RU2353558C1 - Space vehicle heat tube testing method - Google Patents
Space vehicle heat tube testing method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2353558C1 RU2353558C1 RU2007132391/11A RU2007132391A RU2353558C1 RU 2353558 C1 RU2353558 C1 RU 2353558C1 RU 2007132391/11 A RU2007132391/11 A RU 2007132391/11A RU 2007132391 A RU2007132391 A RU 2007132391A RU 2353558 C1 RU2353558 C1 RU 2353558C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- evaporation
- temperature
- condensation
- coolant
- section
- Prior art date
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title abstract description 17
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 claims abstract description 78
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 claims abstract description 77
- 230000005494 condensation Effects 0.000 claims abstract description 69
- 238000009833 condensation Methods 0.000 claims abstract description 69
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 39
- 238000010998 test method Methods 0.000 claims description 2
- 244000068988 Glycine max Species 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007791 liquid phase Substances 0.000 description 5
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 4
- QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N Ammonia Chemical compound N QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 229910021529 ammonia Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)
Abstract
Description
Изобретение, созданное авторами в порядке выполнения служебного задания, относится к космической технике, в частности к системам терморегулирования приборов телекоммуникационного спутника.The invention created by the authors in the order of performance of an assignment relates to space technology, in particular to thermal control systems of telecommunication satellite devices.
В настоящее время для термостатирования посадочных мест приборов спутника широко используются тепловые трубы (см., например, книги: Чи С. Тепловые трубы: Теория и практика / Перевод с английского В.Я. Сидорова - М.: Машиностроение, 1981, стр.65, 74, 177, 180 [1]; Дан П.Д., Рей Д.А. Тепловые трубы / Перевод с английского - М.: Энергия, 1997 г, стр.104, 105, 154-156 [2]) с небольшим диаметром парового канала (например, (6-10) мм) различной длины (например, (0,5-3) м) с допустимыми минимальными рабочими температурами участка конденсации от минус 50 до минус 20°С и максимальными рабочими температурами участка испарения от 30 до 50°С (т.е. тепловые трубы работоспособны в диапазоне изменения температур конструкции от минус 50 до 50°С).At present, heat pipes are widely used for thermostating the seats of satellite instruments (see, for example, books: Chi S. Heat pipes: Theory and practice / Translated from English by V.Ya. Sidorov - M .: Mechanical Engineering, 1981, p. 65 , 74, 177, 180 [1]; Dan P.D., Rey D.A. Heat pipes / Translated from English - Moscow: Energia, 1997, pp. 104, 105, 154-156 [2]) s a small diameter of the steam channel (for example, (6-10) mm) of various lengths (for example, (0.5-3) m) with acceptable minimum operating temperatures of the condensation section from minus 50 to minus 20 ° С and maximum working temperatures of the evaporation section from 30 to 50 ° С (i.e. heat pipes are operable in the range of structural temperature changes from minus 50 to 50 ° С).
Согласно [1], [2] тепловые трубы заправляются теплоносителем с некоторым избытком.According to [1], [2] heat pipes are filled with a coolant with some excess.
В процессе изготовления таких конкретных тепловых труб одним из основных испытаний является опытное определение значений температурных перепадов между участками испарения и конденсации в диапазоне изменения их рабочих температур при подводе к участку испарения тепловой трубы одинаковой требуемой тепловой мощности при различных дозах заправленного во внутреннюю полость корпуса с фитилем в виде продольных канавок на внутренней поверхности его теплоносителя с избытком.In the process of manufacturing such specific heat pipes, one of the main tests is the experimental determination of the temperature differences between the evaporation and condensation sites in the range of changes in their operating temperatures when the same heat output is applied to the heat pipe evaporation site for different doses of the body filled with the wick in in the form of longitudinal grooves on the inner surface of its coolant in excess.
На основе результатов этих испытаний должна определяться максимально допустимая величина дозы заправки теплоносителем последующих (предназначенных для использования на борту космического аппарата) тепловых труб, обеспечивающая в условиях эксплуатации температурный перепад между участками испарения и конденсации не более допустимого (например, не более 5°С).Based on the results of these tests, the maximum permissible dose of coolant refueling subsequent (intended for use on board the spacecraft) heat pipes should be determined, which ensures, in operating conditions, the temperature difference between the areas of evaporation and condensation is not more than acceptable (for example, not more than 5 ° C).
