RU2481254C2 - Spaceship thermal simulator - Google Patents
Spaceship thermal simulator Download PDFInfo
- Publication number
- RU2481254C2 RU2481254C2 RU2011133113/11A RU2011133113A RU2481254C2 RU 2481254 C2 RU2481254 C2 RU 2481254C2 RU 2011133113/11 A RU2011133113/11 A RU 2011133113/11A RU 2011133113 A RU2011133113 A RU 2011133113A RU 2481254 C2 RU2481254 C2 RU 2481254C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- simulators
- panels
- spacecraft
- north
- craft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Thermal Insulation (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к теплофизическим моделям (тепловым макетам) телекоммуникационных спутников.The invention relates to space technology, in particular to thermophysical models (thermal models) of telecommunication satellites.
В настоящее время приборы ретранслятора вышеуказанных спутников устанавливаются на внутренних обшивках сотовых панелей, размещенных на космическом аппарате (см. патент Российской Федерации RU 2346861 С2 [1]) на северной и южной сторонах (северная (+Z) и южная (-Z) панели), а наружные поверхности внешних обшивок их покрыты оптическим солнечным отражателем и являются радиаторами - излучателями избыточного тепла, выделяемыми приборами спутника.Currently, the repeater devices of the above satellites are installed on the inner skin of cellular panels placed on the spacecraft (see patent of the Russian Federation RU 2346861 C2 [1]) on the north and south sides (north (+ Z) and south (-Z) panels) , and the outer surfaces of their outer casing are covered with an optical solar reflector and are radiators - radiators of excess heat generated by satellite instruments.
Энергопотребление вновь разрабатываемых спутников колеблется в широком диапазоне (например, от ~ 3 кВт до 15 кВт, до 95% из которых приходится на ретранслятор; при этом максимально возможное энергопотребление спутника ограничивается возможностью размещения спутника в зоне полезного груза под обтекателем существующей мощной ракеты-носителя).The energy consumption of newly developed satellites varies over a wide range (for example, from ~ 3 kW to 15 kW, up to 95% of which falls on the repeater; the maximum possible energy consumption of the satellite is limited by the ability to place the satellite in the payload zone under the fairing of an existing powerful carrier rocket) .
Для подтверждения работоспособности вновь разрабатываемого космического аппарата (КА) в условиях орбитального функционирования предварительно изготавливают для испытаний в термобарокамере теплофизическую модель, в составе которой применяется штатная система терморегулирования (СТР), обеспечивающая штатную холодопроизводительность радиаторов, т.е. величины площадей радиаторов северной и южной панелей (штатной конструкции) соответствуют штатным при обеспечении расходов циркулирующего по жидкостным контурам теплоносителя, соответствующих штатным величинам. При этом на всех сотовых панелях штатной конструкции (с встроенными тепловыми трубами и жидкостными коллекторами) вместо штатных приборов платформы и полезной нагрузки (ретранслятора) устанавливают их тепловые (и массовые) имитаторы, обеспечивающие избыточные тепловыделения, соответствующие штатным величинам.To confirm the operability of the newly developed spacecraft (SC) under the conditions of orbital functioning, a thermophysical model is preliminarily prepared for testing in a pressure chamber, in which a standard temperature control system (CTP) is used, which ensures regular cooling capacity of radiators, i.e. the sizes of the radiator areas of the north and south panels (standard design) correspond to the standard ones while ensuring the flow rates of the coolant circulating through the liquid circuits that correspond to the standard values. At the same time, on all standard design honeycomb panels (with integrated heat pipes and liquid collectors), instead of the platform’s standard devices and payload (repeater), their thermal (and mass) simulators are installed to provide excessive heat emissions corresponding to standard values.
