RU2404092C1 - Система терморегулирования космического объекта - Google Patents

Система терморегулирования космического объекта Download PDF

Info

Publication number
RU2404092C1
RU2404092C1 RU2009137697/11A RU2009137697A RU2404092C1 RU 2404092 C1 RU2404092 C1 RU 2404092C1 RU 2009137697/11 A RU2009137697/11 A RU 2009137697/11A RU 2009137697 A RU2009137697 A RU 2009137697A RU 2404092 C1 RU2404092 C1 RU 2404092C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
regulator
fluid flow
control system
switch
heating
Prior art date
Application number
RU2009137697/11A
Other languages
English (en)
Inventor
Иван Петрович Лукащук (RU)
Иван Петрович Лукащук
Виктор Иванович Ткаченко (RU)
Виктор Иванович Ткаченко
Татьяна Николаевна Арефьева (RU)
Татьяна Николаевна Арефьева
Александр Ирикович Китаев (RU)
Александр Ирикович Китаев
Сергей Михайлович Быков (RU)
Сергей Михайлович Быков
Екатерина Сергеевна Гаврилова (RU)
Екатерина Сергеевна Гаврилова
Original Assignee
Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс")
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс"), Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс")
Priority to RU2009137697/11A priority Critical patent/RU2404092C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2404092C1 publication Critical patent/RU2404092C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Exposure Of Semiconductors, Excluding Electron Or Ion Beam Exposure (AREA)