В результате анализа опытных данных отработочных испытаний конкретной тепловой трубы с диаметром парового канала ≈6 мм и общей длиной ≈1200 мм (из которой длина транспортного участка ≈600 мм) авторами установлено (см. фиг.2), что, например, при температуре испарительной зоны 40°С (поз.1) перепады температур между участками испарения и конденсации (ΔtТТ) существенно меньше соответствующих перепадов температур между участками испарения и конденсации при минимальной рабочей температуре участка конденсации, равной минус 40°С (поз.2), что противоречит данным эксплуатации аналогичных тепловых труб на орбите (поз.3): перепад температур между участками испарения и конденсации при температуре участка испарения 40°С должен быть больше перепада температур между вышеуказанными участками при температуре участка конденсации минус 40°С при одной и той же заданной дозе заправки теплоносителем с избытком, например, приAs a result of the analysis of the experimental data of the developmental tests of a specific heat pipe with a diameter of the steam channel ≈6 mm and a total length of ≈1200 mm (of which the length of the transport section is ≈600 mm), the authors found (see figure 2) that, for example, at an evaporative temperature zone 40 ° C (position 1) temperature differences between the evaporation and condensation sections (Δt TT) is substantially less than the corresponding temperature differences between portions of evaporation and condensation at the lowest working temperature of the condensation section equal to minus 40 ° C (item 2), which contradicts um the operation data of similar heat pipes in orbit (pos. 3): the temperature difference between the evaporation and condensation sections at the temperature of the evaporation section 40 ° С should be greater than the temperature difference between the above sections at the temperature of the condensation section minus 40 ° С at the same given excess refueling dose, for example, at
mз.д.изб.1 (т.е. должно выполняться условие: для более высокой температуры участка испарения должен соответствовать более больший перепад температур между участками испарения и конденсации).m wd 1 (i.e., the condition must be met: for a higher temperature of the evaporation section, a larger temperature difference between the evaporation and condensation sections must correspond).
Это объясняется тем, что при наземных условиях при минимально возможной рабочей температуре участка конденсации (испарения) избыток теплоносителя в результате преобладания инерционных сил потока пара над силами поверхностного натяжения жидкой фазы и силами тяготения собирается в концевой части участка конденсации и уменьшает эффективную длину участка конденсации, тем самым увеличив перепад температур между участками испарения и конденсации аналогично условиям эксплуатации тепловой трубы на орбите.This is due to the fact that under ground conditions at the lowest possible operating temperature of the condensation (evaporation) section, excess coolant due to the predominance of inertial forces of the vapor flow over the surface tension forces of the liquid phase and gravity forces collects in the end of the condensation section and reduces the effective length of the condensation section, thereby increasing the temperature difference between the areas of evaporation and condensation similarly to the operating conditions of the heat pipe in orbit.
А при максимальной рабочей температуре участка испарения (конденсации) при наземных условиях силы поверхностного натяжения жидкой фазы и силы тяготения преобладают над инерционными силами потока пара (инерционные силы в этом случае в несколько раз меньше инерционных сил, действующих при минимально возможной рабочей температуре пара) и избыток жидкости располагается по длине тепловой трубы в донной части (в основном после участка испарения) - на транспортном участке и участке конденсации и это выводит из нормальной работы 2-3 канавки из более 30 канавок и практически не сказывается на характеристиках тепловой трубы. В результате этого при этом (как показал анализ, при температуре от 20 до 50°С) эффективная длина участка конденсации практически не изменяется и реализуется температурный перепад между зонами испарения и конденсации уменьшенной величины.And at the maximum working temperature of the evaporation (condensation) section under ground conditions, the forces of the surface tension of the liquid phase and gravity prevail over the inertial forces of the steam flow (inertial forces in this case are several times less than the inertial forces acting at the lowest possible working temperature of the vapor) and an excess the liquid is located along the length of the heat pipe in the bottom (mainly after the evaporation section) - in the transport section and the condensation section and this takes 2-3 grooves out of normal operation More than 30 grooves and practically does not affect the characteristics of the heat pipe. As a result of this, at the same time (as the analysis showed, at a temperature of 20 to 50 ° C) the effective length of the condensation section practically does not change and a temperature difference between the evaporation and condensation zones of a reduced value is realized.
