RU2447000C2 - Spacecraft thermal control system - Google Patents
Spacecraft thermal control system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2447000C2 RU2447000C2 RU2010119382/11A RU2010119382A RU2447000C2 RU 2447000 C2 RU2447000 C2 RU 2447000C2 RU 2010119382/11 A RU2010119382/11 A RU 2010119382/11A RU 2010119382 A RU2010119382 A RU 2010119382A RU 2447000 C2 RU2447000 C2 RU 2447000C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- liquid
- hydraulic
- adapters
- equipment
- spacecraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Pipe Accessories (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования (СТР) телекоммуникационных спутников.The invention relates to space technology, in particular to thermal control systems (CTP) of telecommunication satellites.
Согласно патенту Российской Федерации (РФ) №2196084 [1] известны СТР спутников, которые содержат бортовой жидкостный циркуляционный контур, к которому при наземных электрических испытаниях подключено съемное оборудование системы (см. в [1]: фиг.4 - первый вариант подключения [2], фиг.1 - второй вариант подключения [3]), предназначенное для обеспечения отвода избыточного тепла, выделяющегося при работе приборов спутника, в наземную систему обеспечения теплового режима (СОТР).According to the patent of the Russian Federation (RF) No. 2196084 [1] there are known STR satellites that contain an on-board liquid circulation circuit to which removable equipment of the system is connected during ground electrical tests (see [1]: FIG. 4 - first connection option [2 ], FIG. 1 - second connection option [3]), designed to ensure the removal of excess heat generated during the operation of satellite devices in the ground-based thermal management system (COTR).
Согласно [2] съемное оборудование подключено к штуцерам двух бортовых концевых вентилей с помощью резьбового соединения.According to [2], removable equipment is connected to the fittings of two side end valves using a threaded connection.
Существенным недостатком известного решения [2] является необходимость слива, а затем перезаправки жидкостного тракта съемного оборудования жидким теплоносителем при неоднократных отстыковках и повторных подключениях съемного оборудования системы к бортовой СТР в процессе наземных электрических испытаний спутника (например, перед испытаниями спутника на механические воздействия; перед определением центра масс спутника и т.п.), что усложняет, удлиняет, удорожает изготовление спутника.A significant drawback of the known solution [2] is the need to drain and then refill the liquid path of the removable equipment with a liquid coolant during repeated undocking and reconnection of the removable equipment of the system to the airborne STR during ground electrical tests of the satellite (for example, before testing the satellite for mechanical effects; before determining satellite’s center of mass, etc.), which complicates, lengthens, and increases the cost of satellite production.
Кроме того, в процессе многократной стыковки-расстыковки ухудшается качество резьбового соединения штуцеров, что потенциально может ухудшить способность штуцеров обеспечить герметичность после установки в них штатных заглушек после окончательной отстыковки съемного оборудования перед запуском спутника на орбиту.In addition, in the process of multiple docking-undocking, the quality of the threaded connection of the fittings deteriorates, which could potentially impair the ability of the fittings to ensure tightness after installing standard plugs in them after the final undocking of the removable equipment before launching the satellite into orbit.
Согласно [3] съемное оборудование системы подключено к бортовой части СТР через два гидроразъема - в этом варианте в составе бортовой части СТР должны быть один вентиль и два разъема гидравлических, причем один из них с гибким стальным трубопроводом. Анализ показывает, что суммарная масса вентиля, двух разъемов гидравлических и одного гибкого стального трубопровода с учетом теплоносителя в них в ≈2 раза тяжелее, чем суммарная масса трех, в настоящее время квалифицированных, вновь разработанных высокосовершенных по конструкции (масса ≈0,25 кг, степень герметичности - не более 1,33·10-8 Вт, вероятность безотказной работы не хуже 0,9999) вентилей (с учетом теплоносителя в них), т.е. данный вариант подключения [3] увеличивает массу спутника, что в настоящее время неприемлемо.According to [3], the removable equipment of the system is connected to the airborne part of the STR through two hydraulic sockets - in this embodiment, the side part of the STR should have one valve and two hydraulic connectors, one of them with a flexible steel pipe. The analysis shows that the total mass of the valve, two hydraulic connectors and one flexible steel pipe, taking into account the coolant in them, is ≈2 times heavier than the total mass of three, currently qualified, newly developed highly advanced in design (mass ≈0.25 kg, leakproofness - not more than 1.33 · 10 -8 W, the probability of failure-free operation is not worse than 0.9999) valves (taking into account the coolant in them), i.e. This connection option [3] increases the mass of the satellite, which is currently unacceptable.
