RU2633666C2 - Method of manufacture of space apparatus thermoregulating system - Google Patents

Method of manufacture of space apparatus thermoregulating system Download PDF

Info

Publication number
RU2633666C2
RU2633666C2 RU2015153436A RU2015153436A RU2633666C2 RU 2633666 C2 RU2633666 C2 RU 2633666C2 RU 2015153436 A RU2015153436 A RU 2015153436A RU 2015153436 A RU2015153436 A RU 2015153436A RU 2633666 C2 RU2633666 C2 RU 2633666C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
liquid
cavity
working fluid
pressure
circuit
Prior art date
Application number
RU2015153436A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015153436A (en
Inventor
Фёдор Константинович Синьковский
Анатолий Петрович Колесников
Игорь Васильевич Легостай
Александр Владимирович Анкудинов
Георгий Владимирович Акчурин
Евгений Владимирович Кривов
Евгений Юрьевич Бакуров
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС", Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority to RU2015153436A priority Critical patent/RU2633666C2/en
Publication of RU2015153436A publication Critical patent/RU2015153436A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2633666C2 publication Critical patent/RU2633666C2/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Environmental Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Non-Electrical Variables (AREA)
  • Examining Or Testing Airtightness (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: method of manufacturing thermal control systems (TCS) for space vehicles includes checking the total leakages of the liquid path and the dual-phase circuit (DFC) before refueling with their respective coolants. In the process of manufacturing DFC, an inter-cavity leakage between the vapour cavity and the liquid cavity of the capillary pump is additionally monitored with the test gas in the vacuum chamber, reporting the evacuated liquid cavity with the leak detector, providing a test gas with a pressure equal to the maximum working pressure of ammonia in the vapour cavity of the test gas. Before launching the spacecraft into orbit with the help of special software, the work of electric heaters of the volume compensator provides an increase in the minimum pressure at the entrance to the electric pump unit (EPU) to a certain value, guaranteeing nonconvulsive operation of the EPU with high reliability under operating conditions.
EFFECT: improving the reliability of the thermal control system of a spacecraft in conditions of prolonged operation in orbit.
2 dwg

Description

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников с жидкостными контурами охлаждения их приборов.The invention relates to the creation and operation of thermal control systems (CTP) of spacecraft (SC), mainly telecommunication satellites with liquid cooling circuits for their devices.

Известны способы изготовления таких жидкостных контуров - патенты RU 2238886 [1] (принят авторами за прототип), RU 4481255 [2], которые включают (см. фиг. 1, где: 1 - жидкостный контур с теплоносителем; 1.1 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.2 - жидкостные коллекторы панелей, на которых установлены приборы КА; 1.3 - жидкостные тракты радиатора (излучательного); 1.5 - компенсатор объема, содержащий жидкостную полость 1.5.1, заполненную жидким теплоносителем, и газовую полость 1.5.2, заправленную двухфазным рабочим телом; 1.5.3 - сильфон; 1.5.4 - электрообогреватели) до заправки жидким теплоносителем жидкостного контура, например ЛЗ-ТК-2, и до заправки газовой полости компенсатора объема двухфазным рабочим телом, например фреоном 141в, проверки соответствующих величин их суммарных негерметичностей в вакуумной камере с использованием пробного газа (например, гелия) на соответствие требуемым нормам при максимальных рабочих давлениях.Known methods for the manufacture of such liquid circuits are patents RU 2238886 [1] (adopted by the authors for the prototype), RU 4481255 [2], which include (see Fig. 1, where: 1 - a liquid circuit with a coolant; 1.1 - electric pump unit (ENA ); 1.2 - liquid manifolds of panels on which the spacecraft devices are installed; 1.3 - liquid paths of the radiator (radiating); 1.5 - volume compensator containing a liquid cavity 1.5.1 filled with a liquid coolant and a gas cavity 1.5.2 filled with a two-phase working fluid ; 1.5.3 - bellows; 1.5.4 - electric heaters) before refueling liquid coolant, for example, LZ-TK-2, and before filling the gas cavity of the volume compensator with a two-phase working fluid, for example, freon 141b, checking the corresponding values of their total leakages in a vacuum chamber using a test gas (for example, helium) for compliance with the required standards for maximum working pressures.

