[1]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.
[2]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.
[3]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).
[4]Известные способы ТВИ решают задачу повышения достоверности имитации внешних тепловых потоков при наземной отработке теплового режима КА, а следовательно, и увеличения точности тепловакуумных испытаний.
[5]К недостаткам способов испытаний следует отнести большие трудозатраты и энергозатраты, обусловленные:
[6]- большим расходом дорогостоящего жидкого азота при захолаживании криоэкранов;
[7]- длительным временем выхода вакуумной камеры на низкий температурный режим;
[8]- высокой стоимостью имитатора солнечного излучения и его значительным энергопотреблением.
[9]Целью предложенного технического решения является устранение указанных недостатков, а именно снижение трудо- и энергозатрат при обеспечении необходимой степени достоверности ТВИ.
[10]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.
[11]Сущность предложенного технического решения заключается в следующем.
[12]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.
[13]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).
[14]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».
[15]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.
[16]На внешней поверхности экрана устанавливают экранно-вакуумную теплоизоляцию, которая уменьшает тепловые потери и обеспечивает стабильное значение необходимой температуры.
[17]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».
[18]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).
[19]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.
[20]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.
[21]Предложенное техническое решение поясняется схемой стенда для тепловакуумных испытаний КА, на которой введены обозначения:
[22]1 - вакуумная камера;
[23]2 - экран-имитатор внешних тепловых потоков;
[24]3 - космический аппарат;
[25]4 - система вакуумирования камеры;
[26]5 - холодильная установка;
[27]6 - контрольно-проверочная аппаратура с системой измерений;
[28]7 - теплоизоляция экрана.
[29]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.
[30]Положительный эффект предложенного способа тепловакуумных испытаний заключается в существенном снижении материальных, трудо- и энергозатрат с одновременным получением результатов с необходимой достоверностью.
