RU2076832C1

RU2076832C1 - Solar sonde

Info

Publication number: RU2076832C1
Application number: RU9494020218A
Authority: RU
Inventors: А.А. Буров; А.П. Данилкин; О.В. Сургучев; С.Ю. Толмачев
Original assignee: Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева
Priority date: 1994-05-31
Filing date: 1994-05-31
Publication date: 1997-04-10
Also published as: RU94020218A

Abstract

FIELD: space technology. SUBSTANCE: solar sonde has forepart heating protector made like cone and additional thermoprotecting screen made as cut off cone attached to forepart cone by base-to-base. Reversed cone is composed by three identical sections and each of them has shield-diaphragm placed perpendicular to longitudinal axis of apparatus, side surface and L-shaped heat pipes made so that each pipe evaporating part is mounted at shield-diaphragm surface but its condensation part is placed at side surface. Forepart cone and reversed cone sections are connected mutually by thermoinsulating spacers and the last section has strength force ring with heating protection wall and instrument container made like flat heat accumulating device. Some probes of research equipment are placed at folding bars. EFFECT: better heat protection of solar sonde. 4 cl, 1 tbl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкциям космических аппаратов (КА), предназначенных для полета к Солнцу, способных обеспечить функционирование научной и служебной аппаратуры в сверхэкстремальных условиях Солнечной короны. The invention relates to space technology, in particular to the design of spacecraft (SC), designed to fly to the Sun, capable of ensuring the functioning of scientific and service equipment in the extreme conditions of the solar corona.

Известен КА "Солнечный зонд" (далее Солнечный зонд), содержащий теплозащитный экран, приборный контейнер со служебной и научной аппаратурой, средства связи с Землей (см. журнал "Наука в СССР" N 1, 1990 г. изд. "Наука", стр. 2-5, статья "К Солнцу" авт. А.А.Галеев, О.Л.Вайсберг, В.М.Ковтуненко, Н.А.Морозов). The spacecraft "Solar Probe" (hereinafter referred to as the Solar Probe) is known, containing a heat shield, an instrument container with office and scientific equipment, means of communication with the Earth (see the journal "Science in the USSR" N 1, 1990 edition of "Science", p. . 2-5, article "To the Sun" by A. A. Galeev, O. L. Vaysberg, V. M. Kovtunenko, N. A. Morozov).

Указанный Солнечный зонд предназначен для пролета в Солнечной короне на расстоянии от поверхности Солнца равным 5-ти его радиусам. Ориентация Солнечного зонда в пространстве обеспечивается его вращением относительно одной из его осей. The specified Solar probe is designed to fly in the Solar corona at a distance from the surface of the Sun equal to 5 of its radii. The orientation of the Solar probe in space is provided by its rotation relative to one of its axes.

Этот Солнечный зонд имеет следующие недостатки:
усложняется вопрос создания надежного и длительно функционирующего радиоканала "Солнечный зонд Земля";
появляются проблемы по размещению и установке датчиков научной аппаратуры, требующей для их нормального функционирования длинных (2.5 м) выносных штанг;
ограничиваются возможности по проведению научных экспериментов из-за невозможности использовать аппаратуру, требующую постоянной ориентации в пространстве.This solar probe has the following disadvantages:
complicates the issue of creating a reliable and long-running radio channel "Solar probe Earth";
there are problems with the placement and installation of scientific equipment sensors, which require long (2.5 m) extension rods for their normal functioning;
limited ability to conduct scientific experiments due to the inability to use equipment that requires constant orientation in space.

Известен также Солнечный зонд, содержащий основной теплозащитный экран в виде конуса, дополнительные теплозащитные экраны диафрагмы, размещенные внутри конусного экрана перпендикулярно его продольной оси, теплозащитную площадку, также расположенную перпендикулярно продольной оси в плоскости основания конуса, за которой смонтирована аппаратура служебных систем и научная аппаратура (см. Randolph J.E. STARPROBE Thermal Shield System Design Concepts. AIAA Paper, 1982, N 0041). Проект указанного Солнечного зонда предложен в Лаборатории реактивного движения Калифорнийского технологического института в 1982 г. и является наиболее близким к предлагаемому. По этой причине указанный проект принят в качестве прототипа. Also known is a Solar probe containing a main heat shield in the form of a cone, additional heat shield of the diaphragm located inside the cone screen perpendicular to its longitudinal axis, a heat shield, also located perpendicular to the longitudinal axis in the plane of the base of the cone, behind which the office equipment and scientific equipment are mounted ( see Randolph JE STARPROBE Thermal Shield System Design Concepts. AIAA Paper, 1982, No. 0041). The project of the indicated Solar probe was proposed in the Jet Propulsion Laboratory of the California Institute of Technology in 1982 and is the closest to the proposed one. For this reason, this project was adopted as a prototype.

