RU2344972C2 - Spacecraft blanket - Google Patents
Spacecraft blanket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2344972C2 RU2344972C2 RU2007109345/11A RU2007109345A RU2344972C2 RU 2344972 C2 RU2344972 C2 RU 2344972C2 RU 2007109345/11 A RU2007109345/11 A RU 2007109345/11A RU 2007109345 A RU2007109345 A RU 2007109345A RU 2344972 C2 RU2344972 C2 RU 2344972C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- facing layer
- spacecraft
- woven
- evti
- density
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Woven Fabrics (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области космической техники, а именно к экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), основному элементу систем терморегулирования космических аппаратов, предназначенной для защиты наружной поверхности космических аппаратов от внешних тепловых воздействий.The invention relates to the field of space technology, namely to screen-vacuum thermal insulation (EVTI), the main element of thermal control systems of spacecraft, designed to protect the outer surface of spacecraft from external thermal influences.
Известна экранно-вакуумная теплоизоляция системы терморегулирования космических аппаратов, содержащая наружный и внутренний облицовочные слои и расположенные между ними экраны с односторонней металлизированной поверхностью, отделенные друг от друга сепараторами из низкотеплопроводного материала, в которой экраны ориентированы металлизированной поверхностью к внутреннему облицовочному слою, а их неметаллизированная поверхность выполнена с соотношением коэффициента поглощения солнечной радиации к степени черноты не более 0,55 (А.С. № 1840181, МПК B64G 9/00, опубл. 27.06.2006 г.).Known screen-vacuum thermal insulation of the spacecraft thermal control system, containing the outer and inner facing layers and screens located therebetween with a single-sided metallized surface, separated from each other by separators of low-heat-conducting material, in which the screens are oriented with a metallized surface to the inner facing layer, and their non-metallized surface made with a ratio of the absorption coefficient of solar radiation to the degree of blackness of not more than 0.55 (A.C. No. 1840181, IPC B64G 9/00, published on June 27, 2006).
Недостатком известной конструкции является низкая стойкость к эффектам электризации наружного облицовочного слоя, что приводит к возникновению электростатических разрядов на поверхности этого слоя.A disadvantage of the known design is the low resistance to the effects of electrification of the outer facing layer, which leads to the appearance of electrostatic discharges on the surface of this layer.
Наиболее близким к заявляемому является техническое решение экранно-вакуумной теплоизоляции космического аппарата, выполненной в виде пакета экранов из металлизированных алюминием с одной стороны полиэтилентерефталатных пленок, разделенных прокладками из стекловуали, размещенного между наружным и внутренним слоями облицовочного материала. Она снабжена дополнительным пакетом из пяти разделенных прокладками из стекловуали экранов, каждый из которых выполнен из полиимидной пленки, при этом дополнительный пакет размещен между наружным облицовочным слоем и экранами, выполненными из полиэтилентерефталатной пленки, и первый, второй и третий экраны дополнительного пакета металлизированы алюминием со стороны, противоположной наружному облицовочному слою, а четвертый и пятый металлизированы с двух сторон. При этом экраны, выполненные из полиэтилентерефталатных пленок, металлизированы алюминием с двух сторон (А.С. № 1839976, МПК B64G 1/58, опубл. 20.06.2006 г.).Closest to the claimed is a technical solution of screen-vacuum thermal insulation of a spacecraft, made in the form of a package of screens made of aluminum metallized on one side of polyethylene terephthalate films, separated by gasket of glass, placed between the outer and inner layers of the facing material. It is equipped with an additional package of five screens separated by glass-gasket gaskets, each of which is made of polyimide film, with an additional package placed between the outer facing layer and screens made of polyethylene terephthalate film, and the first, second and third screens of the additional package are metallized by aluminum from the side opposite the outer facing layer, and the fourth and fifth are metallized on both sides. In this case, screens made of polyethylene terephthalate films are metallized with aluminum on both sides (AS No. 1839976, IPC B64G 1/58, published on 06/20/2006).
Недостатком известной конструкции также является низкая стойкость к эффектам электризации наружного облицовочного слоя, что приводит к возникновению электростатических разрядов на поверхности этого слоя.A disadvantage of the known design is also low resistance to the effects of electrification of the outer facing layer, which leads to the appearance of electrostatic discharges on the surface of this layer.
Экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ) является одним из наиболее распространенных и надежных средств пассивного терморегулирования в системе обеспечения теплового режима космического аппарата (КА). Применение ЭВТИ обеспечивает возможность существенно снизить интенсивность теплообмена элементов конструкции и оборудования КА с окружающей средой, то есть уменьшить тепловой поток, поступающий к элементам конструкции и оборудованию КА от солнца.Screen-vacuum thermal insulation (EVTI) is one of the most common and reliable means of passive thermal control in the system for ensuring the thermal regime of a spacecraft (SC). The use of EVTI provides the opportunity to significantly reduce the heat transfer rate of the structural elements and equipment of the spacecraft with the environment, that is, to reduce the heat flux coming to the structural elements and equipment of the spacecraft from the sun.
В настоящее время применяются различные виды экранно-вакуумной теплоизоляции, работоспособной в широком диапазоне температур. Определяющим параметром температурных условий эксплуатации ЭВТИ является термооптическая характеристика ее наружного облицовочного слоя, подверженного воздействию солнечной радиации. Наружный облицовочный слой ЭВТИ одновременно является одним из элементов пассивного терморегулирования, и его термооптическая характеристика часто определяет не только тепловой поток через ЭВТИ, но и температурный диапазон эксплуатации отдельных объектов терморегулирования. В качестве материалов наружного облицовочного слоя применяются полиимидные, капроновые и другие полимерные или стекловолоконные ткани, имеющие достаточную стойкость к условиям эксплуатации КА в космическом пространстве. Наружный облицовочный слой ЭВТИ непосредственно взаимодействует с космической плазмой. Это приводит к электростатическому заряжению диэлектрического материала до потенциалов, превышающих электрическую прочность материала. Возникающие при этом электрические разряды вызывают деградацию электрофизических и термооптических свойств материала. Электромагнитное излучение, сопровождающее электрические разряды, через кабельную сеть воздействует на бортовую радиоэлектронную аппаратуру и часто выводит ее из строя.Currently, various types of screen-vacuum thermal insulation are used, operable in a wide temperature range. The determining parameter of the temperature conditions of operation of the EVTI is the thermo-optical characteristic of its outer facing layer, exposed to solar radiation. The outer facing layer of EVTI is simultaneously one of the elements of passive thermal control, and its thermo-optical characteristic often determines not only the heat flux through EVTI, but also the temperature range of operation of individual thermoregulation objects. As the materials of the outer facing layer, polyimide, kapron and other polymer or fiberglass fabrics are used, which are sufficiently resistant to the spacecraft operating conditions in outer space. The outer facing layer of the EVTI directly interacts with the cosmic plasma. This leads to electrostatic charging of the dielectric material to potentials exceeding the dielectric strength of the material. The resulting electrical discharges cause degradation of the electrophysical and thermo-optical properties of the material. Electromagnetic radiation accompanying electrical discharges through a cable network acts on the on-board electronic equipment and often incapacitates it.
Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является снижение величины поверхностного потенциала наружного облицовочного слоя экранно-вакуумной теплоизоляции до значения, при котором невозможно возникновение электростатических разрядов на поверхности этого слоя.The technical problem to which the invention is directed is to reduce the surface potential of the outer facing layer of the screen-vacuum thermal insulation to a value at which the occurrence of electrostatic discharges on the surface of this layer is impossible.
Поставленная техническая задача решается тем, что в экранно-вакуумной теплоизоляции космического аппарата, включающей пакет экранов, размещенный между наружным и внутренним облицовочными слоями, согласно предложенному изобретению наружный облицовочный слой выполнен из диэлектрического тканого материала с плотностью плетения 0,34-0,7 г/см2 с вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями, расстояние между которыми определяется из условия:The stated technical problem is solved in that in the screen-vacuum thermal insulation of the spacecraft, including a package of screens placed between the outer and inner facing layers, according to the proposed invention, the outer facing layer is made of a dielectric woven material with a weaving density of 0.34-0.7 g / cm 2 with metallized yarns interwoven in the longitudinal and transverse directions, the distance between which is determined from the condition:
где Y - расстояние между металлизированными нитями в мм;where Y is the distance between metallized threads in mm;
х - плотность плетения тканого материла (г/см2).x is the density of weaving of woven material (g / cm 2 ).
