Общая характеристика тепловой отработки летательных аппаратов

1.

ТЕРМОМЕХАНИЧЕСКИЕ
ИСПЫТАНИЯ
Доцент, кандидат технических наук
Зинин Александр Владимирович
8 916 652 92 09
2016
[email protected]

2.

Общая характеристика тепловой отработки ЛА.
Проблемы термомеханических и тепловакуумных испытаний ЛА.
Методы экспериментального моделирования космического
радиационных свойств космического пространства.
Воспроизведение в экспериментальных установках
излучения и излучения планет на тепловое состояние
влияния
вакуума
и
солнечного

3.

МЕТОДЫ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Тепловая отработка может проводиться на различных стадиях создания ЛА: начиная с
этапа научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ до летно-конструкторских
испытаний.
По структуре тепловые испытания ЛА можно разделить на следующие типы:
- Тепловые испытания высокоскоростных летательных аппаратов, подвергающихся
интенсивному аэродинамическому нагреванию,
- Тепловакуумные испытания, связанные с моделированием космических условий полета
или условий пребывания на поверхности не имеющих атмосферу небесных тел,
- Невакуумные испытания герметичных отсеков.
- Испытания систем тепловой защиты, обеспечивающих сохранность конструкции
авиационной техники, внутренний тепловой режим спускаемых с орбит аппаратов в условиях
кинетического и радиационного нагрева, обусловленного аэродинамическим торможением.
- Тепловые испытания с воспроизведением условий пребывания в атмосфере планет, в том
числе на Земле (климатические тепловые испытания).
- Ресурсные испытания и испытания на надежность элементов системы терморегулирования,
оборудования и комплектующих элементов в условиях, имитирующих реальные тепловые
условия эксплуатации ЛА.
- Исследование работоспособности в условиях аварийной ситуации, т.е. при частичном
или полном отказе отдельных элементов системы, нарушении герметичности, отклонении
внутренних тепловыделений от значений, предусмотренных программой полета и т. д.;
- Определение теплофизических параметров отдельных частей и элементов ЛА:
- исследование температурного поля в КА или его отдельных частях с целью коррекции
математической модели его теплового состояния:
- Проверка работы радиоэлектронной, оптической и другой аппаратуры в условиях реальных
температур и температурных градиентов.

4.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Стенды для тепловых испытаний
используются
для
получения
экспериментальных данных при решении
проблем, связанных с обеспечением
теплового режима аппаратов, находящихся
в открытом космическом пространстве; при
решении вопросов теоретического и
экспериментального
исследования
излучаемых,
поглощательных
и
отражательных характеристик покрытий
космических аппаратов; для решения
проблем теплопередачи через контакты
между отдельными поверхностями; для
получения
методики
расчета
теплопередачи в сложных космических
системах; для решения проблем переноса
тепла
через
многослойную
экрановакуумную изоляцию, а также для
исследования
элементов
систем
терморегулирования
космических
аппаратов.

5.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Проведение тепловых испытаний на таких стендах позволяют добиться приближения к
натурным условиям солнечного облучения КО в условиях открытого космического
пространства, которое достигается посредством локальной ориентации нагревателей,
объединенных в автономные группы, относительно поверхностей объекта испытания,
подлежащих облучению, с регулировкой мощности теплового потока и поочередным
включением (выключением) каждой группы нагревателей в отдельности, что моделирует
вращение КО относительно солнца и обеспечивает одновременное создание отличных друг от
друга полей температур на различных поверхностях объекта испытания.
Оборудование стендов обеспечивает моделируемые условия воздействия космического
пространства, :
а) космический вакуум порядка 1… 10-6 мм рт.ст. создается с помощью откачки вакуумной
камеры насосами ;
б) холод и чернота космического пространства достигается за счет криоэкранов заливного типа
с шевронной поверхностью с эффективными оптическими характеристиками; в качестве
хладагента используется жидкий азот, при этом среднерадиационная температура
поверхности криоэкранов не выше минус 183oC;
в) воздействие солнечного потока имитируется нагревателями, которые создают расчетное
поле температур по каждой отдельно взятой поверхности КО, контролируемое по показаниям
температурных датчиков, установленных на облучаемых поверхностях объекта испытания.

6.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
1 - вакуумная камера;
2 - космический объект;
3 - силовая опорная рама
стола;
4 - подставка;
5, 6 - термомосты;
7 - вакуумные насосы;
8 - 10 - криоэкраны;
11 - нагреватели;
12 - ферма;
13 - экраны;
14 - блок управления.

7.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Размещение нагревателей 11 и экранов 13 имитатора солнечного излучения относительно
поверхностей КО 2
15 - подставка; 16 - 18 - кронштейны; 19 - космический объект (КО);
20 - 39 - нагреватели; 40 - 45 - экраны.

