ТЕРМОБАРОКАМЕРА ДЛЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ СВЕРХМАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ И ИХ КОНСТРУКТИВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

Полезная модель относится к устройствам, используемым для наземных тепловакуумных испытаний двигателей для сверхмалых космических аппаратов и их конструктивных элементов. Решаемая задача - создание универсальной и при этом простой по конструкции термобарокамеры (ТБК), Технические результат - упрощение конструкции ТБК и системы крепления объекта испытаний при сохранении термобарокамерой своих функций. Благодаря простому конструктивному исполнению камера компактна, проще и дешевле в изготовлении, мобильна и при этом универсальна. ТБК включает вакуумную камеру; входной фланец, обеспечивающий герметичное соединение камеры с внешним источником энергии; улавливатель, позволяющий тормозить и удерживать неразрушенные фрагменты кинетических ударников; имитатор инфракрасного излучения; вакуумный насос; систему крепления объекта испытаний; систему управления испытательным режимом.

1. Термобарокамера для тепловакуумных испытаний двигателей для сверхмалых космических аппаратов и их конструктивных элементов, содержащая в своем составе вакуумную камеру с загрузочной дверцей и смотровым окном, имитатор инфракрасного излучения, вакуумный насос, систему крепления объекта испытаний, систему управления испытательным режимом с датчиками контроля давления, датчиками контроля температуры, вычислительным устройством, оснащённым специально разработанным программным обеспечением, отличающаяся тем, что вакуумная камера дополнительно содержит входной фланец, установленный в торце вакуумной камеры и обеспечивающий герметичное соединение камеры с внешним источником энергии, улавливатель, установленный напротив входного фланца в противоположном торце вакуумной камеры, имитатор инфракрасного излучения выполнен в виде теплонагревательных элементов, в таком количестве и расположенных таким образом, чтобы моделировать тепловой нагрев солнечным излучением по величине в пределах солнечной постоянной, 1,37 кВт/м², без спектральных характеристик, система крепления объекта испытаний, представляющего собой отражатель, выполненный в форме тонкой пластины, и мишень, выполненную из материала, позволяющего проводить моделирование с высокоэнергетическим и низкоэнергетическим воздействием на мишень с полной безосколочной газификацией мишени в пределах рабочего объёма отражателя, включает подвеску мишени и подвеску отражателя, установленные на верхней стенке вакуумной камеры на одной оси с возможностью их перемещения вдоль оси и таким образом, чтобы плоскость торцевой поверхности мишени была параллельна плоскости торцевой поверхности отражателя при их установке, при этом подвеска отражателя выполнена таким образом, что позволяет устанавливать сменные отражатели разной формы, размера и массы, а также устанавливать на отражателе дополнительные грузы массой до 5 кг или образцы конструкционных материалов, и допускает как осевое, так и радиальное перемещение отражателя, система управления испытательным режимом включает высокоскоростное устройство видеозаписи, малоинерционные тензодатчики.

2. Термобарокамера по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве внешнего источника энергии используют метательное устройство, лазерную систему, электрозапал.

3. Термобарокамера по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве внешнего источника энергии, соединяемого с вакуумной камерой через входной фланец, используют метательное устройство, лазерную систему.

4. Термобарокамера по п. 1, отличающаяся тем, что имитатор инфракрасного излучения выполнен в виде линейных инфракрасных теплонагревательных элементов.

5. Термобарокамера по п. 2, отличающаяся тем, что в качестве линейных инфракрасных теплонагревательных элементов используют ТЭНы, газоразрядные лампы высокого давления.

6. Термобарокамера по п. 1, отличающаяся тем, что подвеска отражателя выполнена таким образом, что опора подвеса осуществляется на ребро клиновидного тела по линии малой длины, обеспечивая пренебрежимо малое относительно силы, действующей на отражатель со стороны продуктов газификации, трение в точке подвеса и влияние давления продуктов газификации мишени на подвес.

7. Термобарокамера по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве датчиков контроля давления используют датчик давления, манометр абсолютного давления, встроенный аналоговый манометр вакуумного насоса.

8. Термобарокамера по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве датчиков контроля температуры используют термопреобразователи сопротивления.

9. Термобарокамера по п. 1, отличающаяся тем, что вакуумный насос выполнен со встроенным аналоговым манометром.

10. Термобарокамера по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве высокоскоростного устройства видеозаписи используют видеокамеру со скоростью видеозаписи 2 млн. кадров в секунду и более.

Полезная модель относится к испытаниям космической техники в условиях, приближенных к эксплуатации в открытом космическом пространстве.

Полезная модель относится к устройствам, используемым для наземных тепловакуумных испытаний двигателей для сверхмалых космических аппаратов (пикоспутников, фемтоспутников, наноспутников) и их конструктивных элементов, в том числе:

тепловых двигателей статической микротяги (солнечных термосублимационных, термодесорбционных, термокаталитических и подобных и их комбинаций);

импульсных двигателей, в том числе импульсных двигателей с внешним источником энергии, а также кинетических и лазерных двигателей при установке дополнительного модуля внешнего источника энергии;

конструкционных материалов, малоразмерных деталей и узлов.

В настоящее время разработка и создание малых и сверхмалых космических аппаратов (КА) различного целевого назначения является одним из актуальных направлений развития космической техники [В. В. Рыжков, А. В. Сулинов. Двигательные установки и ракетные двигатели малой тяги на различных физических принципах для систем управление малых и сверхмалых космических аппаратов. Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение Т. 17, № 4, 2018 г.].

Однако, ограниченные сроки их функционирования на орбите, что связано, в том числе, и с отсутствием эффективных двигательных установок для аппаратов такого типа, является серьёзным недостатком, сдерживающим их широкое применение.

Эффективные двигательные установки (ДУ), характеристики которых (тяга, удельный и полный импульс) достаточны для совершения межорбитальных манёвров, в т.ч. для перехода на высокие орбиты и перелёта за пределы околоземных орбит, а также достаточны для гарантированного деорбитинга после завершения работы аппарата, а тяга превосходит по величине возможные внешние воздействия (например, возмущения верхней атмосферы в результате солнечной активности), для спутников пико- и фемтокласса на сегодняшний день ещё не созданы.