Технический результат, достижение которого обеспечивается всей совокупностью заявляемых существенных признаков, состоит в создании экранно-вакуумной теплоизоляции космического аппарата со стойким к эффектам электризации наружным облицовочным слоем, обеспечивающим пониженное значение поверхностного электрического потенциала, при котором невозможно возникновение электростатических разрядов на поверхности этого слоя с сохранением теплофизических характеристик ЭВТИ.The technical result, the achievement of which is ensured by the totality of the claimed essential features, consists in creating a screen-vacuum thermal insulation of a spacecraft with an outer facing layer that is resistant to the effects of electrification, providing a reduced value of the surface electric potential, in which it is impossible to cause electrostatic discharges on the surface of this layer while preserving thermophysical characteristics of EVTI.
Сущность заявляемого изобретения поясняется чертежами,The essence of the invention is illustrated by drawings,
где на фиг 1 показана зависимость обобщенной тепловой характеристики As облицовочного слоя от плотности плетения тканого материала этого слоя,where in Fig 1 shows the dependence of the generalized thermal characteristics A s of the facing layer on the density of weaving of the woven material of this layer,
на фиг 2 показана экспериментальная критериальная кривая для тканого материала, облучаемого потоком электронов с плотностью 10-9 А/см2 и энергией 20 кэВ (наихудшие условия эксплуатации КА).Fig. 2 shows an experimental criterion curve for a woven material irradiated with an electron flux with a density of 10-9 A / cm 2 and an energy of 20 keV (worst-case spacecraft operating conditions).
Обозначенная на графике затененная область - это область, в которой отсутствуют электростатические разряды на поверхности облицовочного слоя из тканого материала. Каждой точке этой области соответствует определенное значение плотности плетения тканого материала и определенное расстояние между вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями (так называемый шаг металлизации).The shaded area indicated on the graph is the area in which there are no electrostatic discharges on the surface of the woven fabric cladding layer. Each point in this region corresponds to a certain value of the density of weaving of the woven material and a certain distance between the metallized threads woven in the longitudinal and transverse directions (the so-called metallization step).
Ниже приведена таблица сравнительных испытаний традиционно используемого и предложенного для выполнения наружного облицовочного слоя ЭВТИ из металлотканых материалов для защиты КА.Below is a table of comparative tests of the traditionally used and proposed for performing the outer facing layer of EVTI from metal-woven materials to protect the spacecraft.
Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата включает пакет экранов, размещенный между наружным и внутренним облицовочными слоями. Наружный облицовочный слой выполнен из диэлектрического тканого материала с плотностью плетения 0,34-0,7 г/см2. В диэлектрический тканый материал вплетены в продольном и поперечном направлениях металлизированные нити, расстояние между которыми определяется из условия:Screen-vacuum thermal insulation of the spacecraft includes a package of screens placed between the outer and inner facing layers. The outer facing layer is made of a dielectric woven material with a weaving density of 0.34-0.7 g / cm 2 . Metallic threads are woven into the dielectric woven material in the longitudinal and transverse directions, the distance between which is determined from the condition:
где Y - расстояние между металлизированными нитями в мм;where Y is the distance between metallized threads in mm;
х - плотность плетения тканого материла (г/см2), причем 0,34<х<0,7.x is the density of weaving of the woven material (g / cm 2 ), and 0.34 <x <0.7.
Для определенных условий и сроков эксплуатации космического аппарата, вида защищаемого объекта космического аппарата определяется требуемое термическое сопротивление ЭВТИ и, как следствие, обобщенная тепловая характеристика облицовочного слоя As с использованием известных из области теплотехники методов и способов вычисления. Для обобщенной тепловой характеристики As (фиг.1) выбирается значение плотности плетения тканого материала. Плотность плетения диэлектрического тканого материала выбирается 0,34-0,7 г/см2. Выбор предложенного интервала обусловлен тем, что при плотности плетения меньше 0,34 г/см2 структура материала достаточно рыхлая и не обеспечивается достаточная механическая прочность материала, соответствующая условиям эксплуатации, осуществить же плотность плетения диэлектрического тканого материала больше 0,7 г/см2 представляется технологически достаточно трудным.For certain conditions and terms of operation of the spacecraft, the type of spacecraft being protected, the required thermal resistance of the EVTI and, as a result, the generalized thermal characteristic of the facing layer A s are determined using calculation methods and methods known from the field of heat engineering. For the generalized thermal characteristics A s (Fig. 1), the value of the density of weaving of the woven material is selected. The density of the weaving of the dielectric woven material is selected 0.34-0.7 g / cm 2 . The choice of the proposed interval is due to the fact that when the weaving density is less than 0.34 g / cm 2, the material structure is quite loose and sufficient mechanical strength of the material corresponding to the operating conditions is not ensured, but the density of weaving of the dielectric woven material is more than 0.7 g / cm 2 technologically difficult enough.
