RU2698573C1 - Test method of spacecraft temperature control system - Google Patents

Test method of spacecraft temperature control system Download PDF

Info

Publication number
RU2698573C1
RU2698573C1 RU2018119398A RU2018119398A RU2698573C1 RU 2698573 C1 RU2698573 C1 RU 2698573C1 RU 2018119398 A RU2018119398 A RU 2018119398A RU 2018119398 A RU2018119398 A RU 2018119398A RU 2698573 C1 RU2698573 C1 RU 2698573C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
liquid
coolant
cavity
compensation device
volume
Prior art date
Application number
RU2018119398A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Петрович Колесников
Игорь Васильевич Легостай
Олег Валентинович Шилкин
Владимир Петрович Акчурин
Геннадий Валерьевич Дмитриев
Игорь Анатольевич Марченко
Тимофей Петрович Свинин
Константин Васильевич Овчинников
Евгений Юрьевич Бакуров
Сергей Николаевич Соколов
Original Assignee
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 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" filed Critical Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority to RU2018119398A priority Critical patent/RU2698573C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2698573C1 publication Critical patent/RU2698573C1/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)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to space engineering, particularly, to ground-based testing of space systems. Test method of spacecraft temperature control system includes the following actions. Filling of system paths with liquid heat carrier. Undocking of compensation device. Connection of fluid circuit with fluid circuit of service systems module with standard volume compensator. Heat carrier dose is drained from the volume compensator fluid cavity. At that, from the liquid cavity of the compensating device during draining, the heat carrier dose is measured, which is determined as per the specified ratio taking into account the volume of the compensation device and the maximum volume expansion of the heat carrier in the fluid circuits.EFFECT: enabling higher reliability.1 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам наземных испытаний систем терморегулирования (СТР) телекоммуникационных спутников.The invention relates to space technology, in particular to methods for ground-based testing of thermal control systems (CTP) of telecommunication satellites.

В настоящее время телекоммуникационные спутники изготавливают состоящими из двух модулей: модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС), которые после предварительных автономных наземных испытаний их, в том числе их жидкостных контуров СТР, заправленных жидким теплоносителем, например, ЛЗ-ТК-2, объединяют в одно целое и проходят дальнейшие испытания при полностью собранном КА.At present, telecommunication satellites are made up of two modules: the payload module (MPN) and the service system module (MSS), which, after preliminary autonomous ground tests of them, including their liquid circuits STR, charged with a liquid coolant, for example, LZ-TK -2, combine into one and pass further tests with a fully assembled spacecraft.

Известен способ испытаний СТР таких КА, например, согласно патенту Российской Федерации (РФ) №2132806 [1], по которому (см. фиг. 1-5, где 1 - СТР КА; 2 - жидкостный контур МПН; 3 - жидкостный контур МСС; 4, 5, 6, 8, 9 - гидравлические разъемы; 7 - компенсационное устройство; 10 - компенсатор объема) в процессе стыковки модулей КА (жидкостные контуры которых заправлены жидким теплоносителем) осуществляют отстыковку компенсационного устройства 7 (содержит жидкостную полость и газовую полость, заправленную сжатым газом допустимого давления, например, 1,4-1,5 кгс/см2) от жидкостного контура МПН 2 и в течение промежуточного времени, например, не более 10 минут, соединяют его по гидравлическим разъемам 4, 5, 8, 9 с жидкостным контуром МСС 3, имеющим в своем составе штатный компенсатор объема 10 (из жидкостной полости которого слита требуемая доза теплоносителя, а газовая полость заправлена двухфазным рабочем телом, например, фреоном 141 в, и давление в ней ниже атмосферного).There is a known method for testing the STR of such spacecraft, for example, according to the patent of the Russian Federation (RF) No. 2132806 [1], according to which (see Fig. 1-5, where 1 is the STR of the spacecraft; 2 is the MPN liquid circuit; 3 is the MCC liquid circuit ; 4, 5, 6, 8, 9 - hydraulic connectors; 7 - compensation device; 10 - volume compensator) during the docking of spacecraft modules (the liquid circuits of which are filled with liquid coolant), the compensation device 7 is undocked (contains a liquid cavity and a gas cavity, allowable pressure refilled with compressed gas, for example, 1.4-1.5 kgf / cm 2) t of the liquid circuit MPN 2 and for an intermediate time, for example, not more than 10 minutes, connect it via hydraulic connectors 4, 5, 8, 9 to the liquid circuit MCC 3, which includes a standard volume compensator 10 (from the liquid cavity of which is drained the required dose of the coolant, and the gas cavity is filled with a two-phase working fluid, for example, 141 V freon, and the pressure in it is lower than atmospheric).

