RU2541612C2 - Method of operation of spacecraft thermal control system simulator - Google Patents
Method of operation of spacecraft thermal control system simulator Download PDFInfo
- Publication number
- RU2541612C2 RU2541612C2 RU2013117838/11A RU2013117838A RU2541612C2 RU 2541612 C2 RU2541612 C2 RU 2541612C2 RU 2013117838/11 A RU2013117838/11 A RU 2013117838/11A RU 2013117838 A RU2013117838 A RU 2013117838A RU 2541612 C2 RU2541612 C2 RU 2541612C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- simulator
- gas
- pressure
- coolant
- volume
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), в частности к телекоммуникационным спутникам.The invention relates to spacecraft (SC), in particular to telecommunication satellites.
В настоящее время указанные спутники изготавливают состоящими из двух модулей: модуля служебных систем (МСС) и модуля полезной нагрузки (МПН). При этом завод-изготовитель спутника после изготовления конструкции МПН его отправляет в смежную организацию, где на конструкции МПН устанавливают приборы ретранслятора и проверяют работоспособность их во всем возможном диапазоне рабочих температур конструкции МПН на орбите, например, от минус 35°C до 55°C, которые обеспечивает система терморегулирования (СТР) спутника циркуляцией теплоносителя через жидкостные коллекторы панелей МПН.Currently, these satellites are made up of two modules: a service system module (MSS) and a payload module (MPN). At the same time, the satellite manufacturing plant, after manufacturing the MPN design, sends it to an adjacent organization, where repeater devices are installed on the MPN design and check their operability in the entire possible range of operating temperatures of the MPN design in orbit, for example, from minus 35 ° C to 55 ° C, which are provided by the satellite thermal control system (CTP) by circulation of the heat carrier through the liquid collectors of the MPN panels.
Для обеспечения вышеуказанных испытаний МПН совместно с конструкцией МПН (см. фиг.1) (жидкостный контур которой заправлен теплоносителем) в смежную организацию поставляют:To ensure the above tests MPN together with the design of MPN (see figure 1) (the liquid circuit of which is charged with coolant) to the adjacent organization supply:
- имитатор системы терморегулирования - ИСТР (см. фиг.2), выполненный, например, согласно патенту Российской Федерации (РФ) RU 2144893 «Система обеспечения теплового режима» [1]; жидкостный контур ИСТР заправлен теплоносителем;- simulator of the temperature control system - ISTR (see figure 2), made, for example, according to the patent of the Russian Federation (RF) RU 2144893 "System for ensuring thermal conditions" [1]; ISTR liquid circuit is filled with coolant;
- технологическое компенсационное устройство (ТКУ) (см. фиг.1), заправленное теплоносителем: оно подстыковано к жидкостному контуру МЛН при транспортировании МЛН в смежную организацию и предназначено для обеспечения работоспособности МЛН при широком диапазоне изменения температуры окружающего воздуха при транспортировании, например, от минус 50°C до плюс 50°C;- technological compensation device (TCU) (see figure 1), filled with coolant: it is docked to the liquid circuit of the MLL during transportation of the MLL to an adjacent organization and is designed to ensure the operability of the MLL with a wide range of changes in ambient temperature during transportation, for example, from minus 50 ° C to plus 50 ° C;
- заправленное теплоносителем малогабаритное компенсационное устройство (МКУ) (см. фиг.3), предназначенное для обеспечения работоспособности МПН в цеховых условиях, когда температура окружающего воздуха изменяется в узком диапазоне, например, (24±3)°C: в этих условиях для удобства монтажных работ вместо крупногабаритного ТКУ к жидкостному контуру МПН пристыковывают МКУ.- a small-sized compensation device (MCU) filled with coolant (see Fig. 3), designed to ensure the operability of the MPN in workshop conditions, when the ambient temperature varies in a narrow range, for example, (24 ± 3) ° C: under these conditions, for convenience installation work, instead of large-sized TCU, the MCU is docked to the liquid circuit of the MPN.
