RU2778102C1

RU2778102C1 - Method for air temperature control of autonomous blocks of spacecraft during ground tests using a radiator and an aerodynamic module for its implementation

Info

Publication number: RU2778102C1
Application number: RU2022101734A
Authority: RU
Inventors: Николай Николаевич Иванов
Original assignee: Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" (АО "НПО Лавочкина")
Filing date: 2022-01-26
Publication date: 2022-08-15

Abstract

FIELD: rocket and space technology.

SUBSTANCE: inventions group relates to rocket and space technology, and more to ground tests. Method for air temperature control of autonomous blocks of space vehicles during ground tests using a radiator includes filling a receiver cylinder with high-pressure air, oil-moisture separation and drying, control by pressure sensors, removable surface temperature sensors and flow meters of air parameters in the air path. At the downstream outlet, the high-pressure air is reduced by means of reducers. Next, a heat-insulated ejector cylinder-receiver is filled with this air, filtered again and, after filtering, sent to a multi-barrel heat-insulated ejector. At the outlet of the ejector, the air is directed into a flexible plastic in thermal insulation ejector pipeline with a thermal heating cable fixed inside it. The air is directed to the aerodynamic module in the thermal container. Upon completion of the flow around the walls of the radiator, the air jets flow into the surrounding space.

EFFECT: increase in terms of non-failure operation of the installation.

4 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности, его можно использовать при наземном воздушном термостатировании автономных блоков бортовой аппаратуры космических аппаратов (КА), отработке ключевых процессов взаимодействия систем обеспечения теплового режима модулей и макетов этих аппаратов, в том числе при полигонных испытаниях, а также в энергетической, авиационной, ракетной, военно-морской, химической и других отраслях промышленности.The invention relates to rocket and space technology, in particular, it can be used for ground air temperature control of autonomous blocks of spacecraft (SC) onboard equipment, development of key processes of interaction of systems for ensuring the thermal regime of modules and models of these devices, including during field tests, and also in energy, aviation, missile, naval, chemical and other industries.

Одним из аналогов заявляемой группы изобретений является патент РФ №2335706 «Способ и устройство для термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей». Сущность патента-аналога состоит в том, что до заправки ракетоносителя топливом его термостатирование производят воздухом из окружающей среды, сжатым, осушенным, охлажденным или нагретым до требуемых параметров, а перед началом заправки ракетоносителя горючим-жидким водородом вместо воздуха для термостатирования используется газообразный азот с теми же параметрами, что и воздух. Способ реализуется в устройстве, которое содержит компрессор, фильтр, охладитель и нагреватель воздуха либо азота.One of the analogues of the claimed group of inventions is RF patent No. 2335706 "Method and device for temperature control of space objects and launch vehicle compartments". The essence of the analogue patent lies in the fact that prior to refueling the launch vehicle with fuel, its thermostating is carried out with air from the environment, compressed, dried, cooled or heated to the required parameters, and before starting the refueling of the launch vehicle with combustible liquid hydrogen, gaseous nitrogen is used instead of air for thermostating with those the same parameters as air. The method is implemented in a device that contains a compressor, a filter, a cooler and an air or nitrogen heater.

Недостатком аналога по патенту №2335706 является использование воздуха достаточно высокого давления Р₀=12 кгс/см² без редуцирования, использование нетеплоизолированного воздуховода и, как следствие, неконтролируемый процесс теплообмена при термостатировании.The disadvantage of the analogue according to patent No. 2335706 is the use of air at a sufficiently high pressure P ₀ =12 kgf/cm ² without reduction, the use of a non-insulated duct and, as a result, an uncontrolled heat exchange process during temperature control.