8.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Космический объект (КО) 2 устанавливают в вакуумную камеру 1 на подставке 4, которая в
свою очередь крепится к силовой опорной раме стола 3. Для предотвращения теплостоков с
объекта испытания в местах крепления подставки 4 с опорной рамой стола 3 вакуумной
камеры 1, а также в местах контакта подставки 4 с привалочной плоскостью самого КО 2,
устанавливаются термомосты 5 и 6.
На подставке 4 закрепляют ферму 12, которая предназначена для размещения
нагревателей 11, которые располагают как сверху, так и сбоку от КО 2 под заданными углами
к поверхностям облучения испытываемого объекта с возможностью регулировки их углового
и линейного положения относительно облучаемых поверхностей объекта T1 - T8, а также их
взаимного расположения друг к другу.
Во время выхода вакуумной камеры на рабочий режим, т.е. до достижения остаточного
давления 1 …10-6 мм рт.ст. и температуры стенок криоэкранов минус (186±3)oC, с помощью
нагревателей 20 - 39 поддерживается начальная температура конструкции КО 19. Величина
внешних тепловых потоков контролируется поверхностными температурными датчиками КО.
При этом поочередное включение (выключение) нагревателей 20 - 39 осуществляется блоком
управления 14 в соответствии с циклограммой испытания.
Система измерения стенда обеспечивает:
1) получение информации о тепловом состоянии и электрических параметрах КО 19 по
датчикам, расположенным на борту объекта;
2) получение информации о давлении внутри вакуумной камеры 1;
3) выдачу информации о величине температуры стенок криоэкранов 8, 9 и 10.
Время проведения испытаний на каждом режиме определяется достижением
квазистационарного состояния, при котором изменение температуры поверхностей объекта
по показаниям датчиков не более 1oC за 2 часа.
Процесс останова испытаний, расхолаживания и разгерметизации вакуумной камеры
происходит согласно технологическому процессу испытаний КО в вакуумной камере.

9.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

10.

НАГРЕВАТЕЛЬ ИМИТАТОРА СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
46 - кронштейн с шаровой опорой;
47 - хомут для крепления нагревателя;
48 - рукоятка фиксации угла наклона нагревателя;
49 - стойки-держатели источника света;
50 - источник света;
51 - параболический отражатель;
52 - электрокабель
Источник света 50 представляет из себя
кварцевую галогенную термоизлучательную лампу
мощностью 1 кВт, а параболический отражатель 51
выполнен из нержавеющей стали, вогнутая
поверхность которого отполирована до зеркального
состояния.
Геометрическая форма отражателя 51, а также
расположение источника света 50 в его фокусе,
обеспечивает
создание
равномерного
плоскопараллельного пучка света.
В зависимости от формы и площади облучаемой
поверхности
объекта подбирается
расчетное
количество нагревателей, которые обеспечивают
создание равномерного поля теплового потока и
минимальное экранирование ими КО 2 от
криоэкранов 8, 9 и 10 вакуумной камеры 1. При этом
неоднородность поля лучистого потока во всем
объеме рабочей зоны облучения не превышает 5%,
а расхождение лучей - не более 2o.
В зависимости от величины площади облучаемой
поверхности КО для нагревателя подбираются
соответствующие габариты L1 и L2 параболического
отражателя 51 и типоразмер L3 источника света 50
(кварцевой галогенной термоизлучательной лампы).

11.

МЕТОДИКА ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ
ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
Традиционные способы тепловакуумных испытаний в вакуумной камере с
имитацией внешних воздействий основаны на облучении наружных поверхностей
размещенного испытываемого объекта в вакуумной камере тепловым потоком от
имитатора солнечного излучения. При этом направление указанного теплового
потока в вакуумной камере постоянно, а изменение ориентации аппарата
осуществляется посредством установки испытываемого объекта на трехстепенной
поворотный стенд, обеспечивающий необходимые изменения положения объекта
относительно имитатора солнечного излучения.
Другой способ тепловакуумных испытаний заключается в размещении
космического аппарата в вакуумной камере и облучении его наружных
поверхностей тепловым потоком, имитирующим солнечную радиацию, и
изменении ориентации аппарата относительно этого потока. В процессе испытаний
задают плотности теплового потока и измеряют углы поворота аппарата
относительно нормали к базовым плоскостям установленных на нем датчиков
угловых перемещений, а воспроизведение внешнего теплового потока
обеспечивают одновременным изменением угла поворота аппарата относительно
указанной нормали и плотности теплового потока, причем синхронизацию
поворота и изменение плотности потока осуществляют в соответствии с
определенными соотношениями.