Конструкция этого Солнечного зонда лишена недостатков указанного выше аналога. В нем использована трехосная ориентация аппарата в пространстве с обеспечением постоянного ориентирования вершины конуса на Солнце. Это решение позволяет значительно расширить номенклатуру используемой научной аппаратуры и повысить эффективность ее использования. Однако конструктивное решение по размещению теплозащитных экранов не позволяет достаточно эффективно защитить аппаратуру зонда от мощного теплового потока Солнечного излучения на столь близких расстояниях (3.3,5 млн.км) от его поверхности. Это объясняется, в частности, тем, что в конструкции Солнечного зонда недостаточно полно реализован рациональный критерий выбора внешней формы: максимально возможное уменьшение площади поверхности, воспринимающей излучение от Солнца, при одновременном максимальном увеличении площади собственного излучения экрана. The design of this Solar probe is devoid of the disadvantages of the above analogue. It used the triaxial orientation of the spacecraft with the provision of constant orientation of the top of the cone to the Sun. This solution allows you to significantly expand the range of used scientific equipment and increase the efficiency of its use. However, the constructive solution for the placement of heat shields does not allow sufficiently effective protection of the probe equipment from the powerful heat flux of solar radiation at such close distances (3.3.5 million km) from its surface. This is due, in particular, to the fact that the rational criterion for choosing the external shape is not fully implemented in the design of the Solar probe: the maximum possible reduction in the surface area receiving radiation from the Sun, while simultaneously maximizing the area of the screen’s own radiation.

Сущность изобретения состоит в том, что Солнечный зонд, включающий передний теплозащитный экран в виде конуса, внутренние теплозащитные экраны - диафрагмы, размещенные перпендикулярно продольной оси аппарата, торцевую теплозащитную стенку с кольцом, приборную панель, смонтированную за упомянутой торцевой теплозащитной стенкой, отличается тем, что дополнительно введен радиационный экран в виде усеченного обратного конуса, состоящего из отдельных секций, соединенных между собой и передним теплозащитным экраном посредством термоизолирующих элементов и снабженных тепловыми трубами, а теплозащитные экраны диафрагмы размещены внутри каждой секции обратного конуса в большем ее основании, при этом испарительный участок каждой тепловой трубы размещен на поверхности экрана диафрагмы, ее конденсационный участок размещен на радиационной поверхности соответствующей секции обратного конуса, а площадь радиационной поверхности каждой секции обратного конуса равна или больше площади экрана диафрагмы этой же секции, торцевая теплозащитная стенка связана термоизолирующим элементом с торцем последней секции обратного конуса, а приборная панель выполнена в виде закрепленного на кольце теплозащитной стенки вдоль центральной оси аппарата плоского теплового аккумулятора. В Солнечном зонде термоизолирующие элементы выполнены в виде колец. Солнечный зонд снабжен штангами с дополнительной аппаратурой, закрепленными с возможностью поворота на кольце теплозащитной стенки. В Солнечном зонде передний теплозащитный экран снабжен механизмом его трансформирования из транспортного в рабочее положение. The essence of the invention lies in the fact that the Solar probe, including a front heat shield in the form of a cone, internal heat shields - diaphragms placed perpendicular to the longitudinal axis of the apparatus, an end heat shield with a ring, an instrument panel mounted behind said end heat shield, differs in that additionally introduced a radiation screen in the form of a truncated inverse cone, consisting of separate sections interconnected with the front heat shield by means of thermal insulation elements and equipped with heat pipes, and the heat-shielding screens of the diaphragm are located inside each section of the inverse cone at its larger base, while the evaporation section of each heat pipe is placed on the surface of the screen of the diaphragm, its condensation section is placed on the radiation surface of the corresponding section of the inverse cone, and the radiation the surface of each section of the inverse cone is equal to or larger than the diaphragm screen area of the same section, the end heat-shielding wall is connected by a heat-insulating ele cop with the end of the last section of the inverse cone, and the dashboard is made in the form of a flat heat accumulator fixed to the ring of the heat-shielding wall along the central axis of the apparatus. In the Solar probe, thermally insulating elements are made in the form of rings. The solar probe is equipped with rods with additional equipment, mounted with the possibility of rotation on the ring of the heat-shielding wall. In the Solar probe, the front heat shield is equipped with a mechanism for its transformation from transport to working position.

