RU2209751C2 - Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2209751C2 RU2209751C2 RU2001113614A RU2001113614A RU2209751C2 RU 2209751 C2 RU2209751 C2 RU 2209751C2 RU 2001113614 A RU2001113614 A RU 2001113614A RU 2001113614 A RU2001113614 A RU 2001113614A RU 2209751 C2 RU2209751 C2 RU 2209751C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat exchanger
- temperature
- liquid
- coolant
- payload
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике, в частности к способам и средствам наземных тепловых испытаний связных спутников. Согласно предложенному способу, в жидкостных трактах системы терморегулирования спутника осуществляют ступенчатое изменение температуры и выдержку при крайних ее значениях. Требуемого температурного распределения достигают отводом избыточного тепла от теплоносителя из жидкостного тракта полезной нагрузки в обход радиатора системы. Представлено соответствующее устройство с промежуточным теплообменником, перед которым установлен перепускной клапан. Вход этого клапана сообщен с жидкостным трактом полезной нагрузки, первый выход - с жидкостным трактом системы после выхода теплообменника, а второй выход - с входом теплообменника. Причем наземная полость теплообменника сообщена через гидроразъемы с наземной системой обеспечения теплового режима при испытаниях. Данная наземная система обеспечивает указанный отвод избыточного тепла и размещена вне термобарокамеры, в которую помещен спутник. Изобретение направлено на упрощение процесса и устройства для проведения испытаний спутников, а также на снижение материальных затрат и времени при испытаниях. 2 н. с. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к способам испытаний связных спутников (спутников связи и вещания), включавших в себя системы терморегулирования (СТР) с жидкостными трактами охлаждения их приборов, и устройствам для их осуществления.
В настоящее время на заключительной стадии изготовления связных спутников, предназначенных для длительной эксплуатации в условиях орбитального функционирования, имеющих в своем составе системы терморегулирования с жидкостными трактами охлаждения приборов, с целью окончательной проверки перед запуском спутников его работоспособности и качества изготовления проводятся их тепловакуумные испытания в термобарокамере в условиях, имитирующих условия орбитального функционирования (см. патент России по заявке N 99102571 от 8.02.1999 г., с. 16-17, 22-24, 70-72, 83, монографии, Андрейчук О.Б., Малахов Н. Н. Тепловые испытания космических аппаратов. -М.: Машиностроение, 1982).
Вышеуказанные испытания, как показывает анализ, среди всех испытаний связного спутника в процессе его изготовления являются самыми сложными как по методике их проведения, так и по используемым устройствам при этих испытаниях.
Анализ источников информации по патентной и научно-технической информации показал, что наиболее близкими по технической сути прототипами предлагаемого технического решения являются способ испытаний спутника и устройство для его осуществления, изложенные на страницах 70-72, 83 и 22-24 монографии: Андрейчук О.Б., Малахов Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов. -М.: Машиностроение, 1982.
Известные способ испытаний и устройство для его осуществления, реализованные, например, при изготовлении связного спутника СЕСат, имеющего в своем составе СТР с жидкостными трактами охлаждения приборов спутника (см. фиг. 2, где: 1,1 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.2 - датчики температуры теплоносителя; 1.3 - панель с приборами полезной нагрузки, включающей в себя жидкостный тракт; 1.4 - регулятор расхода теплоносителя; 1.5 - радиатор; 1.6 - герметичный контейнер с установленными в нем приборами служебных систем, вентилятором и газожидкостным теплообменником (при отсутствии герметичного контейнера - панель с приборами служебных систем, включающая в себя жидкостный тракт); 1.7 - компенсатор объема; 1.8 - бортовой комплекс управления), представляют из себя следующее (см. фиг.2).
1. Спутник 1 устанавливают в термобарокамере 2, после чего крышку 2.1 термобарокамеры закрывают герметично.
2. С помощью вакуумных насосов 2.2 вакуумируют внутреннюю полость термобарокамеры 2 до давления остаточных газов, не превышающего (1÷10 в степени минус 5) мм рт. ст., и поддерживают такой вакуум в процессе проведения дальнейших испытаний.
3. Включают в работу СТР спутника 1 - начинается циркуляция жидкого теплоносителя по замкнутому контуру, в том числе через жидкостные тракты охлаждения приборов, и в зависимости от температуры теплоносителя на входе в жидкостный тракт охлаждения приборов полезной нагрузки 1.3 часть потока теплоносителя циркулирует через радиатор 1.5, а остальная часть - мимо него.
