RU2570849C2 - Device for thermal conditioning of onboard devices of space vehicle located in assembling-protection block of space rocket (versions) - Google Patents

Device for thermal conditioning of onboard devices of space vehicle located in assembling-protection block of space rocket (versions) Download PDF

Info

Publication number
RU2570849C2
RU2570849C2 RU2013140954/11A RU2013140954A RU2570849C2 RU 2570849 C2 RU2570849 C2 RU 2570849C2 RU 2013140954/11 A RU2013140954/11 A RU 2013140954/11A RU 2013140954 A RU2013140954 A RU 2013140954A RU 2570849 C2 RU2570849 C2 RU 2570849C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
quick
pipelines
release
spacecraft
liquid
Prior art date
Application number
RU2013140954/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2013140954A (en
Inventor
Евгений Александрович Воронин
Николай Егорович Гребнев
Сергей Владимирович Леденейкин
Валентин Петрович Моисеев
Владимир Сергеевич Солунин
Сергей Анатольевич Филатов
Original Assignee
Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") filed Critical Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс")
Priority to RU2013140954/11A priority Critical patent/RU2570849C2/en
Publication of RU2013140954A publication Critical patent/RU2013140954A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2570849C2 publication Critical patent/RU2570849C2/en

Links

Images

Abstract

FIELD: heating.
SUBSTANCE: group of inventions relates to equipment of pre-launch activities of space vehicle. Device includes counterflow regenerative liquid-liquid heat exchanger included in the heating medium circulation circuit of the space vehicle thermal control. This device is connected with ground device of thermal conditioning by means of the quick-release coolant supply and removal pipelines with quick-release connections. In this device quick-release pipelines and quick-release connections are provided with thermal insulation. Under the first option quick-release connections are installed of the space vehicle at right angle to the plane passing through the longitudinal axis of the payload fairing having hatch for quick-release connection. Under the second option the quick-release connection is installed on the space vehicle parallel to the longitudinal axis of the payload fairing, and another part of the quick-release connection connected with the first by means of the quick-release pipeline is installed on the adapter section with the appropriate hatch.
EFFECT: increased efficiency of thermal conditioning of space vehicle onboard equipment at high heat generation and wide range of ambient temperatures.
2 cl, 2 dwg

Description

Изобретения относятся к ракетно-космической технике и предназначены для обеспечения температурного режима космического аппарата (КА) и его бортовой аппаратуры в период предстартовой подготовки космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН).The invention relates to rocket and space technology and is intended to provide the temperature regime of a spacecraft (SC) and its on-board equipment during the prelaunch preparation of the space warhead (KCH) of a space rocket (ILV).

В настоящее время на современных КА возникла необходимость термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного под головным обтекателем (ГО) в период предстартовой подготовки (при его отработке в наземных условиях), вплоть до старта РКН при широком диапазоне значений температур окружающей среды.Currently, on modern spacecraft, the need has arisen for thermostating the onboard equipment of a spacecraft located under the head fairing (GO) during the prelaunch preparation (when it is developed in ground conditions), up to the launch of the rocket launcher at a wide range of ambient temperatures.

Это продиктовано тем, что при предстартовой подготовке изделия требуется отведение избыточного тепла, например при подзаряде аккумуляторных батарей в процессе длительной стоянки на старте, а также при проведении электрических проверок для приборов, отводящих избыточное тепло через их посадочные поверхности и при длительном термостатировании оптических элементов целевой аппаратуры в узком заданном значении температур перед стартом РКН.This is dictated by the fact that during pre-launch preparation of the product, removal of excess heat is required, for example, when recharging batteries during long-term parking at the start, as well as during electrical checks for devices that remove excess heat through their landing surfaces and during prolonged temperature control of the optical elements of the target equipment in a narrow setpoint temperature before the launch of the rocket launcher.

Известно устройство термостатирования КА КГЧ РКН (патент RU №2386572), при котором избыточное тепло от сотовых панелей с тепловыделяющей аппаратурой при наземных испытаниях отводится циркулирующим жидким теплоносителем в теплообменники съемного блока. Циркуляционный тракт КА соединен с трактом съемного блока.A device for thermostating of the spacecraft KGCH RKN (patent RU No. 2386572) is used, in which excess heat from cellular panels with heat-generating equipment during ground tests is removed by the circulating liquid coolant to the heat exchangers of the removable unit. The circulation path of the spacecraft is connected to the path of the removable unit.