Другим аналогом для заявляемой группы изобретений является патент РФ №2335438, опубликован 2008.10.10, «Способ термостатирования космической головной части воздухом высокого давления и система для его осуществления». Способ предназначен для термостатирования воздухом высокого давления КА при нахождении его на стартовом комплексе после заправки ракетных ступеней горючим и окислителем. Во время этого термостатирования давление воздуха понижают при помощи редуктора от начального Р_Н=400 кгс/см² до Р_РАБ, где 100 ≥ Р_РАБ ≥ 60 кгс/см². Согласно эффекту Джоуля-Томсона при таком редуцировании на выходе из редуктора воздух будет иметь низкую температуру, если, допустим, Т_Н=20°С=293 К, то 222 ≥ Т_РАБ ≥ 200, а -50°С ≥ К ≥ -73°С. Подогрев воздуха, имеющего столь низкую отрицательную температуру, негативную для аппаратуры и автоматики ракеты, до штатной температуры термостабилизации (на космодромах термостабилизация КА проводится при Т≈20°С=293 К) является и сложной технической задачей, и требует больших энергетических затрат. И то, и другое является существенным недостатком способа - аналога по патенту РФ №2335438.Another analogue for the claimed group of inventions is RF patent No. 2335438, published 2008.10.10, "Method for thermostating a space head with high pressure air and a system for its implementation." The method is intended for thermostating the spacecraft with high-pressure air while it is at the launch complex after filling the rocket stages with fuel and oxidizer. During this temperature control, the air pressure is reduced by means of a reducer from the initial R _H =400 kgf/cm ² to R _RAB where 100 ≥ R _RAB ≥ 60 kgf/cm ² . According to the Joule-Thomson effect, with such a reduction, the air at the outlet of the reducer will have a low temperature, if, for example, T _H \u003d 20 ° C \u003d 293 K, then 222 ≥ T _RAB ≥ 200, and -50 ° C ≥ K ≥ -73 °C. Heating air, which has such a low negative temperature, which is negative for the equipment and automation of the rocket, to the standard temperature of thermal stabilization (at cosmodromes, thermal stabilization of spacecraft is carried out at T≈20°C=293 K) is both a complex technical task and requires large energy costs. Both that, and another is a significant drawback of the method - analogue according to the patent of the Russian Federation No. 2335438.

Наиболее близким к заявляемой группе изобретений является патент РФ №2657603, дата регистрации 14.06.2018, «Способ воздушного термостатирования отсеков космического аппарата при наземных испытаниях и устройство для его осуществления».The closest to the claimed group of inventions is the patent of the Russian Federation No. 2657603, registration date 06/14/2018, "Method of air temperature control of spacecraft compartments during ground tests and a device for its implementation."

Суть способа заключается в том, что термостатирование отсеков КА при наземных испытаниях производят воздухом из окружающей среды, который охлаждают, осушают, нагревают и подают в термостатируемый отсек КА, при этом перед наземными испытаниями в процессе нагнетания измеряют температуру воздуха на входе и на выходе из нагнетателя при различных расходах воздуха, в процессе испытаний обеспечивают заданный расход воздуха в нагнетатель, после охлаждения и осушки нагревают воздух внутри теплоизолированной зоны до требуемой температуры, а затем подают этот воздух в термостатируемый отсек КА.The essence of the method lies in the fact that the spacecraft compartments are thermostated during ground tests with air from the environment, which is cooled, dried, heated and fed into the thermostated spacecraft compartment, while before ground tests during the injection process, the air temperature at the inlet and outlet of the supercharger is measured at different air flow rates, during testing, a given air flow rate is provided to the supercharger, after cooling and drying, the air inside the heat-insulated zone is heated to the required temperature, and then this air is supplied to the thermostatically controlled spacecraft compartment.

Недостатками прототипа являются:The disadvantages of the prototype are:

- отсутствие фильтрации запыленного воздуха, нагнетаемого из внешней воздушной среды в отсек КА, т.к. среди пыли в нагнетаемом воздухе могут оказаться обычная земная грязь, шерстинки и пушинки, тканевые волокна, фрагменты волос человека, кусочки пленки и т.д. [Фукс Н.А. Механика аэрозолей. М.: изд. АН СССР. 1955. 351 с.];- lack of filtration of dusty air injected from the external air into the spacecraft compartment, because among the dust in the forced air, there may be ordinary earth dirt, hairs and fluffs, fabric fibers, fragments of human hair, pieces of film, etc. [Fuchs N.A. Aerosol mechanics. M.: ed. Academy of Sciences of the USSR. 1955. 351 p.];

- выделение избыточной тепловой энергии во время работы теплогенерирующей энергии аппаратуры в отсеке КА, которую при воздушном термостатировании необходимо адресно удалять;- the release of excess thermal energy during the operation of the heat-generating energy of the equipment in the spacecraft compartment, which must be specifically removed during air temperature control;

- отсутствие промышленного диапазона рабочих температур, в котором допускается штатное функционирование аппаратуры, а точные значения температуры воздуха необходимы в редких случаях, например, при наземном термостатировании космических антенн для КА;- the absence of an industrial operating temperature range in which the normal operation of the equipment is allowed, and accurate values of the air temperature are necessary in rare cases, for example, during ground-based temperature control of space antennas for spacecraft;