4. В коллекторы экранов 2.3 термобарокамеры подают жидкий азот с расходом, обеспечивающим температуру экранов не выше минус 170oС, для чего задействуют комплекс управления и измерения 2.4 термобарокамеры 2. Приводят в готовность к работе имитаторы инфракрасного излучения 2.5 и Солнца 2.6.
5. Включают в работу приборы спутника 1 - спутник, в том числе и его СТР, работают по программе работы, соответствующей программе работы при его орбитальном функционировании, и в условиях, имитирующих условия орбитального функционирования: во внутренней полости термобарокамеры 2 поддерживается вакуум, а имитация внешних тепловых условий обеспечивается криогенными экранами 2.3, инфракрасным имитатором 2.5 и включениями имитатора Солнца 2.6; избыточное тепло, выделяющееся при работе приборов спутника, переносится теплоносителем в радиатор 1.5 и отводится излучением с его радиационной поверхности, и требуемая рабочая температура теплоносителя в диапазоне от минимальной до максимальной в жидкостных трактах приборов служебных систем и полезной нагрузки обеспечивается регулированием расхода теплоносителя через (мимо) радиатор 1.5 с помощью регулятора расхода теплоносителя 1.4, периодически включающегося в работу по командам бортового комплекса управления 1.8 (блок управления плюс бортовой компьютер), вырабатывающимися в соответствии с сигналами температурного датчика 1.2, установленного на входе в жидкостный тракт полезной нагрузки 1.3 (в частности, сигналы датчиков 1.2 также поступают и регистрируются комплексом управления и измерения 2.4 термобарокамеры 2).
Если к работе спутника в вышеуказанных условиях замечаний нет, то это означает, что конструкция спутника соответствует предъявляемым к нему требованиям, данный (первый) и последующие образцы спутника данного типа работоспособны в условиях орбитального функционирования, и переходят к следующему этапу испытаний (и в дальнейшем проводят аналогичные испытания последующих образцов спутника только в нижеописанном объеме).
6. Переходят к управлению работой регулятора расхода теплоносителя 1.4 с бортового комплекса управления 1.8 на комплекс управления и измерения 2.4 термобарокамеры 2, который управляет работой регулятора 1.4, а также экранов 2.3, имитаторов инфракрасного излучения 2.5 и Солнца 2.6 таким образом, что в результате излучения избыточного тепла с поверхности радиатора 1.5 при соответствующей температуре (и поглощения его криогенными экранами 2.3) обеспечивается ступенчатое изменение температуры теплоносителя в жидкостных трактах в диапазоне от на 5-10oС ниже минимальной рабочей температуры теплоносителя до на 5-10oС выше максимальной рабочей температуры теплоносителя в условиях орбитального функционирования, например, в количестве пяти циклов, с выдержкой при крайних установившихся значениях температур, например, в течение 8 часов (опыт испытаний показывает, что переход к крайним значениям температур занимает 5-7 часов и общая продолжительность испытаний при проведении пяти циклов равна 5,4-8,2 суток).
Если в процессе проведения этих испытаний спутник, в том числе СТР, функционирует нормально, никаких отказов не зафиксировано, то это подтверждает, как показывает положительный опыт, о высококачественном изготовлении спутника данного (первого) образца и готовности его к многолетней надежной работе в условиях орбитального функционирования.
7. Заканчивают испытания: отключают спутник 1; прекращают подачу жидкого азота в коллекторы экранов 2.3 и вакуумирование полости термобарокамеры 2; открывают крышку 2.1 термобарокамеры и демонтируют спутник 1.
Однако, как показал анализ, существенными недостатками известных вышеизложенных способа испытаний спутника и устройства для его осуществления являются сложность как проведения испытаний, так и используемых при этом средств при проверке работы спутника в процессе ступенчатого изменения температуры теплоносителя в жидкостных трактах и выдержки при крайних значениях температур, обусловленные:
- необходимостью отвода избыточного тепла излучением с поверхности радиатора и последующего его поглощения криогенными экранами;
- необходимостью использования при этом сложных устройств (криогенные экраны, имитаторы инфракрасного излучения и Солнца) и обеспечения их одновременного слаженного функционирования;
- необходимостью использования жидкого азота, также большие затраты средств и времени (например, из-за длительного времени перехода к крайним значениям температур).