Тепло от теплообменников съемного блока отводится холодоносителем в наземную систему обеспечения теплового режима.The heat from the heat exchangers of the removable unit is removed by the coolant to the ground-based thermal management system.

Недостатком известного устройства является то, что его невозможно использовать для термостатирования бортовой аппаратуры КА при нахождении КА в составе КГЧ РКН на стартовой позиции, так как:A disadvantage of the known device is that it cannot be used for thermostating of the spacecraft onboard equipment when the spacecraft is in the KSCh rocket launcher at the starting position, since:

- невозможно в составе КГЧ в стартовой позиции слить теплоноситель из магистралей системы терморегулирования (СТР) и после соединения тракта теплоносителя в конфигурации, соответствующей для работы в полете, заправить теплоноситель, так как заправка и слив теплоносителя для изделий разработки нашего предприятия проводится на заправочной станции;- it is impossible to merge the coolant from the mains of the thermal control system (CTP) in the starting position in the starting position and, after connecting the coolant path in the configuration suitable for flight, to fill the coolant, since the coolant is refilled and drained for products developed by our enterprise at a gas station;

- для ручного соединения тракта теплоносителя в конфигурации, соответствующей для работы в полете, потребуется наличие площадок обслуживания; на изделиях разработки нашего предприятия площадки обслуживания стартовой системы отводятся от КГЧ не позднее 45 мин до старта РКН; в связи с этим термостатирование КА прекращается в течение 45-60 мин;- for manual connection of the coolant path in a configuration appropriate for operation in flight, service areas will be required; on the products of our enterprise’s development, service sites for the launch system are allotted from KGCH no later than 45 minutes before the launch of the ILV; in this regard, the thermostating of the spacecraft ceases within 45-60 minutes;

- при размещении съемного блока на кабель-заправочной мачте потребуется доработка стартовой системы;- when placing the removable unit on the cable-filling mast, it will be necessary to finalize the starting system;

- расстыковка магистралей циркуляционного тракта КА может привести к скрытым дефектам СТР: повреждение, изнашивание уплотнительных стыков, химическое изменение теплоносителя, загрязнение и коррозия гидромагистралей, это повлечет отказы СТР, проявляющиеся в процессе штатной работы КА.- undocking of the mains of the spacecraft circulation path can lead to latent defects of the STR: damage, wear of the sealing joints, chemical change in the coolant, pollution and corrosion of the hydraulic lines, this will lead to the failure of the STR, manifested in the normal operation of the spacecraft.

Известно устройство термостатирования КА в КГЧ РКН (патент RU №2353556 - прототип), включающее отверстие вдува термостатирующей среды (ТС) в КГЧ с диффузором и отверстие истечения среды, обеспечивающие перетекание по длине КГЧ среды и ее истечения, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования полезного груза и приборов системы управления во время предстартовой подготовки КГЧ РКН.A known device for controlling the temperature of a spacecraft in a KGH RKN (patent RU No. 2353556 is a prototype), including a hole for blowing in a thermostatic medium (TS) in a KGH with a diffuser and a hole for the outflow of the medium, ensure the flow along the length of the KGH medium and its outflow, during which they provide a thermal operating mode payload and instrumentation of the control system during the prelaunch preparation of the KSCh ILV.

