RU2541597C2

RU2541597C2 - Spacecraft thermal control system

Info

Publication number: RU2541597C2
Application number: RU2013117475/11A
Authority: RU
Inventors: Владимир Иванович Халиманович; Евгений Николаевич Головенкин; Геннадий Григорьевич Сорокваша; Анатолий Петрович Колесников; Александр Владимирович Анкудинов; Георгий Владимирович Акчурин; Виталий Гавриилович Воловиков; Олег Валентинович Шилкин; Владимир Петрович Акчурин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева"
Priority date: 2013-04-16
Filing date: 2013-04-16
Publication date: 2015-02-20
Also published as: RU2013117475A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to thermal control systems (TCS) of spacecrafts (SC), predominantly telecommunication satellites. TCS comprises two independent on-board circulation paths identical in composition with heat carrier, which are arranged next to each other in honeycomb panels (or on them). Each one of paths comprises inlet and outlet fluid connectors for connection with fluid connectors of detachable TCS unit. In the latter, liquid-liquid heat exchanger is installed which has cooling capacity exceeding its required value for one path not less than by 2.1-2.2 times. During SC electric testing the detachable unit is connected to one of circulation paths according to SC testing program. At the same time the other path is looped back by liquid path having the same hydraulic resistance as liquid path of detachable unit.

EFFECT: simplification of TCS detachable unit design, reducing its dimensions and mass which simplifies mounting and dismantling detachable unit on SC board.

3 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разработке систем терморегулирования (СТР) телекоммуникационных спутников.The present invention relates to space technology and can be used in the development of thermal control systems (CTP) of telecommunication satellites.

Известная СТР согласно патенту RU 2386572 содержит (см. фиг.1) два независимых, одинаковых по составу бортовых циркуляционных тракта с одинаковым теплоносителем (поз.1 и 2; поз.3, 4, 5 - сотовые панели). При этом каждый из трактов имеет входной и выходной гидроразъемы (поз.1.1 и 2.1; 1.2 и 2.2) для соединения с соответствующими гидроразъемами (поз.8.4 и 10.4; 8.3 и 10.3) съемного блока СТР (поз.11), также содержащего два одинаковых жидкостных тракта (поз.8 и 10), каждый из которых включает в себя по два жидкостно-жидкостных теплообменника (поз.8.1 и 8.2; 10.1 и 10.2). Каждый теплообменник содержит первую жидкостную полость и вторую жидкостную полость: через первые жидкостные полости циркулирует бортовой теплоноситель первого и второго бортового циркуляционного тракта, а через вторые жидкостные полости циркулирует теплоноситель наземной системы обеспечения теплового режима (поз.9).Known CTP according to the patent RU 2386572 contains (see FIG. 1) two independent, identical in composition airborne circulation paths with the same coolant (pos. 1 and 2; pos. 3, 4, 5 - cell panels). At the same time, each of the paths has an input and output hydraulic connectors (pos.1.1 and 2.1; 1.2 and 2.2) for connection with the corresponding hydraulic connectors (pos.8.4 and 10.4; 8.3 and 10.3) of the removable block CTP (pos.11), also containing two identical liquid paths (pos. 8 and 10), each of which includes two liquid-liquid heat exchangers (pos. 8.1 and 8.2; 10.1 and 10.2). Each heat exchanger contains a first fluid cavity and a second fluid cavity: the onboard coolant of the first and second onboard circulation paths circulate through the first fluid cavities, and the coolant of the ground-based thermal management system circulates through the second fluid cavities (item 9).

Проведенный авторами анализ конструкции и данных наземных испытаний известных СТР различных по мощности космических аппаратов (КА) и опытные данные показали, что температура теплоносителя в поперечных сечениях рядом расположенных коллекторов (с dy=12 мм) бортовых циркуляционных трактов СТР с теплоносителем (см. фиг.2, где: 3 (4, 5) - сотовая панель; 3.1, 3.2 - встроенные коллекторы; 6, 7 - приборы, установленные на сотовой панели 3) по всему циркуляционному тракту как при одновременной работе обоих трактов съемного блока, так и при работе только одного тракта съемного блока при условии сохранения одинаковой суммарной хладопроизводительности съемного блока в обоих случаях взаимно отличается менее чем на 0,75°C (в настоящее время для обеспечения оптимально комфортной температуры приборов технические требования к КА телекоммуникационных спутников допускают отличия не более 1°C, что приемлемо с точки зрения допустимого диапазона рабочих температур для коллекторов в пределах от минус 25 до плюс 55°C) - это обусловлено тем, что между бортовыми циркуляционными трактами, как показали опытные исследования, обеспечивается достаточный для достижения этой цели интенсивный теплообмен.The authors conducted an analysis of the design and ground test data of known STRs of various spacecraft (SC) of various capacities and experimental data showed that the temperature of the coolant in cross sections of adjacent collectors (with dy = 12 mm) onboard STR circulating paths with the coolant (see Fig. 2, where: 3 (4, 5) - a honeycomb panel; 3.1, 3.2 - built-in collectors; 6, 7 - devices installed on a honeycomb panel 3) throughout the circulation path both during simultaneous operation of both paths of the removable unit and during operation only one t the removable unit’s cancer, provided that the total total refrigerating capacity of the removable unit is the same, in both cases is mutually different by less than 0.75 ° C (currently, to ensure optimal comfort temperature of the devices, the technical requirements for spacecraft telecommunications satellites allow differences of not more than 1 ° C, which is acceptable from the point of view of the permissible range of operating temperatures for collectors in the range from minus 25 to plus 55 ° C) - this is due to the fact that between onboard circulation paths, as shown by experimental edovaniya provides sufficient to achieve this intense heat.

