УСТРОЙСТВО ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
SPACE VEHICLE THERMAL CONTROL DEVICE

Изобретение относится к космической технике и может использоваться в космических аппаратах (КА) в качестве устройства для регулирования воздействия внешнего теплового потока с попеременно периодической засветкой радиационных поверхностей на приборных панелях и рабочих теплообменниках системы терморегулирования. Устройство предназначено для эффективного перераспределения внешнего и внутреннего тепловых потоков, целью которого является поддержания требуемого для бортовой аппаратуры (БА) температурного режима, с обеспечением нижних значений допустимых температур без затрат электроэнергии на обогрев за счет использования внешней тепловой энергии.
Ближайшим аналогом устройства являются электромеханические теплозащитные движущиеся шторки (экраны), экранирующие радиационные поверхности КА за счет затенения открытого для радиационных панелей космоса (см. Патент RU 2092398 С1. МПК: B64G 1/10. Ашурков Е.А., Кожухов В.П., Козлов А.Г., Корчагин Е.Н., Попов В.В., Решетнев М.Ф. Космический аппарат блочно-модульного исполнения. Холодильник-излучатель // Изобретения. Опубликовано 10.10.1997) [1]. Шторки изготавливаются из послойно-комбинированного семислойного мата экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) и скрепляются с посекционно складываемым жестким многосекционным каркасом, состоящим из прямоугольных рамок и пружинных приводов, с электромеханической системой зачековки и расчековки. Каркас в сложенном состоянии обеспечивает компактное размещение шторок по краям радиационных поверхностей до раскрывания пружинными приводами с обеспечением минимально возможного затенения радиационных поверхностей. При этом шторки размещаются на «Восточной» и «Западной» приборных панелях КА с регулярной ориентацией относительно Солнца - на геостационарной орбите (ГСО), высоко - эллиптических орбитах (ВЭО) и т.д.
В процессе поддержания заданной Солнечно-Земной ориентации КА на ГСО и ВЭО, требуется не реже одного раза в сутки проводить закрытия освещенных шторок на каждой из перечисленных панелей и открытия при их затенении с затратами электроэнергии на работу электромеханических приводов.
Срок эксплуатации современных КА-спутников связи на ГСО составляет не менее 15 лет. В течение этого периода обеспечить надежную работу постоянно работающих электромеханических приводов зачековки - расчековки шторок практически невыполнимая задача. Требуется для повышения надежности прибегать к структурному резервированию (увеличению массы аппарата), что также не обеспечивает необходимую надежность системы в условиях длительного воздействия негативных космических факторов. Отказ работы даже одной из шторок, приводит к невозможности обеспечить температурные условия работы БА, тем самым не гарантируется дальнейшее выполнение программы полета КА или значительное ее сокращение. Аппарат выводится из эксплуатации по причине отказа в обеспечивающей системе при работоспособности основных систем - управления движением, энергообеспечения, двигательной установки, работающих бортовых ретрансляторах спутниковой связи.
Низкая надежность электромеханических приводов в устройствах терморегулирования со шторками, привела к необходимости использования других физических принципов для разработки устройств экранирующих радиационные поверхности КА.
В качестве прототипа принимается микроэлектромеханическое устройство терморегулирования космического аппарата (см. Патент US 6538796 В1. Микроэлектромеханическое устройство терморегулирования космического аппарата.) [2]. Устройство включает в свой состав подложку терморегулирования, периодически подвергаемую воздействию солнечной радиации (радиационную поверхность), расположенную на внешней поверхности корпуса КА. Параллельно радиационной поверхности (РП) размещены движущиеся экраны («штабелируемые жалюзи», шторки) с терморегулирующем покрытием (ТРП) класса «солнечные отражатели» в виде зеркального покрытия. Каждый экран содержит прямоугольное основание и каркас, к которому прикреплены элементы приводов из материала с эффектом памяти формы.