Abstract

Изобретение относится к средствам обеспечения требуемого теплового режима космических аппаратов. Устройство содержит связанные между собой замкнутые циркуляционные контуры обогрева и охлаждения, регулятор расхода жидкости, датчики температуры и систему управления. Регулятор расхода выполнен с шаговым двигателем, а датчики электрически связаны через систему управления с данным регулятором. Контур обогрева содержит соединенные между собой гидроблок с датчиком перепада давления, газожидкостные и змеевиковые теплообменники, термоплаты, гидрокомпенсатор и дренажный клапан. В контуре охлаждения последовательно установлены гидроблок с датчиком перепада давления и радиационный теплообменник, соединенные между собой трубопроводами. Система снабжена регулятором-переключателем, который последовательно соединен с указанным регулятором расхода жидкости. Первые выходы этих регуляторов подключены к контуру охлаждения, а вторые выходы - к контуру обогрева. Третий выход регулятора-переключателя взаимодействует с входом регулятора расхода жидкости, при этом на трубопроводе контура обогрева установлены датчики температуры. Каждый из датчиков через систему управления электрически связан с регулятором-переключателем и регулятором расхода жидкости. Техническим результатом изобретения является повышение надежности работы системы терморегулирования космического объекта при длительном сроке эксплуатации. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области космической техники, в частности к системам обеспечения требуемого теплового режима космических аппаратов.
Известно устройство системы терморегулирования, описанное в статье Быкова С.М., Сакриер В.А. «Система обеспечения теплового режима блока выведения «ИКАР» (Сборник научно-технических статей по ракетно-космической тематике. Под редакцией Козлова Д.И. - Самара, 1999. - с.212-216), состоящее из двух взаимосвязанных контуров обогрева и охлаждения, в которых автономно насосами гидроблоков прокачивается теплоноситель, а массообмен между которыми осуществляется посредством регулятора расхода жидкости.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предложенному техническому решению является устройство системы терморегулирования космического аппарата и орбитальной станции (патент на изобретение RU 2148540, опубликованный 10.05.2000 г., B64G 1/50, G05D 23/20), содержащее связанные между собой замкнутые циркуляционные контуры обогрева и охлаждения, регулятор расхода жидкости, выполненный с шаговым двигателем, систему управления, датчики температуры, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкости, при этом контур обогрева содержит соединенные между собой гидроблок с датчиком перепада давления, газожидкостные и змеевиковые теплообменники, термоплаты, гидрокомпенсатор, дренажный клапан, а в контуре охлаждения последовательно установлены соединенные между собой трубопроводами гидроблок с датчиком перепада давления и радиационный теплообменник.
При отказе регулятора, до его замены, управление расходом теплоносителя производится двумя электронасосными агрегатами.
Недостатком известного технического решения, а также выше описанной конструкции является недостаточная надежность работы устройства при длительном сроке эксплуатации вследствие возможности отказа входящего в состав системы регулятора расхода жидкости и невозможности замены его в случае использования беспилотного космического объекта. Отказ регулятора расхода жидкости может привести к нарушению работы приборов и аппаратов космического объекта, не допускающих отклонения температуры от требуемой больше определенной величины.
Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности работы системы терморегулирования космического объекта при длительном сроке эксплуатации.
Поставленная задача решается тем, что в устройстве системы терморегулирования космического объекта, содержащем связанные между собой замкнутые циркуляционные контуры обогрева и охлаждения, регулятор расхода жидкости, выполненный с шаговым двигателем, систему управления, датчики температуры, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкости, при этом контур обогрева содержит соединенные между собой гидроблок с датчиком перепада давления, газожидкостные и змеевиковые теплообменники, термоплаты, гидрокомпенсатор, дренажный клапан, а в контуре охлаждения последовательно установлены соединенные между собой трубопроводами гидроблок с датчиком перепада давления и радиационный теплообменник, согласно предложенному техническому решению система снабжена регулятором-переключателем, последовательно соединенным с регулятором расхода жидкости, первые выходы которых подключены к контуру охлаждения, а вторые выходы которых подключены к контуру обогрева, третий выход регулятора-переключателя взаимодействует с входом регулятора расхода жидкости, при этом на трубопроводе контура обогрева установлены датчики температуры, каждый из которых через систему управления электрически связан с регулятором-переключателем и регулятором расхода жидкости.
Технический результат заключается в том, что по сравнению с известными техническими решениями вновь созданная система терморегулирования космического объекта обеспечивает повышение надежности и бесперебойность работы в течение всего заданного срока эксплуатации.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором приведена схема устройства системы терморегулирования космического объекта.
Устройство включает замкнутые циркуляционные контур обогрева 1 и контур охлаждения 2, связанные через последовательно расположенные регулятор-переключатель 3 и регулятор расхода жидкости 4, выполненный с шаговым двигателем. Устройство также содержит систему управления 5, датчики температуры 6, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкости 4 и регулятором-переключателем 3.
В контуре обогрева установлены гидроблок 7, снабженный датчиком перепада давления 8, газожидкостные теплообменники 9, змеевиковый теплообменник 10, термоплаты 11, гидрокомпенсатор 12 с дренажным клапаном 13.
Контур охлаждения 2 содержит последовательно установленные гидроблок 14, снабженный датчиком перепада давления 15, и радиационный теплообменник 16.
Регулятор-переключатель 3 имеет три выхода. Один выход регулятора-переключателя 3 подключен к контуру охлаждения 2, второй его выход - к контуру обогрева 1, а третий выход подключен ко входу регулятора расхода жидкости 4.
Регулятор расхода жидкости 4 имеет два выхода. Один из них подключен к контуру охлаждения 2, а другой выход - к контуру обогрева 1.
На трубопроводе контура обогрева установлены датчики температуры 6, каждый из которых через систему управления 5 электрически связан с регулятором-переключателем 3 и регулятором расхода жидкости 4.
Устройство работает следующим образом.
Циркуляция теплоносителя, например, Л3-ТК-2 в контуре обогрева 1 и контуре охлаждения 2 обеспечивается соответственно с помощью гидроблоков 7, 14. Теплоноситель Л3-ТК-2 функционирует в рабочем диапазоне температур от минус 80 до плюс 50°С. Датчик перепада давления 8 установлен для контроля за работой гидроблока 7. За счет теплообмена с циркулирующим теплоносителем в змеевиковом теплообменнике 10, термоплатах 11 и газожидкостных теплообменниках 9 обеспечивается термостатирование приборов и агрегатов, установленных на термоплатах, и поддержание температуры газовой среды в заданном допусковом диапазоне в отсеках космического объекта. В устройстве установлен гидрокомпенсатор 12 с дренажным клапаном 13 для компенсации температурных изменений объема и утечек теплоносителя в контурах системы терморегулирования космического объекта.
Регулятор расхода жидкости 4 по сигналу системы управления 5 в зависимости от показаний датчиков температуры 6 обеспечивает соотношение расходов теплоносителя в магистралях контура обогрева 1 и контура охлаждения 2, осуществляя регулирование отвода избытка тепла из космического объекта и, при необходимости, излучения с поверхности радиационного теплообменника 16 в космическое пространство или отключение контура охлаждения 2 и перепуск теплоносителя по контуру обогрева 1.
При нормальной работе регулятора расхода жидкости 4 регулятор-переключатель 3 обеспечивает пропуск теплоносителя через третий выход. Циркуляция теплоносителя в контуре охлаждения обеспечивается гидроблоком 14, контроль за работой которого осуществляется с помощью датчика перепада давления 15.
При отказе (в случае аварийной ситуации) регулятора расхода жидкости 4 по сигналу системы управления 5 в зависимости от показаний датчиков температуры 6 управление передается регулятору-переключателю 3, в котором производится переключение потока теплоносителя (от третьего выхода к первому и второму выходам) и регулирование соотношения расходов теплоносителя в магистралях контура обогрева 1 и контура охлаждения 2. Тем самым обеспечивается гарантированное постоянное регулирование отвода избытка тепла из космического объекта при любой величине тепловой нагрузки при аварийных ситуациях.
Заявленная конструкция позволяет повысить надежность работы системы терморегулирования космического объекта при длительном сроке эксплуатации.