Технический результат предлагаемого технического решения заключается в следующем:
конструкция Солнечного зонда обеспечивает эффективную многокаскадную защиту установленной на нем научной и служебной аппаратуры от теплового потока Солнца, что позволяет увеличить срок нормального функционирования научной аппаратуры и сократить расстояние от аппарата до поверхности Солнца в перигелии облетной траектории до 3,0 млн. км и меньше;
конструкция штанг позволяет использовать датчиковую научную аппаратуру, требующую для ее нормального функционирования удаления на определенное (2.5 м) расстояние от корпуса аппарата и одновременно позволяет обеспечить требуемые температурные условия на площадках, предназначенных для монтажа датчиков;
трансформируемая конструкция теплозащитного экрана позволит снизить интегральный показатель массовых затрат топлива на управление пространственным положением аппарата в течении всего времени полета от Земли к Солнцу и за счет этого увеличить массу научной аппаратуры.The technical result of the proposed technical solution is as follows:
the design of the Solar probe provides effective multi-stage protection of the scientific and service equipment installed on it from the heat flux of the Sun, which allows to increase the normal functioning of scientific equipment and reduce the distance from the device to the surface of the Sun in the perihelion of the orbital path to 3.0 million km or less;
the design of the rods allows the use of sensor scientific equipment, which requires its removal to a certain (2.5 m) distance from the apparatus body for its normal functioning and at the same time ensures the required temperature conditions on the sites intended for the installation of sensors;
the transformable design of the heat shield will reduce the integral indicator of mass fuel costs for controlling the spatial position of the vehicle during the entire flight from Earth to the Sun and thereby increase the mass of scientific equipment.

На фиг. 1 представлен общий вид Солнечного зонда; на фиг. 2 сечение Солнечного зонда вдоль продольной оси; на фиг. 3 варианты конструктивных решений переднего теплозащитного экрана; на фиг. 4 схема каскадной тепловой защиты Солнечного зонда. In FIG. 1 shows a general view of the Solar probe; in FIG. 2 section of the Solar probe along the longitudinal axis; in FIG. 3 design options for the front heat shield; in FIG. 4 scheme of cascade thermal protection of the Solar probe.

Солнечный зонд включает передний теплозащитный экран 1, выполненный в виде конуса и радиационный экран 2, выполненный в виде усеченного конуса, обратного первому и соединенного с конусом 1 своим большим основанием. Материал теплозащитного конуса 1 выполнен многослойным, состоящим из основы 3 и терморегулирующих покрытий 4. Обратный конус состоит из трех конструктивно идентичных секций 5, 6 и 7. Каждая секция обратного конуса состоит из экрана-диафрагмы 8, размещенного перпендикулярно продольной оси аппарата, радиационной (боковой) поверхности 9 и Г-образных тепловых труб 10. При этом испарительный участок каждой тепловой трубы смонтирован на тыльной, по отношению к вершине конуса 1, поверхности экрана-диафрагмы 8, а ее конденсационный участок на внутренней стороне радиационной (боковой) поверхности 9 соответствующей секции. Площадь радиационной (боковой) поверхности каждой секции обратного конуса равна или больше площади экрана - диафрагмы этой же секции. Экран диафрагма 8 и радиационная (боковая) поверхность 9 выполнены многослойными и включают металлический лист 11, терморегулирующее покрытие 12 и слой экранно-вакуумной теплоизоляции 13, размещенный в каждой секции со стороны тепловых труб. Конус 1 и секции 5, 6 и 7 обратного конуса 2 соединены между собой через термоизолирующие элементы 14, 15 и 16, выполненные, например, в виде колец. Последние выполняют функцию силовых элементов конструкции. The solar probe includes a front heat shield 1 made in the form of a cone and a radiation screen 2 made in the form of a truncated cone, the inverse of the first and connected to the cone 1 with its large base. The material of the heat-shielding cone 1 is multi-layered, consisting of a base 3 and thermoregulatory coatings 4. The return cone consists of three structurally identical sections 5, 6, and 7. Each section of the inverse cone consists of a diaphragm screen 8 placed perpendicular to the longitudinal axis of the apparatus, radiation (side ) surfaces 9 and Г-shaped heat pipes 10. In this case, the evaporation section of each heat pipe is mounted on the rear surface of the diaphragm screen 8 with respect to the top of the cone 1, and its condensation section on the inside th radiation side (lateral) surface 9 of the respective section. The area of the radiation (side) surface of each section of the inverse cone is equal to or greater than the area of the screen — the diaphragm of the same section. The screen diaphragm 8 and the radiation (side) surface 9 are multilayer and include a metal sheet 11, a temperature-controlled coating 12 and a layer of screen-vacuum thermal insulation 13, placed in each section from the side of the heat pipes. The cone 1 and sections 5, 6 and 7 of the inverse cone 2 are interconnected via thermo-insulating elements 14, 15 and 16, made, for example, in the form of rings. The latter perform the function of power structural elements.

