RU2354960C9 - Device for measuring intensity of luminous flux in thermal-vacuum tests of spacecraft and method of using it - Google Patents
Device for measuring intensity of luminous flux in thermal-vacuum tests of spacecraft and method of using it Download PDFInfo
- Publication number
- RU2354960C9 RU2354960C9 RU2007125086/28A RU2007125086A RU2354960C9 RU 2354960 C9 RU2354960 C9 RU 2354960C9 RU 2007125086/28 A RU2007125086/28 A RU 2007125086/28A RU 2007125086 A RU2007125086 A RU 2007125086A RU 2354960 C9 RU2354960 C9 RU 2354960C9
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- base
- temperature
- housing
- intensity
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)
- Radiation Pyrometers (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, а именно к контролю теплообмена космического аппарата (КА) с имитируемой в наземных вакуумных камерах космической средой при тепловакуумных испытаниях (ТВИ) с помощью тепловых приемников инфракрасного излучения.The invention relates to space technology, namely, to control the heat transfer of a spacecraft (SC) with a space environment simulated in ground-based vacuum chambers during thermal vacuum tests (TWI) using infrared thermal receivers.
Как правило, ТВИ подвергается КА или отдельные его элементы с весьма сложной конфигурацией внешней поверхности, температура которой целиком определяется тепловым балансом с окружающими элементами и внутренними источниками тепла. В тепловакуумных камерах (ТВК) моделируется положение КА и его ориентация относительно внешних источников энергии - имитаторов инфракрасного излучения (ИКИ). Особенностью КА, и это моделируется при испытаниях в ТВК, является то, что основным фактором, определяющим надежность и долговечность КА, является стабильность его теплового режима находящегося в температурном интервале (200-350) K. То есть при температурах, которым соответствует максимум интенсивности инфракрасного излучения в области (7-15) мкм, характерного эффективному излучению КА. При этом интенсивность падающего излучения на отдельные участки внешней поверхности КА может меняться в широких пределах. Кроме того, необходимо учитывать, что изготовленные из различных материалов или имеющие разные покрытия отдельные участки поверхности КА обладают разными оптическими характеристиками, являющимися в общем случае функцией длины волны излучения, направления лучей и температуры тела. Кроме того, если с какого-то участка поверхности "видны" другие поверхности КА, то эффективная степень черноты (ε) такого участка зависит еще и от геометрии тела, что делает точный теоретический расчет эффективной степени черноты практически невыполнимым [1, с.120]. Отсюда вытекает необходимость контроля как внешних тепловых потоков, падающих на контролируемый участок от ТВК (qтвк), включающая фоновую радиацию от элементов ТВК и от ИКИ, так и эффективного излучения контролируемого участка КА (qКА).As a rule, TWI is subjected to spacecraft or its individual elements with a very complex configuration of the outer surface, the temperature of which is entirely determined by the heat balance with the surrounding elements and internal heat sources. In thermal vacuum chambers (TCEs), the position of the spacecraft and its orientation relative to external energy sources are simulated - infrared radiation simulators (IKI). A feature of the spacecraft, and this is modeled during tests in TCEs, is that the main factor determining the reliability and durability of the spacecraft is the stability of its thermal regime located in the temperature range (200-350) K. That is, at temperatures that correspond to the maximum intensity of infrared radiation in the region (7-15) microns characteristic of the effective radiation of the spacecraft. In this case, the intensity of the incident radiation to individual parts of the outer surface of the spacecraft can vary over a wide range. In addition, it should be borne in mind that individual parts of the spacecraft surface made of different materials or having different coatings have different optical characteristics, which are generally a function of the radiation wavelength, direction of the rays, and body temperature. In addition, if other spacecraft surfaces are “visible” from some part of the surface, then the effective degree of blackness (ε) of such a part also depends on the geometry of the body, which makes an exact theoretical calculation of the effective degree of blackness practically impossible [1, p.120] . Hence the need to control both the external thermal fluxes incident on the controlled portion of TCEs (q TCEs) comprising TCEs background radiation from the elements and from ICI, and the effective radiation controlled area CA (q SC).
Для измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов используются калориметрические, термоэлектрические и фотометрические приемники лучистой энергии [2, с.130].Calorimetric, thermoelectric, and photometric radiant energy detectors are used to measure the intensity of radiant fluxes during thermal vacuum tests of spacecraft [2, p.130].
Калориметрический приемник лучистой энергии представляет сосуд, стенки которого выложены витками тонкостенной металлической (медной) трубки, по которой протекает теплоноситель, подогреваемый поглощенной лучистой энергией, падающей на входную площадь калориметра. Внутренняя поверхность калориметра зачернена, что обусловливает отсутствие избирательности по длинам волн принимаемого излучения. Наружная теплоизоляция приемника обеспечивает отсутствие влияния посторонних тепловых потоков на его показания. По известному расходу теплоносителя и температуре его на входе и выходе из калориметра определяется поглощаемая мощность. Интенсивность лучистого потока определяется из равенства мощности поглощенной теплоносителем и падающей на известную входную площадь калориметра.The calorimetric radiant energy receiver is a vessel, the walls of which are lined with turns of a thin-walled metal (copper) tube, through which a coolant flows, heated by absorbed radiant energy incident on the input area of the calorimeter. The inner surface of the calorimeter is blackened, which leads to the absence of selectivity for the wavelengths of the received radiation. The external thermal insulation of the receiver ensures that there is no influence of extraneous heat fluxes on its readings. The absorbed power is determined by the known flow rate of the coolant and its temperature at the inlet and outlet of the calorimeter. The radiant flux intensity is determined from the equality of the power absorbed by the coolant and incident on the known input area of the calorimeter.
Недостатком этого приемника излучения является большая инерционность и необходимость ввода в ТВК гибких трубок для подачи воды [1, с.301].The disadvantage of this radiation receiver is the large inertia and the need to introduce flexible tubes into the TCEs for water supply [1, p. 301].
Термоэлектрические приемники лучистой энергии генерируют электрический сигнал, пропорциональный разности температур двух поверхностей, из которых одна воспринимает измеряемый лучистый поток, а вторая (тыльная) поддерживается при постоянной температуре. Облучаемая поверхность приемника чернится для ликвидации частотной избирательности, а тыльная сторона термостабилизируется с помощью циркулирующего теплоносителя или электрических подогревателей.Thermoelectric radiant energy receivers generate an electrical signal proportional to the temperature difference of two surfaces, one of which perceives the measured radiant flux, and the second (back) is maintained at a constant temperature. The irradiated surface of the receiver is blackened to eliminate frequency selectivity, and the back side is thermostabilized using a circulating coolant or electric heaters.
