RU2209750C2 - Spacecraft temperature control system and method of manufacture of such system - Google Patents
Spacecraft temperature control system and method of manufacture of such system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2209750C2 RU2209750C2 RU2001111913A RU2001111913A RU2209750C2 RU 2209750 C2 RU2209750 C2 RU 2209750C2 RU 2001111913 A RU2001111913 A RU 2001111913A RU 2001111913 A RU2001111913 A RU 2001111913A RU 2209750 C2 RU2209750 C2 RU 2209750C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- liquid
- volume
- coolant
- bellows
- panels
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) связных спутников, и создано авторами в порядке выполнения служебного задания. The invention relates to space technology, in particular to thermal control systems (CTP) of connected satellites, and was created by the authors in the order of performance of a job.
В настоящее время для обеспечения теплового режима приборов, установленных в составе геостационарных связных спутников (например, типа "Экспресс-А"), широко используются СТР, содержащие замкнутый жидкостный контур с теплоносителем, описание конструкции и способа изготовления которых приведено:
- в материалах патентов по заявкам 99102571 от 8.2.1999 г., 96104884 от 12.3.1996 г.;
- на стр. 14-16, рис. 2, 3 монографии: О.Б. Андрейчук, Н.Н. Малахов. Тепловые испытания космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1982 г.:
- а также на стр.6, рис.1.1 книги: Краев М.В., Лукин В.А., Овсянников Б. В. Малорасходные насосы авиационных и космических систем. М.: Машиностроение, 1985 г.Currently, to ensure the thermal regime of devices installed as part of geostationary-connected communication satellites (for example, Express-A type), STRs are widely used, containing a closed liquid circuit with a coolant, a description of the design and manufacturing method of which is given:
- in the materials of patents for applications 99102571 from 8.2.1999, 96104884 from 12.3.1996;
- on pages 14-16, fig. 2, 3 monographs: O.B. Andreichuk, N.N. Malakhov. Thermal tests of spacecraft. M .: Engineering, 1982:
- and also on
В настоящее время конфигурации и массы разработанных отечественных связных спутников, предназначенных для использования на геостационарной орбите, таковы, что их можно запускать и запускают на указанную орбиту только с космодрома "Байконур", расположенного в Казахстане, с помощью ракеты-носителя типа "Протон". При этом в различные рабочие точки вышеуказанной орбиты одновременно выводится не более двух связных спутников. Currently, the configurations and masses of the developed domestic communications satellites intended for use in the geostationary orbit are such that they can only be launched and launched into the indicated orbit from the Baikonur cosmodrome in Kazakhstan using a Proton launch vehicle. At the same time, no more than two connected satellites are simultaneously displayed at various operating points of the above orbit.
В современных условиях весьма актуальна задача дальнейшего снижения общих материальных и финансовых затрат, израсходуемых на каждый связной спутник, функционирующий на геостационарной орбите, и предпочтительно, чтобы их запускали на указанную орбиту с космодрома "Плесецк". In modern conditions, the task of further reducing the overall material and financial costs spent on each communication satellite operating in a geostationary orbit is very urgent, and it is preferable that they be launched into the indicated orbit from the Plesetsk cosmodrome.
Для решения вышеуказанной задачи необходимо усовершенствовать конфигурации и снизить массы вновь разрабатываемых геостационарных связных спутников, чтобы обеспечивалось одновременное выведение в рабочие точки орбиты трех связных спутников с помощью ракеты-носителя типа "Протон" с космодрома "Байконур" или одного связного спутника с помощью ракеты-носителя типа "Союз" с отечественного космодрома "Плесецк". To solve the above problem, it is necessary to improve configurations and reduce the masses of newly developed geostationary-connected communication satellites, so that three connected satellites can be simultaneously launched to operating points of the orbit using a Proton launch vehicle from the Baikonur cosmodrome or one connected satellite using a launch vehicle Soyuz type from the Plesetsk cosmodrome.
Анализ, проведенный авторами, показал, что важнейшей системой связного спутника, определяющей конфигурацию и массу его, является СТР, т.к. в условиях орбитального полета необходимо обеспечивать соответствующие рабочие температуры любого элемента спутника. Следовательно, вновь разрабатываемая СТР вышеназванного спутника для решения вышеуказанной задачи должна иметь такую компоновку и конструкцию, чтобы обеспечивалось существенное упрощение конструкции и уменьшение массы ее при одновременном гарантировании высокого качества изготовления и высокой надежности при длительном сроке орбитального функционирования, а также снижение общих материальных и финансовых затрат по сравнению с известными СТР и способами изготовления их. The analysis conducted by the authors showed that the most important communication satellite system that determines its configuration and mass is the STR. in conditions of orbital flight, it is necessary to ensure the corresponding operating temperatures of any satellite element. Consequently, the newly developed STR of the above-mentioned satellite for solving the above problem should have such a layout and design that it would be possible to significantly simplify the design and reduce its mass while guaranteeing high quality workmanship and high reliability with a long period of orbital operation, as well as reducing overall material and financial costs in comparison with the known STR and methods for their manufacture.
Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близкими по технической сути прототипами предлагаемого технического решения являются СТР, выполненная на базе патента по заявке 99102571 от 8.2.1999 г., и способ изготовления СТР, приведенный в материалах патента по заявке 96104884 от 12.3.1996 г. An analysis of the sources of information on the patent and scientific and technical literature showed that the closest in technical essence to the prototypes of the proposed technical solution are CTP, made on the basis of the patent on application 99102571 from 8.2.1999, and the method of manufacturing CTP given in the patent materials on the application 96104884 dated 12.3.1996
В настоящее время современная СТР космического аппарата (КА) разработки нашего предприятия, выполненная на базе патента по заявке 99102571 от 8.2.1999 г., содержит (см. фиг.2) замкнутый жидкостный контур с теплоносителем и включает в себя соединенные между собой трубопроводами устройства:
- компенсатор объема 1, установленный перед электронасосным агрегатом 2, имеющий заполненную частично низкокипящей жидкостью герметизированную газовую полость 1.1 с присоединенным к ней заваренным герметично заправочным трубопроводом 1.6, ограниченную днищем корпуса 1.7, к поверхности которого приклеен электрообогреватель 1.5, и сильфоном 1.4, и жидкостную полость 1.2 с присоединенным к ней отсечным вентилем 1.3;
- жидкостный тракт охлаждения приборов полезной нагрузки (ретранслятора) 3 с входным и выходным гидроразъемами 3.1 и 3.2 на концах;
- соединительный трубопровод 12, сообщающий выход отсечного вентиля 1.3 компенсатора объема 1 с жидкостным трактом до отсечного вентиля 4, установленного в линии с панелями радиатора 5 и приборов служебных систем 6;
- один выходной и один входной гидроразъемы 7, 9;
- жидкостный тракт блока 14 с входным и выходным гидроразъемами 14.1 и 14.2 на концах, содержащий последовательно соединенные между собой компенсационное устройство 14.3, включающее в себя фиксатор 14.3.1 его сильфона 14.3.2, отсечной вентиль 14.4, на входе и выходе которого присоединены по концевому вентилю 14.5, 14.6, фильтр 14.7 и трубку Вентури 14.8 с присоединенными к ней датчиками перепада давлений 14.9 и абсолютного давления 14.10; байпасную линию 14.11, включающую в себя отсечной вентиль 14.12, соединяющую жидкостный тракт между входным гидроразъемом блока 14.1 и промежуточным теплообменником 14.13, установленным перед компенсационным устройством 14.3, с жидкостным трактом на входе в фильтр 14.7; входной и выходной гидроразъемы блока 14.1 и 14.2, соответственно сообщенные с выходным гидроразъемом 3.2 жидкостного тракта охлаждения приборов полезной нагрузки 3 и входным гидроразъемом 9, установленным в начале жидкостного тракта, идущего к панели радиатора 5.Currently, the modern STR of the spacecraft (SC) developed by our enterprise, made on the basis of the patent for application 99102571 dated 8.2.1999, contains (see figure 2) a closed liquid circuit with a coolant and includes devices connected to each other by pipelines :
- a
- liquid path cooling devices payload (repeater) 3 with inlet and outlet hydraulic connectors 3.1 and 3.2 at the ends;
- a connecting
- one output and one input
- the liquid path of
Известный способ изготовления СТР на основе патента по заявке 96104884 от 12.3.1996 г. (см. фиг.3) включает в себя следующие основные операции: периодический контроль на различных этапах изготовления (например, после заправки жидкостного контура теплоносителем; при испытаниях СТР комплексно со спутником в наземных условиях и в термобарокамере; при испытаниях СТР перед и после снятия блока 14 перед запуском спутника) двух основных, определяющих качество изготовления СТР, параметров - требуемого количества массы заправленного в жидкостный контур теплоносителя путем измерения объема газовой полости компенсатора объема 1 с использованием эталонной емкости 15 (15.1 - собственно эталонная емкость; 15.2 - вентиль; 15.3 - манометр) и температуры заправленного теплоносителя (16 - датчик температуры) и требуемого расхода теплоносителя измерением расхода теплоносителя в жидкостном тракте (с помощью трубки Вентури 14.8 и датчика перепада давлений 14.9) при автономной работе как основного, так и резервного гидронасоса электронасосного агрегата в процессе проверки работоспособности (работы) СТР. A known method of manufacturing the STR based on the patent according to the application 96104884 dated 12.3.1996 (see figure 3) includes the following main operations: periodic monitoring at various stages of manufacturing (for example, after filling the liquid circuit with a coolant; when testing the STR, it is complex with satellite in terrestrial conditions and in a pressure chamber; when testing the STR before and after removing
В настоящее время в связи с разработкой нового геостационарного связного спутника, обеспечивающего решение вышеуказанной задачи по одновременному выведению в рабочие точки орбиты трех связных спутников с помощью ракеты-носителя типа "Протон" с космодрома "Байконур" или одного связного спутника с помощью ракеты-носителя типа "Союз" с отечественного космодрома "Плесецк", с минимально возможной массой и длительным сроком высоконадежного орбитального функционирования (не менее 15,5 лет), предъявляются очень жесткие требования по упрощению конструкции и снижению массы и повышению надежности всех систем спутника, в частности, его СТР по сравнению с существующими наисовременнейшими СТР - необходимо снизить массу СТР не менее в 2 раза (минимум на 40 кг) и увеличить срок орбитального функционирования и повысить вероятность безотказной работы (надежность) с 0,975 в течение 10,5 лет до 0,99 в течение 15,5 лет орбитального функционирования, для гарантирования чего необходимо обеспечить высокое качество изготовления. Currently, in connection with the development of a new geostationary communication satellite that provides the solution to the above problem of simultaneously launching three connected satellites into operating orbits using a Proton launch vehicle from the Baikonur Cosmodrome or one communication satellite using a launch vehicle of the type Soyuz from the Plesetsk cosmodrome, with the smallest possible mass and long-term highly reliable orbital functioning (at least 15.5 years), has very stringent requirements to simplify In order to reduce the mass and increase the reliability of all satellite systems, in particular, its STR in comparison with the existing state-of-the-art STRs, it is necessary to reduce the mass of STRs by at least 2 times (at least 40 kg) and increase the period of orbital functioning and increase the likelihood of failure-free operation (reliability ) from 0.975 for 10.5 years to 0.99 for 15.5 years of orbital functioning, to guarantee which it is necessary to ensure high quality workmanship.
