RU2172709C2 - Стенд для тепловых испытаний космических объектов - Google Patents
Стенд для тепловых испытаний космических объектов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2172709C2 RU2172709C2 RU99120326/28A RU99120326A RU2172709C2 RU 2172709 C2 RU2172709 C2 RU 2172709C2 RU 99120326/28 A RU99120326/28 A RU 99120326/28A RU 99120326 A RU99120326 A RU 99120326A RU 2172709 C2 RU2172709 C2 RU 2172709C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- vacuum chamber
- heaters
- stand
- thermal
- space
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к испытательной технике, в частности к тепловым испытаниям космических объектов. Стенд для тепловых испытаний космических объектов содержит вакуумную камеру с космическим объектом внутри нее, имитатор солнечного излучения, устройство охлаждения стенок вакуумной камеры, систему вакуумирования. 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 натуральным условиям солнечного облучения космического объекта. 6 ил.
Description
Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к тепловым испытаниям космических объектов (КО) в условиях, приближенных к эксплуатации КО в открытом космическом пространстве, а также может найти применение в тех областях техники, где предъявляются повышенные требования к вопросам теоретических и экспериментальных исследований излучательных, поглощательных и отражательных характеристик покрытий различных энергетических аппаратов; проблемам теплопередачи через контакты между отдельными поверхностями; методам расчета теплопередачи в сложных системах, где кроме тепловыделений, происходящих внутри экспериментальной установки, необходимо учитывать внешнее тепловое облучение соседними тепловыми агрегатами или взаимное облучение отдельных частей тела установки при сложной его форме.
Известен стенд для тепловых испытаний различных КО в условиях, близких к космическим, содержащий цилиндрическую вакуумную камеру с КО, установленным внутри нее; систему вакуумирования, подсоединенную к вакуумной камере; устройство охлаждения стенок вакуумной камеры жидким азотом до температуры минус 193oC; имитатор солнечного излучения, состоящий из ртутно-ксеноновых ламп (131 шт.) и оптической отражательной системы. Общий вид стенда представлен на рис. 3.37, стр. 141 [1].
Недостатками данного аналога является то, что:
а) самое большое параболическое зеркало отражательной системы расположено так, что переизлучает лучи с одного участка испытуемого КО на другой участок, то есть космический объект как бы видит сам себя в зеркале, что вызывает неконтролируемые вторичные лучистые потоки, приводящие к температурным ошибкам;
б) имитатор солнечного излучения обладает очень низким коэффициентом преобразования подводимой электрической мощности в полезный лучистый поток, а именно на 10 кВт полезного лучистого потока в рабочей зоне облучения затрачивается 322,5 кВт, подводимых к ртутно-ксеноновым лампам; коэффициент использования энергии солнечного имитатора η ≈ 1,14%; баланс энергетической системы представлен на рис. 4.22, стр. 260 [2];
в) в оптической отражательной системе имеются небольшие зеркала, на которых концентрируются мощные лучистые потоки, вызывающие их разогрев, поэтому охлаждение этих зеркал, в особенности внутри вакуумной камеры, осложняет проблему обеспечения герметичности установки в целом;
г) наличие большого числа оптических элементов очень удорожает систему, приводит к большим оптическим потерям и вызывает большие трудности в начальной юстировке и последующей регулировке в процессе эксплуатации.
а) самое большое параболическое зеркало отражательной системы расположено так, что переизлучает лучи с одного участка испытуемого КО на другой участок, то есть космический объект как бы видит сам себя в зеркале, что вызывает неконтролируемые вторичные лучистые потоки, приводящие к температурным ошибкам;
б) имитатор солнечного излучения обладает очень низким коэффициентом преобразования подводимой электрической мощности в полезный лучистый поток, а именно на 10 кВт полезного лучистого потока в рабочей зоне облучения затрачивается 322,5 кВт, подводимых к ртутно-ксеноновым лампам; коэффициент использования энергии солнечного имитатора η ≈ 1,14%; баланс энергетической системы представлен на рис. 4.22, стр. 260 [2];
в) в оптической отражательной системе имеются небольшие зеркала, на которых концентрируются мощные лучистые потоки, вызывающие их разогрев, поэтому охлаждение этих зеркал, в особенности внутри вакуумной камеры, осложняет проблему обеспечения герметичности установки в целом;
г) наличие большого числа оптических элементов очень удорожает систему, приводит к большим оптическим потерям и вызывает большие трудности в начальной юстировке и последующей регулировке в процессе эксплуатации.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является стенд для тепловых испытаний космических аппаратов (КА) в условиях, приближенных к эксплуатации КО в открытом космическом пространстве, содержащий цилиндрическую вакуумную камеру с КО, установленным внутри нее; систему вакуумирования, подсоединенную к вакуумной камере; устройство охлаждения стенок вакуумной камеры жидким азотом до температуры минус 173oC; имитатор солнечного излучения, выполненный по модульной схеме и состоящий из набора одинаковых светильников с индивидуальными отражателями (модулей), установленных вплотную друг к другу; поворотное устройство для вращения КА. Общий вид стенда представлен на рис. 3.1, стр. 23 или на рис. 3.18, стр. 45 [3].
Этот стенд принят заявителем за прототип.