Из анализа вышеизложенных известных технических решений видно, что в процессе реализации каждой конкретной теплофизической модели КА необходимо осуществлять сложные технологические процессы по изготовлению различных сложных по конструкции штатных сотовых панелей и штатной СТР, что является существенным недостатком известных технических решений.An analysis of the above known technical solutions shows that in the process of implementing each specific thermophysical model of the spacecraft it is necessary to carry out complex technological processes for the manufacture of various complex structurally designed full-time honeycomb panels and standard STR, which is a significant drawback of the known technical solutions.
Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является теплофизическая модель КЛ на основе [1].An analysis of the sources of information on patent and scientific and technical literature showed that the closest in technical essence to the prototype of the proposed technical solution is the thermophysical model of CR based on [1].
Теплофизическая модель КА, выполненная на основе известного технического решения [1], включает в себя следующие основные элементы (см. фиг.1): 1 - теплофизическая модель КА; 2 и 3 - северная и южная сотовые панели с установленными на внутренних обшивках тепловыми имитаторами ретранслятора, которые на теплофизической модели КА (и на КЛ) расположены вертикально (для обеспечения испытаний в вертикальной термобарокамере); 4 - горизонтально расположенные тепловые трубы, встроенные и сотовые панели 2 и 3; 5 - жидкостные коллекторы (выполняют, в частности, роль вертикальных тепловых труб в случае испытаний в вертикальной термобарокамере), расположенные на внутренних обшивках сотовых панелей 2 и 3 преимущественно вертикально; 6 и 7 - первый и второй жидкостные контуры, гидравлически независимые друг от друга; 8 и 9 - сотовые панели с встроенными жидкостными коллекторами, расположенные между северной и южной панелями 2 и 3, на внутренней и наружной обшивках которых установлены имитаторы приборов платформы; 10 и 11 - ЭНА первого и второго жидкостных контуров 6 и 7; 12 и 13 - гидроаккумуляторы первого и второго жидкостных контуров 6 и 7, жидкостные полости которых соединены с остальными жидкостными трактами на входах в ЭНА 10 и 11, а газовые полости, частично заполненные двухфазной рабочей жидкостью, разъединены от жидкостных полостей сильфонами.Thermophysical model of the spacecraft, based on the well-known technical solution [1], includes the following main elements (see figure 1): 1 - thermophysical model of the spacecraft; 2 and 3 - north and south honeycomb panels with thermal simulators of a relay installed on the inner skin, which are located vertically on the thermophysical model of the spacecraft (and KL) (for testing in a vertical pressure chamber); 4 - horizontally located heat pipes, built-in and
Как указано выше, известное техническое решение о теплофизической модели КА обладает существенными недостатками: в связи с применением в составе конкретной теплофизической модели различных сложных по конструкции штатных сотовых панелей и штатной СТР при изготовлении теплофизической модели необходимо осуществлять сложные технологические процессы, что обуславливает также повышенные экономические затраты.As indicated above, the well-known technical solution for the thermophysical model of the spacecraft has significant drawbacks: in connection with the use of various standard structural cellular panels and standard STR in a specific thermophysical model, it is necessary to carry out complex technological processes in the manufacture of the thermophysical model, which also leads to increased economic costs .
Целью предлагаемого авторами нового технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.The aim of the proposed new technical solution is to eliminate the above significant disadvantages.
