaciones 11 a 14, caracterizado porque
comprende paneles radiantes externos fijados a los paneles
denominados comúnmente Este, Oeste, Tierra,
Anti-tierra y paralelos a estos últimos.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0753500A FR2912995B1 (fr) | 2007-02-26 | 2007-02-26 | Dispositif de controle thermique embarque a bord d'un engin spatial |
| FR0753500 | 2007-02-26 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2341057T3 true ES2341057T3 (es) | 2010-06-14 |
Family
ID=38434815
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES08102023T Active ES2341057T3 (es) | 2007-02-26 | 2008-02-26 | Dispositivo de control termico embarcado a bordo de un vehuculo. |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8616271B2 (es) |
| EP (1) | EP1961659B1 (es) |
| JP (1) | JP5282283B2 (es) |
| CN (1) | CN101270930B (es) |
| AT (1) | ATE465086T1 (es) |
| DE (1) | DE602008001001D1 (es) |
| ES (1) | ES2341057T3 (es) |
| FR (1) | FR2912995B1 (es) |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2332839B1 (en) * | 2008-10-02 | 2015-06-24 | Ibérica del Espacio, S.A. | Spaceship heat module |
| FR2942774B1 (fr) * | 2009-03-06 | 2011-05-06 | Thales Sa | Dispositif de controle thermique pour un engin spatial |
| CN101508349B (zh) * | 2009-03-17 | 2010-08-25 | 北京航空航天大学 | 一种适用于纳卫星热控系统的流体回路控制装置 |
| CN101519127B (zh) * | 2009-04-07 | 2010-05-12 | 北京航空航天大学 | 一种基于lhp被动散热的微小卫星主动热控系统 |
| US9091489B2 (en) * | 2010-05-14 | 2015-07-28 | Paragon Space Development Corporation | Radiator systems |
| CN102417040B (zh) * | 2010-12-16 | 2015-05-20 | 北京航空航天大学 | 一种新型超轻高效的空间粒子辐射器系统 |
| JP5003829B2 (ja) * | 2011-01-19 | 2012-08-15 | ダイキン工業株式会社 | 空気調和機 |
| CN103407582B (zh) * | 2013-08-08 | 2015-09-23 | 北京空间机电研究所 | 一种空间大型载荷的热管理系统 |
| CN103482086B (zh) * | 2013-08-12 | 2015-11-18 | 上海卫星工程研究所 | 高适应环路热管控温装置 |
| CN103488167B (zh) * | 2013-09-26 | 2015-12-23 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种遥感卫星控温仪整星测试方法 |
| US9352856B1 (en) * | 2013-12-04 | 2016-05-31 | Space Systems/Loral, Llc | Axially grooved crossing heat pipes |
| RU2564436C1 (ru) * | 2014-07-03 | 2015-09-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ обеспечения теплового режима полезной нагрузки, размещенной в сборочно-защитном блоке и устройство для его реализации |
| CN104386266B (zh) * | 2014-09-18 | 2016-06-08 | 北京卫星环境工程研究所 | 卫星地面用有效载荷散热装置 |
| US10225953B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-03-05 | Thermal Corp. | Vehicle thermal management system |
| CN104504176B (zh) * | 2014-12-02 | 2016-05-04 | 北京空间飞行器总体设计部 | 重力驱动两相流体回路中储液器和工质充装量的匹配方法 |
| FR3030458B1 (fr) * | 2014-12-18 | 2017-01-27 | Airbus Defence & Space Sas | Engin spatial |
| FR3031969B1 (fr) * | 2015-01-27 | 2017-01-27 | Airbus Defence & Space Sas | Satellite artificiel et procede de remplissage d'un reservoir de gaz propulsif dudit satellite artificiel |
| US10583940B2 (en) | 2015-03-03 | 2020-03-10 | York Space Systems LLC | Pressurized payload compartment and mission agnostic space vehicle including the same |
| EP3259189B1 (fr) * | 2015-06-02 | 2018-07-18 | Airbus Defence and Space SAS | Satellite artificiel |
| US9908643B2 (en) * | 2015-08-05 | 2018-03-06 | Worldvu Satellites Limited | Passive thermal system providing an embedded interface for heat pipes |
| FR3040045B1 (fr) * | 2015-08-10 | 2017-09-08 | Airbus Defence & Space Sas | Satellite artificiel |
| CN106828985B (zh) * | 2016-12-29 | 2019-01-15 | 重庆大学 | 一种燃料汽化吸热运载火箭冷却系统 |
| US10696429B2 (en) * | 2017-02-03 | 2020-06-30 | The Boeing Company | Dual condenser loop heat pipe for satellites with sun-normal radiators |