В настоящее время, например, для КА «Экспресс-АМ5» величины максимальных и минимальных рабочих давлений соответственно следующие: давления в газовой и жидкостной полостях, а также на входе в ЭНА близки друг к другу: ≈ 1,15 кгс/см2 и ≈ 0,5 кгс/см2 (обусловлены величиной поддерживаемого при эксплуатации диапазона изменения температуры фреона 141в в газовой полости от 35°С до 15°С в результате соответствующей работы электрообогревателей), а давления на выходе из ЭНА соответственно больше на величину перепада давлений работающего ЭНА и равны ≈ 2 кгс/см2 и ≈ 1,35 кгс/см2.Currently, for example, for the Express-AM5 spacecraft, the maximum and minimum working pressures are respectively the following: the pressures in the gas and liquid cavities, as well as at the entrance to the ENA, are close to each other: ≈ 1.15 kgf / cm 2 and ≈ 0.5 kgf / cm 2 (due to the value of the range of changes in temperature of Freon 141v in the gas cavity maintained during operation from 35 ° C to 15 ° C as a result of the corresponding operation of electric heaters), and the pressure at the outlet of the ENA is correspondingly greater by the pressure drop of the working ENA and equal ≈ 2 kgf / cm 2 and ≈ 1.35 kgf / cm 2 .

Так как в условиях эксплуатации давления в газовой и жидкостной полостях в текущие моменты времени одинаковы и они герметичны (удовлетворяют требуемым нормам), взаимное проникновение теплоносителя ЛЗ-ТК-2 и рабочего тела фреона 141в в газовую и жидкостную полости пренебрежимо мало и, следовательно, в теплоносителе ЛЗ-ТК-2 в условиях эксплуатации (до 19 лет) не имеется растворенного фреона 141в и по этой причине отсутствует влияние фреона 141в на бескавитационную работу ЭНА.Since under operating conditions the pressures in the gas and liquid cavities at the current time are the same and they are leakproof (satisfy the required standards), the mutual penetration of the heat carrier LZ-TK-2 and the working fluid of freon 141b into the gas and liquid cavities is negligible and, therefore, the coolant LZ-TK-2 under operating conditions (up to 19 years) does not have dissolved freon 141v and for this reason there is no effect of freon 141v on the cavitation-free operation of ENA.

Однако когда СТР мощного КА (см. фиг 2, где: 1 - жидкостный контур; 1.1 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.2 - жидкостные коллекторы панелей, на которых установлены приборы КА; компенсатор объема 1.5, содержащий жидкостную полость 1.5.1, заполненную жидким теплоносителем, и газовую полость 1.5.2, заправленную двухфазным рабочим телом; 1.5.3 - сильфон; 1.5.4 - электрообогреватели; 2 - двухфазный контур; 2.1 - капиллярный насос (контурная тепловая труба); 2.1.1 - полость с парами аммиака (паровая полость); 2.1.2 - полость с жидким теплоносителем ЛЗ-ТК-2 (жидкостная полость); 2.2.3 - капиллярная структура; 2.4 - радиатор (излучательный), в жидкостном тракте которого циркулирует двухфазный аммиак) выполнена на основе технического решения - см. заявку № RU 2007108169 (опубликована Роспатентом 10.09.2008 г.) [3], то без принятия специальных конкретных мер по обеспечению суммарной негерметичности между полостями с аммиаком и ЛЗ-ТК-2 не более определенной величины (которые не затребованы в известных [1], [2], [3]) может привести постепенно сперва к появлению пузырей паров аммиака допустимой концентрации в теплоносителе на входе в ЭНА без нарушения устойчивого режима его работы, а затем - к кавитации в ЭНА и к полному прекращению циркуляции теплоносителя в жидкостном контуре, поскольку, хотя величины суммарной негерметичности в жидкостном контуре с теплоносителем (ЛЗ-ТК-2), в газовой полости компенсатора объема с рабочим телом (двухфазным фреоном 141в) и в двухфазном контуре (ДФК) с аммиаком удовлетворяют соответствующим заданным нормам, т.е. каждый из них герметичен, влияние аммиака на работу ЭНА может быть существенно отрицательным, т.к. при рабочих температурах в капиллярном насосе (около 55°С) рабочее давление паров аммиака (≈ 25 кгс/см2) существенно выше рабочего давления теплоносителя ЛЗ-ТК-2 (≈ 1,25 кгс/см2 в районе капиллярного насоса) и из-за этого возможно проникновение недопустимого количества паров аммиака в жидкостный контур с теплоносителем ЛЗ-ТК-2.However, when the STR of a powerful spacecraft (see FIG. 2, where: 1 - liquid circuit; 1.1 - electric pump unit (ENA); 1.2 - liquid manifolds of panels on which spacecraft devices are installed; volume compensator 1.5, containing a liquid cavity 1.5.1 filled liquid coolant, and a gas cavity 1.5.2 filled with a two-phase working fluid; 1.5.3 - a bellows; 1.5.4 - electric heaters; 2 - a two-phase circuit; 2.1 - a capillary pump (heat-pipe contour); 2.1.1 - a cavity with ammonia vapor (vapor cavity); 2.1.2 - a cavity with a liquid coolant LZ-TK-2 (liquid cavity); 2.2. 3 - capillary structure; 2.4 - radiator (radiating), in the liquid path of which biphasic ammonia circulates) is made on the basis of a technical solution - see application No. RU 2007108169 (published by Rospatent September 10, 2008) [3], without special measures to ensure the total leakage between the cavities with ammonia and LZ-TK-2 of no more than a certain size (which are not required in the known [1], [2], [3]) may gradually lead to the appearance of bubbles of ammonia vapor of acceptable concentration in the coolant at the entrance to ENA without bunks improving the stable mode of its operation, and then to cavitation in the EEA and to complete cessation of the circulation of the coolant in the liquid circuit, since although the total leakage in the liquid circuit with the coolant (LZ-TK-2) is in the gas cavity of the volume compensator with the working fluid (by two-phase freon 141c) and in a two-phase circuit (DFC) with ammonia satisfy the corresponding given norms, i.e. each of them is tight, the effect of ammonia on the operation of the ENA can be significantly negative, because at operating temperatures in the capillary pump (about 55 ° C) the working vapor pressure of ammonia (≈ 25 kgf / cm 2 ) is significantly higher than the working pressure of the heat carrier LZ-TK-2 (≈ 1.25 kgf / cm 2 in the region of the capillary pump) and from -for this, the penetration of an unacceptable amount of ammonia vapor into the liquid circuit with the coolant LZ-TK-2 is possible.

