Стенд для тепловакуумных испытаний космических аппаратов

Классификация по МПК: B64G

Патентная информация
Патент на изобретение №: 
2302983
Дата публикации: 
Пятница, Июль 20, 2007
Начало действия патента: 
Пятница, Октябрь 7, 2005

Изобретение относится к стендам для имитации космических условий. Стенд для тепловакуумных испытаний космических аппаратов содержит вакуумную камеру с системой вакуумирования, криогенный экран, имитатор внешних тепловых потоков, состоящий из секций, и систему управления. Вакуумная камера соединена с датчиком давления. На криогенном экране установлен датчик температуры. Выходы датчика давления и задатчика давления, исключающего конвективный теплообмен в вакуумной камере, подключены к входам одной из схем сравнения. Выходы датчика температуры и задатчика температуры холодного космоса подключены к входам второй схемы сравнения. Выходы обеих схем сравнения подключены к входам схемы совпадения. Выход схемы совпадения соединен с системой управления включением блока регуляторов напряжения. Выходы блока регуляторов напряжения подключены к секциям имитатора внешних тепловых потоков. Изобретение позволяет повысить достоверность имитации космических условий и снизить энергопотребление стенда. 1 ил.


Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к тепловакуумным испытаниям космических аппаратов (КА) в условиях, приближенных к эксплуатации КА в открытом космическом пространстве, а также может найти применение в тех областях техники, где предъявляются повышенные требования к вопросам теоретических и экспериментальных исследований излучательных, поглощательных и отражательных характеристик покрытий различных изделий.

Известен стенд для тепловакуумных испытаний КА, содержащий вакуумную камеру с КА, установленным внутри нее, систему вакуумирования, криогенный экран для охлаждения стенок камеры, имитатор солнечного излучения [1].

Недостатком данного аналога является то, что из-за своего расположения самое большое параболическое зеркало переизлучает лучи с одного участка испытуемого КА на другой участок, то есть КА как бы видит сам себя в зеркале, что вызывает неконтролируемые вторичные лучистые потоки, приводящие к температурным ошибкам имитации, кроме того, большое количество оптических элементов очень удорожает систему.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является стенд для тепловакуумных испытаний КА, содержащий вакуумную камеру с установленным внутри нее КА, систему вакуумирования, подсоединенную к вакуумной камере, криогенный экран, имитатор внешних тепловых потоков, систему управления тепловакуумными испытаниями [2].

Этот стенд принят за прототип.

Недостатком прототипа является то, что имитатор внешних тепловых потоков облучает КА в одном направлении (сверху вниз), а сам КА установлен либо на нижней опорной поверхности вакуумной камеры, либо закреплен на поворотном устройстве, имеющем одну степень свободы, что не позволяет попеременно (а в некоторых случаях и одновременно) облучать другие поверхности КА, что, в свою очередь, связано с имитацией натурных условий ориентации объекта при его вращении в космическом пространстве относительно Солнца; необходимо каждый раз останавливать испытания и производить операции по перестановке КА, что связано с большими трудозатратами и энергозатратами, например слив жидкого азота из полостей криогенного экрана и продувка его теплым воздухом, разгерметизация вакуумной камеры, демонтаж КА и установка его в другом положении с последующими электрическими перепроверками, вновь вывод вакуумной камеры на рабочий режим.

Задачей изобретения является увеличение достоверности тепловакуумных испытаний с одновременным уменьшением энергопотребления и трудозатрат.

Задача решается за счет того, что в стенд для тепловакуумных испытаний КА, содержащий вакуумную камеру с установленным внутри нее КА, систему вакуумирования, сообщенную с вакуумной камерой, криогенный экран, расположенный вокруг КА, имитатор внешних тепловых потоков, состоящий из секций, систему управления, введены датчик давления, задатчик давления, исключающий конвективный теплообмен в вакуумной камере, датчик температуры, задатчик температуры холодного космоса, две схемы сравнения, схема совпадения, блок регуляторов напряжения, при этом вакуумная камера соединена с датчиком давления, а датчик температуры установлен на криогенном экране, выходы датчика давления и задатчика давления, исключающего конвективный теплообмен в вакуумной камере, подключены к входам одной из схем сравнения, а выходы датчика температуры и задатчика температуры холодного космоса подключены к второй схеме сравнения, выходы обеих схем сравнения подключены к входам схемы совпадения, выход которой соединен с системой управления включением блока регуляторов напряжения, выходы которого подключены к секциям имитатора внешних тепловых потоков.

