RU2739649C1 - Method of controlling air temperature aboard manned spacecraft - Google Patents

Method of controlling air temperature aboard manned spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2739649C1
RU2739649C1 RU2020110084A RU2020110084A RU2739649C1 RU 2739649 C1 RU2739649 C1 RU 2739649C1 RU 2020110084 A RU2020110084 A RU 2020110084A RU 2020110084 A RU2020110084 A RU 2020110084A RU 2739649 C1 RU2739649 C1 RU 2739649C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air temperature
load current
spacecraft
temperature
weighted average
Prior art date
Application number
RU2020110084A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Иванович Спирин
Дмитрий Николаевич Рулев
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва"
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 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" filed Critical Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва"
Priority to RU2020110084A priority Critical patent/RU2739649C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2739649C1 publication Critical patent/RU2739649C1/en

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/46Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Environmental Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Control Of Temperature (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to aerospace engineering, particularly, to life support systems. Method of controlling air temperature on board a manned spacecraft (SC) includes determining position relative to direction of Sun of spacecraft housing and radiators-emitters of thermal control system (TCS), setting the parameters of operation of the thermal control system, maintaining air temperature in the specified range of values and monitoring heat carrier flow in the radiator emitter main line. In addition, load current of the on-board electrical network is measured. Angle is measured β between the direction to the Sun and the orbital plane. Load current and air temperature are measured. Load current and air temperature are repeatedly measured at subsequent turns and at the exit of the last stored value of the average temperature Tlast the temperature outside the range for comfortable crew electric power consumption is changed until load reaches predicted weighted average value. Actions described above are continued starting from said repeated measurement of load current and air temperature.
EFFECT: higher accuracy of maintaining air temperature.
1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области космической техники, а именно, к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) и предназначено для использования при эксплуатации пилотируемых КА.The invention relates to the field of space technology, namely, to thermal control systems (STR) of spacecraft (SC) and is intended for use in the operation of manned spacecraft.

Одной из важнейших задач, решаемых на борту КА, является поддержание заданного температурного режима КА, в том числе заданного температурного режима бортового оборудования (БО), поскольку даже кратковременный выход температуры БО за допустимые пределы может привести к выходу из строя как отдельного БО, так и всего КА.One of the most important tasks to be solved on board the spacecraft is maintaining the specified temperature regime of the spacecraft, including the specified temperature regime of the onboard equipment (BO), since even a short-term temperature rise of the BO outside the permissible limits can lead to the failure of both a separate BO and total spacecraft.

На температуру КА и его частей во время его полета влияют, в основном, внешнее излучение Солнца и планет, ориентация КА относительно источника теплового излучения, а также величина собственного тепловыделения БО КА. Элементы КА на освещенном участке орбиты, в зависимости от его ориентации относительно направления на Солнце и планеты, подвергаются нагреву в различной степени. В то же время на теневом участке орбиты КА подвергается охлаждению. Кроме того, температура БО зависит от тепловыделения его элементов и определяется режимами их работы. Заданный температурный режим КА и его БО может обеспечиваться пассивными и активными способами.The temperature of the spacecraft and its parts during its flight is influenced mainly by the external radiation of the Sun and planets, the orientation of the spacecraft relative to the source of thermal radiation, as well as the value of the spacecraft's own heat release. Spacecraft elements in the illuminated part of the orbit, depending on its orientation relative to the direction to the Sun and the planet, are heated to varying degrees. At the same time, the spacecraft is cooled in the shadow section of the orbit. In addition, the temperature of the BO depends on the heat release of its elements and is determined by the modes of their operation. A given temperature regime of the spacecraft and its BO can be provided by passive and active methods.

Известны способы пассивного терморегулирования КА с радиационными поверхностями (Космические аппараты, под редакцией К.П. Феоктистова, Воениздат, Москва, 1983 г), которые осуществляются за счет:Known methods of passive thermal control of spacecraft with radiation surfaces (Spacecraft, edited by K.P. Feoktistov, Voenizdat, Moscow, 1983), which are carried out due to:

- использования материалов с определенными тепловыми характеристиками (радиационными и теплоизоляционными), уменьшающих нагрев за счет препятствования проникновению внешнего излучения,- the use of materials with certain thermal characteristics (radiation and heat insulation), which reduce heating by preventing the penetration of external radiation,

- выбора соответствующей геометрической формы КА и его ориентации относительно источника теплового излучения (Солнца),- selection of the appropriate geometric shape of the spacecraft and its orientation relative to the source of thermal radiation (the Sun),

- использования теплоты фазовых переходов.- using the heat of phase transitions.

Основными элементами СТР, построенных с использованием указанных способов, являются терморегулирующие покрытия и высокоэффективная экранно-вакуумная тепловая изоляция. Кроме этого, сброс тепла в условиях вакуума осуществляется путем излучения избытка тепла в космическое пространство, для чего используются излучающие радиаторы и радиационные панели (РП).The main elements of the RTS, built using these methods, are thermostatic coatings and highly efficient screen-vacuum thermal insulation. In addition, the release of heat in a vacuum is carried out by emitting excess heat into outer space, for which emitting radiators and radiation panels (RP) are used.

Пассивные способы терморегулирования радиационных поверхностей КА имеют определенные преимущества перед активными. Системы и устройства, реализующие пассивные способы, более надежны в эксплуатации, конструкция их, как правило, имеет и меньшую массу.Passive methods of thermal control of spacecraft radiation surfaces have certain advantages over active ones. Systems and devices that implement passive methods are more reliable in operation, their design, as a rule, has a lower weight.

К недостаткам способов пассивного терморегулирования КА относятся низкая точность поддержания заданной температуры, а также невозможность регулируемого подвода, отвода или перераспределения тепла от отдельных элементов БО.The disadvantages of the methods of passive thermal control of the spacecraft include the low accuracy of maintaining a given temperature, as well as the impossibility of controlled supply, removal or redistribution of heat from individual elements of the BO.