А при эксплуатации на орбите силы тяготения практически отсутствуют и силы инерции потока пара превышают над силами поверхностного натяжения жидкой фазы и избыток теплоносителя при максимальной рабочей температуре, как и при минимальной температуре участка испарения, концентрируется в концевой части участка конденсации: т.к. при этом из-за температурного расширения объем избыточной жидкой фазы больше, чем в первом случае, жидкостная пробка занимает более длинный участок и эффективная длина участка конденсации более короче, чем в первом случае, и перепад температур между участками на орбите имеет более высокое значение по сравнению с первым случаем.And when operating in orbit, the gravitational forces are practically absent and the inertia forces of the vapor stream exceed the surface tension forces of the liquid phase and the excess coolant at the maximum operating temperature, like at the minimum temperature of the evaporation section, is concentrated in the end part of the condensation section: in this case, due to thermal expansion, the volume of the excess liquid phase is larger than in the first case, the liquid plug occupies a longer section and the effective length of the condensation section is shorter than in the first case, and the temperature difference between the sections in orbit is higher than with the first case.
Таким образом, известные способы испытаний тепловых труб по определению значений перепадов температур между участками испарения и конденсации при одних и тех же дозах заправки их теплоносителем с избытком не обеспечивают достоверными данными о перепадах температур применительно к условиям эксплуатации на орбите и максимально допустимая доза заправки теплоносителем также получается недостоверной (см. фиг.2, где ΔtТТ - перепад температур между участками испарения и конденсации, °С; mзап - доза заправляемого во внутреннюю полость корпуса теплоносителя с избытком, г; mзап1, mзап2 - величины доз теплоносителя, заправленного во внутреннюю полость корпуса без избытка, г; mзап0 - величина дозы теплоносителя, заправленной во внутреннюю полость корпуса с максимально допустимым возможным недостатком, г; 1, 2, 3 - изменения значений перепадов температур ΔtТТ в зависимости от различных доз заправки теплоносителем mзап внутренней полости корпуса соответственно: 1 - при максимальной рабочей температуре участка испарения (40°С) по результатам наземных испытаний, 2 - при минимальной рабочей температуре участка конденсации (минус 40°С) по результатам наземных испытаний, 3 - при максимальной рабочей температуре участка испарения на основе данных эксплуатации на орбите аналогичной тепловой трубы).Thus, the known methods for testing heat pipes to determine the temperature differences between the areas of evaporation and condensation at the same doses of refueling them with excess do not provide reliable data on temperature differences in relation to operating conditions in orbit and the maximum allowable dose of refueling with the coolant also turns out unreliable (see figure 2, where Δt TT is the temperature difference between the areas of evaporation and condensation, ° C; m zap is the dose of the body refueling into the internal cavity excess coolant, g; m spare1 , m spare2 - doses of the coolant charged into the internal cavity of the housing without excess, g; m spare0 - dose of the coolant charged into the internal cavity of the housing with the maximum allowable possible disadvantage, g; 1, 2, 3 - TT changes temperature differences Δt values depending on various doses refueling coolant m zap interior of the housing, respectively: 1 - at the maximum operating temperature of the evaporation portion (40 ° C) results ground tests, 2 - at the minimum operating Temperature condensation portion (minus 40 ° C) of ground test results, 3 - at the maximum operating temperature of the evaporation section on the basis of the operating data on the orbit similar heat pipe).
Анализ источников информации по патентной и научно-технической литературе показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является способ испытания тепловой трубы согласно [1].An analysis of the sources of information on patent and scientific and technical literature showed that the closest in technical essence to the prototype of the proposed technical solution is the method of testing a heat pipe according to [1].