Таким образом, на основе опытных данных можно существенно упростить конструкцию съемного блока - исключить из его состава один жидкостный тракт с двумя теплообменниками.Thus, on the basis of experimental data, the design of the removable unit can be significantly simplified by eliminating one liquid path with two heat exchangers from its structure.

Целью предлагаемого изобретения является упрощение конструкции СТР КА.The aim of the invention is to simplify the design of STR KA.

Поставленная цель достигается тем, что в предложенной СТР КА, содержащей два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, размещенных рядом друг с другом в (на) сотовых панелях, каждый из которых включает в себя входной и выходной гидроразъемы для соединения с гидроразъемами съемного блока системы, включающего жидкостно-жидкостный теплообменник, выполнена таким образом, что в съемном блоке установлен жидкостно-жидкостный теплообменник с хладопроизводительностью, превышающей требуемую хладопроизводительность одного контура не менее чем в 2,1-2,2 раза (установлено опытными данными), и при электрических испытаниях космического аппарата съемный блок подключен к одному из циркуляционных трактов согласно программе испытаний космического аппарата, а другой циркуляционный тракт закольцован жидкостным трактом, имеющим гидравлическое сопротивление, равное гидравлическому сопротивлению жидкостного тракта съемного блока, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.This goal is achieved by the fact that in the proposed STR KA, containing two independent, of the same composition, airborne circulation paths with a coolant, located next to each other in (on) honeycomb panels, each of which includes an input and output hydraulic connectors for connection with hydraulic sockets of the removable block of the system, including the liquid-liquid heat exchanger, is made in such a way that a liquid-liquid heat exchanger with a cooling capacity exceeding the required cold breaks is installed in the removable block the water output of one circuit is not less than 2.1-2.2 times (established by experimental data), and during electrical tests of the spacecraft, the removable unit is connected to one of the circulation paths according to the test program of the spacecraft, and the other circulation path is looped through by a liquid path having hydraulic resistance equal to the hydraulic resistance of the liquid path of the removable unit, which is, according to the authors, the essential distinguishing features of the technical design proposed by the authors eniya.

В результате проведенного авторами анализа известной патентной и научно-технической литературы предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого изобретения в известных источниках информации не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявляемой системе терморегулирования космического аппарата.As a result of the analysis of the known patent and scientific and technical literature by the authors, the proposed combination of the essential distinguishing features of the claimed invention was not found in the known sources of information and, therefore, the known technical solutions do not exhibit the same properties as in the claimed spacecraft thermal control system.

На фиг.3 изображена принципиальная схема предложенной СТР КА, где: 1 и 2 - два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, размещенных рядом друг с другом в (на) сотовых панелях 3, 4, 5, каждый из которых включает в себя входной и выходной гидроразъемы 1.1 и 2.1; 1.2 и 2.2 для соединения с гидроразъемами 8.4 и 10.4; 8.3 и 10.3 съемного блока 11 системы; в съемном блоке 11 установлен жидкостно-жидкостный теплообменник 8.1 с хладопроизводительностью, превышающей требуемую хладопроизводительность одного контура не менее чем в 2,1-2,2 раза, и при электрических испытаниях космического аппарата съемный блок 11 с теплообменником 8.1 подключен, например, к первому 1 из циркуляционных трактов СТР согласно программе испытаний космического аппарата, а другой циркуляционный тракт 2 закольцован жидкостным трактом 10, имеющим гидравлическое сопротивление 12, равное гидравлическому сопротивлению жидкостного тракта съемного блока 11 (от гидроразъема 8.3 до гидроразъема 8.4).Figure 3 shows a schematic diagram of the proposed STR KA, where: 1 and 2 are two independent, of the same composition, on-board circulation paths with a coolant, located next to each other in (on) cell panels 3, 4, 5, each of which includes input and output hydraulic sockets 1.1 and 2.1; 1.2 and 2.2 for connection with hydraulic connectors 8.4 and 10.4; 8.3 and 10.3 of the removable block 11 of the system; in the removable unit 11, a liquid-liquid heat exchanger 8.1 is installed with a refrigerating capacity exceeding the required refrigerating capacity of one circuit by at least 2.1-2.2 times, and during electrical tests of the spacecraft, the removable unit 11 with a heat exchanger 8.1 is connected, for example, to the first 1 from the circulating paths of the STR according to the test program of the spacecraft, and the other circulating path 2 is looped by the liquid path 10 having a hydraulic resistance 12 equal to the hydraulic resistance of the liquid of the tract of the removable block 11 (from hydraulic connector 8.3 to hydraulic connector 8.4).

