СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ РАДИОЭЛЕКТРОННЫХ УСТРОЙСТВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
TEST BENCH FOR SPACECRAFT RADIO ELECTRONIC THERMAL TESTS

Изобретение относится к области теплотехники, более конкретно к стендам, включающим тепловакуумные камеры (ТВК), в которых имитируются тепловые условия эксплуатации радиоэлектронных устройств (РЭУ) космических аппаратов (КА) на орбите полета вокруг Земли, и может найти применение при повышенных требованиях к теоретическим и экспериментальным исследованиям.
3
Для проведения тепловакуумных испытаний КА и входящих в их состав РЭУ в условиях, адекватных космическим, применяются специальные установки - тепловакуумные камеры (ТВК). Размеры такого рода ТВК изменяются в широком диапазоне. Существующие в России и за рубежом ТВК имеют полезный рабочий объем от 6 до 150 м и более. Эти ТВК требуют больших затрат и времени на их создание и эксплуатацию и обычно не приспособлены к испытаниям отдельных составных частей КА, что вынуждает создавать дополнительное оснащение и доработку конструкции камер. Учитывая прогресс и проблемы, связанные с внедрением в эксплуатацию малоразмерных космических аппаратов, в составе которых используются соответствующая малогабаритная аппаратура и оборудование, применение существующих ТВК больших размеров стало экономически невыгодным, в первую очередь, из-за расходования большего количества жидкого азота, использования мощных вакуумных насосов, приспособлений и устройств, необходимых для тепловакуумных испытаний КА и его составных частей.
Поэтому в настоящее время на предприятиях, разрабатывающих бортовую радиоэлектронную аппаратуру и оборудование космического назначения, вынуждены искать и использовать более грубые способы имитации космического пространства, однако позволяющие определить качество принятых конструкторско-технологических решений и оценить работоспособность разрабатываемых РЭУ в условиях, адекватных условиям их штатной эксплуатации на орбите полета. При этом важно учитывать сочетание физического и математического моделирования процессов, происходящих в такого рода устройствах, а также сопоставление расчетных и экспериментальных данных, полученных в разных условиях окружающей среды. Для этих целей весьма полезно использовать методы идентификации, позволяющие осуществить оптимальные методы тепловых испытаний при их ограниченной стоимости [1].
3
Исходя из этих принципов предлагается использовать серийные промышленные малогабаритные термовакуумные камеры с рабочим объемом 1÷1,5 м, часто имеющиеся на предприятиях-изготовителях космической техники, или покупные термовакуумные камеры с воспроизведением в них тепловых условий, адекватных действующим на орбите полета, но достаточных для получения результатов тепловых испытаний, удовлетворяющих заданным техническим требованиям, предъявляемым к тепловым режимам РЭУ космической техники.
Известны отечественные и зарубежные тепловакуумные камеры, в которых моделируются тепловые режимы космических аппаратов и их составных частей в наземных условиях. Например, они широко освещены в книгах [2] и [3].
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является стенд для тепловых испытаний космических объектов (патент РФ №2172709 от 23.09.1999). Стенд содержит вакуумную камеру с КА внутри нее, имитатор солнечного излучения, устройство охлаждения стенок вакуумной камеры, систему вакуумирования, подсоединенную к вакуумной камере. При этом имитатор солнечного излучения состоит из нескольких автономных секций. Каждая секция имитатора солнечного излучения отделена друг от друга теплопоглощающими экранами. Такое выполнение имитатора солнечного излучения позволяет увеличить достоверность тепловых испытаний за счет приближения к натурным воздействиям солнечного излучения на КА.