По известному техническому решению тепловую трубу испытывают следующим образом (см. фиг.2):According to the known technical solution, the heat pipe is tested as follows (see figure 2):
1) изготавливают тепловую трубу;1) make a heat pipe;
2) заправляют тепловую трубу с избытком теплоносителя, превышающим оптимальную (расчетную) дозу, например, на 30%, mзап.нач=mз.д.изб.1=13,7 г;2) fill the heat pipe with an excess of coolant exceeding the optimal (calculated) dose, for example, by 30%, m zap.nach =
3) подводят к испарительной зоне требуемую тепловую мощность, например 50 Вт, при температуре испарительной зоны, равной максимально допустимой рабочей температуре, например 40°С (такую температуру участка испарения обеспечивают, поддержав соответствующую температуру участка конденсации) и определяют величину температурного перепада между участками испарения и конденсации (≈2°С - см. фиг.2);3) bring to the evaporation zone the required heat output, for example 50 W, at a temperature of the evaporation zone equal to the maximum allowable working temperature, for example 40 ° C (this temperature of the evaporation section is provided by maintaining the corresponding temperature of the condensation section) and the temperature difference between the evaporation sections is determined and condensation (≈2 ° C - see figure 2);
4) подводят к испарительной зоне требуемую тепловую мощность, например 50 Вт, при температуре участка конденсации, равной минимально допустимой рабочей температуре, например минус 40°С (такую температуру участка конденсации обеспечивают, поддержав соответствующую температуру участка испарения) и определяют величину температурного перепада между участками испарения и конденсации (6,5°С - см. фиг.2);4) bring to the evaporation zone the required thermal power, for example 50 W, at a temperature of the condensation section equal to the minimum allowable working temperature, for example minus 40 ° C (this temperature of the condensation section is provided by maintaining the corresponding temperature of the evaporation section) and the temperature difference between the sections is determined evaporation and condensation (6.5 ° C - see figure 2);
5) выполняют операции пп.3) и 4) при других дозах заправки теплоносителем mзап.i<mзап.нач. (например, при mз.д.изб.2=11,5 г, mзап.2, mзап.1;5) perform the operations of paragraphs 3) and 4) at other doses of refueling with the coolant m spare i <m spare prime. (for example, when m z.d. 2 = 11.5 g, m zap.2 , m zap.1 ;
6) по данным испытаний строят график зависимости значений перепада температур между участками испарения и конденсации (ΔtТТ) от величины дозы заправки теплоносителем (mзап) для различных температур участка испарения (участка конденсации);6) according to the test data, a graph is constructed of the dependence of the temperature difference between the evaporation and condensation sections (Δt TT ) on the dose of the coolant charge (m app ) for different temperatures of the evaporation section (condensation section);
7) из графика определяют величину максимально допустимой дозы теплоносителя, например, mз.д.изб.2=11,5 г, при которой температурный перепад между участками испарения и конденсации не превышает требуемого перепада (например, не более 5°С).7) the maximum permissible dose of the heat carrier is determined from the graph, for example, m z.s. 2.2 = 11.5 g, at which the temperature difference between the areas of evaporation and condensation does not exceed the required difference (for example, no more than 5 ° C).
Как было показано выше, такая величина максимально допустимой дозы теплоносителя обеспечивает требуемый перепад температур между участками испарения и конденсации только при наземных условиях эксплуатации, и тепловая труба, заправленная вышеуказанной дозой mз.д.изб.2, в условиях эксплуатации на орбите обеспечит температурный перепад (7°С - см. фиг.2) между участками испарения и конденсации, превышающий значение допустимого перепада температур между вышеназванными участками (не более 5°С), и для обеспечения требуемого перепада температур между участками испарения и конденсации тепловая труба должна быть заправлена дозой теплоносителя, меньшей mз.д.изб.2 (см. фиг.2).As shown above, such a value of the maximum allowable dose of the coolant provides the required temperature difference between the areas of evaporation and condensation only under ground-based operating conditions, and a heat pipe filled with the above dose m zb 2 in conditions of operation in orbit will provide a temperature drop (7 ° C - see figure 2) between the evaporation and condensation sections, exceeding the value of the permissible temperature difference between the above sections (not more than 5 ° C), and to ensure the required temperature difference portions between evaporation and condensation heat pipe must be filled with a dose of coolant at z.d.izb.2 m (see FIG. 2).
Таким образом, при испытании тепловой трубы согласно известному техническому решению определяются недостаточно достоверные данные по величинам перепадов температур между участками испарения и конденсации и максимально допустимой заправляемой дозе теплоносителя применительно к эксплуатации тепловой трубы на орбите.Thus, when testing a heat pipe according to a known technical solution, insufficiently reliable data are determined on the values of temperature differences between the areas of evaporation and condensation and the maximum allowable chargeable dose of heat carrier as applied to the operation of the heat pipe in orbit.
Целью предлагаемого авторами технического решения является устранение вышеуказанных существенных недостатков.The aim of the proposed technical solution is to eliminate the above significant disadvantages.