При активных способах терморегулирования для стабилизации температуры на борту КА осуществляется принудительный нагрев или охлаждение отдельных элементов БО. Роль хладоагента в таких системах выполняет газ (воздух, азот и др.) вентилируемых отсеков и жидкость в теплообменных трубах. Теплообмен между газом и жидкостью выполняется в специальных газожидкостных, а между жидкостями - в жидкостно-жидкостных теплообменных агрегатах. Точность поддержания температуры в этом случае гораздо выше, чем при пассивном терморегулировании. В системах терморегулирования, выполненных на основе теплообменных труб, тепло от охлаждаемых источников передается к жидкости и перераспределяется внутри КА, обеспечивая его термостатирование и заданный температурный диапазон для БО, а избыток тепла сбрасывается путем излучения в космическое пространство через радиаторы-излучатели. В состав таких систем, как правило, входят регуляторы расхода теплоносителя, установленные в магистралях, связанных с радиаторами-излучателями, датчики температуры, расположенные в теплообменных трубах термостатирования, а также радиаторы-излучатели, обеспечивающие регулируемый сброс тепла в космическое пространство. Недостатками активных систем терморегулирования является относительно низкая отказоустойчивость по сравнению с пассивными системами, обусловленная большим количеством элементов, обеспечивающих выполнение указанной задачи.With active methods of thermal control, to stabilize the temperature on board the spacecraft, forced heating or cooling of individual elements of the BO is carried out. The role of the refrigerant in such systems is played by gas (air, nitrogen, etc.) of ventilated compartments and liquid in heat exchange tubes. Heat exchange between gas and liquid is carried out in special gas-liquid heat exchangers, and between liquids - in liquid-liquid heat exchange units. The accuracy of maintaining the temperature in this case is much higher than with passive temperature control. In thermal control systems based on heat exchange tubes, heat from cooled sources is transferred to the liquid and redistributed inside the spacecraft, ensuring its thermostatting and a predetermined temperature range for BW, and excess heat is discharged by radiation into space through radiators-emitters. Such systems, as a rule, include coolant flow controllers installed in the lines connected to radiators-emitters, temperature sensors located in heat-exchange tubes of thermostatting, as well as radiators-emitters, providing controlled heat release into space. The disadvantages of active thermal control systems are relatively low fault tolerance compared to passive systems, due to the large number of elements that ensure the performance of the specified task.

Автоматическое управление терморегулированием осуществляется, как правило, бортовыми системами управления, выполненными на базе вычислительных комплексов, которые обеспечивают автоматическое регулирование температуры при помощи алгоритмов, реализуемых в виде программного обеспечения. РП разбиваются на зоны, в которых размещаются датчики температуры, информация от которых в виде телеметрической информации поступает в наземный комплекс управления. В свою очередь, из наземного комплекса управления в бортовую систему управления КА поступают команды, позволяющие управлять настройками контура управления терморегулированием, а также осуществлять управление терморегуляторами. Система управления в соответствии с информацией, полученной от датчиков температур, обеспечивает автоматическое поддержание температурного режима БО путем включения электронагревателей или увеличения расхода жидкости через регуляторы расхода на время, необходимое для достижения заданного значения температуры.Automatic control of thermal control is carried out, as a rule, by on-board control systems made on the basis of computer complexes, which provide automatic temperature control using algorithms implemented in the form of software. RP are divided into zones in which temperature sensors are located, information from which in the form of telemetric information is sent to the ground control complex. In turn, commands are sent from the ground control complex to the onboard control system of the spacecraft, which make it possible to control the settings of the thermal control control loop, as well as to control the thermostats. The control system, in accordance with the information received from the temperature sensors, provides automatic maintenance of the BO temperature by turning on the electric heaters or increasing the liquid flow through the flow regulators for the time required to reach the set temperature value.

Известен способ терморегулирования радиационных поверхностей КА (патент РФ 2262468 С2 МПК(7) B64G 1/50, F28D 15/06 опубликовано 20.10.2005 Бюл. №29), включающий измерение температур в зонах размещения радиационных поверхностей, сравнение измеренных температур с верхними и нижними значениями их допустимых пределов и подвод тепла к радиационным поверхностям при выходе измеренных температур на предельные нижние значения и до момента достижения указанными температурами верхних предельных значений. Дополнительно измеряют потребление электрической энергии на различных интервалах полета КА, по измеренным значениям определяют интервалы, на которых потребляемая электроэнергия превышает генерируемую и на которых производится потребление электроэнергии на терморегулирование зон радиационных поверхностей, необходимое для поддержания заданных температур выше нижних предельных значений, определяют на указанных интервалах количество электрической энергии, затраченной на терморегулирование радиационных поверхностей, определяют интервалы полетного времени КА для максимально возможного аккумулирования тепловой энергии на радиационных поверхностях в указанных зонах в пределах допустимых значений температур и с учетом произведенных затрат электрической энергии на терморегулирование, а перед началом интервалов полета КА с превышением потребляемой электрической энергии над генерируемой осуществляют подвод тепла в зоны радиационных поверхностей, требующих на терморегулирование расходования электрической энергии на этих интервалах времени, при этом подвод тепла осуществляют с учетом верхних предельных значений температур.There is a known method of thermal regulation of the radiation surfaces of the spacecraft (RF patent 2262468 C2 IPC (7) B64G 1/50, F28D 15/06 published on 20.10.2005 Bul. No. 29), including the measurement of temperatures in the zones of the radiation surfaces, comparison of the measured temperatures with the upper and lower values of their permissible limits and heat supply to radiation surfaces when the measured temperatures reach their lower limit values and until the indicated temperatures reach the upper limit values. Additionally, the consumption of electrical energy is measured at various intervals of the spacecraft flight, the measured values are used to determine the intervals at which the consumed electricity exceeds the generated one and at which electricity is consumed for thermoregulation of the zones of radiation surfaces, which is necessary to maintain the specified temperatures above the lower limit values, and the quantity of electrical energy spent on thermal regulation of radiation surfaces determine the spacecraft flight time intervals for the maximum possible accumulation of thermal energy on radiation surfaces in the indicated zones within the limits of permissible temperature values and taking into account the consumed electrical energy for thermal control, and before the start of spacecraft flight intervals with excess electrical energy above the generated heat is supplied to the zones of radiation surfaces, requiring the consumption of electricity for thermal control energy at these time intervals, while the heat supply is carried out taking into account the upper limit values of temperatures.