На фиг. 1 приведено состояние МПН и МСС до стыковки их гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9: из жидкостной полости компенсатора объема 10 слита доза теплоносителя исходя, что максимальная средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре СТР (МПН+МСС) в условиях эксплуатации не превышает 55°С, а из жидкостной полости компенсационного устройства 7, присоединенного к жидкостному контуру МПН, при его автономной заправке слита доза теплоносителя исходя, что максимальная средняя температура теплоносителя в МПН до стыковки с МСС не превышает 35°С.In FIG. Figure 1 shows the state of the MPN and MSS before the hydraulic connectors 4 and 8, 5 and 9 are docked: the dose of the heat carrier is drained from the liquid cavity of the volume compensator 10 based on the fact that the maximum average temperature of the coolant in the STP liquid circuit (MPN + MSS) does not exceed 55 ° C, and from the liquid cavity of the compensation device 7 connected to the liquid circuit of the MPN, when it is autonomously charged, the dose of the coolant is drained on the basis that the maximum average temperature of the coolant in the MPN before docking with the MSS does not exceed 35 ° C.

На фиг. 2 изображены жидкостные контуры 2 и 3 МПН и МСС после штатной отстыковки гидравлических разъемов 5 и 6 (перед стыковкой гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9).In FIG. 2 shows the liquid circuits 2 and 3 of the MPN and MSS after the standard undocking of the hydraulic connectors 5 and 6 (before the docking of the hydraulic connectors 4 and 8, 5 and 9).

На фиг. 3 приведено состояние компенсационного устройства 7, МПН и МСС после штатной (без ошибки оператора) стыковки гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9.In FIG. Figure 3 shows the state of the compensation device 7, MPN and MSS after the standard (without operator error) docking of the hydraulic connectors 4 and 8, 5 and 9.

На фиг. 4 изображена схема стыковке МПН и МСС по разъемам гидравлическим 4 и 8 до отстыковки компенсационного устройства 7 от жидкостного контура 2 МПН (ошибка оператора: часть теплоносителя из него перетекла в жидкостную полость компенсатора объема 10 и его сильфон сжался до упора).In FIG. Figure 4 shows a diagram of the coupling of MPN and MSS via hydraulic connectors 4 and 8 until the compensation device 7 is undocked from the liquid circuit 2 of the MPN (operator error: part of the coolant flowed from it into the liquid cavity of the volume compensator 10 and its bellows was compressed to the stop).

На фиг. 5 приведено состояние МПН и МСС после стыковки гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9 - в этом состоянии отсутствует возможность компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостных контурах МПН+МСС.In FIG. Figure 5 shows the state of MPN and MSS after docking hydraulic connectors 4 and 8, 5 and 9 - in this state there is no possibility of compensating for temperature changes in the volume of coolant in the liquid circuits of MPN + MSS.

После этого проводят испытания собранного КА, в том числе собранную СТР.After that, tests of the assembled spacecraft are carried out, including the assembled STR.

Анализ, проведенный авторами данных испытаний СТР КА, показал, что известный способ обладает существенными недостатками, а именно: в процессе испытаний обеспечивается недостаточно высокая надежность работоспособности жидкостного контура СТР, обусловленная следующими причинами.The analysis carried out by the authors of the test results for the STR of the spacecraft, showed that the known method has significant drawbacks, namely: in the process of testing is not sufficiently high reliability of the liquid circuit of the STR, due to the following reasons.