Перед и в процессе испытаний МПН (с установленными приборами) на работоспособность МКУ (его разъем гидравлический) отстыковывают от МПН и к разъемам гидравлическим МПН пристыковывают разъемы гидравлические ИСТР (см. фиг.4), и в процессе испытаний приборов температуру теплоносителя в жидкостном контуре МПН изменяют в диапазоне от минус 35 до плюс 55°C.Before and during the tests of the MPN (with installed devices) for the operation of the MCU (its hydraulic connector), it is undocked from the MPN and the hydraulic ISTR connectors are connected to the hydraulic MPN connectors (see Fig. 4), and during the testing of the devices, the coolant temperature in the MPN liquid circuit vary in the range from minus 35 to plus 55 ° C.
В процессе изготовления МПН такие стыковки (расстыковки) разъемов гидравлических ИСТР с МПН осуществляются многократно (более 10 раз) и в процессе каждой расстыковки разъемов гидравлических из жидкостного контура ИСТР - из жидкостной полости его компенсатора объема теряется объем теплоносителя, например, до ≈30 см3. С учетом того, что один и тот же ИСТР используется при изготовлении МПН различных спутников, объемы жидкостных контуров которых различны, такие потери теплоносителя из ИСТР в некоторый момент будут такими, что при испытаниях конкретного МЛН при низких температурах теплоносителя компенсатор объема ИСТР перестанет выполнять свою функцию: его сильфон будет полностью растянут (будет находиться на крайнем упоре) и на входе в ЭНА ИСТР давление теплоносителя (а также давление газовой полости) будет ниже допустимого, и ЭНА начнет работать в режиме кавитации - через жидкостный контур перестает циркулировать теплоноситель и приборы ретранслятора при испытаниях могут выйти из строя или снижена надежность их в будущем.In the process of manufacturing MPN, such docking (undocking) of the hydraulic ISTR connectors with MPN is carried out repeatedly (more than 10 times) and during each undocking of the hydraulic connectors from the ISTR liquid circuit, the coolant volume is lost from the liquid cavity of its volume compensator, for example, up to ≈30 cm 3 . Taking into account the fact that the same ISTR is used in the manufacture of MPN for various satellites, the volumes of the liquid circuits of which are different, such losses of the coolant from ISTR at some point will be such that, when testing a specific MLN at low coolant temperatures, the ISTR volume compensator will cease to fulfill its function : its bellows will be fully extended (it will be at the extreme stop) and at the entrance to the ENA ISTR the heat carrier pressure (as well as the pressure of the gas cavity) will be lower than the allowable one, and the ENA will start operating in e cavitation - through fluid circuit ceases to circulate coolant and repeater devices in the tests can fail or decreased reliability in the future.
Следовательно, существенным недостатком вышеизложенного способа эксплуатации ИСТР [1] является недостаточно высокая надежность обеспечения эксплуатации ИСТР при испытаниях МЛН.Therefore, a significant drawback of the above ISTR operation method [1] is the insufficiently high reliability of ISTR operation during MLN testing.
Как показал анализ, проведенный авторами, перед началом испытаний МЛН для обеспечения надежности их проведения периодически необходимо устанавливать, достаточен ли объем теплоносителя в жидкостной полости компенсатора объема ИСТР и в случае недостаточности этого объема туда необходимо дополнить требуемый объем теплоносителя.As the analysis conducted by the authors showed, before starting the MLN tests, to ensure their reliability, it is periodically necessary to establish whether the coolant volume is sufficient in the liquid cavity of the ISTR volume compensator and, if this volume is insufficient, the required coolant volume must be supplemented there.
Таким образом, существенным недостатком известного способа эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата является недостаточно высокая надежность обеспечения его работоспособности в течение длительного времени при испытаниях различных модулей полезной нагрузки различных КА.Thus, a significant drawback of the known method of operating the simulator of the spacecraft thermal control system is the insufficiently high reliability of ensuring its operability for a long time when testing various payload modules of various spacecraft.
