RU2565149C2 - Method of thermal-vacuum tests of space vehicles and device for its implementation - Google Patents
Method of thermal-vacuum tests of space vehicles and device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2565149C2 RU2565149C2 RU2014101855/11A RU2014101855A RU2565149C2 RU 2565149 C2 RU2565149 C2 RU 2565149C2 RU 2014101855/11 A RU2014101855/11 A RU 2014101855/11A RU 2014101855 A RU2014101855 A RU 2014101855A RU 2565149 C2 RU2565149 C2 RU 2565149C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- vacuum
- screen
- thermal
- stationary
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при наземных тепловакуумных испытаниях космических аппаратов (далее по тексту - КА) или их узлов и моделирования тепловых режимов в условиях космоса.The invention relates to the field of space technology and can be used in ground-based thermal vacuum tests of spacecraft (hereinafter referred to as spacecraft) or their nodes and simulation of thermal conditions in space.
Тепловакуумные испытания КА широко используются для моделирования космических условий полета или условий пребывания на поверхностях, не имеющих атмосферу небесных тел (Луна, астероиды) (Колесников А.В., лекции по курсу «Испытания конструкций и систем космических аппаратов», МАИ, 2007).Thermal vacuum tests of the spacecraft are widely used to simulate space flight conditions or conditions of stay on surfaces that do not have an atmosphere of celestial bodies (Moon, asteroids) (Kolesnikov A.V., lectures on the course “Testing the structures and systems of spacecraft”, MAI, 2007).
Задача таких испытаний - проверка работоспособности аппаратуры и узлов в реальных космических условиях, определение теплофизических параметров отдельных частей и элементов КА, определение прочностных характеристик и уточнение математических моделей систем терморегулирования (Афанасьев, Экспериментальная отработка космических аппаратов, МАИ, 1999).The objective of such tests is to check the operability of equipment and components in real space conditions, determine the thermophysical parameters of individual parts and elements of the spacecraft, determine the strength characteristics and refine the mathematical models of thermal control systems (Afanasyev, Experimental testing of spacecraft, MAI, 1999).
Методы и средства тепловакуумных испытаний разрабатываются и совершенствуются давно. Из достигнутого уровня техники известен способ испытания КА в цилиндрической вакуумной камере с создаваемым вакуумными насосами вакуумом порядка 10-6 мм рт.ст. и с охлаждаемыми жидким азотом до температуры минус 193°C стенками. Солнечное облучение имитируется излучателем (имитатором внешних тепловых потоков).Methods and means of thermal vacuum testing have been developed and improved for a long time. From the achieved level of technology there is a known method for testing spacecraft in a cylindrical vacuum chamber with a vacuum of about 10 -6 mm Hg created by vacuum pumps. and with liquid nitrogen cooled to a temperature of minus 193 ° C walls. Solar radiation is simulated by an emitter (a simulator of external heat fluxes).
Важным обстоятельством, которое следует учитывать при проведении тепловых испытаний в вакуумных камерах с полным моделированием условий безграничного абсолютного вакуума, является обеспечение высокой степени черноты поверхности камеры, а жесткие требования к точности соблюдения тепловых режимов требуют специальной технологии охлаждения камер сжиженными газами (Вопросы теплообмена в космосе. Фаворский О.Н., Каданер Я.С. «Высшая школа», 1967 г., стр.141, рис.3.37).An important circumstance that should be taken into account when conducting thermal tests in vacuum chambers with a full simulation of the conditions of unlimited absolute vacuum is to ensure a high degree of blackness of the chamber surface, and stringent requirements for the accuracy of observing thermal conditions require special technology for cooling chambers with liquefied gases (Issues of heat transfer in space. Favorsky O.N., Kadaner Y.S. Higher School, 1967, p. 141, Fig. 3.37).
Известен стенд для тепловых испытаний космических объектов (патент РФ 2172709, B64G 7/00, приоритет от 23.09.1999) с регулируемыми температурными полями, содержащий: вакуумную камеру с космическим объектом, установленным внутри нее; имитатор внешних тепловых потоков, состоящий из нескольких автономных секций нагревателей с регулируемой мощностью; устройство охлаждения стенок вакуумной камеры; систему вакуумирования, отличающийся тем, что в каждая секция имитатора внешних тепловых потоков, расположенная в камере, отделена друг от друга теплопоглощающими экранами, выполненными из экрановакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), наружная поверхность которой имеет степень черноты ε≥0,9, что обеспечивает практически полное поглощение всех боковых тепловых излучений от нагревателей и конструкции фермы, тем самым обеспечивается моделирование регулируемого плоскопараллельного потока излучения, т.н. «плюсовой» режим испытаний.A known bench for thermal testing of space objects (RF patent 2172709, B64G 7/00, priority from 09/23/1999) with adjustable temperature fields, comprising: a vacuum chamber with a space object installed inside it; simulator of external heat flux, consisting of several autonomous sections of heaters with adjustable power; a device for cooling the walls of the vacuum chamber; evacuation system, characterized in that in each section of the simulator of external heat flux located in the chamber is separated from each other by heat-absorbing screens made of screens vacuum insulation (EVTI), the outer surface of which has a degree of blackness ε≥0.9, which ensures almost complete the absorption of all lateral thermal radiation from heaters and the truss structure, thereby ensuring the simulation of an adjustable plane-parallel radiation flux, the so-called "Positive" test mode.