ТРП оснований класса «солнечные отражатели» с зеркальным покрытием представляет собой тонкие пластинки из стекла с односторонним напылением тонкого слоя золота, приклеенные к внешней поверхности экрана стеклом наружу. Расположение экранов обеспечивает защиту РП от солнечного излучения. Над РП в зазоре размещены элементы крепления и привода передвигающие экраны с использованием эффекта памяти формы материала. Регулирование температуры осуществляется за счет движения экранов с ТРП, перемещение которых друг относительно друга, создает зазор для облучения РП световой энергией. Когда экраны находятся в закрытом положении, РП защищена от попадания солнечного излучения. Частичным открытием-закрытием экранов производится регулирование степени воздействия теплового потока от Солнца на РП КА за счет изменения величины облучаемой площади поверхности.
В качестве недостатков необходимо отметить сложность конструкции приводов, включающих в себя тяги и систему обратной связи, которые обуславливают низкую надежность устройства, хрупкость тяг которого, выполненных из кремниевого материала, приводит к потере прочности при воздействии ударных и вибрационных нагрузок. Само зеркальное покрытие является также элементом ненадежности при воздействии указанных нагрузок, которые могут приводить к трещинам в стеклянной основе ТРП и отклеиванию его отдельных пластин.
s
Постоянная открытость экранов по отношению к внешним факторам космического пространства, приводит к повышенной деградации их зеркального покрытия, характеризуемой увеличением коэффициента поглощения солнечного излучения (A). Особенно это характерно в периоды высокой активности Солнца, что является результатом воздействия на покрытие протонов и электронов высоких энергий. В свою очередь это снижает эффективность терморегулирования из-за разогрева самих экранов, переотраженный тепловой поток от которых будет воздействовать на РП.
Использование тяг частично затеняет поверхность РП, что приводит к потерям эффективной площади, обеспечивающей терморегулирование. При этом для работы приводов требуются определенные затраты бортовой электроэнергии. Необходимо также отметить технологическую сложность и высокую стоимость изготовления микроэлектромеханических устройств терморегулирования, а также довольно затратный процесс проведения ресурсных и проверочных испытаний, которые необходимо проводить в специальных условиях вакуума, исключающих загрязнение поверхности экранов микрочастицами и/или их прилипание, вызванное электростатикой.
Отмеченные недостатки привели к тому, что микроэлектромеханические устройства терморегулирования применяются для малых космических аппаратов с коротким циклом проектирования и небольшими ресурсами существования на орбите, а также при терморегулировании БА, оптическая юстировка и калибровка которой требуют строгого контроля температуры.
Задачей изобретения является устранения вышеуказанных недостатков, получения относительно простого, надежного, высокоэффективного устройства терморегулирования БА и элементов конструкции КА различных классов и назначений, включая орбитальные станции, без затрат бортовой электроэнергии.
Технический результат во вновь разрабатываемом устройстве терморегулирования КА заключается в повышении его эффективности и надежности за счет использовании чисто механического привода экрана, не требующего дополнительного энергопотребления.
Технический результат достигается тем, что в устройство терморегулирования КА, включающее радиационную поверхность, размещенные параллельно ей установленные с возможность перемещения экраны с терморегулируемым покрытием, каждый из которых имеет прямоугольное основание и каркас, к которому прикреплены элементы приводов из материала с эффектом памяти формы, в отличие от прототипа, в него дополнительно введены два цилиндрических корпуса с терморегулирующим покрытием, закрытые днищами, расположенные параллельно и закрепленные на корпусе КА, в один из которых помещен привод экрана, выполненный в виде помещенной в цилиндрический стакан спирали из материала с эффектом памяти формы с прикрепленными к ее концам поршнями холостого и рабочего хода, между поршнями холостого и рабочего хода и днищами корпуса введены возвратные пружины, одним концом упирающиеся в прижимные диски, установленные на указанных поршнях, а другими концами - в днища корпуса, при этом в пазах между дисками и поршнями холостого и рабочего хода установлены фиксаторы рабочего и холостого хода привода, а во втором цилиндрическом корпусе размещен механизм устойчивости движения привода, выполненный в виде поршня и закрепленных на нем винтовых пружин сжатия и растяжения, при этом винтовая пружина сжатия расположена между поршнем и днищем в направлении движения поршня рабочего хода, а винтовая пружина растяжения - в направлении движения поршня холостого хода, экран размещен между цилиндрическими корпусами привода и своей центральной продольной осью параллельно им, каркас экрана уставлен посредством стержней в П-образные направляющие, которые размещены на корпусах, при этом стержни каркаса закреплены в пазах поршней рабочего хода привода и элемента повышения устойчивости движения привода.