Целью предложенного технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.The purpose of the proposed technical solution is to eliminate the above significant drawback.
Поставленная цель достигается тем, что в способе эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата, содержащем холодильник, жидкостный контур с входным и выходным гидроразъемами, электронасосным агрегатом, компенсатором объема с газовой и жидкостной полостями и измерителями давления и температуры в них, включающий соединение входного и выходного гидроразъемов имитатора с выходным и входным гидроразъемами модуля полезной нагрузки для обеспечения испытаний его после отстыковки от него технологического компенсационного устройства, имеющего газовую и жидкостную полости, или малогабаритного компенсационного устройства с болтом, предназначенным для ограничения изменения положения его сильфона, периодически перед испытаниями модуля полезной нагрузки при средней температуре теплоносителя в жидкостных трактах имитатора и модуля, и газа в газовой полости имитатора, меньшей температуры заправки имитатора теплоносителем и газом, измеряют значения давления теплоносителя и газа в газовой полости компенсатора объема имитатора и сравнивают эти измеренные значения давления со значением минимально допустимого давления, определенным по соотношению:This goal is achieved by the fact that in the method of operation of the simulator of the thermal control system of the spacecraft, containing a refrigerator, a liquid circuit with inlet and outlet hydraulic connectors, an electric pump unit, a volume compensator with gas and liquid cavities and pressure and temperature meters in them, including connecting the input and output hydraulic connectors simulator with output and input hydraulic connectors of the payload module to ensure testing it after undocking from it technological compensation a control device having a gas and liquid cavity, or a small-sized compensation device with a bolt designed to limit the change in the position of its bellows, periodically before testing the payload module at an average coolant temperature in the liquid paths of the simulator and the module, and gas in the gas cavity of the simulator, lower temperature refueling the simulator with coolant and gas, measure the pressure of the coolant and gas in the gas cavity of the simulator volume compensator and compare these measurements rennye pressure value with the value of the minimum pressure determined by the relation:
где P2 - минимально допустимое давление газа в газовой полости имитатора, Па;where P 2 is the minimum allowable gas pressure in the gas cavity of the simulator, Pa;
P1 - давление заправки газом газовой полости компенсатора объема имитатора, Па;P 1 - gas refueling pressure of the gas cavity of the simulator volume compensator, Pa;
V1 - объем газовой полости при заправке имитатора, м3;V 1 - the volume of the gas cavity when refueling the simulator, m 3 ;
T1 - температура заправки газом газовой полости компенсатора объема и теплоносителем имитатора, K;T 1 - temperature of gas filling the gas cavity of the volume compensator and the simulator coolant, K;
T2 - температура газа в газовой полости и теплоносителя в жидкостных трактах при контроле минимально допустимого давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора, K;T 2 is the temperature of the gas in the gas cavity and the coolant in the liquid paths while monitoring the minimum allowable gas pressure in the gas cavity of the compensator of the simulator volume, K;
β - коэффициент температурного объемного расширения теплоносителя, 1/°K;β is the coefficient of temperature volumetric expansion of the coolant, 1 / ° K;
VΣ - суммарный объем теплоносителя в жидкостных трактах имитатора и модуля полезной нагрузки, м3,V Σ - the total volume of coolant in the liquid paths of the simulator and the module of the payload, m 3 ,
и в случае, если измеренное значение давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора меньше вышеопределенного минимально допустимого значения давления, жидкостный тракт системы: имитатор - модуль разъединяют по гидравлическим разъемам и к одному из них присоединяют гидроразъем малогабаритного компенсационного устройства и из него выдавливают-дополняют в жидкостный тракт имитатора количество теплоносителя до изменения показания датчика давления имитатора до значения минимально допустимого значения давления, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предложенного авторами технического решения.and if the measured value of the gas pressure in the gas cavity of the simulator volume compensator is less than the specified minimum pressure value, the system fluid path: the simulator-module is disconnected by hydraulic connectors and the hydraulic connector of a small-sized compensation device is connected to one of them and squeezed out, complemented into fluid path of the simulator the amount of coolant until the pressure sensor of the simulator changes to the minimum permissible pressure value, which is According to the authors, the essential distinguishing features of the technical solution proposed by the authors are.