Поставленная цель достигается тем, что в теплофизической модели космического аппарата, включающей в себя вертикально расположенные северную и южную сотовые панели, наружные поверхности внешних обшивок которых покрыты солнечным оптическим отражателем, с встроенными в панели горизонтально расположенными тепловыми трубами и с преимущественно вертикально расположенными между имитаторами приборов полезной нагрузки на внутренней обшивке жидкостными коллекторами двух дублированных независимых гидравлических жидкостных контуров, в каждом из которых установлен электронасосный агрегат, вход которого соединен с жидкостной полостью гидроаккумулятора, газовая полость которого, разделенная сильфоном от жидкостной полости, частично заполнена рабочей жидкостью, расположенные между северной и южной панелями сотовые панели с встроенными жидкостными коллекторами, на обшивках которых установлены имитаторы приборов платформы, для теплофизической модели конкретного космического аппарата часть площади каждой напели - северной и южной - симметрично с обеих сторон, свободная от имитаторов приборов, покрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией, удовлетворяющая условию:This goal is achieved by the fact that in the thermophysical model of the spacecraft, which includes vertically located northern and southern honeycomb panels, the outer surfaces of the outer skin of which are covered with a solar optical reflector, with horizontally arranged heat pipes integrated in the panels and with useful vertical simulators located between simulators loads on the inner lining of the fluid manifolds of two duplicated independent hydraulic fluid circuits, in each a house of which an electric pump unit is installed, the input of which is connected to the liquid cavity of the accumulator, the gas cavity of which, separated by a bellows from the liquid cavity, is partially filled with working fluid, honeycomb panels located between the north and south panels with built-in liquid manifolds, on the skin of which simulators of platform devices are installed , for the thermophysical model of a particular spacecraft, a part of the area of each head - north and south - is symmetrical on both sides, free of simulators of devices, covered with screen-vacuum thermal insulation, satisfying the condition:
где FЭВТИ - суммарная площадь каждой напели, одинаковая с обеих сторон, покрытая экранно-вакуумной теплоизоляцией, м2;where F EVTI - the total area of each head, the same on both sides, covered with screen-vacuum thermal insulation, m 2 ;
Qмакс - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы в случае установки их на всей площади панелей, максимально возможные площади которых выполнены исходя из возможности размещения аппарата во всей зоне полезного груза под обтекателем для существующей самой мощной ракеты-носителя, Вт;Q max - the maximum possible excessive heat emission of the working simulators of the payload devices and the platform if they are installed on the entire area of the panels, the maximum possible areas of which are made based on the possibility of placing the device in the entire payload zone under the cowl for the existing most powerful launch vehicle, W;
QКА - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы для разрабатываемого конкретного космического аппарата, Вт;Q KA - the maximum possible excess heat generated by working simulators of payload devices and platforms for the specific spacecraft being developed, W;
gуд - средняя удельная холодопроизводительность каждого квадратного метра наружной поверхности с оптическим солнечным отражателем внешней обшивки вышеуказанных сотовых панелей, Вт/м2, а в каждом жидкостном контуре в последовательной линии установлен регулируемый дроссель,g beats is the average specific cooling capacity of each square meter of the outer surface with an optical solar reflector of the outer skin of the above honeycomb panels, W / m 2 , and in each liquid circuit in the serial line an adjustable choke is installed,
что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.which, according to the authors, is the essential distinguishing feature of the technical solution proposed 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 теплофизической модели 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 significant 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 thermophysical model of the spacecraft.