Данный способ обеспечивает уменьшение нагрузки на систему электроснабжения (СЭС) КА в случаях превышения потребляемой электроэнергии над генерируемой на борту за счет уменьшения энергопотребления на радиационных поверхностях СТР КА при одновременном сохранении заданных температурных диапазонов на указанных поверхностях.This method provides a decrease in the load on the power supply system (SES) of the spacecraft in cases of excess of the consumed electricity over the generated on board by reducing the power consumption on the radiation surfaces of the spacecraft STR while maintaining the specified temperature ranges on the indicated surfaces.

К недостаткам данного способа можно отнести то, что он не учитывает возможность отказа элементов системы обеспечения теплового режима и, как следствие, не предоставляет возможности учета данных отказов при обеспечении терморегулирования в зонах с отказавшими элементами системы.The disadvantages of this method include the fact that it does not take into account the possibility of failure of the elements of the system for ensuring the thermal regime and, as a consequence, does not provide the possibility of accounting for these failures when providing thermal control in areas with failed system elements.

Известен способ терморегулирования радиационных панелей КА (патент РФ 2310587 МПК(2006.01) B64G 1/50, F28F 3/00 опубликовано 20.11.2007 Бюл. №32), включающий измерение температур в зонах панелей датчиками температуры и поддержание температур в пределах допустимого диапазона. При этом изменяют температуры на интервалах времени, определяемых ориентацией КА относительно Солнца и планет, после каждого из изменений температур в данной зоне измеряют температуры в прилегающих к ней зонах, фиксируя разность измененных и измеренных температур, определяют температурные зависимости между зонами с учетом количества тепла, подводимого от установленных рядом с зонами смежных элементов. Дальнейшее терморегулирование в зонах производят с учетом определенных зависимостей, при этом в случае выхода текущих температур в зонах за пределы допустимого диапазона их увеличивают или уменьшают за счет регулирования количества тепла, подводимого к зонам от смежных элементов. В случае отказа элементов системы обеспечения теплового режима терморегулирование в зоне производят путем подвода к ней тепла от соседних зон с работоспособными элементами. При этом обеспечивают выполнение условий, при которых были ранее определены температурные зависимости в зонах панелей. Данный способ обеспечивает повышение надежности системы обеспечения теплового режима путем экспериментального определения зависимостей температур между зонами панелей и обеспечения терморегулирования в зонах с отказавшими элементами системы путем использования тепла, подводимого от смежных элементов.A known method of thermal control of radiation panels of spacecraft (RF patent 2310587 IPC (2006.01) B64G 1/50, F28F 3/00 published on November 20, 2007 bull. No. 32), including measuring temperatures in the zones of panels with temperature sensors and maintaining temperatures within the permissible range. At the same time, the temperatures are changed at time intervals determined by the orientation of the spacecraft relative to the Sun and planets, after each of the temperature changes in a given zone, the temperatures in the adjacent zones are measured, recording the difference between the changed and measured temperatures, and the temperature dependences between the zones are determined taking into account the amount of heat supplied from adjacent elements installed next to the zones. Further thermoregulation in the zones is carried out taking into account certain dependencies, while in the case of current temperatures in the zones outside the permissible range, they are increased or decreased by regulating the amount of heat supplied to the zones from adjacent elements. In the event of failure of the elements of the system for ensuring the thermal regime, the temperature control in the zone is carried out by supplying heat to it from the adjacent zones with operable elements. This ensures the fulfillment of the conditions under which the temperature dependences in the zones of the panels were previously determined. This method provides an increase in the reliability of the system for ensuring the thermal regime by experimentally determining the temperature dependences between the zones of the panels and providing thermal control in the zones with failed system elements by using heat supplied from adjacent elements.

К недостаткам данного способа терморегулирования относятся следующие. Сбои и искажения информации, поступающей от датчиков температур в бортовую систему управления, вызываемые, например, статическими разрядами либо наводками в кабельной сети или аппаратуре, связанные с излучением Солнца, могут приводить к ошибкам управления трактом. В то же время выявление температурных зависимостей между зонами РП при отказах датчиков температур, принадлежащих одной из зон, во время функционирования КА является сложной задачей, так как указанные зависимости могут изменяться, например, ввиду деградации указанных датчиков. При отказах всех датчиков температур, размещенных на взаимно зависимых зонах РП и задействованных в контуре автоматического управления, поддержание температурного режима не представляется возможным.The disadvantages of this method of thermoregulation include the following. Failures and distortions of information coming from temperature sensors to the on-board control system, caused, for example, by static discharges or interference in the cable network or equipment, associated with solar radiation, can lead to path control errors. At the same time, the identification of temperature dependences between the zones of the RP in case of failure of temperature sensors belonging to one of the zones during the operation of the spacecraft is a difficult task, since these dependences can change, for example, due to the degradation of these sensors. In case of failure of all temperature sensors located on mutually dependent zones of the RP and involved in the automatic control loop, maintaining the temperature regime is not possible.

Известен способ управления системой терморегулирования радиационной панели КА (патент РФ 2586808 МПК (2006.01) B64G 1/50 опубликовано 10.06.2016 Бюл. №16 - прототип), согласно которому измеряют температуру в зонах радиационных панелей датчиками температуры, изменяют температуру каждой зоны посредством терморегуляторов, разбивают период оборота КА вокруг Земли на фиксированные интервалы времени, которые определяются ориентацией КА относительно Солнца и планет. Разбивают каждый из фиксированных интервалов времени в каждой из зон на локальные интервалы времени, на которых соблюдаются повторяющиеся на витках орбиты одинаковые температурные условия. Определяют по паспортным данным на установленное в зонах бортовое оборудование КА соответствующие допустимые диапазоны температур, при которых обеспечивается работоспособность БО, а также величины разбросов характеристик датчиков температур в каждой зоне. Для каждого локального интервала в каждой зоне определяют количество включений и суммарную длительность включения электронагревателей, вычисляют период включения электронагревателей, а также длительность включения электронагревателей на каждом периоде.There is a known method of controlling the thermal control system of the radiation panel of the spacecraft (RF patent 2586808 IPC (2006.01) B64G 1/50 published 06/10/2016 Bul. No. 16 - prototype), according to which the temperature in the zones of the radiation panels is measured by temperature sensors, the temperature of each zone is changed by means of thermostats, divide the period of spacecraft revolution around the Earth into fixed time intervals, which are determined by the spacecraft orientation relative to the Sun and planets. Divide each of the fixed time intervals in each of the zones into local time intervals, in which the same temperature conditions are observed repeating on the orbit. According to the passport data for the spacecraft onboard equipment installed in the zones, the corresponding permissible temperature ranges are determined at which the BO operability is ensured, as well as the scatter in the characteristics of the temperature sensors in each zone. For each local interval in each zone, the number of starts and the total duration of turning on the electric heaters is determined, the period of turning on the electric heaters, as well as the duration of turning on the electric heaters at each period are calculated.