В качестве двигательных установок для малых и сверхмалых КА рассматриваются ДУ на сжатом газе, термокаталитические ДУ на гидразине (нитрате гидроксиламмонии), двухкомпонентные ДУ, электроракетные ДУ (на ксеноне) и некоторые специальные ДУ.

Известна также информация и о разработке импульсных и кинетических реактивных ДУ [Д. А. Новосельцев. Разработка и испытания прототипов импульсных двигателей с внешними источниками энергии для космических аппаратов фемтокласса на базе концепции кинетических реактивных двигателей с возможностью использования космического мусора. - Проблемы разработки, изготовления и эксплуатации ракетно-космической техники и подготовки инженерных кадров для авиакосмической отрасли. Материалы XV Всероссийской научно-технической конференции, посвящённой памяти главного конструктора ПО «Полёт» А. С. Клинышкова. Омск, 2021. С. 22-25].

Тепловакуумные испытания КА проводят с целью проверки работоспособности их функциональных элементов в условиях, имитирующих по уровням давления и температуры воздействие космического пространства.

Из области техники известны стенды для тепловакуумных испытаний КА и их функциональных элементов, содержащие в своём составе следующие элементы:

вакуумную камеру,

систему вакуумирования;

источник инфракрасного излучения (ИКИ);

имитатор «чёрного», «холодного» космоса;

имитатор солнечного излучения (ИСИ);

систему обеспечения ориентации отрабатываемого объекта (специальные системы, поворотные устройства и т. п.);

систему регистрации температурных параметров;

систему управления тепловыми имитаторами, электрообогревателями и оборудованием.

Известен стенд для тепловакуумных испытаний спутников стандарта CubeSat с интерфейсом связи [RU2772156, 15.06.2021, B64G 7/00], который включает:

вакуумную камеру, выполненную из соединенных горизонтального и вертикального цилиндров, с криогенным экраном по внутреннему контуру каждого цилиндра;

имитатор солнечного излучения в виде двух источников смонтированных на фланцах цилиндров;

фланец со смотровым окном;

фланец для подключения откачного поста;

опорно-поворотное устройство, позволяющее осуществлять вращательное и поступательное движения;

внутреннюю трубу для прокладки интерфейса связи к фланцу;

а также опоры, подшипники, защитные кожухи и вакуумные прокладки, обеспечивающие оптимальный режим работы всего стенда.

Технический результат заключается в создании условий, максимально имитирующих натурные, при проведении тепловакуумных испытаний КА стандарта CubeSat форматов от 1U до 12U, что достигается за счёт конструкции опорно-поворотного устройства, позволяющей вращать КА и перемещать его вдоль оси вращения, осуществления автоматического контроля над перемещением и информационного взаимодействия с КА.

Подобная конструкция не позволяет осуществлять испытания двигателей, поскольку, с одной стороны, уровень точности воспроизведения условий в ней избыточен, а с другой, конструкция чувствительна к эффектам работы двигателей. При работе тепловых двигателей статической микротяги условия, установленные в камере для тепловакуумных испытаний с помощью криогенного экрана, будут неизбежно нарушены воздействием нагретых продуктов газификации рабочего тела. Кроме того, конденсация продуктов газификации рабочего тела может привести к повреждению элементов конструкции камеры.

При испытаниях импульсных двигателей, кроме нарушения начальных условий и воздействия конденсации и химической активности продуктов газификации, заполняющих камеру, на конструкцию камеры, конструкция камеры, рассчитанная на вакуум (нагружение внешним атмосферным давлением) подвергается кратковременному (ударному), воздействию горячих продуктов газификации на внутреннюю поверхность (нагружению внутренним давлением), что может привести к её повреждению. Также для проведения экспериментальных работ с импульсными двигателями, может быть необходима доставка камеры на испытательную базу специализированных организаций, располагающих разрешительными документами и компетенциями для работы с высокоэнергетическими материалами, без её разборки.

Описанное устройство не позволяет испытывать такой вид импульсных двигателей, как кинетические, в связи с возможностью повреждения конструкции камеры, не имеющей специального улавливателя, высокоскоростным ударниками или их фрагментами, а также отсутствием возможности установки метательного устройства, обеспечивающего подачу ударников, или его имитации, например, лазерной установки, или иного внешнего источника энергии.

Известен способ тепловакуумных испытаний термокаталитических двигателей в составе космического аппарата [RU2553587, 2013-12-20, F02K-009/96, G01M-015/14], осуществляемый с помощью испытательного стенда на основе вакуумной камеры с

имитатором солнечного излучения,

системой вакуумирования,

опорно-поворотным устройством,

системой контроля и управления, которая включает также элементы, позволяющие учитывать процессы работы испытываемого двигателя,

камеру термокаталитического разложения рабочего тела с соплом,

газовый пульт.

Используемый в прототипе стенд имеет специфические особенности, связанные с его назначением, а именно проведением термовакуумных испытаний термокаталитических двигателей в составе космического аппарата. Причём работы по проверке функционирования ТКД выполняются без подачи газа, т.к. работы с подачей газа через двигательную установку связаны с риском возникновения высоковольтных разрядов при повышении давления в вакуумной камере

Подобная конструкция не позволяет осуществлять испытания двигателей, поскольку, с одной стороны, уровень точности воспроизведения условий в ней избыточен, а с другой, конструкция чувствительна к эффектам работы двигателей.

Эксперименты без подачи газа, проводимые для традиционных термокаталитических двигателей, для групп рассматриваемых тепловых двигателей микротяги и импульсных двигателей не являются релевантными, т.к. их рабочий процесс всегда предполагает газификацию рабочего тела.

При испытаниях импульсных двигателей, кроме нарушения начальных условий и воздействия конденсации и химической активности продуктов газификации, заполняющих камеру, на конструкцию камеры, конструкция камеры, рассчитанная на вакуум (нагружение внешним атмосферным давлением) подвергается кратковременному (ударному) воздействию горячих продуктов газификации на внутреннюю поверхность (нагружению внутренним давлением), что может привести к её повреждению.

Также для проведения экспериментальных работ с импульсными двигателями, может быть необходима доставка камеры на испытательную базу специализированных организаций, располагающих разрешительными документами и компетенциями для работы с высокоэнергетическими материалами, без её разборки.