Claims (1)

  1. Система терморегулирования космического объекта, содержащая связанные между собой замкнутые циркуляционные контуры обогрева и охлаждения, регулятор расхода жидкости, выполненный с шаговым двигателем, систему управления, датчики температуры, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкости, при этом контур обогрева содержит соединенные между собой гидроблок с датчиком перепада давления, газожидкостные и змеевиковые теплообменники, термоплаты, гидрокомпенсатор, дренажный клапан, а в контуре охлаждения последовательно установлены соединенные между собой трубопроводами гидроблок с датчиком перепада давления и радиационный теплообменник, отличающаяся тем, что система снабжена регулятором-переключателем, последовательно соединенным с регулятором расхода жидкости, первые выходы которых подключены к контуру охлаждения, а вторые выходы которых подключены к контуру обогрева, третий выход регулятора-переключателя взаимодействует с входом регулятора расхода жидкости, при этом на трубопроводе контура обогрева установлены датчики температуры, каждый из которых через систему управления электрически связан с регулятором-переключателем и регулятором расхода жидкости.
RU2009137697/11A 2009-10-12 2009-10-12 Система терморегулирования космического объекта RU2404092C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009137697/11A RU2404092C1 (ru) 2009-10-12 2009-10-12 Система терморегулирования космического объекта

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009137697/11A RU2404092C1 (ru) 2009-10-12 2009-10-12 Система терморегулирования космического объекта

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2404092C1 true RU2404092C1 (ru) 2010-11-20

Family

ID=44058404

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009137697/11A RU2404092C1 (ru) 2009-10-12 2009-10-12 Система терморегулирования космического объекта

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2404092C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2548316C2 (ru) * 2013-09-11 2015-04-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Система терморегулирования стыковочного модуля обитаемой орбитальной станции

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2548316C2 (ru) * 2013-09-11 2015-04-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Система терморегулирования стыковочного модуля обитаемой орбитальной станции

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101633411B (zh) 航天器热控制和液体动量轮一体化执行机构
JP5255232B2 (ja) 設備装置に自然温度蓄積体を使用し、温度均衡を行うシステム
JP5415428B2 (ja) ヒート・ポンプ装置
CN1942979B (zh) 低温电缆的循环冷却系统
CN101607604B (zh) 卫星姿态控制和热控制一体化执行机构及其控制方法
US9494371B2 (en) Pumped refrigerant cooling system with 1+1 to N+1 and built-in redundancy
EP3394517B1 (en) A thermal server plant and a method for controlling the same
EP2631183B1 (en) Pressure controlled thermal control device
EP3726146B1 (en) Combined heating and cooling system
CN110914626A (zh) 用于为电池系统调温的调温装置和电池系统
RU2404092C1 (ru) Система терморегулирования космического объекта
RU2494933C1 (ru) Система термостатирования оборудования космического объекта
US11920869B2 (en) Balanced heat transfer mechanism and control for automotive vehicles communication systems
JP2018031483A (ja) 水素ガス冷却装置
EP3482136B1 (en) Heating system
US20090107663A1 (en) System and Method for Cooling Structures Having Both an Active State and an Inactive State
RU2585936C1 (ru) Система терморегулирования оборудования космического аппарата
KR20210133952A (ko) 증발 냉각기 습식 및 건식 모드 제어
RU2474780C1 (ru) Терморегулирующее устройство на базе контурной тепловой трубы
RU2148540C1 (ru) Система терморегулирования космического аппарата и орбитальной станции
RU163590U1 (ru) Система термостатирования компонентов жидкого ракетного топлива
JP2006501612A (ja) 熱管理システム
RU2698967C1 (ru) Система терморегулирования космического аппарата
RU2729149C1 (ru) Система терморегулирования космического аппарата
US12018864B2 (en) Sorption system and method for operating same

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20150605

TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -PC4A- IN JOURNAL: 18-2015

PD4A Correction of name of patent owner