Недостаток известного технического решения заключается в том, что:A disadvantage of the known technical solution is that:

- для эффективного теплосъема интерференционным обтеканием приборы должны находиться в потоке ТС и теплоотвод с приборов должен проводиться со всей поверхности прибора; если теплоотводящими поверхностями являются посадочные места приборов и приборы размещены внутри отсеков КА, известный способ термостатирования является неэффективным; например, для аппаратуры, устанавливаемой в негерметичных отсеках КА;- for efficient heat removal by interference flow around the devices, the devices must be in the flow of the vehicle and heat removal from the devices must be carried out from the entire surface of the device; if the heat sink surfaces are the instrument seats and the instruments are located inside the spacecraft compartments, the known method of temperature control is ineffective; for example, for equipment installed in unpressurized spacecraft compartments;

- поддержание отдельных элементов конструкции КА (например оптических элементов целевой аппаратуры перед стартом РКН) в заданном узком диапазоне значений температур в течение длительного времени вне зависимости от значений температур окружающей КА среды невозможно, так как температура ТС зависит от температуры окружающей КГЧ среды и может задаваться в широком диапазоне значений.- maintaining individual structural elements of the spacecraft (for example, optical elements of the target equipment before the launch of the rocket launcher) in a given narrow range of temperature values for a long time, regardless of the temperature of the ambient spacecraft, is impossible, since the temperature of the vehicle depends on the temperature of the surrounding EHF medium and can be set in wide range of values.

Также недостатком является то, что подача ТС среды в КГЧ может прекращаться за длительное время до старта РКН, обусловленное расстыковкой магистралей питания ТС за длительное время до старта РКН при проведении технологических операций по подготовке стартового сооружения к пуску. Для ракет-носителей разработки нашего предприятия прекращение подачи ТС в КГЧ производится за 45-60 мин до старта.Also, the disadvantage is that the supply of the vehicle’s medium to the MSC can be stopped for a long time before the launch of the rocket launcher, due to the undocking of the supply lines of the vehicle for a long time before the launch of the rocket launcher when carrying out technological operations to prepare the launch facility for launch. For launch vehicles of the development of our enterprise, the supply of vehicles to the KCH is cut off 45-60 minutes before the start.

Задачей предложенного технического решения является повышение эффективности термостатирования при высоких значениях тепловыделений бортовой аппаратуры КА и при широком значении температур окружающей среды вплоть до старта РКН, включая этап предстартовой подготовки после отключения подачи газового компонента.The objective of the proposed technical solution is to increase the thermostating efficiency at high heat dissipation values of the spacecraft onboard equipment and at wide ambient temperatures up to the launch of the rocket launcher, including the prelaunch stage after the gas component is turned off.

В варианте 1 указанная цель достигается тем, что устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающего головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя СТР космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемное соединение трубопроводов установлено на космическом аппарате перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось ГО, а на ГО выполнен люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой.In option 1, this goal is achieved in that the thermostatic control device for the onboard equipment of the spacecraft, located in the assembly and protective block of the space rocket, including the head fairing and the transition compartment, containing the injection hole of the thermostatic medium with a diffuser and an opening for its outflow, characterized in that at least countercurrent recuperative liquid-liquid heat-exchange unit is included in the circulation path of the carrier fluid STR of the spacecraft The inlet and outlet refrigerant of the quick disconnect pipelines interacts with the ground-based thermostatic control, and heat insulation is applied to the recuperative liquid-liquid heat exchanger unit, the quick disconnect piping, and the quick disconnect pipelines, and the quick-connect piping is installed on the spacecraft perpendicular to the plane passing through the plane GO, and on GO there is a hatch for quick-disconnect pipelines with self-closing openable lid.

В варианте 2 указанная цель достигается тем, что устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающего головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемные соединения трубопроводов установлены на космическом аппарате параллельно продольной оси ГО, а на переходном отсеке выполнен люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой.In option 2, this goal is achieved in that the thermostatic control device for the onboard equipment of the spacecraft, located in the assembly and protective block of the space rocket, including the head fairing and the transition compartment, containing the injection hole of the thermostatic medium with a diffuser and a hole for its outflow, characterized in that at least countercurrent recuperative liquid-liquid heat-exchange is included in the circulation path of the coolant of the spacecraft thermal control system a unit that interacts with ground-based thermostatic control means through the inlet and outlet refrigerant of quick-disconnect pipelines, moreover, thermal insulation is applied to the recuperative liquid-liquid heat-exchange unit, quick-connect pipelines, and quick-disconnect pipelines, while quick-connect pipelines are mounted on the spacecraft parallel to the longitudinal axis of the GO and on the transition compartment a hatch is made for quick-disconnect pipelines with self-locking slam lid.

