RU2690827C1 - Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата - Google Patents
Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2690827C1 RU2690827C1 RU2018119399A RU2018119399A RU2690827C1 RU 2690827 C1 RU2690827 C1 RU 2690827C1 RU 2018119399 A RU2018119399 A RU 2018119399A RU 2018119399 A RU2018119399 A RU 2018119399A RU 2690827 C1 RU2690827 C1 RU 2690827C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- volume compensator
- control system
- spacecraft
- liquid circuit
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 41
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 claims abstract description 7
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 7
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 15
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 4
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 2
- FRCHKSNAZZFGCA-UHFFFAOYSA-N 1,1-dichloro-1-fluoroethane Chemical compound CC(F)(Cl)Cl FRCHKSNAZZFGCA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000009835 boiling Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000001186 cumulative effect Effects 0.000 description 1
- 238000002405 diagnostic procedure Methods 0.000 description 1
- 239000013529 heat transfer fluid Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M3/00—Investigating fluid-tightness of structures
-
- 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)
- Toxicology (AREA)
- Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- Environmental Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Examining Or Testing Airtightness (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к системе терморегулирования космического аппарата. Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата включает периодический контроль работы системы в условиях эксплуатации. Проводятся периодические телеметрические измерения в процессе эксплуатации температуры компенсатора объема и температуры других участков жидкостного контура. При каждом контроле определяют суммарную продолжительность непрерывного повышения температуры компенсатора объема от момента включения в работу электрообогревателя до выключения его в рабочем допустимом диапазоне температур. Сравнивают вышеуказанную суммарную продолжительность с аналогичной продолжительностью, полученной при наземных испытаниях. Судят о герметичности жидкостного контура системы терморегулирования на основании взаимного соответствия их с заданной нормой отличия. Достигается повышение работоспособности космического аппарата. 4 ил.
Description
Изобретение относится к способам контроля работоспособности систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Известна СТР спутника, выполненная на базе патента Российской Федерации (РФ) №2209750 [1]. СТР [1] (см. фиг. 1) включает в себя основной и резервный жидкостные контуры (т.е. сдублированные идентичные контуры), заправленные теплоносителем Л3-ТК-2 (на фиг. 1 второй жидкостный контур условно не показан). Циркуляцию теплоносителя в жидкостном контуре 1 (каждом) осуществляет электронасосный агрегат 1.1 (ЭНА). Для обеспечения бескавитационной работы ЭНА 1.1 (для поддержания необходимого давления на входе в ЭНА) жидкостный тракт на его входе соединен с заправленной необходимым запасом теплоносителя жидкостной полостью 1.4.1 компенсатора объема 1.4. Его герметичная газовая полость 1.4.2 разъединена от жидкостной полости сильфоном 1.4.3, заправлена двухфазным рабочем телом - фреоном 141 в, который обеспечивает, например, в результате периодической работы электрообогревателя 1.4.4, установленного на корпусе компенсатора объема 1.4 (покрытого теплоизоляцией 1.5), давление теплоносителя от 0,65 до 0,95 кгс/см2 (в результате нагрева компенсатора объема 1.4 от 20 до 30°С: при температуре 20°С включается в работу электрообогреватель 1.4.4, а при 30°С - выключается. Затем происходит, из-за утечек тепла через теплоизоляцию 1.5, охлаждение компенсатора объема 1.4 (до 20°С) и снова при температуре 20°С включается электрообогреватель 1.4.4 до достижения 30°С и так далее процесс продолжается). Таким образом, ЭНА 1.1 функционирует нормально, т.е. СТР работоспособна, если обеспечивается требуемое рабочее давление на его входе, а это возможно, если жидкостный контур 1 герметичен и сильфон 1.4.3 компенсатора объема 1.4 не растянулся полностью. Силь-фон может растянуться полностью только в случае негерметичности жидкостного контура: в этом случае запас теплоносителя в жидкостной полости 1.4.1 израсходуется - сильфон 1.4.3 садится на упор (см. фиг. 2) и изменения температуры и давления в газовой полости 1.4.2 в связи с работой электрообогревателя 1.4.4 не сказывается на давлении в жидкостной полости 1.4.1 и, следовательно, на входе в ЭНА 1.1 давление уменьшается до давления кипения теплоносителя и начинается кавитация ЭНА 1.1 (отказ СТР) и нарушается тепловой режим КА.
Таким образом, в процессе эксплуатации КА на орбите важно предсказать работоспособность СТР по параметру «Жидкостный контур герметичен» для данного промежутка времени контроля с целью своевременного переключения на резервный жидкостный контур СТР.
