RU2397926C2

RU2397926C2 - Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата с внешним комбинированным покрытием

Info

Publication number: RU2397926C2
Application number: RU2008125256/11A
Authority: RU
Inventors: Василий Фёдорович Аристов (RU); Василий Фёдорович Аристов
Priority date: 2008-06-24
Filing date: 2008-06-24
Publication date: 2010-08-27
Also published as: RU2008125256A

Abstract

Изобретение относится к области космической техники, а именно к области средств тепловой защиты космических аппаратов. Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата с внешним комбинированным покрытием состоит из полимерной подложки, электропроводного слоя с износостойким слоем на внешней поверхности и отражающего слоя на внутренней поверхности. Изоляция содержит временный защитный слой на внешней поверхности и укрепляющую полимерную сетку на внутренней поверхности. Достигается повышение надежности, эффективности, уменьшение веса и пылеворсоотделения экранно-вакуумной тепловой изоляции. 4 з.п. ф-лы, 4 табл., 2 ил.

Description

Изобретение относится к области космической техники, а именно к области средств тепловой защиты космических аппаратов.

Для тепловой защиты космических аппаратов применяются различные теплоизоляционные покрытия.

Известна экранно-вакуумная теплоизоляция ЭВТИ-В (согласно ОСТ 92-1380-83), включающая наружный облицовочный слой из отражающего поток солнечной радиации материала (стеклоткань ТСОН-СОТ ТУ-156-66 или аримидная ткань, арт. 56420), внутренний облицовочный слой, обычно перкаль (ГОСТ 12125-66) или полиэтилентерефталат 20 мкм (СТУ 3 113-105-64), и расположенные между ними экраны из гофрированной полиэтилентерефталатной пленки с односторонне металлизированной (повернутой металлизированным слоем наружу) поверхностью, отделенные друг от друга низкотеплопроводными сепараторами, как правило, из стекловолокнистого холста ХСВН-7 по ТУ 6-48-05786904-147. Так как наружная облицовочная стеклоткань пропускает примерно 40% потока солнечной радиации, а экран пропускает лишь около 1%, то при отсутствии теплового контакта между наружным облицовочным слоем и экраном имеет место значительный парниковый эффект и температура первого экрана значительно повышена (до 150-200°С), что со временем приводит к последовательному разрушению экранов. Кроме того, облицовочные материалы обладают значительным пылеворсоотделением, что негативно влияет на работу оптического оборудования космических аппаратов.

Известна экранно-вакуумная теплоизоляция (А.С. СССР SU 1840181), содержащая наружный слой стеклоткани (ТСОН-СОТ ТУ-156-66), промежуточные слои из плоской или гофрированной металлизированной полиэтилентерефталатной пленки (повернутые металлизированной отражающей поверхностью внутрь), отделенные друг от друга низкотеплопроводными сепараторами из стекловуали, и внутренний облицовочный слой, перкаль (ГОСТ 12125-66) или полиэтилентерефталат 20 мкм (СТУ 3 113-105-64). И в этом случае имеют место парниковый эффект, приводящий со временем к последовательному разрушению экранов, и значительное пылеворсоотделение облицовочных материалов, что негативно влияет на работу оптического оборудования космических аппаратов.

Известна слоистая оболочка для обеспечения тепловой и электростатической защиты (патент России RU 2087392), состоящая из электропроводящего слоя полупроводника (например, германия) толщиной 5…25·10^-8 м, терморегулирующего слоя, подложки полиимидной пленки, промежуточного слоя полиамидной сетки (которая может быть пропитана эпоксидной смолой и вулканизирована), прикрепленной к подложке, и термоотражающего покрытия из полимерного пленочного материала на основе кремния или поливинилфторида. Недостатками этого покрытия являются легкая повреждаемость тонкого поверхностного слоя при монтаже и недостаточная отражающая способность термоотражающего покрытия. Кроме того, это покрытие жесткое и применяется для защиты отдельных приборов, а не в целом космических аппаратов в составе ЭВТИ.