Устройство охлаждения космических объектов в известном стенде выполнено в виде стационарно расположенных внутри вакуумной камеры криогенных экранов, во внутренние полости которых подают жидкий азот, охлаждающий экраны до температуры минус 186±3°C. При этом, исходя из физических характеристик жидкого азота, обеспечивается безвариантное захолаживание КА посредством передачи тепла в вакууме от объектов к экранам.The device for cooling space objects in a well-known stand is made in the form of cryogenic screens stationary located inside the vacuum chamber, into the internal cavities of which liquid nitrogen is supplied, cooling the screens to a temperature of minus 186 ± 3 ° C. In this case, based on the physical characteristics of liquid nitrogen, an unvariant cooling of the spacecraft is ensured by heat transfer in vacuum from objects to the screens.
Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение - повышение качества охлаждения до заданных температур аппаратуры и узлов испытуемого КА, расширение возможностей: экспериментальной стендовой отработки отдельных частей и элементов КА при тепловакуумных испытаниях в части обеспечения вариантности их криостатирования (поддержания температуры на поверхности КА в заданном диапазоне). Под качеством охлаждения здесь понимается комплексный критерий, характеризуемый скоростью выхода стенда на температурный режим, уровнем достигаемой температуры, равномерностью процесса криостатирования.The task to which the invention is directed is to improve the quality of cooling to the set temperatures of the equipment and components of the test spacecraft, expand the capabilities of: experimental bench testing of individual parts and elements of the spacecraft during heat-vacuum tests in terms of ensuring the variability of their cryostatization (maintaining the temperature on the surface of the spacecraft in a given range ) Here, the cooling quality is understood as a complex criterion, characterized by the speed at which the stand reaches the temperature regime, the level of temperature reached, and the uniformity of the cryostatting process.
В этом аспекте в части заявленного способа авторами рассматривался известный способ тепловакуумных испытаний КА в вакуумной камере с имитацией внешних воздействий с осуществлением пространственного позиционирования объекта испытаний, заключающийся в размещении аппарата в вакуумной камере, вакуумировании камеры, захолаживании КА и облучении его наружных поверхностей тепловым потоком.In this aspect, in part of the claimed method, the authors considered a known method of thermal vacuum tests of a spacecraft in a vacuum chamber with imitation of external influences with spatial positioning of the test object, which consists in placing the apparatus in a vacuum chamber, evacuating the chamber, cooling the spacecraft and irradiating its outer surfaces with heat flux.
При этом направление указанного теплового потока в вакуумной камере постоянно, устройство для охлаждения камеры размещено стационарно, а изменение ориентации аппарата (вариантность) осуществляется посредством установки испытываемого объекта на трехстепенной поворотный стенд, обеспечивающий необходимые изменения положения объекта относительно имитатора внешних тепловых потоков и «космического холода» (см. О.Б. Андрейчук, Н.Н. Малахов. Тепловые испытания космических аппаратов. «Машиностроение», 1982, рис.3.28).At the same time, the direction of the indicated heat flux in the vacuum chamber is constant, the device for cooling the chamber is stationary, and the orientation of the apparatus (variation) is changed by installing the test object on a three-stage rotary stand, providing the necessary changes in the position of the object relative to the simulator of external heat fluxes and “space cold” (see O.B. Andreichuk, NN Malakhov. Thermal tests of spacecraft. "Mechanical Engineering", 1982, Fig. 3.28).
Однако техническое решение, связанное с изменением пространственной ориентации КА, размещаемого в вакуумной камере, имеет ряд существенных недостатков:However, the technical solution associated with the change in the spatial orientation of the spacecraft placed in the vacuum chamber has a number of significant drawbacks:
- при произвольных разворотах конструкция аппарата под действием силы тяжести подвергается значительным деформациям, величина которых соизмерима или превышает термодеформации, характерные для натурных условий эксплуатации КА, следовательно, последние не могут быть определены при тепловакуумной отработке КА.- at arbitrary turns, the design of the apparatus under the influence of gravity undergoes significant deformations, the magnitude of which is comparable to or exceeds the thermal deformations characteristic of the full-scale operating conditions of the spacecraft, therefore, the latter cannot be determined during thermal vacuum testing of the spacecraft.
- при испытании крупногабаритных КА рабочий объем вакуумной камеры часто не позволяет проводить необходимые развороты КА.- when testing large spacecraft, the working volume of the vacuum chamber often does not allow the necessary turns of the spacecraft.