В известных технических решениях [1]-[3] нет требования, как технологически или конструктивно обеспечить проникновение аммиака в жидкостный контур с ЛЗ-ТК-2 в таком количестве, чтобы работоспособность СТР при этом гарантировалась в течение не менее 15,5 лет, т.е. известные технические решения обеспечивают недостаточно высокую надежность работы СТР в течение требуемого срока эксплуатации.In the known technical solutions [1] - [3] there is no requirement how to technologically or constructively ensure the penetration of ammonia into the liquid circuit with LZ-TK-2 in such an amount that the performance of the STR is guaranteed for at least 15.5 years, t .e. well-known technical solutions provide insufficiently high reliability of the STR during the required life.

Целью предлагаемого авторами данного технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.The aim of the proposed technical solutions is to eliminate the above significant drawback.

Поставленная цель достигается тем, что в способе изготовления СТР КА, предусматривающем соответствующие проверки суммарных негерметичностей жидкостного тракта, включающего жидкостный контур с электронасосным агрегатом, жидкостные полости компенсатора объема и капиллярного насоса, перед заправкой его жидким деаэрированным теплоносителем, например ЛЗ-ТК-2, газовой полости компенсатора объема перед заправкой ее двухфазным рабочим телом, например фреоном 141в; двухфазного контура, сообщенного в тепловом отношении с жидкостным контуром с помощью жидкостной и паровой полостей капиллярного насоса, перед заправкой его двухфазным рабочим телом, например аммиаком; в вакуумной камере с использованием пробного газа, например гелия, в процессе изготовления двухфазного контура до его заправки дополнительно контролируют величину суммарной негерметичности между полостями капиллярного насоса, при этом его отвакуумированную жидкостную полость сообщают с течеискателем, а в паровую полость подают пробный газ давлением, равным максимальному давлению насыщенных паров двухфазного рабочего тела в паровой полости в условиях эксплуатации аппарата на орбите, которая должна удовлетворять следующему условию:This goal is achieved by the fact that in the method of manufacturing the STR KA, providing for appropriate checks of the total leakages of the liquid path, including a liquid circuit with an electric pump unit, the liquid cavity of the volume compensator and capillary pump, before filling it with a liquid deaerated coolant, for example LZ-TK-2, gas the cavity of the volume compensator before refueling it with a two-phase working fluid, for example, freon 141b; a two-phase circuit thermally communicated with the liquid circuit by means of the liquid and steam cavities of the capillary pump, before filling it with a two-phase working fluid, for example ammonia; in a vacuum chamber using a test gas, for example helium, in the process of manufacturing a two-phase circuit before filling it, the total leakage between the cavities of the capillary pump is additionally controlled, while its evacuated liquid cavity is communicated with the leak detector, and the test gas is supplied to the vapor cavity with a pressure equal to the maximum the saturated vapor pressure of a two-phase working fluid in the vapor cavity under operating conditions of the apparatus in orbit, which must satisfy the following condition:

Qут.г≤Кам-г⋅mам.доп,Q ut.g ≤K am-g ⋅m am.dop ,

где Qут.г - допустимая суммарная межполостная негерметичность пробного газа между полостями: паровая полость - жидкостная полость капиллярного насоса, Вт;where Q ut.g - permissible total inter-cavity leakage of test gas between the cavities: steam cavity - liquid cavity of the capillary pump, W;