Известно многослойное покрытие для работы при криогенных температурах и/или в условиях аэродинамического нагрева, состоящее из металлической оболочки, антикоррозионного слоя, амортизационного слоя, теплоизоляционного слоя в виде пенопласта, который дополнительно закреплен сетью с помощью клея, и антистатического покрытия (патент России RU 2298480). Основными недостатками этого покрытия являются очень большой вес и недостаточно высокие теплоизоляционные свойства.

Известен многослойный материал для термического контроля (патент Великобритании GB 2062189), состоящий из внутреннего и внешнего термически изолирующих слоев, которые могут быть изготовлены гибкими из пластика или жесткими из стекла) и промежуточного электропроводящего слоя алюминия или серебра. С внутренней стороны может находиться второй электропроводящий слой из алюминия или серебра. Недостатки этого материала - низкая прочность, а также способ сборки креплением винтами или болтами, приводящий к недостаточной теплоизоляции.

Известен многослойный материал, состоящий из металлических (не менее двух) и полимерных слоев, содержащий подслой из двух металлических слоев и полимера, усиленного волокнами (патент РСТ WO 2007/061304). Недостатками этого материала являются очень большой вес и недостаточно высокие термоизоляционные свойства из-за плотного контакта слоев металла и полимера.

Известна многослойная изоляция (патент США US 7252890), состоящая из слоев металлизированного алюминием или серебром полимера (полиимида или полиэфира), между которыми расположены слои стекловолокна или нейлона, покрытая с верхней стороны ИК-излучающим материалом (кварц, стекло, нитрид или оксинитрид кремния), затем фотокаталитическим слоем оксида металла и с наружной стороны электропроводящим слоем оксида индия или олова. Недостатками этого материала являются недостаточная прочность на разрыв при сшивке теплозащитных матов и легкая повреждаемость и загрязняемость наружного слоя при изготовлении и транспортировке космических аппаратов.

Известно многослойное покрытие для матов ЭВТИ космических аппаратов (патент России RU 2269146), состоящее из подложки с прозрачным электропроводящим многослойным (2 и более слоев) покрытием на внешней поверхности и отражающим покрытием в виде пленки металла на тыльной поверхности. Недостатки этого материала - очень низкая механическая прочность на разрыв, что при обычной методике изготовления теплозащитных матов ЭВТИ путем прошивания аримидной (или другой) нитью ведет к разрыву пленки, начиная с места первого прокола при шитье, и приводит к увеличению трудоемкости изготовления, повышенной доли брака и уменьшению надежности; в процессе изготовления и транспортировки космических аппаратов тонкий верхний слой ЭВТИ подвергается повреждениям и загрязнениям, снижающим надежность.

Наиболее близким по технической сущности к настоящему изобретению является ЭВТИ (А.С. СССР SU 1839976), содержащая наружный слой стеклоткани (ТСОН-СОТ ТУ-156-66) или аримидной ткани арт. 56420 обр. 5388-84, дополнительный промежуточный пакет из пяти экранов, изготовленных из металлизированной (первые три слоя с внутренней стороны) полиимидной пленки (четвертый и пятый слои двусторонне металлизированны), промежуточные слои металлизированной полиэтилентерефталатной пленки (повернутые металлизированной отражающей поверхностью внутрь), отделенные друг от друга низкотеплопроводными сепараторами из стекловуали (ОСТ 92-1380-83), и внутренний облицовочный слой аримидной ткани, арт. 56420, обр. 5388-84. Здесь также проявляется парниковый эффект и значительное пылеворсоотделение облицовочных материалов, негативно влияющее на работу оптического оборудования космических аппаратов. Кроме того, дополнительные промежуточные слои утяжеляют защитную ЭВТИ, приводя к дополнительным расходам при выводе космических аппаратов на орбиту и снижая долю полезного груза космических аппаратов. Указанный патент принят в качестве прототипа.