- трудоемкость и сложность работы, для выполнения которой требуются экспериментаторы с высокой инженерной квалификацией, продолжительное время подготовки устройства к работе, привлечение дополнительных средств измерения (например, для данных по расходам воздуха необходимо измерение скоростных эпюр на входе в нагнетатель воздуха и т.д.);- the complexity and complexity of the work, which requires experimenters with high engineering qualifications, a long time to prepare the device for operation, the involvement of additional measuring instruments (for example, for air flow data, it is necessary to measure velocity diagrams at the inlet to the air blower, etc.) ;

- отсутствие надежности, так как устройство, включает в себя несколько сложных взаимосвязанных друг с другом вращающихся и подвижных элементов, таких как нагнетатель воздуха с регулируемым числом оборотов ротора, холодильный компрессор, охладитель-осушитель воздуха (требуется замена адсорбентов), нагреватель воздуха и т.п.- lack of reliability, since the device includes several complex interconnected rotating and moving elements, such as an air blower with an adjustable rotor speed, a refrigeration compressor, an air cooler-drier (replacement of adsorbents is required), an air heater, etc. P.

Техническим результатом заявляемой группы изобретений «Способ воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиатора и аэродинамический модуль для его осуществления» является:The technical result of the claimed group of inventions "Method of air temperature control of autonomous units of spacecraft during ground tests using a radiator and an aerodynamic module for its implementation" is:

- максимальное увеличение срока безотказной работы, минимизация технического риска, отказ за ненадобностью от использования сложной и взаимосвязанной совокупности устройств, в узлах и элементах которых при термостатировании могут возникать отказы и дефекты;- maximum increase in the period of failure-free operation, minimization of technical risk, refusal as unnecessary from the use of a complex and interconnected set of devices, in the nodes and elements of which failures and defects may occur during temperature control;

- повышение стабильности, отказоустойчивости и надежности способа воздушного термостатирования, улучшение массово-габаритных характеристик аэродинамического модуля, используемого для осуществления этого способа;- increasing the stability, fault tolerance and reliability of the air temperature control method, improving the mass-dimensional characteristics of the aerodynamic module used to implement this method;

- отказ при термостатировании от использования воздуха с температурой «градус в градус» за ненадобностью и использование при термостатировании автономных блоков КА воздуха с номинальной температурой, принадлежащей диапазону рабочих температур тепловыделяющих приборов бортовой аппаратуры;- refusal from the use of air with a temperature of "degree to degree" during temperature control as unnecessary and the use of air with a nominal temperature belonging to the operating temperature range of on-board equipment heat-generating devices for temperature control of spacecraft autonomous units;

- использование цифровых расходомеров и поверхностных датчиков температуры при контроле тепловыделения автономными блоками, модулями и макетами КА при их термостатировании с помощью аэродинамического модуля; передача данных по температуре через интерфейсный порт USB-2(3) в персональный компьютер;- the use of digital flow meters and surface temperature sensors when controlling heat release by autonomous blocks, modules and spacecraft mock-ups during their temperature control using an aerodynamic module; temperature data transfer via USB-2(3) interface port to a personal computer;

- разработка производственного, лаконично-элегантного дизайна для аэродинамического модуля, позволяющего повторно и оперативно использовать этот модуль в различных ситуациях, а также уменьшение расходов на реализацию данного способа, снижение финансовых и производственных издержек при обслуживании и проведении как кратковременного, так и долговременного воздушного термостатирования автономных блоков КА.- development of a production, laconic and elegant design for the aerodynamic module, which allows you to reuse and quickly use this module in various situations, as well as reducing the cost of implementing this method, reducing financial and production costs during maintenance and carrying out both short-term and long-term air temperature control of autonomous KA blocks.

Указанный выше технический результат изобретения достигается тем, что способ воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиатора и аэродинамический модуль для его осуществления включает в себя заполнение баллона-ресивера высоконапорным воздухом из компрессора и поддержание требуемого давления высоконапорного воздуха в баллоне-ресивере, масловлагоотделение и осушение, контроль датчиками давления, температуры и цифровыми расходомерами параметров воздуха в воздушном тракте, на выходе из баллона-ресивера магистральную фильтрацию высоконапорного воздуха, вниз по потоку при помощи редукторов редуцирование высоконапорного воздуха, наполнение редуцированным воздухом теплоизолированного эжекторного баллона-ресивера, его подогрев, еще одну фильтрацию и подачу воздуха в многоствольный теплоизолированный эжектор с большим коэффициентом эжекции