Недостатком таких приемников является их малая чувствительность [1, с.301].The disadvantage of such receivers is their low sensitivity [1, p. 301].
Фотометрические приемники лучистой энергии, как правило, элементы солнечных батарей, преобразующих падающее на них излучение непосредственно в электрический ток. Однако эти элементы обладают существенной избирательностью по спектру поглощаемого излучения, а их сигнал зависит от температуры элемента [1, с.302].Photometric receivers of radiant energy, as a rule, are elements of solar cells that convert the radiation incident on them directly into electric current. However, these elements have significant selectivity in the spectrum of absorbed radiation, and their signal depends on the temperature of the element [1, p.302].
Наиболее близким по принципу действия и использованию термометрических свойств, заложенных в конструкцию устройства измерения интенсивности лучистых потоков, является напыленный металлический болометр [3, с.241], [4, с.50], [6, с.56], который выбран за прототип.The closest to the principle of action and the use of thermometric properties incorporated in the design of the device for measuring the intensity of radiant fluxes is a sprayed metal bolometer [3, p. 241], [4, p. 50], [6, p. 56], which is chosen for prototype.
Устройство состоит из термочувствительного элемента, представляющего токопроводящий слой металла, который наносится на диэлектрик, служащий электроизолирующей подложкой. Приготовленный подобным образом термочувствительный элемент заключается в стеклянный баллон, в котором поддерживается определенное давление воздуха или какого-либо инертного газа. Баллон имеет окно из материала, прозрачного для излучения той области спектра, для которого предназначается болометр. Проволочные отводы от концов токопроводящего слоя выводят наружу из баллона. В способе, описанном в [3, с.241], [4, с.50], [6, с.56], посредством чувствительной аппаратуры измеряют сопротивление термочувствительного элемента болометра и по величине этого сопротивления определяют температуру, приобретенную токопроводящим слоем (металлической лентой) вследствие поглощенного им теплового излучения. Таким образом, судят об интенсивности лучистого потока.The device consists of a thermosensitive element representing a conductive layer of metal, which is deposited on a dielectric that serves as an electrically insulating substrate. A thermally sensitive element prepared in this way is enclosed in a glass container in which a certain pressure of air or some inert gas is maintained. The cylinder has a window made of a material that is transparent to radiation from the spectral region for which the bolometer is intended. Wire bends from the ends of the conductive layer are brought out from the cylinder. In the method described in [3, p. 241], [4, p. 50], [6, p. 56], the resistance of the thermosensitive element of the bolometer is measured using sensitive equipment and the temperature acquired by the conductive layer (metal tape) due to the thermal radiation absorbed by it. Thus, the intensity of the radiant flux is judged.
К недостаткам устройства и способа его реализации помимо достаточной сложности конструкции и удорожания экспериментов следует отнести то, что при измерении тепловых потоков в ТВК в условиях низких температур (например, температуры жидкого азота) возможна конденсация влаги на термочувствительном элементе и на окне баллона [4, с.88], что приведет к искажению результатов измерения и снижению надежности измерений.The disadvantages of the device and the method of its implementation, in addition to the sufficient design complexity and the cost of experiments, include the fact that when measuring heat fluxes in TCEs at low temperatures (for example, liquid nitrogen temperature), moisture condensation is possible on the heat-sensitive element and on the cylinder window [4, p. .88], which will lead to a distortion of the measurement results and a decrease in the reliability of measurements.
Задачей изобретения является создание устройства и способа эксплуатации устройства измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях КА, которые обладали бы достаточной простотой реализации конструкции при его надежности измерений.The objective of the invention is to provide a device and a method of operating a device for measuring the intensity of radiant flux during thermal vacuum tests of a spacecraft, which would have sufficient simplicity of the design with its reliability of measurements.
Задача решается устройством измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов, включающим металлический токопроводящий термочувствительный элемент, размещенный на электроизолирующей подложке, при этом термочувствительный элемент на подложке установлен внутри корпуса, выполненного из материала с высокой теплопроводностью, и электроизолирован от корпуса; корпус выполнен в виде правильной прямой призмы или кругового прямого цилиндра, у которых высота h и характерный размер оснований L отвечают соотношению h<<L; поверхность одного основания корпуса выполнена с максимально высоким коэффициентом теплового излучения (εТ max>0,5), а поверхность другого основания и боковая поверхность корпуса выполнены с минимальным коэффициентом теплового излучения (εT min<0,5).The problem is solved by a device for measuring the intensity of radiant fluxes during thermal vacuum tests of spacecraft, including a metal conductive thermally sensitive element placed on an electrically insulating substrate, while the thermally sensitive element on the substrate is installed inside a housing made of material with high thermal conductivity and is electrically insulated from the housing; the casing is made in the form of a regular straight prism or circular straight cylinder, in which the height h and the characteristic size of the bases L correspond to the relation h <<L; the surface of one base of the casing is made with the highest possible coefficient of thermal radiation (ε T max > 0.5), and the surface of the other base and the side surface of the casing is made with the minimum coefficient of thermal radiation (ε T min <0.5).