Данный способ может быть использован при сбоях или отказах в тактах передачи информации в бортовую систему управления от датчиков температур, непосредственно задействованных в контуре управления системой терморегулирования, что обеспечивает повышение надежности и живучести системы терморегулирования КА.This method can be used in case of failures or refusals in the clock transmission of information to the onboard control system from temperature sensors directly involved in the control loop of the thermal control system, which improves the reliability and survivability of the spacecraft thermal control system.

К недостаткам способа-прототипа относится то, что он не обеспечивает возможность поддержания температуры воздуха в жилом отсеке пилотируемого КА в диапазоне значений, соответствующем комфортным условиям для жизнедеятельности космонавтов.The disadvantages of the prototype method include the fact that it does not provide the ability to maintain the air temperature in the living compartment of the manned spacecraft in the range of values corresponding to comfortable conditions for the life of astronauts.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение поддержания на пилотируемом КА комфортных условий для жизнедеятельности космонавтов.The problem to be solved by the present invention is to maintain comfortable conditions on the manned spacecraft for the life of astronauts.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в обеспечении поддержания температуры воздуха в жилом отсеке пилотируемого КА в диапазоне значений, соответствующем комфортным условиям для жизнедеятельности космонавтов.The technical result achieved with the implementation of the present invention is to maintain the air temperature in the living compartment of the manned spacecraft in the range of values corresponding to comfortable conditions for the life of astronauts.

Технический результат достигается тем, что в способе регулирования температуры воздуха на борту пилотируемого космического аппарата, включающем определение положения относительно направления на Солнце корпуса космического аппарата и размещенных на нем радиаторов-излучателей системы терморегулирования, задание параметров работы системы терморегулирования, поддержание температуры воздуха в задаваемом диапазоне значений и контроль расхода теплоносителя в магистрали радиатора-излучателя, в отличие от прототипа дополнительно измеряют ток нагрузки бортовой электросети, по средневзвешенному значению которого за виток контролируют суммарное тепловыделение бортовой аппаратуры за виток, измеряют угол β между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, при выходе расхода теплоносителя на предельное значение измеряют ток нагрузки и температуру воздуха и запоминают их текущие средневзвешенные значения за виток, а потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки бортовой электросети средневзвешенного значения за виток, определяемого углом β с учетом соответствия тока нагрузки хладопроизводительности системы терморегулирования, на последующих витках повторно измеряют ток нагрузки и температуру воздуха и запоминают их текущие средневзвешенные значения за виток и при выходе последнего запомненного средневзвешенного значения температуры воздуха Тпосл за пределы диапазона комфортных температур для экипажа потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки прогнозируемого средневзвешенного значения за виток, определяемого из условия выхода прогнозируемого средневзвешенного значения температуры воздуха за виток на ближайшую к Тпосл границу диапазона комфортных температур для экипажа, и продолжают вышеописанные действия начиная с упомянутого повторного измерения тока нагрузки и температуры воздуха.The technical result is achieved by the fact that in the method for regulating the air temperature on board a manned spacecraft, including determining the position relative to the direction to the Sun of the spacecraft body and the radiators-emitters of the thermal control system located on it, setting the operating parameters of the thermal control system, maintaining the air temperature in the specified range of values and control of the coolant flow in the radiator-emitter line, in contrast to the prototype, the load current of the on-board electrical network is additionally measured, according to the weighted average value of which per turn, the total heat release of the on-board equipment per turn is monitored, the angle β between the direction to the Sun and the orbital plane is measured, when the coolant flow is released the load current and air temperature are measured at the limit value and their current weighted average values per turn are stored, and the power consumption by the onboard equipment is changed until the load current reaches of the onboard electrical network of the weighted average value per turn, determined by the angle β, taking into account the correspondence of the load current to the cooling capacity of the thermal control system, on subsequent turns, the load current and air temperature are re-measured and their current weighted average values per turn are stored and their current weighted average values per turn and when the last memorized weighted average value of the air temperature T goes beyond the limits the range of comfortable temperatures for the crew, the power consumption of the onboard equipment is changed until the load current reaches the predicted weighted average value per turn, determined from the condition that the predicted weighted average value of the air temperature per turn reaches the border of the comfortable temperature range for the crew closest to T after , and the above actions are continued starting from the mentioned repeated measurement of load current and air temperature.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг. 1 и 2.The essence of the invention is illustrated in FIG. 1 and 2.

На фиг. 1 представлена схема освещения витка орбиты КА Солнцем, на фиг. 2 представлен пример графика изменения запоминаемых средневзвешенных значений тока нагрузки и температуры воздуха.FIG. 1 shows the scheme of illumination of the SC orbit by the Sun; Fig. 2 shows an example of a graph of changes in the stored weighted average values of the load current and air temperature.

На фиг. 1 введены обозначения:FIG. 1 introduced designations:

Z - планета, вокруг которой обращается КА;Z - planet around which the spacecraft orbits;

О - центр планеты;O - the center of the planet;

Nopб - нормаль к плоскости орбиты КА;N opb - normal to the spacecraft orbital plane;

V - вектор скорости КА;V is the spacecraft velocity vector;

S, ТвС - вектор направления на Солнце;S, T in C - vector of the direction to the Sun;

θ - угловой полураствор видимого с КА диска планеты;θ is the angular half-opening of the planetary disk visible from the spacecraft;

β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА;β is the angle between the direction to the Sun and the spacecraft orbital plane;

Тв и Тз - положение КА в моменты восхода и захода Солнца соответственно (в моменты начала и конца освещенного участка орбиты);Т в and Т з - the position of the spacecraft at the moments of sunrise and sunset, respectively (at the moments of the beginning and end of the illuminated section of the orbit);

Тт и Тс - положение КА в моменты середины теневого участка и середины освещенного участка орбиты соответственно;T t and T s - the position of the spacecraft at the moments of the middle of the shadow section and the middle of the illuminated section of the orbit, respectively;

ТвK - проекция направления на Солнце на плоскость орбиты КА;Т in K - projection of the direction to the Sun on the spacecraft orbital plane;

γ - угол между направлениями ТвО и ТвK.γ is the angle between the directions T in O and T in K.