, где

≥ 9, подвод воздуха на выходе из эжектора в гибкий, пластиковый, в теплоизоляции трубопровод с закрепленным внутри него термонагревательным кабелем, затем разветвление подвода воздуха на два потока, контроль расхода воздуха при помощи цифровых расходомеров и его подачу к аэродинамическому модулю в термоконтейнер, где происходит упорядоченное термостатирование радиатора и скрепленного с ним автономного блока с бортовыми приборами охлаждающими воздушными потоками, сформированными в виде плоских воздушных струй, причем натекание плоских воздушных струй на стенки радиатора происходит под углом α, где 5° ≥ α ≥ 10°, а по завершении охлаждения стенок радиатора воздушные струи истекают в окружающее пространство, причем при обтекании и охлаждении стенок радиатора предусмотрена турбулизация плоских воздушных струй при помощи турбулизаторов с целью интенсификации турбулентного теплообмена при вынужденной конвекции между стенками радиатора и воздушными струями, измерение поверхностной температуры стенок радиатора и передача результатов измерения через интерфейсный порт USB-2 (3) в персональный компьютер для последующего использования, также предусмотрено размещение на выходе из эжектора внутри гибкого, пластикового, в теплоизоляции трубопроводе термонагревательного кабеля, способного изменять свое сопротивление в зависимости от температуры воздуха, протекающего в этом трубопроводе, и подогрев воздуха на ΔT, где 15° ≥ ΔT ≥ 25° градусов в зимнее время в теплоизолированном эжекторном баллоне-ресивере.The above technical result of the invention is achieved by the fact that the method of air temperature control of autonomous blocks of spacecraft during ground tests using a radiator and an aerodynamic module for its implementation includes filling the receiver cylinder with high-pressure air from the compressor and maintaining the required pressure of high-pressure air in the receiver cylinder, oil-moisture separation and dehumidification, monitoring by pressure and temperature sensors and digital flow meters of air parameters in the air path, at the outlet of the receiver cylinder, main filtration of high-pressure air, downstream using reducers, reduction of high-pressure air, filling the heat-insulated ejector cylinder-receiver with reduced air, its heating , one more filtration and air supply to a multi-barrel heat-insulated ejector with a large ejection coefficient

, where

≥ 9, air supply at the outlet of the ejector into a flexible, plastic, heat-insulated pipeline with a thermal heating cable fixed inside it, then the air supply branching into two streams, air flow control using digital flow meters and its supply to the aerodynamic module in the thermal container, where orderly temperature control of the radiator and the autonomous unit attached to it with on-board instruments by cooling air flows formed in the form of flat air jets, and the flat air jets flow onto the radiator walls at an angle α, where 5° ≥ α ≥ 10°, and upon completion of the cooling of the walls of the radiator, air jets flow into the surrounding space, and when flowing around and cooling the walls of the radiator, turbulence of flat air jets is provided with the help of turbulators in order to intensify turbulent heat transfer during forced convection between the walls of the radiator and air jets, measurement of surface temperature walls of the radiator and transferring the measurement results via the USB-2 interface port (3) to a personal computer for subsequent use, it is also provided for placement at the ejector outlet inside a flexible, plastic, thermally insulated pipeline of a thermal heating cable that can change its resistance depending on the air temperature, flowing in this pipeline, and heating the air by ΔT, where 15° ≥ ΔT ≥ 25° degrees in winter in a heat-insulated ejector cylinder-receiver.