Главными недостатками прототипа являются:
- установка внутри вакуумной камеры имитатора солнечного излучения в виде кварцевой галогенной термоизлучательной лампы требует существенного (в несколько раз или более) увеличения объема рабочего пространства камеры;
- использование такого рода стендов для тепловых испытаний составных частей современных КА, обладающих относительно малыми размерами (например, электронных приборов и оборудования, приемо-передающих и антенно-фидерных устройств с приводами (АФУ), размещаемых внутри негерметичных отсеков или снаружи КА на выносных платформах или кронштейнах, обычно имеющих тепловые стоки в виде термостатируемых термоплат КА, одновременно служащих установочными поверхностями для составных частей КА), преимущественно обеспечиваемых за счет кондуктивных тепловых связей с термоплатами КА, становится по техническим, временным и экономическим факторам неоправданным и бесперспективным;
- при проведении тепловакуумных испытаний составных частей КА требования к точности воспроизведения внешних тепловых воздействий (от Солнца и Земли), имитирующих условия их эксплуатации на орбите полета КА, значительно снижаются, а к кондуктивному переносу тепла от аппаратуры к тепловым стокам КА - повышаются. Это объясняется тем, что обычно в тепловом балансе РЭУ влияние внешних тепловых потоков на температуру электронных компонентов, находящихся внутри конструкции, как правило, значительно меньше, чем собственная мощность, рассеиваемая этими компонентами.
Поэтому внимание создателей целевой аппаратуры сосредотачивается на решении внутренней задачи в разработанной конструкции устройства, требующей проверки эффективности тепловых средств, используемых в системе: электронные компоненты - интегрированные в конструкцию тепловые средства - притоки тепла к поверхности РЭУ от внешних тепловых потоков и стоки тепла в открытый космос или на установочную поверхность КА.
Исходя из вышеизложенного можно сделать очень важный вывод, что для тепловых испытаний составных частей КА, в нашем контексте -применительно к РЭУ, целесообразно и возможно приспосабливать малогабаритные промышленные вакуумные камеры, как правило, имеющиеся на предприятиях, разрабатывающих целевую радиоэлектронную аппаратуру для космической техники, для воспроизведения в них с достаточной степенью точности тепловых условий штатной эксплуатации в составе КА. При этом основное внимание необходимо уделять принятым конструктивно-технологическим решениям в разрабатываемых устройствах при более грубой, но достаточно обоснованной имитации тепловых воздействий самого КА и лучистых тепловых потоков от Солнца и Земли на орбите полета.
Приведенной концепции отработки теплового режима вновь разрабатываемой целевой аппаратуры отвечает грубая имитация внешних тепловых потоков с помощью введения в состав малогабаритной тепловакуумной камеры дополнительного экрана, с помощью которого можно имитировать интегральный тепловой поток. Это обусловлено тем, что для отвода мощности, рассеиваемой РЭУ, устанавливаемыми снаружи или внутри КА, обычно используются термостатируемые термоплаты (как правило, они представляют собой алюминиевые тепловые сотопанели (ТСП) со встроенными в них тепловыми трубами или жидкостными каналами от системы обеспечения теплового режима (СОТР) КА). При установке РЭУ на ТСП влияние внешних тепловых потоков на их тепловой режим незначительно, а основная доля рассеиваемой мощности отводится контактной теплопроводностью на ТСП. Однако, для устройств сложной конфигурации, например, для АФУ с приводами, когда между отдельными деталями конструкции плохая тепловая связь, тепловой поток от Солнца и Земли следует учитывать, используя для его имитации инфракрасные нагреватели.
3
При такой модернизации малогабаритных тепловакуумных камер объемом не более 1÷1,5 м они могут восполнить недостающие испытательные камеры, в которых можно отрабатывать тепловые режимы РЭУ с явной экономией трудозатрат, времени и стоимости практически без снижения качества создаваемых устройств для космической техники.
3
Задачей заявляемого изобретения является создание малогабаритных стендов (за счет модернизации промышленных малогабаритных вакуумных камер с рабочим объемом в пределах 1-1,5 м), в которых имитируются тепловые условия, адекватные действующим на орбите полета и достаточные для получения результатов тепловых испытаний, удовлетворяющих заданным техническим требованиям, предъявляемым к устройствам космической техники, с одновременным снижением неоправданных затрат на проведение тепловых испытаний малогабаритных устройств в камерах больших размеров и сложных конструкций.