На торце секции 7 смонтировано кольцо 17, на котором установлены теплозащитная стенка 18 и приборная панель. Кольцо 17 является силовым элементом конструкции Солнечного зонда. Взаимодействие торца секции 7 и кольца 17 осуществляется через термоизоляторы. Приборная панель выполнена в виде плоского теплового аккумулятора 18 и, при необходимости, закрыта внешним защитным кожухом. Конструктивно тепловой аккумулятор выполнен в виде металлической сотовой панели, внутренняя полость которого заполнена теплоаккумулирующим материалом. Сотовая панель теплового аккумулятора выполняет функцию силового конструкционного элемента и предназначена для монтажа аппаратуры и оборудования Солнечного зонда. Для установки приборов на сотовой панели выполнены специальные посадочные площадки. Плоскость сотовой панели теплового аккумулятора совпадает с центральной осью аппарата. Приборная панель может состоять из одной сотовой панели или нескольких, например, двух, расположенных взаимно перпендикулярно друг к другу. Сотовые панели теплового аккумулятора крепятся на силовом кольце 17 через термоизолирующие элементы. At the end of section 7, a ring 17 is mounted on which a heat-shielding wall 18 and a dashboard are installed. Ring 17 is a power element in the construction of the Solar probe. The interaction of the end section 7 and the ring 17 is carried out through thermal insulators. The dashboard is made in the form of a flat heat accumulator 18 and, if necessary, is closed by an external protective casing. Structurally, the heat accumulator is made in the form of a metal honeycomb panel, the internal cavity of which is filled with heat-accumulating material. The honeycomb panel of the heat accumulator performs the function of a power structural element and is intended for the installation of apparatus and equipment of the Solar probe. For the installation of devices on the honeycomb panel, special landing sites were made. The plane of the honeycomb panel of the heat accumulator coincides with the central axis of the device. The dashboard may consist of one honeycomb or several, for example, two, located mutually perpendicular to each other. The cell panels of the heat accumulator are mounted on the power ring 17 through thermally insulating elements.

На сотовой панели теплового аккумулятора смонтирована аппаратура бортовых систем Солнечного зонда и электронные блоки научной аппаратуры 19, параболическая антенна радиотехнической системы 20, датчиковая аппаратура 21, реактивные исполнительные органы 22 системы стабилизации и др. Блоки служебной и научной аппаратуры размещены в индивидуальных герметичных корпусах, внутри которых установлена регулирующая аппаратура (термодатчики, нагреватели, тепловые трубы). The equipment for the on-board systems of the Solar probe and the electronic units of scientific equipment 19, the parabolic antenna of the radio engineering system 20, the sensor equipment 21, the reactive executive bodies 22 of the stabilization system, and others are mounted on the honeycomb panel of the heat accumulator. The service and scientific equipment units are housed in individual sealed enclosures Regulating equipment was installed (temperature sensors, heaters, heat pipes).

Часть датчиков и блоков научной аппаратуры размещена на штангах 23 специальной конструкции. Штанги 23 смонтированы на кольце 17 с возможностью поворота в плоскости из транспортного в рабочее положение. Теплозащитные свойства штанг обусловлены конструкцией, которая аналогична конструкции теплозащитной системы Солнечного зонда. Каждая из штанг выполнена в виде балки треугольного сечения. Угол балки, обращенный в сторону Солнца, равен углу теплозащитного конуса 1. Места (площадки) для крепления датчиков и блоков аппаратуры находятся на последней плоскости защитного экрана. Окна для оптических частей датчиков выполнены в виде труб соответствующего сечения, закрываемых посредством специальных диафрагм. Some sensors and blocks of scientific equipment are located on rods 23 of a special design. The rods 23 are mounted on the ring 17 with the possibility of rotation in the plane from the transport to the working position. The heat-shielding properties of the rods are due to the design, which is similar to the design of the heat-shielding system of the Solar probe. Each of the rods is made in the form of a beam of triangular section. The angle of the beam facing the Sun is equal to the angle of the heat-shielding cone 1. Places (platforms) for mounting sensors and equipment units are located on the last plane of the protective screen. Windows for the optical parts of the sensors are made in the form of pipes of the corresponding section, which are closed by means of special diaphragms.

Кроме того, силовое кольцо 17 предназначено для связи Солнечного зонда с Траекторным блоком. Последний предназначен для доставки Солнечного зонда от Земли в район исследования. Разделение Траекторного блока и Солнечного зонда производится после пролета орбиты Меркурия, после чего Солнечный зонд продолжает полет самостоятельно. In addition, the power ring 17 is designed to connect the Solar probe with the Trajectory block. The latter is designed to deliver the Solar probe from the Earth to the study area. The separation of the Trajectory block and the Solar probe is carried out after the passage of the orbit of Mercury, after which the Solar probe continues to fly on its own.

Конструкция конуса 1 может быть выполнена либо жесткой, либо трансформируемой (фиг. 3). The design of the cone 1 can be either rigid or transformable (Fig. 3).