Как показал анализ, проведенный авторами, если вновь разрабатываемую СТР выполнять по известным техническим решениям, то такие поставленные выше требования по упрощению конструкции и снижению массы и обеспечению высокого качества изготовления ее на практике не реализуемы (в основном, как показал всесторонний комплексный анализ спутника, из-за относительно большой массы электронасосного агрегата, компенсатора объема, панелей радиатора и панелей с приборами служебных систем и полезной нагрузки из-за относительно больших их площадей, теплоносителя в жидкостном контуре из-за больших длин жидкостных трактов в вышеназванных панелях (большая длина жидкостных трактов также отрицательно влияет на надежность и срок орбитального функционирования СТР из-за относительно более высоких их негерметичности и риска потерять герметичность); кроме того, при изготовлении известный способ не позволяет периодически контролировать массу заправленного в СТР теплоносителя (т.к. для снижения массы заправочный трубопровод газовой полости компенсатора объема герметично заварен) и не предусматривает меры по обеспечению требуемого расхода теплоносителя при работе СТР в наземных условиях). As the analysis conducted by the authors showed, if the newly developed STR is carried out according to well-known technical solutions, then the above requirements to simplify the design and reduce weight and ensure high quality manufacturing are not feasible in practice (basically, as a comprehensive comprehensive analysis of the satellite showed, from - for the relatively large mass of the electric pump unit, volume compensator, radiator panels and panels with service system devices and payload due to their relatively large areas, those fluid carrier in the liquid circuit due to the long lengths of the liquid paths in the above panels (a large length of the liquid paths also negatively affects the reliability and duration of the orbital functioning of the CTP due to their relatively high leakage and risk of losing their tightness); in addition, in the manufacture of the known method it does not allow to periodically monitor the mass of the coolant charged in the CTP (since to reduce the mass, the filling pipe of the gas cavity of the volume compensator is hermetically sealed) and does not matrivaet measures to ensure the required coolant flow rate at the CTP in ground conditions).
Таким образом, существенными недостатками известной СТР являются сложность конструкции, относительно большая масса, недостаточно высокое качество изготовления ее для гарантирования высокой надежности работы при увеличенном до 15,5 лет сроке орбитального функционирования. Thus, the significant disadvantages of the known STR are the design complexity, relatively large mass, insufficiently high quality of its manufacture to guarantee high reliability with an increased up to 15.5 years of orbital functioning.
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков. The aim of the proposed technical solution is the elimination of the above significant disadvantages.
Проведенный авторами анализ показал, что для устранения вышеуказанных существенных недостатков и решения вышеупомянутой задачи при реализации конструкции и способа изготовления вновь разрабатываемой СТР необходимо комплексно учесть следующее:
1. Жидкостный тракт съемного блока (блока 14 - см. фиг.1) и жидкостный тракт остального жидкостного контура СТР должны быть выполнены по последовательной схеме их соединения. При этом напор электронасосного агрегата при требуемом расходе в СТР необходимо выбирать без учета влияния на напор гидравлического сопротивления жидкостного тракта съемного блока - это позволяет, имея ввиду, что гидравлическое сопротивление его жидкостного тракта составляет до 50% гидравлического сопротивления остального жидкостного тракта, снизить потребную мощность электронасосного агрегата на 30%, что позволяет снизить массу электронасосного агрегата на 1,7-2 кг и энергопотребление на 18-20 Вт (за счет этого дополнительно снизится масса солнечных батарей). При использовании такого электронасосного агрегата при наземных испытаниях в процессе изготовления СТР при работе одного насоса требуемый расход теплоносителя может и не обеспечиваться. Поэтому в этом случае, когда при работе ни один из насосов: ни резервный, ни основной не обеспечивает требуемый расход теплоносителя, необходимо включить в работу оба насоса одновременно.The analysis carried out by the authors showed that in order to eliminate the above significant shortcomings and solve the aforementioned problem in the implementation of the design and manufacturing method of the newly developed STR, it is necessary to take into account the following in a comprehensive manner:
1. The liquid path of the removable block (block 14 - see figure 1) and the liquid path of the rest of the liquid circuit STR should be performed according to the serial diagram of their connection. At the same time, the pressure of the electric pump unit at the required flow rate in the CTP must be chosen without taking into account the influence on the pressure of the hydraulic resistance of the liquid path of the removable unit - this allows, bearing in mind that the hydraulic resistance of its liquid path is up to 50% of the hydraulic resistance of the rest of the liquid path, to reduce the required power of the electric pump unit by 30%, which allows to reduce the weight of the electric pump unit by 1.7-2 kg and energy consumption by 18-20 W (due to this, the mass will be further reduced and solar panels). When using such an electric pump unit during ground tests in the manufacturing process of the STR during the operation of one pump, the required flow rate of the coolant may not be provided. Therefore, in this case, when during operation, none of the pumps: either standby or primary, provides the required flow rate, it is necessary to turn on both pumps at the same time.