Аэродинамический модуль для воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиатора, состоит из автономного блока с бортовой аппаратурой и размещенными внутри него тепловыми трубами и тепловым коллектором, скрепленного с этим автономным блоком термостатируемого радиатора с размещенной внутри него контурной тепловой трубой, патрубками для подвода охлаждающего воздуха, переносного сборно-разборного из двух сопряженных половин термоконтейнера, выполненного из теплоизоляционного материала в виде полого с пластинами жесткости в стенках прямоугольного параллелепипеда с гибким креплением типа застежки-молнии, которое закрывается-открывается с помощью двух бегунков; установленных на днище каждой из половин термоконтейнера с возможностью вращения цилиндрических коллекторов с плоскими щелевыми соплами, причем на одном торце этих цилиндрических коллекторов предусмотрен патрубок для подвода воздуха, а противоположный, выпуклый эллиптического типа, торец является глухим и изготовлен заодно с внешней осью, на которой закреплен маховичок регулирования угла натекания плоской воздушной струи на боковую стенку термостатируемого радиатора; закрепленных на боковых стенках термостатируемого радиатора с помощью алюминиевой клейкой ленты съемных поверхностных датчиков температуры, измеряющих и передающих температурные параметры через интерфейсный порт USB-2 (3) в персональный компьютер; комплекта для термостатируемого радиатора регулируемой ленточной обвязки с застежкой, композитных нитей-подвесок и турбулизаторов, закрепленных на этих нитях-подвесках, причем все компоненты обвязки, нитей-подвесок и турбулизаторы изготовлены из углерод-углеродного композиционного материала с низкой тепловой проводимостью.The aerodynamic module for air temperature control of autonomous units of spacecraft during ground tests using a radiator, consists of an autonomous unit with onboard equipment and heat pipes and a heat collector located inside it, fastened to this autonomous unit of a thermostated radiator with a loop heat pipe placed inside it, branch pipes for cooling air supply, portable collapsible from two mating halves of a thermal container made of heat-insulating material in the form of a hollow with stiffening plates in the walls of a rectangular parallelepiped with a flexible fastener such as a zipper, which closes and opens with the help of two runners; installed on the bottom of each of the halves of the thermal container with the possibility of rotation of cylindrical collectors with flat slotted nozzles, and at one end of these cylindrical collectors there is a branch pipe for air supply, and the opposite, convex elliptical type, end is blind and is made integral with the outer axis, on which it is fixed handwheel for adjusting the angle of flow of a flat air jet onto the side wall of a thermostatically controlled radiator; removable surface temperature sensors fixed on the side walls of the thermostated radiator with aluminum adhesive tape, measuring and transmitting temperature parameters via the USB-2 interface port (3) to a personal computer; a set for a thermostatically controlled radiator of an adjustable strap with a clasp, composite suspension threads and turbulators attached to these suspension threads, and all components of the strapping, suspension threads and turbulators are made of carbon-carbon composite material with low thermal conductivity.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема установки, в которой реализован способ воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиаторов; на фиг. 2 - общий вид аэродинамического модуля; на фиг. 3 - продольный разрез аэродинамического модуля по АА; на фиг. 4 - поперечный разрез аэродинамического модуля по ББ; на фиг. 5 - вид по В на аэродинамический модуль с частичным вырезом.In FIG. 1 shows a schematic diagram of an installation in which a method for air temperature control of autonomous blocks of spacecraft during ground tests using radiators is implemented; in fig. 2 - general view of the aerodynamic module; in fig. 3 - longitudinal section of the aerodynamic module along AA; in fig. 4 - cross section of the aerodynamic module along the BB; in fig. 5 is a view along B of the aerodynamic module with a partial cut.

Установка, в которой реализован способ воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиатора (фиг. 1), включает компрессор 1, баллон-ресивер 2, запорные вентили 3, магистральный фильтр 4, масловлагоотделитель 5, осушитель воздуха 6, датчики давления 7, съемные поверхностные датчики температуры 8, редукторы 9, эжекторный баллон-ресивер 10 в теплоизоляции, электрический нагреватель 11, многоствольный теплоизолированный эжектор 12 с большим коэффициентом эжекции, гибкий пластиковый в теплоизоляции эжекторный трубопровод 13 с закрепленным внутри него термонагревательным кабелем 14, разветвитель 15 с цифровыми расходомерами 16, аэродинамический модуль 17.The installation in which the method of air temperature control of autonomous blocks of spacecraft during ground tests using a radiator (Fig. 1) is implemented, includes a compressor 1, a cylinder-receiver 2, shut-off valves 3, a main filter 4, an oil and moisture separator 5, an air dryer 6, pressure sensors 7, removable surface temperature sensors 8, reducers 9, ejector cylinder-receiver 10 in thermal insulation, electric heater 11, multi-barrel thermally insulated ejector 12 with a large ejection coefficient, flexible plastic in thermal insulation ejector pipeline 13 with a thermal heating cable fixed inside it 14, splitter 15 s digital flow meters 16, aerodynamic module 17.