Задача решается способом эксплуатации устройства измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов, включающем измерение электрического сопротивления электропроводного термочувствительного элемента, при этом устанавливают устройство измерения интенсивности лучистых потоков в одно из двух положений так, чтобы для каждого положения поверхности оснований его корпуса, выполненного из материала с высокой теплопроводностью в виде правильной прямой призмы или кругового прямого цилиндра, были параллельны поверхности контролируемого участка космического аппарата; в положении №1 поверхность основания корпуса, выполненная с минимальным коэффициентом теплового излучения (εT min), направлена в сторону контролируемого участка, а поверхность другого основания, выполненная с максимально высоким коэффициентом теплового излучения (εT max), была направлена в противоположную от него сторону; в положении №2 поверхность основания корпуса с εT max направлена в сторону контролируемого участка, а поверхность другого основания с εT min направлена в противоположную от него сторону; устанавливают устройство измерения интенсивности лучистых потоков в одно из этих положений и после достижения равновесного теплового состояния измеряют сопротивление электропроводного термочувствительного элемента, установленного внутри корпуса, и по градуировочной характеристике, предварительно выполненной для данного термочувствительного элемента, определяют температуру корпуса для этого положения (в случае положения №1 - температуру T1 или в случае положения №2 - температуру Т2); затем поворотом корпуса относительно своей оси симметрии на 180° устанавливают устройство измерения интенсивности лучистых потоков в другое положение и после достижения равновесного теплового состояния аналогично определяют температуру корпуса для этого положения (в случае положения №2 - температуру Т2 или в случае положения №1 - температуру T1); интенсивность лучистых потоков падающего излучения на контролируемый участок космического аппарата (qтвк) и эффективного излучения контролируемого участка космического аппарата (qКА) определяют из соотношенийThe problem is solved by the method of operation of the device for measuring the intensity of radiant flux during thermal vacuum tests of spacecraft, including measuring the electrical resistance of the thermally conductive thermally sensitive element, while installing the device for measuring the intensity of radiant flux in one of two positions so that for each position of the surface of the bases of its body made of material with high thermal conductivity in the form of a regular direct prism or circular straight cylinder, was parallel to the surface of the spacecraft controlled section; in position No. 1, the surface of the base of the casing, made with a minimum coefficient of thermal radiation (ε T min ), is directed towards the controlled area, and the surface of the other base, made with the highest coefficient of thermal radiation (ε T max ), was directed opposite to it side; in position No. 2, the surface of the base of the body with ε T max is directed towards the controlled area, and the surface of the other base with ε T min is directed to the opposite side from it; install a device for measuring the intensity of radiant fluxes in one of these positions and after reaching the equilibrium thermal state, measure the resistance of the electrically conductive heat-sensitive element installed inside the housing, and the temperature of the housing previously measured for this heat-sensitive element, determine the temperature of the housing for this position (in the case of position No. 1 - temperature T 1 or in the case of position No. 2 - temperature T 2 ); then, by rotating the housing relative to its axis of symmetry by 180 °, a device for measuring the intensity of radiant fluxes is set to another position and after reaching the equilibrium thermal state, the temperature of the housing for this position is similarly determined (in the case of position No. 2, temperature T 2 or in case of position No. 1, temperature T 1 ); the intensity of the radiant flux of incident radiation to the controlled portion of the spacecraft (q TVK ) and the effective radiation of the controlled portion of the spacecraft (q SC ) is determined from the relations
где ε=εT max/εT min - относительный оптический параметр;where ε = ε T max / ε T min is the relative optical parameter;
s=sб/so - относительный геометрический параметр - отношение площади боковой поверхности (sб) корпуса к площади его основания (so); s = s b / s o - relative geometric parameter - the ratio of the side surface area (s b ) of the body to the area of its base (s o );
k=(ε+1+s)/[ε·(ε+s)-(1+s)] - безразмерный коэффициент;k = ( ε +1+ s ) / [ ε · ( ε + s ) - (1+ s )] is the dimensionless coefficient;
σ - постоянная Стефана-Больцмана; σ=5,67·10-8 Вт/(м2·К4).σ is the Stefan-Boltzmann constant; σ = 5.67 · 10 -8 W / (m 2 · K 4 ).
С целью снижения влияния утечек (или притока) теплового излучения через боковую поверхность sб корпуса устройства измерения интенсивности лучистых потоков и получения близкой к изотермичной поверхности корпуса предложено выполнять боковую поверхность корпуса с минимальными значениями sб и εT min, поэтому предлагается:In order to reduce the influence of leaks (or influx) of thermal radiation through the side surface s b of the casing of the device for measuring the intensity of radiant fluxes and to obtain a surface close to the isothermal surface of the casing, it is proposed to perform the side surface of the casing with minimum values of s b and ε T min , therefore it is proposed:
1) выполнить корпус предлагаемого устройства в виде правильной прямой призмы или кругового прямого цилиндра, у которого высота h и характерный размер основания L отвечают соотношению h<<L;1) to make the housing of the proposed device in the form of a regular straight prism or circular straight cylinder, in which the height h and the characteristic size of the base L correspond to the ratio h << L;
2) специальной обработкой боковой поверхности (полировкой) или нанесением тонкого слоя покрытия на боковую поверхность получить минимальный коэффициент теплового излучения εT min боковой поверхности корпуса предлагаемого устройства.2) by special processing of the side surface (polishing) or by applying a thin coating layer on the side surface to obtain the minimum coefficient of thermal radiation ε T min the side surface of the housing of the proposed device.
Корпус устройства предложено выполнить из Al, Cu, Ag или сплавов на их основе как металлов имеющих наиболее высокие значения теплопроводности [5, с.340-343], что позволяет получить близкую к изотермичной поверхность корпуса. Кроме того, полированные поверхности корпуса, выполненные из этих металлов, имеют низкие коэффициенты теплового излучения [5, с.780-783]. Данное обстоятельство (изотермичность корпуса), полагающее, что лучеиспускание по всей поверхности корпуса проходит в равных температурных условиях, использовано при выводе соотношений (1) и (2).The device’s body was proposed to be made of Al, Cu, Ag or alloys based on them as metals having the highest thermal conductivity values [5, p. 340-343], which allows to obtain a surface close to the isothermal surface of the body. In addition, polished housing surfaces made of these metals have low coefficients of thermal radiation [5, p. 780-783]. This circumstance (isothermality of the casing), which suggests that radiation emission over the entire surface of the casing takes place under equal temperature conditions, was used to derive relations (1) and (2).
Чтобы выявить посредством фиксации температуры корпуса влияние на тепловое состояние предлагаемого устройства падающего излучения на контролируемый участок КА от окружающих КА тел, установленных в ТВК, (qтвк) и эффективного излучения поверхности контролируемого участка КА (qКА), предложено внешнюю поверхность корпуса одного основания выполнять с максимально высоким коэффициентом теплового излучения εT max (с высокой степенью черноты), например с помощью нанесения покрытия обладающего высокой поглощательной способностью, а поверхность другого основания и боковую поверхность корпуса выполнить с минимальным коэффициентом теплового излучения εT min.To detect by fixing case temperature influence on the thermal state of the device of the incident radiation at a controlled spacecraft portion from surrounding spacecraft body installed in TCEs, (q TCEs) and the effective surface of the radiation controlled area CA (q SC), suggested an external casing of one surface of the base to perform with the highest heat radiation coefficient ε T max (with a high degree of blackness), for example via a coating having high absorption capacity and poverhnos s other foundation and a side surface of the housing to perform with minimal thermal emissivity ε T min.