На чертежах представлены заявленные устройства (на фиг. 1 - вариант 1, на фиг. 2 - вариант 2).The drawings show the claimed device (in Fig. 1 - option 1, in Fig. 2 - option 2).

Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата 1 (фиг. 1), размещенного в сборочно-защитном блоке (СЗБ) РКН, содержащее отверстия вдува 2 с диффузором и отверстие истечения 3 термостатирующей среды, которые выполнены в ГО 4, при этом циркуляционный тракт теплоносителя 5 СТР 6, предназначенный для термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата 1, снабжен, по меньшей мере, рекуперативным жидкостно-жидкостным теплообменным агрегатом (ЖЖТА) 7, к которому подводится и отводится теплоноситель по трубопроводам соответственно 8, 9 СТР 6, при этом ЖЖТА 7 соединен с подводящим и отводящим хладагент быстроразъемными трубопроводами соответственно 10, 11, быстроразъемное соединение 12, которое установлено на космическом аппарате 1 перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось 13 ГО 4, а на ГО 4 выполнен люк с самозахлопывающейся крышкой 14 под быстроразъемное соединение 12, подводящий и отводящий хладагент магистрали соответственно 15, 16 наземных средств термостатирования, при этом на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате 7, быстроразъемном соединении 12, а также на подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводах 10, 11 нанесена теплоизоляция 17.Thermostatting device for the onboard equipment of the spacecraft 1 (Fig. 1) located in the rocket-protective assembly (SZB) of the rocket launcher, containing blowing holes 2 with a diffuser and a discharge opening 3 of thermostatic medium, which are made in GO 4, while the coolant circulation path 5 STR 6, intended for thermostating of the onboard equipment of the spacecraft 1, is equipped with at least a recuperative liquid-liquid heat-exchange unit (ЖЖТА) 7, to which the coolant is supplied and discharged through pipelines accordingly, 8, 9 STR 6, while the ZhZhTA 7 is connected to the refrigerant inlet and outlet by quick-disconnect pipelines 10, 11, respectively, a quick-connect 12, which is installed on the spacecraft 1 perpendicular to the plane passing through the longitudinal axis 13 of GO 4, and on GO 4 a hatch with a self-closing lid 14 for a quick disconnect 12, the supply and exhaust refrigerant lines 15, 16, respectively, ground-based thermostatic control devices, while on the regenerative liquid-liquid heat exchange unit 7, quick disconnect connection 12, as well as on the inlet and outlet refrigerant quick disconnect pipelines 10, 11 applied thermal insulation 17.

По второму варианту быстроразъемные соединения 18, 19 для подвода и отвода хладагента от быстроразъемных трубопроводов соответственно 20, 21 установлены на космическом аппарате 1 параллельно продольной оси 15 ГО 4, а люк с самозахлопывающейся крышкой 22 под быстроразъемное соединение 23 подводящих и отводящих хладагент магистралей соответственно 24, 25 наземных средств термостатирования выполнен на переходном отсеке 26.According to the second variant, quick disconnect connections 18, 19 for supplying and discharging refrigerant from quick disconnect pipelines 20, 21, respectively, are installed on the spacecraft 1 parallel to the longitudinal axis 15 of GO 4, and a hatch with a self-closing cover 22 for quick disconnect connection 23 of the refrigerant supply and exhaust lines 24, 25 ground-based thermostatic control is made on the transition compartment 26.

Термостатируемая бортовая аппаратура космического аппарата 1, размещенного в сборочно-защитном блоке (СЗБ), включает створки ГО 4 и переходной отсек 26 (фиг. 1 и 2).Thermostatic on-board equipment of the spacecraft 1, located in the assembly-protective block (SZB), includes shutters GO 4 and the transition compartment 26 (Fig. 1 and 2).