Кам-г - опытный коэффициент пересчета относительно пробного газа допустимых утечек двухфазного рабочего тела двухфазного контура из паровой полости в жидкостную полость капиллярного насоса (mам.доп; кг) в течение всего срока эксплуатации аппарата, Вт/кг;K am-g - the experimental conversion factor relative to the test gas of the permissible leaks of the two-phase working fluid of the two-phase circuit from the vapor cavity into the liquid cavity of the capillary pump (m amdop ; kg) during the entire life of the apparatus, W / kg;

mам.доп=ρам⋅Vж.к.цир⋅υдоп;m am.dop = ρ am ⋅V z.k. cir ⋅υ additional ;

ρам - плотность паров аммиака при минимальной рабочей температуре при испытаниях на герметичность и минимально допустимом, исключающем кавитацию в электронасосном агрегате давлении жидкого теплоносителя на входе в него

Figure 00000001
при отсутствии допустимых пузырей газа согласно опытным данным, кг/м3;ρ am - ammonia vapor density at the minimum operating temperature during leak testing and the minimum allowable, excluding cavitation in the electric pump unit, the pressure of the liquid coolant at the inlet to it
Figure 00000001
in the absence of permissible gas bubbles according to experimental data, kg / m 3 ;

Vж.к.цир - максимальный объем циркулирующего жидкого теплоносителя в жидкостном контуре, м3;V Zh.k. circus - the maximum volume of circulating liquid coolant in the liquid circuit, m 3 ;

υдоп - допустимая доля объема нерастворенных паровых пузырей аммиака в теплоносителе на входе в электронасосный агрегат при минимально допустимом давлении, обеспечивающая устойчивый режим его работы: согласно опытным данным не более 0,02-0,05,υ add - the permissible fraction of the volume of undissolved ammonia vapor bubbles in the coolant at the inlet of the electric pump unit at the minimum allowable pressure, ensuring a stable mode of operation: according to experimental data, not more than 0.02-0.05,

при этом в условиях эксплуатации посредством повышения минимально допустимой рабочей температуры рабочего тела в газовой полости компенсатора объема на входе в электронасосный агрегат обеспечивают повышение минимально допустимого рабочего давления до величины

Figure 00000002
(кгс/см2):under operating conditions, by increasing the minimum permissible working temperature of the working fluid in the gas cavity of the volume compensator at the inlet to the electric pump unit, they increase the minimum permissible working pressure to a value
Figure 00000002
(kgf / cm 2 ):

Figure 00000003
Figure 00000003

где Рпарц.ам - парциальное давление, достаточное для растворения паров рабочего тела до входа в электронасосный агрегат, поступившего из жидкостной полости капиллярного насоса в жидкостный контур в течение срока эксплуатации аппарата на орбите, согласно опытным данным, кгс/см2,where R part.am is the partial pressure sufficient to dissolve the vapor of the working fluid before entering the electric pump unit coming from the liquid cavity of the capillary pump into the liquid circuit during the life of the apparatus in orbit, according to experimental data, kgf / cm 2 ,

что и является, по мнению авторов, существенными признаками предлагаемого авторами технического решения.which is, according to the authors, the essential features of the proposed technical solution by the authors.

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

На фиг. 2 изображена принципиальная схема реализации предлагаемого технического решения.In FIG. 2 shows a schematic diagram of the implementation of the proposed technical solution.

Предлагаемый способ изготовления СТР КА включает в себя нижеуказанные операции, выполняемые в следующей последовательности:The proposed method of manufacturing STR-KA includes the following operations performed in the following sequence:

- в процессе изготовления перед заправками штатными деаэрированными теплоносителями (например, соответственно фреоном 141в, аммиаком, ЛЗ-ТК-2) осуществляют проверки величин суммарной негерметичности методом вакуумирования в вакуумной камере с использованием пробного газа (например, гелия) с контрольной течью согласно ОСТ 92-1527-89 [4]:- during the manufacturing process, before refueling with regular deaerated coolants (for example, freon 141v, ammonia, LZ-TK-2, respectively), the total leakage is checked by vacuum in a vacuum chamber using a test gas (for example, helium) with a control flow according to OST 92- 1527-89 [4]:

- газовой полости компенсатора объема при давлении гелия, равном максимальному рабочему давлению паров фреона 141в (например, 1,15 кгс/см2): при этом измеренное значение суммарной негерметичности должно быть, например, не более 1,333⋅10-7 Вт (после этого заправляют газовую полость требуемым количеством фреона 141в и герметизируют ее);- the gas cavity of the volume compensator at a helium pressure equal to the maximum working vapor pressure of Freon 141v (for example, 1.15 kgf / cm 2 ): while the measured value of the total leakage should be, for example, no more than 1.333 1,310 -7 W (after that fill the gas cavity with the required amount of Freon 141b and seal it);