| US10780998B1 (en) | 2017-03-22 | 2020-09-22 | Space Systems/Loral, Llc | Spacecraft design with multiple thermal zones |
| CN108482712B (zh) * | 2018-03-02 | 2019-02-26 | 北京空间技术研制试验中心 | 多舱段航天器热负荷分析方法 |
| US11814195B1 (en) * | 2019-08-26 | 2023-11-14 | United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa | Silicon oxide coated aluminized Kapton radiator coating for nano-satellite thermal management |
| CN111152940B (zh) * | 2020-01-02 | 2021-05-18 | 中国科学院空间应用工程与技术中心 | 一种辅助传热机构、舱外载荷和空间站 |
| US11320216B2 (en) | 2020-01-29 | 2022-05-03 | Hamilton Sundstrand Corporation | Insert for evaporator header |
| US11512908B2 (en) | 2020-02-03 | 2022-11-29 | Hamilton Sundstrand Corporation | Evaporator with grooved channels |
| US11808528B2 (en) | 2020-02-03 | 2023-11-07 | Hamilton Sundstrand Corporation | Evaporator with grooved channels and orifice inserts |
| CN112231837B (zh) * | 2020-10-22 | 2022-11-29 | 上海卫星工程研究所 | 基于航天器大面积热控方案的分布式热控设计系统 |
| CN113212811B (zh) * | 2021-06-24 | 2023-03-24 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 兼容动态磁补偿的热控制系统 |
| CN114455106A (zh) * | 2022-02-21 | 2022-05-10 | 航天科工空间工程发展有限公司 | 一种热控结构及包括该热控结构的卫星 |
Family Cites Families (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2486141A (en) * | 1946-10-10 | 1949-10-25 | Mel Products Company | Diversion fitting for hot-water heating systems |
| US3495418A (en) * | 1968-04-18 | 1970-02-17 | Garrett Corp | Refrigeration system with compressor unloading means |
| US4679404A (en) * | 1979-07-31 | 1987-07-14 | Alsenz Richard H | Temperature responsive compressor pressure control apparatus and method |
| US4614089A (en) * | 1985-03-19 | 1986-09-30 | General Services Engineering, Inc. | Controlled refrigeration system |
| GB2175685B (en) * | 1985-05-30 | 1989-07-05 | Aisin Seiki | Heat exchange arrangements. |
| JPH0645155Y2 (ja) * | 1988-10-24 | 1994-11-16 | サンデン株式会社 | 熱交換器 |
| US5267605A (en) * | 1990-09-06 | 1993-12-07 | Doty Scientific, Inc. | Microtube array space radiator |
| US5396779A (en) * | 1990-09-14 | 1995-03-14 | Nartron Corporation | Environmental control system |
| US5142884A (en) * | 1991-02-01 | 1992-09-01 | Mainstream Engineering Corporation | Spacecraft adsorption thermal storage device using a vapor compression heat pump |
| JPH0592496U (ja) * | 1992-05-22 | 1993-12-17 | 三菱重工業株式会社 | 低温冷却装置 |
| JPH07108998A (ja) * | 1993-10-14 | 1995-04-25 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 宇宙用二相ループ内液滴除去装置 |
| JPH08178562A (ja) * | 1994-12-20 | 1996-07-12 | Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> | 二相流体ループ式排熱システム |
| US5943877A (en) * | 1997-05-05 | 1999-08-31 | The Joseph Company | Space vehicle freezer including heat exchange unit space use |
| US6220548B1 (en) * | 1998-09-14 | 2001-04-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Deployed equipment modules for satellite architecture improvement |
| JP2001241877A (ja) * | 2000-02-25 | 2001-09-07 | Furukawa Electric Co Ltd:The | 内面溝付管及びその製造方法 |
| DE10009373C2 (de) * | 2000-02-29 | 2002-03-14 | Airbus Gmbh | Klimatisierungssystem für ein Verkehrsflugzeug |
| US6883588B1 (en) * | 2000-07-24 | 2005-04-26 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft radiator system using a heat pump |
| GB0029194D0 (en) * | 2000-11-30 | 2001-01-17 | Honeywell Normalair Garrett | Cooling apparatus |
| FR2823182B1 (fr) * | 2001-04-05 | 2004-06-04 | Cit Alcatel | Radiateur deployable pour engin spatial |
| JP2003314942A (ja) * | 2001-07-19 | 2003-11-06 | Denso Corp | 集熱器 |
| CA2373905A1 (en) * | 2002-02-28 | 2003-08-28 | Ronald David Conry | Twin centrifugal compressor |