Покрытие для основания корпуса с εT max предлагается выполнить из рыхлой "черни", представляющей металлическое вещество в мелкораздробленном состоянии, с толщиной слоя, достигающей 30-40 мкм и более, в соответствии с максимальными величинами длин волн поглощенного излучения. Предлагается этот слой покрытия выполнять из Au в виде рыхлой "черни" как имеющей максимальный коэффициент поглощения в широкой области длин волн [6, с.56]. Можно также предложить для создания поверхности основания с максимально высоким εT max использовать покрытие, выполненное на основе пигментов Al2О3, CaO, ZrO2, ZnO, CuO, как имеющих стабильные и наибольшие значения коэффициента теплового излучения в интервале температур ~100÷300 K, соответствующем рабочим условиям применения предлагаемого устройства при ТВИ [5, с.779].The coating for the base of the body with ε T max is proposed to be made of loose "black", representing a metallic substance in a finely divided state, with a layer thickness reaching 30-40 microns or more, in accordance with the maximum wavelengths of the absorbed radiation. It is proposed that this coating layer be made of Au in the form of loose “mobile” as having a maximum absorption coefficient in a wide range of wavelengths [6, p. 56]. It can also be proposed to use a coating made on the basis of pigments Al 2 О 3 , CaO, ZrO 2 , ZnO, CuO to create the base surface with the highest possible ε T max , as having the stable and highest values of the coefficient of thermal radiation in the temperature range ~ 100 ÷ 300 K, corresponding to the operating conditions of the application of the proposed device for TWI [5, p.779].
Для создания поверхности основания и боковой поверхности корпуса с низким коэффициентом теплового излучения предложено в предлагаемом устройстве эти поверхности полировать [5, с.780-782]. В случае использования устройства в условиях агрессивных сред, приводящих к увеличению коэффициента теплового излучения на рассматриваемых поверхностях, предложено эти поверхности защищать покрытием тонкого слоя (порядка или менее микрона) из благородных металлов или сплавов на их основе как химически инертных [7, с.183] и затем также отполированного [5, с.783].To create the surface of the base and the side surface of the housing with a low coefficient of thermal radiation, it is proposed in the proposed device to polish these surfaces [5, p. 780-782]. In the case of using the device in aggressive environments, leading to an increase in the coefficient of thermal radiation on the surfaces under consideration, it is proposed to protect these surfaces by coating a thin layer (of the order of or less than a micron) of precious metals or alloys based on them as chemically inert [7, p.183] and then also polished [5, p. 783].
Электропроводный термочувствительный элемент может быть изготовлен, например, в виде спиральной намотки или в виде прямоугольной намотки (зигзаг) токопроводящей металлической проволоки или ленты, выполненных, например, из Cu или Pt.The electrically conductive heat-sensitive element can be made, for example, in the form of a spiral winding or in the form of a rectangular winding (zigzag) of a conductive metal wire or tape made, for example, of Cu or Pt.
Электропроводный термочувствительный элемент, установленный на электроизолирующей подложке, имеет предварительно выполненную градуировочную характеристику, выраженную зависимостью сопротивления от температуры. Через электроизолированные токоподводы термочувствительный элемент может включаться либо в мостовую схему, либо в схему с нагрузочным сопротивлением, которые позволяют регистрировать изменение сопротивления термочувствительного элемента.An electrically conductive thermosensitive element mounted on an electrically insulating substrate has a previously performed calibration characteristic expressed by the dependence of resistance on temperature. Through electrically insulated current leads, the thermosensitive element can be connected either to the bridge circuit or to the circuit with load resistance, which allows you to register a change in the resistance of the thermosensitive element.
Суть изобретения поясняется на фиг.1. На фиг.2, 3 приведены два варианта конструктивного исполнения предлагаемого устройства.The essence of the invention is illustrated in figure 1. Figure 2, 3 shows two options for the design of the proposed device.
На фиг.1-3 приведено: 1 - устройство; 2 - корпус; 3 - полость; 4 - термочувствительный элемент; 5 - подложка; 6 - слой электроизоляции; 7, 8 - основания; 9 - боковая поверхность; 10 - токоподводы.Figure 1-3 shows: 1 - device; 2 - case; 3 - cavity; 4 - thermosensitive element; 5 - substrate; 6 - layer of electrical insulation; 7, 8 - bases; 9 - side surface; 10 - current leads.
Устройство 1 измерения интенсивности лучистых потоков состоит из корпуса 2, выполненного из материала с высокой теплопроводностью, внутри которого в полости 3 размещен термочувствительный элемент 4, выполненный из электропроводного материала, на подложке 5 из электроизолирующего материала. Термочувствительный элемент 4 на подложке 5 отделен от корпуса 2 слоем электроизоляции 6. Корпус 2 состоит из двух оснований 7 и 8 и боковой поверхности 9. Поверхность одного основания, например основания 7, выполнена с максимально высоким коэффициентом теплового излучения (εT max>0,5). Поверхность другого основания 8 и боковая поверхность 9 выполнены с минимальным коэффициентом теплового излучения (εT min<0,5). Термочувствительный элемент 4 соединен с электроизолированными токоподводами 10.The device 1 for measuring the intensity of radiant flux consists of a
На фиг.2 корпус 2 выполнен в виде правильной прямой призмы - прямоугольного параллелепипеда с квадратным основанием, у которого высота (h) и характерный размер основания (L) отвечают соотношению h<<L, в полости 3 через слой электроизоляции 6 размещен термочувствительный элемент 4 на подложке 5. На фиг.2 приведено исполнение термочувствительного элемента 4 в виде прямоугольной намотки (зигзаг) токопроводящей металлической проволоки или ленты.In figure 2, the
На фиг.3 корпус 2 выполнен в виде кругового прямого цилиндра, у которого высота (h) и диаметр основания (L) отвечают соотношению h<<L, в полости 3 через слой электроизоляции 6 размещен термочувствительный элемент 4 на подложке 5. На фиг.3 приведено исполнение термочувствительного элемента 4 в виде спиральной намотки токопроводящей металлической проволоки.In Fig. 3, the
Устройство 1 измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов и способ его реализации работают следующим образом.Device 1 for measuring the intensity of radiant flux during thermal vacuum tests of spacecraft and the method for its implementation are as follows.