Целью настоящего изобретения является исключение указанных недостатков и повышение надежности, эффективности, снижение веса и пылеворсоотделения ЭВТИ.

Технический результат достигается тем, что маты ЭВТИ имеют внешнее комбинированное покрытие, состоящее из полимерной пленки - подложки с нанесенными с внутренней стороны отражающим слоем из алюминия или серебра и укрепляющей полимерной сеткой из полиэфиров, полиамидов (в том числе арамидов), полиимидов (в том числе аримидов) или других органических или неорганических материалов, прикрепленной путем склеивания или спекания, для предотвращения разрывов при прошивании, и с нанесенными с внешней стороны электропроводным слоем из оксида металла или смешанного оксида двух и более металлов (на который может быть дополнительно нанесен износостойкий слой из оксида кремния), и дополнительно с внешней стороны установлено временное защитное покрытие в виде однослойной пленки, например на основе поливинилового спирта или многослойной пленки, например, на основе полиэтилентерефталата, или полиэтилена, или полипропилена, или другого полимера и адгезива, например на основе бутадиен-стирольного каучука или другого легкосъемного адгезива, не оставляющего при снимании следов на поверхности верхнего слоя экранно-вакуумной теплоизоляции, снимаемое непосредственно перед стартом космического аппарата.

Схема внешнего комбинированного покрытия (фиг.1).

Достигаемый технический результат подтверждается расчетами, приведенными ниже.

В условиях космического пространства при воздействии солнечного излучения температура верхнего слоя пакета ЭВТИ определяется его оптическими характеристиками:

- отражением R,

- пропусканием D,

- поглощением А,

- излучением (степенью черноты) 8.

Схема теплообмена пакета ЭВТИ (n=20) в космическом пространстве (фиг.2). Терморадиационные характеристики (ТРХ) материалов наружного слоя ЭВТИ приведены в таблице 1.

Таблица 1
№	Материал обшивки	Значения ТРХ				Приведенные (расчетные) ТРХ
	ЭВТИ	R_s	D_s	A_s	ε	А_{s np}	A_{sc np}	ε_np
1	Внешнее комбинированное покрытие	0,63±0,03	0	0,37±0,03	0,70±0,04	0	0,37	0,54
							(0,40-0,34)	(0,56-0,51)
2	Аримидная ткань арт. 56420 обр. 5388-84	0,34±0,02	0,24	0,42±0,02	0,85-090	0,10±0,002	0,51	(0,62-0,65)
							(0,53-0,49)
3	ТСОН-СОТМ«бц» ТУ-156-66	0,48	0,40	0,12	0,90-0,85	0,19	0,17	(0,65-0,62)

Для расчета ТРХ были использованы формулы:

A_{s np}-D_scA_s/(1-R_sR_sc),

A_{sc np}=A_sc+D_sc A_sc/ (1/R_s-R_sc),

ε_np=1/(1/ε+1/ε_c-1).

Находим:

ε_npe=1/(1/ε_мет+1/ε_мет-1)=ε_мет/2=0,06/2=0,03 между слоями в глубине ЭВТИ

ε_эффeк=ε_пpe/n=0,03/20=0,0015 - эффективная степень черноты для 20-слойного ЭВТИ.

Для стационарного режима расчет температур наружных слоев из системы уравнений теплового баланса:

Решая систему этих уравнений, находим температуру:

Первого слоя ЭВТИ, К

Обшивки, К

Результаты расчета для солнечного потока 1400 Вт/м² приведены в таблице 2.