На фиг.2 изображена принципиальная схема предложенной теплофизической модели КА, где: 1 - теплофизическая модель КА; 2 и 3 - северная и южная сотовые панели (с тепловыми имитаторами ретранслятора), которые на теплофизической модели КА (и на КА) расположены вертикально (для обеспечения испытаний в вертикальной термобарокамере); 4 - горизонтально расположенные тепловые трубы, встроенные в сотовые панели 2 и 3; 5 - жидкостные коллекторы, расположенные на внутренней обшивке сотовых панелей 2 и 3; 6 и 7 - первый и второй жидкостные контуры, гидравлически независимые друг от друга; 8 и 9 - сотовые панели с встроенными жидкостными коллекторами, на внутренней и наружной обшивках которых установлены имитаторы приборов платформы; 10 и 11 - ЭНА первого и второго жидкостных контуров 6 и 7; 12 и 13 - гидроаккумуляторы первого и второго жидкостных контуров 6 и 7, жидкостные полости которых соединены с остальными жидкостными трактами на входах в ЭНА 10 и 11, а газовые полости, частично заполненные двухфазной рабочей жидкостью, разъединены от жидкостных полостей сильфонами; 14 - тепловые имитаторы приборов ретранслятора, установленные на внутренних обшивках сотовых панелей 2 и 3 (на поз.2 и 3 поз.14 условно не показаны); 2.1 и 3.1 - наружные поверхности внешних обшивок сотовых панелей 2 и 3, покрытые оптическим солнечным отражателем; 15 - экранно-вакуумная теплоизоляция - для теплофизической модели конкретного космического аппарата часть площади каждой панели - северной и южной - симметрично с обеих сторон, свободная от имитаторов приборов, покрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией, удовлетворяющая условию:Figure 2 shows a schematic diagram of the proposed thermophysical model of the spacecraft, where: 1 - thermophysical model of the spacecraft; 2 and 3 - north and south honeycomb panels (with thermal simulators of a repeater), which are located vertically on the thermophysical model of the spacecraft (and on the spacecraft) (to ensure tests in a vertical pressure chamber); 4 - horizontally located heat pipes embedded in the
где FЭВТИ - суммарная площадь каждой панели, одинаковая с обеих сторон, покрытая экранно-вакуумной теплоизоляцией, м2;where F EVTI - the total area of each panel, the same on both sides, covered with screen-vacuum thermal insulation, m 2 ;
Qмакс - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы в случае установки их на всей площади панелей, максимально возможные площади которых выполнены исходя из возможности размещения аппарата во всей зоне полезного груза под обтекателем для существующей самой мощной ракеты-носителя, Вт;Q max - the maximum possible excessive heat emission of the working simulators of the payload devices and the platform if they are installed on the entire area of the panels, the maximum possible areas of which are made based on the possibility of placing the device in the entire payload zone under the cowl for the existing most powerful launch vehicle, W;
QКА - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы для разрабатываемого конкретного космического аппарата, Вт;Q KA - the maximum possible excess heat generated by working simulators of payload devices and platforms for the specific spacecraft being developed, W;
gуд - средняя удельная холодопроизводительность каждого квадратного метра наружной поверхности с оптическим солнечным отражателем внешней обшивки вышеуказанных сотовых панелей, Вт/м2; 16 и 17 - регулируемые дроссели, установленные в последовательной линии жидкостного тракта каждого из жидкостных контуров 6 и 7.g beats - average specific cooling capacity of each square meter of the outer surface with an optical solar reflector of the outer skin of the above honeycomb panels, W / m 2 ; 16 and 17 are adjustable chokes installed in a serial line of the fluid path of each of the
Изготавливают предложенную теплофизическую модель КА следующим образом.The proposed thermophysical model of the spacecraft is made as follows.
При ближайшей (очередной) разработке конкретного КА (например, с энергопотреблением ≈ 10 кВт, из них 9 кВт приходится на ретранслятор, a≈1 кВт - на платформу (избыточное тепловыделение ≈ 7 кВт), предусматривают и изготавливают теплофизическую модель КА со следующими особенностями:In the next (next) development of a specific spacecraft (for example, with an energy consumption of ≈ 10 kW, of which 9 kW falls on the repeater, a≈1 kW - on the platform (excess heat ≈ 7 kW), they provide and make a thermophysical model of the spacecraft with the following features:
- конструкции северной и южной панелей с встроенными горизонтально расположенными тепловыми трубами и с расположенными жидкостными коллекторами двух жидкостных контуров на внутренних обшивках указанных панелей выполняют величиной площади, обеспечивающей их холодопроизводительность на орбите, достаточную для обеспечения требуемого комфортного температурного режима приборов для максимально возможного мощного КА, например, с энергопотреблением ≈ 16 кВт (избыточное тепловыделение ≈ 11 кВт) в настоящее время;- constructions of the north and south panels with integrated horizontally located heat pipes and with liquid manifolds of two liquid circuits located on the inner linings of these panels are performed with an area value that ensures their cooling capacity in orbit sufficient to provide the required comfortable temperature regime for the instruments for the highest possible powerful spacecraft, for example , with energy consumption ≈ 16 kW (excess heat ≈ 11 kW) at present;
- ЭНА, обеспечивающие расходы теплоносителя в каждом контуре при полностью открытых регулируемых дросселях при энергопотреблении КА, равном ≈ 16 кВт;- ENA, providing coolant costs in each circuit with fully open adjustable throttles with spacecraft power consumption equal to ≈ 16 kW;
- гидроаккумуляторы, работоспособные в части обеспечения рабочего давления и компенсации объемов теплоносителя при температурном его расширении в двух жидкостных контурах;- hydraulic accumulators, operable in terms of ensuring working pressure and compensating for the volume of coolant during its thermal expansion in two liquid circuits;
- регулируемые дроссели, способные изменять гидравлические сопротивления в жидкостных контурах на такие величины, что расходы теплоносителя в них будут соответствовать требуемым для КА с энергопотреблением, например, от 3 кВт до 16 кВт;- adjustable chokes capable of changing the hydraulic resistances in the liquid circuits by such quantities that the coolant flow rates in them will correspond to those required for spacecraft with energy consumption, for example, from 3 kW to 16 kW;
- после этого изготавливают экранно-вакуумную тепловую изоляцию и ей покрывают с обеих сторон симметрично соответствующие одинаковые площади (см. лист 6) северной и южной панелей;- after that, screen-vacuum thermal insulation is made and the same areas (see sheet 6) of the northern and southern panels are symmetrically covered on both sides;
- изготавливают сотовые напели платформы (энергопотребление приборов платформы от одного телекоммуникационного спутника к другому практически мало отличается и примерно равно ≈ 1 кВт);- cellular platforms are made (the energy consumption of platform devices from one telecommunications satellite to another differs little and is approximately equal to ≈ 1 kW);
- изготавливают тепловые имитаторы приборов;- make thermal simulators of devices;
- осуществляют сборку теплофизической модели КА с установкой:- carry out the assembly of the thermophysical model of the spacecraft with the installation of:
- на свободных от теплоизоляции поверхностях внутренних обшивок северной и южной панелей тепловых имитаторов ретранслятора;- on surfaces free from thermal insulation of the inner skin of the north and south panels of thermal simulators of the repeater;
- тепловых имитаторов приборов платформы на обеих обшивках ее сотовых панелей.- thermal imitators of platform devices on both skins of its honeycomb panels.
После полной сборки теплофизической модели осуществляют необходимые испытания ее сначала в условиях окружающего воздуха, а затем в термобарокамере.After complete assembly of the thermophysical model, the necessary tests are carried out first at ambient conditions, and then in the pressure chamber.
При разработке следующего КА, например, с энергопотреблением 12 кВт предусматривают изготовление вновь только:When developing the next spacecraft, for example, with an energy consumption of 12 kW, it is only once again planned to produce:
- требуемого количества имитаторов приборов ретранслятора, соответствующего разрабатываемому КА, и, при необходимости, недостающего количества имитаторов приборов платформы;- the required number of simulators of repeater devices corresponding to the developed spacecraft, and, if necessary, the missing number of simulators of platform devices;
- экранно-вакуумной теплоизоляции требуемой площади (см. лист 6), соответствующей разрабатываемому КА.- screen-vacuum thermal insulation of the required area (see sheet 6), corresponding to the spacecraft being developed.
После этого дооснащают (дорабатывают) ранее изготовленную теплофизическую модель КА с энергопотреблением (например, ≈ 16 кВт) и проводят соответствующие требуемые отработочные испытания ее.After that, the previously manufactured thermophysical spacecraft model with energy consumption (for example, ≈ 16 kW) is retrofitted (modified) and the corresponding required developmental tests are carried out.