В известной СТР [1] с целью, например, экономии массы, предусмотрены только телеметрические датчики температуры, а датчики давления теплоносителя в жидкостных контурах на входе в ЭНА и датчики положения сильфона компенсатора объема не предусмотрены и не представляется возможным предсказать герметичность жидкостного контура. Следовательно, имея температурную информацию только по датчикам температуры, необходимо диагностировать работоспособность СТР по параметру «Жидкостный контур герметичен».
Таким образом, существенным недостатком способа диагностики работоспособности известной СТР [1] по параметру «Жидкостный контур герметичен» является отсутствие достоверного контроля герметичности жидкостного контура 1 по данным периодических телеметрических измерений температуры различных его участков 1.6-1.10, в том числе температуры 1.6 компенсатора объема 1.4.
Целью изобретения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.
Поставленная цель достигается тем, что в способе диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата в условиях эксплуатации, содержащей жидкостный контур, включающий компенсатор объема с установленным на его корпусе электрообогревателем, имеющий газовую полость, заправленную двухфазным рабочим телом, и разделенную от нее сильфоном жидкостную полость, заправленную жидким теплоносителем с запасом для компенсации возможных утечек его из контура, включающий периодический контроль работы системы - периодические телеметрические измерения в процессе эксплуатации температуры компенсатора объема и температуры других участков жидкостного контура, причем при каждом контроле определяют суммарную продолжительность непрерывного повышения температуры компенсатора объема от момента включения в работу электрообогревателя до выключения его в рабочем допустимом диапазоне температур, например, от 20 до 30°С, затем сравнивают вышеуказанную суммарную продолжительность с аналогичной продолжительностью, полученной при наземных испытаниях, и судят о герметичности жидкостного контура системы терморегулирования на основании взаимного соответствия их с заданной нормой отличия, что и является, по мнению авторов, существенным отличительными признаками представленного авторами технического решения.
В результате анализа проведенного авторами известной патентной и научно-технической литературы предложенное сочетание существенных признаков заявляемого технического решения в известных источниках не обнаружено и, следовательно, известные технические решения не проявляют тех же свойств, что в заявленном способе диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата.
На фиг. 1-4 приведены принципиальные схемы реализации предложенного авторами технического решения.
На фиг. 1 приведена принципиальная схема СТР КА, работоспособность которой определяют, используя предложенный способ диагностики, где поз. 1 - жидкостный контур, заправленный жидким теплоносителем; 1.1 - электронасосный агрегат; 1.2, 1.3 - сотовые панели с встроенными жидкостными коллекторами; 1.4 - компенсатор объема (установлен внутри приборного отсека, поверхности которого при одинаковом режиме работы полезной нагрузки КА имеют относительно стабильную среднюю температуру, например, из диапазона (10-15)°С, и утечки тепла (1-2 Вт) от компенсатора объема, покрытого теплоизоляцией, относительно небольшие и практически постоянные; 1.4.1 - жидкостная полость; 1.4.2 - газовая полость; 1.4.3 - сильфон (положение сильфона соответствует режиму работы СТР, когда ее жидкостный контур герметичен); 1.4.4 - электрообогреватель (с постоянной мощностью, например, 7 Вт); 1.5 - теплоизоляция; 1.6 - 1.10 - датчики температуры.
На фиг. 2 изображена принципиальная схема СТР для режима работы СТР, когда сильфон 1.4.3 компенсатора объема 1.4 из-за недопустимых утечек теплоносителя растянулся полностью.
На фиг. 3 изображена диаграмма повышения температуры компенсатора объема 1.4 (t1.4,°С) по показаниям датчика температуры 1.6 для режима работы согласно фиг. 1 (жидкостный контур 1 СТР герметичен): при температуре компенсатора объема t1.4=20°С электрообогреватель 1.4.4 включен в работу, а при t1.4=30°С - выключен при соответствующих моментах времени τвкл. 1.4.4 и τвыкл. 1.4.4. При этом для данного режима работы СТР (жидкостный контур 1 СТР герметичен) суммарная продолжительность повышения температуры компенсатора объема, при наземных испытаниях и в начале эксплуатации КА на орбите для некоторых типов космических аппаратов равна Δτ1.4.4 = (270±5) минут.
На фиг. 4 изображена диаграмма повышения температуры компенсатора объема 1.4 (t1.4,°С) по показаниям датчика температуры 1.6 для режима работы согласно фиг. 2 (жидкостный контур 1 СТР негерметичен): при температуре компенсатора объема t1.4 = 20°С электрообогреватель 1.4.4 включен в работу, а при t1.4 = 30°С - выключен при соответствующих моментах времени τвкл. 1.4.4 и τвыкл. 1.4.4. При этом для данного режима работы СТР (жидкостный контур 1 СТР негерметичен) суммарная продолжительность повышения температуры компенсатора объема равна Δτ1.4.4 = (235±5) минут.