Кроме того, в процессе многократной стыковки-расстыковки по разъемам гидравлическим ухудшается качество их резьбовых соединений с ухудшением потенциальной степени герметичности состыкованных между собой двух бортовых гидроразъемов после окончательной отстыковки съемного оборудования перед запуском спутника на орбиту, а также в результате многократной деформации гибких трубопроводов потенциально возможна преждевременная разгерметизация гибкого металлического трубопровода.In addition, in the process of multiple docking-undocking on hydraulic connectors, the quality of their threaded connections deteriorates with the potential leakage of two onboard hydraulic connectors docked together after the final undocking of the removable equipment before launching the satellite into orbit, and also as a result of repeated deformation of flexible pipelines, premature potential depressurization of a flexible metal pipe.
Таким образом, известные технические решения обладают существенными недостатками.Thus, the known technical solutions have significant disadvantages.
Сравнительный анализ показал, что наиболее близким прототипом предлагаемому авторами изобретению является техническое решение [2].A comparative analysis showed that the closest prototype proposed by the authors of the invention is a technical solution [2].
В настоящее время известная СТР на основе [2] включает в себя следующие основные элементы (см. фиг.1): 1 - бортовой жидкостный циркуляционный контур; 1.1 - гидронасос; 1.2 - жидкостные тракты панелей с приборами; 1.3 - гидроаккумулятор; 1.4, 1.5 - концевые вентили; 1.6 - проточный (отсечной) вентиль; 1.7 - датчики температуры; 2 - съемное оборудование системы; 2.1 - жидкостно-жидкостный теплообменник, ко второй жидкостной полости которого подключена СОТР 3; 2.2 - измеритель расхода теплоносителя; 2.3 - измеритель абсолютного давления теплоносителя; 2.4 и 2.5 - вход и выход съемного оборудования системы; 2.10 - измерители температуры.Currently, the known STR based on [2] includes the following main elements (see figure 1): 1 - on-board liquid circulation circuit; 1.1 - hydraulic pump; 1.2 - liquid paths of panels with devices; 1.3 - accumulator; 1.4, 1.5 - end valves; 1.6 - flow (shutoff) valve; 1.7 - temperature sensors; 2 - removable system equipment; 2.1 - liquid-liquid heat exchanger, to the second liquid cavity of which is connected
Как было указано выше, существенными недостатками известного прототипа [2] являются сложность технологии изготовления, в т.ч. в процессе проведения всего цикла наземных электрических испытаний спутника, связанной с многократным сливом и перезаправкой теплоносителем съемного оборудования системы, обуславливающие снижение надежности обеспечения герметичности бортового жидкостного контура из-за потенциального ухудшения способности штуцеров концевых вентилей обеспечивать требуемую герметичность из-за многократного отсоединения от штуцеров концевых вентилей входов и выходов съемного оборудования СТР, а также удлинение цикла и удорожание стоимости изготовления спутника.As indicated above, the significant disadvantages of the known prototype [2] are the complexity of the manufacturing technology, including during the entire cycle of ground-based electrical tests of the satellite associated with multiple draining and refueling with the coolant of the removable equipment, the systems cause a decrease in the reliability of ensuring the tightness of the airborne liquid circuit due to the potential deterioration in the ability of the end valve fittings to provide the required tightness due to repeated disconnection from the end valve fittings inputs and outputs of removable equipment STR, as well as lengthening the cycle and cost of manufacturing satellite.
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.The aim of the proposed technical solution is to eliminate the above significant disadvantages.