Описанное устройство не позволяет испытывать такой вид импульсных двигателей, как кинетические, в связи с возможностью повреждения конструкции камеры, не имеющей специального улавливателя, высокоскоростным ударниками или их фрагментами, а также отсутствием возможности установки метательного устройства, обеспечивающего подачу ударников, или его имитации, например, лазерной установки, или иного внешнего источника энергии.

Воспроизведение в лабораторных условиях рабочего процесса двигателей для сверхмалых космических аппаратов, в том числе тепловых двигателей статической микротяги (солнечных термосублимационных, термодесорбционных, термокаталитических и подобных и их комбинаций), импульсных двигателей, в том числе импульсных двигателей с внешним источником энергии, кинетических и лазерных двигателей, требует моделирования среды, так как процессы движения кинетического ударника и его столкновения с мишенью, химико-кинетического взрыва мишени и особенно распространения продуктов газификации мишени и их взаимодействия с отражателем в газовой среде (в т.ч. в атмосфере при нормальных условиях) принципиально отличаются от аналогичных процессов в вакууме.

Кроме того, при разработке испытательных стендов также требуется учитывать импульсный режим работы двигателей для сверхмалых КА, что влияет на систему управления, систему измерения, алгоритмы обработки экспериментальных данных, регистрацию и отображение измерительной информации.

Задача полезной модели - создание позволяющей обеспечить точную имитацию натурных условий универсальной и при этом простой по конструкции термобарокамеры для тепловакуумных испытаний двигателей для сверхмалых космических аппаратов и их конструктивных элементов, в том числе:

тепловых двигателей статической микротяги (солнечных термосублимационных, термодесорбционных, термокаталитических и подобных и их комбинаций);

импульсных двигателей, в том числе импульсных двигателей с внешним источником энергии, а также кинетических и лазерных двигателей при установке дополнительного модуля внешнего источника энергии, соответственно, метательного устройства, лазерной системы;

конструкционных материалов, малоразмерных деталей и узлов на воздействие:

вакуума;

теплового (в том числе солнечного) излучения;

продуктов быстрой газификации высокоэнергетических материалов (взрыва);

столкновений с кинетическими ударниками.

Технические результат - упрощение конструкции ТБК и системы крепления объекта испытаний при сохранении термобарокамерой своих функций, а именно обеспечения точной имитации натурных условий при тепловакуумных испытаниях различных двигателей для сверхмалых космических аппаратов, их элементов и конструкционных материалов.

Благодаря простому конструктивному исполнению камера компактна, проще и дешевле в изготовлении, мобильна (возможна оперативная транспортировка её всеми видами транспорта).

Благодаря конструктивному исполнению камера универсальна, так как позволяет проводить испытания:

тепловых двигателей статической микротяги (солнечных термосублимационных, термодесорбционных, термокаталитических и подобных и их комбинаций),

импульсных двигателей, в том числе импульсных двигателей с внешним источником энергии,

кинетических и лазерных двигателей с внешним источником энергии,

а также конструкционных материалов, малоразмерных деталей и узлов,

на воздействие вакуума, теплового (в том числе солнечного) излучения, продуктов взрыва, столкновений с кинетическими ударниками.

Для решения задачи предложена термобарокамера для тепловакуумных испытаний двигателей для сверхмалых космических аппаратов и их конструктивных элементов, содержащая в своём составе:

1. вакуумную камеру с загрузочной дверцей и смотровым окном,

2. имитатор инфракрасного излучения,

3. вакуумный насос, который выполнен со встроенным аналоговым манометром.

4. систему крепления объекта испытаний,

5. систему управления испытательным режимом с датчиками контроля давления, датчиками контроля температуры, вычислительным устройством, оснащенным специально разработанным программным обеспечением (ПО).

Согласно полезной модели, вакуумная камера дополнительно содержит:

1. входной фланец, установленный в торце вакуумной камеры и обеспечивающий герметичное соединение камеры с внешним источником энергии,

2. улавливатель, установленный напротив входного фланца в противоположном торце вакуумной камеры.

Согласно полезной модели, в качестве внешнего источника энергии используют: метательное устройство, лазерную систему, электрозапал.

Согласно полезной модели, в качестве внешнего источника энергии, соединяемого с вакуумной камерой через входной фланец, используют: метательное устройство, лазерную систему.

Согласно полезной модели, имитатор инфракрасного излучения выполнен в виде теплонагревательных элементов, в таком количестве и расположенных таким образом, чтобы моделировать тепловой нагрев солнечным излучением по величине в пределах солнечной постоянной, 1,37 кВт/м², без спектральных характеристик.

Согласно полезной модели, имитатор инфракрасного излучения выполнен в виде линейных инфракрасных теплонагревательных элементов.

Согласно полезной модели, в качестве линейных инфракрасных теплонагревательных элементов используют: ТЭНы, газоразрядные лампы высокого давления.

Согласно полезной модели, система крепления объекта испытаний, представляющего собой отражатель, выполненный в форме тонкой пластины, и мишень, выполненную из материала, позволяющего проводить моделирование с высокоэнергетическим и низкоэнергетическим воздействием на мишень с полной безосколочной газификацией мишени в пределах рабочего объёма отражателя, включает подвеску мишени и подвеску отражателя, установленные на верхней стенке вакуумной камеры на одной оси с возможностью их перемещения вдоль оси и таким образом,

чтобы плоскость торцевой поверхности мишени была параллельна плоскости торцевой поверхности отражателя при их установке, при этом подвеска отражателя выполнена таким образом, что позволяет устанавливать сменные отражатели разной формы, размера и массы, а также устанавливать на отражателе дополнительные грузы массой до 5 кг или образцы конструкционных материалов, и допускает как осевое, так и радиальное перемещение отражателя.

Согласно полезной модели, подвеска отражателя выполнена таким образом, что опора подвеса осуществляется на ребро клиновидного тела по линии малой длины, обеспечивая пренебрежимо малое относительно силы, действующей на отражатель со стороны продуктов газификации, трение в точке подвеса и влияние давления продуктов газификации мишени на подвес.

Согласно полезной модели, система управления испытательным режимом включает высокоскоростное устройство видеозаписи, представляющее собой видеокамеру со скоростью видеозаписи 2 млн. кадров в секунду и более, малоинерционные тензодатчики.