Поясним предложенные в способе действия.Let us explain the proposed in the method of action.

Рассмотрим орбитальный пилотируемый КА, например движущийся по околокруговой орбите вокруг Земли, для которого в полете определяют положение корпуса КА и размещенных на нем радиаторов-излучателей СТР относительно направления на Солнце.Let us consider an orbiting manned spacecraft, for example, one moving in a near-circular orbit around the Earth, for which the position of the spacecraft body and the radiators-emitters of the CTP placed on it are determined in flight relative to the direction to the Sun.

Считаем, например, что в процессе полета в герметичном отсеке пилотируемого КА обеспечивается диапазон возможных температур 0÷40°С, при этом для обеспечения жизнедеятельности экипажа допустимой является температура 18÷28°С, в рамках которой комфортной является диапазон температур 21÷25°С: Тмин=21°С, Тмакс=25°С.We consider, for example, that during the flight in the sealed compartment of the manned spacecraft, a range of possible temperatures of 0 ÷ 40 ° C is provided, while to ensure the life of the crew, a temperature of 18 ÷ 28 ° C is acceptable, within which the temperature range is 21 ÷ 25 ° C : T min = 21 ° C, T max = 25 ° C.

Считаем, что выполнена выставка параметров работы СТР для поддержания температуры воздуха в задаваемом диапазоне значений - от 18 до 28°С.We consider that the exhibition of the parameters of the CTP operation has been completed to maintain the air temperature in the specified range of values - from 18 to 28 ° С.

При реализации предлагаемого способа для контроля внутреннего тепловыделения от работающего бортового оборудования измеряют ток нагрузки бортовой электросети, на каждом витке определяют его средневзвешенное за виток значение и по его величине контролируют суммарное тепловыделение бортовой аппаратуры за виток.When implementing the proposed method to control the internal heat release from the operating on-board equipment, the load current of the on-board electrical network is measured, at each loop its weighted average value per loop is determined, and the total heat release of the onboard equipment per loop is controlled by its value.

Измеряют угол β между направлением Солнце и плоскостью орбиты.Measure the angle β between the direction of the Sun and the plane of the orbit.

При выходе значения расхода теплоносителя на предельное значение (т.е. при расходе теплоносителя в магистрали радиационного теплообменника, равному любому из двух своих предельных значений: минимальному или максимальному) измеряют ток нагрузки и температуру воздуха, определяют их текущие средневзвешенные за виток значения, запоминают данные значения, а потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки средневзвешенного за виток значения, определяемого углом β по суммарной за виток затененной площади радиаторов-излучателей с учетом коэффициента соответствия между током нагрузки бортовой электросети и хладопроизводительностью системы терморегулирования по формулеWhen the flow rate of the coolant reaches the limit value (i.e. when the flow rate of the coolant in the line of the radiation heat exchanger is equal to either of its two limit values: minimum or maximum), the load current and air temperature are measured, their current weighted average values per turn are determined, and the data is stored values, and the power consumption by the onboard equipment is changed until the load current reaches the weighted average value per turn, determined by the angle β according to the total per turn of the shaded area of radiators-emitters, taking into account the coefficient of correspondence between the load current of the onboard power supply and the cooling capacity of the thermal control system according to the formula

Figure 00000001
Figure 00000001

где Δ - продолжительность теневого участка орбиты КА как функция от значений T, β,. θwhere Δ is the duration of the shadow section of the spacecraft orbit as a function of the values of T, β ,. θ

Figure 00000002
Figure 00000002

θ - угловой полураствор видимого с КА диска планеты, вокруг которой обращается КА,θ is the angular half-opening of the disk of the planet visible from the spacecraft around which the spacecraft orbits,

Т - период обращения КА,Т - spacecraft orbital period,

S(β, t) - площадь радиаторов радиационного теплообменника, затененная от Солнца элементами корпуса КА в момент времени t, отсчитываемый от начала световой части витка,S (β, t) is the area of the radiators of the radiation heat exchanger, shaded from the Sun by the elements of the spacecraft body at time t, counted from the beginning of the light part of the loop,

Sсумм - суммарная площадь радиаторов радиационного теплообменника,S sum - the total area of the radiators of the radiation heat exchanger,

а - коэффициент соответствия между током нагрузки бортовой электросети и хладопроизводительностью системы терморегулирования. a is the coefficient of correspondence between the load current of the on-board electrical network and the cooling capacity of the thermal control system.

Соотношение (1) определяет расчетный предельный средневзвешенный ток нагрузки КА за виток, определяемый как интегральная за виток затененная от Солнца площадь радиаторов радиационного теплообменника (учитывается площадь радиаторов, затененная от Солнца корпусом КА на световой части витка и суммарная площадь радиаторов радиационного теплообменника - на теневой части витка), умноженная на коэффициент соответствия между средневзвешенным за виток током нагрузки бортовой электросети и хладопроизводительностью системы терморегулирования.Relation (1) determines the calculated limiting weighted average load current of the spacecraft per turn, defined as the integral turn of the area of the radiators of the radiation heat exchanger shaded by the Sun (the area of the radiators shaded from the Sun by the spacecraft body on the light part of the loop and the total area of the radiators of the radiation heat exchanger - on the shadow part turn), multiplied by the coefficient of correspondence between the weighted average per turn of the load current of the on-board electrical network and the cooling capacity of the thermal control system.

Интегральная за виток затененная от Солнца площадь радиаторов-излучателей определяется в общем случае как сумма двух составляющих, полученных на двух временных интервалах витка - соответственно его световой и теневой частях. При этом в соотношении (1) составляющая для световой части витка (первое слагаемое) учитывает площадь радиаторов-излучателей, затененную от Солнца корпусом КА, и всегда больше нуля, а составляющая для теневой части витка (второе слагаемое) определяется произведением суммарной площади радиаторов СТР КА на длительность теневой части витка и обнуляется при нахождении КА на солнечной орбите.The integral per coil area of radiators-emitters shaded from the Sun is determined in the general case as the sum of two components obtained at two time intervals of a loop - its light and shadow parts, respectively. In this case, in relation (1), the component for the light part of the loop (the first term) takes into account the area of the radiators-emitters shaded from the Sun by the spacecraft body and is always greater than zero, and the component for the shadow part of the loop (the second term) is determined by the product of the total area of the radiators of the SC for the duration of the shadow part of the orbit and is reset to zero when the spacecraft is in the solar orbit.

