КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к ракетной технике, конкретно к устройству космических аппаратов с многослойной системой терморегулирования, предназначенных для функционирования на орбитальном и атмосферном участках полета.
Известен космический аппарат (КА) по патенту №1840181 SU (по заявке 2215751/11) с приоритетом от 23.02.1977 года, принятый нами за прототип.
Космический аппарат по этому патенту содержит многослойную систему терморегулирования, выполненную в виде стандартизированной экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), предназначенной для защиты наружной поверхности КА от внешних тепловых воздействий и обеспечения заданной температуры внутри КА.
Экранно-вакуумная теплоизоляция ЭВТИ-В изготавливается по ОСТ 92-0918-70. Она включает:
- наружный облицовочный слой из отражающего поток солнечной радиации материала (т.е. солнечно-отражающего материала), например, стеклоткани (ТСОН-СОТ ТУ-156-66);
внутренний облицовочный слой, обычно перкаль (ГОСТ 12125-66) или ПЭТФ толщиной 20 мк (СТУ3113-105-64);
- расположенные между ними экраны из гофрированной полиэтилентерефталатной пленки с односторонней металлизированной поверхностью, отделенные друг от друга низкотеплопроводными сепараторами, например, из стекловуали (ЭВТИ-7, МРТУ-6-11-23-65).
-6
-4
В условиях глубокого вакуума (P≤10 мм рт.ст.) ЭВТИ является самым эффективным теплоизоляционным материалом, так как имеет весьма малый коэффициент теплопроводности (порядка ~10 ккал/м-час град) и приемлемые для КА массовые характеристики. Термическое сопротивление ЭВТИ зависит от граничных температур, состава, толщины пакета и ряда других факторов.
ЭВТИ изготавливается и устанавливается на КА отдельными матами с обеспечением перекрытия в стыках матов.
Маты ЭВТИ-В, согласно ОСТ 92-0918-70, набираются так, чтобы экраны были ориентированы металлизированной поверхностью в сторону наружного облицовочного слоя (т.е. от КА), после чего они устанавливаются на КА внутренним облицовочным слоем к изолируемой поверхности.
Однако тепловой экран с многослойной теплоизоляцией ЭВТИ имеет недостатки, которые в определенных КА усложняют их изготовление, обслуживание и эксплуатацию.
К таким недостаткам можно отнести следующее.
1. Низкую прочность (хрупкость) ЭВТИ, которая обуславливает единственный возможный способ ее установки - установку на КА самой последней операцией, которая не предусматривает далее каких-либо возможных действий с КА, например, расстыковку (стыковку) КА по стыку для установки полезного груза.
2. Непрозрачность или малая прозрачность для прохождения радиосигналов, которые могут быть необходимы для тестирования внутренней аппаратуры КА во время его полета.
3. Сложность конструкции элементов крепления матов ЭВТИ к корпусу КА.
4. Отсутствие возможности работы ЭВТИ даже на начальном участке спуска КА в атмосфере (воздушном участке).
5. Наличие газовыделения на участке спуска КА (воздушном участке) и связанная с этим изолированность КА для прохождения радиосигналов к аппаратуре полезного груза.
6. Неудовлетворительное габаритно-массовое совершенство теплового экрана с ЭВТИ, обусловленная тем, что он предназначен только для работы на орбитальном участке полета, а значит слои теплового экрана для обеспечения заданной внутренней температуры (Tвн) КА имеют большую толщину и массу, чем у теплового экрана с экранно-вакуумной теплоизоляцией, частично работающей и на участке спуска в атмосфере.
Задачей предлагаемой полезной модели является устранение указанных недостатков.
Эта задача решается путем выполнения теплового экрана в виде многослойного пакета из нескольких пластмассовых и нескольких металлических слоев, которые устанавливаются на силовой корпус КА.
Тепловой экран послойно устанавливается на силовой корпус КА на термостойкий клей.