Согласно полезной модели, в качестве датчиков контроля давления используют датчик давления, манометр абсолютного давления, встроенный аналоговый манометр вакуумного насоса, а в качестве датчиков контроля температуры используют термопреобразователи сопротивления.

На фиг. 1 схематично представлено изображение термобарокамеры (ТБК) для тепловакуумных испытаний двигателей для сверхмалых КА.

На фиг. 2 и 3 схематично изображены подвеска отражателя и отражатель, вид прямо и разрез А-А, соответственно.

На фигурах обозначены:

1- вакуумная камера с дверцей и смотровым окном, 2 - улавливатель, 3 - фланец для крепления внешнего источника энергии, 4 - имитатор инфракрасного излучения, 5 - отражатель, 6 -подвеска отражателя, 7 - подвеска мишени, 8 - регулируемые опоры, 9 - верхняя стенка вакуумной камеры, 10 - торцевая поверхность отражателя, 11 -подвес, 12 - ребро клиновидного тела, D - осевое расстояние между подвесками отражателя и мишени, α - угол отклонения подвески отражателя при воздействии продуктов газификации мишени, l - длина подвески отражателя от точки подвеса до центра масс отражателя, D_R -характерный размер отражателя. Кроме того, ТБК включает вакуумный насос со встроенным аналоговым манометром, систему управления испытательным режимом (на фиг. 1 не показано).

Вакуумная камера может быть выполнена любой формы. Форма вакуумной камеры не имеет принципиального значения и связана в первую очередь с удобством проведения испытаний и обслуживания камеры. Например, в рассматриваемом случае камера выполнена в форме параллелепипеда, в одном торце которого расположен входной фланец, в другом - улавливатель, на верхней стороне (грани) - система крепления объекта испытаний, на противоположной (нижней) стороне (грани) - имитатор инфракрасного излучения.

Моделирование космического вакуума в ТБК и поддержание этого режима в течение длительного времени при наличии периодических газовых выбросов от объекта испытаний обеспечивается созданием разрежения в ТБК с помощью вакуумного насоса, например, VALUE vi220sv. Обеспечивается технический вакуум до остаточного давления 2 Па, что соответствует условиям на высоте более 80 км по стандартной атмосфере (ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры).

Улавливатель позволяет тормозить и удерживать неразрушенные фрагменты кинетических ударников, исключая повреждение конструкции термобарокамеры при испытаниях двигателей для сверхмалых КА, конструкционных материалов, малоразмерных деталей и узлов на воздействие внутренних (химическая энергия материала мишени) или внешних источников энергии (воздействие электрозапалом, лазером, столкновениями с кинетическими ударниками), и комбинированное воздействие вакуума, теплового (в том числе солнечного) излучения, продуктов быстрой газификации высокоэнергетических материалов (взрыва), столкновений с кинетическими ударниками.

Входной фланец предназначен для герметичного крепления внешнего источника энергии, в частности, метательного устройства, лазерной системы, при испытаниях, соответственно, кинетических и лазерных двигателей. Электрозапал устанавливают в задней (относительно отражателя) части мишени.

Моделирование теплового нагрева солнечным излучением обеспечивается линейными инфракрасными теплонагревательными элементами. В качестве линейных инфракрасных теплонагревательных элементов можно использовать трубчатые электронагреватели (ТЭН). ТЭНы установлены на нижней стороне вакуумной камеры и прикрыты защитными экранами. Такая конструкция защищает их от возможного разрушения обломками или продуктами газификации при испытаниях без их демонтажа. Количество ТЭНов и их расположение подбирают таким образом, чтобы моделировать тепловой нагрев солнечным излучением по величине в пределах солнечной постоянной, 1,37 кВт/м², без спектральных характеристик.

Для специальных испытаний с полной имитацией солнечного спектра, ТЭНы могут быть временно демонтированы и заменены специальными лампами типа газоразрядных ламп высокого давления [https://cyberleninka.ru/article/n/sposob-imitatsii-solnechnogo-izlucheniya-dlya-teplovakuumnoy-otrabotki-kosmicheskogo-apparata-s-primeneniem-sovremennyh/viewer, https://cyberleninka.ru/article/n/teplovakuumnye-ispytaniya-kosmicheskogo-apparata-opyt-sozdaniya-imitatora-solnechnogo-izlucheniya-na-osnove-sovremennyh/viewer].

Специфика предлагаемой вакуумной камеры - испытание объектов, двигателей для сверхмалых КА, содержащих два основных элемента, мишень и отражатель, установленные на некотором расстоянии друг от друга, либо вплотную друг к другу.

Система крепления объекта испытаний включает две подвески: подвеску для мишени и подвеску для отражателя.

Особенно важным элементом конструкции двигателя является мишень, которая должна обеспечить передачу энергии продуктам газификации на относительно небольшом удалении от отражателя, чтобы обеспечить приемлемую эффективность последующей передачи энергии отражателю [Новосельцев Д.А. О возможности рациональной утилизации фрагментов околоземного космического мусора. Всероссийская научная конференция «Космический мусор: фундаментальные и практические аспекты угрозы»: Сборник трудов. / Серия «Механика, управление и информатика». - М.: ИКИ РАН, 2019, стр. 217-229. http://iki.cosmos.ru/books/2019cos_mus.pdf].

Основной технической проблемой при наземных испытаниях двигателя для сверхмалых КА является выбор материала мишени с достаточно высокой скоростью и полнотой газификации, обеспечивающего полную безосколочную газификацию мишени в пределах рабочего объёма отражателя.

Оптимальным является вариант, когда скорость газификации материала мишени превышает скорость столкновения. В этом случае фронт газификации опережает движение ударника, и его торможение осуществляется в плотных продуктах газификации аналогично торможению метеорита в атмосфере. При этом достигается значительная полнота передачи кинетической энергии ударника продуктам газификации и его интенсивное торможение, а процесс газификации мишени завершается в небольшом объёме. Это, в свою очередь, позволяет использовать отражатели простой, лёгкой и компактной плёночной конструкции.