Признаки и сущность заявленного изобретения далее поясняются рисунками:
Фиг. 1 - схематическое изображение устройства терморегулирования КА, в закрытом положении;
Фиг. 2 - схематическое изображение устройства терморегулирования КА, в открытом положении;
Фиг. 3 - схематическое изображение поршня рабочего хода привода.
Фиг. 4 - схематическое изображение поршня холостого хода привода.
Фиг. 5 - схематическое изображение механизма устойчивости движения привода.
При этом на фигурах приняты следующие обозначения:
1 - корпус КА;
2 - ЭВТИ покрытия корпуса КА;
3 - основание защитного экрана;
4 - каркас защитного экрана;
5 - ЭВТИ покрытия экрана;
6 - радиационная поверхность КА;
7 - стержни каркаса;
8 - П-образные направляющие планки движения экрана;
1,2
9 - цилиндрические корпуса;
10 - кронштейны крепления цилиндрического корпуса;
11 - спираль привода экрана;
12 - поршень рабочего хода привода;
13 - поршень холостого хода привода;
14 - прижимной диск поршня рабочего хода;
15 - прижимной диск поршня холостого хода;
16 - возвратная пружина, упирающиеся одним концом в прижимные диск, установленный на поршне рабочего хода;
17 - возвратная пружина, упирающиеся одним концом в прижимные диск, установленный на поршне холостого хода;
18 - цилиндрический стакан размещения привода;
19 - паз установки стержня каркаса в поршне рабочего хода;
20 - фиксатор рабочего хода привода;
21 - фиксатор холостого хода привода;
22 - поршень механизма устойчивости движения привода;
23 - винтовая пружина сжатия механизма устойчивости движения привода;
24 - винтовая пружина растяжения механизма устойчивости движения привода;
25 - паз под установку стержня каркаса экрана в поршне элемента устойчивости движения привода;
26 - терморегулирующее покрытие цилиндрических корпусов привода.
Описание условий размещения и конструкции устройства терморегулирования КА.
1,2
1,2
1
1
Устройство терморегулирования размещается на внешней поверхности корпуса 1 КА, укрытого ЭВТИ 2 и содержит подвижный защитный экран, имеющий плоское основание 3 с подвижным жестким каркасом 4 прямоугольной формы. Основание 3 и каркас 4 экрана укрыты ЭВТИ 5. При этом экран в исходном положении закрывает РП КА 6 от солнечного излучения (фиг. 1). Наружная часть каркаса 4, имеет установочные стержни 7 для установки экрана в продольные П-образные направляющие планки 8 движения экрана, расположенные на поверхности двух цилиндрических корпусов 9. Корпуса 9 расположены параллельно продольной оси каркаса экрана 4 и крепятся кронштейнами 10 к корпусу 1 КА. При этом в один из корпусов 9 помещен цилиндрический стакан 18 размещения привода, в котором помещен сам привод в виде проволочной спирали 11, изготовленной из материала с эффектом памяти формы (МЭПФ) [4], к которой крепятся поршни холостого 13 и рабочего хода 12. Спираль, размещенная в центральной части цилиндрического корпуса 9, соединена с поршнем 12 рабочего хода привода (фиг. 3) и поршнем 13 холостого хода привода (фиг. 4) со стороны внутренней части поршней. К наружной поверхности поршней 12 и 13 прикреплены прижимные диски 14 и 15, на которых закреплены одними концами возвратные пружины 16 и 17, одним концом упирающиеся в прижимные диски, установленные на указанных поршнях, а другими концами - в днища цилиндрического корпуса 9. При этом размещение поршней 12 и 13 в цилиндрическом корпусе 9; определяется упорным буртиком стакана 18 спирали 11 привода и прижимными дисками 14 и 15. В каждом из поршней 12 и 13 выполнен поперечный паз фиксации движения привода, с прижимными дисками 14 (фиг. 3) и 15 (фиг. 4). Кроме этого в поршне 12 рабочего хода выполнен паз 19 под установку стержня 7 каркаса 4 экрана (фиг. 3). В пазы фиксации движения привода вставляются фиксаторы 20 (фиг. 3) и 21 (фиг. 4) рабочего и холостого хода привода соответственно.