- двухфазного контура, в котором в условиях эксплуатации циркулирует двухфазное рабочее тело - аммиак, при давлении гелия, равном максимальному давлению насыщенных паров аммиака (например, 25 кгс/см2) в условиях эксплуатации КА на орбите: при этом измеренное значение суммарной негерметичности должно быть, например, не более 1,333⋅10-8 Вт;- a two-phase circuit in which a two-phase working fluid — ammonia — circulates under operating conditions at a helium pressure equal to the maximum pressure of saturated ammonia vapors (for example, 25 kgf / cm 2 ) under operating conditions of the spacecraft in orbit: the measured value of the total leakage should be , for example, not more than 1.333⋅10 -8 W;

- после выполнения предыдущей операции выполняют следующую дополнительную операцию (которую разрешается выполнять на любом этапе изготовления двухфазного контура до его заправки, в том числе на этапе изготовления собственно капиллярного насоса):- after performing the previous operation, the following additional operation is performed (which is allowed to be performed at any stage of manufacturing a two-phase circuit before refueling, including at the stage of manufacturing the actual capillary pump):

дополнительно контролируют величину суммарной негерметичности между полостями капиллярного насоса, при этом его отвакуумированную жидкостную полость сообщают с течеискателем, а в паровую полость подают пробный газ давлением, равным максимальному давлению насыщенных паров двухфазного рабочего тела в паровой полости (например, 25 кгс/см2) в условиях эксплуатации аппарата на орбите, которая должна удовлетворять следующему условию:additionally control the total leakage between the cavities of the capillary pump, while its evacuated liquid cavity is communicated with the leak detector, and a test gas is supplied to the vapor cavity with a pressure equal to the maximum saturated vapor pressure of the two-phase working fluid in the vapor cavity (for example, 25 kgf / cm 2 ) operating conditions of the device in orbit, which must satisfy the following condition:

Qут.г.≤Кам-г⋅mам.доп,Q ut. ≤K am-g ⋅m am.dop ,

где Qут.г. - допустимая суммарная межполостная негерметичность пробного газа между полостями: паровая полость - жидкостная полость капиллярного насоса, например, не более 6,67⋅10-9, Вт;where Q ut. - permissible total inter-cavity leakage of the test gas between the cavities: steam cavity - liquid cavity of the capillary pump, for example, not more than 6.67,610 -9 , W;

Кам-г - опытный коэффициент пересчета относительно пробного газа допустимых утечек двухфазного рабочего тела двухфазного контура из паровой полости в жидкостную полость капиллярного насоса (mам.доп; кг) в течение всего срока эксплуатации аппарата, Вт/кг (для перепада давлений между полостями, равного 25 кгс/см2, согласно опытным данным Кам-г=6,67⋅10-5 Вт/кг);K am-g - the experimental conversion factor relative to the test gas of the allowable leakage of the two-phase working fluid of the two-phase circuit from the vapor cavity into the liquid cavity of the capillary pump (m amdop ; kg) during the entire life of the apparatus, W / kg (for pressure difference between the cavities equal to 25 kgf / cm 2 , according to experimental data K am-g = 6.67⋅10 -5 W / kg);

mам.доп=ρам⋅Vж.к.цир⋅υдоп;m am.dop = ρ am ⋅V z.k. cir ⋅υ additional ;

ρам - плотность паров аммиака при минимальной рабочей температуре, равной минимальной температуре при испытаниях на герметичность (≈ 15°С), и минимально допустимом, исключающем кавитацию в ЭНА давлении жидкого теплоносителя на входе в электронасосный агрегат в течение всего срока эксплуатации КА на орбите (≈ 0,3 кгс/см2 согласно данным эксплуатации КА на орбите в течение более 15,5 лет)

Figure 00000004
при отсутствии допустимых пузырей газа согласно опытным данным, 0,23 кг/м3 (чем меньше минимальное давление на входе в ЭНА, тем меньше давление в жидкостном контуре и, следовательно, тем меньше утечки ЛЗ-ТК-2 на орбите);ρ am - ammonia vapor density at the minimum operating temperature equal to the minimum temperature during leak testing (≈ 15 ° С) and the minimum allowable, excluding cavitation in the ENA of the pressure of the liquid coolant at the inlet to the electric pump unit during the entire spacecraft in orbit ( ≈ 0.3 kgf / cm 2 according to the spacecraft operating in orbit for more than 15.5 years)
Figure 00000004
in the absence of acceptable gas bubbles, according to experimental data, 0.23 kg / m 3 (the lower the minimum pressure at the inlet to the ENA, the lower the pressure in the liquid circuit and, therefore, the less leakage LZ-TK-2 in orbit);