Хладопроизводительность системы терморегулирования характеризуется размером суммарной поверхности радиаторов-излучателей, затененной от Солнца.The cooling capacity of the thermal control system is characterized by the size of the total surface of the radiators-emitters, shaded from the Sun.

При расчете по формуле (1) используют определяемое текущее фактическое и прогнозируемое планируемое положение корпуса КА и размещенных на нем радиаторов-излучателей СТР относительно планеты обращения КА (Земли) и относительно направления на Солнце.When calculating according to formula (1), the determined current actual and predicted planned position of the spacecraft body and the radiators-emitters of the CTP located on it are used relative to the spacecraft's orbital planet (Earth) and relative to the direction to the Sun.

Соотношение (2) определяет продолжительность теневой части витка орбиты Δ как функцию от значений Т, β,. θ.Relation (2) determines the duration of the shadow part of the orbit, Δ as a function of the values of T, β ,. θ.

Угловой полураствор видимого с КА диска планеты (например, Земли) θ может быть рассчитан по соотношениюThe angular half-opening of the disk of a planet (for example, the Earth) visible from the spacecraft θ can be calculated from the ratio

Figure 00000003
Figure 00000003

где Rзем - радиус Земли, Норб - высота орбиты КА.where R earth is the radius of the Earth, H orb is the height of the spacecraft orbit.

При значениях модуля угла |β|<θ реализуются ненулевые значения Δ.For values of the modulus of the angle | β | <θ, nonzero values of Δ are realized.

Соотношение для получения ненулевых значений Δ иллюстрируется фиг. 1 и следует из равенства углов ТтОТв, ТтОТз, ОТвK с использованием решения прямоугольного сферического треугольника, образованного направлениями ТвС, ТвО, ТвK, в котором угол СТвK=β угол СТвО=θ, угол ОТвK=γ:The relationship for obtaining non-zero Δ values is illustrated in FIG. 1 and follows from the equality of the angles T t OT in , T t OT z , OT in K using the solution of a right-angled spherical triangle formed by the directions T in C, T in O, T in K, in which the angle ST in K = β angle ST at О = θ, the angle FROM at K = γ:

Figure 00000004
Figure 00000004

Figure 00000005
Figure 00000005

При значениях модуля угла |β|≥θ реализуется случай солнечной орбиты, при которой Δ=0.For the values of the modulus of the angle | β | ≥θ, the case of a solar orbit is realized, at which Δ = 0.

После этого через виток повторно измеряют ток нагрузки и температуру воздуха, определяют их текущие средневзвешенные за виток значения и запоминают данные значения.After that, the load current and air temperature are re-measured through the loop, their current weighted average values per loop are determined, and these values are stored.

При выходе последнего запомненного средневзвешенного значения температуры воздуха Тпосл за пределы диапазона комфортных температур для экипажа потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки прогнозируемого средневзвешенного значения за виток, определяемого из условия выхода прогнозируемого средневзвешенного значения температуры воздуха за виток на ближайшую к Тпосл границу диапазона комфортных температур для экипажа.When the last memorized weighted average value of the air temperature T last goes beyond the comfortable temperature range for the crew, the power consumption of the onboard equipment is changed until the load current reaches the predicted weighted average value per turn, determined from the condition that the predicted weighted average value of the air temperature per turn is at the closest to T last border of the range comfortable temperatures for the crew.

Например, прогнозирование средневзвешенного значения тока нагрузки может осуществляться линейным интерполированием исходя из полученных ранее (и запомненных) последних средневзвешенных значений тока нагрузки и температуры воздуха. В этом случае прогнозируемое средневзвешенное значение тока нагрузки за виток, определяемое из условия выхода прогнозируемого средневзвешенного значения температуры воздуха за виток на ближайшую к Тпосл границу диапазона комфортных температур для экипажа, определяется формулойFor example, the prediction of the weighted average value of the load current can be carried out by linear interpolation based on the previously obtained (and stored) last weighted average values of the load current and air temperature. In this case, the predicted weighted average value of the load current per turn, determined from the condition that the predicted weighted average value of the air temperature per turn reaches the boundary of the comfortable temperature range for the crew closest to T after , is determined by the formula

Figure 00000006
Figure 00000006

где P2, T2 - последние запомненные средневзвешенные за виток значения тока нагрузки и температуры воздуха (Т2посл);where P 2 , T 2 - the last remembered weighted average values of the load current and air temperature (T 2 = T last );

Р1, Т1 - предпоследние запомненные средневзвешенные за виток значения тока нагрузки и температуры воздуха;Р 1 , Т 1 - penultimate memorized weighted average values of load current and air temperature per revolution;

Тгран - ближайшее к Т2 граничное значение диапазона комфортных температур для экипажа.T gran is the closest to T 2 boundary value of the comfortable temperature range for the crew.

Далее продолжают вышеописанные действия начиная с упомянутого повторного измерения тока нагрузки и температуры воздуха.The above steps are then continued starting with the aforementioned repeated measurement of the load current and air temperature.

При реализации каждой следующей (i+1)-ой итерации получаемого итерационного процесса (Р1,T1)(i+1)=(P2, T2)(i), а последнее запомненное средневзвешенное значение тока нагрузки за виток P2 (i+1) совпадает с полученным на предыдущей i-ой итерации по формуле (3) расчетным значением Р3 (i) (значением, достижение которого было реализовано на указанной предыдущей i-ой итерации итерационного процесса): P2 (i+1)3 (i).During the implementation of each next (i + 1) -th iteration of the resulting iterative process (P 1 , T 1 ) (i + 1) = (P 2 , T 2 ) (i) , and the last stored weighted average value of the load current per turn P 2 (i + 1) coincides with the calculated value P 3 (i) obtained at the previous i-th iteration by formula (3) (the value reached at the indicated previous i-th iteration of the iterative process): P 2 (i + 1 ) = Р 3 (i) .