Поставленная цель достигается тем, что значения перепадов температур между участками испарения и конденсации определяют для максимальной рабочей температуры участка испарения для заданных доз заправляемого теплоносителя с избытком при минимально допустимой рабочей температуре участка конденсации при дозах заправленного теплоносителя с избытком, удовлетворяющих условию:This goal is achieved in that the temperature differences between the evaporation and condensation sections are determined for the maximum operating temperature of the evaporation section for given doses of refuelable coolant in excess at the minimum permissible operating temperature of the condensation section at doses of charged coolant in excess that satisfy the condition:
где mзап.изб.i - доза заправленного во внутреннюю полость корпуса тепловой трубы теплоносителя с избытком при определении значения температурного перепада между участками испарения и конденсации для максимальной рабочей температуры участка испарения для заданной дозы заправляемого теплоносителя с избытком, г;where m zap.izb.i is the dose of excess coolant filled into the internal cavity of the body of the heat pipe when determining the temperature difference between the evaporation and condensation sections for the maximum working temperature of the evaporation section for a given dose of refilled coolant in excess, g;
mз.д.изб.i - заданная доза заправляемого во внутреннюю полость корпуса теплоносителя с избытком для определения значений перепадов температур между участками испарения и конденсации во всем диапазоне изменения рабочих температур участка испарения, г;m zd.i.si.i is the set dose of the coolant refilled into the internal cavity of the body with an excess to determine the temperature differences between the evaporation and condensation sections over the entire range of variation of the operating temperature of the evaporation section, g;
tр.мин - минимальное значение рабочей температуры участка конденсации, °С;t r.min - the minimum value of the operating temperature of the condensation section, ° C;
tр.макс - максимальное значение рабочей температуры участка испарения, °С;t r.max - the maximum value of the operating temperature of the evaporation section, ° C;
ρtp.макс, ρtp.мин - плотность теплоносителя при максимальном и минимальном значениях рабочей температуры участков испарения и конденсации, г/см3,ρ tp.max , ρ tp.min - heat carrier density at the maximum and minimum values of the operating temperature of the evaporation and condensation sections, g / cm 3 ,
что и является, по мнению авторов, существенными отличительными признаками предлагаемого авторами технического решения.which, according to the authors, is the essential distinguishing feature of the technical solution proposed by the authors.
Согласно предложенному авторами техническому решению испытание тепловой трубы осуществляют следующим образом (см. фиг.1):According to the technical solution proposed by the authors, the test of the heat pipe is carried out as follows (see figure 1):
1) изготавливают тепловую трубу;1) make a heat pipe;
2) заправляют тепловую трубу с избытком теплоносителя, превышающим оптимальную (расчетную) дозу, например, на 30%, mз.д.изб.1=13,7 г;2) fill the heat pipe with an excess of coolant exceeding the optimal (calculated) dose, for example, by 30%,
3) подводят к испарительной зоне требуемую тепловую мощность, например 50 Вт, при температуре участка конденсации, равной минимально допустимой рабочей температуре, например минус 40°С (такую температуру участка конденсации обеспечивают, поддержав соответствующую температуру участка испарения), и определяют (измеряют) величину температурного перепада между участками испарения и конденсации (6,5°С - см. фиг.1);3) bring to the evaporation zone the required thermal power, for example 50 W, at a temperature of the condensation section equal to the minimum allowable working temperature, for example minus 40 ° C (this temperature of the condensation section is provided by maintaining the corresponding temperature of the evaporation section), and the value is determined (measured) temperature difference between the areas of evaporation and condensation (6.5 ° C - see figure 1);
4) заправляют тепловую трубу дозой теплоносителя с избытком, удовлетворяющей условию:4) fill the heat pipe with a dose of coolant in excess that satisfies the condition:
где mзап.изб.1 - доза заправленного во внутреннюю полость корпуса тепловой трубы теплоносителя с избытком при определении значения температурного перепада между участками испарения и конденсации для максимальной рабочей температуры участка испарения, например, tр.макс=40°С, для заданной дозы заправляемого теплоносителя с избытком - mз.д.изб.1, г;where m spare part 1 is the dose of excess coolant filled into the internal cavity of the heat pipe body in determining the temperature difference between the evaporation and condensation sections for the maximum working temperature of the evaporation section, for example, t r.max = 40 ° C, for a given dose refilled coolant in excess - m w.s.