2
1,2
В другом цилиндрическом корпусе 9 привода экрана размещен механизм повышения устойчивости движения привода в виде поршня 22 (фиг. 5) и двух винтовых пружин сжатия 23 и растяжения 24 механизма повышения устойчивости движения привода, закрепленных по обеим сторонам поршня 22. В поршне 22 выполнен паз 25 под установку стержня 7 каркаса экрана. На внешнюю поверхность обеих корпусов привода экрана 9 нанесены терморегулирующие покрытия 26 [3].
Работа устройства.
В исходном положении устройства (Фиг. 1), защитный экран 4 закрывает РП, тем самым обеспечивая полное покрытие корпуса КА ЭВТИ. При этом открыт фиксатор 21 холостого хода спирали 11 привода. В этом случае спираль 11 привода экрана может находиться, в зависимости от нагретого состояния, в спиральном или до известной степени выпрямленном состоянии. Для этого МЭПФ рабочего элемента до установки в устройство проходит специальную подготовку. В качестве материала выбирается волоченная проволока никелида титана сплава марки ТН-1, которая хорошо себя зарекомендовала в ряде силовых приводов в ракетно-космической технике [4,5].
Материал рабочего элемента нагревают до температуры, превышающей температуру начала прямого мартенситного превращения и выпрямляют проволоку (фаза аустенита А). Затем проволока охлаждается ниже температуры конца прямого мартенситного превращения (фаза мартенсита М). Далее проволоку закручивают в спираль требуемого диаметра. При последующем нагреве спирали выше температуры завершения обратного мартенситного превращения она самопроизвольно выпрямляется до определенной формы.
К
Н
Н
К
В [4] приводятся экспериментально подтвержденные характеристические температуры для проволоки сплава никелида титана диаметром 2 мм: М=34°С, М=66°С, А=81°С, А=94°С. Для выбранного материала характерным является функциональное свойство обратимой памяти формы, т.е. при нагреве до определенной температуры спираль будет выпрямляться, а при охлаждении - закручиваться.
Экспериментально установлено, что для сплава МЭПФ условием его цикловой работы является создание в сечении силового элемента механических напряжений определенного значения в начале и в конце его рабочего хода [5]. Для создания такого напряжения служит возвратная пружина 17, упирающаяся одним концом в прижимной диск, установленный на поршне 13 холостого хода. При совместной работе силового элемента из сплава с МЭПФ с силовым возвратным приводом в виде упругого элемента - возвратной пружины 17 в процессе их совместной работы происходит обеспечение устойчивости амплитуды перемещений памяти формы силового элемента в течение первых пяти - десяти рабочих циклов [5].
Н
К
1
Таким образом, при нагреве спирали 11 привода до температуры выше значения М, спираль будет выпрямляться, толкая поршень холостого хода привода 13 и нагружая возвратную пружину 17. При этом движение защитного экрана, содержащего основание 3, помещенное в каркас 4 не происходит, так как он отсоединен от поршня 13. После охлаждения привода экрана до температуры ниже значения М, он начинает возвращать свою спиральную форму. За счет структурного превращения материала и возвратной пружины 17, воздействующей на прижимной диск 15, поршень 13 холостого хода занимает исходное положение на упорном буртике стакана 18 размещения спирали 11 привода. Независимо от того освещена или нет поверхность корпуса 9 привода, защитный экран находится в закрытом положении.
В процессе холостого хода спираль 11 привода экрана, создает также управляющую силу, воздействующую на поршень рабочего хода привода 12. Удержание от движения защитного экрана производится фиксатором рабочего хода привода 20 и винтовыми пружинами сжатия 23 и растяжения 24 механизма повышения устойчивости движения, воздействующими на поршень 22, соединенный с установочным стержнем 7.
