RU2574499C1 - Spacecraft heat regulation system - Google Patents
Spacecraft heat regulation system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2574499C1 RU2574499C1 RU2014127269/11A RU2014127269A RU2574499C1 RU 2574499 C1 RU2574499 C1 RU 2574499C1 RU 2014127269/11 A RU2014127269/11 A RU 2014127269/11A RU 2014127269 A RU2014127269 A RU 2014127269A RU 2574499 C1 RU2574499 C1 RU 2574499C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- panel
- liquid
- panels
- evaporator
- ulm
- Prior art date
Links
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 41
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims abstract description 14
- 210000001736 Capillaries Anatomy 0.000 claims abstract description 8
- 230000001413 cellular Effects 0.000 claims abstract description 6
- 210000003660 Reticulum Anatomy 0.000 claims description 9
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 7
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 4
- 241000658540 Ora Species 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N ammonia Chemical compound N QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 9
- 241000264877 Hippospongia communis Species 0.000 description 7
- 210000004279 Orbit Anatomy 0.000 description 4
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 4
- PCDQPRRSZKQHHS-XVFCMESISA-N ({[({[(2R,3S,4R,5R)-5-(4-amino-2-oxo-1,2-dihydropyrimidin-1-yl)-3,4-dihydroxyoxolan-2-yl]methoxy}(hydroxy)phosphoryl)oxy](hydroxy)phosphoryl}oxy)phosphonic acid Chemical compound O=C1N=C(N)C=CN1[C@H]1[C@H](O)[C@H](O)[C@@H](COP(O)(=O)OP(O)(=O)OP(O)(O)=O)O1 PCDQPRRSZKQHHS-XVFCMESISA-N 0.000 description 3
- 241000083551 Ena Species 0.000 description 3
- 229920000168 Microcrystalline cellulose Polymers 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 2
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 235000019813 microcrystalline cellulose Nutrition 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании вновь разрабатываемой системы терморегулирования (СТР) космического аппарата (КА) с тепловой нагрузкой 13000 Вт, а в дальнейшем при модернизации ее для применения в составе КА с тепловой нагрузкой до 18000 Вт.The invention relates to space technology and can be used to create a newly developed system of thermal control (CTP) of a spacecraft (SC) with a thermal load of 13,000 watts, and later on when upgrading it for use in a spacecraft with a thermal load of up to 18,000 watts.
Проведенные исследования и опытные работы показали, что высокотехнологичную и надежную СТР КА с тепловой нагрузкой 13000 Вт (с холодопроизводительностью СТР 13000 Вт) возможно создать на основе известной СТР (патента Российской Федерации (RU) №2369537 [1]), применив в жидкостных трактах однофазный теплоноситель Л3-ТК-2 вместо аммиака (см. фиг. 1, где изображена известная СТР с холодопроизводительностью 13000 Вт, выполненная на основе [1] с применением жидкого теплоносителя ЛЗ-ТК-2: 1 - модуль служебных систем (МСС); 1.1 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.2 - компенсатор объема; 1.3, 1.4 - сотовые приборные панели МСС с встроенными или установленными на них жидкостными коллекторами; 2 - модуль полезной нагрузки (МПН); 2.1, 2.2 - раскрываемые сотовые панели радиатора с встроенными жидкостными коллекторами; 2.3, 2.4 - сотовые приборные панели с встроенными жидкостными коллекторами; 2.5, 2.6 - приборные сотовые панели "+Z", "-Z" МПН с жидкостнгыми коллекторами (все коллекторы и соединительные трубопроводы имеют внутренний диаметр 12 мм) и тепловыми трубами. В этом случае будет создана СТР с применением ранее квалифицированных в условиях орбитального функционирования в течение 15 лет элементов СТР: электронасосного агрегата, компенсатора объема, тепловых труб, жидкостных коллекторов, соединительных трубопроводов (и двух раскрываемых панелей радиаторов). Так как в дальнейшем указанная принципиальная схема СТР должна быть распространена на КА с тепловой нагрузкой до 18000 Вт, то, в частности, площади и массы раскрываемых панелей соответственно возрастут в 
Однако эффективность такой схемы СТР не квалифицирована в условиях невесомости - орбитального функционирования с тепловой нагрузкой свыше 13000 Вт.However, the effectiveness of such a STR scheme is not qualified under zero gravity conditions — orbital functioning with a heat load of over 13,000 watts.