| JP2003291900A (ja) * | 2002-04-05 | 2003-10-15 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星熱制御装置 |
| US6865901B2 (en) * | 2002-05-29 | 2005-03-15 | Webasto Thermosysteme International Gmbh | System with an internal combustion engine, a fuel cell and a climate control unit for heating and/or cooling the interior of a motor vehicle and process for the operation thereof |
| JP2005003239A (ja) * | 2003-06-10 | 2005-01-06 | Sanyo Electric Co Ltd | 冷媒サイクル装置 |
| US7155920B2 (en) * | 2004-10-18 | 2007-01-02 | Carrier Corporation | Refrigerant cycle with tandem compressors and multiple condensers |
-
2007
- 2007-02-26 FR FR0753500A patent/FR2912995B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-02-22 JP JP2008041939A patent/JP5282283B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-02-26 US US12/037,186 patent/US8616271B2/en active Active
- 2008-02-26 EP EP08102023A patent/EP1961659B1/fr active Active
- 2008-02-26 AT AT08102023T patent/ATE465086T1/de not_active IP Right Cessation
- 2008-02-26 ES ES08102023T patent/ES2341057T3/es active Active
- 2008-02-26 DE DE602008001001T patent/DE602008001001D1/de active Active
- 2008-02-26 CN CN2008100951355A patent/CN101270930B/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN101270930A (zh) | 2008-09-24 |
| US20080217483A1 (en) | 2008-09-11 |
| JP5282283B2 (ja) | 2013-09-04 |
| FR2912995B1 (fr) | 2009-05-22 |
| FR2912995A1 (fr) | 2008-08-29 |
| EP1961659B1 (fr) | 2010-04-21 |
| DE602008001001D1 (de) | 2010-06-02 |
| CN101270930B (zh) | 2012-06-27 |
| US8616271B2 (en) | 2013-12-31 |
| JP2008222210A (ja) | 2008-09-25 |
| EP1961659A1 (fr) | 2008-08-27 |
| ATE465086T1 (de) | 2010-05-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2341057T3 (es) | Dispositivo de control termico embarcado a bordo de un vehuculo. | |
| ES2542201T3 (es) | Dispositivo de control térmico para un ingenio espacial | |
| US6626231B2 (en) | Heat transfer device | |
| US7000691B1 (en) | Method and apparatus for cooling with coolant at a subambient pressure | |
| JP4257363B2 (ja) | 少なくとも一つのエンクロージャの受動および能動冷却のためのシステム、装置および方法 | |
| AU2008343788B2 (en) | Heat pipes incorporating microchannel heat exchangers | |
| EP1703583A2 (en) | Method and apparatus for cooling with coolant at a subambient pressure | |
| WO2010037872A1 (es) | Plataforma térmica modular de nave espacial | |
| RU2463219C1 (ru) | Космический аппарат | |
| JP2002048357A (ja) | 熱ポンプを使用した宇宙船冷却システム | |
| US7246658B2 (en) | Method and apparatus for efficient heat exchange in an aircraft or other vehicle | |
| JP7254249B2 (ja) | 冷却装置及び宇宙構造物 | |
| RU2487063C2 (ru) | Система терморегулирования приборного отсека посадочного лунного модуля | |
| ES2659748T3 (es) | Dispositivo de control térmico | |
| van Es et al. | AMS02 tracker thermal control cooling system commissioning and operational results | |
| Hoang et al. | Development of a two‐phase capillary pumped heat transport for spacecraft central thermal bus | |
| WO2021117105A1 (ja) | 冷却装置及び人工衛星 | |
| RU2168690C2 (ru) | Система терморегулирования | |
| AU2014250674A1 (en) | Heat pipes incorporating microchannel heat exchangers | |
| Bugby et al. | Development and testing of a miniaturized multi‐evaporator hybrid loop heat pipe | |
| Singh et al. | Innovative multi-environment, multimode thermal control system | |
| JP2023100293A (ja) | 冷却装置及び宇宙構造物 | |
| RU2264954C2 (ru) | Космический аппарат с регулярной ориентацией относительно солнца | |
| Ku et al. | A prototype heat pipe heat exchanger for the capillary pumped loop flight experiment | |
| JPH0590777A (ja) | コールドプレートおよびこれを用いた冷却装置 |