Используя предлагаемую зависимость (1), связывающую плотность плетения ткани с расстоянием между металлизированными нитями, определяется расстояние между вплетенными в продольном и поперечном направлении металлизированными нитями (так называемый шаг металлизации), при котором для определенных условий и сроков эксплуатации космического аппарата, вида защищаемого объекта космического аппарата невозможно возникновение электростатических разрядов на поверхности наружного облицовочного слоя ЭВТИ.Using the proposed dependence (1), which connects the density of weaving of the fabric with the distance between the metallized threads, the distance between the metallized threads woven in the longitudinal and transverse directions (the so-called metallization step) is determined, in which, for certain conditions and terms of use of the spacecraft, the type of protected space object apparatus, the occurrence of electrostatic discharges on the surface of the outer facing layer of EVTI is impossible.
Были проведены опытные испытания на устойчивость к эффектам электризации заявляемого диэлектрического тканого материала с вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями, используемого в качестве наружного облицовочного слоя ЭВТИ, и известных материалов, традиционно используемых в ЭВТИ для обеспечения тепловой и электростатической защиты. В ходе проведения испытаний были проведены измерения максимальных поверхностных потенциалов металлотканых материалов, а также выявлялось наличие пробоев на поверхности материала и подсчитывалось их количество в единицу времени. Результаты сравнительных испытаний сведены в таблицу 1.Experimental tests were carried out on the resistance to electrification effects of the inventive dielectric woven material with metallized yarns woven in the longitudinal and transverse directions, used as the outer facing layer of EVTI, and known materials traditionally used in EVTI to provide thermal and electrostatic protection. During the tests, measurements were made of the maximum surface potentials of metal-woven materials, as well as the presence of breakdowns on the surface of the material and their number per unit time was calculated. The results of comparative tests are summarized in table 1.
Под термином «металлотканый материал» понимается диэлектрический тканый материал с вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями.The term "metal-woven material" means a dielectric woven material with metallized threads woven in the longitudinal and transverse directions.
Для удобства в таблицу сводились попарно традиционно используемые и предложенный материал наружного облицовочного слоя ЭВТИ, предназначенные для теплозащиты одних и тех же объектов КА, эксплуатируемых в одинаковых условиях. Результаты испытаний показали, что при использовании традиционных металлотканых материалов ЭВТИ реальные значения потенциалов на поверхности материала превышают в 2,5-4 раза предпробойные значения поверхностного потенциала. При воздействии пучка электронов на такие материалы наблюдается значительное количество электрических разрядов. Например, при использовании металлотканого материала на основе полиимидной ткани типа ПМ-1Э с плотностью 0,64 г/см3 и шагом металлизации 10 мм (позиция 1 таблицы 1) после достижения стационарного значения поверхностного потенциала наблюдалось 17-20 электрических пробоев в минуту. Замена известного материала на металлотканый материал предложенной структуры с плотностью плетения 0,56 г/см3 и расстоянием между вплетенными металлизированными нитями 4 мм исключила возникновение электрических пробоев, так как наблюдаемое значение поверхностного потенциала составило 2 кВ, что ниже пробойного. Следует особо подчеркнуть, что указанная стойкость к эффектам электризации была достигнута без ухудшения теплофизических характеристик ЭВТИ.For convenience, the table summarized the traditionally used in pairs and the proposed material of the outer facing EVTI layer, intended for thermal protection of the same spacecraft objects operating under the same conditions. The test results showed that when using traditional EVTI metal-woven materials, the real potential values on the material surface exceed 2.5–4 times the pre-breakdown values of the surface potential. When an electron beam acts on such materials, a significant amount of electric discharges is observed. For example, when using a metal-woven material based on polyimide fabric of the PM-1E type with a density of 0.64 g / cm 3 and a metallization step of 10 mm (
При визуальном исследовании материалов после испытаний на металлотканых материалах предложенной структуры не было отмечено нарушений механических и оптических характеристик материала, в то же время на традиционно используемых для наружных облицовочных слоев материалах отмечались следы электроразрядных повреждений структуры и изменение оптических характеристик материала.In a visual study of materials after testing on the metal-woven materials of the proposed structure, no violations of the mechanical and optical characteristics of the material were noted, while traces of electric-discharge damage to the structure and a change in the optical characteristics of the material were traditionally used for the outer cladding layers.