Каждый модуль имитатора солнечного излучения состоит из ртутно-ксеноновой лампы мощностью 2,5 кВт (или 5 кВт), глубокого эллипсоидного рефлектора, окружающего данную лампу, конденсаторных линз, линзы-окна, вмонтированной в стенку вакуумной камеры посредством гермоввода в куполе камеры, гиперболоидного отражателя и параболического отражателя, причем гиперболоидный и параболический отражатели (рефлекторы) расположены внутри вакуумной камеры и охлаждаются жидким азотом до температуры 0 и 23oC соответственно. Схема модуля дана на рис. 3.16, стр. 44 [3].
Модули монтируются в верхней крышке вакуумной камеры. Шестигранная конфигурация параболических отражателей (рефлекторов), расположенных внутри камеры, позволяет располагать модули вплотную друг к другу. Всего в крышке камеры установлено 127 модулей.
Недостатками прототипа являются то, что:
а) поле лучистого потока солнечного имитатора на модулях имеет периодическую неравномерность, уменьшающуюся с увеличением расстояния от модулей, так как поток, формируемый модулем, не строго параллельный, а расходящийся, с углом ≈ 2o, что приводит к неравномерному нагреву поверхности КО, что в свою очередь не воспроизводит в полной мере натурных условий эксплуатации объекта;
б) ввиду сложной оптической системы модуля, имеющего большое количество отражающих и преломляющих оптических элементов, коэффициент преобразования электрической энергии в энергию лучистого потока составляет около 12% (значительно выше, чем на стенде, принятом за аналог), что требует большого количества электроэнергии, подводимой к имитатору солнечного излучения, для создания необходимого по величине лучистого потока в рабочей зоне облучения КО;
в) стоимость модулей сравнительно высока;
г) в оптической отражательной системе происходит концентрация мощных лучистых потоков на рефлекторы модулей, вызывающая их разогрев, поэтому охлаждение элементов солнечного имитатора, в особенности внутри вакуумной камеры, вызывает большие осложнения при обеспечении герметичности установки в целом, что может привести к ухудшению вакуумных характеристик стенда и, следовательно, недостоверности имитации натурных условий эксплуатации КО;
д) ввиду того что имитатор солнечного излучения облучает космический объект в одном направлении (сверху вниз), а сам КО установлен либо неподвижно на нижней опорной поверхности вакуумной камеры, либо закреплен на поворотном устройстве, имеющем одну степень свободы, что не позволяет попеременно (а в некоторых случаях и одновременно) облучать другие поверхности КО, расположенные под разными углами друг к другу ввиду сложной его формы, для облучения других поверхностей КО и под другими углами, что в свою очередь связано с имитацией натурных условий ориентации объекта при его вращении в космическом пространстве относительно солнца, а также с имитацией облучения поверхностей космического аппарата отраженными лучами от солнечных батарей или поверхностей других модулей КО, необходимо каждый раз останавливать тепловые испытания и производить операции по перестановке КО на опорной поверхности стола или поворотного устройства под другими углами, что связано с большими трудозатратами и энергозатратами, а именно:
1) слив жидкого азота из полостей криоэкранов вакуумной камеры с последующей продувкой их теплым воздухом;
2) отогрев и разгерметизация вакуумной камеры;
3) снятие крышки вакуумной камеры (или открытие люка);
4) демонтаж КО и установка его на опорной поверхности стола или поворотного устройства вакуумной камеры в другом положении с последующими электрическими проверками системы управления и системы измерения КО;
5) установка крышки (или закрытие люка) вакуумной камеры;
6) захолаживание вакуумной камеры;
7) настройка имитатора солнечного излучения;
8) вывод параметров КО на начальные режимы,
е) предъявленный стенд представляет собой сложную стационарную конструкцию с большим количеством оптических элементов, что приводит к удорожанию стоимости всей установки (около 15 млн. долларов) и к неоправданным энергетическим затратам при тепловых испытаниях КО средней и малой размерности.
а) поле лучистого потока солнечного имитатора на модулях имеет периодическую неравномерность, уменьшающуюся с увеличением расстояния от модулей, так как поток, формируемый модулем, не строго параллельный, а расходящийся, с углом ≈ 2o, что приводит к неравномерному нагреву поверхности КО, что в свою очередь не воспроизводит в полной мере натурных условий эксплуатации объекта;
б) ввиду сложной оптической системы модуля, имеющего большое количество отражающих и преломляющих оптических элементов, коэффициент преобразования электрической энергии в энергию лучистого потока составляет около 12% (значительно выше, чем на стенде, принятом за аналог), что требует большого количества электроэнергии, подводимой к имитатору солнечного излучения, для создания необходимого по величине лучистого потока в рабочей зоне облучения КО;
в) стоимость модулей сравнительно высока;
г) в оптической отражательной системе происходит концентрация мощных лучистых потоков на рефлекторы модулей, вызывающая их разогрев, поэтому охлаждение элементов солнечного имитатора, в особенности внутри вакуумной камеры, вызывает большие осложнения при обеспечении герметичности установки в целом, что может привести к ухудшению вакуумных характеристик стенда и, следовательно, недостоверности имитации натурных условий эксплуатации КО;
д) ввиду того что имитатор солнечного излучения облучает космический объект в одном направлении (сверху вниз), а сам КО установлен либо неподвижно на нижней опорной поверхности вакуумной камеры, либо закреплен на поворотном устройстве, имеющем одну степень свободы, что не позволяет попеременно (а в некоторых случаях и одновременно) облучать другие поверхности КО, расположенные под разными углами друг к другу ввиду сложной его формы, для облучения других поверхностей КО и под другими углами, что в свою очередь связано с имитацией натурных условий ориентации объекта при его вращении в космическом пространстве относительно солнца, а также с имитацией облучения поверхностей космического аппарата отраженными лучами от солнечных батарей или поверхностей других модулей КО, необходимо каждый раз останавливать тепловые испытания и производить операции по перестановке КО на опорной поверхности стола или поворотного устройства под другими углами, что связано с большими трудозатратами и энергозатратами, а именно:
1) слив жидкого азота из полостей криоэкранов вакуумной камеры с последующей продувкой их теплым воздухом;
2) отогрев и разгерметизация вакуумной камеры;
3) снятие крышки вакуумной камеры (или открытие люка);
4) демонтаж КО и установка его на опорной поверхности стола или поворотного устройства вакуумной камеры в другом положении с последующими электрическими проверками системы управления и системы измерения КО;
5) установка крышки (или закрытие люка) вакуумной камеры;
6) захолаживание вакуумной камеры;
7) настройка имитатора солнечного излучения;
8) вывод параметров КО на начальные режимы,
е) предъявленный стенд представляет собой сложную стационарную конструкцию с большим количеством оптических элементов, что приводит к удорожанию стоимости всей установки (около 15 млн. долларов) и к неоправданным энергетическим затратам при тепловых испытаниях КО средней и малой размерности.