В первом случае основу конуса составляет материал, обладающий низкой теплопроводностью. Основа конуса 1 может быть выполнена, например, в виде сетки из композиционного материала. На внешней и внутренней поверхности основы конуса нанесены соответствующие терморегулирующие покрытия. In the first case, the basis of the cone is a material with low thermal conductivity. The base of the cone 1 can be made, for example, in the form of a grid of composite material. On the external and internal surface of the base of the cone, the corresponding temperature-controlled coatings are applied.

В случае трансформируемой конструкции конуса 1, последний выполнен в виде нескольких колец 24 с направляющими элементами 25, телескопически вложенных один в другой. Механизм трансформирования выполнен, например, в виде телескопической штанги 26, одна часть которой закреплена на вершинной секции обратного конуса. Раскрытие секций в рабочее положение осуществляется, например, за счет создания давления во внутренней полости телескопической штанги 26, например, от газогенератора 27. При действии внутреннего давления телескопическая штанга удлиняется и последовательно вытягивает кольца 24 до образования полного конуса. После этого осуществляется фиксация конструкции в рабочем положении. In the case of the transformable structure of the cone 1, the latter is made in the form of several rings 24 with guide elements 25 telescopically nested one in the other. The transformation mechanism is made, for example, in the form of a telescopic rod 26, one part of which is mounted on the vertex section of the inverse cone. The sections are opened to the working position, for example, by creating pressure in the inner cavity of the telescopic rod 26, for example, from a gas generator 27. Under the action of internal pressure, the telescopic rod lengthens and subsequently extends the rings 24 until a complete cone is formed. After that, the structure is fixed in the working position.

В качестве механизмов трансформирования могут быть использованы и другие типы приводов, в частности, например, привода с использованием металла с эффектом памяти формы или надувные конструкции. Other types of drives can be used as transformation mechanisms, in particular, for example, drives using metal with shape memory effect or inflatable structures.

Нормальные условия для функционирования служебной и научной аппаратуры обеспечивает каскадная система обеспечения теплового режима Солнечного зонда (СОТР С3) (фиг.4). Normal conditions for the operation of official and scientific equipment are provided by the cascade system for ensuring the thermal regime of the Solar probe (COTR C3) (Fig. 4).

СОТР С3 относится к классу пассивных СОТР, включающих в себя как пассивные, так и полуактивные элементы терморегулирования. COTR C3 belongs to the class of passive COTR, which includes both passive and semi-active elements of thermoregulation.

К пассивным элементам, входящим в состав СОТР С3 относятся:
экранно-вакуумная тепловая изоляция (ЭВТИ), в том числе высокотемпературная ЭВТИ, предназначенная для уменьшения нерегулируемого теплообмена блоков оборудования с окружающим пространством и неизолированными элементами С3;
терморегулирующие покрытия (ТРП), предназначенные для обеспечения заданных радиационных характеристик переднего конуса зонда, панелей радиационных теплообменников (панелей РТО), открытых поверхностей зонда и блоков оборудования с целью регулирования их теплообмена излучением с окружающим космическим пространством и друг с другом;
радиационные панели (панели РТО), предназначенные для сброса избыточного тепла, выделяемого, за счет лучистого теплообмена с окружающим космическим пространством (в выбранной конструктивной схеме в качестве панелей РТО используются боковые поверхности 9 обратного конуса);
термоизоляторы и термопроводники для организации пассивного регулирования теплообмена теплопроводностью между отдельными элементами Солнечного зонда.The passive elements that make up COTR C3 include:
screen-vacuum thermal insulation (EVTI), including high-temperature EVTI, designed to reduce unregulated heat transfer of equipment units with the surrounding space and uninsulated C3 elements;
thermal control coatings (TRP) designed to provide the specified radiation characteristics of the front cone of the probe, panels of radiation heat exchangers (PTO panels), open surfaces of the probe and equipment units with the aim of regulating their heat exchange by radiation with the surrounding space and with each other;
radiation panels (PTO panels) designed to discharge excess heat generated due to radiant heat exchange with the surrounding space (in the selected design scheme, the sides of the inverse cone are used as PTO panels);
thermal insulators and thermal conductors for organizing passive regulation of heat transfer by heat conduction between individual elements of the Solar probe.

К полуактивным элементам, входящим в состав СОТР С3 относятся:
тепловые трубы, предназначенные для транспортировки теплового потока с поверхности экранов на поверхность панелей РТО и выравнивания температур по конструкции Солнечного зонда;
тепловые аккумуляторы, предназначенные для стабилизации температур оборудования за счет аккумулирования тепловой энергии.The semi-active elements that make up COTP C3 include:
heat pipes designed to transport heat flux from the surface of the shields to the surface of the PTO panels and equalize temperatures according to the design of the Solar probe;
thermal accumulators designed to stabilize equipment temperatures due to the accumulation of thermal energy.