Устройство по первому варианту работает следующим образом. Термостатирующая среда подается во внутреннюю полость ГО 4 через отверстие вдува 2 в верхней части ГО 4 и, обтекая КА 1, истекает из внутренней полости ГО 4 наружу через отверстие истечения 3 в нижней части ГО 4. Перед началом электрических испытаний КА 1, перед началом проведения работ с аккумуляторными батареями КА или перед началом термостабилизации элементов КА хладагент из магистрали наземных средств термостатирования 15 поступает через подводящий хладагент трубопровод 10 в ЖЖТА 7. В ЖЖТА 7 осуществляется передача теплоты, аккумулированной теплоносителем в циркуляционном тракте 5 от тепловыделяющей бортовой аппаратуры КА 1 и от элементов конструкции КА 1, требующих термостабилизации к моменту пуска РКН к хладагенту. Расход хладагента от наземной жидкостной системы теплового режима (ЖСОТР) стартового комплекса составляет от 0 до 500 см3/с. Температура хладагента на входе в быстроразъемное соединение 12 составляет от минус 10 до плюс 40°С. Отвод хладагента из ЖЖТА 7 производится по отводящему хладагент трубопроводу 11 через быстроразъемное соединение 12 в наземную магистрали 6. Подача теплоносителя СТР 6 в ЖЖТА 7 обеспечивается работой гидроблоков (насосов), расположенных в циркуляционном тракте теплоносителя 5 СТР 6 (на чертеже не показано) После завершения электрических испытаний, работ с аккумуляторными батареями КА или термостабилизации элементов КА 1 перед стартом РКН проводят слив хладагента из бортовых магистралей в наземные магистрали. Для этого проводят продувку ЖЖТА 7, подводящих и отводящих хладагент трубопроводов 10, 11 газовым компонентом, который проводят в несколько циклов. Это обеспечивает отсутствие загрязнения КА 1 остатками хладагента на этапе орбитального полета. Далее проводят автоматическую расстыковку наземных магистралей 15, 16 с быстроразъемным соединением 12, и люк с замозахлопывающейся крышкой 14 закрывается.The device according to the first embodiment works as follows. The thermostatic medium is supplied into the internal cavity of the GO 4 through the injection hole 2 in the upper part of the GO 4 and flows around the spacecraft 1 and flows out of the internal cavity of the GO 4 out through the exhaust port 3 in the lower part of the GO 4. Before starting the electrical tests of the spacecraft 1, before starting work with the spacecraft batteries or before the thermal stabilization of the spacecraft elements, the refrigerant from the line of ground-based thermostatic control means 15 enters through the refrigerant supply pipe 10 in the ZhZhTA 7. In the ZhZhTA 7, heat is transferred, accumulated coolant in the circulation path 5 from a fuel onboard equipment SC 1 and SC design elements from one requiring heat setting the time to start ILV refrigerant. The flow rate of the refrigerant from the terrestrial liquid thermal system (ZHOTR) of the launch complex is from 0 to 500 cm 3 / s. The temperature of the refrigerant at the inlet to the quick coupler 12 is from minus 10 to plus 40 ° C. The refrigerant is discharged from the ZhZhTA 7 through the coolant discharge pipe 11 through a quick disconnect 12 to the ground pipe 6. The supply of heat transfer agent CTP 6 to the heat transfer cable 7 is provided by the operation of the hydraulic units (pumps) located in the circulation path of the heat transfer medium 5 CTP 6 (not shown in the drawing) after completion electrical tests, work with spacecraft storage batteries or thermal stabilization of spacecraft 1 elements before the launch of the rocket launcher, the refrigerant is drained from onboard highways to ground highways. To do this, purge the ZhZhTA 7, the inlet and outlet refrigerant pipelines 10, 11 with a gas component, which is carried out in several cycles. This ensures that spacecraft 1 is not contaminated with refrigerant residues at the stage of orbital flight. Next, an automatic undocking of the ground highways 15, 16 with a quick-connect 12 is carried out, and the hatch with a self-closing cover 14 is closed.

Устройство по второму варианту работает аналогично первому, но из-за конструктивных особенностей сборочно-защитного блока 26, обусловленных большими габаритными размерами по сравнению с сборочно-защитным блоком по первому варианту, люк с самозахлопывающейся крышкой 22 под быстроразъемное соединение 23 подводящих и отводящих хладоагент магистралей соответственно 24, 25 наземных средств термостатирования выполнен на переходном отсеке 26.The device according to the second embodiment works similarly to the first, but due to the design features of the assembly and protective block 26, due to the large overall dimensions compared with the assembly and protective block according to the first embodiment, the hatch with a self-closing cover 22 for the quick disconnect connection 23 of the refrigerant supply and exhaust lines, respectively 24, 25 ground-based thermostatic control is made on the transition compartment 26.