На чертеже представлена функциональная схема стенда для тепловакуумных испытаний КА, где:

1 - вакуумная камера;

2 - криогенный экран;

3 - космический аппарат;

4, 5, 6, 7 - секции имитатора внешних тепловых потоков;

8 - система вакуумирования;

9 - датчик давления;

10 - задатчик давления, исключающего конвективный теплообмен;

11 - схема сравнения;

12 - датчик температуры;

13 - задатчик температуры холодного космоса;

14 - схема сравнения;

15 - схема совпадения;

16 - система управления включением блока регуляторов напряжения;

17 - блок регуляторов напряжения.

Стенд для тепловакуумных испытаний КА 3, установленного в вакуумной камере 1, оснащенной системой вакуумирования 8 и криогенным экраном 2, расположенным вокруг КА 3, имитатором внешних тепловых потоков, состоящим из секций 4, 5, 6, 7, системой управления 16, содержит датчик давления 9, соединенный с вакуумной камерой 1, задатчик давления, исключающий конвективный теплообмен 10 в вакуумной камере 1, датчик температуры 12, установленный на криогенном экране 2, задатчик температуры холодного космоса 13, две схемы сравнения 11 и 14, схему совпадения 15, блок регуляторов напряжения 17, выходы датчика давления 9 и задатчика давления, исключающего конвективный теплообмен 10 в вакуумной камере 1, подключены к входам схемы сравнения 11, выходы датчика температуры 12 и задатчика температуры холодного космоса 13 подключены к входам схемы сравнения 14, выходы схем сравнения 11 и 14 подключены к входам схемы совпадения 15, выход которой соединен с системой управления 16 включением блока регуляторов напряжения 17, выходы которого подключены к секциям имитатора внешних тепловых потоков 4, 5, 6, 7.

Процесс тепловакуумных испытаний КА 3, установленного внутри вакуумной камеры 1, оснащенной криогенным экраном 2 и имитатором внешних тепловых потоков в виде секций 4, 5, 6, 7, осуществляется следующим образом.

Вакуумируют камеру 1 с помощью системы вакуумирования 8 до давления, исключающего конвективный теплообмен в камере (например, до давления 10-3 Па), измеряемого датчиком давления 9. Сигнал датчика давления 9 поступает в схему сравнения 11, куда поступает также сигнал заданного значения давления, исключающего конвективный теплообмен, от задатчика давления 10.

Одновременно с вакуумированием камеры захолаживают криогенный экран 2 до температуры, имитирующей холод космического пространства (например, до температуры минус 186°С). Сигнал, измеряемый датчиком температуры 12, поступает в схему сравнения 14, куда поступает также сигнал с задатчика температуры холодного космоса 13.

Затем, при совпадении значений давления и температуры со схем сравнения 11 и 14 сигналы поступают на схему совпадения И 15, которая выдает сигнал в систему управления 16 включением блока регуляторов напряжения 17 секциями имитатора внешних тепловых потоков 4, 5, 6, 7, с помощью которого регулируют мощность каждой секции излучателей, в соответствии со штатным алгоритмом воздействия на КА внешних тепловых потоков, действующих на КА при полете в космосе, формируют поток вокруг неподвижного КА, изменяя его интенсивность.

Использование предлагаемого технического решения дает следующие положительные результаты:

- увеличение достоверности тепловакуумных испытаний за счет приближения к натурным условиям облучения КА в условиях открытого космического пространства, которое достигается посредством локальной ориентации секций имитатора внешних тепловых потоков относительно поверхностей объекта испытаний, подлежащих облучению, с регулировкой мощности теплового потока и поочередным включением (выключением) секций нагревателей, что моделирует вращение КА по орбите и обеспечивает одновременное создание отличных друг от друга полей температур на различных поверхностях объекта испытаний;

- экономия хладагента (например, жидкого азота), используемого при захолаживании криогенного экрана и сжатого теплого воздуха, используемого для продувки и отогрева криоэкрана при очередном открытии вакуумной камеры, электроэнергии, расходуемой на питание системы стенда;

- простота и дешевизна конструкции имитатора внешних тепловых потоков, надежность в эксплуатации.

Предлагаемый стенд может иметь широкое практическое применение для получения экспериментальных данных при решении проблем, связанных с обеспечением теплового режима аппаратов, работающих в открытом космическом пространстве.

Литература

1. Фаворский О.Н., Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе. - М.: Высшая школа, 1967 г., стр.141.

2. Андрейчук О.Б., Малахов Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1982 г., стр.23, стр.45.