Кроме того, теплоизоляция в виде металлического пакета устанавливается на КА с помощью термостойкого клея и сварки так, что обеспечиваются заданные параметры ее прочности, которые позволяют без ущерба для формы КА (без изменения его аэродинамического качества) проводить сборку и разборку КА по стыку специальным инструментом в процессе установки полезного груза, а также позволяет технологически простыми методами выполнить металлический пакет с вырезами под радиопрозрачные окна, необходимые для проведения тестирования аппаратуры КА при проверках на Земле и в полете.
Упрощение конструкции элементов теплового экрана достигается тем, что многослойная металлическая теплоизоляция изготавливается до установки ее на корпус КА в виде, как правило, заданного количества поясов (минимально 2-х), которые устанавливаются на корпус КА, поверх пластмассового пакета, на термостойкий клей технологически просто и свариваются замыкающими кольцевыми и продольными сварными швами.
Сущность предполагаемой полезной модели поясняется графическими изображениями.
На фиг. 1 изображен разрез фрагмента предлагаемого КА.
На фиг. 2 изображено сечение части корпуса КА с установленным на нем тепловым экраном.
На фиг. 3 изображена развертка вида сверху одного из металлических поясов теплового экрана.
На фиг. 4 изображен график изменения температуры внутри корпуса КА (Tвн) в одной из точек его орбитального полета.
На фиг. 5 изображен в форме цветовой диаграммы график изменения температуры металлического силового корпуса КА в одной из точек его орбитального полета для варианта установки верхнего пакета теплового экрана в виде матов ЭВТИ.
На фиг. 6 изображен в форме цветовой диаграммы график изменения температуры металлического силового корпуса КА в одной из точек его орбитального полета для варианта установки верхнего пакета теплового экрана в виде многослойного металлического пакета.
в
На фиг. 7 изображен график изменения предела прочности (σ) титанового сплава ВТ-1 в функции от температуры при которой он используется.
Цифрами на рисунках обозначены.
1. Металлический силовой корпус КА.
2. Тепловой экран в виде пакета многослойной тепловой защиты, включающий верхний многослойный металлический пакет и пластмассовый, как правило, 2-хслойный пакет, установленные на металлический силовой корпус КА.
3. Полезный груз, который установлен внутри силового корпуса КА и содержащий, в том числе, электронную аппаратуру для функционирования и внешнего тестирования.
4. Слой тепловой защиты, выполненный из сплава содержащего не менее 50% титана.
5. Слои тепловой защиты, выполненные из сплава содержащего не менее 95% никеля.
6. Многослойный пластмассовый пакет, содержащий, например, верхний (для этого пластмассового пакета) слой из углепластика, заданной толщины и нижний (для этого пластмассового пакета) слой из стеклопластика. Эти пластмассовые слои скреплены между собой и установлены на силовой корпус с помощью термостойкого клея.
Предлагаемый КА представляет собой возвращаемый аппарат, который в процессе работы функционирует на орбитальном (безвоздушном) участке полета и на воздушном (атмосферном) участке полета. При этом на воздушном участке КА спускается к заданной точке приземления по баллистической траектории в режиме неуправляемого полета и должен приземлиться в этой точке с заданной точностью.
Для обеспечения заданного теплового режима функционирования полезного груза в предлагаемом КА предусмотрен многофункциональный тепловой экран 2.
2
Многослойный металлический пакет 4 и 5 выполняет в основном функцию тепловой защиты (экранно-вакуумной теплоизоляции) на орбитальном участке полета. На этом участке полета КА вклад в обеспечение заданной температуры полезного груза Tвн пластмассового пакета 6 является второстепенным (незначительным). Известно [1], что в космическом пространстве, на орбитальном участке полета, основной вклад в реализующуюся температуру КА (и значит Tвн) вносит излучение Солнца (на освещенной стороне КА) и температура наружной среды (на теневой стороне КА). Так солнечное излучение на орбитальном участке полета доставляет КА тепловой поток различной интенсивности (от 10 до 1000 кэВ) величиной Q=1200 ккал/м*час в широком спектре частот излучения (ультрафиолетовое, инфракрасное, рентгеновское). Теневая же сторона КА испытывает действие окружающей среды с температурой Tок=-60…-260°C. В этих условиях целесообразно иметь возможность обеспечения тепловым экраном выравнивания температуры в кольцевом направлении собственно экрана, силового корпуса и следовательно КА. Это позволяет выровнять среднеобъемную температуру внутри КА и таким образом обеспечить заданную температуру (Tвн) полезного груза на орбитальном участке полета КА.
