Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Техническое решение относится к области космической техники, а более конкретно к наземной отработке теплового режима космических аппаратов преимущественно микро- и малого класса, корпус которых образован тепловыми сотопанелями.

Накопленный за последние несколько десятилетий опыт определения внешних тепловых потоков, расчетов теплового режима КА, результаты которых показывают хорошую сходимость с данными летных испытаний, дает основание предложить новый подход к проведению тепловакуумных испытаний (ТВИ), отличающийся от традиционного существенным снижением трудо- и энергозатрат.

Широко известны способы тепловакуумных испытаний КА в вакуумной камере с криоэкранами с имитацией внешних воздействий, заключающиеся в вакуумировании камеры до давления, исключающего конвективный теплообмен в камере, захолаживании криоэкранов для имитации холода окружающего космического пространства и облучении наружных поверхностей КА тепловым потоком от имитатора солнечного излучения. Указанные способы испытаний и устройства для их осуществления описаны как в научно-технической литературе (см. Моделирование тепловых режимов КА и окружающей его среды. Под ред. академика Петрова Г.И., 1971 г.; О.Б. Андрейчук, Н.Н. Малахов. Тепловые испытания космических аппаратов. Машиностроение, 1982), так и в источниках патентной информации (см. патент РФ 2208564, B64G 7/00, 2003 г. Способ тепловакуумных испытаний и устройство для его реализации; патент РФ 2302984, B64G 7/00, 2007 г. Способ имитации внешних тепловых потоков для наземной отработки теплового режима космических аппаратов).

Известные способы ТВИ решают задачу повышения достоверности имитации внешних тепловых потоков при наземной отработке теплового режима КА, а следовательно, и увеличения точности тепловакуумных испытаний.

К недостаткам способов испытаний следует отнести большие трудозатраты и энергозатраты, обусловленные:

- большим расходом дорогостоящего жидкого азота при захолаживании криоэкранов;

- длительным временем выхода вакуумной камеры на низкий температурный режим;

- высокой стоимостью имитатора солнечного излучения и его значительным энергопотреблением.

Целью предложенного технического решения является устранение указанных недостатков, а именно снижение трудо- и энергозатрат при обеспечении необходимой степени достоверности ТВИ.

Поставленная цель достигнута тем, что в способе тепловакуумных испытаний космического аппарата, заключающемся в вакуумировании камеры с размещенным в ней КА до давления, исключающего конвективный теплообмен в камере, воздействии на КА натурных тепловых потоков с помощью имитатора внешних тепловых потоков, размещенного в вакуумной камере, на КА воздействуют созданной имитатором внешних тепловых потоков температурой, эквивалентной среднерадиационному значению равновесных температур внешних поверхностей КА в орбитальном полете, причем температура определена тепловым расчетом без учета внутреннего теплового нагружения КА, при этом одновременно воспроизводят внутреннее тепловое нагружение КА, соответствующее штатной циклограмме энергопотребления КА в орбитальном полете, которое осуществляют включением приборов КА с помощью наземной контрольно-проверочной аппаратуры.

Сущность предложенного технического решения заключается в следующем.

Перед проведением ТВИ поверочным расчетом теплового режима КА определяют среднерадиационное значение равновесных температур внешних поверхностей КА на условия воздействия натурных внешних тепловых потоков для экстремальных в тепловом отношении режимов эксплуатации - «переохлаждения» и «перегрева». Указанный расчет проводится без учета внутреннего теплового нагружения КА, т.е. тепловыделение бортовой аппаратуры принимается равным нулю.

Начальный этап испытаний по предложенному способу не отличается от традиционного - изделие (КА) помещают в камеру, которую начинают вакуумировать до давления, исключающего конвективный теплообмен (например, до давления 10^-5 Па).

При этом в камере размещен имитатор внешних тепловых потоков, представляющий собой экран, внутри которого устанавливают испытываемый КА. На указанном экране поддерживают предварительно определенное среднерадиационное значение равновесных температур КА для одного из режимов эксплуатации - «переохлаждения» или «перегрева».

Среднерадиационная равновесная температура для большинства КА, совершающих орбитальный околоземный полет, находится в пределах от 0 до ~ минус 50°C, что существенно выше, чем температура охлаждаемых жидким азотом криоэкранов - минус 160 - минус 180°C, используемых в известных способах испытаний. В предложенном способе ТВИ экран (имитатор внешних тепловых потоков) охлаждается широко применяемыми в наземных холодильных установках холодоносителями - фреонами, антифризами, аммиаком и т.п.

На внешней поверхности экрана устанавливают экранно-вакуумную теплоизоляцию, которая уменьшает тепловые потери и обеспечивает стабильное значение необходимой температуры.

Одновременно с вакуумированием камеры и захолаживанием экрана включают с помощью наземной контрольно-проверочной аппаратуры бортовые приборы КА, энергопотребление (тепловыделение) которых соответствует одному из режимов эксплуатации, а также и испытаний - «переохлаждения» или «перегрева».

Функционирование приборов обуславливает нагрев конструкции КА, в том числе и внешних поверхностей, с которых тепловой поток излучением сбрасывается на экран - имитатор внешних тепловых потоков. При этом между экраном и поверхностью КА устанавливается равновесное состояние, обеспечиваемое работой холодильной установки, которая поддерживает на экране рассчитанную ранее равновесную температуру (т.е. отводит тепловыделение приборов КА).

Каждый из режимов испытаний проводят до стационарного состояния, характеризуемого неизменностью контролируемых в определенных зонах КА значений температур. По полученным в процессе ТВИ данным делается вывод об обеспечении теплового режима КА и допуске его к натурным испытаниям.

Следует отметить, что, по мнению авторов, предложенный способ тепловакуумных испытаний наиболее приемлем для КА микро- и малого класса массой до 10² кг и энергопотреблением до 10² Вт. Конструкция КА предпочтительно должна быть образована тепловыми сотопанелями с хорошей тепловой связью между ними, а наружные поверхности КА, кроме радиационного теплообменника и необходимых поверхностей внешних агрегатов (антенн, приемопередающих устройств), теплоизолированы.

Предложенное техническое решение поясняется схемой стенда для тепловакуумных испытаний КА, на которой введены обозначения:

1 - вакуумная камера;

2 - экран-имитатор внешних тепловых потоков;

3 - космический аппарат;

4 - система вакуумирования камеры;

5 - холодильная установка;

6 - контрольно-проверочная аппаратура с системой измерений;

7 - теплоизоляция экрана.

Таким образом, предложенным способом тепловакуумных испытаний осуществлено моделирование теплового режима КА, по внешнему воздействию эквивалентное воздействию на КА натурных тепловых потоков, с помощью имитатора внешних тепловых потоков, который воспроизводит среднюю равновесную температуру внешних поверхностей КА в орбитальном полете, предварительно определенную тепловым расчетом.

Положительный эффект предложенного способа тепловакуумных испытаний заключается в существенном снижении материальных, трудо- и энергозатрат с одновременным получением результатов с необходимой достоверностью.