12.

ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
На космических аппаратах, решающих задачи космической связи,
исследований природных ресурсов Земли, астрономических наблюдений,
устанавливаются высокоточные приборы и оборудование, одним из основных
требований к которым является сохранение высокой геометрической
стабильности конструктивных элементов в процессе эксплуатации: стабильности
формы рабочих поверхностей зеркал, стабильности взаимного расположения
оптических элементов телескопов и аппаратуры приема и регистрации излучений
исследуемых объектов, стабильности взаимного расположения антенных модулей
и т.д.
При эксплуатации в условиях переменных тепловых воздействий на
стабильность геометрических характеристик аппаратуры определяющее влияние
оказывают температурные деформации под воздействием неравномерных и
меняющихся по времени температурных полей конструкции космического
аппарата.
Для космического аппарата с высокоточной аппаратурой исследование
термодеформаций и обеспечение заданной геометрической стабильности
конструкции является важной задачей при наземной отработке.
Наземная экспериментальная отработка проводится в процессе комплексных
тепловакуумных испытаний аппарата в вакуумной камере с имитацией внешних
воздействий (давления окружающей среды не выше 5….10-6 мм рт.ст., "холодного"
космического пространства, лучистых тепловых потоков от Солнца и планет),
соответствующих условиям эксплуатации космического аппарата.

13.

МЕТОДИКА ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ
ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
Типовая установка для проведения тепловакуумных испытаний содержит
вакуумную камеру с размещенным внутри нее поворотным устройством для
установки на нем космического аппарата и имитатор солнечного излучения,
включающий осветительную часть в виде щита со светильниками, проекционную
часть, состоящую из зеркально-линзовой оптической системы и входного блока,
включающего рассеиватель и плосковыпуклую линзу, и расположенную между
осветительной частью и входным блоком заслонку управления интенсивностью
излучения с приводом. Заслонка выполнена в виде двух сходящихся экранов
перекрытия, плоскости которых нормальны к оси оптической системы и смещены
относительно друг друга, при этом в экранах перекрытия выполнены вырезы,
образующие проходное сечение для теплового потока в форме квадрата с центром
на оси оптической системы и диагональю, совпадающей с направлением
перемещения экранов, при этом привод заслонки выполнен с возможностью
обеспечения перемещения экранов в зависимости от изменения плотности
падающего на испытываемый аппарат теплового потока и угла поворота аппарата.

14.

СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО
ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
1,1 - электронасосный агрегат
(ЭНА);
1.2 - датчики температуры
теплоносителя;
1.3 - панель с приборами
полезной нагрузки, включающей
в себя жидкостный тракт;
1.4 - регулятор расхода
теплоносителя;
1.5 - радиатор;
1.6 - герметичный контейнер с
установленными в нем
приборами служебных систем,
вентилятором и
газожидкостным
теплообменником (при
отсутствии герметичного
контейнера - панель с
приборами служебных систем,
включающая в себя жидкостный
тракт);
1.7 - компенсатор объема;
1.8 - бортовой комплекс
управления)

15.

СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО
ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
1. Спутник 1 устанавливают в термобарокамере 2, после чего крышку 2.1
термобарокамеры закрывают герметично.
2. С помощью вакуумных насосов 2.2 вакуумируют внутреннюю полость
термобарокамеры 2 до давления остаточных газов, не превышающего (110 в степени
минус 5) мм рт. ст., и поддерживают такой вакуум в процессе проведения дальнейших
испытаний.
3. Включают в работу СТР спутника 1 - начинается циркуляция жидкого теплоносителя
по замкнутому контуру, в том числе через жидкостные тракты охлаждения приборов, и
в зависимости от температуры теплоносителя на входе в жидкостный тракт охлаждения
приборов полезной нагрузки 1.3 часть потока теплоносителя циркулирует через
радиатор 1.5, а остальная часть - мимо него.
4. В коллекторы экранов 2.3 термобарокамеры подают жидкий азот с расходом,
обеспечивающим температуру экранов не выше минус 170oС, для чего задействуют
комплекс управления и измерения 2.4 термобарокамеры 2. Приводят в готовность к
работе имитаторы инфракрасного излучения 2.5 и Солнца 2.6.

16.

СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО
ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
5. Включают в работу приборы спутника 1 - спутник, в том числе и его СТР, работают по
программе работы, соответствующей программе работы при его орбитальном
функционировании, и в условиях, имитирующих условия орбитального функционирования: во
внутренней полости термобарокамеры 2 поддерживается вакуум, а имитация внешних
тепловых условий обеспечивается криогенными экранами 2.3, инфракрасным имитатором 2.5
и включениями имитатора Солнца 2.6; избыточное тепло, выделяющееся при работе приборов
спутника, переносится теплоносителем в радиатор 1.5 и отводится излучением с его
радиационной поверхности, и требуемая рабочая температура теплоносителя в диапазоне от
минимальной до максимальной в жидкостных трактах приборов служебных систем и
полезной нагрузки обеспечивается регулированием расхода теплоносителя через (мимо)
радиатор 1.5 с помощью регулятора расхода теплоносителя 1.4, периодически включающегося
в работу по командам бортового комплекса управления 1.8 (блок управления плюс бортовой
компьютер), вырабатывающимися в соответствии с сигналами температурного датчика 1.2,
установленного на входе в жидкостный тракт полезной нагрузки 1.3 (в частности, сигналы
датчиков 1.2 также поступают и регистрируются комплексом управления и измерения 2.4
термобарокамеры 2).
Если к работе спутника в вышеуказанных условиях замечаний нет, то это означает, что
конструкция спутника соответствует предъявляемым к нему требованиям, данный (первый) и
последующие образцы спутника данного типа работоспособны в условиях орбитального
функционирования, и переходят к следующему этапу испытаний (и в дальнейшем проводят
аналогичные испытания последующих образцов спутника только в нижеописанном объеме).

17.

СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО
ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
6. Переходят к управлению работой регулятора расхода теплоносителя 1.4 с бортового
комплекса управления 1.8 на комплекс управления и измерения 2.4 термобарокамеры 2,
который управляет работой регулятора 1.4, а также экранов 2.3, имитаторов инфракрасного
излучения 2.5 и Солнца 2.6 таким образом, что в результате излучения избыточного тепла с
поверхности радиатора 1.5 при соответствующей температуре (и поглощения его
криогенными экранами 2.3) обеспечивается ступенчатое изменение температуры
теплоносителя в жидкостных трактах в диапазоне от на 5-10oС ниже минимальной рабочей
температуры теплоносителя до на 5-10oС выше максимальной рабочей температуры
теплоносителя в условиях орбитального функционирования, например, в количестве пяти
циклов, с выдержкой при крайних установившихся значениях температур, например, в
течение 8 часов (опыт испытаний показывает, что переход к крайним значениям
температур занимает 5-7 часов и общая продолжительность испытаний при проведении
пяти циклов равна 5,4-8,2 суток).
Если в процессе проведения этих испытаний спутник, в том числе СТР, функционирует
нормально, никаких отказов не зафиксировано, то это подтверждает высококачественное
изготовление спутника данного (первого) образца и готовности его к многолетней
надежной работе в условиях орбитального функционирования.
7. Заканчивают испытания: отключают спутник 1; прекращают подачу жидкого азота в
коллекторы экранов 2.3 и вакуумирование полости термобарокамеры 2; открывают
крышку 2.1 термобарокамеры и демонтируют спутник 1.

18.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ
Стенд для тепловакуумных испытаний космических аппаратов содержит
вакуумную камеру с системой вакуумирования, криогенный экран, имитатор
внешних тепловых потоков, состоящий из секций, и систему управления.
Вакуумная камера соединена с датчиком давления. На криогенном экране
установлен датчик температуры. Выходы датчика давления и задатчика
давления, исключающего конвективный теплообмен в вакуумной камере,
подключены к входам одной из схем сравнения. Выходы датчика температуры и
задатчика температуры холодного космоса подключены к входам второй схемы
сравнения. Выходы обеих схем сравнения подключены к входам схемы
совпадения. Выход схемы совпадения соединен с системой управления
включением блока регуляторов напряжения. Выходы блока регуляторов
напряжения подключены к секциям имитатора внешних тепловых потоков.

19.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ
Стенд для тепловакуумных испытаний КА 3, установленного в вакуумной
камере 1, оснащенной системой вакуумирования 8 и криогенным экраном 2,
расположенным вокруг КА 3, имитатором внешних тепловых потоков,
состоящим из секций 4, 5, 6, 7, системой управления 16, содержит датчик
давления 9, соединенный с вакуумной камерой 1, задатчик давления,
исключающий конвективный теплообмен 10 в вакуумной камере 1, датчик
температуры 12, установленный на криогенном экране 2, задатчик
температуры холодного космоса 13, две схемы сравнения 11 и 14, схему
совпадения 15, блок регуляторов напряжения 17, выходы датчика давления 9 и
задатчика давления, исключающего конвективный теплообмен 10 в вакуумной
камере 1, подключены к входам схемы сравнения 11, выходы датчика
температуры 12 и задатчика температуры холодного космоса 13 подключены к
входам схемы сравнения 14, выходы схем сравнения 11 и 14 подключены к
входам схемы совпадения 15, выход которой соединен с системой управления
16 включением блока регуляторов напряжения 17, выходы которого
подключены к секциям имитатора внешних тепловых потоков 4, 5, 6, 7.