Аэродинамический модуль 17 (фиг. 2), в свою очередь, включает в себя автономный блок 18 с бортовой аппаратурой 19, термоконтейнер 20 с ручками для переноса 21, радиатор 22, гибкую застежку-молнию 23 для термоконтейнера 20, патрубки подвода воздуха 24, (далее фиг. 3, 4, 5) цилиндрические коллекторы 25 с плоскими щелевыми соплами 26, съемную ленточную обвязку 27, нити-подвески 28, турбулизаторы 29; маховички 30, закрепленные на осях 31 цилиндрических коллекторов 25; пластины жесткости 32.The aerodynamic module 17 (Fig. 2), in turn, includes an autonomous unit 18 with onboard equipment 19, a thermal container 20 with carrying handles 21, a radiator 22, a flexible zipper 23 for the thermal container 20, air supply pipes 24, ( further Fig. 3, 4, 5) cylindrical collectors 25 with flat slotted nozzles 26, removable strapping 27, suspension threads 28, turbulators 29; handwheels 30, fixed on the axes 31 of the cylindrical collectors 25; stiffening plates 32.

Первый подготовительный этап работы на установке, в которой реализована заявляемая группа изобретений, начинается с подачи заявки на компрессорную станцию с указанием времени проведения термостатирования и требуемых параметров воздуха (давления, температуры, точки росы и т.п.). На предприятии-заявителе воздух подается в цеха с давлением Р=35 МПа, точкой росы, соответствующей температуре Т_росы=-55°С=218 К и содержанием воды в воздухе 0,021 г/м³. Для сравнения заметим, что при температуре воздуха Т=20°С и влажности 40% (комфортные условия для человека) содержание воды в воздухе соответствует 7,1 г/м³.The first preparatory stage of work on the installation, in which the claimed group of inventions is implemented, begins with the filing of an application for a compressor station indicating the time of thermostatting and the required air parameters (pressure, temperature, dew point, etc.). At the applicant enterprise, air is supplied to the shops with a pressure of P=35 MPa, a dew point corresponding to a temperature of T _dew =-55°C=218 K and a water content in the air of 0.021 g/m ³ . For comparison, we note that at an air temperature of T=20°C and a humidity of 40% (comfortable conditions for humans), the water content in the air corresponds to 7.1 g/m ³ .

Одновременно с подачей заявки выполняется работа по подготовке аэродинамического модуля к термостатированию. Работа начинается с установки и крепления радиатора 22 к автономному блоку 18 с бортовой аппаратурой 19. Далее, по окончании крепления радиатора 22 на автономном блоке 18, на радиаторе 22 необходимо закрепить съемную ленточную обвязку 27 с нитями-подвесками 28 и турбулизаторами 29, а также съемные поверхностные датчики температуры 8, используя для их крепления, например, липкую армированную алюминиевую ленту.Simultaneously with the submission of the application, work is being done to prepare the aerodynamic module for temperature control. The work begins with the installation and fastening of the radiator 22 to the stand-alone unit 18 with on-board equipment 19. Further, after the radiator 22 is mounted on the stand-alone unit 18, it is necessary to fix the removable strap 27 on the radiator 22 with suspension threads 28 and turbulators 29, as well as removable surface temperature sensors 8, using for their fastening, for example, adhesive reinforced aluminum tape.

С помощью турбулизаторов 29 создаются вихревые неупорядоченные течения при турбулентном теплообмене, которые интенсифицируют процесс вынужденной конвекции.With the help of turbulators 29, vortex disordered flows are created during turbulent heat transfer, which intensify the process of forced convection.

После этого на радиатор 22 надевается и закрепляется, используя гибкую застежку-молнию 23, термоконтейнер 20. Далее с помощью маховичков 30 плоские щелевые сопла 26 цилиндрических коллекторов 25 выставляются на требуемый угол натекания α, где 5° ≥ α ≥ 10° плоской воздушной струи на боковые стенки радиатора 22, а соединительные провода съемных поверхностных датчиков температуры 8 выводятся из термоконтейнера 20 наружу. Аэромодуль 17 готов к работе. Подсоединение съемных поверхностных датчиков температуры 8 к серверу либо ноутбуку производится позже.After that, a thermal container 20 is put on the radiator 22 and fixed using a flexible zipper 23. Then, using handwheels 30, flat slotted nozzles 26 of cylindrical collectors 25 are set to the required angle of leakage α, where 5° ≥ α ≥ 10° of a flat air jet on side walls of the radiator 22, and the connecting wires of the removable surface temperature sensors 8 are brought out of the thermal container 20. Aeromodule 17 is ready for operation. Removable surface temperature sensors 8 are connected to the server or laptop later.