Таблица 2
Материал обшивки	Температура обшивки, °С	Температура первого слоя ЭВТИ, °С	Проникающий тепловой поток (20 экранов), Вт/м²
Внешнее комбинированное покрытие	65 (71-58)	65 (71-58)	0,5
Аримидная ткань арт. 56420 обр. 5388-84	89 (92-87)	108(111-106)	1,17
ТСОН-СОТМ«бц» ТУ-156-66	45	91	0,90

Результирующий тепловой поток определяется по формуле:

Как видно из таблицы 2, при использовании в качестве наружного слоя ЭВТИ внешнего комбинированного покрытия, предлагаемого в настоящем изобретении:

- температура первого слоя пакета ЭВТИ (65°С) значительно ниже, чем для пакетов с аримидной (108°С) и стеклянной (91°С) тканями;

- тепловой поток через ЭВТИ примерно в 2 раза меньше, чем для пакетов с аримидной и стеклянной тканями.

Расчетные данные подтверждаются испытаниями в вакуумной камере при имитации солнечного потока ксеноновой лампой. При экспериментальных испытаниях в вакуумной камере солнечный имитатор с ксеноновой лампой излучал тепловой поток 1400 Вт/м², излучающие параметры космического пространства имитировались черными охлаждаемыми жидким азотом экранами. Маты ЭВТИ (8 опытных с внешним комбинированным покрытием и 8 штатных с внешним покрытием из аримидной ткани арт. 56420) закреплялись на гранях куба с ребром, равным 1 м. Количество экранов ЭВТИ-2 В в каждом мате - 25, количество термопар в каждом мате - 50. Результаты эксперимента в сравнении с расчетными данными приведены в таблице 3.

Таблица 3
Материал обшивки	Т_расч., °С	Т_эксп., °С	q_{rez. расч.}	q_{rez. эксп.}
Внешнее комбинированное покрытие	58-71	60-65	0,5	0,6
Аримидная ткань, арт. 56420, обр. 5388-84	106-111	110-115	1.17	1,5

Результаты испытаний показывают, что тепловой поток через ЭВТИ с обшивкой «внешнее многослойное покрытие» по крайней мере вдвое меньше, чем через ЭВТИ с обшивкой аримидной тканью. Для снижения теплового потока, достигающего космического аппарата при штатной внешней облицовке из аримидной ткани, необходимо увеличить количество экранов с низкотеплопроводными сепараторами в 2 раза по сравнению с ЭВТИ с «внешним комбинированным покрытием». Кроме того, температура первого слоя пакета ЭВТИ с «внешним комбинированным покрытием» 60-65°С, а не 110-115°С, как в штатном ЭВТИ с аримидной тканью. Внутренние экраны ЭВТИ состоят из металлизированной полиэтилентерефталатной пленки. Ее максимальная температура длительной эксплуатации 100-110°С, поэтому для ее защиты от перегрева в штатных матах необходимо дополнительно ставить под облицовочную аримидную ткань несколько экранов из металлизированной полиимидной пленки, что также увеличивает вес матов ЭВТИ.

Таким образом, предлагаемое «внешнее комбинированное покрытие» позволяет значительно (в 1,5-2 раза) снизить вес ЭВТИ космического аппарата. Кроме того, «внешнее комбинированное покрытие» благодаря сплошной верхней поверхности, антистатическому слою и съемному защитному слою обладает гораздо меньшим пылеворсоотделением. Результаты испытаний на пылеворсоотделение матов ЭВТИ со стандартным облицовочным слоем из аримидной каркасной ткани и предлагаемым «внешним комбинированным покрытием» приведены в таблице 4.

По каждому типу ЭВТИ проводились его испытания в исходном состоянии и после обеспыливания согласно ОСТ 92-1380-83 пылесосом по ГОСТ 10280.

Из таблицы 4 видно, что предлагаемое «внешнее комбинированное покрытие» обеспечивает снижение пылеворсоотделения по сравнению со стандартным покрытием из аримидной ткани в 3 раза по мелким и в 5-6 раз по крупным частицам. Это позволяет значительно улучшить работу оптических систем космических аппаратов.