Таким образом, применение в конструкции ЭВТИ наружного облицовочного слоя из металлотканого материала с предложенной структурой выполнения, отличающегося стойкостью к эффектам электризации, позволило в 2,5-4 раза понизить максимальное значение поверхностного потенциала, вызываемого эффектами заряжения при облучении электронами, и исключить электрические разряды на поверхности ЭВТИ.Thus, the use of an external facing layer of metal-woven material with the proposed execution structure, characterized by resistance to electrification effects, in the EVTI design, made it possible to lower the maximum surface potential caused by charging effects during electron irradiation by 2.5–4 times and to exclude electric discharges by EVTI surfaces.
Пример 1.Example 1
Экранно-вакуумная теплоизоляция, покрывающая приборный отсек космического аппарата включает наружный облицовочный слой, который выполнен из диэлектрического тканого материала с вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями. Оптимальная металлотканая структура выполнения наружного облицовочного слоя для ЭВТИ упомянутого назначения определяется следующим образом.Screen-vacuum thermal insulation covering the instrument compartment of the spacecraft includes an outer facing layer, which is made of a dielectric woven material with metallized threads interwoven in the longitudinal and transverse directions. The optimal metal-woven structure for the execution of the outer facing layer for EVTI mentioned purpose is determined as follows.
Рабочий диапазон температуры ЭВТИ, поддерживающей постоянную температуру внутри приборного отсека, составляет 293±160 К. При заданном сроке эксплуатации КА для обеспечения указанного теплового режима необходимо использовать внешний металлотканый слой ЭВТИ с обобщенной тепловой характеристикой As в интервале 0,63-0,67.The operating temperature range of the EVTI, which maintains a constant temperature inside the instrument compartment, is 293 ± 160 K. For a given spacecraft operating life, to ensure the specified thermal regime, it is necessary to use an external metal-fabric EVTI layer with a generalized thermal characteristic A s in the range of 0.63-0.67.
Указанному интервалу изменения As соответствует диэлектрический тканый материал из полиимидной ткани типа ПМ-1Э, причем интервал необходимых плотностей тканого материала (достигаемых за счет определенной плотности плетения) в соответствии с экспериментальными исследованиями (см. фиг.1) составляет 0,52-0,6 г/см3. Из этого диапазона выбирается средняя величина плотности, составляющая 0,56 г/см3. Величина пробойного потенциала для полиимидной ткани ПМ-1Э составляет 2 кВ. В соответствии с этим из вышеописанной критериальной зависимости находится расстояние между вплетенными в продольном и поперечном направлении металлизированными нитями, которое составляет 4 мм.The indicated interval of variation of A s corresponds to a dielectric woven material of polyimide fabric of the PM-1E type, and the interval of the required densities of the woven material (achieved due to a certain weaving density) in accordance with experimental studies (see figure 1) is 0.52-0, 6 g / cm 3 . From this range, an average density value of 0.56 g / cm 3 is selected. The breakdown potential for the PM-1E polyimide tissue is 2 kV. In accordance with this, from the above-described criterial dependence, there is a distance between the metallized threads woven in the longitudinal and transverse directions, which is 4 mm.
Таким образом, в качестве наружного облицовочного слоя ЭВТИ, покрывающей приборный отсек КА, предлагается полиимидная ткань типа ПМ-1Э с плотностью 0,56 г/см3 и расстоянием между вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями, равном 4 мм.Thus, a polyimide fabric of the PM-1E type with a density of 0.56 g / cm 3 and a distance between metallized threads woven in the longitudinal and transverse directions of 4 mm is proposed as the outer facing layer of the EVTI covering the instrument compartment of the spacecraft.