В случае, если оператор допустит ошибку (см. фиг. 4 и 5): соединит гидравлические разъемы 4 и 8, затем от разъема гидравлического 5 отстыкует гидравлический разъем 6, и после этого состыкует гидравлические разъемы 5 и 9. В этом случае после стыковки гидравлических разъемов 4 и 8 имеющийся запас теплоносителя из жидкостной полости компенсационного устройства 7 потечет в жидкостный тракт СТР и сильфон компенсатора объема сожмется до упора, т.к. давление в газовой полости бортового компенсатора объема 10 ниже атмосферного (0,65-0,85 кгс/см2) при температуре в цехе (24±3)°С), а в газовой полости компенсационного устройства 7, пристыкованного к модулю полезной нагрузки, давление выше атмосферного: 1,05-1,1 кгс/см2 (начальное абсолютное давление 1,4-1,5 кгс/см2 по технологии изготовления для обеспечения полноты заполнения жидкостного контура МПН).If the operator makes a mistake (see Figs. 4 and 5): connect the hydraulic connectors 4 and 8, then disconnect the hydraulic connector 6 from the hydraulic connector 5, and then connect the hydraulic connectors 5 and 9. In this case, after connecting the hydraulic of sockets 4 and 8, the available coolant supply from the fluid cavity of the compensation device 7 will flow into the CTP fluid path and the bellows of the volume compensator will be compressed all the way, because the pressure in the gas cavity of the onboard expansion joint of volume 10 is lower than atmospheric (0.65-0.85 kgf / cm 2 ) at the workshop temperature (24 ± 3) ° C), and in the gas cavity of the compensation device 7, docked to the payload module, pressure above atmospheric: 1.05-1.1 kgf / cm 2 (initial absolute pressure 1.4-1.5 kgf / cm 2 according to manufacturing technology to ensure completeness of filling the liquid circuit of the MPN).

После того, как будут состыкованы гидравлические разъемы 5 и 9, в жидкостном тракте в случае повышения температуры окружающего воздуха установится повышенное (недопустимое) давление теплоносителя и жидкостный тракт СТР может разгерметизироваться.After the hydraulic connectors 5 and 9 are docked, in the case of an increase in the ambient temperature in the liquid path, an increased (unacceptable) pressure of the coolant will be established and the liquid path of the STR will be depressurized.

Таким образом, известный способ [1] обеспечивает недостаточно высокую надежность работоспособности жидкостного тракта СТР в процессе наземных испытаний КА.Thus, the known method [1] provides insufficiently high reliability of the liquid path STR in the process of ground tests of the spacecraft.

Целью предлагаемого технического решения является устранение вышеуказанного существенного недостатка.The purpose of the proposed technical solution is to eliminate the above significant drawback.

Поставленная задача достигается тем, что в способе испытаний системы терморегулирования космического аппарата, жидкостные тракты которой заправлены жидким теплоносителем, включающем отстыковку компенсационного устройства, содержащего заправленную теплоносителем жидкостную полость и газовую полость, заправленную сжатым газом допустимого давления, от жидкостного контура модуля полезной нагрузки и в течение расчетного промежутка времени, например, не более 10 минут, соединение его по гидравлическим разъемам с жидкостным контуром модуля служебных систем, имеющем в своем составе штатный компенсатор объема, из жидкостной полости которого слита требуемая доза теплоносителя, исходя из максимально возможной средней температуры теплоносителя в жидкостных трактах, а газовая полость заправлена двухфазным рабочим телом, например, фреоном 141в, и проведение испытаний, причем предварительно при автономной заправке жидким теплоносителем компенсационного устройства, подключаемого к заполненному теплоносителем жидкостному контуру полезной нагрузки, из жидкостной полости его сливают дозу теплоносителя, удовлетворяющую следующему условию:This object is achieved by the fact that in the method of testing the temperature control system of a spacecraft, the liquid paths of which are charged with a liquid coolant, including the undocking of a compensation device containing a liquid cavity filled with a coolant and a gas cavity filled with compressed gas of permissible pressure, from the liquid circuit of the payload module and during the estimated time period, for example, no more than 10 minutes, connecting it via hydraulic connectors to the liquid circuit of the mod For service systems, which includes a standard volume compensator, from the liquid cavity of which the required dose of the coolant is drained, based on the maximum possible average temperature of the coolant in the liquid paths, and the gas cavity is filled with a two-phase working fluid, for example, Freon 141b, and testing is carried out, and preliminarily, during autonomous refueling with a liquid coolant, a compensation device connected to the liquid payload circuit filled with the coolant from its liquid cavity the dose of the coolant satisfying the following condition is drained:

Figure 00000001
Figure 00000001

где ΔVсл.д. КУ МПН - требуемая доза теплоносителя, сливаемая из жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту полезной нагрузки, при автономной заправке его перед использованием, л;where ΔV sl.d. KU MPN - the required dose of coolant, drained from the liquid cavity of the compensation device, connected to the liquid path of the payload, when it is refueling autonomously before use, l;

Vкомпенсир. КУ МПН - максимально возможное изменение объема жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту модуля полезной нагрузки, при изменении хода сильфона его от положения «Сильфон сжат полностью» до положения «Сильфон растянут полностью», л (например, 4,0 л);V compensated . KU MPN - the maximum possible change in the volume of the liquid cavity of the compensation device connected to the liquid path of the payload module when the bellows move from the position “The bellows is fully compressed” to the position “The bellows is fully extended”, l (for example, 4.0 l);

Vмакс. СТР - максимально возможный объем теплоносителя в жидкостных трактах СТР КА в условиях эксплуатации, например, 30 л (модули полезной нагрузки и служебных систем состыкованы между собой), л;V max . STR - the maximum possible volume of coolant in the liquid paths of STR KA in operating conditions, for example, 30 l (the payload modules and service systems are interconnected), l;

β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/°С (например, 0,00123 1/°С);β is the coefficient of temperature change in the volume of coolant, 1 / ° C (for example, 0.00123 1 / ° C);

t макс. экс. КА, tмакс.наз. исп. - максимально возможные средние температуры теплоносителя в жидкостных трактах СТР в условиях эксплуатации КА и при наземных испытаниях после стыковки модуля полезной нагрузки с модулем служебных систем, °С (например, t макс. экс. КА = 55°С; tмакс.наз. исп. = 35°С);t max the ex. KA, t max. Spanish - maximum possible average coolant temperature in the liquid paths PAGE under operating conditions spacecraft and ground tests after docking module with payload unit overhead systems, ° C (e.g., t max ex KA = 55 ° C; t maks.naz App... . = 35 ° C);

|δV| - погрешность слива дозы теплоносителя из компенсатора объема, л (например, +0,2 л), что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами изобретения.| δV | - the error of draining the dose of coolant from the volume compensator, l (for example, +0.2 l), which is, according to the authors, the essential distinguishing features of the inventors.

В результате проведенного авторами анализа 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 испытаний СТР КА.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 sources and, therefore, the known technical solutions do not exhibit the same properties as in the claimed test method of the STR KA.

На фиг. 6-8 изображены принципиальные схемы реализации предлагаемого технического решения.In FIG. 6-8 are schematic diagrams of the implementation of the proposed technical solution.

На фиг. 6 приведено состояние МПН и МСС до стыковки их гидравлических разъемов 4 и 8, 5 и 9: из жидкостной полости компенсатора объема 10 слита доза теплоносителя исходя, что максимальная средняя температура теплоносителя в жидкостном контуре СТР (МПН+МСС) в условиях эксплуатации не превышает 55°С, а из жидкостной полости компенсационного устройства 7, присоединенного к жидкостному контуру МПН, при его автономной заправке слита доза теплоносителя, удовлетворяющая установленному авторами условию (1) (см. лист 4).In FIG. Figure 6 shows the state of the MPN and MSS before the hydraulic connectors 4 and 8, 5 and 9 are docked: the dose of the heat carrier is drained from the liquid cavity of the volume compensator 10 based on the fact that the maximum average temperature of the coolant in the STP liquid circuit (MPN + MSS) does not exceed 55 ° C, and from the liquid cavity of the compensation device 7 connected to the liquid circuit of the MPN, when it is autonomously charged, the dose of the coolant is satisfied, satisfying the condition (1) established by the authors (see sheet 4).

