Предлагаемая методика относится к области космической техники и может быть использована для наземных термовакуумных испытаний космических аппаратов или их агрегатов и компьютерного моделирования тепловых режимов в космической среде. Термовакуумные испытания космических аппаратов широко используются для компьютерного и физического моделирования условий космического полета и состояния поверхности атмосферы небесных тел. Целью таких испытаний является проверка работоспособности аппаратуры и узлов в реальной космической среде, определение теплофизических параметров отдельных узлов и элементов космических аппаратов, определение их прочностных характеристик и разработка математических моделей систем терморегулирования. Методы и средства термовакуумных испытаний давно разработаны и усовершенствованы. Из уровня техники известен способ испытаний космических аппаратов в цилиндрической вакуумной камере, в которой вакуум 10-6 мм рт.ст. создается вакуумным насосом и охлаждается жидким азотом до температуры -193°С. Солнечное излучение имитируется излучателями. Система охлаждения космических объектов в известных стендах выполнена в виде криогенного экрана, закрепленного в вакуумной камере, а в его внутреннюю полость подается жидкий азот для охлаждения экрана до температуры -186±3°C. При этом, исходя из физических свойств жидкого азота, неизменное охлаждение КА достигается за счет теплопередачи в вакууме от объекта к дисплею. Задача, на решение которой направлен предлагаемый метод, заключается в повышении качества охлаждения испытываемой аппаратуры и агрегатов КА до заданной температуры в части обеспечения неизменности его криостата и расширении возможностей тестирования отдельных деталей и элементов КА на лабораторном стенде при проведении термовакуумных испытаний [1, с. 6].
В этом направлении в рамках заявляемого способа авторами был проанализирован известный способ термовакуумных испытаний космических аппаратов в вакуумной камере. На рисунке 1 представлена вакуумная камера. Данный способ, предусматривающий моделирование внешних воздействий, обусловленных пространственным расположением объекта испытаний, заключается в том, что устройство помещают в вакуумную камеру, откачивают из нее воздух, охлаждают КА и подвергают его внешнюю поверхность воздействию теплового потока. При этом направление заданного теплового потока в вакуумной камере постоянно, аппарат, охлаждающий камеру, размещен неподвижно, а изменение ориентации (изменчивости) объекта испытаний осуществляется путем размещения объекта испытаний на трехступенчатом вращающемся стенде, что позволяет при необходимости изменять внешний тепловой поток и положение объекта испытаний относительно имитатора «космического холода» [3, с. 7].
Рисунок 1. Вакуумная камера
Однако технические решения, связанные с изменением пространственной ориентации космического аппарата, помещенного в вакуумную камеру, имеют ряд существенных недостатков:
- При любом повороте конструкция КА под действием силы тяжести претерпевает значительные деформации, величина которых соответствует или превышает тепловые деформации, характерные для условий эксплуатации полномасштабных космических аппаратов.
- При испытаниях крупных космических аппаратов рабочий объем вакуумной камеры часто не позволяет выполнить необходимые повороты КА.
При подборе аналогов устройства рассматривалось следующее: криогенный дисплей для термооптических вакуумных установок. В этом устройстве экран выполнен в виде двух тонкостенных зигзагообразных оболочек, герметично соединенных по торцевым кромкам, с зазором между ними для свободной циркуляции хладагента. Вакуумная установка имеет два криогенных экрана, расположенных коаксиально, внешний экран охлаждается жидким азотом, а внутренний - жидким гелием. При включении прибора сначала охлаждается жидким азотом наружный экран до заданной температуры от минус 173 до минус 193 °С, после чего из камеры откачивается воздух. В известных криогенных экранах, включающих также металлический радиатор с каналами для циркуляции хладагента, радиатор выполнен в виде плоской панели, на поверхности которой жестко закреплены две параллельные трубки с каналами для циркуляции хладагента. При этом в вакуумной камере обычно размещается несколько дисплеев, так что можно, например, в одном тесте охлаждать одни дисплеи только жидким азотом, другие - сначала жидким азотом, а затем жидким гелием, а третьи - жидким гелием в следующем тесте [4, с. 13].
