RU2014127238A

RU2014127238A - SPACE VEHICLE CONTROL SYSTEM

Info

Publication number: RU2014127238A
Application number: RU2014127238A
Authority: RU
Inventors: Николай Алексеевич Тестоедов; Владимир Иванович Халиманович; Федор Константинович Синьковский; Анатолий Петрович Колесников; Игорь Васильевич Легостай; Евгений Николаевич Головенкин; Александр Владимирович Анкудинов; Олег Валентинович Шилкин; Евгений Владимирович Кривов; Георгий Владимирович Акчурин; Наталья Фаридовна Буткина; Надежда Васильевна Кудрявцева; Владимир Петрович Акчурин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева"
Priority date: 2014-07-03
Filing date: 2014-07-03
Publication date: 2016-02-10
Also published as: RU2577925C2

Abstract

1. Система терморегулирования космического аппарата, включающая жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем, имеющий в своем составе элементы: центробежный электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы панелей, на которых установлены приборы, и радиаторы, которые сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, отличающаяся тем, что в жидкостном контуре установлен двухступенчатый электронасосный агрегат (ЭНА), прокачивающий через себя теплоноситель ЛЗ-ТК-2 в результате вращения двух последовательно рядом расположенных рабочих колес с номинальной частотой вращения 6000 об/мин, причем на выходе из ЭНА установлена дроссельная шайба с гидравлическим сопротивлением, определяемым при минимально требуемом расходе теплоносителя в жидкостном контуре согласно соотношению,где- гидравлическое сопротивление дроссельной шайбы на выходе из ЭНА, кгс/см;- гидравлическое сопротивление жидкостного тракта системы терморегулирования с максимальной холодопроизводительностью Q(Вт), равное напору ЭНА без установленной на его выходе дроссельной шайбы, кгс/см;- холодопроизводительность для конкретного космического аппарата, Вт;= 0,95-1 - расчетный коэффициент на основе опытных данных.2. Система терморегулирования по п. 1, отличающаяся тем, что ЭНА выполнен работоспособным при повышенном, например более 27 В, напряжении питания, предусмотренном на борту космического аппарата.3. Система терморегулирования по п. 1, отличающаяся тем, что фланец корпуса ЭНА, выполненный, например, из алюминиевого сплава, соединен сваркой через биметаллический переходник с фланцем электродвигателя, выполненным, например, из титанового сплава.1. The system of thermal control of the spacecraft, including a liquid circuit with a circulating coolant, incorporating elements: a centrifugal electric pump unit, a hydraulic accumulator, manifolds of panels on which the devices are installed, and radiators, which are interconnected by sections of connecting pipelines, characterized in that the liquid circuit is equipped with a two-stage electric pump unit (ENA), pumping the heat carrier LZ-TK-2 through itself as a result of rotation of two consecutively adjacent positioned impellers with a nominal speed of 6000 rpm, and at the outlet of the ENA there is a throttle washer with hydraulic resistance determined at the minimum required flow rate of the coolant in the liquid circuit according to the ratio, where is the hydraulic resistance of the throttle washer at the exit of the ENA, kgf / cm ; - hydraulic resistance of the liquid path of the temperature control system with maximum cooling capacity Q (W), equal to the pressure of the ENA without the throttle washer installed at its output, kgf / cm; - x lodoproizvoditelnost for the particular spacecraft, W = 0,95-1 - calculated ratio on the basis of experimental dannyh.2. The temperature control system according to claim 1, characterized in that the ENA is made operable with an increased, for example, more than 27 V, supply voltage provided on board the spacecraft. 3. The temperature control system according to claim 1, characterized in that the ENA housing flange made, for example, from an aluminum alloy, is connected by welding through a bimetallic adapter to an electric motor flange made, for example, from a titanium alloy.

Claims

1. The system of thermal control of the spacecraft, including a liquid circuit with a circulating coolant, incorporating elements: a centrifugal electric pump unit, a hydraulic accumulator, manifolds of panels on which the devices are installed, and radiators, which are interconnected by sections of connecting pipelines, characterized in that the liquid circuit is equipped with a two-stage electric pump unit (ENA), pumping the heat carrier LZ-TK-2 through itself as a result of rotation of two consecutively adjacent laid impellers rotating at rated speed 6000 rev / min, and the output of a throttle washer ANE hydraulic resistance determined at the minimum required coolant flow in the liquid circuit according to the relation

,

where .DELTA.P _dr.sh - a hydraulic resistance at the outlet orifice of ENA, kgf / cm ^2;

.DELTA.P _STR.maks - hydraulic resistance of the liquid path thermoregulation system with maximum cooling capacity Q _CTP.maks (W) equal to the pressure without ANE mounted on its outlet orifice, kgf / cm ^2;

Q _STR.reb - cooling capacity for a particular spacecraft, W;

K = 0.95-1 is a calculated coefficient based on experimental data.

2. The temperature control system according to claim 1, characterized in that the ENA is made operable with an increased, for example, more than 27 V, supply voltage provided on board the spacecraft.

3. The temperature control system according to claim 1, characterized in that the ENA housing flange made, for example, of aluminum alloy, is connected by welding through a bimetallic adapter to the motor flange made, for example, of titanium alloy.