2. Для снижения массы теплоносителя в жидкостном контуре и длин жидкостных трактов необходимо уменьшить площади панелей радиатора и с приборами - эта задача решается следующим образом. Как известно, для заданного количества отводимого тепла площадь радиатора обратно пропорционально средней температуре его в четвертой степени; следовательно, чем выше средняя температура радиатора, тем меньше его площадь. Как показали результаты анализа, средние температуры панелей радиатора существенно повышаются, если радиатор выполнить следующим образом:
- часть потребной площади радиатора (30-40%) разместить на полезной нагрузке так же, как и основные панели радиатора, установленные на модуле служебных систем, в плоскостях наименьшего поступления потоков тепла от солнечного излучения на их радиационные поверхности;
- максимально возможное количество приборов модуля служебных систем и полезной нагрузки прикрепить к поверхностям панелей радиаторов со стороны, противоположной радиационным поверхностям, и под каждым прибором проложить жидкостный тракт радиатора;
- приборы, которые не размещены на панелях радиатора, например приборы системы ориентации из-за удаленности от радиатора, установлены на специальных панелях; эти панели с приборами необходимо разместить после панелей радиатора по движению потока теплоносителя, чтобы теплоноситель поступал в дополнительный радиатор с более высокой температурой;
- приборы ретранслятора (полезной нагрузки) с концентрированным тепловыделением (например, лампы бегущей волны) и допускающие максимально возможные рабочие температуры для разрабатываемого спутника должны быть установлены на специальной панели после дополнительного радиатора, чтобы обеспечить поступление теплоносителя с максимально возможной высокой температурой на вход панели основного радиатора (анализ показывает, что в общем случае указанная панель может быть установлена и между двумя панелями дополнительного радиатора);
- все панели радиаторов выполнить с использованием сотовых наполнителей с приклееванием оптических солнечных отражателей на излучающих поверхностях радиаторов (на геостационарной орбите на плоские панели радиатора, размещенные оптимальным образом - обращенным на север и на юг, периодически солнечные лучи падают под углом до 23o и их максимально можно отразить с использованием оптических солнечных отражателей, тем самым также уменьшив площадь радиаторов);
- все панели радиаторов выполнить плоскими и их на спутнике установить таким образом, чтобы излучающие поверхности радиаторов были обращены на север и на юг, чтобы свести к минимуму тепловые потоки, поступающие от солнечного излучения.2. To reduce the mass of the coolant in the liquid circuit and the lengths of the liquid paths, it is necessary to reduce the area of the radiator panels and with the devices - this problem is solved as follows. As you know, for a given amount of heat removed, the area of the radiator is inversely proportional to its average temperature to the fourth degree; therefore, the higher the average temperature of the radiator, the smaller its area. As the analysis showed, the average temperature of the radiator panels increases significantly if the radiator is performed as follows:
- place part of the required radiator area (30-40%) on the payload in the same way as the main radiator panels installed on the service system module, in the planes of the smallest heat flux from the solar radiation to their radiation surfaces;
- attach the maximum possible number of devices of the service system module and the payload to the surfaces of the radiator panels from the side opposite to the radiation surfaces, and lay a radiator fluid path under each device;
- devices that are not placed on the radiator panels, for example, orientation system devices due to the distance from the radiator, are installed on special panels; these panels with devices must be placed after the radiator panels along the movement of the coolant flow, so that the coolant enters the additional radiator with a higher temperature;
- repeater devices (payload) with concentrated heat (for example, traveling-wave lamps) and allowing the maximum possible operating temperatures for the satellite to be developed should be installed on a special panel after an additional radiator to ensure that the coolant with the highest possible temperature arrives at the input of the main radiator panel (analysis shows that in general the indicated panel can be installed between two panels of an additional radiator);
- perform all radiator panels using honeycomb fillers with gluing optical solar reflectors on the radiating surfaces of the radiators (in a geostationary orbit on flat radiator panels placed in the best way — facing north and south, periodically, the sun's rays fall at an angle of up to 23 o and their maximum can be reflected using optical solar reflectors, thereby also reducing the area of radiators);
- make all radiator panels flat and install them on the satellite in such a way that the radiating surfaces of the radiators are facing north and south in order to minimize heat fluxes coming from solar radiation.
В результате реализации в СТР такого комплекса технических решений обеспечивается снижение массы теплоносителя в жидкостном контуре на 14 кг и собственно конструкции жидкостного контура на 23 кг. As a result of the implementation of such a complex of technical solutions in CTP, the mass of the coolant in the liquid circuit is reduced by 14 kg and the actual design of the liquid circuit by 23 kg.
3. В результате существенного снижения массы теплоносителя в жидкостном контуре потребуется менее массивный компенсатор (обеспечивается снижение массы на 3 кг). 3. As a result of a significant reduction in the mass of the coolant in the liquid circuit, a less massive compensator will be required (a weight reduction of 3 kg is provided).
4. Для обеспечения высокого качества изготовления с целью гарантирования высокой надежности необходимо при изготовлении СТР проводить (наряду с контролем и обеспечением расхода теплоносителя) периодический контроль требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре СТР (масса теплоносителя должна быть не больше, иначе увеличивается масса СТР выше требуемого, что недопустимо, и не меньше требуемого количества (меньше означает, что жидкостный тракт СТР недостаточно герметичен, что также недопустимо)) измерением объема герметизированной газовой полости компенсатора объема с использованием съемных (перед запуском) герконов, прикрепленных на наружной поверхности корпуса компенсатора объема. (Следует отметить, что если по массе СТР имеются запасы, герконы можно использовать для контроля газовой полости и в условиях орбитального функционирования.)
Таким образом, как следует из вышеизложенного, поставленная цель достигается выполнением конструкции СТР и изготовлением ее таким образом, что:
1. Ha наружной поверхности корпуса компенсатора объема напротив зоны движения вновь введенного постоянного магнита, прикрепленного на периферии днища сильфона со стороны жидкостной полости, установлены пронумерованные герконы, электрические выходы которых сообщены с соединителем, при этом в жидкостном тракте блока до отсечного вентиля, установленного после компенсационного устройства, вновь введено второе компенсационное устройство, днище сильфона которого шарнирно связано с обращенным к нему концом фиксатора, а жидкостный тракт охлаждения полезной нагрузки проложен через панели приборов и через две панели дополнительного радиатора, причем жидкостные тракты в панелях дополнительного и основного радиаторов, установленных на аппарате в плоскостях наименьшего поступления тепловых потоков от солнечного излучения на их радиационные поверхности, контактируют через внутреннюю обшивку панелей радиаторов со стороны сотового заполнителя с поверхностями прикрепленных снаружи к внутренней обшивке приборов, при этом оптические отражатели солнечного излучения приклеены на наружной поверхности наружной обшивки, соединенной сотовым заполнителем с внутренней обшивкой панелей радиаторов.4. In order to ensure high quality of production in order to guarantee high reliability, it is necessary to carry out (along with monitoring and ensuring the flow of coolant) periodic control of the required mass of the coolant in the liquid circuit of the STR (along with the control and ensuring the flow rate of the coolant (the mass of the coolant should be no more, otherwise the mass of the STR will increase above the required which is unacceptable, and not less than the required amount (less means that the liquid path STR is not tight enough, which is also unacceptable)) gas cavity volume compensator using removable (before starting) reed switches attached to the outer surface of the volume compensator housing. (It should be noted that if there are reserves by mass of STR, reed switches can be used to control the gas cavity and in the conditions of orbital functioning.)