Vж.к.цир - максимальный объем циркулирующего жидкого теплоносителя в жидкостном контуре, м3 (не более 9⋅10-3 м3 согласно статистике);V Zh.k. zir - the maximum volume of circulating liquid coolant in the liquid circuit, m 3 (not more than 9⋅10 -3 m 3 according to statistics);

υдоп≤0,02-0,05 - допустимая, опытно определенная доля объема нерастворенных паровых пузырей аммиака в теплоносителе на входе в квалифицированный ЭНА при минимально допустимом давлении, обеспечивающая устойчивый режим его работы;υ add ≤0,02-0,05 - allowable, experimentally determined fraction of the volume of undissolved ammonia vapor bubbles in the coolant at the entrance to a qualified ENA at the minimum allowable pressure, ensuring a stable mode of operation;

- после вышеуказанного контроля величины суммарных негерметичностей с положительными результатами заправляют жидкостный контур теплоносителем ЛЗ-ТК-2, а ДФК - аммиаком, герметизируют их, осуществляют наземные электрические испытания КА и перед запуском его на орбиту реализуют такое программное обеспечение работы электрообогревателей компенсатора объема, которое реализует повышение минимально допустимой рабочей температуры рабочего тела в газовой полости компенсатора объема на входе в электронасосный агрегат (в нашем случае на ≈ 5°С) и обеспечивает повышение минимально допустимого рабочего давления до величины

Figure 00000005
(кгс/см2), обеспечивающей отсутствие нерастворенных пузырей в теплоносителе жидкостного контура и гарантирующей с высокой надежностью бескавитационную работу ЭНА на орбите рассматриваемого КА:- after the above control, the total leakages with positive results fill the liquid circuit with coolant LZ-TK-2, and the DFC with ammonia, seal them, perform ground electrical tests of the spacecraft, and before launching it into orbit, they implement such software for volume compensator electric heaters that implements increase in the minimum permissible working temperature of the working fluid in the gas cavity of the volume compensator at the inlet to the electric pump unit (in our case, by ≈ 5 ° С ) and provides an increase in the minimum allowable working pressure to a value
Figure 00000005
(kgf / cm 2 ), ensuring the absence of undissolved bubbles in the coolant of the liquid circuit and guaranteeing with high reliability the cavitationless operation of the ENA in the orbit of the spacecraft under consideration:

Figure 00000006
Figure 00000006

где Рпарц.ам=0,135 кгс/см2 - парциальное давление, достаточное для растворения паров рабочего тела до входа в ЭНА, поступающих из жидкостной полости капиллярного насоса в жидкостный контур в течение срока эксплуатации аппарата на орбите согласно опытным данным, кгс/см2.where R part.am = 0.135 kgf / cm 2 - partial pressure sufficient to dissolve the vapor of the working fluid before entering the ENA, coming from the liquid cavity of the capillary pump into the liquid circuit during the life of the apparatus in orbit according to experimental data, kgf / cm 2 .

Следует отметить, что допускается включение в работу вышеуказанного программного обеспечения в течение эксплуатации КА на орбите, если на борту КА по телеметрии периодически контролируется расход теплоносителя, обеспечиваемого ЭНА: как показывает анализ, если расход уменьшится на (1-2)%, то необходимо включить в работу вышеуказанное программное обеспечение, тем самым повысив давление теплоносителя на входе в ЭНА до требуемой величины (например, на 0,135 кгс/см2) по сравнению с исходным давлением.It should be noted that it is possible to include the above software during operation of the spacecraft in orbit, if on board the spacecraft by telemetry the flow rate of the coolant provided by the ENA is periodically monitored: as analysis shows, if the flow rate decreases by (1-2)%, then you must enable the above software was put into operation, thereby increasing the pressure of the coolant at the inlet to the ENA to the desired value (for example, by 0.135 kgf / cm 2 ) compared to the initial pressure.

Таким образом, как следует из вышеизложенного, в результате изготовления СТР вновь разрабатываемого КА согласно предложенному авторами техническому решению гарантированно обеспечивается требуемый стабильный расход теплоносителя в жидкостном контуре СТР в течение длительного (не менее 15,5 лет) требуемого срока эксплуатации КА на орбите, т.е. тем самым обеспечивается повышение надежности работы СТР КА в условиях эксплуатации на орбите, одновременно обеспечив при этом минимально возможные утечки теплоносителя из жидкостного контура.Thus, as follows from the foregoing, as a result of the production of the STR by the newly developed spacecraft in accordance with the technical solution proposed by the authors, the required stable flow rate of the coolant in the liquid structure of the STR is guaranteed for the long (at least 15.5 years) required spacecraft in orbit, t. e. This ensures an increase in the reliability of the STA spacecraft in operating conditions in orbit, while at the same time ensuring the minimum possible leakage of the coolant from the liquid circuit.