Поставленная цель достигается тем, что в системе терморегулирования космического аппарата, содержащей бортовой жидкостный циркуляционный контур, включающий жидкостные тракты панелей с приборами, гидронасос, гидроаккумулятор, датчики температуры, проточный (отсечной) вентиль и два концевых вентиля, с которыми сообщены вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы, включающего жидкостно-жидкостный теплообменник, измерители расхода, давления и температуры, вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы подключены к двум бортовым концевым вентилям через переходники, присоединенные со свободными штуцерами концевых вентилей с применением резьбового соединения, а другие концы переходников оканчиваются гидроразъемами и состыкованы с гидроразъемами с гибкими металлическими трубопроводами, присоединенными с входом и выходом жидкостного контура съемного оборудования системы, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.This goal is achieved by the fact that in the temperature control system of the spacecraft containing an onboard liquid circulation circuit, including the liquid paths of panels with devices, a hydraulic pump, a hydraulic accumulator, temperature sensors, a flow (shut-off) valve and two end valves with which the input and output of the liquid circuit are connected removable equipment of the system, including a liquid-liquid heat exchanger, flow, pressure and temperature meters, input and output of the liquid circuit of removable equipment of systems connected to two side end valves through adapters connected to the free end valve fittings using a threaded connection, and the other ends of the adapters terminate with hydraulic connectors and docked with hydraulic connectors with flexible metal pipelines connected to the input and output of the liquid circuit of the system’s removable equipment, which is according to the authors, the essential distinguishing features of the proposed technical solution by the authors.
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 заявляемой СТР КА.As a result of the analysis conducted by the authors of the well-known patent and scientific and technical literature, the proposed combination of the essential distinguishing features of the claimed technical solution was not found in the known information sources and, therefore, the known technical solutions do not exhibit the same properties as in the claimed STR KA.
На фиг.2 и 3 изображена принципиальная схема предложенной СТР КА при наземных электрических испытаниях и при эксплуатации на орбите, где 1 - бортовой жидкостный циркуляционный контур; 1.1 - гидронасос; 1.2 - жидкостные тракты панелей с приборами; 1.3 - гидроаккумулятор; 1.4, 1.5 - концевые вентили; 1.4.1 и 1.5.1 - штуцеры концевых вентилей с резьбой; 1.6 - проточный (отсечной) вентиль; 1.7 - датчики температуры; 2 - съемное оборудование системы; 2.1 - жидкостно-жидкостный теплообменник, ко второй жидкостной полости которого подключена СОТР 3; 2.2 - измеритель расхода теплоносителя; 2.3 - измеритель абсолютного давления теплоносителя; 2.4 и 2.5 - вход и выход соответственно съемного оборудования системы; 2.6 и 2.7 - переходники; 2.6.1 и 2.7.1 - наконечники с накидной гайкой; 2.6.2 и 2.7.2 - разъемы гидравлические переходников 2.6 и 2.7; 2.8 и 2.9 - разъемы гидравлические с гибкими трубопроводами съемного оборудования системы; 2.10 - измерители температуры.Figure 2 and 3 depicts a schematic diagram of the proposed STR KA during ground electrical tests and during operation in orbit, where 1 is the on-board liquid circulation circuit; 1.1 - hydraulic pump; 1.2 - liquid paths of panels with devices; 1.3 - accumulator; 1.4, 1.5 - end valves; 1.4.1 and 1.5.1 - threaded end valve fittings; 1.6 - flow (shutoff) valve; 1.7 - temperature sensors; 2 - removable system equipment; 2.1 - liquid-liquid heat exchanger, to the second liquid cavity of which is connected
Изготовление спутника, СТР которого выполнена согласно предложенному авторами техническому решению, осуществляют следующим образом (см. фиг.2):The manufacture of a satellite, the STR of which is performed according to the technical solution proposed by the authors, is carried out as follows (see figure 2):
1. Изготавливают комплектующие и осуществляют сборку КА, в т.ч. производят сборку СТР с подключением к ней съемного оборудования ее согласно фиг.2.1. They make components and assemble the spacecraft, including produce assembly of the STR with the connection to it of its removable equipment according to figure 2.