Техническими результатами предлагаемого изобретения являются:
- расширение видов тепловых испытаний (воздействие внешних тепловых потоков от Солнца и Земли, аэродинамических тепловых потоков на участке выведения на орбиту и от струй двигателей при маневрировании КА на орбите полета и др.);
- возможность испытаний РЭУ различного назначения (устанавливаемых как внутри, так и снаружи КА);
- уменьшение времени и трудозатрат на проведение испытаний;
- экономия жидкого азота для захолаживания криогенного экрана в малогабаритной камере;
- повышение достоверности имитации тепловых воздействий на орбите полета с помощью введения простых дополнительных устройств в рабочий объем камеры.
Указанные технические результаты достигаются тем, что в известном стенде для тепловых испытаний радиоэлектронных устройств КА, содержащем соединенную с системой вакуумирования вакуумную камеру с размещенными в ней приспособлением для установки испытуемого устройства и имитатором внешних тепловых воздействий, содержащим экран с каналами для циркуляции жидкого азота, охлаждающий стенки вакуумной камеры (криогенный экран), и нагреватели с регулируемой мощностью, вакуумная камера выполнена малогабаритной. В имитатор внешних тепловых воздействий введен снабженный поверхностными температурными датчиками дополнительный экран, выполненный из материала с высокой теплопроводностью, с нанесенным на его поверхность с внутренней и внешней сторон покрытием с максимальной степенью черноты. При этом дополнительный экран расположен соосно криогенному экрану, закрывая от него пространство для размещения испытуемого устройства и образуя кольцевую полость между своей внешней стороной и внутренней стороной криогенного экрана. Нагреватели с регулируемой мощностью равномерно расположены внутри образованной этими экранами кольцевой полости.
3
Обычно наиболее эффективно использовать вакуумные камеры с объемом от 1 до 1,5 м, а нагреватели снабжать защитными козырьками для предотвращения местных перегревов в кольцевой полости.
Для испытаний РЭУ сложной геометрической формы и неравномерным полем температур по конструкции, например, антенно-фидерных и приемо-передающих устройств, размещаемых снаружи КА в открытом космосе, в имитатор внешних тепловых воздействий введены инфракрасные керамические нагреватели с защитными козырьками, размещаемые на подвижном каркасе в торцевой части вакуумной камеры в плоскости, перпендикулярной продольной оси вакуумной камеры.
Для испытаний РЭУ, устанавливаемых на термоплатах КА как внутри, так и снаружи КА, в качестве приспособления для установки испытуемого устройства используют имитатор термоплаты с жидкостным контуром, а в состав стенда вводят систему жидкостного охлаждения с трубопроводами, расположенную за пределами вакуумной камеры, при этом корпус вакуумной камеры снабжен гидравлическим гермовводом, через который имитатор термоплаты соединен трубопроводами с системой жидкостного охлаждения.
Сущность предлагаемой модернизированной ТВК представлена в теоретических выкладках, представляемых ниже, и на фиг.1 и 2.
Для понимания тепловых процессов, происходящих на орбите полета, сначала рассмотрим в простейшем виде тепловой баланс испытываемого устройства для условий пребывания в открытом космосе и в ТВК, который в 1-м приближении считаем изотермичным и имеющим выпуклую форму.
