RU2132805C1 - Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата - Google Patents
Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2132805C1 RU2132805C1 RU96104884A RU96104884A RU2132805C1 RU 2132805 C1 RU2132805 C1 RU 2132805C1 RU 96104884 A RU96104884 A RU 96104884A RU 96104884 A RU96104884 A RU 96104884A RU 2132805 C1 RU2132805 C1 RU 2132805C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- volume
- gas
- gas cavity
- measured
- liquid
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике, в частности, к способам наземных испытаний системы терморегулирования космического аппарата. Согласно изобретению, производят проверку функционирования системы при подготовке к пуску аппарата, разъединение жидкостных трактов системы и съемного оборудования после проверки, снятие последнего с космического аппарата и измерение объема газовой полости компенсатора объема с помощью эталонной емкости. Данный объем измеряют, при двух различных допустимых давлениях, до разъединения жидкостных трактов (разность значений должна быть не более определенной на заводе-изготовителе), а после разъединения этих трактов измеряют объем указанной газовой полости и определяют в жидкостном тракте системы, также при двух различных давлениях в газовой полости, объем газовых пузырей, который не должен превышать допустимый. Изобретение направлено на повышение достоверности результатов испытаний и эксплуатационной надежности системы терморегулирования. 1 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к системе терморегулирования (СТР) космического аппарата (КА).
В настоящее время испытания СТР при подготовке связных спутников (например, типа "Молния") к пуску проводятся при циркуляции теплоносителя через жидкостно-жидкостный теплообменник съемного оборудования системы, снимаемого со спутника в конце испытаний перед пуском при выключенной СТР.
Анализ источников информации по патентной и научно-технической информации показал, что наиболее близким по технической сути /прототипом/ предлагаемого технического решения является, способ испытаний газожидкостной СТР, изложенный на с. 114-115, рис.7.1 монографии: О.Б. Андрейчук, Н.Н.Малахов Тепловые испытания космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1982.
Известный способ испытаний, с учетом того, что в настоящее время в СТР связных спутников (например, типа "Молния") жидкостно-жидкостный теплообменник установлен снаружи гермоконтейнера и выполнен съемным, перед пуском спутника - подключен к жидкостному тракту СТР с помощью двух концевых вентилей параллельно радиатору, включает в себя следующие операции (процессы):
- проверку функционирования СТР при испытаниях и подготовке спутника к пуску, заключающаяся в проверке способности СТР обеспечить тепловой режим включенных в работу приборов спутника путем передачи тепла от СТР наземной системе через съемное оборудование;
- слив теплоносителя из жидкостного тракта съемного оборудования и разъединение жидкостных трактов системы и съемного оборудования и снятие последнего со спутника после проверки;
- измерение объема газовой полости компенсатора объема СТР с использованием эталонной емкости при заданном давлении в ней после снятия съемного оборудования (проводится для того, чтобы убедиться, что после снятия съемного оборудования количество теплоносителя в жидкостном тракте СТР не уменьшилось; объем газовой полости определяется, зная известный объем эталонной емкости, используя уравнение состояние газа в этих емкостях: p • V = G • R • T, где p - давление газа, V - объем газа, G - масса газа, R - универсальная газовая постоянная, T - температура газа).
- проверку функционирования СТР при испытаниях и подготовке спутника к пуску, заключающаяся в проверке способности СТР обеспечить тепловой режим включенных в работу приборов спутника путем передачи тепла от СТР наземной системе через съемное оборудование;
- слив теплоносителя из жидкостного тракта съемного оборудования и разъединение жидкостных трактов системы и съемного оборудования и снятие последнего со спутника после проверки;
- измерение объема газовой полости компенсатора объема СТР с использованием эталонной емкости при заданном давлении в ней после снятия съемного оборудования (проводится для того, чтобы убедиться, что после снятия съемного оборудования количество теплоносителя в жидкостном тракте СТР не уменьшилось; объем газовой полости определяется, зная известный объем эталонной емкости, используя уравнение состояние газа в этих емкостях: p • V = G • R • T, где p - давление газа, V - объем газа, G - масса газа, R - универсальная газовая постоянная, T - температура газа).