Задачей изобретения является увеличение достоверности тепловых испытаний за счет приближения к натурным условиям солнечного облучения КО с одновременным уменьшением энергопотребления и трудозатрат.
Задача решается за счет того, что на стенде для тепловых испытаний КО, содержащем вакуумную камеру с КО, установленным внутри нее, имитатор солнечного излучения, устройство охлаждения стенок вакуумной камеры, систему вакуумирования, имитатор солнечного излучения выполнен в виде автономных нагревателей, установленных на ферме, закрепленной внутри вакуумной камеры, при этом источники света нагревателей расположены в фокусе параболических отражателей; нагреватели разделены посекционно между собой, а каждая секция нагревателей изолирована друг от друга экранами, а сам имитатор солнечного излучения снабжен блоком управления поочередного включения (выключения) и регулировки мощности каждой секции нагревателей, кроме того, каждый источник света выполнен в виде кварцевой галогенной термоизлучательной лампы.
Сущность предлагаемого стенда для тепловых испытаний КО рассматривается на примере стенда для испытания блока выносных двигателей ориентации (БВДО) с участками топливных магистралей и поясняется чертежами, где:
на фиг. 1 изображен общий вид стенда;
на фиг. 2 изображена схема установки КО внутри вакуумной камеры;
на фиг. 3 дан разрез А-А на фиг. 2;
на фиг. 4 дан разрез Б-Б на фиг. 2;
на фиг. 5 дан разрез В-В на фиг. 2;
на фиг. 6 изображен общий вид нагревателя.
на фиг. 1 изображен общий вид стенда;
на фиг. 2 изображена схема установки КО внутри вакуумной камеры;
на фиг. 3 дан разрез А-А на фиг. 2;
на фиг. 4 дан разрез Б-Б на фиг. 2;
на фиг. 5 дан разрез В-В на фиг. 2;
на фиг. 6 изображен общий вид нагревателя.
В состав стенда для тепловых испытаний КО, представленного на фиг. 1, входят:
1 - вакуумная камера;
2 - космический объект;
3 - силовая опорная рама стола;
4 - подставка;
5, 6 - термомосты;
7 - вакуумные насосы;
8 - 10 - криоэкраны;
11 - нагреватели;
12 - ферма;
13 - экраны;
14 - блок управления.
1 - вакуумная камера;
2 - космический объект;
3 - силовая опорная рама стола;
4 - подставка;
5, 6 - термомосты;
7 - вакуумные насосы;
8 - 10 - криоэкраны;
11 - нагреватели;
12 - ферма;
13 - экраны;
14 - блок управления.
Размещение нагревателей 11 и экранов 13 имитатора солнечного излучения относительно поверхностей КО 2 более конкретно изображено на фиг. 2; фиг. 3; фиг. 4 и фиг. 5, где:
15 - подставка;
16 - 18 - кронштейны;
19 - космический объект (КО);
20 - 39 - нагреватели;
40 - 45 - экраны.
15 - подставка;
16 - 18 - кронштейны;
19 - космический объект (КО);
20 - 39 - нагреватели;
40 - 45 - экраны.
Согласно фиг. 1 космический объект 2, например БВДО, устанавливают в вакуумную камеру 1 на подставке 4, которая в свою очередь крепится к силовой опорной раме стола 3. Для предотвращения теплостоков с объекта испытания в местах крепления подставки 4 с опорной рамой стола 3 вакуумной камеры 1, а также в местах контакта подставки 4 с привалочной плоскостью самого КО 2, устанавливаются термомосты 5 и 6.
На подставке 4 закрепляют ферму 12, которая предназначена для размещения нагревателей 11, которые располагают как сверху, так и сбоку от КО 2 под заданными углами к поверхностям облучения испытываемого объекта.