Тогда уравнение теплового баланса для устройства, находящегося в открытом космосе, можно представить в виде:
<mrow><msub><mi>P</mi><mn>1</mn></msub><mo>+</mo><msubsup><mi>Q</mi><mrow><mi>в</mi><mi>н</mi><mi>е</mi><mi>ш</mi></mrow><mi>Σ</mi></msubsup><mo>=</mo><msub><mi>ε</mi><mn>1</mn></msub><msub><mi>σ</mi><mn>0</mn></msub><msub><mi>F</mi><mn>1</mn></msub><msubsup><mi>T</mi><mn>1</mn><mn>4</mn></msubsup><mo>,</mo><mtext> </mtext><mo stretchy="false">(</mo><mn>1</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
где
1
P - мощность, рассеиваемая устройством при штатной эксплуатации в космосе, Вт;
<mrow><msubsup><mi>Q</mi><mrow><mi>в</mi><mi>н</mi><mi>е</mi><mi>ш</mi></mrow><mi>Σ</mi></msubsup><mo>=</mo><msub><mi>ε</mi><mn>1</mn></msub><msub><mi>Q</mi><mrow><mi>з</mi><mi>е</mi><mi>м</mi></mrow></msub><msub><mi>F</mi><mn>1</mn></msub><mo>+</mo><mi>A</mi><msub><mi>s</mi><mn>1</mn></msub><msub><mi>Q</mi><mrow><mi>о</mi><mi>т</mi><mi>р</mi></mrow></msub><msub><mi>F</mi><mrow><mi>M</mi><mn>1</mn></mrow></msub><mo>+</mo><mi>A</mi><msub><mi>s</mi><mn>1</mn></msub><msub><mi>S</mi><mi>o</mi></msub><msub><mi>F</mi><mrow><mi>M</mi><mn>1</mn></mrow></msub></mrow>
- суммарный лучистый тепловой поток от Солнца и Земли, поглощенный устройством, Вт;
0
-8
2
4
σ - постоянная Стефана-Больцмана, равная 5,67·10Вт/мК;
1
T - температура устройства, К;
1
ε - степень черноты наружной поверхности устройства;
1
2
F - площадь поверхности устройства, м.
Уравнение теплового баланса того же устройства, размещенного в ТВК,
<mrow><mi>P</mi><mo>=</mo><msub><mi>ε</mi><mrow><mi>п</mi><mi>р</mi><mn>1</mn><mo>−</mo><mn>2</mn></mrow></msub><msub><mi>σ</mi><mn>0</mn></msub><msub><mi>F</mi><mn>1</mn></msub><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>T</mi><mn>1</mn><mn>4</mn></msubsup><mo>−</mo><msubsup><mi>T</mi><mn>2</mn><mn>4</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo><mo>,</mo><mtext> </mtext><mo stretchy="false">(</mo><mn>2</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>ε</mi><mrow><mi>п</mi><mi>р</mi><mn>1</mn><mo>−</mo><mn>2</mn></mrow></msub><mo>=</mo><mfrac><mn>1</mn><mrow><mfrac><mn>1</mn><mrow><msub><mi>ε</mi><mn>1</mn></msub></mrow></mfrac><mo>+</mo><mrow><mo>(</mo><mrow><mfrac><mn>1</mn><mrow><msub><mi>ε</mi><mn>2</mn></msub></mrow></mfrac><mo>−</mo><mn>1</mn></mrow><mo>)</mo></mrow><mfrac><mrow><msub><mi>F</mi><mn>1</mn></msub></mrow><mrow><msub><mi>F</mi><mn>2</mn></msub></mrow></mfrac></mrow></mfrac></mrow>
где
- приведенная степень черноты замкнутой системы: испытуемое устройство - поверхность ТВК;
2
Т - температура поверхности внутри ТВК, К.
-4
-6
-4
-6
В уравнении (2) естественной конвекцией и теплопроводностью остаточных газов пренебрегаем, исходя из условий, что в рабочем объеме ТВК давление не хуже (1,33·10 - 1,33·10) гПа (10 - 10) мм рт.ст.).
Представим уравнение (2) в виде
<mrow><mi>P</mi><mo>+</mo><msub><mi>ε</mi><mrow><mi>п</mi><mi>р</mi><mn>1</mn><mo>−</mo><mn>2</mn></mrow></msub><msub><mi>σ</mi><mn>0</mn></msub><msub><mi>F</mi><mn>1</mn></msub><msubsup><mi>T</mi><mn>2</mn><mn>4</mn></msubsup><mo>=</mo><msub><mi>ε</mi><mrow><mi>п</mi><mi>р</mi><mn>1</mn><mo>−</mo><mn>2</mn></mrow></msub><msub><mi>σ</mi><mn>0</mn></msub><msub><mi>F</mi><mn>1</mn></msub><msubsup><mi>T</mi><mn>1</mn><mn>4</mn></msubsup><mtext> </mtext><mo stretchy="false">(</mo><msup><mn>2</mn><mn>1</mn></msup><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
1
3
пр1-2
пр1-2
1
1
2
1
2
Правая часть уравнения (2) отличается от уравнения (1) величиной ε. Если (ε → ε), то их разница невелика. Например, если отношение F/F<0,2, что справедливо и для ТВК с малым рабочим объемом (1÷2) м, то будем иметь при ε=0,9; ε=0,9
<mrow><msub><mi>ε</mi><mrow><mi>п</mi><mi>р</mi><mn>1</mn><mo>−</mo><mn>2</mn></mrow></msub><mo>=</mo><mfrac><mn>1</mn><mrow><mfrac><mn>1</mn><mrow><mn>0,9</mn></mrow></mfrac><mo>+</mo><mrow><mo>(</mo><mrow><mfrac><mn>1</mn><mrow><mn>0,9</mn></mrow></mfrac><mo>−</mo><mn>1</mn></mrow><mo>)</mo></mrow><mn>0,2</mn></mrow></mfrac><mo>=</mo><mn>0,882</mn></mrow>
.