На фиг. 7 изображены жидкостные контуры 2 и 3 МПН и МСС, когда присоединили гидравлические разъемы 4 и 8, в то время как гидравлические разъемы 5 и 6 не расстыкованы: из-за этого имеющийся запас теплоносителя из жидкостной полости компенсационного устройства 7 перетек в жидкостную полость компенсатора объема 10 - при этом сильфон компенсационного устройства полностью растянулся (сел на упор), а сильфон компенсатора 10 сжался, но до полного сжатия сильфона в компенсаторе объема 10 остался объем теплоносителя, достаточный для компенсации температурного изменения объема теплоносителя в жидкостных контурах 2 и 3 (МПН+МСС) при наземных испытаниях.In FIG. 7 shows the liquid circuits 2 and 3 of the MPN and MSS when the hydraulic connectors 4 and 8 were connected, while the hydraulic connectors 5 and 6 are not disconnected: because of this, the available coolant supply from the liquid cavity of the compensation device 7 flows into the liquid cavity of the volume compensator 10 - at the same time, the bellows of the compensation device is completely stretched (fully seated), and the bellows of the compensator 10 is compressed, but until the bellows is completely compressed, the volume compensator 10 has enough coolant to compensate for the temperature changes in the coolant volume in the liquid circuits 2 and 3 (MPN + MSS) during ground tests.

На фиг. 8 представлено состояние компенсационного устройства 7, жидкостных контуров 2 и 3 (МПН+МСС) в процессе наземных испытаний СТР и КА. Из фиг. 6-8 видно, что, в случае ошибки оператора, в результате того, что, из жидкостной полости компенсационного устройства 7, подключенного к модулю полезной нагрузки, при автономной его заправке слита доза теплоносителя, удовлетворяющая установленному авторами следующему условию:In FIG. 8 shows the state of the compensation device 7, liquid circuits 2 and 3 (MPN + MSS) during ground tests of the STR and SC. From FIG. 6-8 it is seen that, in the case of an operator’s error, as a result of the fact that, from the liquid cavity of the compensation device 7, connected to the payload module, when the battery is autonomously charged, the coolant dose is drained, satisfying the following condition established by the authors:

Figure 00000002
Figure 00000002

где ΔVсл.д. КУ МПН - требуемая доза теплоносителя, сливаемая из жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту полезной нагрузки, при автономной заправке его перед использованием, л;where ΔV sl.d. KU MPN - the required dose of coolant, drained from the liquid cavity of the compensation device, connected to the liquid path of the payload, when it is refueling autonomously before use, l;

Vкомпенсир. КУ МПН - максимально возможное изменение объема жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту модуля полезной нагрузки, при изменении хода сильфона его от положения «Сильфон сжат полностью» до положения «Сильфон растянут полностью», л (например, 4,0 л);V compensated . KU MPN - the maximum possible change in the volume of the liquid cavity of the compensation device connected to the liquid path of the payload module when the bellows move from the position “The bellows is fully compressed” to the position “The bellows is fully extended”, l (for example, 4.0 l);

Vмакс. СТР - максимально возможный объем теплоносителя в жидкостных трактах СТР КА в условиях эксплуатации, например, 30 л (модули полезной нагрузки и служебных систем состыкованы между собой), л;V max . STR - the maximum possible volume of coolant in the liquid paths of STR KA in operating conditions, for example, 30 l (the payload modules and service systems are interconnected), l;

β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/°С (например 0,00123 1/°С);β is the coefficient of temperature change in the volume of coolant, 1 / ° C (for example, 0.00123 1 / ° C);

t макс. экс. КА, tмакс.наз. исп. - максимально возможные средние температуры теплоносителя в жидкостных трактах СТР в условиях эксплуатации КА и при наземных испытаниях после стыковки модуля полезной нагрузки с модулем служебных систем, °С (например, t макс. экс. КА =55°С; tмакс.наз. исп. =35°С);t max the ex. KA, t max. Spanish - maximum possible average coolant temperature in the liquid paths PAGE under operating conditions spacecraft and ground tests after docking module with payload unit overhead systems, ° C (e.g., t max ex KA = 55 ° C; t maks.naz App... . = 35 ° C);

|δV| - погрешность слива дозы теплоносителя из компенсатора объема, л (например, +0,2 л),| δV | - the error of the discharge of the coolant dose from the volume compensator, l (for example, +0.2 l),