mз.д.изб.1 - заданная доза заправляемого во внутреннюю полость корпуса теплоносителя с избытком для определения значений перепадов температур между участками испарения и конденсации во всем диапазоне изменения рабочих температур участка испарения, г, например mз.д.изб.1=13,7 г;m zd 1 - the specified dose of the coolant to be filled into the internal cavity of the coolant body in excess to determine the temperature differences between the areas of evaporation and condensation in the entire range of working temperatures of the evaporation section, g, for example,
tр.мин - минимальное значение рабочей температуры участка конденсации, °С, например tр.мин=-40°С;t r.min - the minimum value of the operating temperature of the condensation section, ° C, for example t r.min = -40 ° C;
tр.макс - максимальное значение рабочей температуры участка испарения, °С, например tр.макс=40°С;t r.max - the maximum value of the operating temperature of the evaporation section, ° C, for example t r.max = 40 ° C;
ρtp.макс, ρtp.мин - плотность теплоносителя при максимальном и минимальном значениях рабочей температуры участков испарения и конденсации, °С, например, плотность аммиака при tр.мин=-40°С равна 0,6902 г/см3.ρ tp.max , ρ tp.min - heat carrier density at the maximum and minimum values of the operating temperature of the evaporation and condensation sections, ° C, for example, the density of ammonia at t r.min = -40 ° C is 0.6902 g / cm 3 .
Подводят к испарительной зоне требуемую тепловую мощность, например 50 Вт, и определяют (измеряют) значение перепада температур между участками испарения и конденсации при минимально допустимой рабочей температуре участка конденсации: определяют точку ординаты ΔtТТ=9°С (см. фиг.1) для абсциссы mз.д.изб.1=13,7 г.The required thermal power, for example, 50 W, is brought to the evaporation zone, and the temperature difference between the evaporation and condensation sections is determined (measured) at the minimum permissible operating temperature of the condensation section: the ordinate point Δt TT = 9 ° C is determined (see Fig. 1) for
В результате заправки тепловой трубы таким образом имитируется ее работа на орбите при максимальной рабочей температуре участка испарения (т.к. объем жидкой фазы теплоносителя практически соответствует этой температуре и избыточный объем теплоносителя в результате испытания при минимальной рабочей температуре сконцентрируется вблизи торцевой части участка конденсации) - определяется перепад температур между участками испарения и конденсации в условиях работы на орбите (ΔtТТ=9°С - см. фиг.1);As a result of refueling a heat pipe, it simulates its operation in orbit at the maximum working temperature of the evaporation section (since the volume of the liquid phase of the coolant practically corresponds to this temperature and the excess volume of the coolant as a result of testing at the minimum working temperature will be concentrated near the end of the condensation section) - the temperature difference between the areas of evaporation and condensation is determined under operating conditions in orbit (Δt TT = 9 ° C - see figure 1);
5) Выполняют операции п.4 при других выбранных mз.д.изб.i, находящихся в диапазоне от mзап.2 до, например, mз.д.изб.2=11,5 г;5) Perform the operation of claim 4 with other m z.s.b.i selected in the range from m z.sub.2 to, for example, m z.s. 2 = 11.5 g;
6) Определяют перепады температур между участками испарения и конденсации при дозах заправки от mзап.0 до mзап.2;6) Determine the temperature differences between the areas of evaporation and condensation at refueling doses from m zap.0 to m zap.2 ;
7) По данным испытаний строят график фиг.1: график зависимости значений перепада температур между участками испарения и конденсации (ΔtТТ) от величины дозы заправки теплоносителем (mзап) для различных температур участка испарения (участка конденсации);7) According to the test data, a graph is plotted in FIG. 1: a graph of the temperature difference between the evaporation and condensation sections (Δt TT ) versus the dose of the coolant charge (m app ) for different temperatures of the evaporation section (condensation section);
8) определяют величину максимально допустимой дозы теплоносителя, при которой температурный перепад между участками испарения и конденсации не превышает требуемого перепада (например, не более 5°С): mз.д.изб.3=9,5 г согласно фиг.1.8) determine the value of the maximum allowable dose of the coolant, at which the temperature difference between the areas of evaporation and condensation does not exceed the required difference (for example, not more than 5 ° C): m z.izb.3 = 9.5 g according to figure 1.
Проведенный анализ показывает, что значения перепадов температур между участками испарения и конденсации, определенные согласно вышеуказанному предложенному способу для максимальной рабочей температуры испарителя, имеют максимальные значения и в пределах погрешностей измерений стыкуются с данными эксплуатации на орбите аналогичных тепловых труб и, следовательно, по результатам испытания определяется достоверное значение максимально допустимой дозы заправки теплоносителем, обеспечивающее в условиях работы тепловой трубы на орбите перепад температур между участками испарения и конденсации, не превышающий допустимого значения (не более 5°С).The analysis shows that the temperature differences between the areas of evaporation and condensation, determined according to the above proposed method for the maximum operating temperature of the evaporator, have maximum values and, within the limits of measurement errors, are interfaced with operating data in orbit of similar heat pipes and, therefore, is determined by the test results a reliable value of the maximum permissible dose of refueling with a coolant, which ensures that in conditions of operation of the heat pipe in orbit ie temperature difference between the evaporating and condensing sections, not exceeding the permissible value (not more than 5 ° C).