Таблица 4
№	Материал	Пылевыделение материалов (количество и размеры частиц)											Примечание
№	Материал	0,5 мкм	0,6 мкм	0,7 мкм	0,8 мкм	0,9 мкм	1 мкм	1,5 мкм	2 мкм	4 мкм	7 мкм	10 мкм	Примечание
Нормы по техническому требованию ДМ1.Д0000-ОТУ2: количество частиц в литре воздуха размером 0,5 мкм не должно быть более 3500, а 5 мкм и выше не более 25.
1	ЭВТИ с наружным облицовочным слоем из аримидной каркасной ткани (ОСТ 92-1380-83)	4900	4100	3800	2600	2200	1900	1200	850	64	194	8
		5000	4300	3800	3100	2300	2000	1600	1100	142	24	14

	ЭВТИ с наружным облицовочным слоем из аримидной каркасной ткани обеспыленная (ОСТ 92-1380-83)	2300	1700	1500	1000	800	700	550	400	41	11	3
		2400	1900	1400	1100	900	700	600	500	69	14	6

2	ЭВТИ с наружным облицовочным слоем из внешнего комбинированного покрытия	1200	1000	700	600	400	300	200	120	20	4	1
		1200	1000	700	600	420	300	200	140	25	5	3

	ЭВТИ с наружным облицовочным слоем из внешнего комбинированного покрытия обеспыленная	800	600	450	350	250	200	150	83	12	2	0
		850	600	450	350	250	200	150	100	18	3	0

Краткое описание чертежей

Фигура 1. Схема внешнего комбинированного покрытия ЭВТИ.

1 - внешний защитный слой (снимаемый перед запуском космического аппарата);

2 - износостойкий слой;

3 - электропроводящее покрытие;

4 - полимерная пленка;

5 - отражающий слой;

6 - защитная полимерная сетка.

Фигура 2. Схема теплообмена пакета ЭВТИ (n=20) в космическом пространстве.

a) обшивка пакета ЭВТИ (аримидная ткань, стеклоткань, внешнее комбинированное покрытие) с характеристиками: R_sc, D_sc, A_sc, ε_c, Т_c,

b) первый слой ЭВТИ - пленка толщиной 20 мкм с характеристиками: R_s, D_s, A_s, ε, T,

c) 20 Слоев ЭВТИ из металлизированных полиэтилентерефталатных пленок, разделенных прокладками из стекловуали.

Claims

1. Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата с внешним комбинированным покрытием, состоящим из полимерной подложки, электропроводного слоя с износостойким слоем на внешней поверхности и отражающего слоя на внутренней поверхности, отличающаяся наличием временного защитного слоя на внешней поверхности и укрепляющей полимерной сетки на внутренней поверхности.

2. Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата с внешним комбинированным покрытием по п.1, отличающаяся тем, что временный защитный слой на внешней стороне состоит из одного слоя полимерной пленки, например поливинилового спирта.

3. Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата с внешним комбинированным покрытием по п.1, отличающаяся тем, что временный защитный слой на внешней стороне состоит из более чем одного слоя, например, слоя полимерной (полиэтилентерефталата, или полиэтилена, или полипропилена, или другого полимера) пленки и слоя адгезива (на основе бутадиен-стирольного каучука или другого легкосъемного адгезива).

4. Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата с внешним комбинированным покрытием по п.1, отличающаяся тем, что укрепляющая полимерная сетка на внутренней стороне состоит из полимеров, например, полиэфиров, полиамидов (в том числе арамидов), полиимидов (в том числе аримидов) и закреплена путем приклеивания.

5. Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата с внешним комбинированным покрытием по п.1, отличающаяся тем, что укрепляющая полимерная сетка на внутренней стороне состоит из полимеров, например, полиэфиров, полиамидов (в том числе арамидов), полиимидов (в том числе аримидов) и закреплена путем спекания.