При конструктивном решении Солнечного зонда должны быть выполнены следующие требования:
наружная поверхность переднего конуса 1 должна быть обработана высокотемпературным ТРП с низким соотношением Аз/Е и минимальным значением Е;
внутренняя поверхность переднего конуса и поверхность обращенного к нему первого экрана диафрагмы секции обратного конуса должны быть обработаны с обеспечением степени черноты на более 0,35 при температурах до 2000^oK;
поверхности второго и третьего экранов диафрагм обрабатываются также как и первый экран диафрагма, что позволяет получать степень черноты соответственно 0,2 для 1200^oK и 0,12 для 500^oK;
внутренние поверхности секций 5, 6, 7 обратного конуса должны быть закрыты ЭВТИ;
поверхности аппаратуры служебных систем и блоков научной аппаратуры, а также свободные поверхности несущей сотовой панели с тепловым аккумулятором закрыты ЭВТИ;
на наружные поверхности радиационных панелей первой и второй секции обратного конуса должно быть нанесено ТРП, аналогичное ТРП переднего конуса;
контакт тепловых труб каждой секции с экраном диафрагмой и ее радиационной (боковой) поверхностью должен обеспечиваться с максимальным значением коэффициента теплопередачи (сварка, пайка, на винтах с обеспечением определенного усилия прижатия и с использованием теплопроводящих паст);
все элементы конструкции должны быть развязаны в тепловом отношении для исключения кондуктивного теплообмена между передним конусом и экранами - диафрагмами друг с другом. Для этого каждый элемент конструкции должен крепить через кольцевые термоизоляторы.With a constructive solution of the Solar probe, the following requirements must be met:
the outer surface of the front cone 1 must be treated with a high-temperature TRP with a low ratio of Az / E and a minimum value of E;
the inner surface of the front cone and the surface of the first diaphragm of the diaphragm section of the inverse cone must be processed to ensure a degree of blackness of more than 0.35 at temperatures up to 2000 ^o K;
the surfaces of the second and third aperture screens are processed in the same way as the first aperture screen, which allows to obtain a degree of blackness of 0.2 for 1200 ^o K and 0.12 for 500 ^o K, respectively;
the inner surfaces of sections 5, 6, 7 of the inverse cone must be covered by EVTI;
the surfaces of the equipment of service systems and blocks of scientific equipment, as well as the free surfaces of the supporting honeycomb panel with a thermal battery are closed by the electronic computer;
on the outer surfaces of the radiation panels of the first and second sections of the inverse cone must be applied TRP, similar to the TRP of the front cone;
the contact of the heat pipes of each section with the screen by the diaphragm and its radiation (side) surface should be ensured with a maximum value of the heat transfer coefficient (welding, soldering, on screws with a certain pressing force and using heat-conducting pastes);
all structural elements must be thermally isolated to prevent conductive heat transfer between the front cone and the screens - diaphragms with each other. For this, each structural element must be fixed through ring thermal insulators.

Солнечный зонд функционирует следующим образом. После пролета орбиты планеты Меркурий происходит разделение Солнечного зонда и Траекторного блока. Если конус 1 выполнен трансформируемым, то осуществляется операция по его переводу из транспортного в рабочее положение. Для этого приводится в действие механизм трансформирования конуса. После этого осуществляется раскрытие штанг 23. Система ориентации Солнечного зонда осуществляет его трехосную ориентацию в пространстве, удерживая продольную ось аппарата на Солнце, а ось антенны 20 в направлении на Землю. The solar probe operates as follows. After the passage of the orbit of the planet Mercury, the separation of the Solar probe and the Trajectory block occurs. If the cone 1 is made transformable, then the operation is carried out to transfer it from the transport to the working position. To do this, the cone transformation mechanism is activated. After this, the rods are opened 23. The orientation system of the Solar probe carries out its triaxial orientation in space, holding the longitudinal axis of the apparatus on the Sun, and the axis of the antenna 20 in the direction to the Earth.

При приближении к Солнцу тепловые потоки значительно возрастают. Обеспечение рабочих температур аппаратуры в этих условиях осуществляется за счет обеспечения многокаскадной тепловой защиты и захолаживания теплового аккумулятора, что позволяет иметь на борту аппарата определенный запас "холода". When approaching the Sun, heat fluxes increase significantly. Ensuring the operating temperatures of the equipment in these conditions is achieved by providing multi-stage thermal protection and cooling the heat accumulator, which allows you to have a certain amount of "cold" on board the device.