Thus, as follows from the foregoing, the goal is achieved by the construction of the STR and its manufacture in such a way that:
1. On the outer surface of the body of the volume compensator opposite the movement zone of the newly introduced permanent magnet attached to the periphery of the bottom of the bellows on the side of the liquid cavity, numbered reed switches are installed, the electrical outputs of which are communicated with the connector, while in the liquid path of the unit to the shut-off valve installed after the compensation device, the second compensation device is again introduced, the bottom of the bellows of which is pivotally connected to the end of the retainer facing it, and the liquid path is cooled Payload deposition is laid through the instrument panels and through two panels of the additional radiator, and the liquid paths in the panels of the additional and main radiators installed on the device in the planes of the smallest heat flux from the solar radiation to their radiation surfaces are in contact through the cellular lining of the radiator panels from the side of the cell filler with surfaces attached externally to the inner sheathing of devices, while optical reflectors of solar radiation are glued on the outer surface of the outer skin connected by a honeycomb core to the inner skin of the radiator panels.
2. Периодически контролируют функциональные состояния герконов, при этом, если все герконы разомкнуты, изменяют положение днища сильфона второго компенсационного устройства до замыкания одного из ближайших номеров герконов и по номеру замкнутого геркона по градуировочной характеристике, полученной измерениями при изготовлении компенсатора объема, определяют действительный объем газовой полости компенсатора объема и сравнивают с требуемым объемом газовой полости, определенным по следующему соотношению:
Uгп = Uгп.мин+Uжк•β•(tмакс-t)-ΔUку,
где Uгп - требуемый объем газовой полости, дм3;
Uгп.мин - минимальный объем газовой полости, измеренный при изготовлении компенсатора объема, дм3;
Uжк - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении его, дм3;
β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/oС;
tмакс - максимальная температура теплоносителя, при которой объем теплоносителя в жидкостном контуре максимальный, oС;
t - измеренная температура теплоносителя, oС;
ΔUку - объем теплоносителя, поступившего в жидкостную полость компенсатора объема после изменения положения днища сильфона второго компенсационного устройства до замыкания одного из ближайших номеров герконов, дм3,
и судят о наличии требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре, а при меньшем, чем требуемое значение, расходе теплоносителя в жидкостном тракте как при работе основного, так и при работе резервного гидронасосов включают в совместную работу оба гидронасоса электронасосного агрегата, что и являются, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.2. Periodically monitor the functional state of the reed switches, if all the reed switches are open, they change the position of the bottom of the bellows of the second compensation device until one of the nearest reed switches closes and the number of the closed reed switch from the calibration characteristic obtained by measurements in the manufacture of the volume compensator determines the actual gas volume the cavity of the volume compensator and compare with the required volume of the gas cavity, determined by the following ratio:
U = U r + U gp.min LCD • β • (t max -t) -ΔU ku,
where U GP - the required volume of the gas cavity, DM 3 ;
U r.min - the minimum volume of the gas cavity, measured in the manufacture of a volume compensator, dm 3 ;
U lc - the maximum volume of the liquid circuit filled with the coolant, measured during its manufacture, dm 3 ;
β is the coefficient of temperature change in the volume of coolant, 1 / o C;
t max - the maximum temperature of the coolant at which the volume of coolant in the liquid circuit is maximum, o C;
t is the measured temperature of the coolant, o C;
ΔU ku - the volume of coolant received in the liquid cavity of the volume compensator after changing the position of the bottom of the bellows of the second compensation device to the closure of one of the nearest reed switch numbers, dm 3 ,
and judge about the presence of the required mass of the coolant in the liquid circuit, and at a lower than the required value, the flow rate of the coolant in the liquid path, both when the main and the backup hydraulic pumps are in operation, include both hydraulic pumps of the electric pump unit in joint operation, which are, in the opinion authors, the salient features of the proposed technical solution.
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 и способе его изготовления. As a result of the analysis conducted by the authors of the well-known patent and scientific and technical literature, the proposed combination of essential distinguishing features of the claimed technical solution was not found in the known sources of information and, therefore, the known technical solutions do not exhibit the same properties as in the claimed device and the method of its manufacture.
Принципиальная схема предлагаемой СТР КА изображена на фиг.1. Schematic diagram of the proposed STR KA shown in figure 1.