Второй подготовительный этап - это подготовка газодинамической установки (ГДУ). На компрессорной станции такие устройства, как компрессор 1, баллон-ресивер 2, запорные вентили 3, магистральный фильтр 4, маслоотделитель 5, осушитель воздуха 6, датчики давления 7 и съемные поверхностные датчики температуры 8, редукторы 9 смонтированы и являются штатным оборудованием с разрешительными документами. От компрессорной станции к испытательной станции, где осуществляется термостатирование автономных блоков КА, подведен воздушный теплоизолированный трубопровод требуемого сечения. Этот теплоизолированный трубопровод подсоединяется к эжекторному баллону-ресиверу 10 с электрическим нагревателем 11. Эжекторный баллон-ресивер 10, в свою очередь, стыкуется с помощью теплоизолированного трубопровода с многоствольным теплоизолированным эжектором 12, а эжектор при помощи такого же гибкого пластикового в теплоизоляции эжекторного трубопровода 13 с термонагревательным кабелем 14 соединяется с разветвителем 15 с смонтированными на его патрубках цифровыми расходомерами 16. Термонагревательный кабель 14 включается в работу в зимнее время. Термонагревательный кабель 14 крепится к внутренней поверхности гибкого пластикового в теплоизоляции эжекторного трубопровода 13 и может изменять свое сопротивление в зависимости от температуры протекающего воздуха. С уменьшением температуры воздуха сопротивление кабеля уменьшается и, как следствие, увеличивается протекающий ток и увеличивается выделяемая кабелем тепловая мощность. В эжекторе отсутствуют подвижные узлы и детали, поэтому вероятность его безотказной работы (ВБР) равна 1.The second preparatory stage is the preparation of a gas-dynamic installation (GDU). At the compressor station, such devices as compressor 1, receiver 2, shut-off valves 3, main filter 4, oil separator 5, air dryer 6, pressure sensors 7 and removable surface temperature sensors 8, reducers 9 are mounted and are standard equipment with permits . From the compressor station to the test station, where the thermostatic control of the autonomous blocks of the spacecraft is carried out, an air heat-insulated pipeline of the required section is connected. This heat-insulated pipeline is connected to the ejector cylinder-receiver 10 with an electric heater 11. The ejector cylinder-receiver 10, in turn, is connected with the help of a heat-insulated pipeline with a multi-barrel heat-insulated ejector 12, and the ejector using the same flexible plastic in heat-insulated ejector pipeline 13 with the heating cable 14 is connected to the splitter 15 with digital flow meters 16 mounted on its nozzles. The heating cable 14 is put into operation in winter. The thermal heating cable 14 is attached to the inner surface of the flexible plastic in thermal insulation of the ejector pipeline 13 and can change its resistance depending on the temperature of the flowing air. With a decrease in air temperature, the resistance of the cable decreases and, as a result, the flowing current increases and the thermal power released by the cable increases. There are no moving components and parts in the ejector, so the probability of its failure-free operation (FBR) is equal to 1.

По окончании подготовительных этапов работы по аэродинамическому модулю 17 и ГДУ, разветвитель 15 с цифровыми расходомерами 16 подсоединяют к патрубкам подвода воздуха 24 аэродинамического модуля 17, а соединительные провода съемных поверхностных датчиков температуры 8, укрепленных на радиаторе 22, через интерфейсный порт подсоединяются к компьютеру. Далее возможно для автономного блока 18 с бортовой аппаратурой 19 КА выполнить штатное термостатирование с воздушным охлаждением.At the end of the preparatory stages of work on the aerodynamic module 17 and the GDU, the splitter 15 with digital flow meters 16 is connected to the air supply pipes 24 of the aerodynamic module 17, and the connecting wires of the removable surface temperature sensors 8 mounted on the radiator 22 are connected to the computer through the interface port. Further, it is possible for the stand-alone unit 18 with on-board equipment 19 of the spacecraft to perform regular air-cooled temperature control.

Предварительное опробование газодинамической установки (ГДУ) и вывод ее на требуемый режим термостатирования производится при помощи редукторов 9 (возможно и одного редуктора), при этом требуемые параметры напорного воздушного потока контролируются датчиками давления 7, съемными поверхностными датчиками температуры 8 и цифровыми расходомерами 16.Preliminary testing of the gas-dynamic unit (GDU) and bringing it to the required temperature control mode is carried out using gearboxes 9 (possibly one gearbox), while the required parameters of the pressure air flow are controlled by pressure sensors 7, removable surface temperature sensors 8 and digital flow meters 16.