Кроме того, не подтверждена наземными испытаниями эффективность такого радиатора, расположенного в условиях орбитального полета под углом ≈23°C относительно плоскости, проходящей через панель "+Z" (или "-Z") МПН: при наземных испытаниях в термобарокамере для обеспечения работоспособности указанная панель раскрываемого радиатора, как и панели "+Z" (или "-Z"), расположена в горизонтальной плоскости (т.е. вышеуказанный угол равен нулю).In addition, the effectiveness of such a radiator located in orbital flight at an angle of ≈23 ° C relative to the plane passing through the + Z (or -Z) MPN panel has not been confirmed by ground tests: for ground tests in a thermal pressure chamber to ensure operability, the indicated the disclosed radiator panel, like the “+ Z” (or “-Z”) panels, is located in the horizontal plane (i.e., the above angle is zero).
Таким образом, как указано выше, существенным недостатком известной СТР КА с тепловой нагрузкой 13000 Вт является отсутствие возможности применять ее в КА с тепловой нагрузкой выше 13000 Вт (до 18000 Вт) до квалификации раскрываемой панели радиатора с использованием испарителя с капиллярным насосом в условиях орбитального функционирования.Thus, as indicated above, a significant drawback of the known PAG spacecraft with a heat load of 13,000 W is the inability to use it in a spacecraft with a heat load of more than 13,000 W (up to 18,000 W) until qualification of the disclosed radiator panel using an evaporator with a capillary pump in conditions of orbital operation .
Целью предложенного авторами технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка, для чего СТР КА, состоящая из замкнутых квалифицированных сдублированных жидкостных контуров в сочетании с тепловыми трубами, причем каждый контур содержит подконтур модуля служебных систем с установленными в нем электронасосным агрегатом, компенсатором объема на его входе, сотовыми приборными панелями с жидкостными коллекторами, и сообщенный с ним подконтур модуля полезной нагрузки с последовательно установленными после подконтура модуля служебных систем первой раскрываемой панелью радиатора, сотовой приборной панелью "+Z" (или "-Z") модуля полезной нагрузки с встроенными в панели тепловыми трубами и установленными на панели жидкостными коллекторами, второй раскрываемой панелью радиатора, сотовой приборной панелью "-Z" (или "+Z") модуля полезной нагрузки с встроенными в панель тепловыми трубами и установленными на панели жидкостными коллекторами, приборными панелями модуля полезной нагрузки со встроенными жидкостными коллекторами, расположенными на участке от выхода до входа в модуль служебных систем, выполнена таким образом, что одна из раскрываемых панелей радиатора выполнена с коллекторами, в которых циркулирует двухфазное рабочее тело, в результате работы испарителя с капиллярным насосом, установленного на панели "+Z" (или "-Z"), корпус испарителя которого имеет тепловой контакт с циркулирующим в жидкостных трактах модуля полезной нагрузки теплоносителем, при этом холодопроизводительность раскрываемой панели, в жидкостных трактах которой циркулирует жидкий теплоноситель, для аппарата с тепловой нагрузкой 13000 Вт выбрана таким образом, что без другой раскрываемой панели с использованием испарителя с капиллярным насосом обеспечивается температура приборов в условиях эксплуатации не выше (вблизи) максимально допустимой, что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предложенного изобретения.The aim of the technical solution proposed by the authors is to eliminate the above significant drawback, for which the STR KA, consisting of closed qualified duplicated liquid circuits in combination with heat pipes, each circuit containing a sub-circuit of the service system module with an electric pump unit installed in it, a volume compensator at its input, cellular dashboards with liquid collectors, and the payload module sub-circuit connected to it with sequentially installed last f the sub-circuit of the service system module with the first disclosed radiator panel, the “+ Z” (or “-Z”) cellular dashboard of the payload module with heat pipes integrated in the panel and liquid collectors installed on the panel, the second radiator panel opened, “honeycomb dashboard” - Z "(or" + Z ") of the payload module with integrated heat pipes and panel mounted liquid manifolds, dashboards of the payload module with integrated liquid manifolds located on the hour from the exit to the entrance to the service system module, it is made in such a way that one of the radiator panels to be opened is made with collectors in which a two-phase working fluid circulates as a result of the operation of the evaporator with a capillary pump installed on the + Z panel (or - Z "), the evaporator case of which has thermal contact with the coolant circulating in the liquid paths of the payload module, while the cooling capacity of the open panel, in the liquid paths of which the coolant circulates, is for the apparatus and with a heat load of 13,000 W, it was chosen in such a way that without another expandable panel using an evaporator with a capillary pump, the temperature of the devices is ensured in operating conditions not higher (near) the maximum permissible, which, according to the authors, is the essential distinguishing features of the proposed invention.