В результате анализа, проведенного авторами 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 заявляемом способе эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата.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 invention was not found in the known information sources and, therefore, the known technical solutions do not exhibit the same properties as in the inventive method of operating the simulator of the spacecraft thermal control system .
Принципиальная схема предложенного способа эксплуатации имитатора СТР КА изображена на фиг.1-6, где:Schematic diagram of the proposed method of operation of the simulator STR KA shown in figures 1-6, where:
Фиг.2: 1 - имитатор СТР КА; 1.1 - холодильник; 1.2 -электронасосный агрегат; 1.3 - компенсатор объема; 1.3.1 - газовая полость; 1.3.2 - жидкостная полость; 1.4, 1.5 - гидроразъемы имитатора; 1.6 - датчик давления; 1.7 - датчик температуры; 1.8 - манометр; 1.9 - клапан заправочный.Figure 2: 1 - simulator STR KA; 1.1 - refrigerator; 1.2 - electric pump unit; 1.3 - volume compensator; 1.3.1 - gas cavity; 1.3.2 - liquid cavity; 1.4, 1.5 - hydraulic connectors of the simulator; 1.6 - pressure sensor; 1.7 - temperature sensor; 1.8 - pressure gauge; 1.9 - filling valve.
Фиг.1, 3: 2 - модуль полезной нагрузки; 2.1, 2.2 - гидроразъемы модуля; 3 - технологическое компенсационное устройство (ТКУ); 3.1 - жидкостная полость; 3.2 - газовая полость; 3.3 - клапан заправочный; 3.4 - гидроразъем; 4 - малогабаритное компенсационное устройство (МКУ); 4.1 - сильфон; 4.2 - гидроразъем; 4.3 - болт.Figure 1, 3: 2 - module payload; 2.1, 2.2 - module hydraulic connectors; 3 - technological compensation device (TCU); 3.1 - fluid cavity; 3.2 - gas cavity; 3.3 - filling valve; 3.4 - hydraulic connector; 4 - small-sized compensation device (MKU); 4.1 - bellows; 4.2 - hydraulic connector; 4.3 - a bolt.
Фиг.4: 1 - имитатор СТР; 2 - модуль полезной нагрузки; 3 - технологическое компенсационное устройство; 4 - малогабаритное компенсационное устройство.Figure 4: 1 - simulator CTP; 2 - module payload; 3 - technological compensation device; 4 - small-sized compensation device.
Фиг.5: 3 - технологическое компенсационное устройство; 4 - малогабаритное компенсационное устройство.Figure 5: 3 - technological compensation device; 4 - small-sized compensation device.
Фиг.6: 1 - имитатор СТР; 2 - модуль полезной нагрузки; 4 - малогабаритное компенсационное устройство.6: 1 - simulator CTP; 2 - module payload; 4 - small-sized compensation device.
Эксплуатация имитатора СТР КА осуществляется следующим образом (см. фиг.6).The operation of the simulator STR KA is as follows (see Fig.6).