Поскольку КА предполагает функционирование и на атмосферном участке, где, как известно, наилучшим способом теплозащиты является абляционное покрытие, тепловой экран снабжен, преимущественно, 2-мя пластмассовыми слоями 6, выполняющими функцию тепловой защиты аппарата вплоть до точки его приземления.
Работает КА следующим образом.
-6
На орбитальном участке полета заданная Tвн аппарата от действия окружающей среды: глубокого вакуума (P≤10 мм рт.ст.), солнечной радиации всего спектра частот (ультрафиолетовое, инфракрасное, рентгеновское) с различной интенсивностью (от 10 до 1000 кэВ), отрицательной температуры в вакууме (-60…-260°C) - обеспечивается тепловым экраном 2 и в основном его металлическими слоями 4 и 5.
Нами проведены сравнительные тепловые расчеты с использованием программы ANSYS [2]. В результате расчетов получено следующее.
Внутренняя температура предлагаемого аппарата Tвн для орбитального участка полета представлена на фиг.4. Из этого графика видно, что для выделенного на фиг. 1 фрагмента, Tвн лежит в диапазоне 240…310°K, что укладывается в допустимый для функционирования аппарата диапазон. При этом на фиг. 4 приведены 2 кривые: штриховая для аппарата на котором верхний слой теплового экрана выполнен в виде ЭВТИ, сплошная - в виде предлагаемого нами металлического пакета из (назовем это так) титановой фольги с прикрепленными к ней несколькими слоями никелевой фольги. Из сравнения графиков видно, что Tвн для прототипа (ЭВТИ) и предлагаемого аппарата практически совпадают. Т.е. предложенный тепловой экран с верхним металлическим пакетом сохраняет на заданном уровне Tвн и значит сохраняет условия функционирования аппарата на орбитальном участке полета. Координата «X», показывающая изменение температуры по длине аппарата, на графиках задана от носка аппарата.
С помощью программы ANSYS [2] проверим как изменяется Tвн аппарата прототипа и предлагаемого аппарата в кольцевом направлении.
На фиг. 5 и 6 приведены цветовые диаграммы изменения Tвн, для внутренней поверхности силового корпуса аппарата в кольцевом направлении. На фиг. 5 для аппарата прототипа, на фиг. 6 - для предлагаемого аппарата. Сравнение цветовых диаграмм показывает, что для произвольно выбранной точки орбитального полета, температуры внутренней поверхности силового корпуса аппарата прототипа и предлагаемого аппарата практически совпадают. Т.е. можно сделать вывод, что и в осевом и в кольцевом направлении установленный на предлагаемом аппарате верхний металлический слой теплового экрана сохраняет тепловой режим функционирования аппарата для орбитального участка полета.
Покажем технологию изготовления предлагаемого теплового экрана.
Как видно на фиг. 1 КА имеет стык для установки внутрь него полезного груза, поэтому при изготовлении тепловой экран имеет, преимущественно 2 фрагмента: фрагмент, установленный в зоне от хвостовой части КА до стыка и фрагмент, установленный от стыка до носка КА.
Вначале на силовой корпус КА устанавливают пластмассовые фрагменты с помощью термостойкого клея. Затем на эти пластмассовые фрагменты устанавливают, также на термостойкий клей, узкие металлические промежуточные пояса, преимущественно в 4-х зона: 2 пояса в зоне стыка и 2 пояса в хвостовой части и в носке КА.