Как показывает опыт эксплуатации связных спутников, известный способ обладает существенными недостатками, а именно: недостаточно высокая достоверность результатов испытаний и обусловленная ею недостаточно высокая эксплуатационная надежность СТР в условиях орбитального функционирования, что объясняется следующим.
В настоящее время по известному способу после проведения всех испытаний спутника перед пуском съемное оборудование с него снимается (см. фиг.1): подключают к вентилям 6 и 7 заправочно-сливное устройство (заправщик), закрывают вентили СТР 4 и 5, открывают вентили 6 и 7 и, продувая сжатым воздухом, сливают теплоноситель (пожароопасный и токсичный) из жидкостного тракта съемного оборудования в заправщик; после этого съемное оборудование со спутника снимают, а свободные штуцеры вентилей СТР 4 и 5 заглушают и измеряют объем газовой полости компенсатора объема 2 при определенном давлении в эталонной емкости 14 и, если измеренный объем совпадет с расчетным, считают, что количество теплоносителя в жидкостном тракте соответствует требуемому, СТР работоспособна и спутник запускают на орбиту. Но если в процессе продувки сжатым воздухом вентили 4 и 5 были неполностью закрыты (например, ошибся оператор или из-за попадания механических частиц вентиль закрылся неполностью), то из жидкостного тракта СТР несанкционированно выльется теплоноситель и одновременно в него поступит сжатый воздух, что недопустимо, так как при недостатке теплоносителя в СТР, так и при наличии в жидкостном тракте пузыря воздуха выше определенной величины электронасосный агрегат (ЭНА) 1.1 не работоспособен (не более 250 см3 для используемых в настоящее время в СТР связных спутников ЭНА): при этом полость ЭНА заполняется пузырем воздуха и он перестает обеспечивать необходимый расход теплоносителя в жидкостном тракте и, следовательно, спутник выходит из строя. И такой недостаток теплоносителя и наличие пузыря воздуха в жидкостном тракте СТР в настоящее время, как показывает опыт эксплуатации существующих связных спутников, измерением объема газовой полости при определенном давлении не всегда обнаруживается: например, если объем газовых пузырей в жидкостном тракте при давлении в газовой полости при измерении ее объема равен объему вытекавшего при снятии съемного оборудования теплоносителя, тогда измеренное значение объема газовой полости совпадет с расчетным и СТР будет считаться кондиционной, спутник запустят на орбиту и там СТР выйдет из строя, что и имело место при эксплуатации одного из связных спутников. Таким образом, существенными недостатками известного способа являются недостаточно высокая достоверность результатов испытаний и обусловленная ею недостаточно высокая эксплуатационная надежность СТР в условиях орбитального функционирования спутника.
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.
Поставленная цель достигается тем, что при испытаниях СТР КА измеряют объем газовой полости компенсатора объема до разъединения жидкостных трактов при двух различных допустимых давлениях, определяют разность между ними, которая должна быть не более определенной по результатам измерений на заводе-изготовителе, а после разъединения жидкостных трактов измеряют объем газовой полости и определяют объем газовых пузырей в жидкостном тракте системы также при двух различных давлениях в газовой полости, который должен удовлетворять следующему соотношению:
где Vп - объем газовых пузырей в жидкостном тракте системы, дм3;
Vэ - объем эталонной емкости, дм3;
Pэ - начальное избыточное давление в эталонной емкости, Па;
Pуст2, Pуст1 - установившиеся значения избыточного давления после и до сообщения газовой полости компенсатора объема с полостью эталонной емкости и соединительного трубопровода, Па;
Vгп - измеренный до разъединения жидкостных трактов объем газовой полости компенсатора объема, дм3;
ΔV - допустимый объем газовых пузырей в жидкостном тракте системы, дм3,
что и являются, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.