Claims (11)

Способ изготовления системы терморегулирования космического аппарата путем проверки суммарных негерметичностей: жидкостного тракта, включающего жидкостный контур с электронасосным агрегатом, жидкостные полости компенсатора объема и капиллярного насоса, перед заправкой его жидким деаэрированным теплоносителем, например ЛЗ-ТК-2; газовой полости компенсатора объема перед заправкой ее двухфазным рабочим телом, например фреоном 141в; двухфазного контура, сообщенного в тепловом отношении с жидкостным контуром с помощью жидкостной и паровой полостей капиллярного насоса, перед заправкой его двухфазным рабочим телом, например аммиаком; в вакуумной камере с использованием пробного газа, например гелия, отличающийся тем, что в процессе изготовления двухфазного контура до его заправки дополнительно контролируют величину суммарной негерметичности между полостями капиллярного насоса, при этом его отвакуумированную жидкостную полость сообщают с течеискателем, а в паровую полость подают пробный газ давлением, равным максимальному давлению насыщенных паров двухфазного рабочего тела в паровой полости в условиях эксплуатации аппарата на орбите, которая должна удовлетворять следующему условию:A method of manufacturing a spacecraft thermal control system by checking the total leakages: a liquid path including a liquid circuit with an electric pump unit, liquid cavities of a volume compensator and a capillary pump, before filling it with a liquid deaerated coolant, for example LZ-TK-2; the gas cavity of the volume compensator before refueling it with a two-phase working fluid, for example, freon 141b; a two-phase circuit thermally communicated with the liquid circuit by means of the liquid and steam cavities of the capillary pump, before filling it with a two-phase working fluid, for example ammonia; in a vacuum chamber using a test gas, for example helium, characterized in that during the manufacturing process of the two-phase circuit, before the filling, the total leakage between the cavities of the capillary pump is additionally controlled, while its evacuated liquid cavity is communicated with a leak detector, and a test gas is supplied into the vapor cavity pressure equal to the maximum saturated vapor pressure of a two-phase working fluid in the vapor cavity under conditions of operation of the apparatus in orbit, which should satisfy l the following condition:
Figure 00000007
,
Figure 00000007
, где
Figure 00000008
- допустимая суммарная межполостная негерметичность пробного газа между полостями: паровая полость - жидкостная полость капиллярного насоса, Вт;Where
Figure 00000008
- permissible total inter-cavity leakage of test gas between the cavities: steam cavity - liquid cavity of the capillary pump, W;
Figure 00000009
- опытный коэффициент пересчета относительно пробного газа допустимых утечек двухфазного рабочего тела двухфазного контура из паровой полости в жидкостную полость капиллярного насоса (
Figure 00000010
; кг) в течение всего срока эксплуатации аппарата, Вт/кг;
Figure 00000009
- the experimental conversion factor relative to the test gas of allowable leaks of a two-phase working fluid of a two-phase circuit from the vapor cavity into the liquid cavity of the capillary pump (
Figure 00000010
; kg) during the entire life of the apparatus, W / kg;
Figure 00000011
;
Figure 00000011
;
Figure 00000012
- плотность паров рабочего тела двухфазного контура при минимальной рабочей температуре, равной минимальной температуре при испытаниях на герметичность, и минимально допустимом, исключающем кавитацию в электронасосном агрегате давлении жидкого теплоносителя на входе в электронасосный агрегат
Figure 00000013
при отсутствии допустимых пузырей газа согласно опытным данным, кг/м3;
Figure 00000012
- vapor density of the working fluid of the two-phase circuit at a minimum operating temperature equal to the minimum temperature during leak testing, and the minimum allowable, excluding cavitation in the electric pump unit, the pressure of the liquid coolant at the inlet to the electric pump unit
Figure 00000013
in the absence of permissible gas bubbles according to experimental data, kg / m 3 ;
Figure 00000014
- максимальный объем циркулирующего жидкого теплоносителя в жидкостном контуре, м3;
Figure 00000014
- the maximum volume of circulating liquid coolant in the liquid circuit, m 3 ;
Figure 00000015
- допустимая доля объема нерастворенных паровых пузырей рабочего тела двухфазного контура в теплоносителе на входе в электронасосный агрегат при минимально допустимом давлении, обеспечивающая устойчивый режим его работы: согласно опытным данным не более 0,02-0,05,
Figure 00000015
- the permissible fraction of the volume of undissolved steam bubbles of the working fluid of the two-phase circuit in the coolant at the inlet of the electric pump unit at the minimum allowable pressure, ensuring a stable mode of operation: according to experimental data, not more than 0.02-0.05, при этом в условиях эксплуатации посредством повышения минимально допустимой рабочей температуры рабочего тела в газовой полости компенсатора объема на входе в электронасосный агрегат обеспечивают повышение минимально допустимого рабочего давления до величины
Figure 00000016
, кгс/см2:under operating conditions, by increasing the minimum permissible working temperature of the working fluid in the gas cavity of the volume compensator at the inlet to the electric pump unit, they increase the minimum permissible working pressure to a value
Figure 00000016
kgf / cm 2 :
Figure 00000017
,
Figure 00000017
, где
Figure 00000018
- парциальное давление, достаточное для растворения паров рабочего тела до входа в электронасосный агрегат, поступившего из жидкостной полости капиллярного насоса в жидкостный контур в течение срока эксплуатации аппарата на орбите, согласно опытным данным, кгс/см2.Where
Figure 00000018
- partial pressure sufficient to dissolve the vapor of the working fluid before entering the electric pump unit coming from the liquid cavity of the capillary pump into the liquid circuit during the life of the apparatus in orbit, according to experimental data, kgf / cm 2 .
RU2015153436A 2015-12-11 2015-12-11 Method of manufacture of space apparatus thermoregulating system RU2633666C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015153436A RU2633666C2 (en) 2015-12-11 2015-12-11 Method of manufacture of space apparatus thermoregulating system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015153436A RU2633666C2 (en) 2015-12-11 2015-12-11 Method of manufacture of space apparatus thermoregulating system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015153436A RU2015153436A (en) 2017-06-16
RU2633666C2 true RU2633666C2 (en) 2017-10-16