На фиг. 2 представлена иллюстрация изменения запоминаемых средневзвешенных значений тока нагрузки и температуры воздуха за виток в процессе указанного продолжения описанных действий. На рис. 2 пунктирной линией соединены точки (P1, T1)(1), (P2, T2)(1) и (P3, Тгран)(1), Тгранмакс, получаемые на первой итерации, точечной линией соединены точки (P1, T1)(2), (P2, T2)(2) и (P3, Тгран)(2), Тгранмакс, получаемые на второй итерации итерационного процесса. Если на третьей итерации показанного на фиг. 2 итерационного процесса получено последнее запомненное средневзвешенное значение температуры воздуха за виток Т2 (3)посл такое, что Тмин≤Тпосл≤Тмакс, то определяемый формулой (3) итерационный мин макс процесс прекращается.FIG. 2 shows an illustration of the change in the memorized weighted average values of the load current and air temperature per turn during the specified continuation of the described actions. In fig. 2 a dotted line connects points (P 1 , T 1 ) (1) , (P 2 , T 2 ) (1) and (P 3 , T gran ) (1) , T gran = T max , obtained at the first iteration, dotted the line connects the points (P 1 , T 1 ) (2) , (P 2 , T 2 ) (2) and (P 3 , T gran ) (2) , T gran = T max , obtained at the second iteration of the iterative process. If in the third iteration of the FIG. 2 of the iterative process, the last memorized weighted average value of the air temperature per loop T 2 (3) = T last is obtained such that T min ≤T last ≤ T max , then the iterative min max process determined by formula (3) stops.

Отметим, что пример, представленный на фиг. 2, соответствует случаю, когда исходный расход теплоносителя в магистрали радиационного теплообменника равен предельному максимальному значению и последующее изменение потребления электроэнергии бортовым оборудованием выполняется в сторону его уменьшения. При этом изменение потребления электроэнергии бортовым оборудованием реализуется путем соответствующего изменения состава, режимов и/или циклограммы работы бортового оборудования, которое имеет непосредственный контакт с воздушной средой герметичного объема КА.Note that the example shown in FIG. 2, corresponds to the case when the initial flow rate of the coolant in the line of the radiation heat exchanger is equal to the limiting maximum value and the subsequent change in the power consumption of the onboard equipment is performed in the direction of its decrease. In this case, the change in the consumption of electricity by the onboard equipment is implemented by a corresponding change in the composition, modes and / or the cyclogram of the operation of the onboard equipment, which has direct contact with the air environment of the sealed spacecraft volume.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.Let's describe the technical effect of the proposed invention.

В условиях космического полета при эксплуатации пилотируемого КА диапазон возможных температур в герметичном отсеке пилотируемого КА существенным образом может выходить на рамки температуры, комфортной для жизнедеятельности экипажа. Причинами этого могут быть различные обстоятельства, такие как избыточный или недостаточный состав работающего бортового оборудования, снижение эффективности работы радиаторов-излучателей вследствие длительной эксплуатации и др.Under the conditions of space flight during the operation of a manned spacecraft, the range of possible temperatures in the sealed compartment of a manned spacecraft can significantly go beyond the temperature that is comfortable for the life of the crew. The reasons for this may be various circumstances, such as excessive or insufficient composition of the operating on-board equipment, a decrease in the efficiency of radiators-emitters due to long-term operation, etc.

В результате описанных действий предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить поддержание температуры воздуха в жилом отсеке пилотируемого КА в диапазоне значений, соответствующем комфортным условиям для космонавтов. При этом указанное поддержание температуры воздуха в жилом отсеке пилотируемого КА в диапазоне значений, соответствующем комфортным условиям для космонавтов, обеспечивается на всех этапах эволюции светотеневой обстановки на орбите КА - как на этапах полета с максимальной продолжительностью теневого участка на витке и/или с продолжительностью теневого участка на витке, не менее заданной (в этих случаях обеспечиваются максимально комфортные и/или допустимые условия для функционирования СТР КА), так и на этапах полета с отсутствием теневого участка на витке орбиты (случай солнечной орбиты, когда СТР КА функционирует в критическом режиме, поскольку отсутствует регулярная - обеспечиваемая на каждом витке - возможность сброса тепла через всю поверхность радиаторов-излучателей за счет нахождения КА в тени планеты).As a result of the described actions, the proposed technical solution makes it possible to maintain the air temperature in the living compartment of the manned spacecraft in the range of values corresponding to the comfortable conditions for astronauts. At the same time, the specified maintenance of the air temperature in the living compartment of the manned spacecraft in the range of values corresponding to the comfortable conditions for cosmonauts is ensured at all stages of the evolution of the cut-off situation in the spacecraft orbit - as in the flight phases with the maximum duration of the shadow section on the orbit and / or with the duration of the shadow section on an orbit no less than a given one (in these cases, the most comfortable and / or permissible conditions for the functioning of the SCS SC are provided), and at the flight stages with the absence of a shadow section on the orbit (the case of a solar orbit when the SCS SC operates in a critical mode, since there is no regular - provided on each orbit - the possibility of dumping heat through the entire surface of radiators-emitters due to the spacecraft being in the shadow of the planet).

Получаемый технический эффект предлагаемого технического решения повышает эффективность поддержания на пилотируемом КА комфортных условий для жизнедеятельности космонавтов.The resulting technical effect of the proposed technical solution increases the efficiency of maintaining comfortable conditions on the manned spacecraft for the life of cosmonauts.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа. Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено с использованием существующих технических средств.Currently, technically everything is ready for the implementation of the proposed method. Industrial execution of the essential features that characterize the invention is not complicated and can be performed using existing technical means.