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 заявляемом изобретении.As a result of the analysis carried out by the authors of the known patent and scientific and technical literature, the proposed combination of the essential distinguishing features of the claimed technical solution was not found in the known sources of information and, therefore, the known technical solutions do not exhibit the same properties as in the claimed invention.
Принципиальная схема предложенной авторами СТР КА изображена на фиг. 2, где: (см. фиг 1, где изображена известная СТР с холодопроизводительностью 13000 Вт, выполненная на основе [1] с применением жидкого теплоносителя ЛЗ-ТК-2: 1 - модуль служебных систем; 1.1 - электронасосный агрегат; 1.2 - компенсатор объема; 1.3, 1.4 - сотовые приборные панели МСС со встроенными или установленными на них жидкостными коллекторами; 2 - модуль полезной нагрузки; 2.1, 2.2 - раскрываемые сотовые панели радиатора со встроенными жидкостными коллекторами; 2.3, 2.4 - сотовые приборные панели со встроенными жидкостными коллекторами; 2.5, 2.6 - приборные сотовые панели "+Z", "-Z" МПН с жидкостными коллекторами (все коллекторы и соединительные трубопроводы имеют внутренний диаметр 12 мм) и тепловыми трубами.The schematic diagram proposed by the authors of the STR-KA is shown in FIG. 2, where: (see Fig. 1, where the well-known STR with a cooling capacity of 13,000 W is shown, made on the basis of [1] using a liquid coolant LZ-TK-2: 1 - service system module; 1.1 - electric pump unit; 1.2 - volume compensator ; 1.3, 1.4 - MCC honeycomb dashboards with built-in or mounted liquid collectors; 2 - payload module; 2.1, 2.2 - expandable radiator honeycomb panels with built-in liquid collectors; 2.3, 2.4 - honeycomb dashboards with built-in liquid collectors; 2.5 , 2.6 - instrument honeycombs panel "+ Z", "-Z" NAM with the fluid manifold (all manifolds and interconnecting piping are of internal diameter 12 mm) and heat pipes.
На приборной панели, например, "+Z" (поз. 2.5), установлен испаритель 2.7, включающий в себя капиллярный насос 2.7.1; испаритель 2.7 имеет вход «1» и выход «2» для сообщения с жидкостным трактом 2.2.1 (с внутренним диаметром 4 мм) сотовой панели 2.2 раскрываемого радиатора; корпус 2.7.2 испарителя имеет тепловой контакт с циркулирующим в жидкостных трактах МПН 2 теплоносителем, который, например, реализован в виде герметичного канала 2.7.3 с шипами; канал 2.7.3 имеет вход «3» и выход «4» для сообщения с жидкостным трактом на выходе из панели 2.5; на входе и выходе из раскрываемых панелей установлены датчики температуры t1, t2 и t3, t4; расход теплоносителя в жидкостном контуре контролируется датчиком V, установленным на входе в ЭНА 1.1.On the dashboard, for example, “+ Z” (pos. 2.5), an evaporator 2.7 is installed, including a capillary pump 2.7.1; the evaporator 2.7 has an input “1” and an output “2” for communication with the liquid path 2.2.1 (with an inner diameter of 4 mm) of the honeycomb panel 2.2 of the disclosed radiator; the case 2.7.2 of the evaporator has thermal contact with the coolant circulating in the liquid paths of the
Изготавливают КА с холодопроизводительностью СТР 13000 Вт следующим образом.A spacecraft is manufactured with a cooling capacity of STR 13000 W as follows.
В результате проектных работ определяют массы раскрываемой панели радиатора с жидкостным трактом с теплоносителем ЛЗ-ТК-2 (в т.ч. с учетом массы соединительных гибких трубопроводов с dy=12 мм) и второй раскрываемой панели с трактом, где циркулирует аммиак (в т.ч. с учетом масс испарителя и соединительных гибких трубопроводов с dy=4 мм).As a result of design work, the masses of the open radiator panel with the liquid path with the heat carrier LZ-TK-2 (including the mass of the connecting flexible pipelines with dy = 12 mm) and the second open panel with the path where ammonia circulates (in t .h. taking into account the masses of the evaporator and connecting flexible pipelines with dy = 4 mm).
Определяют превышение массы раскрываемой панели с жидкостным трактом с теплоносителем ЛЗ-ТК-2 по сравнению с массой второй раскрываемой панели с теплоносителем аммиаком.The excess weight of the open panel with the liquid path with the heat carrier LZ-TK-2 is determined in comparison with the mass of the second open panel with the heat carrier ammonia.