20.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ
1 - вакуумная камера;
2 - криогенный экран;
3 - космический аппарат;
4, 5, 6, 7 - секции имитатора внешних
тепловых потоков;
8 - система вакуумирования;
9 - датчик давления;
10 - задатчик давления, исключающего
конвективный теплообмен;
11 - схема сравнения;
12 - датчик температуры;
13 - задатчик температуры холодного
космоса;
14 - схема сравнения;
15 - схема совпадения;
16 - система управления включением
блока регуляторов напряжения;
17 - блок регуляторов напряжения.

21.

СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ
Процесс тепловакуумных испытаний КА 3, установленного внутри вакуумной
камеры 1, оснащенной криогенным экраном 2 и имитатором внешних тепловых
потоков в виде секций 4, 5, 6, 7, осуществляется следующим образом.
Вакуумируют камеру 1 с помощью системы вакуумирования 8 до давления,
исключающего конвективный теплообмен в камере (например, до давления 10 -3 Па),
измеряемого датчиком давления 9. Сигнал датчика давления 9 поступает в схему
сравнения 11, куда поступает также сигнал заданного значения давления,
исключающего конвективный теплообмен, от задатчика давления 10.
Одновременно с вакуумированием камеры захолаживают криогенный экран 2 до
температуры, имитирующей холод космического пространства (например, до
температуры минус 186°С). Сигнал, измеряемый датчиком температуры 12, поступает в
схему сравнения 14, куда поступает также сигнал с задатчика температуры холодного
космоса 13.
Затем, при совпадении значений давления и температуры со схем сравнения 11 и 14
сигналы поступают на схему совпадения И 15, которая выдает сигнал в систему
управления 16 включением блока регуляторов напряжения 17 секциями имитатора
внешних тепловых потоков 4, 5, 6, 7, с помощью которого регулируют мощность каждой
секции излучателей, в соответствии со штатным алгоритмом воздействия на КА
внешних тепловых потоков, действующих на КА при полете в космосе, формируют
поток вокруг неподвижного КА, изменяя его интенсивность.

22.

СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО
ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
В жидкостных трактах системы терморегулирования спутника осуществляют
ступенчатое изменение температуры и выдержку при крайних ее значениях.
Требуемого температурного распределения достигают отводом избыточного
тепла от теплоносителя из жидкостного тракта полезной нагрузки в обход
радиатора системы.
Для наземной отработке такой системы используют соответствующее
устройство с промежуточным теплообменником, перед которым установлен
перепускной клапан. Вход этого клапана сообщен с жидкостным трактом
полезной нагрузки, первый выход - с жидкостным трактом системы после выхода
теплообменника, а второй выход - с входом теплообменника. Причем наземная
полость теплообменника сообщена через гидроразъемы с наземной системой
обеспечения теплового режима при испытаниях. Данная наземная система
обеспечивает указанный отвод избыточного тепла и размещена вне
термобарокамеры, в которую помещен спутник.

23.

ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

24.

ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Установка для проведения тепловакуумных испытаний КА включает в себя осветительную часть
имитатора солнечного излучения в виде светового щита 1 со светильниками 2 (см. фиг.2), а также
вакуумную камеру 3, внутри которой смонтированы поворотное устройство 4 и проекционная часть
имитатора солнечного излучения, состоящая из зеркально-линзовой оптической системы 5 и входного
блока, включающего рассеиватель 6 и плосковыпуклую линзу 7. Рассеиватель 6 входного блока
представляет собой кварцевую пластину, на которой нанесена совокупность цилиндрических канавок во
взаимно перпендикулярных направлениях. Такая конструкция позволяет рассеивать свет по двум
направлениям, создавая крестообразные полосы, которые укладываются в рабочей зоне, стыкуясь по
границам друг с другом.
Между световым щитом 1 осветительной части и рассеивателем 6 входного блока установлена
заслонка управления интенсивностью излучения с приводом . Заслонка выполнена в виде двух сходящихся
экранов перекрытия 8, плоскости которых нормальны к оси оптической системы 5 и смещены по оси
относительно друг друга на расстояние, превышающее толщину экрана 8.
Одним из условий равномерного светораспределения в пятне от каждого светильника 2 при изменении
площади проходного сечения в экранах 8 заслонки является сохранение формы проходного сечения
экранов 8. Для этого в экранах 8 выполнены вырезы в форме квадрата с центром на оси оптической
системы 5 и диагональю, совпадающей с направлением перемещений экранов 8. Размеры проходного
сечения определены текущим положением экранов 8, которое изменяется с помощью привода по
соотношению:
где l - расстояние от вершины выреза в экране 8 до оси оптической системы, м; r - радиус линзы 7 входного
блока, м; Q - плотность теплового потока, которую необходимо получить на выходе из проекционной части
имитатора, Вт/м2; So - плотность теплового потока, на которую настроен световой щит 1 осветительной части
имитатора, Вт/м2; τ - текущее время испытаний, час.
Привод обеспечивает перемещение экранов 8 заслонки в зависимости от изменения плотности
теплового потока и поворота испытываемого объекта.