Этот наружный облицовочный слой обеспечивает необходимые теплоизоляционные свойства ЭВТИ и в то же время является стойким к эффектам электризации, так как исключает электростатические разряды на поверхности ЭВТИ.This outer facing layer provides the necessary heat-insulating properties of EVTI and at the same time is resistant to the effects of electrification, as it eliminates electrostatic discharges on the surface of EVTI.
Пример 2.Example 2
Экранно-вакуумная теплоизоляция для защиты криопанели включает наружный облицовочный слой, который выполнен из диэлектрического тканого материала с вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями. Оптимальная металлотканая структура выполнения наружного облицовочного слоя для ЭВТИ упомянутого назначения определяется следующим образом.Screen-vacuum thermal insulation to protect the cryopanel includes an outer facing layer, which is made of a dielectric woven material with metallized threads interwoven in the longitudinal and transverse directions. The optimal metal-woven structure for the execution of the outer facing layer for EVTI mentioned purpose is determined as follows.
Рабочая температура, при которой эксплуатируется криопанель, составляет ~77 К. Обобщенная тепловая характеристика, обеспечивающая необходимое термосопротивление, составляет As=0,64-0,68. Указанному требованию в соответствии с экспериментальными исследованиями (см. фиг.1) удовлетворяет полиимидная ткань типа ПМ-1Э с плотностью тканого материала 0,54-0,62 г/см3. Выбирается средняя плотность диэлектрического тканого материала 0,58 г/см3. Величина предпробойного потенциала для полиимидной ткани типа ПМ-1Э составляет 2 кВ. В соответствии с указанным предпробойным потенциалом в соответствии с вышеописанной критериальной зависимостью (см. также фиг.2) находится расстояние между вплетенными в продольном и поперечном направлении металлизированными нитями, которое составляет 3,5 мм.The operating temperature at which the cryopanel is operated is ~ 77 K. The generalized thermal characteristic providing the necessary thermal resistance is A s = 0.64-0.68. The specified requirement in accordance with experimental studies (see figure 1) satisfies polyimide fabric type PM-1E with a density of woven material of 0.54-0.62 g / cm 3 . An average density of dielectric woven material of 0.58 g / cm 3 is selected . The value of the prebreakdown potential for polyimide tissue of the PM-1E type is 2 kV. In accordance with the indicated pre-breakdown potential, in accordance with the above criterion dependence (see also FIG. 2), there is a distance between the metallized threads woven in the longitudinal and transverse directions, which is 3.5 mm.
Таким образом, в качестве наружного облицовочного слоя ЭВТИ, покрывающей криопанель КА, предлагается полиимидная ткань типа ПМ-1Э с плотностью 0,58 г/см3 и расстоянием между вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями, равном 3,5 мм. Такая структура материала является оптимальной в плане устойчивости к электризации.Thus, a polyimide fabric of the PM-1E type with a density of 0.58 g / cm 3 and a distance between metallized threads woven in the longitudinal and transverse directions of 3.5 mm is proposed as the outer facing layer of the EVTI covering the cryopanel of the spacecraft. This material structure is optimal in terms of resistance to electrification.
Пример 3.Example 3
Металлизированные материалы находят широкое применение для защиты антенно-фидерных устройств от воздействия факторов космического пространства. Основным требованием к тканым материалам, используемым по указанному назначению, является их высокая радиопрозрачность. Однако в последнее время на первый план выходит требование высокой устойчивости этих материалов к эффектам электризации, так как электростатические разряды в ткани создают электромагнитные помехи, мешающие работе антенно-фидерных устройств (АФУ).Metallized materials are widely used to protect antenna-feeder devices from the effects of outer space factors. The main requirement for woven materials used for the specified purpose is their high radio transparency. Recently, however, the requirement of high resistance of these materials to the effects of electrification has come to the fore, since electrostatic discharges in the fabric create electromagnetic interference that interferes with the operation of antenna-feeder devices (AFUs).