Периодически перед испытаниями модуля полезной нагрузки 2 при средней температуре теплоносителя в жидкостных трактах имитатора 1 и модуля 2, и газа в газовой полости 1.3.1 имитатора 1, меньшей температуры заправки имитатора теплоносителем и газом, измеряют значения давления 1.6 и 1.8 теплоносителя и газа в газовой полости компенсатора объема 1.3 имитатора и сравнивают эти измеренные значения давления со значением минимально допустимого давления, определенным по соотношению, которое установлено авторами на основе анализа физических процессов, происходящих в рассматриваемой системе:Periodically, before testing the
где P2 - минимально допустимое давление газа 1.8 в газовой полости 1.3.1 имитатора 1, Па;where P 2 is the minimum allowable gas pressure 1.8 in the gas cavity 1.3.1 of the
P1 - давление заправки газом газовой полости 1.3.1 компенсатора объема 1.3 имитатора 1, Па;P 1 - gas refueling pressure of the gas cavity 1.3.1 compensator volume 1.3
V1 - объем газовой полости 1.3.1 при заправке имитатора, м3;V 1 - the volume of the gas cavity 1.3.1 when filling the simulator, m 3 ;
T1 - температура 1.7 заправки газом газовой полости 1.3.1 компенсатора объема и теплоносителем имитатора, K;T 1 - temperature 1.7 gas refueling of the gas cavity 1.3.1 volume compensator and simulator coolant, K;
T2 - температура 1.7 газа в газовой полости и теплоносителя в жидкостных трактах при контроле минимально допустимого давления газа в газовой полости 1.3.1 компенсатора объема имитатора, K;T 2 - temperature 1.7 of the gas in the gas cavity and the coolant in the liquid paths while controlling the minimum allowable gas pressure in the gas cavity 1.3.1 simulator volume compensator, K;
β - коэффициент температурного объемного расширения теплоносителя, 1/°K;β is the coefficient of temperature volumetric expansion of the coolant, 1 / ° K;
VΣ - суммарный объем теплоносителя в жидкостных трактах имитатора 1 и модуля полезной нагрузки 2, м3,V Σ - the total volume of coolant in the liquid paths of the
и в случае, если измеренное значение давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора меньше вышеопределенного минимально допустимого значения давления, жидкостный тракт системы: имитатор 1 - модуль 2 разъединяют по гидравлическим разъемам, например, по 1.4-1.2, и к одному из них, например, к 1.4, присоединяют гидроразъем 4.2 малогабаритного компенсационного устройства 4 и из него выдавливают - дополняют в жидкостный тракт имитатора 1 количество теплоносителя до изменения показания датчика давления 1.8 (1.7) имитатора 1 до значения минимально допустимого значения давления.and if the measured value of the gas pressure in the gas cavity of the simulator volume compensator is less than the specified minimum pressure value, the system fluid path: simulator 1 -
Таким образом, как следует из вышеизложенного, в результате периодического дополнения объема теплоносителя в имитаторе СТР 1 до требуемого, выполняя вышеуказанные требования по повышению давления газа 1.8 в газовой полости компенсатора объема 1.3 до требуемого минимально возможного значения, обеспечивается высоконадежная эксплуатация имитатора СТР КА в смежной организации. При этом необходимо иметь ввиду еще следующий фактор: с каждым конкретным модулем полезной нагрузки 2 прибывает новый технологический компенсатор объема - ТКУ 3 с соответствующим запасом теплоносителя в его жидкостной полости, который будет использоваться с помощью МКУ 4 для обеспечения надежной эксплуатации ИСТР 1 КА в смежной организации в течение длительного (требуемого) времени, т.е. таким образом, достигается цель изобретения.Thus, as follows from the foregoing, as a result of periodic addition of the coolant volume in the
Claims (1)
где P2 - минимально допустимое давление газа в газовой полости имитатора, Па,
P1 - давление заправки газом газовой полости компенсатора объема имитатора, Па,
V1 - объем газовой полости при заправке имитатора, м3,
T1 - температура заправки газом газовой полости компенсатора объема и теплоносителем имитатора, K,
T2 - температура газа в газовой полости и теплоносителя в жидкостных трактах при контроле минимально допустимого давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора, K,
β - коэффициент температурного объемного расширения теплоносителя, 1/K,
VΣ - суммарный объем теплоносителя в жидкостных трактах имитатора и модуля полезной нагрузки, м3,