Предположим, требуется проведение ТВИ космического аппарата сложной формы, помещенного в ТВК (на чертеже не показаны). Температура КА определяется тепловым балансом с окружающими его телами, установленными в ТВК (на чертеже не показаны), включающие ИКИ и криогенные экраны, и аппаратурой, размещенной на КА и являющейся источниками внутреннего тепла (на чертеже не показаны). В соответствии с предварительно выполненными теоретическими расчетами теплового режима КА в целом или отдельных элементов его конструкции вблизи отдельных контролируемых участков внешней поверхности КА, которые, по мнению экспериментатора, представляют наибольший интерес, устанавливают у каждого такого контролируемого участка устройство 1 измерения интенсивности лучистых потоков. С целью минимизации влияния на процессы лучистого теплообмена используемого в эксперименте устройства 1 его характерный размер должен быть намного меньше характерного размера контролируемого участка КА.Suppose you want to conduct TWI of a complex-shaped spacecraft placed in a TCE (not shown in the drawing). The temperature of the spacecraft is determined by the heat balance with the surrounding bodies installed in the TCE (not shown in the drawing), including IR and cryogenic screens, and equipment placed on the spacecraft and which are sources of internal heat (not shown in the drawing). In accordance with preliminary theoretical calculations of the thermal regime of the spacecraft as a whole or of individual elements of its structure near individual controlled areas of the outer surface of the spacecraft, which, according to the experimenter, are of the greatest interest, install a device 1 for measuring the intensity of radiant fluxes for each such controlled area. In order to minimize the effect on the processes of radiant heat transfer of the device 1 used in the experiment, its characteristic size should be much smaller than the characteristic size of the controlled portion of the spacecraft.
Корпус 2, выполненный из материала с высокой теплопроводностью, например из Ag, отвечает соотношению h<<L, что позволяет получить конструкцию корпуса 2 с минимальной площадью боковой поверхности 9. Термочувствительный элемент 4, выполненный например из тонкого медного или платинового провода, закреплен на электроизолирующей подложке 5, имеет предварительно выполненную градуировочную характеристику, выраженную зависимостью сопротивления от температуры. Через токоподводы 10 термочувствительный элемент 4 может включаться либо в мостовую схему, либо в схему с нагрузочным сопротивлением (на чертеже не показаны), которые позволяют регистрировать изменение сопротивления термочувствительного элемента 4.The
Проверяют работу аппаратуры, размещенной на КА, и системы для измерения контролируемых параметров КА (на чертеже не показаны).Check the operation of the equipment placed on the spacecraft, and the system for measuring the controlled parameters of the spacecraft (not shown).
Моделируют в ТВК условия, близкие к космическим, обеспечивающие радиационный характер внешней теплопередачи и рабочий режим работы теплоизолирующих устройств КА. По достижении в ТВК давления в пределах 10-3…10-4 Па охлаждают криогенные экраны до температуры жидкого азота и начинают эксперимент. Включаются имитаторы ИКИ и аппаратура, установленная на КА.They simulate in the TCEs conditions that are close to space, ensuring the radiation character of the external heat transfer and the operating mode of the spacecraft's insulating devices. Upon reaching a pressure in the TCEs within 10 -3 ... 10 -4 Pa, the cryogenic screens are cooled to the temperature of liquid nitrogen and the experiment is started. IKI simulators and equipment installed on the spacecraft are turned on.
Устанавливают устройство 1, например, в положение №1 так, чтобы поверхность одного основания с εT max, например основания 7, была параллельна поверхности контролируемого участка КА и направлена в противоположную от него сторону. На поверхность одного основания 7 с εT max и на боковую поверхность 9 корпуса 2 падает тепловое излучение от окружающих КА тел, установленных в ТВК (qтвк), а на поверхность другого основания 8 с εT min падает эффективное излучение поверхности контролируемого участка КА (qКА).Install the device 1, for example, in position No. 1 so that the surface of one base with ε T max , for example base 7, is parallel to the surface of the controlled portion of the spacecraft and is directed in the opposite direction from it. On the surface of the base 7 with ε T max and the side surface 9 of the
Лучистые потоки qтвк и qКА частично поглощаются корпусом 2, равномерно нагревая его, благодаря высокой теплопроводности материала корпуса 2. Данное обстоятельство, а также удовлетворение условий минимальных значений геометрического параметра s (при h≤≤L) и оптического параметра εT min для боковой поверхности 9 корпуса 2 позволяет получить близкую к изотермичной поверхность корпуса 2. Соответственно токопроводящая металлическая лента или проволока термочувствительного элемента 4 нагревается до средней равновесной температуры корпуса 2.The radiant fluxes q of the TVK and q of the spacecraft are partially absorbed by the
Токопроводящую металлическую ленту или проволоку термочувствительного элемента 4 включают с помощью токоподводов 10 в цепь тока небольшой величины. При этом напряжение на концах ленты или проволоки, меняющееся в зависимости от температуры среды (температуры корпуса 2), подводят к фиксирующему прибору (на чертеже не показан). Измеряют электрическое сопротивление металлической ленты или проволоки термочувствительного элемента 4 и по градуировочной характеристике, предварительно выполненной для данного термочувствительного элемента 4, определяют температуру Ti корпуса 2 в положении №1.The conductive metal strip or wire of the
Затем устанавливают устройство 1 в положение №2, поворотом корпуса 2 относительно своей оси симметрии на 180° с помощью специального устройства (на чертеже не показано), изменяют положение корпуса 2 так, чтобы поверхность основания 7 с εT max была параллельна поверхности контролируемого участка КА и направлена в его сторону. После достижения равновесного теплового состояния корпуса 2 измеряют электрическое сопротивление ленты или проволоки термочувствительного элемента 4 и по градуировочной характеристике определяют температуру Т2 корпуса 2 в положении №2.Then, the device 1 is installed in position No. 2, by turning the
Подставляем в соотношения (1) и (2) известные относительные оптические ε и геометрические s характеристики корпуса 2, а также зафиксированные значения T1 и Т2 и определяем интенсивность лучистых потоков (падающее излучение на контролируемый участок КА qтвк и эффективное излучение контролируемого участка КА qКА).We substitute into the relations (1) and (2) the known relative optical ε and geometric s characteristics of the
Вывод функциональных зависимостей (1) и (2) выполнен при следующих предположениях:The derivation of functional dependencies (1) and (2) was performed under the following assumptions:
- энергия воспринимаемых корпусом лучистых потоков отводится через внешнюю поверхность корпуса в окружающую среду только излучением;- the energy of radiant fluxes perceived by the body is removed through the external surface of the body into the environment only by radiation;
- потери тепла через токоподводы термочувствительного элемента пренебрежимо малы и в тепловом балансе не учитываются;- heat losses through current leads of the thermosensitive element are negligible and are not taken into account in the heat balance;
- корпус считается изотермичным при установившемся тепловом состоянии рассматриваемой системы.- the casing is considered isothermal under steady state thermal condition of the system in question.