Возможен другой вариант взаимодействия мишени с ударником, когда скорость газификации материала мишени значительно ниже скорости столкновения. В этом случае происходит столкновение твёрдых тел с образованием в мишени ударного кратера и возможным выбросом обломков и дальнейшая газификация мишени по внутренней поверхности кратера за счёт распространения детонационного горения материала. В этом случае также возможно эффективное торможение ударника и передача его кинетической энергии веществу мишени. Однако при этом мишени также полностью передаётся импульс, что приводит к торможению мишени и её отбрасыванию «назад» в системе координат, связанной с условно неподвижным отражателем. При этом газификация мишени завершается позади точки столкновения.

В этой связи, выбор материала мишени осуществлялся среди высокоэнергетических материалов (ВЭМ), высокоскоростная газификация которых осуществляется за счет механизма детонационного горения.

Определяющими условиями являлись высокая скорость детонационного горения и малый критический диаметр детонации, позволяющий осуществлять экспериментальные работы с ударниками минимального размера. Для работы мишени в модельных условиях ТБК дополнительными условиями являлась стойкость материала к действующим факторам космической среды.

Для моделирования высокоэнергетического и низкоэнергетического воздействия на мишень, были разработаны и изготовлены «тренировочные» мишени.

В качестве нелицензируемого материала стендовых имитационных мишеней для моделирования с высокоэнергетическим воздействием использованы материалы для бытовых петард с зарядом ВЭМ.

В качестве материала стендовых имитационных мишеней для моделирования с низкоэнергетическим воздействием, осуществляемым в ТБК с имитацией мгновенного сосредоточенного воздействия ударника на мишень распределённым по времени и площади интегральным воздействием множества фотонов, как совокупности сверхлёгких ударников со скоростью света, использованы термосублимационные и термокаталитические материалы.

Для термосублимационных мишеней был выбран, в частности, материал «Парафилм М» (Parafilm M) на основе смеси твёрдых парафинов и полиолефинов, допускающий разнообразную формовку, нетоксичный, невзрывоопасный, удобный для формирований блока из параллельных слоёв необходимой толщины.

Для комбинированных термомсублимационно-термокаталитических мишеней, в частности, выбраны материал «Парафилм М» и полимеризированный цианакрилат для подложки и азодикарбонамид (с катализатором - порошком меди) для термокаталитического разложения.

В экспериментах использовали мишени в виде тонких пластин. Возможность использовать такие мишени с достаточной полнотой их газификации, подтверждается разработанной математической моделью рабочего процесса двигателя. В математической модели взрыв мишени считается точечным и мгновенным, фронт расширения продуктов газификации - сферическим, а отражатель в начальном приближении рассматривается как элемент сферической поверхности с большим радиусом кривизны относительно большой площади. При скорости детонационного горения материала мишени порядка 8 км/с, в экспериментах при скоростях столкновения 4-10 км/с, и при толщине мишени 1-10 мм, время газификации составляет порядка 10-6 с, и смещение центра масс мишени относительно точки столкновения - менее 100 мм (при максимальной скорости расширения продуктов взрыва более 7 км/с), что соответствует принятым допущениям о точечности и мгновенности взрыва.

Высокоэнергетическое и низкоэнергетическое воздействие на мишень в экспериментах было реализовано от электрозапала, как альтернативного воздействию кинетического ударника или лазера.

Инвариантность рабочего процесса двигателей с внешним источником энергии аналогичной схемы к источнику энергии доказана в рамках научного семинара кафедры «Авиа-и ракетостроение» ОмГТУ «Газо-гидродинамические и тепломассообменные процессы в ракетно-космической технике» (Обсуждение проекта Новосельцева Д.А. «Двигатели сверхмалых космических аппаратов» (D-Старт)»). Кроме того, возможность заменить кинетическое воздействие ударника на мишень, например коротким лазерным импульсом равной энергии, при этом интегральные характеристики рабочего процесса двигателя не изменятся, подтверждено в работе [Марахтанов М.К., Велданов В.А., Духопельников Д.В., Карнейчик А.С., Максимов М.А. Экспериментальное исследование энергетических характеристик высокоскоростного взаимодействия металлического ударника с преградой. Инженерный журнал: наука и инновации, 2013. https://cyberleninka.ru/article/n/eksperimentalnoe-issledovanie-energeticheskih-harakteristik-vysokoskorostnogo-vzaimodeystviya-metallicheskogo-udarnika-s].

Конструкция подвески отражателя позволяет использовать сменные отражатели разной формы, размера и массы, а также отражатели с установленными на них дополнительными грузами массой до 5 кг для осуществления экспериментов с высокоскоростным столкновением. Образцы материалов закрепляют непосредственно на рабочей поверхности отражателя (например, с помощью липкой ленты НИИКАМ для применений в космической технике). Конструкция подвески отражателя допускает как осевое, так и радиальное движение отражателя. Конструкция подвески отражателя (опора подвеса осуществляется на ребро клиновидного тела по линии малой длины) обеспечивает минимальное трение в точке подвеса и минимальное влияние давления продуктов газификации мишени на подвеску (величины, пренебрежимо малые относительно силы, действующей на отражатель со стороны продуктов газификации). Величина трения меньше силы, действующей на отражатель со стороны продуктов газификации, на несколько порядков. В рамках эксперимента величина считается бесконечно малой.

Для наземных стендовых испытаний материала для отражателя использовали отражатель из стали, на котором закрепляли материалы, в частности:

1) аэрогель оксид-силикатный армированный,

2) пеноуглерод ячеистый,

3) аэрогель оксид-силикатный армированный в плёнке металлизированной полиэтилентерефталатной НИИКАМ ОА ТУ 2255-21680878-001-2001,

4) пеноуглерод ячеистый в плёнке НИИКАМ,

5) плёнка НИИКАМ,

6) авиамодельная бальза.

Система управления испытательным режимом (СУРОИ) включает:

1) высокоскоростное устройство видеозаписи (видеокамеру);

2) датчики давления;

a) манометр абсолютного давления;

b) встроенный аналоговый манометр вакуумного насоса;

3) малоинерционные тензодатчики;

4) устройства бесконтактного измерения температуры;

a) датчики температуры (термопреобразователи сопротивления);

5) вычислительное устройство (например, персональный компьютер) со специально разработанным программным обеспечением для управления процессом испытаний.