Конструктивно подставка 4 и ферма 12 выполнены таким образом, что обеспечивают минимальное экранирование КО 2 от криоэкранов 8, 9 и 10 вакуумной камеры 1; причем ферма 12 для установки нагревателей и экранов (в нашем случае, например, двадцати нагревателей и шести экранов) представляет собой легкую разборную трубчатую конструкцию, которая крепится на подставке 15 (см. фиг. 2 - 5) и состоит из кронштейнов 16, 17 и 18, на которых установлены штанги, стойки, подвески, узлы регулировки и крепления (на фиг. 2 - 5 не показаны), предназначенные для размещения нагревателей 20 - 39 как сверху, так и сбоку от КО 19 (в нашем случае от БВДО) с возможностью регулировки их углового и линейного положения относительно облучаемых поверхностей объекта T1 - T8, а также их взаимного расположения друг к другу.
Оборудование стенда обеспечивает моделируемые условия воздействия космического пространства, а именно:
а) космический вакуум порядка 1 • 10-6 мм рт.ст. создается с помощью откачки вакуумной камеры 1 насосами 7;
б) холод и чернота космического пространства достигается за счет криоэкранов 8, 9 и 10 заливного типа с шевронной поверхностью с эффективными оптическими характеристиками: AΣ≥0,85 и ε≥0,85, где:
AΣ - степень поглощения солнечного излучения;
ε - степень черноты;
в качестве хладагента используется жидкий азот, при этом среднерадиационная температура поверхности криоэкранов не выше минус 183oC;
в) воздействие солнечного потока имитируется нагревателями 11, которые создают расчетное поле температур по каждой отдельно взятой поверхности КО, которое контролируется по показаниям температурных датчиков, установленных на облучаемых поверхностях объекта испытания. В связи с тем, что на каждой поверхности облучения КО 19, например БВДО, с целью имитации условий, приближенных к эксплуатации космического объекта в открытом космическом пространстве, необходимо создавать разные температуры, на примере рассматриваемого стенда все двадцать нагревателей разделены на восемь секций:
I секция - два нагревателя 20 и 21 для облучения поверхности T1 (над соплами двигателей справа от диафрагмы крепления двигателей);
II секция - два нагревателя 22 и 23 для облучения поверхности Т4 (над соплами двигателей слева от диафрагмы крепления двигателей);
III секция - два нагревателя 24 и 25 над поверхностью Т3 (над диафрагмой крепления двигателей);
IV секция - четыре нагревателя 26, 27, 28 и 29 над поверхностью T6 (над верхней панелью в зоне компенсаторов в два ряда по длине);
V секция - два нагревателя 30 и 31 для облучения поверхности T5 (боковой поверхности БВДО перед срезами сопел двигателей);
VI секция - два нагревателя 32 и 33 для облучения поверхности T7 (боковой поверхности БВДО в зоне компенсаторов);
VII секция - три нагревателя 34, 35 и 36 над поверхностью T2 (над поверхностью топливных магистралей БВДО);
VIII секция - три нагревателя 37, 38 и 39 перед боковой поверхностью T8 (сбоку топливных магистралей).
а) космический вакуум порядка 1 • 10-6 мм рт.ст. создается с помощью откачки вакуумной камеры 1 насосами 7;
б) холод и чернота космического пространства достигается за счет криоэкранов 8, 9 и 10 заливного типа с шевронной поверхностью с эффективными оптическими характеристиками: AΣ≥0,85 и ε≥0,85, где:
AΣ - степень поглощения солнечного излучения;
ε - степень черноты;
в качестве хладагента используется жидкий азот, при этом среднерадиационная температура поверхности криоэкранов не выше минус 183oC;
в) воздействие солнечного потока имитируется нагревателями 11, которые создают расчетное поле температур по каждой отдельно взятой поверхности КО, которое контролируется по показаниям температурных датчиков, установленных на облучаемых поверхностях объекта испытания. В связи с тем, что на каждой поверхности облучения КО 19, например БВДО, с целью имитации условий, приближенных к эксплуатации космического объекта в открытом космическом пространстве, необходимо создавать разные температуры, на примере рассматриваемого стенда все двадцать нагревателей разделены на восемь секций:
I секция - два нагревателя 20 и 21 для облучения поверхности T1 (над соплами двигателей справа от диафрагмы крепления двигателей);
II секция - два нагревателя 22 и 23 для облучения поверхности Т4 (над соплами двигателей слева от диафрагмы крепления двигателей);
III секция - два нагревателя 24 и 25 над поверхностью Т3 (над диафрагмой крепления двигателей);
IV секция - четыре нагревателя 26, 27, 28 и 29 над поверхностью T6 (над верхней панелью в зоне компенсаторов в два ряда по длине);
V секция - два нагревателя 30 и 31 для облучения поверхности T5 (боковой поверхности БВДО перед срезами сопел двигателей);
VI секция - два нагревателя 32 и 33 для облучения поверхности T7 (боковой поверхности БВДО в зоне компенсаторов);
VII секция - три нагревателя 34, 35 и 36 над поверхностью T2 (над поверхностью топливных магистралей БВДО);
VIII секция - три нагревателя 37, 38 и 39 перед боковой поверхностью T8 (сбоку топливных магистралей).
Все восемь секций нагревателей имеют автономные системы электропитания, которые объединены в единый блок управления имитатора солнечного излучения 14, который обеспечивает поочередное включение (выключение) и регулировку мощности излучения каждой секции нагревателей.
Регулировка мощности излучения нагревателей обусловлена тем, что на разных поверхностях космического объекта необходимо создавать одновременно разные температуры. Это связано с тем, что в условиях открытого космического пространства одни поверхности КО находятся под прямым воздействием солнечного излучения, а другие поверхности облучаются отраженными тепловыми излучениями от поверхностей солнечных батарей или поверхностей других модулей космической станции, при этом мощность отраженного теплового потока значительно меньше, чем от солнца.