Предложенный способ диагностики работоспособности СТР КА включает в себя нижеуказанные операции, выполняемые в следующей последовательности:
1 При наземных испытаниях (например, при испытаниях КА в термобарокамере - имитируются условия орбитального функционирования) и в условиях орбитального функционирования при стабилизированном режиме работы приборов КА периодически, например, один раз в ≈30 дней, осуществляют контроль работы СТР, используя данные телеметрических измерений температуры компенсатора объема и температуры других участков жидкостного контура, для чего, например, в течение суток с частотой опроса, например, один час, фиксируют телеметрические данные по вышеуказанным температурам.
2 Строят диаграмму (см. фиг. 3 и фиг. 4) изменения непрерывного повышения температуры компенсатора объема 1.4 по данным телеметрических измерений датчика температуры 1.6 в допустимом диапазоне непрерывной работы электрообогревателя, например, от 20 до 30°С: при температуре компенсатора объема 20°С электрообогреватель включается в работу и выключается электрообогреватель при температуре компенсатора объема 30°С.
3 Определяют суммарную продолжительность непрерывного повышения температуры компенсатора объема от момента включения в работу электрообогревателя до выключения его в рабочем допустимом диапазоне температур, например, от 20 до 30°С.
4 Проведенный анализ работы компенсатора объема, примененного, например, в КА тяжелого класса, показал, что теплоемкость компенсатора объема при температуре 25°С составляет 7670 Дж/К, в том числе теплоемкость теплоносителя Л3-ТК-2 (2,55 кг), имеющегося в жидкостной полости компенсатора объема, равна 4770 Дж/К. При эксплуатации допустимы утечки теплоносителя не более 0,55 кг - это означает, что теплоемкость теплоносителя, имеющегося в жидкостной полости, может уменьшиться с 4770 Дж/кг до 3740 Дж/кг, т.е. теплоемкость компенсатора объема уменьшится с 7670 Дж/кг до 6640 Дж/кг. Следовательно, согласно законам физики в случае вышеуказанных утечек теплоносителя суммарная продолжительность изменения температуры компенсатора объема с течением времени постепенно уменьшится на 
.
5 Сравнивают определенную в п. 3 суммарную продолжительность повышения температуры компенсатора объема с аналогичной продолжительностью по данным наземных испытаний - как показывает анализ опытных данных, (см. п. 4), разница (уменьшения продолжительности) должна быть не более 13% - в этом случае можно утверждать, что жидкостный контур СТР герметичен - утечки теплоносителя не превышают заданных технологических норм при изготовлении, и СТР работоспособна (в случае недопустимых утечек теплоемкость компенсатора уменьшилась бы в результате уменьшения объема теплоносителя в его жидкостной полости более допустимого и вышеуказанная суммарная продолжительность уменьшалась бы, например, более, чем в 1,15 раза). Сравнивают также определенные по п. 3 суммарные продолжительности с данными предыдущих контролей и по темпу уменьшения продолжительностей предсказывают, когда будет неработоспособна СТР.
6 В случае, если вышеуказанная разница более 13%, то контроль работы СТР осуществляют ежесуточно: и если ЭНА начинает работать с неустойчивым расходом теплоносителя, то переходят на работу вторым (резервным) жидкостным контуром, исключив тем самым недопустимое изменение температур теплоносителя участков жидкостного контура под приборами КА.
Таким образом, предложенное авторами изобретение обеспечивает при эксплуатации достоверную диагностику работоспособности СТР КА для данного промежутка времени телеметрического контроля по параметру «Жидкостный контур герметичен», тем самым достигается цель изобретения.