- необходимостью отвода избыточного тепла излучением с поверхности радиатора и последующего его поглощения криогенными экранами;
- необходимостью использования при этом сложных устройств (криогенные экраны, имитаторы инфракрасного излучения и Солнца) и обеспечения их одновременного слаженного функционирования;
- необходимостью использования жидкого азота, также большие затраты средств и времени (например, из-за длительного времени перехода к крайним значениям температур).
Таким образом, существенными недостатками известного технического решения при использовании его для испытаний связных спутников являются сложность как способа проведения испытаний, так и устройства для его осуществления, а такие большие затраты средств и времени для проведения испытаний.
Целью предлагаемого технического решения является устранение вышеперечисленных существенных недостатков.
Поставленная цель достигается cледующим.
1. Требуемое температурное распределение в жидкостных трактах при ступенчатом изменении и выдержке при крайних значениях температур получают отводом избыточного тепла от теплоносителя после выхода из жидкостного тракта полезной нагрузки в обход радиатора.
2. До теплообменника установлен перепускной клапан, вход которого сообщен с жидкостным трактом полезной нагрузки, первый выход - с жидкостным трактом после выхода теплообменника, а второй выход - с входом теплообменника, причем к выходу наземной полости теплообменника присоединен гибкий трубопровод с выходным гидроразъемом на конце, а вход ее соединен через компенсационное устройство с гибким трубопроводом с входным гидроразъемом на конце, при этом входной и выходной гидроразъемы состыкованы с гидроразъемами двух гибких трубопроводов, пропущенных через герметичную крышку, установленную на люк термобарокамеры, которые, в свою очередь, другими гидроразъемами на концах состыкованы вне термобарокамеры с гидроразъемами наземной системы обеспечения теплового режима, что и являются, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого технического решения.
В результате анализа известной патентной и научно-технической литературы, проведенного авторами, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявленного технического решения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемых способе и устройстве.
На фиг. 1 изображена принципиальная схема проведения испытаний космического аппарата, например, современного связного спутника, разработанного в настоящее время нашим предприятием, и устройства для его осуществления согласно техническим решениям, предложенным авторами.
Предложенные способ испытаний спутника и устройство для его осуществления включают в себя следующее (см. фиг.1).
1. Устанавливают вблизи (вне) термобарокамеры 2 наземную систему обеспечения теплового режима 5, имеющую на выходе и на входе жидкостный тракт с гидроразъемами на концах.
Производят монтаж заправленных теплоносителем двух гибких трубопроводов 3 и 4, имеющих на концах гидроразъемы (такое выполнение гибких трубопроводов обеспечивает удобство монтажа их в термобарокамере и позволяет иметь различные комплекты трубопроводов для испытаний различных спутников в различных термобарокамерах, когда необходимы разные длины трубопроводов): устанавливают герметичную крышку 3.1, через которую пропущены вышеназванные трубопроводы, на люк термобарокамеры 2 и состыковывают между собой гидроразъемы наземной системы обеспечения теплового режима 5 и двух гибких трубопроводов 3 и 4.
Спутник 1, имеющий в своем составе СТР с жидкостными трактами охлаждения приборов спутника (см. фиг.1, где: 1.1 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.2 - датчики температуры теплоносителя; 1,3 - панель с приборами полезной нагрузки, включающая в себя жидкостный тракт; 1.5 - радиатор; 1.8 - панель с приборами служебных систем, включающая в себя жидкостный тракт; 1.7 - компенсатор объема; 1.8 - бортовой комплекс управления; 1.9 - съемный блок, установленный после жидкостного тракта полезной нагрузки 1.3, в котором до жидкостно-жидкостного теплообменника 1.9.1 для обеспечения дистанционного изменения пути циркуляции теплоносителя - через или мимо теплообменника 1.9.1 - в процессе проведения испытаний в термобарокамере (без вскрытия крышки термобарокамеры) установлен перепускной клапан 1.9.2, для чего вход его сообщен с жидкостным трактом полезной нагрузки 1.3, первый выход - с жидкостным трактом после выхода 1 теплообменника 1.9.1, а второй выход - с входом 1 теплообменника 1.9.1, причем для обеспечения возможности присоединения с двумя предварительно заправленными гибкими трубопроводами к выходу 2 наземной полости теплообменника 1.9.1 присоединен гибкий трубопровод 1.9.7 с выходным гидроразъемом 1.9.8 на конце, а вход 2 ее соединен через компенсационное устройство 1.9.4 (предназначено для компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостных трактах при хранении или до присоединения входного и выходного гидроразъемов с гибкими трубопроводами) с гибким трубопроводом 1.9.5 с входным гидроразъемом 1.9.6 на конце), устанавливают в термобарокамере 2.