Основную тепловую нагрузку воспринимает передний теплозащитный экран 1. Часть теплового потока отражается от его поверхности, а другая часть поглощается конусом 1. Интегральный тепловой поток устанавливает на конусе 1 соответствующую ему на данный момент времени равновесную поверхностную температуру. Расчетные данные, проведенные при определенных допущениях, для траектории с расстоянием в перигелии равным 3,0 млн.км, показывает, что максимальная поверхностная температура конуса 1 будет составлять 2000^oK. Конус 1 в свою очередь будет переизлучать тепловую энергию на экран - диафрагму 8 первой секции обратного конуса. На указанной диафрагме также устанавливается соответствующая вторичному тепловому потоку текущая равновесная температура. Посредством тепловых труб определенная часть тепловой энергии с экрана диафрагмы переносится на радиационную (боковую) поверхность секции обратного конуса, которая является радиационной панелью этой части конуса. С нее часть тепла сбрасывается в окружающее пространство. Для обеспечения эффективного сброса теплового потока необходимо, чтобы площадь радиационной (тепловой) поверхности каждой из секций обратного конуса была больше, или по крайней мере равна площади экрана диафрагмы соответствующей секции. Это позволит создать на радиационной поверхности температуру, почти равную температуре соответствующего экрана диафрагмы, что, в свою очередь, позволит осуществить эффективный сброс тепла с радиационной панели в окружающее пространство. Рассмотренную схему снижения плотности энергии теплового потока можно рассматривать как первый уровень в каскадной схеме тепловой защиты приборов, оборудования и конструктивных элементов. Экран - диафрагма 8 третьей секции 5 обратного конуса излучает тепловой поток, плотность которого уже сравнима с плотностью теплового потока, наблюдаемого на орбите Земли. Указанный тепловой поток воспринимает теплозащитная стенка 18 и частично ослабляет его. Тепловой поток за теплозащитной стенкой 18 непосредственно воздействует на корпуса блоков служебной и научной аппаратуры. Последние поглощают часть этого теплового потока и, кроме того, каждый блок выделяет внутреннее тепло, образующееся в процессе их собственной работы. Поддержание рабочих диапазонов температур внутри корпусов аппаратуры осуществляется за счет термостабилизирования посадочных площадок панели теплового аккумулятора. Функцию внутренних регуляторов выполняют термодатчики, нагревательные элементы и тепловые трубы. Избыточное тепло от приборов воспринимает тепловой аккумулятор, который, в свою очередь, сбрасывает его со свободных площадей в окружающее пространство.The main heat load is absorbed by the front heat shield 1. A part of the heat flux is reflected from its surface, and the other part is absorbed by the cone 1. The integral heat flux sets on the cone 1 the equilibrium surface temperature corresponding to it at the given moment. The calculated data, made under certain assumptions, for a trajectory with a perihelion distance of 3.0 million km, shows that the maximum surface temperature of cone 1 will be 2000 ^o K. Cone 1, in turn, will re-emit thermal energy to the screen - aperture 8 the first section of the inverse cone. The current diaphragm also sets the current equilibrium temperature corresponding to the secondary heat flux. Through heat pipes, a certain part of the thermal energy from the diaphragm screen is transferred to the radiation (side) surface of the section of the inverse cone, which is the radiation panel of this part of the cone. From it, part of the heat is discharged into the surrounding space. To ensure effective discharge of the heat flux, it is necessary that the area of the radiation (thermal) surface of each of the sections of the inverse cone be larger, or at least equal to the area of the diaphragm screen of the corresponding section. This will make it possible to create a temperature on the radiation surface that is almost equal to the temperature of the corresponding diaphragm screen, which, in turn, will make it possible to efficiently discharge heat from the radiation panel into the surrounding space. The considered scheme for reducing the energy density of the heat flux can be considered as the first level in the cascade scheme of thermal protection of devices, equipment and structural elements. The screen - the diaphragm 8 of the third section 5 of the inverse cone emits a heat flux whose density is already comparable to the density of the heat flux observed in the Earth’s orbit. The specified heat flux perceives the heat-shielding wall 18 and partially weakens it. The heat flux behind the heat-shielding wall 18 directly affects the housing units of the office and scientific equipment. The latter absorb a part of this heat flow and, in addition, each unit generates internal heat generated in the process of their own work. Maintenance of the operating temperature ranges inside the equipment cases is carried out due to the thermal stabilization of the landing sites of the heat accumulator panel. The function of internal regulators is performed by temperature sensors, heating elements and heat pipes. Excessive heat from the devices is absorbed by the heat accumulator, which, in turn, dumps it from free space into the surrounding space.