С одной стороны, для того чтобы металлотканый материал обладал высокой радиопрозрачностыо, необходимо иметь большое расстояние между металлическими нитями, с другой стороны, для обеспечения высокой устойчивости к эффектам электризации это расстояние необходимо уменьшить. Противоречивый характер этих двух требований обуславливает несколько иной подход к выбору оптимальной металлодиэлектрической структуры заявляемого материала в качестве наружного облицовочного слоя ЭВТИ для защиты АФУ. Вначале из условия радиопрозрачности устанавливается минимально возможное расстояние между металлическими нитями, а затем из вышеупомянутой критериальной зависимости (фиг.2) определяется плотность диэлектрического тканого материала.On the one hand, in order for the metal-woven material to have high radio transparency, it is necessary to have a large distance between the metal threads, on the other hand, to ensure high resistance to the effects of electrification, this distance must be reduced. The contradictory nature of these two requirements leads to a slightly different approach to the selection of the optimal metal-dielectric structure of the claimed material as the outer facing layer of the EVTI to protect the AFU. First, from the radio transparency condition, the smallest possible distance between the metal threads is established, and then the density of the dielectric woven material is determined from the aforementioned criterion dependence (Fig. 2).
Экспериментально установлено, что металлотканый материал не вносит искажений в диаграмму направленности и затухание АФУ СВЧ диапазона при условии, что расстояние между металлическими нитями будет не менее 50 мм. Эту величину мы возьмем как исходную при выборе структуры металлотканого материала. Для полиимидной ткани на основе полиимида ПМ-1Э указанное расстояние между металлическими нитями требует в соответствии с заявляемой зависимостью (также см. фиг.2), чтобы плотность диэлектрического тканого материала составляла 0,34 г/см3. Ткань с такой плотностью и была выбрана для защиты АФУ КА. Расчеты максимального поверхностного потенциала для выбранной структуры металлотканого материала дают величину 2,0 кВ.It was experimentally established that the metal-woven material does not introduce distortions in the radiation pattern and attenuation of the microwave antenna AFU, provided that the distance between the metal threads is at least 50 mm. We take this value as the initial one when choosing the structure of metal-woven material. For polyimide fabric based on PM-1E polyimide, the specified distance between the metal filaments requires, in accordance with the claimed dependence (also see figure 2), that the density of the dielectric woven material is 0.34 g / cm 3 . A fabric with such a density was chosen to protect the spacecraft AFU. Calculations of the maximum surface potential for the selected structure of the metal-woven material give a value of 2.0 kV.
Таким образом, в качестве наружного облицовочного слоя ЭВТИ для защиты антенно-фидерных устройств (АФУ) предлагается полиимидная ткань типа ПМ-1Э с плотностью 0,34 г/см3 и расстоянием между вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями, равном 50 мм. Такая структура материала является оптимальной в плане устойчивости к электризации.Thus, a polyimide fabric of the PM-1E type with a density of 0.34 g / cm 3 and a distance between metallized threads woven in the longitudinal and transverse directions of 50 mm is proposed as the outer facing layer of the EVTI for the protection of antenna-feeder devices (AFU). This material structure is optimal in terms of resistance to electrification.
Claims (1)
где Y - расстояние между металлизированными нитями, мм;
Х - плотность плетения тканого материла, г/см2. Screen-vacuum thermal insulation of the spacecraft, including a package of screens placed between the outer and inner facing layers, characterized in that the outer facing layer is made of a dielectric woven material with a weaving density of 0.34-0.7 g / cm 2 woven in the longitudinal and transverse directions with metallized threads, the distance between which is determined from the condition:
where Y is the distance between metallized threads, mm;
X is the density of weaving woven material, g / cm 2 .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007109345/11A RU2344972C2 (en) | 2007-03-15 | 2007-03-15 | Spacecraft blanket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007109345/11A RU2344972C2 (en) | 2007-03-15 | 2007-03-15 | Spacecraft blanket |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007109345A RU2007109345A (en) | 2008-10-10 |
| RU2344972C2 true RU2344972C2 (en) | 2009-01-27 |
Family
ID=39926996
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007109345/11A RU2344972C2 (en) | 2007-03-15 | 2007-03-15 | Spacecraft blanket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2344972C2 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2493057C1 (en) * | 2012-04-24 | 2013-09-20 | Общество с ограниченной ответственностью НПП "ПОЛИПЛЕН" | Thermostatic material |