Состыковывают гидроразъемы 1.9.6 и 1.9.8 наземной части съемного блока 1.9 с гидроразъемами двух гибких трубопроводов 3 и 4, после чего крышку термобарокамеры закрывают герметично.
2. С помощью вакуумных насосов 2.2 вакуумируют внутреннюю полость термобарокамеры 2 до давления остаточных газов, не превышающего (1÷10 в степени минус 5) мм рт. ст., и поддерживают такой вакуум в процессе проведения дальнейших испытаний.
3. Для имитации работы СТР в условиях орбитального функционирования перепускной клапан 1.9.2 устанавливают в положение, обеспечивающее циркуляцию теплоносителя мимо теплообменника 1.9.1.
Включают в работу СТР спутника 1 - начинается циркуляция жидкого теплоносителя по замкнутому контуру.
4. В коллекторы экранов 2.3 термобарокамеры подают жидкий азот с расходом, обеспечивающим температуру экранов не выше минус 170oС, для чего задействуют комплекс управления и измерения 2.4 термобарокамеры 2. Приводят в готовность к работе имитаторы инфракрасного излучения 2.5 и Солнца 2.6.
5. Включают в работу приборы спутника 1 - спутник, в том числе его СТР, работают по программе работы, соответствующей программе работы при орбитальном его функционировании, и в условиях, имитирующих условия орбитального функционирования: во внутренней полости термобарокамеры 2 поддерживается вакуум, а имитация внешних тепловых условий обеспечивается криогенными экранами 2.3, инфракрасным имитатором 2.5 и периодическими включениями имитатора Солнца 2.6; избыточное тепло, выделяющееся при работе приборов спутника, переносится теплоносителем в радиатор 1.5 и отводится излучением с его радиационной поверхности - так обеспечивается требуемая рабочая температура теплоносителя в жидкостных трактах приборов служебных систем и полезной нагрузки в диапазоне от минимальной до максимальной в условиях орбитального функционирования. При этом, в частности, сигналы датчиков 1.2 поступают и регистрируются комплексом управления и измерения 2.4 термобарокамеры 2.
Если к работе спутника в вышеуказанных условиях замечаний нет, то это означает, что конструкция спутника соответствует предъявляемым к нему требованиям, данный (первый) и последующие образцы спутника данного типа работоспособны в условиях орбитального функционирования, и переходят к следующему этапу испытаний (и в дальнейшем проводят аналогичные испытания последующих образцов спутника только в нижеописанном объеме).
6. Включают в работу наземную систему обеспечения теплового режима 5. Перепускной клапан 1.9.2 устанавливают в положение, обеспечивающее циркуляцию теплоносителя через теплообменник 1.9.1.
Прекращают подачу жидкого азота в коллекторы экранов 2.3.
Выключают имитаторы инфракрасного излучения 2.5 и Солнца 2.6.
Управляя работой наземной системой обеспечения теплового режима 5 по сигналам датчиков 1.2, обеспечивают отвод избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов, в теплообменнике 1.9.1 таким образом (при необходимости, с учетом некоторого изменения температуры теплоносителя в жидкостном тракте радиатора - ввиду того, что температуры теплоносителя на входе в радиатор, радиатора 1.5 и экранов 2.3 после прекращения подачи жидкого азота в коллекторы экранов близки или отличаются не более, чем на 5oС, изменение температуры теплоносителя на выходе из радиатора не превышает (1-2)oС, что находится в пределах допуска, равного 5oС), что обеспечивает ступенчатое изменение температуры теплоносителя в жидкостных трактах в диапазоне от на 5-10oС ниже минимальной рабочей температуры теплоносителя до на 5-10oC выше максимальной рабочей температуры теплоносителя в условиях орбитального функционирования, например в количестве пяти циклов, с выдержкой при крайних установившихся значениях температур, например в течение 8 часов (анализ опыта эксплуатации наземной системы теплового режима 5 показывает, что переход к крайним значениям температур занимает не более 2 часов, что обусловлено меньшей инерционностью тепловых процессов, происходящих в нем, по сравнении с процессами, происходящими при передаче тепла излучением - поглощением в термобарокамере, и общая продолжительность испытаний при проведении пяти циклов не превышает 4,2 суток).