При выборе аналогов для заявленного устройства рассматривалось устройство: криогенный экран для термооптической вакуумной установки (патент SU 1839880, B64G 7/00, приоритет от 12.07.1982). В указанном устройстве экран выполнен в виде двух герметично соединенных между собой по торцевым кромкам тонкостенных зигованных оболочек с образованием между ними зазора для свободной циркуляции хладагента. При этом вакуумная установка снабжена двумя коаксиально расположенными криогенными экранами, у которых наружный экран охлаждается жидким азотом, а внутренний экран жидким гелием. При включении установки сначала производят захолаживание наружного экрана жидким азотом до заданной температуры от минус 173°C до минус 193°C и вакуумирование камеры, а затем осуществляют захолаживание внутреннего экрана жидким гелием до температуры порядка минус 270°C.When choosing analogues for the claimed device, the device was considered: a cryogenic screen for a thermo-optical vacuum installation (patent SU 1839880, B64G 7/00, priority from 07/12/1982). In the specified device, the screen is made in the form of two hermetically connected to each other along the end edges of thin-walled zigzag shells with the formation of a gap between them for free circulation of refrigerant. In this case, the vacuum unit is equipped with two coaxially arranged cryogenic screens, in which the outer screen is cooled with liquid nitrogen, and the inner screen with liquid helium. When the unit is turned on, the external screen is first chilled with liquid nitrogen to a predetermined temperature from minus 173 ° C to minus 193 ° C and the chamber is evacuated, and then the internal screen is chilled with liquid helium to a temperature of about minus 270 ° C.
Авторами также рассматривалось устройство для глубокого охлаждения испытуемых КА или их узлов на испытательных стендах или в вакуумных камерах (патент 2469927 RU, 2011, НПО им. С.А. Лавочкина).The authors also considered a device for deep cooling of the tested spacecraft or their nodes on test benches or in vacuum chambers (patent 2469927 RU, 2011, NPO named after S.A. Lavochkin).
Устройство выполнено в виде криогенных экранов, во внутренние полости которых, одновременно с вакуумированием камеры, подают сжиженные газы (азот, гелий), охлаждающие криоэкраны до заданных значений низких температур.The device is made in the form of cryogenic screens, in the internal cavities of which, simultaneously with the evacuation of the chamber, liquefied gases (nitrogen, helium) are supplied, which cool the cryoscreens to preset low temperatures.
Причем в известном криогенном экране, содержащем металлический радиатор с каналами для циркуляции хладоагентов, новым является то, что радиатор выполнен в виде плоской панели, на поверхности которой жестко закреплены две параллельно расположенные трубки с каналами для циркуляции хладоагентов, при этом одна из трубок подключена к источнику жидкого азота, а другая - к источнику жидкого гелия, что позволяет с помощью одного экрана обеспечивать несколько температурных режимов для захолаживания КА или их узлов на испытательных стендах или в вакуумных камерах и возможность в процессе одного испытания создавать различный температурный режим в разных локальных зонах испытательных установок для приближения условий испытаний КА к натурным условиям.Moreover, in the known cryogenic screen containing a metal radiator with channels for circulating refrigerants, the novelty is that the radiator is made in the form of a flat panel, on the surface of which two tubes with channels for circulating refrigerants circulate rigidly fixed, one of the pipes being connected to a source liquid nitrogen, and the other to the source of liquid helium, which allows using one screen to provide several temperature conditions for cooling the spacecraft or their nodes on test benches or in vacuum chambers and the possibility in the course of one test to create different temperature conditions in different local zones of the test installations to bring the test conditions of the spacecraft to the natural conditions.
При этом, поскольку в вакуумной камере, как правило, устанавливают несколько экранов, то можно, например, в одном сеансе испытаний одни экраны захолаживать только жидким азотом, а другие сначала жидким азотом, а потом жидким гелием, а в следующем сеансе испытаний захолаживать жидким гелием уже другие экраны.Moreover, since as a rule several screens are installed in a vacuum chamber, it is possible, for example, in one test session to shield some screens only with liquid nitrogen, and others first with liquid nitrogen and then with liquid helium, and in the next test session, cool with liquid helium already other screens.
Конструкции рассматриваемых аналогов устройства существенно расширяют диапазон отрицательных температур при имитации натурных условий в процессе испытаний КА, однако, например, решение задач уточнения математических моделей систем терморегулирования КА, требующее точности в обеспечении дифференцированного теплового режима в локальных зонах испытательных установок, в случае стационарного расположения криопанелей в камере может быть достигнуто лишь с помощью сложного аппарата управления температурными полями, создаваемыми радиаторами с циркулирующими в них криоагентами, при этом стационарные криогенные экраны нечувствительны к геометрии поверхности КА, т.к. расположены на неравномерном удалении от нее.The designs of the considered analogs of the device significantly expand the range of negative temperatures when simulating field conditions during the spacecraft tests, however, for example, solving the problems of refinement of mathematical models of spacecraft thermal control systems, which requires accuracy in providing differentiated thermal conditions in the local zones of the test installations, in the case of stationary arrangement of cryopanels in the chamber can be achieved only with the help of a complex apparatus for controlling the temperature fields generated by the radiator orams with cryogenic agents circulating in them, while stationary cryogenic screens are insensitive to the surface geometry of the spacecraft, because located at an uneven distance from it.