Следует отметить, что предлагаемая конструкция СОТР С3 не допускает прямого попадания солнечного теплового потока на поверхности корпусов аппаратуры, элементы конструкции и на поверхности радиационного экрана 2. Реализация подобной СОТР С3 требует достаточно высокой точности ориентации продольной оси аппарата на геометрический центр Солнца. Угол конусности переднего теплозащитного экрана (конуса 1) должен быть меньше угла конусности обратного конуса 2, выполняющего функцию радиационного экрана. Значение величины угла конусности обратного конуса 2 определяется параметрами траектории, в частности, минимальным расстоянием аппарата до Солнца и характеристиками его системы управления. Максимальное отклонение продольной оси аппарата не должно допускать освещения радиационных панелей обратного конуса 2, т.е. они всегда должны быть в области тени, Конус 1 и все секции обратного конуса в тепловом отношении развязаны между собой посредством термоизоляторов, что исключает кондуктивное тепловое взаимодействие между отдельными частями конструкции. При "погружении" зонда в Солнечную корону на приборную панель и другие элементы конструкции начинает воздействовать турбулентно перемещающаяся плазма Солнечной короны. Причем оценку вклада этого воздействия на элементы конструкции на данном этапе знаний физики Солнечной короны сделать трудно. В этот период полетного времени "холод", запасенный в тепловом аккумуляторе, должен обеспечить поддержание рабочих температур аппаратуры в приборных корпусах и на элементах конструкции в требуемых диапазонах. Это, в свою очередь, позволит Солнечному зонду достичь точки перигелия пролетной орбиты и, возможно, завершить полный облет Солнца с "живой" (функционирующей) аппаратурой. Объем полученной в этом случае научной информации о физике Солнца и околосолнечного пространства значительно возрастает. It should be noted that the proposed design of COTR C3 does not allow direct exposure to the solar heat flux on the surface of the equipment enclosures, structural elements, and on the surface of the radiation shield 2. The implementation of such COTR C3 requires a sufficiently high accuracy of orientation of the longitudinal axis of the apparatus to the geometric center of the Sun. The taper angle of the front heat shield (cone 1) should be less than the taper angle of the reverse cone 2, which acts as a radiation shield. The value of the taper angle of the inverse cone 2 is determined by the parameters of the trajectory, in particular, the minimum distance of the vehicle to the Sun and the characteristics of its control system. The maximum deviation of the longitudinal axis of the apparatus should not allow illumination of radiation panels of the reverse cone 2, i.e. they should always be in the shadow area, Cone 1 and all sections of the inverse cone are thermally isolated from each other by means of thermal insulators, which eliminates the conductive thermal interaction between the individual parts of the structure. When the probe is “immersed” in the solar corona, the turbulent moving plasma of the solar corona begins to act on the dashboard and other structural elements. Moreover, it is difficult to assess the contribution of this effect to structural elements at this stage of knowledge of the physics of the Solar Corona. During this period of flight time, the “cold” stored in the heat accumulator should ensure that the operating temperatures of the equipment in the instrument cases and on the structural elements are maintained in the required ranges. This, in turn, will allow the Solar probe to reach the perihelion point of the orbital orbit and, possibly, complete the complete flyby of the Sun with "living" (functioning) equipment. The amount of scientific information obtained in this case about the physics of the Sun and the space around the sun is increasing significantly.

Расчетные результаты распределения температур на различных элементах конструкции Солнечного зонда приведены в таблице. The calculated results of the temperature distribution on various structural elements of the Solar probe are given in the table.

Расчеты приведены для траектории с минимальным расстоянием между Солнечным зондом и Солнцем, равным 3,0 млн. км. Calculations are given for a trajectory with a minimum distance between the Solar probe and the Sun equal to 3.0 million km.

Claims

1. A solar probe including a front cone-shaped heat shield, internal diaphragm heat shields placed perpendicular to the longitudinal axis of the apparatus, an end heat shield with a ring, a dashboard mounted behind the heat shield, characterized in that a radiation shield is additionally inserted into it in the form of a truncated inverse cone, consisting of separate sections connected to each other and the front heat shield by means of thermally insulating elements and equipped with heat pipes, and t heat shields-diaphragms are placed inside each section of the inverse cone at its larger base, while the evaporation section of each heat pipe is placed on the surface of the diaphragm screen, its condensation section is placed on the radiation surface of the corresponding section of the inverse cone, and the area of the radiation surface of each section of the inverse cone is or more than the area of the diaphragm screen of the same section, the end heat-shielding wall with the ring is connected back to the end of the last section with the insulating element of the cone and the instrument panel is designed as a ring fixed to the heat shielding wall along the central axis of the flat heat storage apparatus.

2. The probe according to claim 1, characterized in that the thermally insulating elements are made in the form of rings.

3. The probe according to claim 1, characterized in that it is equipped with rods with additional equipment, mounted rotatably on the ring of the heat-shielding wall.

4. The probe according to claim 1, characterized in that the front heat shield is equipped with a mechanism for its transformation from transport to working position.