Разница излучаемого устройством теплового потока в космосе и ТВК составляет около 1%, т.е. можно допустить с достаточной степенью точности, что
пр1-2
1
ε≅ε.
<mrow><mo stretchy="false">(</mo><msub><mi>ε</mi><mrow><mi>п</mi><mi>р</mi><mn>1</mn><mo>−</mo><mn>2</mn></mrow></msub><msub><mi>σ</mi><mn>0</mn></msub><msub><mi>F</mi><mn>1</mn></msub><msubsup><mi>T</mi><mn>2</mn><mn>4</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><msubsup><mi>Q</mi><mrow><mi>в</mi><mi>н</mi><mi>е</mi><mi>ш</mi></mrow><mi>Σ</mi></msubsup></mrow>
<mrow><msubsup><mi>Q</mi><mrow><mi>в</mi><mi>н</mi><mi>е</mi><mi>ш</mi></mrow><mi>Σ</mi></msubsup></mrow>
пр1-2
1
2
Величина лучистого теплового потока от стенок ТВК
в таком случае представляет собой суммарный лучистый поток, поглощенный испытуемым устройством от поверхности ТВК. Его с учетом допущения, что ε≅ε, можно приравнять к величине
уравнения (1). Тогда становится очевидным, что если температуру на стенках ТВК - Т поддерживать на уровне, обеспечивающем равенство заданному суммарному тепловому потоку в открытом космосе
, то тем самым в ТВК с определенной точностью воспроизводятся (имитируются) суммарные внешние тепловые потоки от Солнца и Земли, рассчитанные для условий полета на орбите, т.е.
<mrow><msub><mi>ε</mi><mrow><mi>п</mi><mi>р</mi><mn>1</mn><mo>−</mo><mn>2</mn></mrow></msub><msub><mi>σ</mi><mn>0</mn></msub><msub><mi>F</mi><mn>1</mn></msub><msubsup><mi>T</mi><mn>2</mn><mn>4</mn></msubsup><mo>≅</mo><msubsup><mi>Q</mi><mrow><mi>в</mi><mi>н</mi><mi>е</mi><mi>ш</mi></mrow><mi>Σ</mi></msubsup><mtext> </mtext><mo stretchy="false">(</mo><mn>3</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
.
1
2
<mrow><msubsup><mi>Q</mi><mrow><mi>в</mi><mi>н</mi><mi>е</mi><mi>ш</mi></mrow><mi>Σ</mi></msubsup></mrow>
Погрешность, вносимая разницей величины излучаемого теплового потока с испытуемого устройства в космическое пространство по сравнению с излучением на стенки ТВК, можно учесть расчетным путем, сопоставляя тепловые балансы в окружающем пространстве и в ТВК. И что важно отметить для предлагаемого способа имитации космического пространства - это тот факт, что величина рассеиваемой мощности испытуемого устройства P, Вт, и плотность теплового потока внутри его q=P/F, Вт/м, обычно являющаяся главным членом теплового баланса РЭУ для определения максимально допустимых температур составных частей реальной конструкции испытываемого устройства, воспроизводятся одинаково как в открытом космосе, так и внутри ТВК. Тогда доля внешних тепловых потоков при включенном РЭУ в тепловом балансе устройства уменьшается, что в ряде случаев позволяет грубо имитировать внешние тепловые воздействия (
).