и в случае, если измеренное значение давления газа в газовой полости компенсатора объема имитатора меньше вышеопределенного минимально допустимого значения давления, жидкостный тракт системы: имитатор - модуль разъединяют по гидравлическим разъемам и к одному из них присоединяют гидроразъем малогабаритного компенсационного устройства и из него выдавливают, дополняя в жидкостный тракт имитатора, количество теплоносителя до изменения показания датчика давления имитатора до значения минимально допустимого значения давления. A method of operating a simulator of a thermal control system of a spacecraft containing a refrigerator, a liquid circuit with inlet and outlet hydraulic connectors, an electric pump unit, a volume compensator with gas and liquid cavities and pressure and temperature meters in them, including connecting the input and output hydraulic connectors of the simulator with the output and input hydraulic connectors of the module payload to ensure testing it after undocking from it a technological compensation device having a gas and liquid cavity, or small-sized compensation device with a bolt designed to limit the change in the position of its bellows, characterized in that periodically before testing the payload module at an average coolant temperature in the fluid paths of the simulator and the module, and the gas in the gas cavity of the simulator, lower than the simulator's refueling temperature coolant and gas, measure the pressure of the coolant and gas in the gas cavity of the compensator volume simulator and compare these measured values yes phenomena with a value of the minimum allowable pressure, determined by the ratio:
where P 2 is the minimum allowable gas pressure in the gas cavity of the simulator, Pa,
P 1 - the pressure of the gas filling gas of the gas cavity of the compensator volume of the simulator, Pa,
V 1 - the volume of the gas cavity when refueling the simulator, m 3 ,
T 1 - the temperature of the gas filling of the gas cavity of the volume compensator and the simulator coolant, K,
T 2 - the temperature of the gas in the gas cavity and the coolant in the liquid paths when controlling the minimum allowable gas pressure in the gas cavity of the compensator volume of the simulator, K,
β is the coefficient of temperature volumetric expansion of the coolant, 1 / K,
V Σ - the total volume of coolant in the liquid paths of the simulator and the module of the payload, m 3 ,
and if the measured value of the gas pressure in the gas cavity of the simulator volume compensator is less than the specified minimum pressure value, the system fluid path: the simulator - module is disconnected via hydraulic connectors and the hydraulic connector of a small compensation device is connected to one of them and squeezed out of it, supplementing fluid path of the simulator, the amount of coolant until the pressure sensor of the simulator changes to the minimum permissible pressure value.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013117838/11A RU2541612C2 (en) | 2013-04-17 | 2013-04-17 | Method of operation of spacecraft thermal control system simulator |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013117838/11A RU2541612C2 (en) | 2013-04-17 | 2013-04-17 | Method of operation of spacecraft thermal control system simulator |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013117838A RU2013117838A (en) | 2014-10-27 |
| RU2541612C2 true RU2541612C2 (en) | 2015-02-20 |
Family
ID=53289123
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013117838/11A RU2541612C2 (en) | 2013-04-17 | 2013-04-17 | Method of operation of spacecraft thermal control system simulator |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2541612C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2698573C1 (en) * | 2018-05-25 | 2019-08-28 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Test method of spacecraft temperature control system |
Citations (8)
| 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 |
| RU2144893C1 (en) * | 1998-05-18 | 2000-01-27 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Thermal conditions control system |
| US6031486A (en) * | 1998-12-03 | 2000-02-29 | Trw Inc. | Method and apparatus for integration and testing of satellites |
| US6216097B1 (en) * | 1998-07-20 | 2001-04-10 | Hughes Electronics Corporation | Power measuring cooling plant system and method |
| US6332591B1 (en) * | 1999-03-11 | 2001-12-25 | Alcatel | Method of simulating external thermal fluxes absorbed by external radiating components of a spacecraft in flight, and spacecraft for implementing the method |
| RU2200689C2 (en) * | 2000-04-21 | 2003-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнева" | Method of testing spacecraft and device for realization of this method |