где Vп - объем газовых пузырей в жидкостном тракте системы, дм3;
Vэ - объем эталонной емкости, дм3;
Pэ - начальное избыточное давление в эталонной емкости, Па;
Pуст2, Pуст1 - установившиеся значения избыточного давления после и до сообщения газовой полости компенсатора объема с полостью эталонной емкости и соединительного трубопровода, Па;
Vгп - измеренный до разъединения жидкостных трактов объем газовой полости компенсатора объема, дм3;
ΔV - допустимый объем газовых пузырей в жидкостном тракте системы, дм3,
что и являются, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.
В результате анализа, проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемом устройстве.
На чертеже изображена принципиальная схема реализации предлагаемого технического решения.
Предлагаемый способ испытаний СТР включает в себя следующие операции:
1. Проверка нормального функционирования СТР при испытаниях и подготовке спутника к пуску: при этом СТР обеспечивает необходимый тепловой режим спутника, т.е. проверяется и подтверждается ее работоспособность.
1. Проверка нормального функционирования СТР при испытаниях и подготовке спутника к пуску: при этом СТР обеспечивает необходимый тепловой режим спутника, т.е. проверяется и подтверждается ее работоспособность.
2. Измерение в конце проверки объема газовой полости компенсатора объема 2 с использованием эталонной емкости 14, имеющей в своем составе манометр 13, вентиль 12 и соединительный трубопровод 11 для подключения к клапану заправочному газовой полости 3, при двух различных избыточных давлениях в ней:
(формула выведена авторами, используя уравнение состояния газа p•V = G•R•T для газа в газовой полости компенсатора объема, соединительном трубопроводе 10 и эталонной емкости, и в настоящее время начато опытное ее использование при измерении объема газовой полости при определенном давлении как при заправке, так и после снятия съемного оборудования).
(формула выведена авторами, используя уравнение состояния газа p•V = G•R•T для газа в газовой полости компенсатора объема, соединительном трубопроводе 10 и эталонной емкости, и в настоящее время начато опытное ее использование при измерении объема газовой полости при определенном давлении как при заправке, так и после снятия съемного оборудования).
где Vгп - измеренный объем газовой полости компенсатора объема, дм3;
Vэ - объем эталонной емкости, дм3;
Pэ - начальное избыточное давление в эталонной емкости, Па;
P2, P1 - установившиеся значения избыточного давления после и до сообщения газовой полости с полостью эталонной емкости и соединительного трубопровода, Па.
Vэ - объем эталонной емкости, дм3;
Pэ - начальное избыточное давление в эталонной емкости, Па;
P2, P1 - установившиеся значения избыточного давления после и до сообщения газовой полости с полостью эталонной емкости и соединительного трубопровода, Па.
3. Сравнение измеренных значений объема газовой полости с расчетным.
4. Определение разности между измеренными значениями газовой полости и сравнение с разностью, полученной при измерениях при заправке теплоносителем жидкостного тракта 1 СТР совместно со съемным оборудованием (согласно предлагаемому способу и при заправке объем газовой полости будет измеряться при двух различных давлениях).
5. Слив теплоносителя из съемного оборудования.
6. Измерение объема газовой полости при двух различных избыточных давлениях, что достигается установкой соответствующих начальных избыточных давлений в эталонной емкости.
7. Используя измеренные значения по п.п. 2 и 6, определение объема газового пузыря в жидкостном тракте СТР по соотношению:
(Формула выведена авторами, используя уравнение состояния газа p • V = G • R • T для газа в газовой полости компенсатора объема, соединительном трубопроводе, эталонной емкости и газовом пузыре, находящемся в жидкостном тракте СТР).
(Формула выведена авторами, используя уравнение состояния газа p • V = G • R • T для газа в газовой полости компенсатора объема, соединительном трубопроводе, эталонной емкости и газовом пузыре, находящемся в жидкостном тракте СТР).
8. Если Vп ≤ ΔV, то производят снятие съемного оборудования СТР со спутника.