Если в процессе проведения этих испытаний спутник, в том числе СТР, функционирует нормально, никаких отказов не зафиксировано, то это подтверждает высококачественное изготовление спутника и готовность его к многолетней надежной работе в условиях орбитального функционирования.
7. Заканчивают испытания: выключают спутник 1 и наземную систему обеспечения теплового режима 5, прекращают вакуумирование полости термобарокамеры 2; открывают крышку термобарокамеры и демонтируют спутник 1.
Проведенный анализ вышеописанных предложенных способа испытаний спутника и устройства для его осуществления показал, что при использовании их:
- упрощаются методика и процедура проведения испытаний при ступенчатом изменении и выдержке при крайних значениях температур теплоносителя в жидкостных трактах и используемые при этих испытаниях устройства в результате отвода избыточного (соответствующего количества) тепла от теплоносителя после выхода из жидкостного тракта полезной нагрузки в обход радиатора - в жидкостно-жидкостном теплообменнике конвективным способом с последующей утилизацией этого тепла в наземной системе обеспечения теплового режима, т.е. в результате исключения во время испытаний сложнейшего процесса обеспечения совместной работы громоздкого комплекса - криогенных экранов и имитаторов инфракрасного излучения и Солнца и связанной с ними инфраструктуры (например, системы подачи жидкого азота, системы электропитания имитаторов и т.д.);
- сокращаются материальные затраты на проведение вушеупомянутых испытаний, например, расход жидкого азота уменьшается на 25-35%;
- уменьшается продолжительность вышеуказанных испытаний на не менее, чем на 1,2 сутки, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.
- упрощаются методика и процедура проведения испытаний при ступенчатом изменении и выдержке при крайних значениях температур теплоносителя в жидкостных трактах и используемые при этих испытаниях устройства в результате отвода избыточного (соответствующего количества) тепла от теплоносителя после выхода из жидкостного тракта полезной нагрузки в обход радиатора - в жидкостно-жидкостном теплообменнике конвективным способом с последующей утилизацией этого тепла в наземной системе обеспечения теплового режима, т.е. в результате исключения во время испытаний сложнейшего процесса обеспечения совместной работы громоздкого комплекса - криогенных экранов и имитаторов инфракрасного излучения и Солнца и связанной с ними инфраструктуры (например, системы подачи жидкого азота, системы электропитания имитаторов и т.д.);
- сокращаются материальные затраты на проведение вушеупомянутых испытаний, например, расход жидкого азота уменьшается на 25-35%;
- уменьшается продолжительность вышеуказанных испытаний на не менее, чем на 1,2 сутки, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.
В настоящее время предложенное техническое решение отражено в технической документации НПО прикладной механики на проведение испытаний вновь создаваемых спутников связи и вещания.
Claims (2)
1. Способ испытаний космического аппарата, включающий в себя проверки работоспособности приборов служебных систем, полезной нагрузки и системы терморегулирования с радиатором и жидкостными трактами охлаждения указанных приборов в условиях, сперва имитирующих вакуум и внешние тепловые условия орбитального функционирования, с отводом избыточного тепла указанным радиатором, а затем имитирующих вакуум при ступенчатом изменении температуры теплоносителя в жидкостных трактах в диапазоне от значений, на 5-10oС ниже минимальной рабочей температуры теплоносителя, до значений, на 5-10oС выше максимальной рабочей температуры теплоносителя в условиях орбитального функционирования с выдержкой при крайних значениях температур, отличающийся тем, что требуемое температурное распределение в жидкостных трактах при указанном ступенчатом изменении температуры и выдержке при указанных крайних значениях температур получают отводом избыточного тепла от теплоносителя после его выхода из жидкостного тракта полезной нагрузки в обход радиатора системы терморегулирования.