Приведем уравнения теплового баланса для двух положений устройства относительно контролируемого участка КА:We present the heat balance equations for two positions of the device relative to the controlled portion of the spacecraft:
- в положении №1 устройство установлено так, что на поверхность основания корпуса с εT max и на боковую поверхность корпуса падает излучение qтвк, а на другое основание корпуса с минимальным коэффициентом теплового излучения εT min, падает эффективное излучение поверхности контролируемого участка КА qКА;- in position No. 1, the device is installed so that radiation q tvc falls on the surface of the base of the hull with ε T max and on the side surface of the hull, and the effective radiation of the surface of the controlled spacecraft q falls on the other base of the hull with a minimum coefficient of thermal radiation ε T min KA ;
- в положении №2 на поверхность основания корпуса с εT max падает излучение qКА, а на поверхность основания корпуса с εT min и на боковую поверхность падает излучение qтвк.- №2 in position on the surface of the base body with ε T max falls radiation q SC, and on the surface of the base housing with ε T min and the side surface of the radiation falls q TCEs.
Систему уравнений теплового баланса при установившемся тепловом состоянии устройства измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов в двух его положениях (соответственно в положении №1 и в положении №2) относительно контролируемого участка КА запишем в следующем видеThe system of equations of heat balance in the steady state of heat of a device for measuring the intensity of radiant flux during heat-vacuum tests of spacecraft in its two positions (respectively, in position No. 1 and in position No. 2) relative to the controlled portion of the spacecraft, we write in the following form
В уравнениях (3) и (4) в левой части приведено поглощенное излучение каждым основанием и боковой поверхностью корпуса от КА и элементов ТВК, а в правой части - собственное излучение каждого основания и боковой поверхности корпуса.Equations (3) and (4) on the left side show the absorbed radiation from each base and the side surface of the hull from the spacecraft and the TCE elements, and on the right side the own radiation from each base and the side surface of the hull.
Используя относительные параметры ε=εT max/εT min и S=sб/so, систему уравнений (3) и (4) преобразуем к видуUsing the relative parameters ε = ε T max / ε T min and S = s b / s o , we transform the system of equations (3) and (4) to the form
Решая систему уравнений (5) и (6), получаем выражения (1) и (2) для определения интенсивности лучистых потоков qтвк и qКА.Solving the system of equations (5) and (6), we obtain expressions (1) and (2) for determining the intensity of the radiant fluxes q TVK and q KA .
Приведем расчетный пример применения устройства измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов и способ его реализации.We give a calculated example of the use of a device for measuring the intensity of radiant fluxes during thermal vacuum tests of spacecraft and a method for its implementation.
Размерности всех параметров в расчетном примере приведены в Международной системе единиц.The dimensions of all parameters in the calculation example are given in the International system of units.
Помещаем КА в ТВК. Вблизи контролируемого участка КА устанавливаем устройство измерения интенсивности лучистых потоков, например, в положение №1 так, чтобы поверхность основания с εТ max корпуса была параллельна поверхности контролируемого участка КА и направлена в противоположную от него сторону.We put the spacecraft in the TCEs. Near the controlled spacecraft section we install a device for measuring the intensity of radiant fluxes, for example, in position No. 1 so that the surface of the base with ε T max of the hull is parallel to the surface of the controlled spacecraft section and is directed in the opposite direction from it.
Положим, что корпус выполнен из Ag в виде кругового прямого цилиндра (см. фиг.1, 3), у которого h=3·10-3 м и L=2·10-2 м. Относительный геометрический параметр корпуса (отношение площади боковой поверхности (sб) к площади его основания (so)) составляет s=sб/so=0,6. Примем, что поверхность одного основания корпуса выполнено с εT max=0,95. Примем, что поверхность другого основания корпуса и боковая поверхность выполнены с εT min=0,05. При этом относительный оптический параметр составит ε=εT max/εT min=19. В полости корпуса через слой электроизоляции размещен термочувствительный элемент (например, тонкий медный провод, намотанный в виде плоской таблетки) на подложке.Suppose that the casing is made of Ag in the form of a circular straight cylinder (see Figs. 1, 3), in which h = 3 · 10 -3 m and L = 2 · 10 -2 m. The relative geometric parameter of the casing (the ratio of the lateral area surface (s b ) to the area of its base (s o )) is s = s b / s o = 0.6. We assume that the surface of one base of the body is made with ε T max = 0.95. We assume that the surface of the other base of the body and the side surface are made with ε T min = 0.05. In this case, the relative optical parameter is ε = ε T max / ε T min = 19. A thermally sensitive element (for example, a thin copper wire wound in the form of a flat tablet) is placed on the substrate in the cavity of the housing through the layer of electrical insulation.
По достижении в ТВК давления ~10-3…10-4 Па криогенные экраны ТВК охлаждают до температуры жидкого азота, включают аппаратуру, установленную на КА, и ИКИ, установленные в ТВК, и начинают эксперимент.Upon reaching a pressure in the TCEs of ~ 10 -3 ... 10 -4 Pa, the cryogenic TCE screens are cooled to the temperature of liquid nitrogen, turn on the equipment installed on the SC, and the IRI installed in the TCE, and begin the experiment.
Предварительно определим безразмерный коэффициент k, зная ε n s,We first determine the dimensionless coefficient k, knowing ε n s ,
k=(ε+1+s)/[ε·(ε+s)-(1+s)]=1/18.k = ( ε +1+ s ) / [ ε · ( ε + s ) - (1+ s )] = 1/1 8 .
Лучистые потоки qтвк и qКА частично поглощаются корпусом, равномерно нагревая его и соответственно токопроводящий металлический провод термочувствительного элемента до средней равновесной температуры корпуса. С помощью предварительно выполненной градуировочной характеристики термочувствительного элемента определяем температуру T1 корпуса для положения №1. Положим, зафиксировали T1=150 K. Затем поворачиваем корпус относительно своей оси симметрии на 180° в положение №2, так чтобы поверхность основания εT max была параллельна поверхности контролируемого участка КА и направлена в его сторону. После достижения равновесного теплового состояния корпуса измеряем с помощью термочувствительного элемента температуру Т2 корпуса в положении №2. Положим, зафиксировали Т2=120 K.The radiant fluxes q TVK and q KA are partially absorbed by the body, uniformly heating it and, accordingly, the conductive metal wire of the thermosensitive element to the average equilibrium temperature of the body. Using the previously performed calibration characteristics of the heat-sensitive element, we determine the temperature T 1 of the housing for position No. 1. Suppose that T 1 = 150 K was fixed. Then we rotate the body relative to its axis of symmetry 180 ° to position No. 2, so that the base surface ε T max is parallel to the surface of the controlled spacecraft section and is directed in its direction. After reaching the equilibrium thermal state of the body, we measure with the help of a thermosensitive element the temperature T 2 of the body in position No. 2. We put T 2 = 120 K.