25.

ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Тепловакуумные испытания осуществляются следующим образом.
Рассчитывают зависимости плотности теплового потока, подводимого к аппарату 9, и угла
поворота поворотного устройства 4 от времени (см. фиг.4), которые обеспечивают имитацию
натурных тепловых воздействий на аппарат 9 по осям и . Настраивают привод, обеспечивающий
синхронную работу экранов 8 и поворотного устройства 4, исходя из рассчитанных зависимостей.
Космический аппарат 9 устанавливают в вакуумной камере 3 на поворотное устройство 4
таким образом, что продольная ось космического аппарата ориентирована вертикально и
совпадает с осью вращения поворотного устройства 4. Для исключения деформаций
конструкции в процессе испытаний под действием силы тяжести отклонение продольной оси
аппарата 9 от вертикали при вращении поворотного устройства 4 не превышает 1 минуты.
На аппарат 9 в параллельных плоскостях устанавливают
датчики 10 угловых перемещений. Нормаль к базовой
плоскости датчиков 10 совпадает с осью вращения
поворотного устройства 4. В процессе испытаний
измеряют углы поворота аппарата 9 относительно
нормали к базовой плоскости датчиков 10.
Теплообмен космического аппарата с окружающей
средой происходит через открытые радиационные
поверхности, на которые наносятся специальные
термооптические покрытия (остальные наружные
поверхности аппарата закрыты экранно-вакуумной
теплоизоляцией,
теплообмен
через
которую
незначителен 1-3 Вт/м2).

26.

ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
На
фиг.
1
изображены
принципиальные схемы имитатора
солнечного излучения, закрепления iго модуля на общей раме (фиг. 2), i-го
модуля (фиг. 3), а также общий вид
интегнирующей оптической системы
в плане (фиг. 4) и электронная схема
блока задания режима излучения
(фиг. 5).

27.

ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Объект испытаний 1 расположен в совмещенной фокальной плоскости имитатора,
сформированной за счет согласования фокусных расстояний выходов блока модулей 2,
предназначенных для моделирования солнечного излучения. Блок модулей 2 состоит из
девяти модулей, закрепленных на общей вертикальной раме 3, выполненной в виде силовой
металлоконструкции и установленной на фундаменте , центрально-симметрично относительно
оптической оси центрального модуля. Каждый модуль 4 закреплен в системе вложенных друг
в друга четырех металлических силовых рамок 5-8. Рамка 5 со всеми вложенными в нее
элементами имеет возможность перемещения по горизонтальным направляющим 9, которые
жестко закреплены на общей раме, а рамка 6 имеет возможность перемещения по
вертикальным направляющим рамки 5. Рамка 7 имеет возможность поворота в рамке 6
вокруг горизонтальной оси, а рамка 8 в рамке 7 вокруг вертикальной оси. Вращение рамок 7 и
8 обеспечивают червячные механизмы. При этом рамка 5 центрального модуля имеет
возможность перемещения по направляющим, закрепленным на общей раме 3, вдоль
оптической оси модуля.

28.

ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
В состав модуля 4 входят источник света (излучения) 11, закрепленный в рамке 8,
конденсатор 12, выравниватель яркости 13 и коллиматор 14.
Источник света (лампа) 11 выполнен в виде дуговой ксеноновой лампы-светильника.
Внутренняя поверхность корпуса лампы 11, представляющая собой отражатель и
контротражатель 16, выполнена в виде части зеркального эллипсоида вращения, в одном
из фокусов которого расположена дуга, и предназначена для перераспределения
лучистого потока дугового разряда лампы. К
Конденсор 12 выполнен в виде двояко-выпуклой кварцевой линзы, предназначенной
для уменьшения угла рассеивания лучистого потока лампы 11, и установлен таким
образом, что его фокус совпадает с фокусом 17 отражателя и контротражателя 16.
Геометрические параметры конденсора 12 выбраны из расчетов так, чтобы лучи
элементарных пучков, подающихся на выравниватели яркости 13, составляли угол с их
оптическими осями не более 10o при достаточно большом охвате лучистого потока лампы
11 входным окном конденсора 12.
Выравниватели яркости 13 представляют собой плотно упакованные с контактом по
граням и закрепленные в оправе 18 от взаимного перемещения 163 одинаковых
оптических элемента, выполненных в виде кварцевых шестигранных призм с торцами,
обработанными по сфере, которые в совокупности образуют интегрирующую оптическую
систему 19 и предназначены для выравнивания силы светового излучения. Выбор размера
интегрирующей оптической системы 19, числа выравнивателей яркости 13 и расчет их
геометрических параметров выполнены исходя из условий наилучшего использования
упавшего на интегратор светового потока от конденсатора 12 и с учетом требований к
имитатору в целом.