из компенсационного устройства 7 может выдавливаться объем теплоносителя, недостаточный для полного сжатия сильфона бортового компенсатора объема 10, и в жидкостном тракте СТР при изменении температуры теплоносителя и температуры окружающего воздуха не может повыситься давление теплоносителя выше допустимого и исключается повреждение жидкостного тракта СТР.the coolant volume insufficient to fully compress the bellows of the onboard expansion joint volume 10 can be squeezed out of the compensation device 7, and the coolant pressure cannot exceed the permissible coolant pressure in the liquid path of the STR and the temperature of the ambient air and damage to the STR fluid path is eliminated.

Таким образом, при испытаниях КА обеспечивается с высокой надежностью работоспособность жидкостного тракта СТР, следовательно, тем самым достигается цель изобретения.Thus, when testing the spacecraft is provided with high reliability, the operability of the liquid path STR, therefore, thereby achieving the objective of the invention.

Claims (8)

Способ испытаний системы терморегулирования космического аппарата, жидкостные тракты которой заправлены жидким теплоносителем, включающий отстыковку компенсационного устройства, содержащего заправленную теплоносителем жидкостную полость и газовую полость, заправленную сжатым газом допустимого давления, от жидкостного контура модуля полезной нагрузки и в течение расчетного промежутка времени соединение его по гидравлическим разъемам с жидкостным контуром модуля служебных систем, имеющим в своем составе штатный компенсатор объема, из жидкостной полости которого слита требуемая доза теплоносителя, исходя из максимально возможной средней температуры теплоносителя в жидкостных трактах, а газовая полость заправлена двухфазным рабочим телом, например фреоном 141в, и проведение испытаний, отличающийся тем, что предварительно при автономной заправке жидким теплоносителем компенсационного устройства, подключаемого к заполненному теплоносителем жидкостному контуру полезной нагрузки, из жидкостной полости его сливают дозу теплоносителя, удовлетворяющую следующему условию:A test method for a spacecraft thermal control system, the liquid paths of which are charged with a liquid coolant, comprising undocking a compensation device containing a liquid cavity filled with a coolant and a gas cavity filled with an admissible pressure compressed gas from the liquid circuit of the payload module and connecting it by hydraulic circuit for a calculated period of time connectors with the liquid circuit of the service system module, incorporating a standard volume compensator a, from the liquid cavity of which the required dose of the coolant is drained, based on the maximum possible average temperature of the coolant in the liquid paths, and the gas cavity is charged with a two-phase working fluid, for example, freon 141b, and testing, characterized in that the compensation device is preliminarily when autonomously refueling with a coolant connected to the liquid circuit of the payload filled with the coolant, the dose of the coolant satisfying the following is drained from the liquid cavity Lyrics:
Figure 00000003
Figure 00000003
 где
Figure 00000004
- требуемая доза теплоносителя, сливаемая из жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту полезной нагрузки, при автономной заправке его перед использованием, л;Where
Figure 00000004
- the required dose of coolant, drained from the liquid cavity of the compensation device connected to the liquid path of the payload, when it is refueling autonomously before use, l;
Figure 00000005
- максимально возможное изменение объема жидкостной полости компенсационного устройства, подключаемого к жидкостному тракту модуля полезной нагрузки, при изменении хода сильфона его от положения «Сильфон сжат полностью» до положения «Сильфон растянут полностью», л;
Figure 00000005
- the maximum possible change in the volume of the liquid cavity of the compensation device connected to the liquid path of the payload module when the bellows move from the position “The bellows is fully compressed” to the position “The bellows is fully extended”, l;
Figure 00000006
- максимально возможный объем теплоносителя в жидкостных трактах СТР КА в условиях эксплуатации (модули полезной нагрузки и служебных систем состыкованы между собой), л;
Figure 00000006
- the maximum possible amount of coolant in the liquid paths of the STR KA in operating conditions (the payload modules and service systems are connected to each other), l; β - коэффициент температурного изменения объема теплоносителя, 1/°С;β is the coefficient of temperature change in the volume of coolant, 1 / ° C;
Figure 00000007
- максимально возможные средние температуры теплоносителя в жидкостных трактах СТР в условиях эксплуатации КА и при наземных испытаниях после стыковки модуля полезной нагрузки с модулем служебных систем, °С;
Figure 00000007
- the maximum possible average temperature of the coolant in the liquid paths of the STR in the spacecraft operating conditions and during ground tests after docking the payload module with the service system module, ° С;
Figure 00000008
- погрешность слива дозы теплоносителя из компенсатора объема, л.
Figure 00000008
- the error of the discharge of the coolant dose from the volume compensator, l.
RU2018119398A 2018-05-25 2018-05-25 Test method of spacecraft temperature control system RU2698573C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018119398A RU2698573C1 (en) 2018-05-25 2018-05-25 Test method of spacecraft temperature control system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018119398A RU2698573C1 (en) 2018-05-25 2018-05-25 Test method of spacecraft temperature control system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2698573C1 true RU2698573C1 (en) 2019-08-28