Увеличивают площадь раскрываемой панели с жидкостным трактом с теплоносителем на величину, достаточную для обеспечения температуры приборов в условиях эксплуатации на орбите не выше (вблизи) максимально допустимой рабочей температуры в случае отказа (неудовлетворительной работы) второй раскрываемой панели с аммиаком (с испарителем).The area of the opened panel with a liquid path with a coolant is increased by an amount sufficient to ensure the temperature of the devices in operating conditions in orbit not higher (close) to the maximum allowable working temperature in case of failure (unsatisfactory operation) of the second opened panel with ammonia (with an evaporator).
Расчеты показывают, что при этом требуемое увеличение массы для раскрываемой панели радиатора с теплоносителем ЛЗ-ТК-2 будет менее вышеопределенного превышения массы.Calculations show that in this case, the required mass increase for the disclosed radiator panel with the heat carrier LZ-TK-2 will be less than the specified excess weight.
Изготавливают раскрываемые панели, осуществляют сборку КА, проводят электрические, механические, тепловакуумные наземные испытания КА и после получения положительных результатов испытаний осуществляют запуск КА на орбиту.The disclosed panels are made, the spacecraft is assembled, the electric, mechanical, thermal vacuum ground tests of the spacecraft are carried out, and after receiving the positive test results, the spacecraft is launched into orbit.
Работа предложенной СТР в условиях орбитального функционирования происходит следующим образом.The work of the proposed STR in the conditions of orbital functioning is as follows.
После вывода КА в рабочую точку орбиты включается в работу ЭНА, раскрываемые панели автоматически устанавливаются в соответствующие требуемые рабочие положения относительно КА (под углом ≈23°C (наилучшее положение для отвода максимально возможного избыточного тепла) относительно плоскости, проходящей через плоскость панели "+Z" (или "-Z") МПН), и начинается отвод избыточного тепла от работающих приборов МПН, МСС в космическое пространство.After the spacecraft is brought to the operating point of the orbit, the ENA is switched on, the disclosed panels are automatically set to the corresponding required working positions relative to the spacecraft (at an angle of ≈23 ° C (the best position to remove the maximum possible excess heat) relative to the plane passing through the plane of the panel + Z "(or" -Z ") MPN), and the removal of excess heat from operating devices MPN, MSS into outer space begins.
В процессе функционирования КА измеряют, в частности, расход в жидкостном тракте и температуры теплоносителя Л3-ТК-2 на входах и выходах из раскрываемых панелей, и определяют холодопроизводительности их, и определяют эффективность работы их (в т.ч. стабильность работы) по параметру: отводимое избыточное тепло, приходящееся на один кг массы соответствующей панели - для раскрываемой панели с аммиаком эта величина должна быть не менее величины для раскрываемой панели с ЛЗ-ТК-2.During the operation of the spacecraft, they measure, in particular, the flow rate in the liquid path and the temperature of the coolant L3-TK-2 at the inlets and outlets of the disclosed panels, determine their cooling capacity, and determine their operational efficiency (including stability) by the parameter : Excess heat removed per one kg of the mass of the corresponding panel - for a disclosed panel with ammonia this value should be no less than that for a disclosed panel with LZ-TK-2.
В течение эксплуатации КА, например, в течение не менее одного года контролируют стабильность эффективности, если она не ухудшилась для раскрываемой панели с аммиаком, то допускают изготовление КА с тепловой нагрузкой более 13000 Вт. При этом следует отметить, что раскрываемая панель с аммиаком более надежная с точки зрения пробоя его жидкостного тракта метеоритами и космическим мусором ввиду применения в ее конструкции жидкостного тракта с dy=4 мм (по сравнению с dy=12 мм для раскрываемой панели с теплоносителем ЛЗ-ТК-2).During the operation of the spacecraft, for example, stability of efficiency is monitored for at least one year, if it has not worsened for the disclosed panel with ammonia, then spacecraft with a thermal load of more than 13,000 watts can be manufactured. It should be noted that the disclosed panel with ammonia is more reliable from the point of view of breakdown of its liquid path by meteorites and space debris due to the use of a liquid path with dy = 4 mm in its design (in comparison with dy = 12 mm for the opened panel with coolant LZ- TK-2).