Как было выше указано, при испытаниях и подготовке спутника к пуску испытывают также СТР: проверяют и подтверждают работоспособность СТР 1 (см. фиг.1) путем включения в работу ЭНА 1.1 и ее способность отводить избыточное тепло от работающих при испытаниях по штатной программе приборов спутника через съемное оборудование (через его жидкостно-жидкостный теплообменник 9, который установлен до фильтра 8) наземной системы. После окончания проверок ЭНА выключают и перед разъединением жидкостных трактов СТР и ее съемного оборудования измеряют объем газовой полости компенсатора объема при различных избыточных давлениях в ней (например, при 50 и 100 кПа). Измеренные значения проверяют на соответствие расчетному: определяют разность между измеренными значениями, которая должна быть не более полученной по результатам измерений при заправке теплоносителем на заводе-изготовителе (например, не более 60 см3, что обусловлено только погрешностями измерений) - тем самым устанавливается, что до разъединения жидкостных трактов в них нет газовых пузырей и количество теплоносителя в СТР соответствует заправленному. После этого к вентилям 6 и 7 подключают заправщик, закрывают вентили 4 и 5 открывают вентили 6 и 7 и, продувая сжатым воздухом, сливают теплоноситель из жидкостного тракта съемного оборудования. После окончания слива измеряют объем газовой полости компенсатора объема при различных избыточных давлениях в ней (например, при 50 и 100 кПа). Измеренные значения проверяют на соответствие расчетному: определяют объем газового пузыря в жидкостном тракте СТР, который должен удовлетворять условию
(например, не более 125 см3) - тем самым устанавливается, что в процессе разъединения жидкостных трактов в СТР поступило незначительное количество воздуха и из нее вылилось малое количество теплоносителя, которые не нарушают работоспособность СТР в условиях орбитального функционирования, и съемное оборудование снимают со спутника.
(например, не более 125 см3) - тем самым устанавливается, что в процессе разъединения жидкостных трактов в СТР поступило незначительное количество воздуха и из нее вылилось малое количество теплоносителя, которые не нарушают работоспособность СТР в условиях орбитального функционирования, и съемное оборудование снимают со спутника.
Таким образом, предложенное авторами техническое решение однозначно исключает скрытый брак, который мог быть допущен при испытаниях СТР, и, следовательно, повышает достоверность испытаний и тем самым повышает эксплуатационную надежность СТР в условиях орбитального функционирования, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.
В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации НПО прикладной механики, по которой будет изготавливаться СТР вновь создаваемого связного спутника.
Claims (1)
- Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата, включающий проверку функционирования системы при подготовке к пуску аппарата, разъединение жидкостных трактов системы и съемного оборудования после проверки, снятие последнего с космического аппарата и измерение объема газовой полости компенсатора объема с использованием эталонной емкости, отличающийся тем, что измеряют объем газовой полости компенсатора объема до разъединения жидкостных трактов при двух различных допустимых давлениях, определяют разность между этими объемами, которая должна быть не более определенной по результатам измерений на заводе-изготовителе, а после разъединения жидкостных трактов измеряют объем указанной газовой полости и определяют объем газовых пузырей в жидкостном тракте системы также при двух различных давлениях в газовой полости, причем указанный объем должен удовлетворять следующему соотношению:
где Vп - объем газовых пузырей в жидкостном тракте системы, дм3;
Vэ - объем эталонной емкости, дм3;
Pэ - начальное избыточное давление в эталонной емкости, Па;
Pуст2, Pуст1 - установившиеся значения избыточного давления после и до сообщения газовой полости компенсатора объема с полостью эталонной емкости и соединительного трубопровода, Па;
Vгп - измеренный до разъединения жидкостных трактов объем газовой полости компенсатора объема, дм3;
ΔV - допустимый объем газовых пузырей в жидкостном тракте системы, дм3.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96104884A RU2132805C1 (ru) | 1996-03-12 | 1996-03-12 | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96104884A RU2132805C1 (ru) | 1996-03-12 | 1996-03-12 | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU96104884A RU96104884A (ru) | 1998-06-27 |