СУРОИ обеспечивает:

контроль параметров инфракрасного излучения; газовой среды и герметичности;

сбор, обработку и визуализацию в режиме реального времени получаемых сигналов от входящих в систему устройств и датчиков;

управление всеми системами ТБК (нагрева, вакуумирования, видеосъёмки) путём передачи управляющих сигналов на устройства (насос, ТЭН, видеокамеру).

Определение характеристик рабочего процесса отражателя в эксперименте, а именно процессов взаимодействия ударника, мишени, продуктов газификации, осуществляют преимущественно с использованием видеосъемки высокоскоростной камерой с особо высокой (до 2 млн. кадров в секунду) скоростью видеозаписи через окно ТБК. Регистрация величины вакуума осуществляется с помощью аналогового манометра термобарокамеры и встроенного аналогового манометра вакуумного насоса, регистрация температуры - внутрикамерным датчиком температуры, видеорегистрация внутрикамерных процессов - с помощью внешней видеокамеры.

Отличие предлагаемого решения от аналогов связано с возможностью

тепловакуумных испытаний широкого ряда двигателей для сверхмалых космических аппаратов и их конструктивных элементов с учётом их особенностей, в том числе:

тепловых двигателей статической микротяги (солнечных термосублимационных, термодесорбционных, термокаталитических и их комбинаций);

импульсных двигателей, в том числе импульсных двигателей с внешним источником энергии, а также кинетических и лазерных двигателей при установке дополнительного модуля внешнего источника энергии, соответственно, метательного устройства, лазерной системы, электрозапала;

конструкционных материалов, малоразмерных деталей и узлов на воздействие:

вакуума;

теплового (в том числе солнечного) излучения;

продуктов быстрой газификации высокоэнергетических материалов (взрыва);

столкновений с кинетическими ударниками.

Конструкция ТБК разработана с учётом обеспечения возможности камеры выдерживать импульсные (взрывные) режимы без повреждений в результате воздействия источником энергии (ударником, лазером или электрозапалом) и продуктов газификации мишени на отражатель и другие элементы ТБК.

Простота конструкции достигается за счёт исключения ряда элементов, а именно имитатора «чёрного», «холодного» космоса и имитатора солнечного излучения (ИСИ) с громоздкой и сложной оптической системой из большого количества отражающих и преломляющих элементов, которые традиционно используют в известных термобарокамерах, при сохранении термобарокамерой своих функций (обеспечение точной имитации натурных условий).

Для воспроизведения режимов работы двигателей и конструкционных материалов, узлов и деталей при внешнем воздействии (работа тепловых двигателей микротяги возможна только при имитации солнечного излучения, а импульсных двигателей - при воздействии продуктов газификации (включая тепловое) на отражатель) невозможно сохранение криогенных режимов. Имитация работы тепловых двигателей в реальных условиях осуществляется по общей мощности поглощаемого ими электромагнитного излучения, без детализации спектра.

Конструкция системы крепления объекта испытаний:

позволяет испытывать отражатели разной формы, размера и массы, а также образцы конструкционных материалов;

обеспечивает минимальное трение в точке подвеса и минимальное влияние давления продуктов газификации мишени на подвеску (величины, пренебрежимо малые относительно силы, действующей на отражатель со стороны продуктов газификации).

Благодаря конструктивному исполнению камеры и системы крепления объекта испытаний ТБК компактна, проще и дешевле в изготовлении, мобильна (возможна оперативная транспортировка её всеми видами транспорта), универсальна (можно испытывать различные двигатели для сверхмалых КА, различные элементы двигателей (мишени и отражатели разной формы, размера и массы), различные образцы конструкционных материалов.

Камера позволяет одновременно проводить исследования по определению температурного и термодеформационного состояний объекта испытаний, что позволяет сократить общее время испытаний.

Тепловакуумные испытания в ТБК осуществляют следующим образом.

1. В ТБК устанавливают отражатель и мишень.

Осевое расстояние D между подвеской отражателя и подвеской мишени устанавливают в соответствии с планом эксперимента.

Отражатель закрепляют на подвеске и осуществляют проверку свободного качания подвески отражателя.

При необходимости на отражателе закрепляют грузы требуемой массы в соответствии с планом эксперимента, для обеспечения необходимой полной массы отражателя M.

При необходимости испытаний образцов материалов и/или комплектующих изделий небольшой (относительно массы отражателя) массы на стойкость к воздействию рабочего процесса и продуктов газификации мишени, производят их закрепление на поверхности отражателя с рабочей (обращённой к мишени) или обратной стороны, в зависимости от плана эксперимента. При этом масса отражателя определяется с учётом закреплённых образцов.

Мишень устанавливают на подвеске таким образом, чтобы плоскость торцевой поверхности мишени была параллельна плоскости отражателя.

2. Со стороны фланца обеспечивают герметичное соединение ТБК с внешним источником энергии - метательным устройством, лазерной системой, электрозапалом.

3. Горизонтальное положение ТБК и вертикальное положение подвесок отражателя и мишени обеспечивают регулировкой опор.

4. При испытаниях внешний источник энергии приводится в рабочее положение.

5. Производят включение СУРОИ.

Возможен параллельный контроль параметров по аналоговым приборам.

6. Включается стендовый вакуумный насос, который создаёт вакуум необходимой глубины в ТБК и сопряжённой с ней герметичной части внешнего источника энергии. Осуществляется выдержка с выключенным вакуумным насосом с контролем герметичности.

7. По достижении вакуума включаются теплонагревательные устройства и обеспечивается необходимая интенсивность имитируемого инфракрасного излучения.

8. Включается устройство высокоскоростной видеозаписи.

9. Приводится в действие внешний или внутренний источник энергии.

В зависимости от объекта испытаний:

осуществляется запуск кинетического ударника и регистрация процессов движения ударника до отражателя и через центральное отверстие отражателя до мишени, столкновения ударника с мишенью, газификации мишени и взаимодействия продуктов газификации с отражателем,

активируется мишень с помощью запала или лазера и осуществляется регистрация процессов газификации мишени и взаимодействия продуктов газификации с отражателем.

10. Выключается устройство высокоскоростной видеозаписи.

11. Регистрируется температура стенки ТБК. Выравнивается давление между ТБК и внешней атмосферой. При достижении безопасной температуры Т ≤ 40°С и атмосферного давления производится отключение СУРОИ и открытие дверцы ТБК.