Family

ID=59068018

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015153436A RU2633666C2 (en) 2015-12-11 2015-12-11 Method of manufacture of space apparatus thermoregulating system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2633666C2 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2238886C2 (en) * 2002-03-11 2004-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" Method of manufacture of spacecraft
EP2332839A1 (en) * 2008-10-02 2011-06-15 Ibérica Del Espacio, S.A. Spaceship heat module
RU2481255C2 (en) * 2011-08-05 2013-05-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Method of making control over spacecraft thermal control system
RU2494933C1 (en) * 2012-02-06 2013-10-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Spacecraft equipment thermal control system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2238886C2 (en) * 2002-03-11 2004-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" Method of manufacture of spacecraft
EP2332839A1 (en) * 2008-10-02 2011-06-15 Ibérica Del Espacio, S.A. Spaceship heat module
RU2481255C2 (en) * 2011-08-05 2013-05-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Method of making control over spacecraft thermal control system
RU2494933C1 (en) * 2012-02-06 2013-10-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Spacecraft equipment thermal control system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015153436A (en) 2017-06-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105024107B (en) Control system of battery
US10249921B2 (en) Fast thermal dumping for batteries
CN110221640A (en) A kind of controllable temperature pressure control air seal test platform auxiliary system
CN105186026A (en) Biopolar Plate For Fuel Cell Or Electrolysis
Morisaki et al. Initial experiments towards edge plasma control with a closed helical divertor in LHD
CN103557995A (en) Leak detection method of electronic device
RU2633666C2 (en) Method of manufacture of space apparatus thermoregulating system
KR102076016B1 (en) Cryogenic loop heat-pipe that can start-up at room temperature
CN104638314B (en) Phase transformation battery pack vacuum pumping method
US3624759A (en) Closed fluid system pressurization
RU2731136C1 (en) Method for improving operating reliability of a sealed compartment equipment cooling system
RU2447003C1 (en) Spaceship thermal module
RU2711407C1 (en) Method of spacecraft thermal vacuum testing
RU2541612C2 (en) Method of operation of spacecraft thermal control system simulator
Chan Advanced stirling radioisotope generator emergency heat dump test for nuclear safety consideration
RU2569997C2 (en) Spacecraft control compartment
RU2384490C1 (en) Qualification method of hydraulic accumulator of space vehicle thermal control system
RU2346861C2 (en) Spacecraft temperature control system
Bue et al. Gas Trap Plug Design, Function and Performance
RU2541598C2 (en) Method of constructing spacecraft
Golovitskii Coaxial (tubular) glow discharge in electronegative gases
US3576676A (en) Galvanic fuel cell battery and process
RU2648519C2 (en) Method of quality control of thermal regulation system of spacecraft
Anderson et al. The Active CryoCubeSat Project: Testing and Preliminary Results
CN218917132U (en) Deionized ware test bench