Подставляем в соотношения (1) и (2) известные значения ε, s, k, а также зафиксированные T1, Т2 и определяем интенсивность лучистых потоков qтвк и qКА.We substitute into the relations (1) and (2) the known values of ε , s , k, as well as the fixed values of T 1 , T 2 and determine the intensity of the radiant fluxes q TVK and q KA .
qтвк=k·σ·(ε·T1 4-T2 4)=1/18·5,67·10-8·[19·1504-1204]≅29,6 Вт/м2;q TWC = k · σ · ( ε · T 1 4 -T 2 4 ) = 1/18 · 5.67 · 10 -8 · [19 · 150 4 -120 4 ] ≅29.6 W / m 2 ;
qKA=k·σ·[(ε+s)·T2 4-(1+s)·T1 4]=1/18·5,67·10-8·[(19+0,6)·1204-(1+0,6)·1504]≅10,3 Вт/м2.q KA = k · σ · [( ε + s ) · T 2 4 - (1+ s ) · T 1 4 ] = 1/18 · 5.67 · 10 -8 · [(19 + 0.6) · 120 4 - (1 + 0.6) · 150 4 ] ≅10.3 W / m 2 .
Применение предлагаемой конструкции устройства измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов и способ его эксплуатации позволяют:The use of the proposed design of a device for measuring the intensity of radiant fluxes during thermal vacuum tests of spacecraft and the method of its operation allow:
1) осуществлять контроль величины тепловых потоков падающих на контролируемый участок КА и эффективного излучения контролируемого участка КА;1) to control the magnitude of the heat flux incident on the controlled portion of the spacecraft and the effective radiation of the controlled portion of the spacecraft;
2) использовать предлагаемую конструкцию устройства и способ его реализации в функциональном контроле и диагностике системы обеспечения теплового режима космического аппарата при тепловакуумных испытаниях;2) use the proposed design of the device and the method of its implementation in the functional control and diagnostics of the system for ensuring the thermal regime of the spacecraft during thermal vacuum tests;
3) сократить стоимость наземной экспериментальной отработки КА в условиях моделирования космического излучения и вакуума в ТВК благодаря простоте конструкции устройства и способа его реализации;3) reduce the cost of ground-based experimental testing of spacecraft in the conditions of modeling cosmic radiation and vacuum in TCEs due to the simplicity of the design of the device and its implementation;
4) определить распределение плотности тепловых потоков по внешней поверхности КА при использовании простого аналитического аппарата и методики проведения эксперимента;4) determine the distribution of the density of heat fluxes on the outer surface of the spacecraft using a simple analytical apparatus and experimental techniques;
5) измерять величину интенсивности лучистых потоков по предложенным функциональным зависимостям, включающим минимальное число контролирующих процесс параметров, влияющих на точность измерений;5) measure the magnitude of the intensity of radiant fluxes according to the proposed functional dependencies, including the minimum number of process-controlling parameters that affect the accuracy of measurements;
6) автоматизировать процесс экспериментального определения лучистых потоков в тепловакуумной камере, используя информацию поступающую с соответствующих термочувствительных элементов.6) to automate the process of experimental determination of radiant fluxes in a heat-vacuum chamber, using information from the corresponding heat-sensitive elements.
ЛИТЕРАТУРАLITERATURE
1. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды. Под ред. акад. Г.И.Петрова. М.: Машиностроение, 1971.1. Modeling of the thermal conditions of the spacecraft and its environment. Ed. Acad. G.I. Petrova. M .: Mechanical Engineering, 1971.
2. О.Б.Андрейчук, Н.Н.Малахов. Тепловые испытания космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1982.2. O. B. Andreychuk, N. N. Malakhov. Thermal tests of spacecraft. M .: Engineering, 1982.
3. Криксунов Л.З. Справочник по основам инфракрасной техники. М.: Советское радио, 1978.3. Kriksunov L.Z. Guide to the basics of infrared technology. M .: Soviet radio, 1978.
4. М.Н.Марков. Приемники инфракрасного излучения. М.: Наука, 1968.4. M.N. Markov. Infrared receivers. M .: Nauka, 1968.
5. Физические величины. Справочник под ред. И.С.Григорьева, Е.З.Мейлихова. М.: Энергоатомиздат, 1991.5. Physical quantities. Handbook Ed. I.S. Grigorieva, E.Z. Meilikhova. M .: Energoatomizdat, 1991.
6. Физический энциклопедический словарь. М.: Советская энциклопедия, 1983.6. Physical encyclopedic dictionary. M .: Soviet Encyclopedia, 1983.
7. Большой энциклопедический словарь политехнический. Гл. ред. А.Ю.Ишлинский. М.: Большая Российская энциклопедия, 2000.7. Large Encyclopedic Dictionary of the Polytechnic. Ch. ed. A.Yu. Ishlinsky. M .: Big Russian Encyclopedia, 2000.
8. И.Н.Бронштейн, К.А.Семендяев. Справочник по математике для инженеров и учащихся втузов. М.: Наука, 1986.8. I.N. Bronstein, K.A.Semendyaev. A reference book in mathematics for engineers and students of technical colleges. M .: Nauka, 1986.