Авторами проанализирован вариант тепловакуумных испытаний КА с использованием стенда (патент 2302983 RU, 2005, РКК Энергия), содержащего вакуумную камеру цилиндрической формы с системой вакуумирования, криогенный экран, расположенный вокруг КА, имитатор внешних тепловых потоков и систему управления режимами испытаний.The authors analyzed a variant of thermal vacuum tests of a spacecraft using a test bench (patent 2302983 RU, 2005, RKK Energia) containing a cylindrical vacuum chamber with a vacuum system, a cryogenic screen located around the spacecraft, a simulator of external heat fluxes and a test mode control system.
Для управления режимами испытаний в указанный стенд введены датчик давления, задатчик давления, исключающий конвективный теплообмен в вакуумной камере, датчик температуры, задатчик температуры холодного космоса, две схемы сравнения, схема совпадения, блок регуляторов напряжения, при этом вакуумная камера соединена с датчиком давления, а датчик температуры установлен на криогенном экране, выходы датчика давления и задатчика давления, исключающего конвективный теплообмен в вакуумной камере подключены к входам одной из схем сравнения, а выходы датчика температуры и задатчика температуры «холодного космоса» подключены ко второй схеме сравнения, выходы обеих схем сравнения подключены к входам схемы совпадения, выход которой соединен с системой управления включением блока регуляторов напряжения, выходы которого подключены к секциям имитатора внешних тепловых потоков.To control the test modes, a pressure sensor, a pressure regulator that excludes convective heat transfer in a vacuum chamber, a temperature sensor, a cold space temperature adjuster, two comparison circuits, a matching circuit, a block of voltage regulators are introduced into the indicated stand, while the vacuum chamber is connected to the pressure sensor, and the temperature sensor is installed on the cryogenic screen, the outputs of the pressure sensor and pressure generator, excluding convective heat transfer in the vacuum chamber are connected to the inputs of one of the comparison circuits, and the outputs of the temperature sensor and the cold space temperature setter are connected to the second comparison circuit, the outputs of both comparison circuits are connected to the inputs of the coincidence circuit, the output of which is connected to the control system for turning on the voltage regulator unit, the outputs of which are connected to sections of the simulator of external heat fluxes.
Стенд работает следующим образом: камеру вакуумируют до значения давления, исключающего конвективный теплообмен, одновременно захолаживают криогенный экран до температуры минус 186°C, а с помощью системы управления формируют и изменяют тепловой поток вокруг неподвижного КА. Данный стенд и способ его работы приняты за прототип заявленного изобретения (способа и устройства его осуществления в совокупности).The stand works as follows: the chamber is evacuated to a pressure that excludes convective heat transfer, at the same time the cryogenic screen is cooled down to a temperature of minus 186 ° C, and using the control system they form and change the heat flux around the stationary spacecraft. This stand and the method of its operation are taken as a prototype of the claimed invention (method and device for its implementation in the aggregate).
Общими недостатками всех приведенных выше способов и устройств в части решения задачи, поставленной авторами настоящего изобретения, являются:Common disadvantages of all the above methods and devices in terms of solving the problem posed by the authors of the present invention are:
1. Неудовлетворительная равномерность охлаждения поверхности КА. Это обусловлено неравномерностью распределения теплоемкостных элементов поверхности КА, связанной с наличием на поверхности элементов сложной геометрии (антенн, излучателей, узлов двигательной установки).1. Poor uniformity of the spacecraft cooling. This is due to the uneven distribution of the heat-capacitive elements of the surface of the spacecraft, associated with the presence on the surface of elements of complex geometry (antennas, emitters, units of the propulsion system).
2. Невозможность обеспечения качественного криостатирования отдельных локальных участков или деталей КА, находящихся, например, в местах, загораживаемых элементами конструкции технологической оснастки, размещаемой в вакуумной камере (стойки, площадка для размещения КА).2. The inability to ensure high-quality cryostatting of individual local areas or parts of the spacecraft, located, for example, in places blocked by structural elements of technological equipment placed in a vacuum chamber (racks, platform for spacecraft).
3. Значительное время выхода криовакуумных установок (особенно крупногабаритных) на режим испытаний. В связи с развитыми по контуру камеры поверхностями криогенных экранов удельные тепловые потоки имеют низкие значения.3. Significant time for cryovacuum installations (especially large-sized) to reach the test mode. In connection with the surfaces of cryogenic screens developed along the chamber contour, the specific heat fluxes are low.
Предлагаемое авторами изобретение, сохраняя достоинства аналогов и прототипа (наличие системы управления, имитатора внешних тепловых потоков), лишено указанных недостатков.The invention proposed by the authors, while maintaining the advantages of analogues and prototype (the presence of a control system, a simulator of external heat fluxes), is devoid of these disadvantages.