Предназначение поршня 22 и винтовых пружин сжатия 23 и растяжения 24 (фиг. 5) заключается в сохранении формы экрана подверженной попеременным нагрузкам, приводящим к упругим колебаниям и деформациям при реактивных напряжениях, которые может создавать привод в процессе рабочих циклов во всех конструктивных элементах устройства.
Тем самым удается избегать перекосов и разрушений экрана и гасить колебательные процессы (защищать каркас 4 и основание 3 экрана от ударных и вибрационных нагрузок).
Н
При необходимости увеличения температуры в системе терморегулирования КА экран открывают и тепловой поток поглощается РП 6 (фиг. 2). Перевод устройства в рабочий режим производится после того, как спираль 11 привода экрана займет исходное положение своей первоначальной формы. Для этого закрывается фиксатор 21 и открывается фиксатор 20. При нагреве спирали до температуры выше значения М, спираль будет выпрямляться и толкать поршень рабочего хода 12. Вместе с поршнем 12 рабочего хода будет двигаться основание экрана 3, так как его каркас 4 соединен установочным стержнем 7 с поршнем 12. Одновременно будет двигаться и поршень 22, также соединенный противоположным установочным стержнем 7 с каркасом экрана 4. Полное срабатывание спирали привода экрана 11 соответствует положению полного открытия РП 6 (фиг. 2). При этом основание защитного экрана 3 занимает крайнее открытое положение для РП 6.
К
В исходное закрытое положение защитный экран 3, 4 движется обратно после охлаждения рабочего элемента привода экрана 11 до температуры ниже значения М, когда он возвращает свою изначальную спиральную форму. Поршень 20 занимает исходное положение за счет работы привода 11 и возвратной пружины 16, упирающиеся одним концом в прижимной диск 14, установленный на поршне 12 рабочего хода. А поршень 22 механизма устойчивости движения привода располагается в цилиндрическом корпусе винтовыми пружинами сжатия 23 и растяжения 24, которые обеспечивают также защиту каркаса 4 экрана от ударных и вибрационных нагрузок.
1
Циклы открытия - закрытия экрана будут попеременно повторяться по мере разогрева цилиндрического корпуса 9 солнечным излучением. Для исключения перегрева спирали привода 11 и пружин, повышения надежности работы устройства в целом, цилиндрические корпуса частично защищают терморегулирующим покрытием, например белым силикатным ТР-со-12 на основе окиси цинка [3]. Для выбранного материала спирали 11, рекомендуемая температура разогрева может находиться в пределах от 100°С до 200°С [6]. Указанная температура является также рабочей для стальных и титановых пружин устройства.
Для прекращения открытия защитного экрана 4, после возвращения спирали 11 в исходное «спиральное» положение, закрывают фиксатор рабочего хода привода 20 и открывают фиксатор холостого хода привода 21. Совпадение положения стержней фиксаторов и пазов фиксации движения привода обеспечивается за счет позиционирования на упорных буртиках стакана 18 спирали 11 привода, поршней рабочего 12 и холостого хода 13 прижимными дисками 14 и 15, к которым крепятся возвратные пружины 16 и 17.
Примерный расчет основных рабочих элементов устройства.
Площадь поперечного сечения S, для рабочего силового элемента, работающего на растяжение - сжатие должна быть не менее величины, определяемой по формуле [5]:
где F - величина эксплуатационного усилия;
[σ] - предельное эксплуатационное напряжение;
2
σ - напряжения, вызванные действием силового возвратного привода, обеспечивающего многоцикловую работу силового элемента, работающего на растяжение-сжатие в конце его рабочего хода.
2
Зададим F=50 Н и остановим свой выбор на экспериментальных данных, полученных ранее для материала ТН-1 [5]: [σ] ≈ 300 МПа, σ ≈ 250 МПа.
2
Тогда требуемая площадь должна быть не менее величины 1 мм, что удовлетворяет ранее выбранной кованой проволоке из никелида титана диаметром 2 мм, площадь которой 3,14 мм.