12. Производится демонтаж подвески отражателя для оценки состояния отражателя и при наличии - закреплённых на нем образцов.

Для оценки работоспособности ТБК проведены серии экспериментов отработки конструкции и рабочего процесса двигателей «Импульс-С» (модель 1 и модель 2) и «Импульс-ТС» при низкоэнергетическом и высокоэнергетическом воздействии на мишень. В таблице 1 приведены характеристики указанных двигателей.

Таблица 1. Характеристики двигателей, использованных в экспериментах.

В экспериментах использовался массогабаритный макет фемтоспутника общей массой 8,6 г с отражателем квадратного сечения размером 10х10 см, с имитационной активной мишенью с электротермическим воспламенителем, установленным на мишени.

В качестве нелицензируемого материала для стендовых имитационных мишеней использованы материалы бытовых петард с зарядом ВЭМ, приблизительно соответствующим по составу дымному пороху (удельная теплота сгорания Ht ≈ 3,0 МДж/кг).

Эксперименты с низкоэнергетическим эквивалентным воздействием обрабатывались при допущении Ei≈0 и распределённым по площади и времени воздействием на мишень.

Для данной схемы прототипа плоская мишень равномерно распределена по поверхности отражателя и прилегает к нему вплотную без зазора - т.е. площадь мишени F равна площади отражателя, и газификация мишени происходит только со стороны, противоположной прилегающей к отражателю (исключая тонкие боковые кромки), т.е. вся газифицированная масса используется для создания тяги.

Результаты обработки данных приведены в таблице 2, где P - тяга прототипа двигателя, P/F - удельная тяга на единицу площади.

Таблица 2. Результаты обработки данных.

Серии экспериментов с высокоэнергетическим эквивалентным воздействием проведены с целью оценки влияния вылета мишени D относительно рабочей поверхности отражателя, проверке перспективных конструкционных материалов для отражателей двигателей разной конструкции, а также по полученным экспериментальным данным было проведено математическое моделирование межорбитального маневра КА, аналогичного испытанному массогабаритному макету, с аналогичным двигателем при различной начальной ориентации КА (и вектора приложенного импульса).

Серия экспериментов 1.

В серии экспериментов с высокоэнергетическим эквивалентным воздействием на прототипе двигателя «Импульс-А» рассматривалось влияние вылета мишени D относительно рабочей поверхности отражателя.

В экспериментах использовался двигатель типа «Импульс-А» с отражателем из авиамодельной бальсы и имитационной активной мишенью с электротермическим воспламенителем (вылет мишени D=120 мм).

Зажигание мишени, имитирующее детонацию активной мишени при столкновении с кинетическим ударником, осуществлялось от электротермического воспламенителя.

Эксперименты с высокоэнергетическим эквивалентным воздействием обрабатывались при допущении Ei ≈ 0.

При массе стандартного заряда имитационной мишени 0,2 г энергия взрыва составляла около 600 Дж, что соответствовало скорости ударника моделируемого кинетического двигателя Vi≈1095 м/с для случая кинетического взрыва при полном поглощении мишенью кинетической энергии ударника массой 1 г (для случая без учета энергии сгорания материала мишени), или Vi ≈3465 м/с и Vi ≈ 4900 м/с для случая кинетического взрыва при полном поглощении мишенью кинетической энергии ударником массой 0,1 г и 0,05 г соответственно, или Vi ≈ 9600 м/с для случая кинетического взрыва при полном поглощении мишенью кинетической энергии ударника массой 0,013 г, что близко по порядку величин к минимальной энергетике экспериментов с воздействием кинетическим ударником (ударник минимальной массой 0,013 г при скорости 4-7 км/с) и превышает ее.

Получены серии экспериментальных точек с вылетом 15, 60 и 120 мм при размерах отражателя 10х10 см (безразмерный относительный вылет D/D_Rотносительно характерного размера отражателя (D_R), соответственно, 0,15, 0,6 и 1,2, что соответствовало различным возможным случаям смещения эпицентра от начального положения мишени при столкновении ударника с мишенью кинетического двигателя).

Результаты внешнего осмотра отражателя показали

практическое сохранение целостности отражателя;

незначительные следы загрязнения поверхности рабочей стороны отражателя со стороны мишени продуктами неполной газификации материала мишени; сохранение геометрической формы отражателя;

незначительные следы (царапины) на рабочей поверхности - предположительно, от фрагментов корпуса и крепления мишени;

возможность многократного использования прототипа в серии экспериментов со сменой мишеней.

Таким образом:

в диапазоне относительного вылета мишени 0,15-1,2 не выявлено существенных отличий приращения эквивалентной скорости и КПД, что позволяет использовать варианты с большим вылетом и меньшим максимальным мгновенным значением давления на отражатель;

для массогабаритного макета массой 8,6 г во всех экспериментах достигнуто приращение эквивалентной скорости около 98 м/с, что примерно соответствует необходимому значению для манёвра подъёма высоты круговой орбиты спутника CubeSat типа 3U на 300 км, и эквивалентный КПД (отношение кинетической энергии КА к энергии взрыва) около 7%;

подтверждена работоспособность и эффективность двигателя "Импульс-А" как такового и концепции импульсных двигателей (включая кинетический двигатель) в принципе.

По полученным экспериментальным данным было проведено математическое моделирование межорбитального манёвра КА, аналогичного испытанному массогабаритному макету, с аналогичным двигателем «Импульс-А» при различной начальной ориентации КА (и вектора приложенного импульса).

Была выполнена серия расчётов одноимпульсного манёвра перехода аналогичного фемтоспутника с исходной круговой орбиты высотой 200 км и

наклонением 51,6 градусов на сильно вытянутую эллиптическую орбиту. В расчёте моделируется эксперимент по «бюджетному» определению параметров космической погоды (например, интенсивности и спектра радиации) датчиками фемтоспутника по высоте (большому полуэллипсу) орбиты за ограниченное время. Благодаря размерам, форме и «парусности» (отношению характерной площади поверхности к массе) фемтоспутника (коэффициент аэродинамического сопротивления 2,2), в перигее орбиты должно иметь место достаточно интенсивное аэродинамическое торможение в верхней атмосфере, приводящее к постепенному снижению высоты орбиты (при измерении параметров по высоте), и затем - деорбитингу без образования космического мусора.