Claims (2)
qтвк=k·σ·(ε·Т1 4-Т2 4);
qKA=k·σ·[(ε+s)·T2 4-(1+s)·T1 4],
где ε=εT max/εT min - относительный оптический параметр;
s=sб/sо - относительный геометрический параметр - отношение площади боковой поверхности (sσ) корпуса к площади его основания (sо);
k=(ε+1+s)/[ε·(ε+s)-(1+s)] - безразмерный коэффициент;
σ - постоянная Стефана-Больцмана. 2. A method of operating a device for measuring the intensity of radiant flux during thermal vacuum tests of spacecraft, including measuring the electrical resistance of an electrically conductive thermosensitive element, characterized in that the device for measuring the intensity of radiant flux is installed in one of two positions so that for each position of the surface of the bases of its body made from a material with high thermal conductivity in the form of a regular straight prism or circular straight cylinder, were pa allelic surface spacecraft controlled section; in position No. 1, the surface of the base of the casing, made with a minimum coefficient of thermal radiation (ε T min ), is directed towards the controlled area, and the surface of the other base, made with the highest coefficient of thermal radiation (ε T max ), was directed opposite to it side; in position No. 2, the surface of the base of the body with ε T max is directed towards the controlled area, and the surface of the other base with ε T min is directed to the opposite side from it; install a device for measuring the intensity of radiant fluxes in one of these positions and after reaching the equilibrium thermal state, measure the resistance of the electrically conductive heat-sensitive element installed inside the housing, and the temperature of the housing previously measured for this heat-sensitive element, determine the temperature of the housing for this position (in the case of position No. 1 - temperature T 1 or in the case of position No. 2 - temperature T 2 ); then, by rotating the housing relative to its axis of symmetry by 180 °, a device for measuring the intensity of radiant fluxes is set to another position and after reaching the equilibrium thermal state, the temperature of the housing for this position is similarly determined (in the case of position No. 1, temperature T 1 or in the case of position No. 2, temperature T 2 ); the intensity of the radiant flux, incident radiation to the controlled area of the spacecraft (q TVK ) and the effective radiation of the controlled area of the spacecraft (q SC ), is determined from the relations
q TWC = k · σ · ( ε · T 1 4 -T 2 4 );
q KA = k · σ · [( ε + s ) · T 2 4 - (1+ s ) · T 1 4 ],
where ε = ε T max / ε T min is the relative optical parameter;
s = s b / s о - relative geometric parameter - the ratio of the side surface area (s σ ) of the body to the area of its base (s o );
k = ( ε +1+ s ) / [ ε · ( ε + s ) - (1+ s )] is the dimensionless coefficient;
σ is the Stefan-Boltzmann constant.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007125086/28A RU2354960C9 (en) | 2007-07-02 | 2007-07-02 | Device for measuring intensity of luminous flux in thermal-vacuum tests of spacecraft and method of using it |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007125086/28A RU2354960C9 (en) | 2007-07-02 | 2007-07-02 | Device for measuring intensity of luminous flux in thermal-vacuum tests of spacecraft and method of using it |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007125086A RU2007125086A (en) | 2009-01-10 |
| RU2354960C2 RU2354960C2 (en) | 2009-05-10 |
| RU2354960C9 true RU2354960C9 (en) | 2009-08-10 |
Family
ID=40373888
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007125086/28A RU2354960C9 (en) | 2007-07-02 | 2007-07-02 | Device for measuring intensity of luminous flux in thermal-vacuum tests of spacecraft and method of using it |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2354960C9 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2449263C1 (en) * | 2010-09-08 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Apparatus and method of controlling radiation flux when conducting ground-based thermal-vacuum tests on spacecraft |
| RU2451971C1 (en) * | 2010-12-08 | 2012-05-27 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") | Method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings |
| EA022126B1 (en) * | 2013-02-18 | 2015-11-30 | Государственное Научное Учреждение "Институт Тепло- И Массообмена Имени А.В. Лыкова Национальной Академии Наук Беларуси" | Method of measuring radiant heat flux in vacuum |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2530446C1 (en) * | 2013-02-13 | 2014-10-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Device and method for measurement of incident heat flow density at heat vacuum tests of spacecraft |
| RU2562277C1 (en) * | 2014-05-16 | 2015-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Temperature field simulating unit |
| RU2585613C2 (en) * | 2014-10-01 | 2016-05-27 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for correction of intrinsic temperature dependence of silicon photoelectric converters |
-
2007
- 2007-07-02 RU RU2007125086/28A patent/RU2354960C9/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2449263C1 (en) * | 2010-09-08 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Apparatus and method of controlling radiation flux when conducting ground-based thermal-vacuum tests on spacecraft |
| RU2451971C1 (en) * | 2010-12-08 | 2012-05-27 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") | Method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings |
| EA022126B1 (en) * | 2013-02-18 | 2015-11-30 | Государственное Научное Учреждение "Институт Тепло- И Массообмена Имени А.В. Лыкова Национальной Академии Наук Беларуси" | Method of measuring radiant heat flux in vacuum |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007125086A (en) | 2009-01-10 |
| RU2354960C2 (en) | 2009-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2354960C9 (en) | Device for measuring intensity of luminous flux in thermal-vacuum tests of spacecraft and method of using it | |
| RU2353923C9 (en) | Device for measurement of radiant fluxes intensity in process of heat-vacuum testing of spacecrafts | |
| US3718437A (en) | Isothermal calorimeter | |
| US4906105A (en) | Measurement of thermal conditions | |
| US3601611A (en) | Primary absolute radiometer | |
| US3531991A (en) | Mean radiation temperature meter | |
| EP1347289A2 (en) | Heat transmission coefficient measuring apparatus | |
| RU2449263C1 (en) | Apparatus and method of controlling radiation flux when conducting ground-based thermal-vacuum tests on spacecraft | |
| US2685795A (en) | Pan-radiometer | |
| RU2510491C2 (en) | Method of measuring emissivity factor | |
| Gerashchenko | Fundamentals of heat measurement | |
| Richards et al. | The panradiometer: An absolute measuring instrument for environmental radiation | |
| US3566122A (en) | Black body cavity radiometer | |
| CN107941351A (en) | The infrared scaling light source applied under the conditions of vacuum and low temperature | |
| RU2180098C2 (en) | Device determining intensity of infrared irradiation | |
| Carlin et al. | Broad-Band Calorimeters for the Measurement of Low and Medium Level Microwave Power I. Analysis and Design | |
| RU2530446C1 (en) | Device and method for measurement of incident heat flow density at heat vacuum tests of spacecraft | |
| Lemzyakov et al. | The use of RuO 2 resistors as broadband low-temperature radiation sensors | |
| Benzinger et al. | A 4π‐Radiometer | |
| Nenarokomov et al. | Heat flux sensors of absorbed radiation for orbital spacecraft. Design and testing | |
| Jody et al. | Radiative heat transfer from metal wires: hemispherical total emittance of platinum | |
| Gillham | 2. Radiometry from the Viewpoint of the Detector | |
| RU2341422C2 (en) | Screen-vacuum heat insulation thermal resistance detector for system of spacecraft thermal control | |
| RU2227905C1 (en) | Thermal radiation receiver | |
| Amdur et al. | Steady‐State Sensitivity of a Vacuum Bolometer |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TH4A | Reissue of patent specification | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160703 |