Таким образом, как видно из вышеизложенного, в результате выполнения конструкции теплофизической модели согласно предложенному техническому решению упрощаются конструкция и технология изготовления всех последующих теплофизических моделей вновь разрабатываемых КА и, следовательно, при этом также снижаются экономические затраты при разработке последующих КА, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.Thus, as can be seen from the foregoing, as a result of the design of the thermophysical model according to the proposed technical solution, the design and manufacturing technology of all subsequent thermophysical models of newly developed spacecraft are simplified and, therefore, the economic costs of developing subsequent spacecraft are also reduced, i.e. thereby achieving the objectives of the invention.
Claims (1)
где FЭВТИ - суммарная площадь каждой панели, одинаковая с обеих сторон, покрытая экранно-вакуумной теплоизоляцией, м2;
Qмaкc - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы в случае установки их на всей площади панелей, максимально возможные площади которых выполнены исходя из возможности размещения аппарата во всей зоне полезного груза под обтекателем для существующей самой мощной ракеты-носителя, Вт;
QKA - максимально возможное избыточное тепловыделение работающих имитаторов приборов полезной нагрузки и платформы для разрабатываемого конкретного космического аппарата, Вт;
gyд - средняя удельная холодопроизводительность каждого квадратного метра наружной поверхности с оптическим солнечным отражателем внешней обшивки вышеуказанных сотовых панелей, Вт/м2, а в каждом жидкостном контуре в последовательной линии установлен регулируемый дроссель. Thermophysical model of the spacecraft, including vertically located northern and southern honeycomb panels, the outer surfaces of the outer shells of which are covered with a solar optical reflector, with horizontally arranged heat pipes built into the panels and with predominantly vertically located payload simulators on the inner skin of the liquid collectors of two duplicated independent hydraulic fluid circuits, each of which is equipped with an electric pump the first unit, the input of which is connected to the liquid cavity of the accumulator, the gas cavity of which, separated by a bellows from the liquid cavity, is partially filled with working fluid, as well as the cell panels located between the north and south panels with built-in liquid collectors, on the casing of which there are simulated platform devices, which differs by the fact that for the thermophysical model of a particular spacecraft, part of the area of each panel — north and south — free from instrument simulators, is symmetrical with both sides covered with screen-vacuum thermal insulation according to the condition:
where F EVTI - the total area of each panel, the same on both sides, covered with screen-vacuum thermal insulation, m 2 ;
Q max - the maximum possible excess heat generated by the working simulators of the payload devices and the platform if they are installed over the entire area of the panels, the maximum possible areas of which are made based on the possibility of placing the device in the entire payload zone under the cowl for the existing most powerful launch vehicle, W;
Q KA - the maximum possible excess heat generated by working simulators of payload devices and platforms for the specific spacecraft being developed, W;
g yd is the average specific refrigerating capacity of each square meter of the outer surface with an optical solar reflector of the outer skin of the above honeycomb panels, W / m 2 , and an adjustable choke is installed in each liquid circuit in a serial line.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011133113/11A RU2481254C2 (en) | 2011-08-05 | 2011-08-05 | Spaceship thermal simulator |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011133113/11A RU2481254C2 (en) | 2011-08-05 | 2011-08-05 | Spaceship thermal simulator |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011133113A RU2011133113A (en) | 2013-02-10 |
| RU2481254C2 true RU2481254C2 (en) | 2013-05-10 |
Family
ID=48789660
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011133113/11A RU2481254C2 (en) | 2011-08-05 | 2011-08-05 | Spaceship thermal simulator |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2481254C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2711407C1 (en) * | 2019-03-13 | 2020-01-17 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of spacecraft thermal vacuum testing |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2541612C2 (en) * | 2013-04-17 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of operation of spacecraft thermal control system simulator |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH10203494A (en) * | 1996-12-20 | 1998-08-04 | Trw Inc | Module type spaceship structural body |