Claims (1)

Способ регулирования температуры воздуха на борту пилотируемого космического аппарата, включающий определение положения относительно направления на Солнце корпуса космического аппарата и размещенных на нем радиаторов-излучателей системы терморегулирования, задание параметров работы системы терморегулирования, поддержание температуры воздуха в задаваемом диапазоне значений и контроль расхода теплоносителя в магистрали радиатора-излучателя, отличающийся тем, что измеряют ток нагрузки бортовой электросети, по средневзвешенному значению которого за виток контролируют суммарное тепловыделение бортовой аппаратуры за виток, измеряют угол β между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, при выходе расхода теплоносителя на предельное значение измеряют ток нагрузки и температуру воздуха и запоминают их текущие средневзвешенные значения за виток, а потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки бортовой электросети средневзвешенного значения за виток, определяемого углом β с учетом соответствия тока нагрузки хладопроизводительности системы терморегулирования, на последующих витках повторно измеряют ток нагрузки и температуру воздуха и запоминают их текущие средневзвешенные значения за виток и при выходе последнего запомненного средневзвешенного значения температуры воздуха Тпосл за пределы диапазона комфортных температур для экипажа потребление электроэнергии бортовой аппаратурой изменяют до достижения током нагрузки прогнозируемого средневзвешенного значения за виток, определяемого из условия выхода прогнозируемого средневзвешенного значения температуры воздуха за виток на ближайшую к Тпосл границу диапазона комфортных температур для экипажа, и продолжают вышеописанные действия, начиная с упомянутого повторного измерения тока нагрузки и температуры воздуха.A method for regulating the air temperature on board a manned spacecraft, including determining the position relative to the direction to the Sun of the spacecraft body and the radiators-emitters of the thermal control system located on it, setting the operating parameters of the thermal control system, maintaining the air temperature in the specified range of values and monitoring the coolant flow in the radiator line - an emitter, characterized in that the load current of the on-board electrical network is measured, according to the weighted average value of which per turn, the total heat release of the on-board equipment per turn is controlled, the angle β between the direction to the Sun and the plane of the orbit is measured, when the coolant flow reaches the limit value, the load current and temperature are measured air and memorize their current weighted average values per turn, and the power consumption of the onboard equipment is changed until the load current of the onboard power network reaches the weighted average value per turn, def divided by the angle β, taking into account the correspondence of the load current to the cooling capacity of the thermal control system, on subsequent turns, the load current and air temperature are re-measured and their current weighted average values per turn are memorized and when the last memorized weighted average value of the air temperature T leaves the range of comfortable temperatures for the crew, electricity consumption onboard equipment is changed until the load current reaches the predicted weighted average value per turn, determined from the condition that the predicted weighted average value of the air temperature per turn reaches the border of the comfortable temperature range for the crew closest to T last , and the above-described actions are continued, starting with the mentioned repeated measurement of the load current and temperature air.
RU2020110084A 2020-03-10 2020-03-10 Method of controlling air temperature aboard manned spacecraft RU2739649C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020110084A RU2739649C1 (en) 2020-03-10 2020-03-10 Method of controlling air temperature aboard manned spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020110084A RU2739649C1 (en) 2020-03-10 2020-03-10 Method of controlling air temperature aboard manned spacecraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2739649C1 true RU2739649C1 (en) 2020-12-28

Family

ID=74106548

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020110084A RU2739649C1 (en) 2020-03-10 2020-03-10 Method of controlling air temperature aboard manned spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2739649C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2599428A1 (en) * 1986-05-28 1987-12-04 Messerschmitt Boelkow Blohm COMBINED PROPULSION DEVICE FOR AIRCRAFT, IN PARTICULAR FOR SPACE AIRCRAFT.
JP2003015746A (en) * 2001-06-29 2003-01-17 Nec Eng Ltd Heater control system
RU2262468C2 (en) * 2003-08-11 2005-10-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of control of temperature of spacecraft radiation surfaces
RU2586808C1 (en) * 2015-04-02 2016-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of controlling thermal control system of radiation panel spacecraft

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2599428A1 (en) * 1986-05-28 1987-12-04 Messerschmitt Boelkow Blohm COMBINED PROPULSION DEVICE FOR AIRCRAFT, IN PARTICULAR FOR SPACE AIRCRAFT.
JP2003015746A (en) * 2001-06-29 2003-01-17 Nec Eng Ltd Heater control system
RU2262468C2 (en) * 2003-08-11 2005-10-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of control of temperature of spacecraft radiation surfaces
RU2586808C1 (en) * 2015-04-02 2016-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of controlling thermal control system of radiation panel spacecraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101633411B (en) Actuating mechanism of spacecraft for integrating heat control and liquid momentum wheel
RU2739649C1 (en) Method of controlling air temperature aboard manned spacecraft
RU2279376C2 (en) Method of control of temperature of spacecraft equipped with solar batteries
RU2676596C1 (en) Spacecraft thermal control device
Kim et al. Gravity and heater size effects on pool boiling heat transfer
EP3093581B1 (en) Solar heat collecting system
CN113761654A (en) Solar wing autonomous bias control method and system in ground fire transfer process of Mars surrounding device
RU2322376C2 (en) Method of temperature control of thermal tubes with electric heaters on spacecraft instrument panels
Hodunov et al. The calculation of the heat control accumulator volume of two-phase heat transfer loop of a spacecraft thermal control system
Schmidt Effectiveness of solar absorber surfaces
Deravanessian et al. Thermal Analysis of an ESPA Class Host Satellite using Oscillating Heat Pipes and Deployable Solar Array Backed Radiator
Nason et al. Challenges in the development of the orbiter active thermal control subsystem
RU2262468C2 (en) Method of control of temperature of spacecraft radiation surfaces
Okamoto et al. Initial Evaluation of On-orbit Experiment of Loop Heat Pipe on ISS
Murata et al. Power Management of Lunar CubeSat Mission EQUULEUS Under Uncertainties of Power Generation and Consumption
KIRKPATRICK et al. Advanced thermal control flight experiment
RU224524U1 (en) Spacecraft thermal control system
RU2187083C2 (en) Method of control of temperature of heat- transfer agent in temperature control system of spacecraft with radiating radiator
RU2262469C2 (en) Method of spacecraft temperature control
Miao et al. Typical Thermal Control Technologies for Spacecraft
Cho et al. Parker Solar Probe Solar Array Cooling System In-Orbit Performance Review
Okamoto et al. On-orbit Experiment Plan of Loop Heat Pipe and the Test Results of Thermal Vacuum Test
EP4428038A1 (en) Aircraft hybrid electric propulsion architecture enabling modes of operation
Lockwood et al. An Active Cooling System for the Solar Probe Power System
Garner et al. In-Flight Operation of the Dawn Ion Propulsion System Through the Start of the Vesta Cruise Phase