Для получения равномерного поля облучения поверхностей T1 - T8 БВДО 19, а также для обеспечения минимального экранирования нагревателями 20 - 39 космического объекта 2 от криоэкранов 8, 9 и 10 вакуумной камеры 1, каждая секция нагревателей оснащена расчетным количеством нагревателей в зависимости от площади и конфигурации облучаемой поверхности и расположена на заданном расстоянии L1 - L8 от этих поверхностей.
Для предотвращения облучения поверхностей БВДО 19 от нагревателей, предназначенных для нагрева других поверхностей, а также для исключения бокового отражения от элементов конструкции фермы и нагревателей, расположенных на ней, на кронштейнах 16 и 17 фермы предусмотрены элементы для подвески шести экранов 40 - 45, разделяющих нагреватели 20 - 39, выполненных из экрановакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), покрытой с обеих сторон стеклотканью с прошивкой стеклолентой по краям. Наружная поверхность матов имеет степень черноты ε ≥ 0,9, что обеспечивает практически полное поглощение всех боковых тепловых излучений от нагревателей и конструкции фермы, тем самым обеспечивается моделирование плоскопараллельного потока излучения.
Конфигурация экранов 40 - 45 и их расположение относительно БВДО 19 и нагревателей 20 - 39 представлена на фиг. 2 - 4.
В состав нагревателя имитатора солнечного излучения, представленного на фиг. 6, входят:
46 - кронштейн с шаровой опорой;
47 - хомут для крепления нагревателя;
48 - рукоятка фиксации угла наклона нагревателя;
49 - стойки-держатели источника света;
50 - источник света;
51 - параболический отражатель;
52 - электрокабель.
46 - кронштейн с шаровой опорой;
47 - хомут для крепления нагревателя;
48 - рукоятка фиксации угла наклона нагревателя;
49 - стойки-держатели источника света;
50 - источник света;
51 - параболический отражатель;
52 - электрокабель.
Источник света 50 представляет из себя кварцевую галогенную термоизлучательную лампу мощностью 1 кВт, а параболический отражатель 51 выполнен из нержавеющей стали, вогнутая поверхность которого отполирована до зеркального состояния.
Геометрическая форма отражателя 51, а также расположение источника света 50 в его фокусе, обеспечивает создание равномерного плоскопараллельного пучка света.
В зависимости от формы и площади облучаемой поверхности объекта подбирается расчетное количество нагревателей, которые равномерно располагаются над облучаемой поверхностью вплотную друг к другу на высоте, обеспечивающей создание равномерного поля теплового потока и минимальное экранирование ими КО 2 от криоэкранов 8, 9 и 10 вакуумной камеры 1. При этом неоднородность поля лучистого потока во всем объеме рабочей зоны облучения не превышает ± 5%, а расхождение лучей - не более ± 2o.
В зависимости от величины площади облучаемой поверхности КО для нагревателя (см. фиг. 6) подбираются соответствующие габариты L1 и L2 параболического отражателя 51 и типоразмер L3 источника света 50 (кварцевой галогенной термоизлучательной лампы).
Предлагаемый стенд для тепловых испытаний космических объектов (в нашем случае БВДО) работает следующим образом. Устанавливают КО 2 на подставке 4, которая закреплена на силовой опорной раме стола 3 вакуумной камеры 1. На подставке 4 раскрепляют элементы конструкции фермы 12 (кронштейны 16, 17 и 18), на которых при помощи штанг, стоек, подвесок и узлов регулировки и крепления (на фиг. 1 - 5 не показаны) монтируются нагреватели 20 - 39 против поверхностей КО, подвергающихся облучению, и экраны 40 - 45, разделяющие каждую секцию нагревателей друг от друга.
К электроразъемам КО 2 подстыковывают электрокабели:
1) системы управления, предназначенной для электропитания агрегатов КО и регистрации фактических значений тока и напряжения, потребляемых агрегатами КО;
2) системы измерения, предназначенной для получения информации:
а) о тепловом состоянии КО;
б) о функционировании его агрегатов;
в) автоматической регистрации параметров КО;
г) регистрации времени срабатывания агрегатов КО.
1) системы управления, предназначенной для электропитания агрегатов КО и регистрации фактических значений тока и напряжения, потребляемых агрегатами КО;
2) системы измерения, предназначенной для получения информации:
а) о тепловом состоянии КО;
б) о функционировании его агрегатов;
в) автоматической регистрации параметров КО;
г) регистрации времени срабатывания агрегатов КО.
После подстыковки электрокабелей КО проводится проверка и прозвонка электрических цепей, связывающих КО с наземным испытательным оборудованием стенда (на фиг. 1 кабели не показаны).
От каждой секции нагревателей 20 - 39 прокладывают автономные электрокабели, которые в свою очередь подводятся к блоку управления 14, расположенному вне вакуумной камеры 1 и обеспечивающему поочередное включение (выключение) и регулировку мощностей нагревателей (на фиг. 1 кабели не показаны).
Управление мощностью нагревателей 20 - 39, установленных на ферме 12, производится по показаниям температурных датчиков, установленных на наружных поверхностях КО.
Все электрокабели внутри вакуумной камеры 1 теплоизолированы матами из экрановакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) и соединены с наземной кабельной сетью стенда вне барокамеры через гермоплату, вмонтированную в стенку вакуумной камеры (на фиг. 1 не показана).