| RU2132805C1 true RU2132805C1 (ru) | 1999-07-10 |
Family
ID=20178006
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96104884A RU2132805C1 (ru) | 1996-03-12 | 1996-03-12 | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2132805C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2541612C2 (ru) * | 2013-04-17 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата |
| RU2541597C2 (ru) * | 2013-04-16 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Система терморегулирования космического аппарата |
| CN106467174A (zh) * | 2015-08-10 | 2017-03-01 | 北京卫星环境工程研究所 | 大型航天器机构常压温度梯度试验系统 |
| RU2772763C1 (ru) * | 2021-07-26 | 2022-05-25 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ проведения тепловакуумных испытаний при наземной проверке космических аппаратов на работоспособность |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2447000C2 (ru) * | 2010-05-14 | 2012-04-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система терморегулирования космического аппарата |
-
1996
- 1996-03-12 RU RU96104884A patent/RU2132805C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 1. Андрейчук О.Б., Малахов Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1982, с. 114 - 115, рис. 7.1. 2. Там же, с. 12 - 17. 3. * |
| 4. Ekern W.F. et al. Thermal vacuum test of a large-scale prototype multi-heat pipe thermal control assembly. AIAA Pap. 1974, N 727, 8 p. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2541597C2 (ru) * | 2013-04-16 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Система терморегулирования космического аппарата |
| RU2541612C2 (ru) * | 2013-04-17 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата |
| CN106467174A (zh) * | 2015-08-10 | 2017-03-01 | 北京卫星环境工程研究所 | 大型航天器机构常压温度梯度试验系统 |
| RU2772763C1 (ru) * | 2021-07-26 | 2022-05-25 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ проведения тепловакуумных испытаний при наземной проверке космических аппаратов на работоспособность |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3580055A (en) | Tank system tightness tester | |
| US4590793A (en) | Pressure pump with volumetric leak rate detector | |
| US5295360A (en) | Apparatus for identifying and distinguishing different refrigerants | |
| EP1847694A2 (en) | Cooling system testing apparatus and methods | |
| RU2132805C1 (ru) | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата | |
| US6035700A (en) | Method of leak testing an assembled plate type heat exchanger | |
| CA1127414A (en) | Meter proving method | |
| WO2006076074A2 (en) | Fluid containment element leak detection apparatus and method | |
| JPH11173709A (ja) | パージ方法、被パージ装置及びパージ装置 | |
| US6578408B1 (en) | Testing fluid-containing systems | |
| CN102564709A (zh) | 一种密封结构零件的检漏方法 | |
| RU2392200C1 (ru) | Способ заправки теплоносителем гидромагистрали системы терморегулирования космического аппарата и устройство для его реализации | |
| US11021143B2 (en) | Apparatus, system, and method for use in brake caliper inspection | |
| JP3331853B2 (ja) | 油入電気機器の採油及び油補給装置 | |
| RU2297372C2 (ru) | Способ заправки теплоносителем гидравлических систем терморегулирования космических аппаратов, снабженных гидропневматическим компенсатором объемного расширения рабочего тела | |
| KR102717907B1 (ko) | 부품의 누설 시험 장치 | |
| RU96104884A (ru) | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата | |
| RU2151719C1 (ru) | Способ испытаний системы терморегулирования | |
| RU2196711C2 (ru) | Способ заправки теплоносителем гидравлических систем терморегулирования космических аппаратов | |
| CN111948553B (zh) | 电池爆喷检测系统及方法 | |
| RU2252901C1 (ru) | Способ заправки теплоносителем гидравлической системы терморегулирования космического аппарата, снабженной гидропневматическим компенсатором, и устройство для его осуществления | |
| RU2132806C1 (ru) | Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата | |
| CN212511969U (zh) | 用于车载空调系统加注的加注装置 | |
| RU2269457C2 (ru) | Способ изготовления модуля полезной нагрузки космического аппарата | |
| RU2497731C1 (ru) | Устройство для компенсации потерь рабочего тела из гидравлической магистрали системы термостатирования герметичного обитаемого помещения и способ его эксплуатации |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070313 |