Представленное математическое описание теплового баланса не противоречит теоретическим выкладкам, приведенным в [2] и [3], и согласуется с положениями, оговоренными в [1].
1
Исходя из вышеизложенных соображений в контексте к тепловым испытаниям радиоэлектронных устройств, предназначенных для эксплуатации в составе КА, когда отсутствует практическая возможность проведения их тепловых испытаний в ТВК, обычно предназначенных для испытаний самих КА, следует использовать более грубые способы имитации космического пространства, позволяющие на практике осуществить отработку тепловых режимов РЭУ в модернизированных промышленных ТВК малых размеров, которые обычно имеют рабочий объем для размещения в них испытуемых устройств вместе с необходимыми приспособлениями в пределах не более 1÷1,5 м. Отсюда становится понятным, что в таких малых рабочих объемах ТВК наиболее рационально со всех точек зрения имитировать внешние тепловые потоки от Солнца, Земли и тепловые воздействия на испытуемое устройство, действующие от самого КА, путем установки внутрь охлаждаемого жидким азотом криогенного экрана камеры дополнительного экрана с высокой теплопроводностью (например, из меди), закрывающего поверхность устройства от криогенного экрана, с требуемыми радиационными характеристиками, и нагревателей в щелевой полости между экранами, с помощью которых можно поддерживать температуру на дополнительном экране, полученную расчетным путем для условий пребывания испытуемого устройства в составе КА на заданной орбите полета (в 1-м приближении с использованием формулы 2).
Тогда тепловой поток, излучаемый с внешней поверхности дополнительного экрана,
<mrow><msub><mi>ε</mi><mrow><mi>п</mi><mi>р</mi><mn>1</mn><mo>−</mo><mn>2</mn></mrow></msub><msub><mi>σ</mi><mn>0</mn></msub><msub><mi>F</mi><mn>1</mn></msub><msubsup><mi>T</mi><mn>2</mn><mn>4</mn></msubsup><mo>≅</mo><msubsup><mi>Q</mi><mrow><mi>в</mi><mi>н</mi><mi>е</mi><mi>ш</mi></mrow><mi>Σ</mi></msubsup></mrow>
,
2
где Т - температура поверхности дополнительного экрана, будет соответствовать тепловому потоку, поглощенному поверхностью испытуемого РЭУ, а упомянутый с учетом погрешности излучаемый тепловой поток с поверхности испытуемого устройства будет равен
<mrow><msub><mi>ε</mi><mrow><mi>п</mi><mi>р</mi><mn>1</mn><mo>−</mo><mn>2</mn></mrow></msub><msub><mi>σ</mi><mn>0</mn></msub><mi>F</mi><msubsup><mi>T</mi><mn>1</mn><mn>4</mn></msubsup></mrow>
,
1
где T - температура испытуемого РЭУ.
Другим положительным свойством дополнительного экрана является то, что с его помощью можно имитировать температуру стенки негерметичного отсека КА, внутри которого размещается испытуемое устройство. Обычно в таких отсеках температура на стенках обеспечивается в пределах ±50°С. Тогда, регулируя расход жидкого азота через криогенный экран камеры и мощность нагревателей, можно добиться таких условий имитации тепловых режимов, которые обеспечат поддержание заданных температур окружающей среды в КА для испытуемого устройства.
Введение дополнительного экрана в состав ТВК полезно также при имитации внешних тепловых потоков при переохлаждении и перегреве испытуемого устройства.
При переохлаждении устройства, т.е. когда внешние тепловые потоки от Солнца и Земли минимальны (например, на высоте орбиты 600÷800 км минимальная расчетная температура при заданной ориентации обычно составляет от минус 80 до минус 100°С), без применения активных тепловых средств установив на дополнительном экране эту температуру, можно определить мощность собственного электрообогрева испытуемого устройства, необходимую для поддержания требуемого теплового режима (например, минус 50 или минус 10°С на испытуемом устройстве).