По окончании всех подготовительных операций происходит закрытие вакуумной камеры 1 и ее вакуумирование вакуумными насосами 7. Одновременно с вакуумированием происходит захолаживание вакуумной камеры посредством подачи во внутренние полости криоэкранов 8, 9 и 10 жидкого азота.
Во время выхода вакуумной камеры на рабочий режим, т.е. до достижения остаточного давления ≈ 1 • 10-6 мм рт.ст. и температуры стенок криоэкранов ≈ минус (186 ± 3)oC, с помощью нагревателей 20 - 39 поддерживается начальная температура конструкции БВДО 19.
Величина внешних тепловых потоков контролируется поверхностными температурными датчиками КО, например БВДО 19. При этом поочередное включение (выключение) нагревателей 20 - 39 осуществляется блоком управления 14 в соответствии с циклограммой испытания.
Система управления стенда обеспечивает подачу электропитания на агрегаты КО, например БВДО 19, и управление внешними тепловыми потоками, т.е. включение (выключение) нагревателей 20 - 39.
Система измерения стенда обеспечивает:
1) получение информации о тепловом состоянии и электрических параметрах КО 19 по датчикам, расположенным на борту объекта;
2) получение информации о давлении внутри вакуумной камеры 1;
3) выдачу информации о величине температуры стенок криоэкранов 8, 9 и 10.
1) получение информации о тепловом состоянии и электрических параметрах КО 19 по датчикам, расположенным на борту объекта;
2) получение информации о давлении внутри вакуумной камеры 1;
3) выдачу информации о величине температуры стенок криоэкранов 8, 9 и 10.
Время проведения испытаний на каждом режиме определяется достижением квазистационарного состояния, при котором изменение температуры поверхностей объекта по показаниям датчиков не более 1oC за 2 часа.
Процесс останова испытаний, расхолаживания и разгерметизации вакуумной камеры происходит согласно технологическому процессу испытаний КО в вакуумной камере.
Использование предлагаемого технического решения дает следующие положительные результаты:
а) увеличение достоверности тепловых испытаний за счет приближения к натурным условиям солнечного облучения КО в условиях открытого космического пространства, которое достигается посредством локальной ориентации нагревателей, объединенных в автономные группы, относительно поверхностей объекта испытания, подлежащих облучению, с регулировкой мощности теплового потока и поочередным включением (выключением) каждой группы нагревателей в отдельности, что моделирует вращение КО относительно солнца и обеспечивает одновременное создание отличных друг от друга полей температур на различных поверхностях объекта испытания;
б) уменьшение энергопотребления и трудозатрат за счет:
1) резкого уменьшения количества потребляемой электроэнергии, расходуемой на питание нагревателей (20 нагревателей с кварцевыми галогенными термоизлучательными лампами мощностью по 1 кВт каждая против 127 ламповых модулей с ртутно-ксеноновыми лампами мощностью по 2,5 кВт (или 5 кВт) каждая согласно прототипу изобретения);
2) экономии хладагента (жидкого азота), используемого на захолаживание криоэкранов вакуумной камеры, и сжатого теплого воздуха, предназначенного для продувки и отогрева этих криоэкранов при очередном открытии вакуумной камеры, при котором согласно программы испытаний КО ориентируют относительно имитатора солнечного излучения под другим углом;
3) экономии электроэнергии, расходуемой на питание вакуумной системы стенда и для подачи хладагента на криоэкраны при очередном вакуумировании камеры, а также для получения сжатого теплого воздуха, используемого каждый раз при продувке криоэкранов перед разгерметизацией вакуумной камеры;
4) экономии трудозатрат и времени на весь цикл тепловых испытаний КО согласно вышеперечисленным факторам;
5) обеспечения экономичного режима эксплуатации ламп нагревателей, увеличения ресурса их работы, снижения теплонапряженности на криоэкранах вакуумной камеры со стороны имитатора солнечного излучения и, как следствие, увеличения коэффициента преобразования подводимой электрической мощности к имитатору солнечного излучения в полезный лучистый поток,
в) сокращение времени на подготовку и проведение испытаний;
г) простота и дешевизна конструкции имитатора солнечного излучения, надежность в эксплуатации;
д) возможность проведения тепловакуумных испытаний космических аппаратов большой, средней и малой размерности в более экономичном режиме.