Использование заявленного устройства позволит повысить эффективность термостатирования КА и его бортовой аппаратуры при высоких значениях тепловыделений при широком значении температур окружающей КА среды вплоть до старта РКН, включая этап предстартовой подготовки после отключения подачи газового компонента, а также обеспечить термостабилизацию оптических систем целевой аппаратуры для сокращения времени начала его работы при орбитальном полете.The use of the claimed device will improve the thermostating efficiency of the spacecraft and its on-board equipment at high heat release values at a wide temperature of the ambient spacecraft up to the launch of the rocket launcher, including the stage of prelaunch preparation after turning off the gas component, as well as provide thermal stabilization of the optical systems of the target equipment to reduce the start time his work during orbital flight.

Claims (2)

1. Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающем головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемное соединение трубопроводов установлено на космическом аппарате перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось головного обтекателя, а на головном обтекателе выполнен люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой.1. Thermostatting device for the onboard equipment of a spacecraft located in the assembly and protective block of a space rocket, including a head fairing and a transition compartment, containing a blowing hole for a thermostatic medium with a diffuser and a hole for its outflow, characterized in that the space temperature control system has a coolant The apparatus includes at least countercurrent recuperative liquid-liquid heat-exchange unit, which, by means of inlet and outlet the heating refrigerant of the quick disconnect pipelines interacts with a ground-based thermostatic control means, and heat recovery is applied to the recuperative liquid-liquid heat exchange unit, the quick connect pipelines, and also to the quick disconnect pipelines, while the quick connect pipelines are installed on the spacecraft perpendicular to the plane passing through the longitudinal axis and on the head fairing a hatch is made for quick-connect pipe connections samozahlopyvayuscheysya cover. 2. Устройство термостатирования бортовой аппаратуры космического аппарата, размещенного в сборочно-защитном блоке ракеты космического назначения, включающем головной обтекатель и переходной отсек, содержащее отверстие вдува термостатирующей среды с диффузором и отверстие для ее истечения, отличающееся тем, что в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования космического аппарата включен, по меньшей мере, противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, который посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов взаимодействует с наземным средством термостатирования, причем на рекуперативнном жидкостно-жидкостном теплообменном агрегате, быстроразъемном соединении трубопроводов, а также на быстроразъемных трубопроводах нанесена теплоизоляция, при этом быстроразъемные соединения трубопроводов установлены на космическом аппарате параллельно продольной оси головного обтекателя, а люк под быстроразъемные соединения трубопроводов с самозахлопывающейся крышкой выполнен на переходном отсеке. 2. Thermostatting device for the onboard equipment of a spacecraft located in the assembly and protective block of a space rocket, including a head fairing and a transition compartment, containing a blowing hole for a thermostatic medium with a diffuser and a hole for its expiration, characterized in that the space temperature control system has a coolant The apparatus includes at least countercurrent recuperative liquid-liquid heat-exchange unit, which, by means of inlet and outlet the heating refrigerant of the quick disconnect pipelines interacts with a ground-based thermostat, and heat recovery is applied to the recuperative liquid-liquid heat exchange unit, quick disconnect pipelines, and quick disconnect pipelines, while the quick disconnect pipelines are mounted on the spacecraft parallel to the longitudinal axis of the head fairing, and the hatch under the hatch the connection of pipelines with a self-closing cover is made on the transition compartment.
RU2013140954/11A 2013-09-05 2013-09-05 Device for thermal conditioning of onboard devices of space vehicle located in assembling-protection block of space rocket (versions) RU2570849C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013140954/11A RU2570849C2 (en) 2013-09-05 2013-09-05 Device for thermal conditioning of onboard devices of space vehicle located in assembling-protection block of space rocket (versions)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013140954/11A RU2570849C2 (en) 2013-09-05 2013-09-05 Device for thermal conditioning of onboard devices of space vehicle located in assembling-protection block of space rocket (versions)