29.

ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Коллиматором 14 является плоско-выпуклая кварцевая линза, которая устанавливается
сразу за выравнивателями яркости 13 (интегрирующей оптической системы 19) и
предназначена для сведения осевых лучей световых пучков от всех выравнивателей яркости
13 и полного их наложения в фокальной плоскости модуля 4. Геометрические параметры
коллиматора 14 определены корректировкой параметров безаберрационной линзы методом
последовательных приближений путем расчета реального хода лучей через весь оптический
тракт модуля 4.
Источником питания 20 лампы 11 служит тиристорный преобразователь, установленный
на фундаменте. Тиристорный преобразователь допускает дистанционное включение и
отключение лампы 11, а также управление током дуги лампы 11 (и соответственно ее
световым потоком) с помощью внешнего задающего сигнала.
Система охлаждения 21 предназначена для охлаждения технической водой анода, катода
и внутренних элементов (отражатель и контротражатель 16), а также дистиллированной водой
выходного окна лампы 11. Охлаждение технической и дистиллированной водой проходит по
самостоятельным замкнутым контурам, в каждый из которых входят: для технической воды
насос ЗКМ-6; для дистиллированной воды помпа 1029, накопительные емкости и магистрали
связи. Накопитель емкости контура технической воды предварительно заполняется из
водопроводной сети, а дистиллированной воды с помощью дистиллятора

30.

ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Устройство работает следующим образом.
Объект испытаний 1 устанавливают в рабочей зоне имитатора. С помощью малого
источника излучения 30 световые зоны последовательно от каждого модуля наводят на
объект испытаний путем ориентации модулей в пространстве в системе вложенных друг в
друга рамок (фиг. 2). После проведения юстировки оптического тракта модулей и наведения
световой зоны на объект испытаний 1 телескопическую штангу 29 с малым источником
излучения 30 убирают из зоны действия лампы 11.
Блок задания режима излучения 22 вместе с датчиком 24 работает следующим образом.
Заданная форма светового излучения (СИ) разбивается на m участков по времени. Причем
время срабатывания m-го реле времени 28 устанавливают равным где длительность го
участка разбиения, а амплитуду сигнала управления источниками питания 20 лампы 11 i-го
временного участка выбирают с помощью i-го переменного резистора 27 таким образом,
чтобы СИ на i-м временном участке соответствовало заданному. При замыкании ключа K
(фиг. 5) происходит подключение источников питания 20 и одновременно подачи питания на
все n реле времени 28. I-е реле времени 28 включает в цепь база эмиттер эмиттерного
повторителя 25 i + 1-й переменный резистор 27, что обеспечивает смещение эмиттерного
повторителя 25, соответствующее амплитуде i + 1-го участка разбивания СИ. Одновременно iе реле времени 28 отключает i-й переменный резистор 27 от цепи база эмиттер эмиттерного
повторителя 25. N-е реле времени после отработки своей программы по длительности,
равной длительности всего СИ, подает сигнал на отключение источников питания 20, а также
отключение питания всех реле времени 28.
Корректировка амплитуды СИ в пределах длительности i-го участка разбиения
происходит следующим образом. Изменение амплитуды СИ приводит к изменению
сопротивления датчика излучения 24 (например, фоторезистора), что в свою очередь
изменяет баланс мостовой схемы 23, ток база коллектор эмиттерного повторителя 25 и
соответственно сигнал управления, поступающий на источники питания 20, причем
увеличение СИ приводит к уменьшению сигнала управления.

31.

