Системи терморегулювання космічних апаратів на базі двофазних контурів (ДФК) теплопереносу (ДФКТП) мають переваги по масі та енергоспоживанню на власні потреби в порівнянні з однофазними системами терморегулювання. Однак, недоліком ДФКТП є те, що у випадку зміни теплового навантаження й умов тепловідведення, при переході від одно- до двофазного режиму роботи та навпаки, кількість теплоносія в контурі істотно змінюється, що вимагає використання гідроакумулятора (ГА) великого обсягу. Тому, визначення мінімально необхідного для роботи контуру обсягу ГА є актуальним завданням з огляду на необхідність збереження працездатності контуру за мінімальних і максимальних теплових навантажень і мінімізації маси конструкції та заправленого теплоносія. При визначенні обсягу ГА необхідно коректно розраховувати масу теплоносія в контурі теплопереносу на двофазному режимі роботи. Маса теплоносія залежить від об'ємного паровмісту, який істотно залежить від ковзання фаз. Запропоновано багато моделей і кореляцій для розрахунку ковзання фаз. Однак, всі вони вимагають обгрунтування для параметрів, характерних для систем терморегулювання космічних апаратів та умов невагомості. Наведено результати наземних експериментів, на основі яких проведено верифікацію різних моделей і кореляцій для ковзання фаз. Обгрунтування застосовності моделей і кореляцій для умов невагомості проведено шляхом порівняння результатів за горизонтальної та вертикальною орієнтацій елементів експериментальної установки. Теплоносій - аміак. Експерименти показали, що найкращий збіг розрахунку та досвіду забезпечує кореляція Chisholm. Розбіжність між розрахунковим та експериментальним значеннями не перевищувала +/-7 % у всьому діапазоні досліджених параметрів як для горизонтальної, так і для вертикальної орієнтації, що надає можливість рекомендувати кореляцію Chisholm для визначення маси теплоносія в двофазному контурі теплопереносу для параметрів, характерних для систем терморегулювання космічних апаратів, в тому числі і для умов невагомості.

Основні питання, пов'язані з розробкою двофазних контурів теплопереносу з механічним прокачуванням теплоносія для систем забезпечення теплового режиму космічних апаратів з великою енергоозброєністю, сформульовано ще на початку 80-х рр. Вони мають незаперечні переваги у порівнянні з однофазними контурами з механічним прокачуванням і двофазними контурами з капілярним прокачуванням за потужності понад 6 кВт і відстані теплопереносу понад 10 м. Інтенсивні дослідження і розробки таких систем розпочато в США спільно з європейськими, канадськими і японськими фахівцями у зв'язку з планами створення нових космічних апаратів великої потужності і проєктом орбітальної станції Freedom. У 90-ті рр. в РКК "Енергія" ім. С. П. Корольова (Росія) велися роботи зі створення двофазного контуру теплопереносу з механічним прокачуванням теплоносія для російського сегменту Міжнародної космічної станції (МКС) потужністю 20 - 30 кВт. Для цього було задіяно провідні дослідницькі організації колишнього СРСР. Інтерес до двофазних контурів в останні два десятиліття суттєво зріс через проекти потужних стаціонарних космічних платформ та різних місячних і марсіанських місій. У роботі подано ретроспективний огляд світових розробок двофазних контурів теплопереносу з механічним прокачуванням теплоносія для систем забезпечення теплового режиму космічних апаратів з великою енергоозброєністю з початку 80-х рр. дотепер. Розглянуто участь у розробках вчених та інженерів Національного аерокосмічного університету "ХАІ" та Центру технічної фізики (Харків, Україна). Висвітлено основні напрями досліджень, результати розробок та науково-технічні проблеми на шляху практичної реалізації двофазної системи. Незважаючи на великий обсяг виконаних пошукових і дослідно-конструкторських робіт, до недавнього часу не було практично реалізованих проектів космічних апаратів з двофазним контуром теплопереносу великої потужності. Першим потужним стаціонарним супутником з двофазним контуром теплопереносу став супутник SES-17 на платформі NEOSAT компанії Thales Alenia Space-France. Супутник виведено на орбіту 24 жовтня 2021 р. ракетою Ariane-5 з космодрому Куру, Французька Гвіана.