Далее из фрагментов заданной формы изготавливают многослойные металлические пояса, преимущественно в виде 2-х отдельных поясов для хвостовой части и для носовой части КА.
Причем изготовление этих металлических поясов производят строго заданным способом:
- изготавливают фрагменты заданной формы;
- накладывают фрагменты друг на друга внахлест в соответствии с необходимой конфигурацией пояса для данного КА;
- производят сварку фрагментов с заданным шагом точечной сварки для каждого слоя фольги (титанового и никелевого);
- сваривают точечными сварными швами, также с заданным шагом сварки, слои между собой;
- устанавливают пояса с помощью термостойкого клея в носке и в хвостовой части КА;
- производят сварку замыкающих продольных сварных швов с заданным шагом сварки;
- производят сварку с заданным шагом сварки кольцевых сварных швов, которыми приваривают пояса к узким промежуточным поясам, преимущественно в 4-х кольцевых зонах.
В результате всех этих операций производят установку многослойного теплового экрана на силовой корпус КА. Установленный таким образом тепловой экран обеспечивает, как показано выше, необходимую защиту КА от теплового воздействия в космосе на орбитальном участке его полета.
Требуют пояснения 3 момента которые приведены выше:
- наличие в тепловом экране 2-х составного пластмассового пакета;
- наличие в тепловом экране 2-х составного металлического пакета;
- строго заданный шаг выполнения точечной сварки.
Металлический пакет содержит слой из титановой фольги и слой из нескольких никелевых подслоев. Такой состав металлического пакета обусловлен тем, что титановая фольга экранирует не весь спектр частот солнечного излучения, а преимущественно излучение рентгеновских и инфракрасных частот. Для экранирования высокочастотной области спектра, металлический пакет снабжен никелевым подслоем.
Результаты расчетов подтверждающие заданную эффективность теплового экрана с металлическими слоями на орбитальном участке полета КА приведены на фигурах 4, 5, 6.
Заданный шаг точечной сварки и выполнение теплового экрана содержащего металлические слои определены, в том числе, и исходя из следующего.
Так как предлагаемый КА является возвращаемым аппаратом, то его полет происходит на 2-х участках: орбитальном и атмосферном.
На атмосферном участке полета, когда КА под некоторым углом атаки входит в атмосферу и движется по баллистической траектории с большой скоростью, от трения о воздух верхние слои теплового экрана начинают интенсивно нагреваться.
Первыми нагреваются металлические слои экрана. При их нагреве происходит следующее:
-5
- определяющую роль играет более толстая титановая фольга и при нагреве до 1000°C диаметр титанового слоя увеличивается в пределах нескольких мм (коэффициент линейного расширения титана для этой температуры составляет 1*10 1/градус);
- в результате расширения и вследствие не герметичности точечной сварки (термостойкий клей при этой температуре не работоспособен и к этому моменту уже практически закончена его деструкция) у набегающего потока воздуха есть возможность проникать под титановую фольгу и на подветренной стороне КА возникает перепад давления отрывающий фольгу от аппарата;
- перепад давления в этой точке может быть определен исходя из величины давления торможения потока из следующей зависимости
, где
0
P - давление торможения,
1
P - наружное давление,
γ - показатель адиабаты,
e
M - местное число Маха,
Θ - угол атаки аппарата;
4
- вблизи температуры 1000°C перепад давления от набегающего воздушного потока, действующий изнутри титановой фольги, составляет величину порядка 10 Па;
2
- при температуре 1000°C происходит изменение прочностных характеристик титановой фольги и предел ее прочности на разрыв составляет величину около 1 кг/мм;
в
в
- на фиг. 7 нами приведен график [3] изменения этого предела прочности σ в функции от температуры из которого видна величина σ при температуре 1000°C;
в
- известно, что в зоне сварки температура дуги равна 5000…6000°C, при этой температуре [3] происходит изменение кристаллической структуры титана, прочность (σ) титана, с измененной в процессе сварки структурой, уменьшается в несколько раз по сравнению с исходным металлом (фиг. 7) в результате чего сварные точки металлического пакета становятся запрограммированными слабыми местами, которые разрушаются раньше исходного (не подвергавшегося нагреву) металла;
0
- разрывные напряжения при приведенном выше давлении P внутри титановой фольги для предлагаемого КА могут быть определены из следующей зависимости
0
0
G=P-r/δ, где
r - радиус КА,
0
2
δ - толщина титановой фольги, и составляют для предлагаемого КА величину G≈0,5 кг/мм.