Поставленная задача решается за счет того, что согласно предлагаемому способу тепловакуумных испытаний КА, неподвижно закрепленного внутри вакуумной камеры, производят вакуумирование камеры до давления, исключающего конвективный теплообмен и захолаживание стационарно расположенного вокруг КА криогенного экрана до заданной температуры с помощью системы управления режимом испытаний, при этом перед включением в работу секций имитатора внешних тепловых потоков предлагается производить захолаживание до заданной температуры и дополнительного пространственно позиционируемого криогенного экрана (ППКЭ), имеющего пространственно изменяемую форму, который дистанционно перемещают к внешнему контуру КА на определенное расстояние и, тем самым, сокращая время выхода стенда на заданные режимы испытаний, обеспечивают дифференцированное захолаживание частей и элементов КА, поддерживая заданный температурный режим в разных локальных зонах объекта испытаний согласно задачам экспериментальной отработки КА, при этом захолаживать стационарный и позиционируемый экраны предлагается при помощи криоагентов с разной температурой кипения, например: азота и гелия, а после или до режима захолаживания производят включение имитатора внешних тепловых потоков и в дальнейшем «плюсовой» режим проводят попеременно с включением ППКЭ.The problem is solved due to the fact that according to the proposed method of thermal vacuum testing of a spacecraft fixedly mounted inside the vacuum chamber, the chamber is evacuated to a pressure that excludes convective heat transfer and cooling the cryogenic screen stationary around the spacecraft to a predetermined temperature using the test mode control system, while before switching on the sections of the simulator of external heat fluxes, it is proposed to perform cooling down to a predetermined temperature and add a spatially positionable cryogenic screen (PPE), which has a spatially variable shape, which is remotely moved to the outer contour of the spacecraft by a certain distance and, thereby, reducing the time for the stand to reach the specified test modes, provide differential cooling of the parts and elements of the spacecraft, maintaining a given temperature mode in different local areas of the test object according to the tasks of the experimental testing of the spacecraft, while cooling down the stationary and positioned screens aetsya using cryoagent with different boiling point, such as nitrogen and helium, and after or before the inclusion of cooling regime produce simulator external thermal fluxes and hereinafter "positive" mode is carried out alternately with the inclusion PPKE.
Устройство (стенд) для тепловакуумных испытаний КА, реализующее предлагаемый способ, содержит (как и в прототипе) вакуумную камеру цилиндрической формы с системой вакуумирования, по внутреннему контуру камеры установлен стационарный криогенный экран, имеется имитатор внешних тепловых потоков и система управления режимом захолаживания (режимами испытаний), при этом новым является то, что в вакуумной камере размещен подключенный к автономному источнику подачи криоагента пространственно позиционируемый с помощью размероизменяемого кронштейна и привода, закрепленного на стенке камеры, дополнительный криогенный экран с пространственно изменяемой геометрией формы.A device (stand) for thermal vacuum tests of a spacecraft that implements the proposed method contains (as in the prototype) a cylindrical-type vacuum chamber with a vacuum system, a stationary cryogenic screen is installed along the chamber’s inner circuit, there is a simulator of external heat fluxes and a cooling mode control system (test modes) ), while new is that in the vacuum chamber there is placed spatially positioned connected to an autonomous source of cryoagent supply using a size-adjustable bracket and drive mounted on the wall of the chamber, an additional cryogenic screen with a spatially variable shape geometry.
Изобретение поясняется чертежами, которые не охватывают весь объем технического решения, а являются лишь иллюстрирующими материалами частного случая выполнения.The invention is illustrated by drawings, which do not cover the entire scope of the technical solution, but are only illustrative materials of a particular case of execution.
На чертеже (фиг.1) представлена схема размещения стационарного криогенного экрана и ППКЭ в вакуумной камере в составе устройства для тепловакуумных испытаний КА. При этом само устройство (стенд) для тепловакуумных испытаний КА содержит корпус вакуумной камеры 1, в который помещают испытываемый КА 2. По внутреннему контуру камеры размещен стационарный криогенный экран 3. В вакуумной камере 1 размещен имитатор внешних тепловых потоков 4. В камере также размещен ППКЭ 5, пространственно позиционируемый с помощью размероизменяемого кронштейна 6 и привода 7, закрепленного на стенке камеры через предназначенные для этого отверстия в криогенном экране. Имеется вакуумный насос 8 и система управления режимами испытаний (СУРИ) 9. В качестве СУРИ используется программное оборудование с набором программ.The drawing (figure 1) shows the layout of a stationary cryogenic screen and PPE in a vacuum chamber as part of a device for thermal vacuum tests of a spacecraft. At the same time, the device (stand) for thermal vacuum tests of the spacecraft contains the body of the vacuum chamber 1, into which the tested spacecraft 2 is placed. A stationary cryogenic screen 3 is placed along the inner contour of the camera 3. A simulator of external heat fluxes 4 is placed in the vacuum chamber 1. 5, spatially positioned using a size-adjustable bracket 6 and a drive 7, mounted on the wall of the chamber through the holes provided for this in the cryogenic screen. There is a vacuum pump 8 and a test mode control system (SURI) 9. Software is used as a SURI with a set of programs.
На чертеже (фиг.2) представлена схема определения эффективности размещения ППКЭ на различных расстояниях от контура испытываемого КА.The drawing (figure 2) shows a diagram for determining the effectiveness of the placement of PPE at various distances from the circuit of the test spacecraft.
На чертеже (фиг.3а и фиг.3б) представлены варианты пространственного изменения геометрии формы ППКЭ.On the drawing (figa and figb) presents options for spatial changes in the geometry of the shape of the PPE.