Предлагаемая СТР КА, конструктивно выполненная как единое целое, содержит замкнутый жидкостный контур с теплоносителем и включает в себя соединенные (посредством сварки) между собой трубопроводами устройства:
- компенсатор объема 1, установленный перед электронасосным агрегатом 2 (содержит основной и резервный гидронасосы 2.1 и 2.2, также клапан 2.3, который при одновременной работе двух гидронасосов находится в промежуточном положении), имеющий заполненную частично низкокипящей жидкостью герметизированную газовую полость 1.1 с присоединенным к ней заваренным герметично заправочным трубопроводом 1.6, ограниченную днищем корпуса 1.7, к поверхности которого приклеен электрообогреватель 1.5, и сильфоном 1.4, и жидкостную полость 1.2 с присоединенным к ней отсечным вентилем 1.3; на наружной поверхности корпуса 1.8 компенсатора объема 1 напротив зоны движения вновь введенного постоянного магнита 1.10, прикрепленного на периферии днища сильфона 1.9 со стороны жидкостной полости, установлены пронумерованные герконы 1.11, электрические выходы которых сообщены с соединителем 1.12;
- жидкостный тракт охлаждения приборов полезной нагрузки (ретранслятора) 3 с входным и выходным гидроразъемами 3.1 и 3.2 на концах, который проложен через панели приборов 3.3, 3.5 и через две панели 3.4.1, 3.4.2 дополнительного радиатора 3.4; причем жидкостные тракты в панелях дополнительного и основного радиаторов 3.4 и 5, установленных на космическом аппарате в плоскостях наименьшего поступления тепловых потоков от солнечного излучения на их радиационные поверхности, контактируют через внутреннюю обшивку 5.1.1 панелей радиаторов со стороны сотового заполнителя 5.1.2 с поверхностями прикрепленных снаружи к внутренней обшивке 5.1.1 приборов, при этом оптические отражатели солнечного излучения 5.1.4 приклеены на наружной поверхности наружной обшивки 5.1.3, соединенной сотовым заполнителем 5.1.2 с внутренней обшивкой 5.1.1 панелей радиаторов;
- соединительный трубопровод 12, сообщающий выход отсечного вентиля 1.3 компенсатора объема 1 с жидкостным трактом до отсечного вентиля 4, установленного в линии с панелями радиатора 5 и приборов служебных систем 6;
- один выходной и один входной гидроразъемы 7, 9;
- жидкостный тракт блока 14 с входным и выходным гидроразъемами 14.1 и 14.2 на концах, содержащий последовательно соединенные между собой компенсационное устройство 14.3, включающее в себя фиксатор 14.3.1 его сильфона 14.3.2, отсечной вентиль 14.4, на входе и выходе которого присоединены по концевому вентилю 14.5, 14.6, фильтр 14.7 и трубку Вентури 14.8 с присоединенными к ней датчиками перепада давлений 14.9 и абсолютного давления 14.10; байпасную линию 14.11, включающую в себя отсечной вентиль 14.12, соединяющую жидкостный тракт между входным гидроразъемом блока 14.1 и промежуточным теплообменником 14.13, установленным перед компенсационным устройством 14.3, с жидкостным трактом на входе в фильтр 14.7; входной и выходной гидроразъемы блока 14.1 и 14.2, соответственно сообщенные с выходным гидроразъемом 3.2 жидкостного тракта охлаждения приборов полезной нагрузки 3 и входным гидроразъемом 9, установленным в начале жидкостного тракта, идущего к панели радиатора 5; вновь введенное второе компенсационное устройство 14.13, днище сильфона 14.13.2 которого шарнирно связано с обращенном к нему концом фиксатора 14.13.1.The proposed STR KA, structurally made as a whole, contains a closed liquid circuit with a coolant and includes connected (by welding) between the device pipelines:
- a
- liquid cooling path of the payload devices (repeater) 3 with inlet and outlet hydraulic connectors 3.1 and 3.2 at the ends, which is laid through the instrument panels 3.3, 3.5 and through two panels 3.4.1, 3.4.2 of an additional radiator 3.4; moreover, the liquid paths in the panels of the additional and main radiators 3.4 and 5 installed on the spacecraft in the planes of the smallest heat flux from the solar radiation to their radiation surfaces are in contact through the inner skin 5.1.1 of the radiator panels on the side of the honeycomb 5.1.2 with the surfaces attached outside to the inner casing 5.1.1 of the devices, while the optical reflectors of solar radiation 5.1.4 are glued to the outer surface of the outer casing 5.1.3 connected by a cellular filling Telem 5.1.2 5.1.1 with internal lining panels of radiators;
- a connecting
- one output and one input
- the liquid path of
Предложенный способ изготовления вышеуказанной предложенной СТР (см. фиг. 1) включает в себя следующие основные операции, обеспечивающие высокое качество изготовления СТР:
1. С помощью пультов 17 и 18 периодически (например, после заправки жидкостного контура теплоносителем; при испытаниях СТР комплексно со спутником в наземных условиях и в термобарокамере; при испытаниях СТР перед и после снятия блока 14 перед запуском спутника) контролируют температуру теплоносителя 16 и функциональные состояния герконов 1.11; при этом, если все герконы разомкнуты, изменяют положение днища сильфона 14.13.2 второго компенсационного устройства 14.13 до замыкания одного из ближайших номеров герконов и по номеру замкнутого геркона по градуировочной характеристике, полученной измерениями при изготовлении компенсатора объема 1, определяют действительный объем газовой полости 1.1 компенсатора объема 1 и сравнивают с требуемым объемом газовой полости, определенным по следующему соотношению:
Uгп = Uгп.мин+Uжк•β•(tмакс-t)-ΔUку,
где Uгп - требуемый объем газовой полости, дм3;
Uгп.мин - минимальный объем газовой полости, измеренный при изготовлении компенсатора объема, дм3;
Uжк - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении его, дм3;
β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/oС;
tмакс - максимальная температура теплоносителя, при которой объем теплоносителя в жидкостном контуре максимальный, oС;
t - измеренная температура теплоносителя, oС;
ΔUку - объем теплоносителя, поступившего в жидкостную полость компенсатора объема после изменения положения днища сильфона второго компенсационного устройства до замыкания одного из ближайших номеров герконов, дм3,
и судят о наличии требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре (при наличии требуемого количества теплоносителя в СТР действительный (измеренный) объем газовой полости соответствует требуемому).The proposed manufacturing method of the above proposed MFR (see Fig. 1) includes the following basic operations providing high quality manufacturing of MFR:
1. Using
U = U r + U gp.min LCD • β • (t max -t) -ΔU ku,
where U GP - the required volume of the gas cavity, DM 3 ;
U r.min - the minimum volume of the gas cavity, measured in the manufacture of a volume compensator, dm 3 ;
U lc - the maximum volume of the liquid circuit filled with the coolant, measured during its manufacture, dm 3 ;
β is the coefficient of temperature change in the volume of coolant, 1 / o C;
t max - the maximum temperature of the coolant at which the volume of coolant in the liquid circuit is maximum, o C;
t is the measured temperature of the coolant, o C;
ΔU ku - the volume of coolant received in the liquid cavity of the volume compensator after changing the position of the bottom of the bellows of the second compensation device to the closure of one of the nearest reed switch numbers, dm 3 ,
and judge about the presence of the required mass of coolant in the liquid circuit (if there is the required amount of coolant in the CTP, the actual (measured) volume of the gas cavity corresponds to the required).