Таким образом, предложенное авторами техническое решение обеспечивает в процессе наземного испытания тепловых труб получение достоверных данных по значениям перепадов температур между участками испарения и конденсации и максимально допустимой дозе заправки теплоносителем применительно к условиям работы тепловой трубы на орбите, т.е. тем самым достигаются цели изобретения.Thus, the technical solution proposed by the authors ensures reliable data on the temperature differences between the evaporation and condensation sections and the maximum allowable dose of the coolant charge in the process of ground testing of heat pipes in relation to the working conditions of the heat pipe in orbit, i.e. thereby achieving the objectives of the invention.
В настоящее время предложенное авторами техническое решение отражено в технической документации на отработочный образец тепловой трубы, проведены предварительные испытания ее и результаты испытаний подтверждают достижение целей изобретения в полном объеме.Currently, the technical solution proposed by the authors is reflected in the technical documentation for the developmental sample of the heat pipe, preliminary tests of it are carried out and the test results confirm the achievement of the objectives of the invention in full.
Claims (1)
где mзап.изб.i - доза заправленного с избытком во внутреннюю полость корпуса тепловой трубы теплоносителя при определении значения температурного перепада между участками испарения и конденсации при максимальной рабочей температуре участка испарения для заданной дозы заправляемого с избытком теплоносителя, г;
mз.д.изб.i - заданная доза заправляемого с избытком во внутреннюю полость корпуса тепловой трубы теплоносителя при определении значений перепадов температур между участками испарения и конденсации во всем диапазоне изменения рабочих температур участка испарения, г;
tp.мин - минимально допустимая рабочая температура участка конденсации, °С;
tp.макс - максимальная рабочая температура участка испарения, °С;
ρtp.макс, ρtp.мин - плотность теплоносителя при указанных максимальной и минимально допустимой рабочих температурах участков испарения и конденсации, г/см3. A method of testing a heat pipe of a spacecraft, including determining the temperature differences between its evaporation and condensation sections in the range of operating temperatures of these sections when the same required heat power is supplied to the evaporation section for different doses of the coolant filled with excess into the internal cavity of the hull with a wick in the form longitudinal grooves on the inner surface of the housing, characterized in that the values of the temperature differences between the indicated areas of evaporation and condensation at the maximum operating temperature of the evaporation section and for a given dose of filled with an excess of coolant determined by the minimum allowable operating temperature of the condensation portion for doses refilled with excess coolant satisfying the condition:
where m zap.izb.i is the dose of the coolant filled with excess into the inner cavity of the body of the heat pipe when determining the temperature difference between the evaporation and condensation sections at the maximum working temperature of the evaporation section for a given dose of the coolant filled with excess coolant, g;
m zd.i.si.i is the given dose of the coolant to be filled with excess in the internal cavity of the body of the heat-transfer pipe when determining the values of the temperature drops between the evaporation and condensation sections over the entire range of working temperatures of the evaporation section, g;
t p.min - the minimum permissible operating temperature of the condensation section, ° С;
t p.max - maximum working temperature of the evaporation section, ° С;
ρ tp.max , ρ tp.min - heat carrier density at the indicated maximum and minimum permissible operating temperatures of the evaporation and condensation sections, g / cm 3 .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007132391/11A RU2353558C1 (en) | 2007-08-27 | 2007-08-27 | Space vehicle heat tube testing method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007132391/11A RU2353558C1 (en) | 2007-08-27 | 2007-08-27 | Space vehicle heat tube testing method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2353558C1 true RU2353558C1 (en) | 2009-04-27 |
Family
ID=41018958