Claims (1)
- Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата, содержащей жидкостный контур, включающий компенсатор объема с установленным на его корпусе электрообогревателем, имеющий газовую полость, заправленную двухфазным рабочим телом, и разделенную от нее сильфоном жидкостную полость, заправленную жидким теплоносителем с запасом для компенсации возможных утечек его из контура, включающий периодический контроль работы системы в условиях эксплуатации - периодические телеметрические измерения в процессе эксплуатации температуры компенсатора объема и температуры других участков жидкостного контура, отличающийся тем, что при каждом контроле определяют суммарную продолжительность непрерывного повышения температуры компенсатора объема от момента включения в работу электрообогревателя до выключения его в рабочем допустимом диапазоне температур, например, от 20 до 30°С, затем сравнивают вышеуказанную суммарную продолжительность с аналогичной продолжительностью, полученной при наземных испытаниях, и судят о герметичности жидкостного контура системы терморегулирования на основании взаимного соответствия их с заданной нормой отличия.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018119399A RU2690827C1 (ru) | 2018-05-25 | 2018-05-25 | Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018119399A RU2690827C1 (ru) | 2018-05-25 | 2018-05-25 | Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2690827C1 true RU2690827C1 (ru) | 2019-06-05 |
Family
ID=67037833
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018119399A RU2690827C1 (ru) | 2018-05-25 | 2018-05-25 | Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2690827C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113836716A (zh) * | 2021-09-23 | 2021-12-24 | 北京空间飞行器总体设计部 | 复杂航天器热控系统健康参数分级融合诊断方法及系统 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2082227C1 (ru) * | 1992-06-30 | 1997-06-20 | Центральное конструкторское бюро машиностроения | Способ контроля качества космической ядерной энергетической установки (яэу) |
| CN101508349A (zh) * | 2009-03-17 | 2009-08-19 | 北京航空航天大学 | 一种适用于纳卫星热控系统的流体回路控制装置 |
| RU2384490C1 (ru) * | 2008-06-23 | 2010-03-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ квалификации гидроаккумулятора системы терморегулирования космического аппарата |
| RU2402002C1 (ru) * | 2009-04-06 | 2010-10-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ контроля герметичности заправленной рабочим телом гидравлической системы терморегулирования пилотируемого космического объекта, снабженной гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела |
-
2018
- 2018-05-25 RU RU2018119399A patent/RU2690827C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2082227C1 (ru) * | 1992-06-30 | 1997-06-20 | Центральное конструкторское бюро машиностроения | Способ контроля качества космической ядерной энергетической установки (яэу) |
| RU2384490C1 (ru) * | 2008-06-23 | 2010-03-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ квалификации гидроаккумулятора системы терморегулирования космического аппарата |
| CN101508349A (zh) * | 2009-03-17 | 2009-08-19 | 北京航空航天大学 | 一种适用于纳卫星热控系统的流体回路控制装置 |
| RU2402002C1 (ru) * | 2009-04-06 | 2010-10-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ контроля герметичности заправленной рабочим телом гидравлической системы терморегулирования пилотируемого космического объекта, снабженной гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113836716A (zh) * | 2021-09-23 | 2021-12-24 | 北京空间飞行器总体设计部 | 复杂航天器热控系统健康参数分级融合诊断方法及系统 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103094640B (zh) | 电池组热管理装置 | |
| CN108490775B (zh) | 航天器用温度稳定度控制装置及控制方法 | |
| RU2690827C1 (ru) | Способ диагностики работоспособности системы терморегулирования космического аппарата | |
| JP2010515001A (ja) | 蒸気トラップ監視装置 | |
| EP2092254A2 (en) | Modular ice storage for uninterruptible chilled water | |
| CN204374320U (zh) | 一种电饭锅能效自动测试装置 | |
| CN105675381A (zh) | 极低振动氦气蓄冷系统及其控制方法 | |
| KR102076016B1 (ko) | 상온에서 시동 가능한 극저온 루프 히트파이프 | |
| RU2304071C2 (ru) | Способ терморегулирования бортовой аппаратуры космического аппарата | |
| CN111752315A (zh) | 一种航天器的真空热试验的温控方法、温控仪和温控系统 | |
| CN205826574U (zh) | 一种环路热管毛细芯传热效率测试装置 | |
| CN104483993A (zh) | 空间环境下交变热负荷试件的温度自动控制系统与控制方法 | |
| EP3441709B1 (en) | Temperature calibration system with a closed fluidic system | |
| CN107171597B (zh) | 一种热电压电装置控制系统 | |
| RU2441818C1 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата | |
| CN108415483A (zh) | 摄影测量装置 | |
| CN108839952A (zh) | 一种双向温控保温箱 | |
| RU2648519C2 (ru) | Способ контроля качества системы терморегулирования космического аппарата | |
| RU2384490C1 (ru) | Способ квалификации гидроаккумулятора системы терморегулирования космического аппарата | |
| RU2151721C1 (ru) | Способ контроля работы газожидкостной системы терморегулирования | |
| CN109149017B (zh) | 电池热管理测试系统及方法 | |
| Choi | Swift BAT Loop Heat Pipe Thermal System Characteristics and Ground/Flight Operation Procedure | |
| RU2148540C1 (ru) | Система терморегулирования космического аппарата и орбитальной станции | |
| CN107764428B (zh) | 一种定压温度测量基准装置 | |
| CN210534544U (zh) | 一种超低功耗守时模块 |