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013140954A RU2013140954A (en) 2015-11-10
RU2570849C2 true RU2570849C2 (en) 2015-12-10

Family

ID=54536098

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013140954/11A RU2570849C2 (en) 2013-09-05 2013-09-05 Device for thermal conditioning of onboard devices of space vehicle located in assembling-protection block of space rocket (versions)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2570849C2 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6027072A (en) * 1998-08-05 2000-02-22 The Boeing Company Payload chamber cooling system
RU2230995C2 (en) * 2002-07-16 2004-06-20 Тесленко Валерий Николаевич Method of air conditioning and plant for realization of this method
RU2279377C2 (en) * 2004-01-21 2006-07-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of thermostatting of instrument module of space launch vehicle nose cone and onboard system for realization of this method (versions)
RU2290353C2 (en) * 2004-07-28 2006-12-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of thermostatting of instrument bay of cryogenic stage of space nose cone of launch vehicle and onboard system for realization of this method
RU2353556C2 (en) * 2007-03-29 2009-04-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method for thermostatting pay load and instruments of control system of space head of carrier rocket, and airborne system used for method realisation
RU2386572C1 (en) * 2008-11-17 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" System of spacecraft thermal control

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6027072A (en) * 1998-08-05 2000-02-22 The Boeing Company Payload chamber cooling system
RU2230995C2 (en) * 2002-07-16 2004-06-20 Тесленко Валерий Николаевич Method of air conditioning and plant for realization of this method
RU2279377C2 (en) * 2004-01-21 2006-07-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of thermostatting of instrument module of space launch vehicle nose cone and onboard system for realization of this method (versions)
RU2290353C2 (en) * 2004-07-28 2006-12-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of thermostatting of instrument bay of cryogenic stage of space nose cone of launch vehicle and onboard system for realization of this method
RU2353556C2 (en) * 2007-03-29 2009-04-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method for thermostatting pay load and instruments of control system of space head of carrier rocket, and airborne system used for method realisation
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
RU2013140954A (en) 2015-11-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107017449B (en) System and method for thermal storage device control
RU2477807C2 (en) Temperature cooling and control system of power plant units of airborne vehicle
RU2420413C2 (en) Exhaust gas cooling system of amphibious transport facility
CN110692163A (en) Battery temperature adjusting device and external heat source supply device
JPH10274598A (en) Rapid cooling system for engine on test board, and related device
CN105485834B (en) A kind of temperature control system of near space sealed compartment
JPH11229964A (en) Spacecraft rocket engine
KR101707191B1 (en) Heating and circulation system for engine cooling water of a ship using electric heater
JP5484289B2 (en) Engine cooling water circulation system for testing
EP1984970B1 (en) A combination of a heat generating system with a fuel cell system
KR101425407B1 (en) Thermal shock fatigue testing apparatus for radiator tester for automobile
CN216354424U (en) Thermal management system for energy storage device and energy storage device
CN103863055A (en) Air-conditioning apparatus for vehicle
CN110641711B (en) Unmanned aerial vehicle deicing system, deicing method and unmanned aerial vehicle
WO2019044260A1 (en) Temperature management apparatus for vehicle
RU2570849C2 (en) Device for thermal conditioning of onboard devices of space vehicle located in assembling-protection block of space rocket (versions)
CN110963084A (en) Thermal control device suitable for space nuclear thermal propulsion system
CN105142795B (en) Application system with cooling device
CN111918535A (en) Spaceborne and ground single-phase fluid loop heat dissipation system
CN216354408U (en) Liquid cooling system with fire extinguishing function
RU2722217C1 (en) Thermostatting system of battery module and hybrid car inverter
CN110657050A (en) Low-pressure exhaust gas return system, motor vehicle and method for temperature control of an EGR cooler and/or EGR valve
RU2630948C1 (en) Method of thermo-stabilisation of electronic equipment
RU175654U1 (en) DEVICE FOR THERMAL STABILIZATION OF ELECTRONIC EQUIPMENT
RU2661270C1 (en) Device for temperature control of on-board equipment of the payload within the space nose cone

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160108

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20161020