Длина рабочей части вычисляется исходя из величины требуемого перемещения силового элемента Δl путем деления на соответствующее значение эксплуатационной деформации памяти формы. Для силового элемента, работающего на растяжение или сжатие против внешних нагрузок длина его рабочей части определяется по формуле [5]:
где β - структурная деформация фазового превращения.
С учетом предельных эксплуатационных напряжений, принятых ранее, по полученным экспериментально деформационно - силовым зависимостям для МЭПФ определяется величина деформации памяти формы. Для материала ТН-1 она может составлять 7…10% - при работе силового элемента на растяжение-сжатие [5]. При Δl=1 м и β=0,1 длина рабочей части составит L=10 м. Если установить исходный диаметр спирали d=0,1 м, то число ее витков должно составлять
1
2
Исходя из основных полученных значений для рабочего элемента 11 привода экрана, прорабатывается размерная часть конструкции устройства в целом. При этом рабочие усилия силового возвратного привода в начале рабочего хода P и конце рабочего хода Р могут быть вычислены по формулам [5]:
п
п
1
2
2
где S - площадь сечения проволоки, для избранного варианта S ≈ 3,14 мм, σ, σ - установленные оптимальные значения усилий силового возвратного привода, действующие на силовой элемент с МЭПФ, которые обеспечивают максимальную амплитуду перемещений памяти формы силового элемента.
1
2
2
2
Для обеспечения максимальных перемещений памяти формы для силового элемента из сплава марки ТН - 1 в случае силового элемента, работающего со сжимающими деформациями фазового превращения осевые напряжения в начале рабочего хода σ должны составлять 2.0…2.5 кг/мм (20…25 МПа) и 5.5…6.0 кг/мм (55…60 МПа) - в конце рабочего хода σ [5].
1
2
Вычисленные значения усилий силового возвратного привода P ≈ 6,5 кг и Р ≈ 17,5 кг используются для подбора возвратных пружин 16 и 17 по известным методикам.
Площадь радиационной поверхности устройства терморегулирования определяется исходя из мощности результирующего теплового потока [7] и необходимой тепловой мощности подводимой к системе терморегулирования КА. Устройство терморегулирования КА в наибольшей степени рассчитано на применение в пилотируемых орбитальных станциях (ОС). Как показал опыт, полученный в неориентированном полете ОС, корпус которой полностью закрыт ЭВТИ, внутренняя равновесная температура при неработающем оборудовании и отсутствии экипажа на борту находится в интервале отрицательных температур, не превышающих -10°С.
При наличии экипажа на борту и работающей бортовой аппаратуре, равновесная температура, например в базовом блоке станции, находится в диапазоне 10…25°С. Комфортное значение для экипажа обеспечивается разного рода, в основном воздушных, электронагревателей (ЭН). На создание комфортных температурных условий «проживания» экипажа тратиться по статистике до 10% электроэнергии от бортовых источников. При этом суммарная мощность работающих ЭН составляет в среднем ~ 600 Вт.Для исключения работы ЭН необходимо через РП подводить тепловой поток примерно такой же мощности.
2
При определении мощности результирующего теплового потока на РП рассматривается задача о лучистом теплообмене элементов конструкции аппарата в определенных условиях и допущениях [7], которые позволяют использовать для определения мощности потока на единицу площади (1 м) выражение:
S
sm
0
2
-8
2
4
где A - коэффициент поглощения солнечного излучения РП; q - поверхностная плотность потока излучения (Вт/м); ε - степень черноты РП; σ=5,67⋅10 [Вт/(м⋅К)] - постоянная Стефана-Больцмана; Т - температура РД, К.
s
sm
2
2
При исходных данных A=0,5; ε=0,1; q=1370 Вт/м; Т=350К, на 1 м, результирующий поток составит ~ 600 Вт.