Авторами проанализирован вариант термовакуумных испытаний космического аппарата с использованием цилиндрической вакуумной камеры с системой вакуумирования, криогенного индикатора, размещаемого вокруг космического аппарата, стенда с имитатором внешнего теплового потока и системы управления режимом испытаний. Для управления режимом испытаний в стенд вводятся датчик давления, уставка давления без учета конвективного теплообмена в вакуумной камере, датчик температуры, уставка температуры холодного поля, две схемы сравнения, схема согласования и блок регуляторов напряжения, вакуумная камера подключается к датчику давления, а датчик температуры размещается на криогенном индикаторе, Выход датчика давления и уставка давления без учета конвективного теплообмена в вакуумной камере подключаются к входу схемы сравнения, а выход датчика давления и уставка температуры без учета конвективного теплообмена в вакуумной камере подключаются к входу схемы согласования. Из камеры откачивается воздух до значения давления, исключающего конвективный теплообмен, и одновременно происходит охлаждение криогенного индикатора до минус 186°С, а с помощью системы управления формируется и изменяется тепловой поток вокруг стационарного космического аппарата. Общими недостатками всех перечисленных способов и устройств являются следующие:
1. недостаточная равномерность охлаждения поверхности космического аппарата;
2. необеспечение качества криостатирования отдельных локальных участков или частей КА, находящихся в зонах, защищенных конструктивными элементами технических средств;
3. значительное время выхода криогенных установок (особенно крупногабаритных) на режим испытаний;
4. низкие значения удельного теплового потока из-за того, что поверхность криогенного экрана развивается по контуру камеры.
Устройство (стенд) для проведения термовакуумных испытаний космических аппаратов по предлагаемому способу имеет цилиндрическую вакуумную камеру с системой вакуумирования (как в прототипе), неподвижный криогенный дисплей по внутреннему контуру камеры, имитатор внешнего теплового потока и режим охлаждения (режим испытаний). Имеется система управления, а новинкой является пространственно-организованный криогенный агент в вакуумной камере, соединенный с автономным источником криогенного агента с помощью габаритных кронштейнов и новой системы управления. На рисунке 2 показана схема расположения стационарного криогенного экрана и ККБЭ в вакуумной камере в составе аппаратуры для проведения термовакуумных испытаний космических аппаратов. Аппарат (стенд) для термовакуумных испытаний космических аппаратов имеет корпус вакуумной камеры 1, в которой размещается испытуемый космический аппарат 2, а по внутреннему контуру камеры расположен стационарный криогенный экран 3. Внутри вакуумной камеры 1 размещен имитатор внешнего теплового потока 4. Внутри камеры также находится ПГУ 5, пространственно расположенная с помощью изменяемого по размерам кронштейна 6 и привода 7 и закрепленная на стенке камеры через предназначенное для этого отверстие в криогенном дисплее. Предусмотрены вакуумный насос 8 и система управления испытательным режимом (СУИР) 9. В качестве СУИР используется программное оборудование с полным набором программ [1, с. 8].
Рисунок 2. Схема размещения стационарного криогенного экрана и ППКЭ в вакуумной камере
На рисунке 3 представлена схема определения эффективности размещения ПГУ на различных расстояниях от внешней формы испытываемого космического аппарата. На рисунках, деталь 3 (а) и деталь 3 (б), показаны варианты пространственного изменения формы ППКЭ. Для определения эффективности размещения ППКЭ рассматриваются два одинаковых экрана e1 и e2, расположенных на расстояниях r1 и r2 от источника излучения. Экраны излучают под разными пространственными углами: первый - под углом ′Ω1, второй - под углом ′Ω2 [3, с. 10].
Рисунок 3 – Схема определения эффективности размещения ППКЭ
Относительный угол наклона между источником излучения и приемником (экраном) равен φ. ППКЭ, закрепленный на кронштейне, может иметь систему вращения вокруг оси кронштейна, что обеспечивает пространственную ориентацию с 6 степенями свободы ППКЭ и кронштейн предпочтительно имеют теплоизоляцию с теплопроводностью менее 0,6 Втм*К в виде радиаторной панели с каналами для циркуляции криоагентов; пространственное позиционирование ППКЭ предпочтительно осуществляется по крайней мере одним дистанционно управляемым трехмерным приводом перемещения 7. Подача криоагентов в ППКЭ предпочтительно осуществляется по гибкому шлангу (на чертежах не показан). Циркуляционный насос системы подачи криогенного материала в ППКЭ предпочтительно располагается вне вакуумной камеры [2, с. 3].
Список литературы
- Кубрак М.В, Леонов С.Н. Современные системы испытаний ракетно-космической техники – Решетневские чтения, 2017.
- Барсуков В.С., Бершадский В.А., Галеев А.Г. Экспериментальные установки и системы стендов для испытаний пневмогидросистем двигательных установок ЛА на криогенных компонентах топлива: Учебное пособие. – М.: Изд-во МАИ, 1992.
- Колесников А.В. Испытания конструкций и систем космических аппаратов – Лекции по курсу, специальность 1307, 10–й семестр, 2007.
- Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - М.: Наука, 1976.