2. Устройство для испытаний космического аппарата, включающее в себя термобарокамеру, в которой установлен испытуемый космический аппарат с системой терморегулирования, имеющей жидкостные тракты охлаждения приборов служебных систем и полезной нагрузки, а также содержащей расположенный после жидкостного тракта полезной нагрузки съемный блок с промежуточным жидкостно-жидкостным теплообменником, отличающееся тем, что до указанного теплообменника установлен перепускной клапан, вход которого сообщен с жидкостным трактом полезной нагрузки, первый выход - с жидкостным трактом системы терморегулирования после выхода данного теплообменника, а второй выход - с входом этого теплообменника, причем к выходу наземной полости теплообменника присоединен гибкий трубопровод с выходным гидроразъемом на конце, а вход данной наземной полости соединен через компенсационное устройство с гибким трубопроводом, имеющим входной гидроразъем на конце, при этом указанные входной и выходной гидроразъемы состыкованы с гидроразъемами двух гибких трубопроводов, пропущенных через герметичную крышку, установленную на люк термобарокамеры, которые другими гидроразъемами на своих концах состыкованы вне термобарокамеры с гидроразъемами наземной системы обеспечения теплового режима.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001113614A RU2209751C2 (ru) | 2001-05-18 | 2001-05-18 | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001113614A RU2209751C2 (ru) | 2001-05-18 | 2001-05-18 | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001113614A RU2001113614A (ru) | 2003-06-10 |
| RU2209751C2 true RU2209751C2 (ru) | 2003-08-10 |
Family
ID=29245481
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001113614A RU2209751C2 (ru) | 2001-05-18 | 2001-05-18 | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2209751C2 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101866178A (zh) * | 2010-06-18 | 2010-10-20 | 中国航天科技集团公司第五研究院第五一三研究所 | 一种航天器设备地面测试系统和方法 |
| RU2770327C1 (ru) * | 2021-07-26 | 2022-04-15 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ имитации давления в вакуумной камере при наземной проверке космических аппаратов на работоспособность |
| EP4382885A1 (en) * | 2022-12-07 | 2024-06-12 | The Boeing Company | Integrated phased array (ipa) thermal subsystem fluid loop simulator |
-
2001
- 2001-05-18 RU RU2001113614A patent/RU2209751C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| АНДРЕЙЧУК О.Б., МАЛАХОВ Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1982, с.22-24, 70-72, 83. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101866178A (zh) * | 2010-06-18 | 2010-10-20 | 中国航天科技集团公司第五研究院第五一三研究所 | 一种航天器设备地面测试系统和方法 |
| CN101866178B (zh) * | 2010-06-18 | 2011-10-05 | 中国航天科技集团公司第五研究院第五一三研究所 | 一种航天器设备地面测试系统和方法 |
| RU2770327C1 (ru) * | 2021-07-26 | 2022-04-15 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ имитации давления в вакуумной камере при наземной проверке космических аппаратов на работоспособность |
| EP4382885A1 (en) * | 2022-12-07 | 2024-06-12 | The Boeing Company | Integrated phased array (ipa) thermal subsystem fluid loop simulator |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Wright et al. | The mid-infrared instrument for the james webb space telescope, ii: Design and build | |
| US7441473B2 (en) | Variable-altitude testing systems | |
| RU2209751C2 (ru) | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления | |
| RU2317234C1 (ru) | Устройство для заправки двигательных установок космического аппарата ксеноном | |
| RU2346861C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
| Fernandez-Rico et al. | Thermal vacuum and balance test of the ESA Solar Orbiter Instrument PHI | |
| RU2001113614A (ru) | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления | |
| Kruzelecky et al. | DTVAC dusty planetary thermo-vacuum simulator and LN2 commissioning | |
| Lee et al. | 24 Hour Consumable-based Cooling System for Venus Lander | |
| Santos et al. | Thermal Balance and Thermal Vacuum Test of the CBERS 4A Satellite Performed at INPE, Brazil. | |
| RU2196084C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
| Bober et al. | Development and Qualification Test of a SPT Electric Propulsion System for” Gals” Spacecraft | |
| RU2200689C2 (ru) | Способ испытаний космического аппарата и устройство для его осуществления | |
| RU2574499C1 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
| Amundsen et al. | Correlation of the SAGE III on ISS Thermal Models in Thermal Desktop | |
| RU2144893C1 (ru) | Система обеспечения теплового режима | |
| RU2253597C2 (ru) | Способ обеспечения теплового режима спутника связи, телевещания и ретрансляции информации и устройство для осуществления его | |
| Halain et al. | The qualification campaign of the EUI instrument of Solar Orbiter | |
| Sarda | The Design, Implementation and Testing of the Thermal Control System | |
| Prado-Montes et al. | ExoMars 2020 LHPs: from the concept to the flight models | |
| RU2630948C1 (ru) | Способ термостабилизации электронной аппаратуры | |
| RU2191359C2 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата и способ ее изготовления | |
| Paßvogel et al. | The design and testing of the ISO-payload module | |
| Wolkowicz et al. | Single Panel Thermal Vacuum Qualification Testing of the International Space Station Photovoltaic Radiators | |
| KR0135933B1 (ko) | 첨착활성탄의 방사성 유기 요오드제거 성능검사 장치 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100519 |