Для определения эффективности размещения ППКЭ рассматриваются два одинаковых экрана э1 и э2, расположенные на расстояниях r1 и r2 от источника излучения. Излучение для экранов осуществляется в разных пространственных углах - для первого угол ′Ω1, для второго угол ′Ω2. Относительный угол наклона источника и приемника излучения (экрана) равен φ.To determine the effectiveness of the placement of PPEs, two identical screens e1 and e2 are considered, located at distances r1 and r2 from the radiation source. Radiation for the screens is carried out in different spatial angles - for the first angle ′ Ω1, for the second angle ′ Ω2. The relative angle of inclination of the source and receiver of radiation (screen) is equal to φ.
ППКЭ, закрепленный на кронштейне, может иметь систему поворота вокруг оси кронштейна, таким образом, приобретая шесть степеней свободы пространственной ориентации. Крепление ППКЭ и кронштейна предпочтительно имеет тепловую изоляцию теплопроводностью не более 0,6 Вт\м*K.PPKE mounted on the bracket may have a rotation system around the axis of the bracket, thus acquiring six degrees of freedom of spatial orientation. The fastening of the PPKE and the bracket preferably has thermal insulation with a thermal conductivity of not more than 0.6 W \ m * K.
ППКЭ предпочтительно исполняется в виде панели (панелей) радиатора с каналами для циркуляции криоагентов.PPE is preferably performed in the form of panels (panels) of a radiator with channels for the circulation of cryoagents.
Пространственное позиционирование ППКЭ осуществляется предпочтительно с помощью как минимум одного привода 7 трехмерной дислокации, управляемого дистанционно.The spatial positioning of the PPE is preferably carried out using at least one drive 7 of a three-dimensional dislocation controlled remotely.
Подача криоагентов в ППКЭ осуществляется предпочтительно с помощью гибких шлангов (на чертеже не показаны).The supply of cryoagents to PPKE is preferably carried out using flexible hoses (not shown in the drawing).
Циркуляционный насос системы подачи криоагента в ППКЭ предпочтительно вынесен за пределы вакуумной камеры.The circulation pump of the cryoagent feed system in the PES is preferably moved outside the vacuum chamber.
Определение потребных для конкретного испытания параметров ППКЭ осуществляют в соответствии со следующими соотношениями. Рассмотрим источник излучения и два криогенных экрана, расположенных на разных расстояниях от источника (фиг.2). Согласно закону Ламберта (Теория тепломассообмена под ред. Леонтьева, 1979, стр.431) количество лучистой энергии в единицу времени dQφ пропорционально величине пространственного угла dΩ, в который происходит излучение и относительному углу наклона источника и приемника φ:Determination of the required parameters for a specific test of the PES is carried out in accordance with the following ratios. Consider the radiation source and two cryogenic screens located at different distances from the source (figure 2). According to Lambert’s law (Theory of heat and mass transfer, edited by Leontyev, 1979, p. 431), the amount of radiant energy per unit time dQ φ is proportional to the spatial angle dΩ at which the radiation occurs and the relative angle of inclination of the source and receiver φ:
где En - поверхностная плотность потока излучения по направлению к нормали излучающей поверхности, Вт/м2;where E n is the surface density of the radiation flux towards the normal of the radiating surface, W / m 2 ;
dF - площадь поглощающей поверхности экрана, м2;dF is the area of the absorbing surface of the screen, m 2 ;
φ - относительный угол наклона источника и приемника теплового излучения;φ is the relative angle of inclination of the source and receiver of thermal radiation;
dΩ - пространственный угол для площади dF, в который происходит излучение.dΩ is the spatial angle for the area dF into which the radiation occurs.
При dF→0, r2>>dF пространственный угол можно заменить телесным, для которого справедливо выражение:When dF → 0, r 2 >> dF, the spatial angle can be replaced by the solid angle, for which the expression
где r - расстояние от источника до экрана, м.where r is the distance from the source to the screen, m.
Соответственно удельный тепловой поток будет обратно пропорционален квадрату расстояния от источника до экрана, r:Accordingly, the specific heat flux will be inversely proportional to the square of the distance from the source to the screen, r:
Эффективность (качество охлаждения) криогенных экранов будет расти в квадратичной зависимости по мере приближения экрана к источнику. Например, для двух одинаковых экранов, расположенных на расстояниях r и 2r, эффективность первого экрана будет в четыре раза выше второго. Увеличение отводимого теплового потока при сокращении расстояния между экраном и источником способствует сокращению времени охлаждения КА, τ в следующей зависимости:The efficiency (cooling quality) of cryogenic screens will grow in a quadratic dependence as the screen approaches the source. For example, for two identical screens located at distances r and 2r, the efficiency of the first screen will be four times higher than the second. An increase in the removed heat flux while reducing the distance between the screen and the source helps to reduce the spacecraft cooling time, τ in the following relationship:
где с - удельная теплоемкость охлаждаемого тела, Дж/кг·K.where c is the specific heat of the cooled body, J / kg · K.
m - масса охлаждаемого тела, кг;m is the mass of the cooled body, kg;
ΔT - разница температур охлаждаемого тела в начале и конце процесса охлаждения, K;ΔT is the temperature difference of the cooled body at the beginning and end of the cooling process, K;
Q - тепловой поток, Вт/с.Q is the heat flux, W / s.