Таким образом, в результате изготовления КА с тепловой нагрузкой 13000 Вт (с СТР холодопроизводительностью 13000 Вт) согласно предложенному авторами техническому решению обеспечивается квалификация раскрываемой панели с аммиаком в условиях орбитального функционирования и на основе полученных положительных результатов эксплуатации КА на орбите допускается изготовление КА с тепловой нагрузкой более 13000 Вт, к жидкостным контурам СТР которых подключены по две раскрываемые панели с аммиаком, т.е. тем самым достигается цель изобретения.Thus, as a result of the production of a spacecraft with a heat load of 13000 W (with an RST refrigerating capacity of 13000 W), according to the technical solution proposed by the authors, the disclosed panel with ammonia is qualified in the conditions of orbital functioning and, based on the positive results from the operation of the spacecraft in orbit, it is possible to fabricate a spacecraft with a heat load more than 13000 watts, to the liquid circuits of the STR of which are connected two openable panels with ammonia, i.e. thereby achieving the objective of the invention.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2574499C1 true RU2574499C1 (en) | 2016-02-10 |
Family
ID=
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111152940A (en) * | 2020-01-02 | 2020-05-15 | 中国科学院空间应用工程与技术中心 | Auxiliary heat transfer mechanism, extravehicular load and space station |
| CN114455098A (en) * | 2022-02-14 | 2022-05-10 | 上海宇航系统工程研究所 | Manned lunar vehicle thermal control system and method |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6227288B1 (en) * | 2000-05-01 | 2001-05-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Multifunctional capillary system for loop heat pipe statement of government interest |
| US6810946B2 (en) * | 2001-12-21 | 2004-11-02 | Tth Research, Inc. | Loop heat pipe method and apparatus |
| RU2346862C2 (en) * | 2007-03-05 | 2009-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Spacecraft heat transfer device |
| RU2362711C1 (en) * | 2007-11-09 | 2009-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Space vehicle temperature control system |
| RU2369537C2 (en) * | 2007-12-03 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of assembling spacecraft |
| RU2369536C2 (en) * | 2007-11-14 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Spacecraft temperature control system |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6227288B1 (en) * | 2000-05-01 | 2001-05-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Multifunctional capillary system for loop heat pipe statement of government interest |
| US6810946B2 (en) * | 2001-12-21 | 2004-11-02 | Tth Research, Inc. | Loop heat pipe method and apparatus |
| RU2346862C2 (en) * | 2007-03-05 | 2009-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Spacecraft heat transfer device |
| RU2362711C1 (en) * | 2007-11-09 | 2009-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Space vehicle temperature control system |
| RU2369536C2 (en) * | 2007-11-14 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Spacecraft temperature control system |
| RU2369537C2 (en) * | 2007-12-03 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of assembling spacecraft |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111152940A (en) * | 2020-01-02 | 2020-05-15 | 中国科学院空间应用工程与技术中心 | Auxiliary heat transfer mechanism, extravehicular load and space station |
| CN114455098A (en) * | 2022-02-14 | 2022-05-10 | 上海宇航系统工程研究所 | Manned lunar vehicle thermal control system and method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2347166B1 (en) | Removing non-condensable gas from a subambient cooling system | |
| KR20070114028A (en) | Installation adapted with temperature equalization system | |
| US7131484B2 (en) | Modular architecture for thermal control in a spacecraft | |
| CN108387123B (en) | Satellite thermal management system, method thereof and method for installing same into integrated satellite | |
| CN104040280A (en) | Cooling device | |
| JP2018518650A5 (en) | ||
| RU130299U1 (en) | HEATING REGIME SYSTEM FOR PRECISION SPACE VEHICLES | |
| RU2574499C1 (en) | Spacecraft heat regulation system | |
| Ku et al. | Technology overview of a multi-evaporator miniature loop heat pipe for spacecraft applications | |
| RU2494933C1 (en) | Spacecraft equipment thermal control system | |
| Choi | Thermal vacuum/balance test results of swift BAT with loop heat pipe thermal system | |
| RU2698967C1 (en) | Spacecraft temperature control system | |
| RU2386572C1 (en) | System of spacecraft thermal control | |
| RU2196079C2 (en) | Spacecraft | |
| RU2481254C2 (en) | Spaceship thermal simulator | |
| CN205030022U (en) | Satellite ground testing cooling system | |
| RU2011135323A (en) | THERMAL CONTROL SYSTEM OF THE INSTRUMENT BOX OF THE LANDING LUNAR MODULE | |
| RU2543433C2 (en) | Spacecraft | |
| RU2447003C1 (en) | Spaceship thermal module | |
| RU2346861C2 (en) | Spacecraft temperature control system | |
| RU2603690C1 (en) | Thermal stabilization system of the spacecraft instrument compartment | |
| Hodunov et al. | The calculation of the heat control accumulator volume of two-phase heat transfer loop of a spacecraft thermal control system | |
| RU2353553C2 (en) | Space vehicle arrangement method | |
| CN105474385A (en) | Cooling device for a current converter module | |
| KR20070089987A (en) | Fuel cell demineralizers integrated with coolant accumulator |