| US6220548B1 (en) * | 1998-09-14 | 2001-04-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Deployed equipment modules for satellite architecture improvement |
| RU2304071C2 (en) * | 2005-10-11 | 2007-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of control of temperature of spacecraft onboard equipment |
| RU2322376C2 (en) * | 2005-12-28 | 2008-04-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of temperature control of thermal tubes with electric heaters on spacecraft instrument panels |
| RU2322375C2 (en) * | 2005-12-28 | 2008-04-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Method of temperature control of thermal tubes with electric heaters on spacecraft instrument panels |
| RU2346861C2 (en) * | 2007-03-05 | 2009-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Spacecraft temperature control system |
-
2011
- 2011-08-05 RU RU2011133113/11A patent/RU2481254C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH10203494A (en) * | 1996-12-20 | 1998-08-04 | Trw Inc | Module type spaceship structural body |
| US6220548B1 (en) * | 1998-09-14 | 2001-04-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Deployed equipment modules for satellite architecture improvement |
| RU2304071C2 (en) * | 2005-10-11 | 2007-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of control of temperature of spacecraft onboard equipment |
| RU2322376C2 (en) * | 2005-12-28 | 2008-04-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of temperature control of thermal tubes with electric heaters on spacecraft instrument panels |
| RU2322375C2 (en) * | 2005-12-28 | 2008-04-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Method of temperature control of thermal tubes with electric heaters on spacecraft instrument panels |
| RU2346861C2 (en) * | 2007-03-05 | 2009-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Spacecraft temperature control system |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2711407C1 (en) * | 2019-03-13 | 2020-01-17 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of spacecraft thermal vacuum testing |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011133113A (en) | 2013-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2371361C2 (en) | Method of operating nickel-hydrogen storage battery incorporated with untight spacecraft with radiation cooling and spacecraft to this effect | |
| RU2481254C2 (en) | Spaceship thermal simulator | |
| RU2362713C2 (en) | Space vehicle layout design method | |
| RU2688630C2 (en) | Space platform | |
| RU2386572C1 (en) | System of spacecraft thermal control | |
| Moore Jr et al. | Low-temperature thermal control for a lunar base | |
| RU2569658C2 (en) | Space platform | |
| RU2711407C1 (en) | Method of spacecraft thermal vacuum testing | |
| RU2369537C2 (en) | Method of assembling spacecraft | |
| Schunk et al. | Conceptual Thermal Control System Design for a Lunar Surface Habitat | |
| RU2447003C1 (en) | Spaceship thermal module | |
| Strumpf et al. | Design analysis and containment canister life prediction for a Brayton engine solar receiver for space station | |
| Ganapathi et al. | Mars Exploration Rover heat rejection system performance—comparison of ground and flight data | |
| Machemer et al. | Considerations for Radiator Design in Multi-Megawatt Nuclear Electric Propulsion Applications | |
| RU2666110C1 (en) | Fuel tank of spacecraft installation | |
| RU2542797C2 (en) | Method of constructing spacecraft | |
| RU2353553C2 (en) | Space vehicle arrangement method | |
| CHALMERS et al. | Application of capillary pumped loop heat transport systems to largespacecraft | |
| RU2346859C2 (en) | Method of assembling spacecraft | |
| Strumpf et al. | Thermal and structural analysis of the heat receiver for the solar dynamic ground test demonstrator | |
| Gravlee et al. | CRYOTE (Cryogenic Orbital Testbed) Concept | |
| RU2541598C2 (en) | Method of constructing spacecraft | |
| RU2572277C2 (en) | Spacecraft with extra payload | |
| Birur et al. | Mars Pathfinder active thermal control system-Ground and flight performance of a mechanically pumped cooling loop | |
| Ishikawa et al. | Development of Loop Heat Pipe Deployable Radiator for Use on Engineering Test Satellite VIII (ETS-VIII) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180806 |