Поверхностная плотность потока излучения в соответствии с законом Стефана-Больцмана (Теория тепломассообмена под ред. Леонтьева, 1979, стр.429), определяется температурой излучателя:The surface density of the radiation flux in accordance with the Stefan-Boltzmann law (Theory of heat and mass transfer under the editorship of Leontiev, 1979, p. 429), is determined by the temperature of the emitter:
где C - коэффициент излучения, Вт\м2·K4 (для абсолютно черного тела равен постоянной Стефана-Больцмана, С=5,67×10-8 Вт\м2·K4);where C is the emissivity, W \ m 2 · K 4 (for a completely black body it is equal to the Stefan-Boltzmann constant, C = 5.67 × 10 -8 W \ m 2 · K 4 );
Ти - температура излучателя, K.T and - the temperature of the emitter, K.
Достигаемая в тепловом равновесии конечная температура тела определяется соотношением:The final body temperature achieved in thermal equilibrium is determined by the ratio:
Соответственно конечная равновесная температура будет обратно пропорциональна величине пространственного угла. Позиционирование экрана вблизи испытуемого аппарата или узла позволяет достигать более низких температур и обеспечивать их заданный режим криостатирования.Accordingly, the final equilibrium temperature will be inversely proportional to the magnitude of the spatial angle. The positioning of the screen near the test apparatus or unit allows you to achieve lower temperatures and ensure their predetermined cryostat mode.
Работа устройства (стенда) осуществляется следующим способом. Вакуумируют камеру до давления, исключающего конвективный теплообмен, с помощью вакуумного насоса 8. Одновременно с вакуумированием подают криоагент на стационарный криогенный экран 3 и на ППКЭ 5. Также одновременно с вакуумированием камеры 1 ППКЭ 5 перемещают к внешнему контуру испытываемого КА на расстояние r. Данное расстояние выбирают экспериментально, исходя из оптимальных температур на поверхности КА, заданных в технических условиях (ТУ) на испытания. При этом конструкция ППКЭ предпочтительно позволяет повторять конфигурацию поверхности конструкции КА в месте захолаживания за счет возможности изменения его формы, например, при помощи шарнирных узлов, при условии выполнения ППКЭ в виде набора отдельных криопанелей. Дистанционное управление положением ППКЭ позволяет создать в процессе испытаний локальные области качественного криостатирования, т.е. в определенное программой испытаний время отдельные участки испытываемого КА охлаждаются до заданного в ТУ значения температуры и обеспечивается ее поддержание в заданном диапазоне. Если программой испытаний предусмотрено моделирование «теплого случая» с учетом солнечного излучения, ППКЭ 5 отводят к внутреннему контуру камеры 1, подавая сигнал от СУРИ 9. Включают имитатор теплового потока 4. Если моделируется «холодный случай», ППКЭ 5 остается на месте до конца испытаний.The operation of the device (stand) is carried out in the following way. The chamber is evacuated to a pressure that excludes convective heat transfer using a vacuum pump 8. Simultaneously with evacuation, a cryoagent is fed to the stationary cryogenic screen 3 and to the PSCE 5. Also, simultaneously with the evacuation of the chamber 1, the PECC 5 is moved to the outer circuit of the test spacecraft by a distance r. This distance is chosen experimentally, based on the optimal temperatures on the surface of the spacecraft specified in the technical specifications (TU) for testing. Moreover, the PPKE design preferably allows you to repeat the configuration of the surface of the spacecraft structure at the place of cooling due to the possibility of changing its shape, for example, using hinged nodes, provided that the PPKE is in the form of a set of separate cryopanels. Remote control of the position of PPE allows you to create in the process of testing local areas of high-quality cryostation, i.e. at a time determined by the test program, individual sections of the test spacecraft are cooled to a temperature value specified in the technical specifications and its maintenance in a given range is ensured. If the test program provides for modeling a “warm case” taking into account solar radiation, PPKE 5 is led to the inner circuit of chamber 1, giving a signal from SURI 9. The heat flux simulator 4 is turned on. If a “cold case” is simulated, PPKE 5 remains in place until the end of the test .
Требуемый теплоотвод обеспечивается близостью ППКЭ к контуру поверхности КА. Возможность установки экрана в заданном положении позволяет моделировать неравномерные температурные поля. Воздействие на аппарат нескольких экранов: стационарного и ППКЭ с разной температурой кипения криоагента позволяет обеспечивать вариантное криостатирование локальных частей испытываемого аппарата.The required heat sink is provided by the proximity of the PES to the spacecraft surface contour. The ability to set the screen in a given position allows you to simulate uneven temperature fields. The impact on the apparatus of several screens: stationary and PPE with different boiling points of the cryoagent allows for variant cryostatization of the local parts of the tested apparatus.