При штатном термостатировании, используя ранее выполненную этапную подготовку, открывают последовательно запорные вентили 3 и подают редуцированный расход воздуха в эжекторный баллон-ресивер 10, многоствольный теплоизолированный эжектор 12 и цилиндрические коллекторы 25 аэродинамического модуля 17. При этом производится контроль параметров воздуха по датчикам давления 7, по съемным поверхностным датчикам температуры 8 и цифровым расходомерам 16. Из цилиндрических коллекторов 25 истекающие плоские воздушные струи натекают и охлаждают боковые стенки радиатора 22. По установлению стационарного режима истечения воздуха на бортовую аппаратуру 19 КА подается электрическое напряжение и контролируется ее штатная работа в течение заданного периода времени.During normal temperature control, using the previously completed stage preparation, shut-off valves 3 are opened in series and a reduced air flow is supplied to the ejector cylinder-receiver 10, the multi-barrel heat-insulated ejector 12 and the cylindrical manifolds 25 of the aerodynamic module 17. In this case, the air parameters are controlled by pressure sensors 7, by removable surface temperature sensors 8 and digital flow meters 16. Outflowing flat air jets flow from cylindrical collectors 25 and cool the side walls of the radiator 22. Upon establishing a stationary mode of air outflow, electric voltage is applied to the onboard equipment 19 of the spacecraft and its regular operation is monitored for a specified period time.

Claims

1. A method for air temperature control of autonomous blocks of space vehicles during ground tests using a radiator, including filling the receiver cylinder with high-pressure air from the compressor and maintaining the required pressure of high-pressure air in the receiver cylinder, oil and moisture separation and drying, control by pressure sensors, removable surface temperature sensors and flow meters parameters of the air in the air path, characterized in that at the outlet of the receiver cylinder, high-pressure air main filtration is provided; an ejector with a high ejection coefficient k, where k≥9, and at the outlet of the ejector, the air is directed into a flexible plastic in thermal insulation ejector pipeline with a thermal heating cable fixed inside it, then m is branched into two streams, the air flow is controlled using digital flow meters and sent to the aerodynamic module in the thermal container, where the ordered temperature control of the radiator and the autonomous unit attached to it with on-board devices takes place with cooling air flows formed in the form of flat air jets, and flat air flows jets on the radiator walls occurs at an angle of inflow α, where 5°≥α≥10°, and upon completion of the flow around the radiator walls, the air jets flow into the surrounding space, and when flowing around and cooling the walls of the radiator, flat air jets are turbulized with the help of turbulators in order to intensify turbulent heat exchange during forced convection between the radiator walls and air jets, as well as measuring the surface temperature of the radiator walls and transferring the measurement results via the USB-2 (3) interface port to a personal computer for subsequent use.

2. The method according to claim 1, characterized in that at the outlet of the ejector in a flexible, plastic, thermally insulated pipeline, a thermal heating cable is fixed inside it, capable of changing its resistance depending on the temperature of the air flowing in this pipeline.

3. The method according to claim 1, characterized in that during air temperature control in winter, the air in a heat-insulated ejector cylinder-receiver is heated by ΔT, where 15°≥ΔT≥25°.

Fig. 4. Aerodynamic module for air temperature control of autonomous units of space vehicles during ground tests using a radiator, including an autonomous unit with onboard equipment and heat pipes and a heat collector located inside it, a thermostatically controlled radiator fastened to this autonomous unit with a loop heat pipe placed inside it, branch pipes for supplying cooling air, characterized in that the aerodynamic module is portable and contains a collapsible thermal container of two mating halves, made of heat-insulating material in the form of a hollow with stiffening plates in the walls of a rectangular parallelepiped with a flexible fastener such as a zipper, which closes and opens with the help of two runners; on the bottom of each half of the thermal container, cylindrical collectors with flat slotted nozzles are installed with the possibility of rotation, and at one end of these cylindrical collectors there is a branch pipe for air supply, and the opposite, convex elliptical type, end is blind and is made in one with the outer axis, on which a handwheel for adjusting the angle of inflow of a flat air jet onto the side wall of a thermostatically controlled radiator is fixed; Removable surface temperature sensors are fixed on the side walls of the temperature-controlled radiator using aluminum adhesive tape, which measure and transmit temperature parameters via the USB-2 interface port (3) to a personal computer; turbulators attached to these suspension threads, and all components of the harness, suspension threads and turbulators are made of carbon-carbon composite material with low thermal conductivity.