2. Проверяют степень герметичности бортового жидкостного контура 1 и жидкостного контура съемного оборудования 2 СТР и заправляют их жидким теплоносителем.2. Check the degree of tightness of the onboard
3. В процессе проведения наземных электрических испытаний КА (проточный (отсечной) вентиль 1.6 закрыт, концевые вентили 1.4 и 1.5 открыты) в случае необходимости демонтажа съемного оборудования СТР с КА на время проведения, например, испытаний КА на механические воздействия, расстыковывают разъемы гидравлические 2.8 и 2.9 от разъемов гидравлических 2.6.2 и 2.7.2 переходников 2.6 и 2.7, устанавливают герметично на гидравлические разъемы штатные заглушки и демонтируют с КА съемное оборудование СТР 2.3. In the process of conducting ground electrical tests of the spacecraft (flow-through (shut-off) valve 1.6 is closed, end valves 1.4 and 1.5 are open), if necessary, dismantle the removable equipment STR with the spacecraft for the duration of, for example, testing the spacecraft for mechanical stress, disconnect the hydraulic connectors 2.8 and 2.9 from the hydraulic connectors 2.6.2 and 2.7.2 of the adapters 2.6 and 2.7, install standard plugs tightly on the hydraulic connectors and dismantle the
После проведения испытаний КА на механические воздействия для продолжения электрических испытаний его осуществляют монтаж съемного оборудования СТР на КА со стыковкой разъемов гидравлических 2.8 и 2.9 с разъемами гидравлическими 2.6.2 и 2.7.2 соответственно.After testing the spacecraft for mechanical stress to continue electrical testing, it installs the removable equipment STR on the spacecraft with the docking connectors hydraulic 2.8 and 2.9 with hydraulic connectors 2.6.2 and 2.7.2, respectively.
4. После окончания наземных электрических испытаний КА перед отправкой его на полигон запуска демонтируют съемное оборудование аналогично изложенному выше в п.3; закрывают вентили 1.4 и 1.5, открывают вентиль 1.6, сливают теплоноситель из переходников 2.6 и 2.7 и из полостей вентилей 1.4 и 1.5 и демонтируют переходники 2.6 и 2.7 с КА. После этого в штуцеры вентилей 1.4 и 1.5 устанавливают герметично штатные заглушки с применением алюминиевых прокладок и моментной затяжкой стыков; конфигурация СТР для условий эксплуатации на орбите соответствует фиг.3.4. After completion of ground-based electrical tests of the spacecraft, before sending it to the launch site, removable equipment is dismantled similarly to that described in
5. Отправляют КА на полигон запуска.5. Send the spacecraft to the launch site.
Как следует из вышеизложенного, в процессе проведения наземных электрических испытаний в случае необходимости временного демонтажа съемного оборудования СТР с КА теплоноситель из жидкостного контура съемного оборудования (в т.ч. из переходников) не сливается и при этом в процессе демонтажа съемного оборудования от штуцеров 1.4.1 и 1.5.1 концевых вентилей 1.4 и 1.5 переходники 2.6 и 2.7 не отстыковываются и, следовательно, упрощается технология изготовления КА, не ухудшается качество штуцеров концевых вентилей обеспечить их герметичность и, следовательно, не ухудшается надежность обеспечения герметичности бортового жидкостного контура, т.е. таким образом достигается цель изобретения.As follows from the foregoing, in the process of conducting ground-based electrical tests, if it is necessary to temporarily dismantle the STP removable equipment, the spacecraft from the liquid circuit of the removable equipment (including from the adapters) does not merge with the spacecraft, and in the process of dismantling the removable equipment from the fittings 1.4. 1 and 1.5.1 of end valves 1.4 and 1.5, adapters 2.6 and 2.7 do not undock and, therefore, the manufacturing technology of the spacecraft is simplified, the quality of the fittings of the end valves does not deteriorate to ensure their tightness and, therefore atelno without deteriorating the reliability of watertightness of onboard liquid circuit, i.e. in this way the object of the invention is achieved.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010119382/11A RU2447000C2 (en) | 2010-05-14 | 2010-05-14 | Spacecraft thermal control system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010119382/11A RU2447000C2 (en) | 2010-05-14 | 2010-05-14 | Spacecraft thermal control system |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010119382A RU2010119382A (en) | 2011-11-20 |