Работа предложенной СТР КА при наземных испытаниях происходит следующим образом.The work of the proposed STR KA during ground tests is as follows.

Когда подтверждают работоспособность КА при работе (функционировании) одного из двух циркуляционных бортовых жидкостных трактов, к данному тракту, например к первому тракту 1, подключают съемный блок 11 и включают в работу указанный жидкостный тракт 1, наземную систему обеспечения теплового режима 9, обеспечивая хладопроизводительность теплообменника 8.1 не менее чем в 2,1-2,2 раза больше требуемой хладопроизводительности одного тракта, а во втором бортовом жидкостном тракте 2 отсутствует циркуляция теплоносителя.When the spacecraft’s operability is confirmed when one of the two onboard liquid paths is operating (functioning), a removable unit 11 is connected to this path, for example, to the first path 1 and the specified fluid path 1, ground-based system for providing thermal regime 9 are turned on, providing heat exchanger cooling capacity 8.1 is not less than 2.1-2.2 times more than the required refrigerating capacity of one path, and in the second on-board liquid path 2 there is no coolant circulation.

Далее согласно программе испытаний КА включают в работу оба бортовых циркуляционных тракта (в обоих трактах работают гидронасосы с одинаковой производительностью), увеличивают хладопроизводительность жидкостно-жидкостного теплообменника 8.1 в 2,1-2,2 раза путем увеличения перепада температур между теплоносителем борта и наземной системы обеспечения теплового режима: при этом в обоих бортовых трактах ввиду одинаковости гидравлических сопротивлений трактов, где течет бортовой теплоноситель, расходы в трактах будут одинаковыми, и на входных участках 4.1 и 4.2 встроенных коллекторов сотовой панели 4 (длиной по 0,7-1,2 м до участка сотовой панели 4, где установлены приборы) произойдет интенсивный теплообмен между теплоносителями на этих начальных участках, направленных к бортовым коллекторам, а при дальнейшей циркуляции их по трактам коллекторов сотовых панелей 4, 5, 3 будет практически одинаковый отвод избыточного тепла от приборов к циркулирующим в параллельно расположенных трактах теплоносителем (с разницей температур теплоносителей в любых поперечных сечениях параллельных коллекторов менее чем на 0,75°C). Далее согласно программе испытаний съемный блок 11 подключают ко второму бортовому циркуляционному тракту, а первый циркуляционный тракт закольцовывают закольцовкой, использованной для закольковки второго контура, и вышеуказанные испытания КА повторяют.Further, according to the test program, spacecraft include both onboard circulation paths (hydraulic pumps with the same capacity operate in both paths), increase the cooling capacity of the liquid-liquid heat exchanger 8.1 by 2.1-2.2 times by increasing the temperature difference between the onboard coolant and the ground support system thermal conditions: in this case, in both onboard tracts, due to the identical hydraulic resistance of the paths where the onboard coolant flows, the flow rates in the paths will be the same, and the input In sections 4.1 and 4.2 of the integrated collectors of the honeycomb panel 4 (0.7-1.2 m long to the section of the honeycomb panel 4 where the devices are installed), intense heat exchange will occur between the heat carriers in these initial sections, directed to the airborne collectors, and with further circulation them along the paths of the collectors of the honeycomb panels 4, 5, 3 will be practically the same removal of excess heat from the devices to the coolant circulating in the parallel paths (with the temperature difference of the coolants in any cross sections parallel to llektorov less than 0,75 ° C). Further, according to the test program, the removable unit 11 is connected to the second side circulation path, and the first circulation path is looped back by the loop used to loop the second loop, and the above tests of the spacecraft are repeated.

Как видно из вышеизложенного, в результате выполнения СТР КА согласно предложенному техническому решению упрощается конструкция его съемного блока, уменьшаются его габариты и масса, что упрощает монтаж-демонтаж съемного блока на борту КА, т.е. таким образом достигаются цели изобретения.As can be seen from the foregoing, as a result of the implementation of the STR satellite according to the proposed technical solution, the design of its removable unit is simplified, its dimensions and weight are reduced, which simplifies the installation and dismantling of the removable unit on board the spacecraft, i.e. in this way the objectives of the invention are achieved.

Claims

The spacecraft’s thermal control system, which contains two independent, identical in composition, airborne circulation paths with a coolant, located next to each other in (on) honeycomb panels, each of which includes an input and output hydraulic connectors for connection to hydraulic connectors of a removable system unit, including a liquid-liquid heat exchanger, characterized in that a liquid-liquid heat exchanger with a refrigerating capacity exceeding the required refrigerating capacity o of the path, not less than 2.1-2.2 times, and during electrical tests of the spacecraft, the removable unit is connected to one of the circulation paths according to the test program of the spacecraft, and the other circulation path is looped by a fluid path having a hydraulic resistance equal to the hydraulic resistance fluid path of the removable unit.