Таким образом, заявленные способ и устройство позволяют повысить скорость выхода стенда для тепловакуумных испытаний на заданный режим испытаний, достигать необходимых (например: сверхнизких, менее 4 K) температур для локальных участков испытываемого аппарата и обеспечивать их вариантное криостатирование, а также локально зонировать температурные поля на узлах и элементах КА, тем самым расширяя возможности экспериментальной отработки КА и его отдельных частей при испытаниях и максимально приближая условия испытаний КА к натурным условиям эксплуатации.Thus, the claimed method and device can increase the exit speed of the test bench for thermal vacuum tests for a given test mode, achieve the necessary (for example: ultra-low, less than 4 K) temperatures for local areas of the device under test and provide their variant cryostatting, as well as locally temperature zones nodes and elements of the spacecraft, thereby expanding the capabilities of the experimental testing of the spacecraft and its individual parts during testing and maximally approximating the test conditions of the spacecraft to full-scale conditions vii exploitation.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014101855/11A RU2565149C2 (en) | 2014-01-21 | 2014-01-21 | Method of thermal-vacuum tests of space vehicles and device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014101855/11A RU2565149C2 (en) | 2014-01-21 | 2014-01-21 | Method of thermal-vacuum tests of space vehicles and device for its implementation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014101855A RU2014101855A (en) | 2015-07-27 |
| RU2565149C2 true RU2565149C2 (en) | 2015-10-20 |
Family
ID=53761814
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014101855/11A RU2565149C2 (en) | 2014-01-21 | 2014-01-21 | Method of thermal-vacuum tests of space vehicles and device for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2565149C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2051294C1 (en) * | 1989-06-05 | 1995-12-27 | Балашихинское научно-производственное объединение криогенного машиностроения | Horizontal vacuum chamber |
| RU2172709C2 (en) * | 1999-09-23 | 2001-08-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Stand for thermal tests of space objects |
| SU1839880A1 (en) * | 1982-07-12 | 2006-06-20 | Государственное предприятие Всероссийский научный центр "Государственный Оптический Институт им.С.И.Вавилова" | Cryogenic shield of thermo-optical vacuum plant |
| US20130199210A1 (en) * | 2012-02-02 | 2013-08-08 | Sumitomo Heavy Industries, Ltd. | Cryopump |
-
2014
- 2014-01-21 RU RU2014101855/11A patent/RU2565149C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1839880A1 (en) * | 1982-07-12 | 2006-06-20 | Государственное предприятие Всероссийский научный центр "Государственный Оптический Институт им.С.И.Вавилова" | Cryogenic shield of thermo-optical vacuum plant |
| RU2051294C1 (en) * | 1989-06-05 | 1995-12-27 | Балашихинское научно-производственное объединение криогенного машиностроения | Horizontal vacuum chamber |
| RU2172709C2 (en) * | 1999-09-23 | 2001-08-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Stand for thermal tests of space objects |
| US20130199210A1 (en) * | 2012-02-02 | 2013-08-08 | Sumitomo Heavy Industries, Ltd. | Cryopump |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2014101855A (en) | 2015-07-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2553411C1 (en) | Test bench for spacecraft radio electronic thermal tests | |
| CN106467174A (en) | Large Spacecraft mechanism normal pressure thermograde pilot system | |
| CN113371236B (en) | Wide-temperature-zone space environment simulation test system and method | |
| RU2565149C2 (en) | Method of thermal-vacuum tests of space vehicles and device for its implementation | |
| RU2564056C1 (en) | Method of heat-vacuum test of spacecraft | |
| CN101504317B (en) | Apparatus for simple detection of infrared imaging system performance parameter | |
| Liu et al. | Using aerothermodynamic similarity to experimentally study nonequilibrium giant planet entry | |
| Sakakibara et al. | A study of cooling time reduction of interferometric cryogenic gravitational wave detectors using a high-emissivity coating | |
| Berry et al. | Aerothermal testing for project orion crew exploration vehicle | |
| Beysens et al. | Heat can cool near-critical fluids | |
| RU2626406C1 (en) | Method of thermal testing of radio transparent cowls | |
| Balboni et al. | Consolidating NASA’s arc-jet | |
| Spergel | Cosmology today | |
| RU2711407C1 (en) | Method of spacecraft thermal vacuum testing | |
| Hollingsworth | A survey of large space chambers | |
| Surzhikov | Dependence of the Parameters of Shock Layer for Super-Orbital Space Vehicles at Increasing of Entry Velocity | |
| Wang et al. | Numerical Study of the Thermal Model on High Uniformity Temperature Test Platform | |
| Okamoto et al. | Initial Evaluation of On-orbit Experiment of Loop Heat Pipe on ISS | |
| Giacomuzzo et al. | Hypervelocity experiments of impact cratering and catastrophic disruption of targets representative of minor bodies of the Solar System | |
| Tuttle et al. | Thermal Testing of the Mercury Transfer Module | |
| RU2469927C1 (en) | Cryogenic valve | |
| Binney | AGN and cooling flows | |
| RU2734706C1 (en) | Method for ground-based heat-vacuum testing of space objects under conditions simulating space | |
| Palit et al. | Effects of self-gravity of the accretion disk around rapidly rotating black hole in long GRBs | |
| Capra et al. | Subscale testing of the fire ii vehicle in a superorbital expansion tube |