RU2447000C2 true RU2447000C2 (en) | 2012-04-10 |
Family
ID=45316431
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010119382/11A RU2447000C2 (en) | 2010-05-14 | 2010-05-14 | Spacecraft thermal control system |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2447000C2 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU96104884A (en) * | 1996-03-12 | 1998-06-27 | Научно-производственное объединение прикладной механики | METHOD OF TESTING THE SYSTEM OF THERMAL REGULATION OF SPACE VEHICLE |
RU2151722C1 (en) * | 1999-02-08 | 2000-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф.Решетнева" | Spacecraft temperature control system |
RU2196084C2 (en) * | 1996-03-20 | 2003-01-10 | Научно-производственное объеденение прикладной механики | Spacecraft temperature control system |
RU2386572C1 (en) * | 2008-11-17 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | System of spacecraft thermal control |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2132805C1 (en) * | 1996-03-12 | 1999-07-10 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Method of testing space vehicle temperature-control system |
-
2010
- 2010-05-14 RU RU2010119382/11A patent/RU2447000C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU96104884A (en) * | 1996-03-12 | 1998-06-27 | Научно-производственное объединение прикладной механики | METHOD OF TESTING THE SYSTEM OF THERMAL REGULATION OF SPACE VEHICLE |
RU2196084C2 (en) * | 1996-03-20 | 2003-01-10 | Научно-производственное объеденение прикладной механики | Spacecraft temperature control system |
RU2151722C1 (en) * | 1999-02-08 | 2000-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф.Решетнева" | Spacecraft temperature control system |
RU2386572C1 (en) * | 2008-11-17 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | System of spacecraft thermal control |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010119382A (en) | 2011-11-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2305058C2 (en) | Method of manufacture of spacecraft | |
US20210202121A1 (en) | Flow Mixing T-Unit of Reactor Volume Control System | |
RU2447000C2 (en) | Spacecraft thermal control system | |
CN114061855A (en) | Nuclear power plant containment penetration piece sealing test operating system and method | |
NO321875B1 (en) | Device by hydraulic cylinder on a maneuverable plug for blocking pipes and method for fixing such a plug. | |
RU2151722C1 (en) | Spacecraft temperature control system | |
RU2386572C1 (en) | System of spacecraft thermal control | |
CN108545214B (en) | Water cooling system for large-scale thermal structure low-pressure environment thermal characteristic test | |
US10113681B2 (en) | Pressure compensated enclosures for submerged joints | |
RU2698503C1 (en) | Method for making liquid circuit of spacecraft temperature control system | |
RU2346861C2 (en) | Spacecraft temperature control system | |
RU2698573C1 (en) | Test method of spacecraft temperature control system | |
RU2238886C2 (en) | Method of manufacture of spacecraft | |
RU2196084C2 (en) | Spacecraft temperature control system | |
RU2481254C2 (en) | Spaceship thermal simulator | |
CN105719705A (en) | Outlet connection pipe in pressurized water reactor integral hydraulic simulation test | |
CN112834135A (en) | Portable air-tight test device for air pipeline of railway locomotive | |
RU2541612C2 (en) | Method of operation of spacecraft thermal control system simulator | |
CN106643993B (en) | Device for low-temperature test of water supply vertical pipe and water meter | |
RU2191359C2 (en) | Spacecraft temperature control system and method of its manufacture | |
CN211118248U (en) | Pressure-resistant plug convenient for pipeline installation | |
RU2209751C2 (en) | Method of testing spacecraft and device for realization of this method | |
CN203798503U (en) | Pressure container used for air pressure test of refueling monitoring detector | |
CN207007420U (en) | A kind of two-way expansible high-pressure gas pressure meter locale installation mechanical structure | |
US10400933B2 (en) | Pipe connection |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190515 |