Примерный расчет показывает, что порядок величин в необходимой и получаемой тепловой энергии один и тот же. Таким образом, на основе реального оценивания комфортности температурных условий внутри станции, экипаж может открывать или закрывать «тепловую форточку» в виде предлагаемого устройства терморегулирования КА. Тем самым обеспечиваются комфортные температурные условия без затрат электроэнергии. В зависимости от выполняемых работ на борту связанных с выделением тепла внутри станции и ориентации рабочей поверхности на Солнце, вырабатывается эмпирическая циклограмма открытия-закрытия устройства. При этом не требуется вести контроль в строгих временных рамках, поскольку сам тепловой процесс инерционен, а температурные допуски позволяют его контролировать чисто субъективно (по ощущениям). Не требуется также установки температурных датчиков для контроля непосредственно работы устройства, так как его можно проводить по температурным датчикам атмосферы внутри станции.
При установке устройства на беспилотных КА, можно заранее рассчитать тепловой режим работы приборных панелей или элементов конструкции, которым требуется дополнительный приток тепловой энергии, и установить устройство на постоянной основе в «рабочий режим». В таком случае, при нагреве рабочего элемента от световой радиации, экран буде открываться. А в случае затенения - закрываться, сохраняя накопленную тепловую энергию. Устройство будет настроено на аккумулирование тепловой энергии на борту КА, которую далее можно перераспределять с использованием тепловых труб и других устройств системы терморегулирования.
Главное преимущество предлагаемого устройства терморегулирования КА заключается в простоте его конструкции, а, следовательно, и высокой надежности. Отсутствуют электромеханические части, устройство легко испытывается, эксплуатируется и ремонтируется. Не требуется затрат электроэнергии на его работу. При выходе в открытый космос, экипаж может относительно легко его заменить.
В верхнем слое многослойного ЭВТИ находится ТРП в виде пленочного покрытия Тр-со-ФСр [3] на основе фторопластовой пленки с односторонним напылением серебра, что обеспечивает высокие теплоизоляционные свойства, которые нашли подтверждение при эксплуатации в составе КА более 18 лет. Указанное покрытие устойчиво к ударным и вибрационным нагрузкам.
Необходимо также отметить, что имеющийся положительный опыт применения материалов с памятью формы в других устройствах ракетно - космической техники [4,5], позволяет рассчитывать, на основе прототипирования, на надежную работу непосредственно самого рабочего элемента устройства, выполненного в виде спирали из указанного материала.
ЛИТЕРАТУРА
1. Патент RU 2092398 С1. МПК B64G 1/10. Ашурков Е.А., Кожухов В.П., Козлов А.Г., Корчагин Е.Н., Попов В.В., Решетнев М.Ф. Космический аппарат блочно-модульного исполнения, холодильник-излучатель // Изобретения. Опубликовано 10.10.1997.
2. Патент US 6538796 В1. Микроэлектромеханическое устройство терморегулирования космического аппарата.
3. Городецкий А.А., Соколова С.П., Ковтун B.C., Лобанов В.Б., Калинкин Д.А. Термооптические характеристики терморегулирующих покрытий космических аппаратов «Ямал-200» // Известия академии наук. Энергетика. 2011. №3. С. 23-36.
4. Самойлов Н.С., Уханов И.Г., Детенышев Д.С. Применение современных и перспективных механических устройств на основе материалов с эффектом памяти формы в конструкции космических аппаратов // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2020. №4. С. 69-75.
5. Барвинок В.А., Богданович В.И., Грошев А.А., Плотников А.Н., Ломовской О.В. Методика проектирования силовых приводов из материала с эффектом памяти формы для ракетно-космической техники // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2013. т. 15, №6. С. 272-277.
6. Вяххи И.Э., Гончарук П.Д., Иванькин М.А., Лаврухин Г.Н., Мовчан А.А., Семенов В.Н., Чевагин А.Ф. Технические решения для адаптивных авиационных конструкций с использованием сплавов с памятью формы // Ученые записки ЦАГИ. Том XXXVIII. №3-4. 2007. С. 158-168.
7. Ковтун B.C., Лобанов В.Б., Городецкий А.А. Моделирование тепловых процессов, протекающих в никель-водородных аккумуляторных батареях с общим корпусом при эксплуатации космического аппарата на геостационарной орбите. // Известия РАН. Энергетика. 2007. №4. С. 22-40.