а) увеличение достоверности тепловых испытаний за счет приближения к натурным условиям солнечного облучения КО в условиях открытого космического пространства, которое достигается посредством локальной ориентации нагревателей, объединенных в автономные группы, относительно поверхностей объекта испытания, подлежащих облучению, с регулировкой мощности теплового потока и поочередным включением (выключением) каждой группы нагревателей в отдельности, что моделирует вращение КО относительно солнца и обеспечивает одновременное создание отличных друг от друга полей температур на различных поверхностях объекта испытания;
б) уменьшение энергопотребления и трудозатрат за счет:
1) резкого уменьшения количества потребляемой электроэнергии, расходуемой на питание нагревателей (20 нагревателей с кварцевыми галогенными термоизлучательными лампами мощностью по 1 кВт каждая против 127 ламповых модулей с ртутно-ксеноновыми лампами мощностью по 2,5 кВт (или 5 кВт) каждая согласно прототипу изобретения);
2) экономии хладагента (жидкого азота), используемого на захолаживание криоэкранов вакуумной камеры, и сжатого теплого воздуха, предназначенного для продувки и отогрева этих криоэкранов при очередном открытии вакуумной камеры, при котором согласно программы испытаний КО ориентируют относительно имитатора солнечного излучения под другим углом;
3) экономии электроэнергии, расходуемой на питание вакуумной системы стенда и для подачи хладагента на криоэкраны при очередном вакуумировании камеры, а также для получения сжатого теплого воздуха, используемого каждый раз при продувке криоэкранов перед разгерметизацией вакуумной камеры;
4) экономии трудозатрат и времени на весь цикл тепловых испытаний КО согласно вышеперечисленным факторам;
5) обеспечения экономичного режима эксплуатации ламп нагревателей, увеличения ресурса их работы, снижения теплонапряженности на криоэкранах вакуумной камеры со стороны имитатора солнечного излучения и, как следствие, увеличения коэффициента преобразования подводимой электрической мощности к имитатору солнечного излучения в полезный лучистый поток,
в) сокращение времени на подготовку и проведение испытаний;
г) простота и дешевизна конструкции имитатора солнечного излучения, надежность в эксплуатации;
д) возможность проведения тепловакуумных испытаний космических аппаратов большой, средней и малой размерности в более экономичном режиме.
Предлагаемый стенд может иметь широкое практическое применение для получения экспериментальных данных при решении проблем, связанных с обеспечением теплового режима аппаратов, находящихся в открытом космическом пространстве; при решении вопросов теоретического и экспериментального исследования излучаемых, поглощательных и отражательных характеристик покрытий космических аппаратов; для решения проблем теплопередачи через контакты между отдельными поверхностями; для получения методики расчета теплопередачи в сложных космических системах; для решения проблем переноса тепла через многослойную экрановакуумную изоляцию, а также для исследования элементов систем терморегулирования космических аппаратов.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1. Фаворский О. Н. , Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе. - М.: Высшая школа, 1967.
1. Фаворский О. Н. , Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе. - М.: Высшая школа, 1967.
2. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды./ Под редакцией академика Петрова Г.И. - М.: Машиностроение, 1971.
3. Андрейчук О.Б., Малахов Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1982.
Claims (1)
- Стенд для тепловых испытаний космических объектов, содержащий вакуумную камеру с космическим объектом, установленным внутри нее, имитатор солнечного излучения, состоящий из нескольких автономных секций, устройство охлаждения стенок вакуумной камеры, систему вакуумирования, отличающийся тем, что каждая секция имитатора солнечного излучения отделена друг от друга теплопоглощающими экранами.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99120326/28A RU2172709C2 (ru) | 1999-09-23 | 1999-09-23 | Стенд для тепловых испытаний космических объектов |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99120326/28A RU2172709C2 (ru) | 1999-09-23 | 1999-09-23 | Стенд для тепловых испытаний космических объектов |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU99120326A RU99120326A (ru) | 2001-07-27 |
| RU2172709C2 true RU2172709C2 (ru) | 2001-08-27 |
Family
ID=35873558
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99120326/28A RU2172709C2 (ru) | 1999-09-23 | 1999-09-23 | Стенд для тепловых испытаний космических объектов |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2172709C2 (ru) |
Cited By (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2476833C2 (ru) * | 2011-05-10 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ имитации солнечного излучения в термобарокамере |
| RU2530446C1 (ru) * | 2013-02-13 | 2014-10-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Устройство и способ измерения плотности падающих тепловых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов |
| RU2530443C1 (ru) * | 2013-05-22 | 2014-10-10 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный машиностроительный университет (МАМИ)"(Университет машиностроения) | Способ тепловых испытаний материалов и изделий |
| RU2553411C1 (ru) * | 2014-01-28 | 2015-06-10 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" | Стенд для тепловых испытаний радиоэлектронных устройств космических аппаратов |
| RU2565149C2 (ru) * | 2014-01-21 | 2015-10-20 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ тепловакуумных испытаний космических аппаратов и устройство для его реализации |
| RU2632031C1 (ru) * | 2016-08-18 | 2017-10-02 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов |
| RU2688505C1 (ru) * | 2018-04-27 | 2019-05-21 | Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" | Стенд для исследования работоспособности систем летательных аппаратов в условиях воздействия вакуума и невесомости |
| RU199964U1 (ru) * | 2019-09-09 | 2020-09-29 | Общество с ограниченной ответственностью "НПО "Группа компаний машиностроения и приборостроения" | Устройство имитации тепловых потоков |