| RU2493058C1 (en) * | 2012-04-24 | 2013-09-20 | Общество с ограниченной ответственностью НПП "ПОЛИПЛЕН" | Thermostatic material |
| WO2019217839A1 (en) * | 2018-05-10 | 2019-11-14 | Blue Origin, Llc | High temperature thermal protection system for rockets, and associated methods |
| EA039063B1 (en) * | 2019-12-20 | 2021-11-29 | Константин Юрьевич ЧАЙКИН | Clock to be used in open space |
| US11667408B2 (en) | 2018-06-12 | 2023-06-06 | Blue Origin, Llc | Metal encapsulated ceramic tile thermal insulation, and associated systems and methods |
-
2007
- 2007-03-15 RU RU2007109345/11A patent/RU2344972C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2493057C1 (en) * | 2012-04-24 | 2013-09-20 | Общество с ограниченной ответственностью НПП "ПОЛИПЛЕН" | Thermostatic material |
| RU2493058C1 (en) * | 2012-04-24 | 2013-09-20 | Общество с ограниченной ответственностью НПП "ПОЛИПЛЕН" | Thermostatic material |
| WO2019217839A1 (en) * | 2018-05-10 | 2019-11-14 | Blue Origin, Llc | High temperature thermal protection system for rockets, and associated methods |
| US11174818B2 (en) | 2018-05-10 | 2021-11-16 | Blue Origin, Llc | High temperature thermal protection system for rockets, and associated methods |
| US12065991B2 (en) | 2018-05-10 | 2024-08-20 | Blue Origin, Llc | High temperature thermal protection system for rockets, and associated methods |
| US11667408B2 (en) | 2018-06-12 | 2023-06-06 | Blue Origin, Llc | Metal encapsulated ceramic tile thermal insulation, and associated systems and methods |
| EA039063B1 (en) * | 2019-12-20 | 2021-11-29 | Константин Юрьевич ЧАЙКИН | Clock to be used in open space |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007109345A (en) | 2008-10-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2344972C2 (en) | Spacecraft blanket | |
| Ortlek et al. | Electromagnetic shielding characteristics of woven fabrics made of hybrid yarns containing metal wire | |
| Chen et al. | Failure investigation of buffer layers in high-voltage XLPE cables | |
| Van Riper | Neutron star thermal evolution | |
| US6777095B2 (en) | Flame retardant EMI shielding gasket | |
| Petrie et al. | Effect of changes in separatrix magnetic geometry on divertor behaviour in DIII-D | |
| Jagatheesan et al. | Fabrics and their composites for electromagnetic shielding applications | |
| An et al. | Correlation between space charge accumulation in polyethylene and its fluorinated surface layer characteristics | |
| Brzeziński et al. | Textile materials for electromagnetic field shielding made with the use of nano-and micro-technology | |
| Das et al. | Electromagnetic interference shielding effectiveness of SS/PET hybrid yarn incorporated woven fabrics | |
| Chen et al. | Radiative divertor behavior and physics in Ar seeded plasma on EAST | |
| Rybicki et al. | Modeling protective properties of textile shielding grids against electromagnetic radiation | |
| Silveira et al. | Electromagnetic properties of multifunctional composites based on glass fiber prepreg and Ni/carbon fiber veil | |
| RU65021U1 (en) | SCREEN-VACUUM THERMAL INSULATION OF SPACE VEHICLE | |
| RU2580140C2 (en) | Textile composite for protection against electromagnetic radiation | |
| Zhu et al. | Preparation, thermal properties and permeabilities of aluminum‐coated fabrics destined for thermal radiation protective clothing | |
| DE102010043086A1 (en) | Casing for protecting equipment against high-energy radiation in space, has heat insulation layer, gas diffusion-proof layer and radiation protection layers that are positioned between mechanical protection layers | |
| Huang et al. | Microstructures and properties of glass fiber reinforced PTFE composite substrates with laminated construction | |
| Jagatheesan et al. | Study of aperture size and its aspect ratio of conductive hybrid yarn woven fabric on electromagnetic shielding effectiveness | |
| Yuan et al. | Research on EM pulse protection property of plasma-microwave absorptive material-plasma sandwich structure | |
| Perumalraj et al. | Textile composite materials for EMC | |
| Keskin et al. | Analysis and measurement of the electromagnetic shielding efficiency of the multi-layered carbon fiber composite fabrics | |
| de Castro Folgueras et al. | Microwave absorbing nanocomposites composed with and without polyaniline by use as Radar Absorbing Structure | |
| JP3252311B2 (en) | Electromagnetic wave shielding box | |
| Moser et al. | High temperature Multilayer Insulation for the BepiColombo spacecraft-a design at the edge of material capability. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100316 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20120210 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140316 |