| RU2269457C2 (en) * | 2003-12-26 | 2006-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики имени акад. М.Ф. Решетнева" | Method of manufacture of payload module for spacecraft |
| RU2011133113A (en) * | 2011-08-05 | 2013-02-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | THERMOPHYSICAL MODEL OF SPACE VEHICLE |
-
2013
- 2013-04-17 RU RU2013117838/11A patent/RU2541612C2/en active
Patent Citations (8)
| 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 |
| RU2144893C1 (en) * | 1998-05-18 | 2000-01-27 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Thermal conditions control system |
| US6216097B1 (en) * | 1998-07-20 | 2001-04-10 | Hughes Electronics Corporation | Power measuring cooling plant system and method |
| US6031486A (en) * | 1998-12-03 | 2000-02-29 | Trw Inc. | Method and apparatus for integration and testing of satellites |
| US6332591B1 (en) * | 1999-03-11 | 2001-12-25 | Alcatel | Method of simulating external thermal fluxes absorbed by external radiating components of a spacecraft in flight, and spacecraft for implementing the method |
| RU2200689C2 (en) * | 2000-04-21 | 2003-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнева" | Method of testing spacecraft and device for realization of this method |
| RU2269457C2 (en) * | 2003-12-26 | 2006-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики имени акад. М.Ф. Решетнева" | Method of manufacture of payload module for spacecraft |
| RU2011133113A (en) * | 2011-08-05 | 2013-02-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | THERMOPHYSICAL MODEL OF SPACE VEHICLE |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2698573C1 (en) * | 2018-05-25 | 2019-08-28 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Test method of spacecraft temperature control system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013117838A (en) | 2014-10-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108760279B (en) | Harsh working condition valve test device capable of monitoring valve torque and sealing | |
| CN102971524B (en) | For the testing stand of fluid pump and fluid ejector | |
| CN103196518B (en) | Transformer and respirator online monitor and operating method thereof | |
| RU2541612C2 (en) | Method of operation of spacecraft thermal control system simulator | |
| CN105480433A (en) | Testing device and method for aircraft fuel system in simulated high altitude environment | |
| CN114705715B (en) | Testing device and testing method for phase-change material | |
| CN109945943A (en) | Two-way flow resistance test macro and method suitable for different fluid equipment | |
| CN110686900A (en) | Fuel cell engine test equipment with water-cooling heat dissipation function | |
| RU2324629C2 (en) | Device for working medium in-flight refilling of hydraulic pipeline of spacecraft thermoregulation system equipped with hydro pneumatic compensator of volume expansion of working medium, and method of operation of this device | |
| RU2374149C1 (en) | Method to control spacecraft thermal control system quality | |
| CN201730900U (en) | High-temperature hydraulic test system using normal temperature control valve | |
| CN206533652U (en) | Electronic and electrical equipment storing apparatus and electronic and electrical equipment | |
| CN104062081A (en) | Remotely-controlled wide-range gas leakage rate detection device | |
| RU2698573C1 (en) | Test method of spacecraft temperature control system | |
| CN114824356A (en) | Aircraft with fuel cell and structure having tank containing heat transfer fluid ensuring cooling of fuel cell | |
| RU2698503C1 (en) | Method for making liquid circuit of spacecraft temperature control system | |
| RU2384490C1 (en) | Qualification method of hydraulic accumulator of space vehicle thermal control system | |
| RU2160217C1 (en) | Method of control of pressure in hydraulic temperature control system with gas-and-liquid compensator of spacecraft | |
| CN210952500U (en) | Cleaning device for plate-type brazing radiator | |
| RU2648519C2 (en) | Method of quality control of thermal regulation system of spacecraft | |
| RU2286291C1 (en) | System for forming required thermal conditions | |
| RU2200689C2 (en) | Method of testing spacecraft and device for realization of this method | |
| RU2690827C1 (en) | Method for diagnostics of spacecraft temperature control system operability | |
| RU2481254C2 (en) | Spaceship thermal simulator | |
| CN108918131B (en) | Testing device for valve under severe working condition |