Расчёты показывают, что использование простейшего двигателя типа

«Импульс-А» с массой активной мишени около 0,2 г при энергии сгорания ВЭМ около 600 Дж (как при стендовых экспериментах), при различной ориентации фемтоспутника и, соответственно, вектора приращения скорости,

позволяет получить эллиптические орбиты с высотой апогея от 6,4 до почти

6,9 тыс. км, и эксцентриситетом от почти 0,2 до 0,0001, при отклонении наклонения от исходного в пределах 2°.

Эти результаты подтверждают актуальность и целесообразность внедрения и использования фемтоспутников с аналогичными двигателями, полностью закрывающими необходимые потребности в межорбитальных манёврах, прежде всего, в научно-исследовательских и аналогичных целях (мониторинг космической погоды и иных параметров околоземного пространства).

Серия экспериментов 2.

В эксперименте на прототипе двигателя «Импульс-А» проводилась проверка перспективных конструкционных материалов для отражателей двигателей разной конструкции - пленочных большой площади и жёстких.

На рабочей (со стороны мишени) стороне стендового модельного отражателя ТБК были равномерно размещены образцы материалов:

теплоизоляционного материала на основе армированного оксид-силикатного аэрогеля [Бабашов В.Г., Варрик Н.М., Карасева Т.А. Применение аэрогелей для создания теплоизоляционных материалов (обзор). Труды ВИАМ № 6(78) 2019, стр. 32-42.]

теплоизоляционного материала из пеноуглерода разработки ИППУ СО РАН, г. Омск [Патент № 2 674 201 «Способ получения ячеистого пеноуглерода», 19.07.2017 г. ].

Для испытаний были представлены открытые образцы, а также образцы с газозащитным слоем из плёнки металлизированной полиэтилентерефталатной НИИКАМ ОА ТУ 2255-21680878-001-2001.

При стендовых испытаниях с вылетом мишени 100 мм от рабочей поверхности отражателя с закреплёнными образцами конструкционных материалов, эквивалентное приращение скорости условного модельного фемто-КА массой 8,6 г составило 98,4 м/с с КПД рабочего процесса около 7% (что хорошо коррелирует с результатами Серии экспериментов 2 с аналогичными мишенями).

Расчётные максимальные значения скорости расширения продуктов газификации мишени и их давления на отражатель составили соответственно 5493 м/с и 0,6 МПа. При этом не произошло разрушение ни одного образца материалов, даже тонкой металлизированной плёнки НИИКАМ, имеющей неподкреплённый участок (закрывающий центральное отверстие модельного отражателя), в последнем случае имело место только частичное отслоение плёнки от конструкции стендового отражателя по клейкой ленте НИИКАМ.

Важно отметить, что после газификации имитационной мишени с «грязным» ВЭМ типа дымного пороха с неполным сгоранием (на видеозаписи наблюдаются «догорающие» искры) при относительном вылете мишени ~ 0,7 от поверхности отражателя (расстояние до мишени D=100 мм при диаметре отражателя D_R=140 мм), поверхность всех образцов остаётся оптически чистой, и её отражающая способность не снижается.

Это позволяет использовать подобные устройства, по завершении основного манёвра, также в режиме солнечного паруса или иных оптических устройств (например, дальней оптической связи) [Taghavi Mohammadrasoul, Salary Mohammad Mahdi, Mosallaei Hossein. Multifunctional metasails for self-stabilized beam-riding and optical communication. DOI: 10.1039/D1NA00747E (Paper) Nanoscale Adv., 2022].

Исходные данные и результаты измерений приведены в таблице 3, где α - угол отклонения подвески отражателя при воздействии продуктов газификации мишени; l - длина подвески отражателя от точки подвеса до центра масс отражателя; М - масса отражателя; m_e - условная масса «эквивалентного» КА; m_t - масса мишени; Ht - удельная химическая энергия взрыва ВЭМ; D - расстояние (осевое) между отражателем и мишенью; D_R -характерный размер отражателя.

Таблица 3. Исходные данные и результаты измерений.

Результаты экспериментов приведены в таблице 4, где ΔV - приращение скорости отражателя массой М; ΔV_e - эквивалентное приращение скорости «эквивалентного» КА массой m_e; ΔЕ - кинетическая энергия отражателя; Et - химическая энергия активной мишени из ВЭМ; η_е - эквивалентный КПД; η - КПД; P_max - максимальное давление на отражатель.

Таблица 4. Результаты экспериментов.

Таким образом, полученные результаты позволяют сделать несколько выводов:

1. Подтверждается инвариантность рабочего процесса двигателя к источнику энергии.

2. Подтверждена автомодельность рабочего процесса при величине относительного вылета мишени (расстояния от рабочей поверхности отражателя до мишени и затем до эпицентра взрыва) в диапазоне 0,15 - 1,2.

При этом мгновенное максимальное давление продуктов газификации мишени на отражатель обратно пропорционально величине вылета мишени в 3 степени. Это позволяет подбирать соответствующую величину вылета мишени для обеспечения необходимых запасов прочности для используемых конструкционных материалов отражателя.

3. Основные характеристики рабочего процесса, и прежде всего достигаемое приращение скорости прототипа ΔV, являются функцией практически одной переменной - энергии Е, подведенной к продуктам газификации мишени от внешних или внутренних источников энергии.

Все прочие факторы являются величинами меньших порядков малости. Это позволяет использовать полученные результаты для аналогичных двигателей с другими источниками энергии, включая не только кинетические реактивные двигатели, но и импульсные лазерные, ядерные и иные.

4. В исследованном диапазоне условий и воздействий, основные характеристики рабочего процесса, и прежде всего достигаемое приращение скорости прототипа, являются функцией практически одной переменной - энергии Е, подведенной к продуктам газификации мишени от внешних или внутренних источников энергии. Все прочие факторы являются величинами меньших порядков малости.

Это позволяет использовать полученные результаты для аналогичных двигателей с другими источниками энергии, включая не только кинетические реактивные двигатели, но и импульсные лазерные, ядерные и иные.

5. В моделируемых условиях не происходит деструкции использованных конструкционных материалов прототипов при достигнутом тепловом и динамическом воздействии.