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007132391/11A RU2353558C1 (en) | 2007-08-27 | 2007-08-27 | Space vehicle heat tube testing method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2353558C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101866178A (en) * | 2010-06-18 | 2010-10-20 | 中国航天科技集团公司第五研究院第五一三研究所 | Spacecraft equipment ground testing system and method |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1268935A1 (en) * | 1985-06-11 | 1986-11-07 | Предприятие П/Я Г-4805 | Rig for testing heat pipes |
| US5076351A (en) * | 1989-07-19 | 1991-12-31 | Showa Aluminum Corporation | Heat pipe |
| RU2009430C1 (en) * | 1991-12-26 | 1994-03-15 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Device for rapid check-out of heat pipes |
| CN2623748Y (en) * | 2003-05-15 | 2004-07-07 | 江苏中圣石化工程有限公司 | Low temperature heat rod with central temperature measurement tube |
| US20070006995A1 (en) * | 2005-07-08 | 2007-01-11 | Hon Hai Precision Industry Co., Ltd. | Device for testing heat conduction performance of heat pipe |
-
2007
- 2007-08-27 RU RU2007132391/11A patent/RU2353558C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1268935A1 (en) * | 1985-06-11 | 1986-11-07 | Предприятие П/Я Г-4805 | Rig for testing heat pipes |
| US5076351A (en) * | 1989-07-19 | 1991-12-31 | Showa Aluminum Corporation | Heat pipe |
| RU2009430C1 (en) * | 1991-12-26 | 1994-03-15 | Научно-производственное объединение прикладной механики | Device for rapid check-out of heat pipes |
| CN2623748Y (en) * | 2003-05-15 | 2004-07-07 | 江苏中圣石化工程有限公司 | Low temperature heat rod with central temperature measurement tube |
| US20070006995A1 (en) * | 2005-07-08 | 2007-01-11 | Hon Hai Precision Industry Co., Ltd. | Device for testing heat conduction performance of heat pipe |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ЧИ С. Тепловые трубы: Теория и практика. - М.: Машиностроение, 1981, с.65, 74, 177, 180. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101866178A (en) * | 2010-06-18 | 2010-10-20 | 中国航天科技集团公司第五研究院第五一三研究所 | Spacecraft equipment ground testing system and method |
| CN101866178B (en) * | 2010-06-18 | 2011-10-05 | 中国航天科技集团公司第五研究院第五一三研究所 | Spacecraft equipment ground testing system and method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Shukla | Heat pipe for aerospace applications—an overview | |
| US4463798A (en) | Electrostatically pumped heat pipe and method | |
| Mameli et al. | Start-up and operation of a 3D hybrid pulsating heat pipe on board a sounding rocket | |
| RU2353558C1 (en) | Space vehicle heat tube testing method | |
| Parker | Modeling of loop heat pipes with applications to spacecraft thermal control | |
| US6216097B1 (en) | Power measuring cooling plant system and method | |
| Fleming et al. | Titanium-water loop heat pipe operating characteristics under standard and elevated acceleration fields | |
| Jin | Distribution of refrigerant and lubricant in automotive air conditioning systems | |
| Vidhyarthi et al. | Experimental study of flow boiling heat transfer, frictional pressure drop, and exergy destruction of R513A in microfin tubes | |
| Lee et al. | Operating characteristics of a flat evaporator loop heat pipe having a flexible heat transport path | |
| Van Oost et al. | Test results of reliable and very high capillary multi-evaporators/condenser loop | |
| Edelstein et al. | A high capacity re-entrant groove heat pipe for cryogenic and room temperature space applications | |
| Dupont et al. | Capillary pumped loop startup: effects of the wick fit on boiling incipience | |
| Dubois et al. | Space qualification of high capacity grooved heat pipes | |
| Peterson et al. | Miniature wet-bulb technique for measuring gas concentrations in condensing or evaporating systems | |
| Zakar et al. | Experimental investigation of temperature oscillations in loop heat pipes | |
| Zhong et al. | Operational Characteristics of Loop Heat Pipe in Microgravity and Normal Gravity Environments | |
| Behruzi et al. | Cryogenic propellant management sounding rocket experiments on TEXUS 48 | |
| Habtour et al. | Miniature multiple evaporator multiple condenser loop heat pipe | |
| Ishikawa et al. | Heat transfer characteristics of a reservoir embedded loop heat pipe (2nd report, influence of noncondensable gas on heat transfer characteristics) | |
| Parker et al. | Loop heat pipe for spacecraft thermal control, part 1: Vacuum chamber tests | |
| RU2353881C1 (en) | Heat pipe for spacecraft | |
| Weislogel et al. | A high performance semi-passive cooling system: The Pulse Thermal Loop | |
| Kaya et al. | Performance characteristics of a terrestrial loop heat pipe | |
| Couto | Análise teórica e experimental da partida supercrítica de tubos de calor criogênicos |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190828 |