2. С помощью пульта 18 периодически контролируют значение расхода теплоносителя в жидкостном тракте (с помощью трубки Вентури 14.8 и датчика перепада давлений 14.9) при работе как основного, так и резервного насоса электронасосного агрегата; при этом при меньшем, чем требуемое значение, расходе теплоносителя в жидкостном тракте как при работе основного, так и при работе резервного гидронасосов включают в совместную работу оба гидронасоса электронасосного агрегата 2. 2. Using the
Работа предложенной СТР КА происходит следующим образом,
Изготавливают СТР согласно фиг.1.The work of the proposed STR KA is as follows,
Produce CTP according to figure 1.
Работа СТР при орбитальном функционировании (и при испытаниях в термобарокамере) происходит следующим образом. The operation of the STR during orbital operation (and when tested in a pressure chamber) is as follows.
Избыточное тепло от работающих приборов, расположенных на панелях с приборами и на внутренней обшивке радиаторов, непосредственно (практически полностью) воспринимается теплоносителем, движущимся в жидкостном тракте, расположенном под каждым тепловыделяющим прибором. В процессе движения теплоносителя в жидкостных трактах радиаторов происходит передача аккумулированного тепла всей внутренней обшивке, а затем теплопроводностью через сотовый наполнитель и переизлучением между поверхностями обшивок тепло передается наружной обшивке и далее с наружной радиационной поверхности ее излучается в космическое пространство (или в окружающее радиаторы пространство в термобарокамере). Excessive heat from operating devices located on panels with devices and on the inner lining of radiators is directly (almost completely) perceived by the heat carrier moving in the liquid path located under each heat-generating device. During the movement of the coolant in the liquid paths of the radiators, accumulated heat is transferred to the entire inner casing, and then heat is transferred through the honeycomb filler and re-radiation between the casing surfaces, the heat is transferred to the outer casing and then it is radiated from the outer radiation surface into outer space (or into the space surrounding the radiators in the thermal pressure chamber )
При наземных испытаниях в условиях окружающего воздуха отвод избыточного тепла от функционирующих приборов производится с помощью съемного блока 14 и подключенной к его промежуточному теплообменнику (к наземной его жидкостной полости) наземной системы обеспечения теплового режима. During ground tests in ambient air, excess heat is removed from functioning devices using a
Циркуляцию теплоносителя с требуемым расходом по замкнутым контурам СТР обеспечивает электронасосный агрегат (при наземных испытаниях в условиях окружающего воздуха работают основной и резервный гидронасосы одновременно, а при испытаниях в термобарокамере и эксплуатации в условиях орбитального функционирования работает один гидронасос электронасосного агрегата). The circulation of the coolant with the required flow rate in closed loops of the CTP is provided by the electric pump unit (during ground tests in ambient air, the main and standby hydraulic pumps operate at the same time, and when tested in a pressure chamber and in orbital operation, one hydraulic pump of the electric pump operates).
Во всех условиях требуемое рабочее давление теплоносителя в жидкостном тракте СТР поддерживается с помощью компенсатора объема, жидкостная полость которого сообщена с жидкостным трактом вблизи входа в электронасосный агрегат, а газовая полость частично заправлена фреоном и пары его в ней создают необходимое давление. In all conditions, the required working pressure of the coolant in the STP fluid path is maintained using a volume compensator, the fluid cavity of which is in communication with the fluid path near the inlet of the electric pump unit, and the gas cavity is partially filled with freon and its vapor creates the necessary pressure in it.
Проведенный авторами анализ показал, что в результате выполнения СТР вновь разрабатываемого связного спутника согласно предложенным техническим решениям обеспечивается:
- упрощение конструкции СТР, приводящее к суммарному уменьшению массы СТР на 42 кг;
- увеличение срока орбитального функционирования с 10,5 до 15,5 лет с повышением вероятности безотказной работы СТР до 0,99 в результате существенного (в 3 раза) уменьшения длины жидкостного тракта СТР;
- достоверный контроль и высокое качество изготовления СТР;
- а также экономия средств и времени при создании вышеуказанного спутника.The analysis carried out by the authors showed that as a result of the implementation of the STR of the newly developed communications satellite according to the proposed technical solutions, it is provided:
- simplification of the construction of the STR, leading to a total decrease in the mass of the STR by 42 kg;
- an increase in the period of orbital functioning from 10.5 to 15.5 years with an increase in the probability of failure-free operation of the CTP to 0.99 as a result of a significant (3-fold) reduction in the length of the CTP fluid path;
- reliable control and high quality manufacturing of STR;
- as well as saving money and time when creating the above satellite.
Таким образом, как видно из вышеизложенного, в результате выполнения и изготовления СТР КА согласно предложенным авторами техническим решениям обеспечиваются существенное упрощение конструкции и уменьшение массы СТР и высокое качество изготовления, гарантирующие высоконадежную работу СТР в условиях орбитального функционирования в течение требуемого срока, т.е. тем самым достигаются цели изобретения. Thus, as can be seen from the foregoing, as a result of the implementation and manufacture of the STR satellite according to the technical solutions proposed by the authors, a significant simplification of the design and reduction of the mass of the STR and high quality workmanship are ensured, which guarantee the highly reliable operation of the STR in the conditions of orbital operation for the required period, i.e. thereby achieving the objectives of the invention.
Предложенные авторами технические решения отражены в технической документации НПО прикладной механики, по которой будет изготавливаться СТР вновь создаваемого связного спутника. The technical solutions proposed by the authors are reflected in the technical documentation of the NPO of applied mechanics, according to which the STR of the newly created connected satellite will be produced.