Имитируя режим перегрева устройств (антенно-фидерных устройств с подвижным приводом особенно сложной формы и неравномерным полем температур по поверхности или других) при воздействии максимальных внешних потоков, их можно воспроизвести, устанавливая температуру на дополнительном экране, соответствующую воздействию собственных тепловых потоков от Земли, а солнечные потоки и отраженные от Земли солнечные потоки создавать с помощью пакета инфракрасных нагревателей на подвижном легкосъемном каркасе, фиксирующем их положение в ТВК относительно испытуемого устройства во всех пространственных координатах рабочего объема камеры, позволяющих осуществить необходимую градуировку падающих лучистых потоков на испытуемое устройство.
В последние два десятилетия в противовес крупногабаритным КА развиваются КА малых размеров, в которых для обеспечения теплового режима специальной аппаратуры и оборудования используют термостатирующие термоплаты, на которых они размещаются. Располагая предлагаемым стендом, можно значительно расширить номенклатуру тепловых испытаний в одной ТВК с малым рабочим объемом, вводя в состав ТВК имитатор термостатируемых термоплат КА или его составных частей, на которые устанавливаются испытуемые РЭУ. Для поддержания требуемой температуры на поверхности имитатора термоплаты, например, выполненного из алюминиевого сплава, используется специально разработанная система подачи терморегулируемого теплоносителя в контур для циркуляции теплоносителя в имитаторе. Размещаемая за пределами ТВК система осуществляет подачу теплоносителя к имитатору через гермоввод в стенке (крышке) ТВК. Имитация внешних тепловых воздействий воспроизводится аналогично с помощью перечисленных выше средств.
На фиг.1, 2 приведены тепловые схемы модернизированной ТВК в зависимости от вида испытаний.
На фиг.1 приведена тепловая схема ТВК с медным экраном и другими приспособлениями для испытаний РЭУ выпуклой формы (конфигурации) с хорошей тепловой проводимостью между составными частями ее конструкции, размещаемых в негерметичных отсеках КА и не обеспеченных активными средствами отвода тепла от них в процессе работы. Принятые обозначения к тепловой схеме предлагаемого стенда:
1 - корпус ТВК;
2 - экран, охлаждающий стенки ТВК (криогенный экран);
3 - дополнительный медный экран (разрез);
4 - испытуемое устройство;
5 - приспособление для установки испытуемого устройства;
6 - защитные козырьки нагревателей с регулируемой мощностью;
7 - электрические нагреватели с регулируемой мощностью произвольного типа;
8 - нагреватели инфракрасные;
9 - защитные козырьки нагревателей инфракрасных;
10 - каркас для инфракрасных нагревателей.
На фиг.2 приведены тепловая схема и состав тепловых средств и оборудования ТВК при установке испытуемого устройства на термоплате КА или ее имитаторе, где цифрами обозначены:
1 - корпус ТВК;
2 - экран, охлаждающий стенки ТВК (криогенный экран);
3 - дополнительный медный экран (разрез);
4 - испытуемое устройство;
5 - приспособление для установки испытуемого устройства (имитатор термоплаты);
6 - защитные козырьки нагревателей с регулируемой мощностью;
7 - электрические нагреватели с регулируемой мощностью;
11 - трубопроводы;
12 - шкаф СТР;
13 - гидравлический гермоввод.
Стенд работает следующим образом. В корпус 1 ТВК с криогенным экраном 2 и дополнительным экраном 3 устанавливают испытуемое устройство 4 на приспособление 5 для установки испытуемого устройства. С помощью системы вакуумирования создают вакуум в ТВК.
Тепловые условия при испытаниях, адекватные тепловым условиям, воздействующим на испытуемое устройство при эксплуатации на орбите полета, обеспечиваются: постоянной подачей жидкого азота в криогенный экран 2 камеры для создания на его поверхности температуры, близкой к температуре испарения жидкого азота; тепловыми потоками от размещенных между криогенным (2) и дополнительным (3) экранами и снабженных защитными козырьками 6 нагревателей 7 с регулируемой мощностью для создания на поверхности медного экрана температуры, соответствующей расчетной температуре при воздействии тепловых потоков на устройство на орбите полета при штатной эксплуатации.