| RU2734706C1 (ru) * | 2020-01-20 | 2020-10-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ проведения наземных тепловакуумных испытаний космических объектов в условиях, имитирующих космические |
| RU2734707C1 (ru) * | 2020-02-11 | 2020-10-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ захолаживания системы космического объекта, работающей в вакууме, при моделировании условий штатной эксплуатации |
| CN112130125A (zh) * | 2020-09-22 | 2020-12-25 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种星载sar热试验大功率多通道相位校正方法 |
| RU2745378C1 (ru) * | 2019-12-17 | 2021-03-24 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Способ изменения траектории опасного космического объекта |
| RU2759359C1 (ru) * | 2020-07-28 | 2021-11-12 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Стенд для тепловакуумных испытаний элементов космических аппаратов |
| CN113920804A (zh) * | 2021-09-26 | 2022-01-11 | 哈尔滨工业大学 | 一种大尺度多因素空间辐照环境集成模拟装置及模拟方法 |
| RU2771263C1 (ru) * | 2021-07-26 | 2022-04-29 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ захолаживания системы космического объекта, работающей в вакууме, при моделировании условий штатной эксплуатации |
| RU2801979C2 (ru) * | 2023-02-28 | 2023-08-22 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ моделирования условий внешнего теплообмена космических аппаратов в термовакуумной камере |
-
1999
- 1999-09-23 RU RU99120326/28A patent/RU2172709C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| АНДРЕЙЧУК О.Б. и др. Тепловые испытания космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1982, с.22 - 53. * |
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2476833C2 (ru) * | 2011-05-10 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ имитации солнечного излучения в термобарокамере |
| RU2530446C1 (ru) * | 2013-02-13 | 2014-10-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Устройство и способ измерения плотности падающих тепловых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов |
| RU2530443C1 (ru) * | 2013-05-22 | 2014-10-10 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный машиностроительный университет (МАМИ)"(Университет машиностроения) | Способ тепловых испытаний материалов и изделий |
| RU2565149C2 (ru) * | 2014-01-21 | 2015-10-20 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ тепловакуумных испытаний космических аппаратов и устройство для его реализации |
| RU2553411C1 (ru) * | 2014-01-28 | 2015-06-10 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" | Стенд для тепловых испытаний радиоэлектронных устройств космических аппаратов |
| RU2632031C1 (ru) * | 2016-08-18 | 2017-10-02 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов |
| RU2688505C1 (ru) * | 2018-04-27 | 2019-05-21 | Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" | Стенд для исследования работоспособности систем летательных аппаратов в условиях воздействия вакуума и невесомости |
| RU199964U1 (ru) * | 2019-09-09 | 2020-09-29 | Общество с ограниченной ответственностью "НПО "Группа компаний машиностроения и приборостроения" | Устройство имитации тепловых потоков |
| RU2745378C1 (ru) * | 2019-12-17 | 2021-03-24 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Способ изменения траектории опасного космического объекта |
| RU2734706C1 (ru) * | 2020-01-20 | 2020-10-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ проведения наземных тепловакуумных испытаний космических объектов в условиях, имитирующих космические |
| RU2734707C1 (ru) * | 2020-02-11 | 2020-10-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ захолаживания системы космического объекта, работающей в вакууме, при моделировании условий штатной эксплуатации |
| RU2759359C1 (ru) * | 2020-07-28 | 2021-11-12 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Стенд для тепловакуумных испытаний элементов космических аппаратов |
| CN112130125A (zh) * | 2020-09-22 | 2020-12-25 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种星载sar热试验大功率多通道相位校正方法 |
| CN112130125B (zh) * | 2020-09-22 | 2023-08-01 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种星载sar热试验大功率多通道相位校正方法 |
| RU2771263C1 (ru) * | 2021-07-26 | 2022-04-29 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ захолаживания системы космического объекта, работающей в вакууме, при моделировании условий штатной эксплуатации |
| CN113920804A (zh) * | 2021-09-26 | 2022-01-11 | 哈尔滨工业大学 | 一种大尺度多因素空间辐照环境集成模拟装置及模拟方法 |
| RU2801979C2 (ru) * | 2023-02-28 | 2023-08-22 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ моделирования условий внешнего теплообмена космических аппаратов в термовакуумной камере |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2172709C2 (ru) | Стенд для тепловых испытаний космических объектов | |
| RU2302983C1 (ru) | Стенд для тепловакуумных испытаний космических аппаратов | |
| CN108120613B (zh) | 一种运载火箭上面级瞬态热平衡试验装置及方法 | |
| CN102338323A (zh) | 稳态太阳模拟器 | |
| US20110108092A1 (en) | Concentrator for solar radiation | |
| WO2010093048A1 (ja) | 平行光ソーラシミュレータ | |
| JPH11317535A (ja) | 大面積パルス形ソーラシミュレータ | |
| Xiao et al. | Design and characterization of a high-flux non-coaxial concentrating solar simulator | |
| CN101441326A (zh) | 模拟太阳照射光源的变焦装置 | |
| EP1055110A1 (en) | Ultra-accelerated natural sunlight exposure testing | |
| Buchroithner et al. | Design and operation of a versatile, low-cost, high-flux solar simulator for automated CPV cell and module testing | |
| RU2208564C1 (ru) | Способ тепловакуумных испытаний и устройство для его реализации | |
| Bader et al. | High-flux solar simulator technology | |
| US9859842B2 (en) | Device and method for testing a concentrated photovoltaic module | |
| Faiman et al. | PETAL: a research pathway to fossil-competitive solar electricity | |
| EP0889306B1 (en) | Device for projecting a defined light beam onto a photosensitive area | |
| KR100267023B1 (ko) | 히터판을 이용한 열진공 챔버 | |
| CN208768036U (zh) | 光伏组件测试装置 | |
| JPH0554060B2 (ru) | ||
| CN108900160B (zh) | 光伏组件测试装置 | |
| RU2801979C2 (ru) | Способ моделирования условий внешнего теплообмена космических аппаратов в термовакуумной камере | |
| Boubault et al. | Design and characterization of a 7.2 kW solar simulator | |
| CN106568069B (zh) | 一种用于太阳能光热发电实验的太阳模拟器 | |
| RU2805279C1 (ru) | Солнечная концентраторная батарея | |
| RU2088500C1 (ru) | Имитатор солнечного излучения |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040924 |