Claims (2)
Uгп = Uгп.мин+Uжк•β•(tмакс-t)-ΔUку,
где Uгп - требуемый объем газовой полости, дм3;
Uгп.мин - минимальный объем газовой полости, измеренный при изготовлении компенсатора объема, дм3;
Uжк - максимальный заполняемый теплоносителем объем жидкостного контура, измеренный при изготовлении его, дм3;
β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/oС;
tмакс - максимальная температура теплоносителя, при которой объем теплоносителя в жидкостном контуре максимальный, oС;
t - измеренная температура теплоносителя, oС;
ΔUку - объем теплоносителя, поступившего в жидкостную полость компенсатора объема после изменения положения днища сильфона вновь введенного второго компенсационного устройства до замыкания одного из ближайших номеров герконов, дм3,
и судят о наличии требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре, а при меньшем, чем требуемое значение, расходе теплоносителя в жидкостном тракте как при работе основного, так и резервного гидронасосов включают в совместную работу оба гидронасоса электронасосного агрегата.2. A method of manufacturing a spacecraft thermal control system according to claim 1, including controlling the mass of the coolant charged into the liquid circuit by measuring the volume of the gas cavity of the volume compensator and the temperature of the filled coolant and measuring the flow rate of the coolant in the liquid path during the system’s performance check, characterized in that it periodically control the functional state of the reed switches, while if all the reed switches are open, they change the position of the bottom of the bellows of the second compensation of the device until the closure of one of the nearest reed switch numbers, and by the number of the closed reed switch according to the calibration characteristic obtained by measurements in the manufacture of the volume compensator, the actual volume of the gas cavity of the volume compensator is determined and compared with the required volume of the gas cavity, determined by the following ratio:
U = U r + U gp.min LCD • β • (t max -t) -ΔU ku,
where U GP - the required volume of the gas cavity, DM 3 ;
U r.min - the minimum volume of the gas cavity, measured in the manufacture of a volume compensator, dm 3 ;
U lc - the maximum volume of the liquid circuit filled with the coolant, measured during its manufacture, dm 3 ;
β is the coefficient of temperature change in the volume of coolant, 1 / o C;
t max - the maximum temperature of the coolant at which the volume of coolant in the liquid circuit is maximum, o C;
t is the measured temperature of the coolant, o C;
ΔU ku - the volume of coolant received in the liquid cavity of the volume compensator after changing the position of the bottom of the bellows of the newly introduced second compensation device to the closure of one of the nearest reed switch numbers, dm 3 ,
and judging the presence of the required mass of the coolant in the liquid circuit, and at a lower than the required value, the flow rate of the coolant in the liquid path both during operation of the main and backup hydraulic pumps, both hydraulic pumps of the electric pump unit are included in the joint operation.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001111913A RU2209750C2 (en) | 2001-04-27 | 2001-04-27 | Spacecraft temperature control system and method of manufacture of such system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001111913A RU2209750C2 (en) | 2001-04-27 | 2001-04-27 | Spacecraft temperature control system and method of manufacture of such system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001111913A RU2001111913A (en) | 2003-05-10 |
| RU2209750C2 true RU2209750C2 (en) | 2003-08-10 |
Family
ID=29245440
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001111913A RU2209750C2 (en) | 2001-04-27 | 2001-04-27 | Spacecraft temperature control system and method of manufacture of such system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2209750C2 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2447003C1 (en) * | 2010-08-20 | 2012-04-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Spaceship thermal module |
| RU2446999C1 (en) * | 2010-08-20 | 2012-04-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of fabricating spacecraft thermal control system liquid circuit |
| RU2541597C2 (en) * | 2013-04-16 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Spacecraft thermal control system |
| RU2577926C2 (en) * | 2014-07-03 | 2016-03-20 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Spacecraft thermal control system |
| RU2577925C2 (en) * | 2014-07-03 | 2016-03-20 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Heat regulating system of space vehicle |
-
2001
- 2001-04-27 RU RU2001111913A patent/RU2209750C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| АНДРЕЙЧУК О.Б., МАЛАХОВ Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1982, с.14-16. * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2447003C1 (en) * | 2010-08-20 | 2012-04-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Spaceship thermal module |
| RU2446999C1 (en) * | 2010-08-20 | 2012-04-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of fabricating spacecraft thermal control system liquid circuit |
| RU2541597C2 (en) * | 2013-04-16 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Spacecraft thermal control system |
| RU2577926C2 (en) * | 2014-07-03 | 2016-03-20 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Spacecraft thermal control system |
| RU2577925C2 (en) * | 2014-07-03 | 2016-03-20 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Heat regulating system of space vehicle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Plachta et al. | Zero boil-off system testing | |
| RU2209750C2 (en) | Spacecraft temperature control system and method of manufacture of such system | |
| FI70643C (en) | ANORDNING FOER AVFOELJANDE AV EN ROERLIG VAERMEKAELLA | |
| US11493171B2 (en) | Device for carrying fuel in an aircraft and spacecraft | |
| RU2151722C1 (en) | Spacecraft temperature control system | |
| Nakamura et al. | Solar thermal propulsion for small spacecraft | |
| RU2001111913A (en) | Spacecraft thermal control system and method for its manufacture | |
| RU2369537C2 (en) | Method of assembling spacecraft | |
| RU2690827C1 (en) | Method for diagnostics of spacecraft temperature control system operability | |
| Selçuk | Analysis, development and testing of a fixed tilt solar collector employing reversible vee-trough reflectors and vacuum tube receivers | |
| RU2541598C2 (en) | Method of constructing spacecraft | |
| RU2447003C1 (en) | Spaceship thermal module | |
| CN208570126U (en) | A kind of integral structure that nuclear fuel element is nested with the cooling heat pipe of circuit parallel type | |
| RU2329922C2 (en) | Method of thermocontrol of spacecraft and device for implementation of this method | |
| SU1627788A1 (en) | Solar-heat collector | |
| RU2542797C2 (en) | Method of constructing spacecraft | |
| RU2209751C2 (en) | Method of testing spacecraft and device for realization of this method | |
| Rybár et al. | Design of vacuum thermal insulation fitting in solar heating applications | |
| RU2577926C2 (en) | Spacecraft thermal control system | |
| CN111664987B (en) | Installation method of combined refrigerant pressure gauge for refrigerating unit | |
| RU2543433C2 (en) | Spacecraft | |
| Nast et al. | Orbital cryogenic cooling of sensor systems | |
| RU2158703C1 (en) | Communication satellite temperature control system | |
| RU2198830C2 (en) | Spacecraft | |
| Bhandari et al. | Novel concept for detection of a fluid flow fault in a pumped fluid heat rejection system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090428 |