СИСТЕМА ИМИТАЦИИ СОЛНЕЧНОГО ОБЛУЧЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ
ОБЪЕКТОВ ИНФРАКРАСНЫМИ ИЗЛУЧАТЕЛЯМИ
Для обеспечения процесса имитации солнечного облучения, позволяющего с большой
точностью воспроизводить рост значения температур облучаемых поверхностей в
зависимости от времени облучения инфракрасными излучателями мощностью,
эквивалентной заданной мощности излучения Солнца, обеспечения высокой
динамичности системы управления процессом имитации солнечного облучения при
моделировании неустановившихся тепловых процессах, обусловленных частой сменой
ориентации космического объекта относительно Солнца или пассивным полетом вокруг
Земли, где в течение одного витка космический объект 1час находится на "солнце" и 30
минут в "тени” , используют метод имитации солнечного облучения космических объектов
инфракрасными излучателями с автоматизированной системой управления процессом
имитации.
На чертеже представлена функциональная схема реализации и управления
процессом имитации солнечного облучения ЛА инфракрасными излучателями.
Имитация солнечного облучения ЛА 3, размещенного внутри вакуумной камеры 1,
оснащенной теплопоглотителем с криогенными экранами 2, оссуществляется
инфракрасными излучателями 5….9, разделенными экранами 12….15 на две секции.
Обратная связь системы содержит датчики теплового потока 10 и 11, установленные на
поверхностях облучения космического объекта, защищенных экрановакуумной
теплоизоляцией 4, и задатчик значения теплового потока 16 от "солнечного" источника,
выходы из которых соединяют с блоком сравнения потоков 17, подключенному к блоку
управления мощностью инфракрасных излучателей 18.

32.

СИСТЕМА ИМИТАЦИИ СОЛНЕЧНОГО ОБЛУЧЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ
ОБЪЕКТОВ ИНФРАКРАСНЫМИ ИЗЛУЧАТЕЛЯМИ
1 - стенка цилиндрической вакуумной
камеры;
2 - теплопоглотитель с криогенными
экранами (устройство охлаждения стенок
вакуумной камеры);
3 - космический объект (КО);
4 - экрановакуумная теплоизоляция КО;
5 … 9 - инфракрасные излучатели;
10 - 11 - датчики теплового потока;
12… 15 - экраны;
16 - задатчик значения теплового потока;
17 - блок сравнения потоков (заданного и
измеренного);
18 - блок управления мощностью
инфракрасных излучателей.

33.

СИСТЕМА ИМИТАЦИИ СОЛНЕЧНОГО ОБЛУЧЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ
ОБЪЕКТОВ ИНФРАКРАСНЫМИ ИЗЛУЧАТЕЛЯМИ
Процесс имитации солнечного облучения КО 3, размещенного внутри вакуумной камеры
1, оснащенной теплопоглотителями с криогенными экранами 2 и инфракрасными
излучателями 5 9, осуществляется следующим образом.
На облучаемые поверхности КО 3 устанавливают датчики теплового потока 10 и 11 с
оптическими коэффициентами рабочих поверхностей, соответствующими оптическим
коэффициентам облучаемых поверхностей П1 и П2 КО 3, т.е.:
Каждый датчик имеет свою сравнительную тарировочную характеристику, полученную
при поочередном совместном облучении различной мощностью датчика с образцомимитатором поверхности облучения оптическим имитатором Солнца и инфракрасными
излучателями в условиях, приближенных к эксплуатации в открытом космическом
пространстве. Результаты тарировки вводят в задатчик значения теплового потока 16,
который алгоритмическим путем выдает величину температуры на датчике теплового
потока Тзадан., соответствующую той, которая возникает при облучении рабочей
поверхности
датчика
теплового
потока
с
заданными
коэффициентами
As и
инфракрасными излучателями определенной мощности, эквивалентной заданной
мощности имитатора солнечного излучения, спектр лучистого потока которого
максимально приближен к спектру естественного Солнца.

34.

СИСТЕМА ИМИТАЦИИ СОЛНЕЧНОГО ОБЛУЧЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ
ОБЪЕКТОВ ИНФРАКРАСНЫМИ ИЗЛУЧАТЕЛЯМИ
При поочередном облучении поверхностей облучения П1 и П2 КО 3 соответствующей
секцией инфракрасных излучателей 5…. значения температур Т1измер.и Т2измер., измеряемых
датчиками теплового потока 10 и 11 в виде электрических сигналов поступают в блок
сравнения потоков (заданного и измеренного) 17, где происходит их идентификация с
электрическими сигналами от задатчика значения теплового потока 16, соответствующими
заданным значениям температур Т1задан. и Т2задан., определяемых алгоритмическим путем в
зависимости от заданных оптических коэффициентов облучаемых поверхностей
(As1 и
1;As2 и
2) и заданного значения мощности теплового потока Nзадан. излучения
Солнца.
В результате идентификации сигналов от датчиков теплового потока 10 и 11 и от
задатчика значения теплового потока 16 блок сравнения потоков 17 выдает сигнал в блок
управления мощностью инфракрасных излучателей 18, с помощью которого регулируют
мощность каждой секции инфракрасных излучателей.