В сочетании с заданным шагом сварки (фиг. 3) предлагаемые технические решения позволяют осуществлять программируемый одномоментный сброс металлических слоев теплового экрана при достижении ими температуры нагрева около 1000°C. Когда первые от носка КА сварные точки нагреваются до температуры 1000°C происходит их разрушение, которое приводит к дальнейшему лавинообразному разрушению в следующих (к хвосту КА) сварных точках.
Этим обеспечивается:
а) одномоментный сброс металлических поясов теплового экрана;
б) преодоление значительной (более половины) части атмосферного участка полета КА без расходования пластмассовой (аблирующей) части теплового экрана.
После одномоментного сброса металлического пакета теплового экрана полет КА продолжается далее до заданной точки приземления, а поддержание заданной температуры Tвн обеспечивается за счет того, что пластмассовые слои расходуются (уносятся) путем абляции в атмосферу отдавая при этом поступающее от трения тепло. Причем за счет того, что более половины атмосферного участка полета КА преодолел поддерживая Tвн с помощью металлического пакета -толщина пластмассового, преимущественно 2-хслойного (углепластик + стеклопластик) пакета, может быть выбрана значительно меньшей, чем у прототипа.
В результате того, что значительная часть атмосферного участка полета КА происходит при целостном тепловом экране с металлической поверхностью, имеющей лучшее по сравнению с неравномерно уносимыми с наветренной и подветренной стороны абляционными материалами, аэродинамическое качество, достигается повышение точности приземления аппарата, а также улучшение, по сравнению с прототипом, габаритно-массового совершенства теплового экрана и КА в целом.
Таким образом, техническим результатом при применении предлагаемого КА является обеспечение его повышенных технических характеристик путем:
- снижения массы и габаритных размеров теплового экрана и КА в целом;
- повышения точности приземления КА;
- обеспечения минимального (только с паузой во время абляционного уноса пластмассовых слоев экрана) времени отсутствия возможности тестирования аппарата в полете;
- упрощения конструкции теплового экрана и КА в целом;
- упрощения технологии изготовления КА.
Источники информации.
1. Салахутдинов Г.М.
Тепловая защита в космической технике. - Мл Знание, 1982. - 64 с, ил. - (Новое в жизни, науке, технике. Сер. «Космонавтика, астрономия»; №7)·
2. Многофункциональная программа расчета ANSYS, авторизованный дистрибьютор, инженерно-консалтинговый и учебный центр ANSYS в странах СНГ - ЗАО «КАДФЕМ Си-Ай-Эс», info@cadfem.com.
3. Мороз Л.С.
Титан и его сплавы, Τ 1, Л, Судпромгиз, 1960, 290 с.
Источники информации принятые во внимание (патенты на изобретения и полезные модели).
Патент №65475 от 13.02.2007, №2310588 от 16.02.2006, №2383476 от 26.12.2008, №2301183 от 02.07.2006, №2401852 от 25.11.2009, №2295476 от №2495788 от 15.10.2010, №2223896 от 02.08.2002, №2459743 от 13.12.2010, №2212364 от 04.01.2001, №2340519 от 17.06.2007, №2452669 от 12.12.2010, №2481239 от 10.10.2011, №2244665 от 20.04.2001, №2356074 от №2493067 от 20.06.2011, №2493058 от 20.06.2011.