Family

ID=67851614

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018119398A RU2698573C1 (en) 2018-05-25 2018-05-25 Test method of spacecraft temperature control system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2698573C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4603732A (en) * 1984-02-09 1986-08-05 Sundstrand Corporation Heat management system for spacecraft
RU2200689C2 (en) * 2000-04-21 2003-03-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнева" Method of testing spacecraft and device for realization of this method
RU2269457C2 (en) * 2003-12-26 2006-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики имени акад. М.Ф. Решетнева" Method of manufacture of payload module for spacecraft
RU2305058C2 (en) * 2005-02-02 2007-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" Method of manufacture of spacecraft
RU2541612C2 (en) * 2013-04-17 2015-02-20 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Method of operation of spacecraft thermal control system simulator

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4603732A (en) * 1984-02-09 1986-08-05 Sundstrand Corporation Heat management system for spacecraft
RU2200689C2 (en) * 2000-04-21 2003-03-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнева" Method of testing spacecraft and device for realization of this method
RU2269457C2 (en) * 2003-12-26 2006-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики имени акад. М.Ф. Решетнева" Method of manufacture of payload module for spacecraft
RU2305058C2 (en) * 2005-02-02 2007-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" Method of manufacture of spacecraft
RU2541612C2 (en) * 2013-04-17 2015-02-20 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Method of operation of spacecraft thermal control system simulator

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10921070B2 (en) Connector assembly for liquid cooling
CN104260901B (en) Modular bipropellant propulsion system
AU2019304910B2 (en) Multi-purpose coolant interface
RU2305058C2 (en) Method of manufacture of spacecraft
CN107631114B (en) A kind of gas-liquid combination docking connector
RU2698573C1 (en) Test method of spacecraft temperature control system
US20160138746A1 (en) Twist-to-connect dry break coupling
Demmons et al. Electrospray thruster propellant feedsystem for a gravity wave observatory mission
CN109703791A (en) A kind of adaptive capture docking facilities
RU2683054C1 (en) Hydraulic connector
TW202116133A (en) Charging column
RU2200689C2 (en) Method of testing spacecraft and device for realization of this method
RU2698503C1 (en) Method for making liquid circuit of spacecraft temperature control system
RU2269457C2 (en) Method of manufacture of payload module for spacecraft
RU2541612C2 (en) Method of operation of spacecraft thermal control system simulator
RU2698967C1 (en) Spacecraft temperature control system
RU2447000C2 (en) Spacecraft thermal control system
RU2151722C1 (en) Spacecraft temperature control system
RU2346861C2 (en) Spacecraft temperature control system
RU2196084C2 (en) Spacecraft temperature control system
RU2384490C1 (en) Qualification method of hydraulic accumulator of space vehicle thermal control system
RU2535959C2 (en) Liquid heat carrier circulation exciter, primarily for spacecraft thermal control system
CN216645744U (en) Air tightness testing device for water cooling system
RU2542797C2 (en) Method of constructing spacecraft
RU2132806C1 (en) Method of testing space vehicle temperature-control system