Для устройства сложной формы с неравномерным полем температур по поверхности, подверженным тепловому воздействию Солнца и Земли в орбитальном полете, на дополнительном экране 3 устанавливается температура, адекватная собственному тепловому потоку от Земли на испытуемое устройство, путем включения и отключения электрических нагревателей 7, установленных в кольцевой полости между криогенным и дополнительным экранами, а прямые солнечные потоки и отраженные от Земли солнечные потоки имитируются с помощью инфракрасных нагревателей 8, установленных на подвижном каркасе 10.
Такое тепловое состояние устройства поддерживается до его выхода на стационарный режим или до достижения заданного времени работы.
Тепловая схема, представленная на фиг.2, работает следующим образом.
В качестве приспособления 5 для установки испытуемого устройства используют имитатор термоплаты с жидкостным контуром. Поддержание на поверхности имитатора требуемых температур (например, от минус 10°С до плюс 40°С) обеспечивается системой жидкостного охлаждения, находящейся за пределами камеры и подающей теплоноситель по трубопроводам 11 от шкафа СТР 12 в жидкостной контур имитатора термоплаты через гермоввод 13 в крышке ТВК. Внешние тепловые воздействия на испытуемое устройство воспроизводятся по аналогии с описаниями к фиг.1.
Для испытуемого устройства, размещаемого снаружи КА, после его установки на имитатор термоплаты и герметизации рабочего объема камеры вакуумными насосами устанавливается необходимый вакуум, а подачей жидкого азота - температура криогенного экрана до температуры, близкой к температуре испарения жидкого азота.
Если испытуемое устройство при штатной эксплуатации размещается внутри негерметичного отсека, то при испытаниях в ТВК на стенках медного экрана с помощью тех же электрических нагревателей устанавливается температура, равная значению, заданному на стенках негерметичного отсека КА, в котором будет размещаться устройство при штатной эксплуатации.
На базе заявляемого изобретения может быть создан упрощенный стенд для проведения других видов тепловых испытаний, например, для имитации внешних воздействий при эксплуатации РЭУ, устанавливаемых снаружи КА.
Для этого медный экран вынимается из ТВК, а в ее рабочий объем вводится пакет инфракрасных нагревателей, размещенных на специальном подвижном каркасе, фиксирующем их положение в камере относительно испытуемого устройства в трех пространственных координатах рабочего объема ТВК, настраиваемых на воспроизведение расчетных падающих тепловых потоков на испытуемое устройство путем регулирования мощности инфракрасных нагревателей и расстояния до испытуемого устройства, а также подключается жидкостной контур имитатора термоплаты КА через гермоввод к системе регулирования температуры, размещаемой снаружи вакуумной камеры.
Другой вариант стенда используется для имитации аэродинамического нагрева после сброса головного обтекателя КА и тепловых воздействий от двигательной установки на орбите полета на устройства, устанавливаемые снаружи КА (таких, как антенно-фидерные или приемо-передающие устройства). Для этого медный экран и имитатор термоплаты с жидкостным контуром вынимаются из рабочего объема камеры.
Имитация аэродинамического нагрева на этапе выведения КА на орбиту после сброса головного обтекателя и тепловых воздействий от двигательных установок на орбите полета осуществляется путем включения инфракрасных нагревателей на подвижном каркасе на время воздействия перечисленных внешних тепловых потоков или температур поверхностей, подверженных их воздействию. При этом используются результаты расчетов в виде зависимостей q или Т=f(τ), где
q - плотность теплового потока,
τ - время воздействия,
которые воспроизводятся подбором мощности нагревателей и расстоянием между нагревателями и испытуемым устройством.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1. Учебное пособие / О.М. Алифанов, П.Н. Вабищев, В.М. Михайлов, А.В. Ненарокомов, Ю.В. Полежаев, С. В. Резник. - М.: Логос, 2001;
2. О.Н. Фаворский и Л.С. Каданер «Вопросы теплообмена в космосе». Изд. 2-е, доп. Учебное пособие для Вузов. М.: «Высшая школа», 1972;
3. Л.В. Козлов, М.А. Нусинов и др. Под ред. Г.И. Петрова. «Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей среды». М.: Машиностроение, 1971.