Способ определения в полете коэффициента поглощения солнечного излучения радиатора системы терморегулирования космического аппарата
Изобретение относится к космической технике, конкретно к способам определения теплофиэических характеристик космического аппарата (КА), и предназначено для оценки величины изменения термооптических характеристик терморегулирующих покрытий радиаторов-излучателей систем терморегулирования в условиях космического полета. Ориентацию продольной оси КА проводят в произвольной последовательности на соседних порядковых витках, выдерживая каждую из двух ориентации в течение одного витка, при этом одновременно измеряют температуры теплоносителя на входе и выходе радиатора и угол широты КА на орбите, после чего коэффициент поглощения As определяют по соответствующей формуле. 2 ил.
союз советских
СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ
РЕСПУБЛИК (я)5 G 01 J 5/50
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ
ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ CCCP) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ л
I ! а ю
«) О
lM ,ы о (21) 4943458/25
t (22) 07.06.91 (46) 07.06.93. Бюл. N 21 (71) Главное конструкторское бюро Научнопроизводственного объединения "Энергия" и Научно-производственное объединение
"Композит" (72) К.А.Коптелов, В.М.Гуля и В.М,Цихоцкий (56) Моделирование тепловых режимов КА и окружающей его среды. Под ред, Г.И.Петрова. M.: Машиностроение, 1971, с. 101 -103, 185-187.
Коптелов К.А. и др. Руководство для конструкторов по обеспечению тепловых режимов. Т. 3, ГОНТИ-1, 1989, с. 166-169. (54) СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ В ПОЛЕТЕ
КОЭФФИЦИЕНТА ПОГЛОЩЕНИЯ СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ РАДИАТОРА
Изобретение относится к космической технике, конкретно к способам определения теплофизических характеристик КА, и предназначено для оценки величины деградации оптических коэффициентов терморегулирующего покрытия радиаторов-излучателей систем терморегулирования КА.
Целью изобретения является разработка способа определения в полете фактического значения коэффициента As ТРП радиатора КА на орбитах с любой солнечной освещенностью, т.е. позволяющего определить коэффициент As ТРП радиатора в требуемый момент времени, не дожидаясь солнечной орбиты.
„„5Ы,„, 1820236 А1
СИСТЕМЫ ТЕМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (57) Изобретение относится к космической технике, конкретно к способам определения теплофиэических характеристик космического аппарата (КА), и предназначено для оценки величины изменения термооптических характеристик терморегулирующих покрытий радиаторов-излучателей систем терморегулирования в условиях космического полета. Ориентацию продольной оси
КА проводят в произвольной последовательности на срседних порядковых витках, выдерживая каждую из двух ориентаций в течение одного витка . при этом одновременно измеряют температуры теплоносителя на входе и выходе радиатора и угол широты КА на орбите, после чего коэффициент поглощения As определяют по соответствующей формуле. 2 ил.
Укаэанная цель достигается тем, что в способе, основанном на измерении температуры теплоносителя с постоянным расходом на входе и выходе радиатора системы терморегулирования космического аппарата в двух ориентациях. продольной оси аппарата по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты при ориентации в обоих случаях поперечной оси на центр Земли, две указанные ориентации продольной оси КА проводят в произвольной последовательности на соседних порядковых витках, выдерживают каждую иэ двух ориентаций в течение одного витка, при этом одновременно с температурами теплоносителя измеряют угол широты р аппарата на орбите, после чего коэффициент поглощения As определяют по формуле
ЕО з
A, (Твх1 + Твыхг )
4 (иг,и1 ) $о
x j (Твх1 Твхг ) + (Твых1 + Твыхг ) 1е где,й1, йг — средневитковые значения модели солнечного освещения радиатора КА при ориентации продольной оси аппарата по вектору скорости и нормально к плоскости орбиты соответственно при движении продольной оси КА по вектору скорости
AsSoFs1+ Оотр+ Оэем+ Овн < 10 AsSoFs2 + Оотр + Озвм + Овн - E Op FT2 = 0, — 4 (2) р1 =, -;,иц = — У1— 1=1 и / г ° /421 = Сов О, 1=1 и Л где a — угол между вектором солнечного излучения и плоскостью орбиты; Твх1 ° "вых1 ° Твхг Твыхг — СРЕДНЕВИТКОвые значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора при ориентации продольной оси KA по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты; е — степень чеоноты радиатора; 0o = 5,67 ° 10 Вт/м К вЂ” постоянная Стефана-Больцмана, So = 1396 Вт/м — солнечная постоянг ная. Действительно, выдерживая последовательно укаэанные ориентации продоль.ной оси КА в течение одного витка можно аналитически с большой точностью определить в каждый момент времени изменение миделя освещенности радиатора при движении КА по.теневой орбите и таким образом получить средневитковые значения модели солнечной освещенности радиатора КА, необходимые наряду со средневитковыми температурами теплоносителя на входе и выходе радиатора для определения значения As ТРП. Одновременное измерение температур теплоносителя с углом широты p KA на орбите, проводимое в течение одного витка, необходимы для точного определе.ния As при кваэистационарном тепловом режиме радиатора, Угол широты p c периодичностыю 2 7г характеризует положение КА на орбите; его принято отсчитывать на каждом витке от точки А пересечения плоскости орбиты KA с плоскостью экватора. Вывод математического выражения для оценки коэффициента поглощения солнечного излучения основан на решении системы уравнений квазистационарного теплового баланса радиатора КА для двух ориентаций KA при его движении по орбите: где Fs — среднее за виток значение площади радиатора, освещаемой Солнцем; F — площадь радиатора; Оотр, Оэем — отраженное от Земли солнечное и собственное излучение Земли, поглощенное радиатором; Овн — тепловыделение приборно-агрегатного оборудования, сбрасываемое в космическое пространство; е — степень черноты поверхности радиатора; о — постоянная Стефана-Больцмана. . Вычитая из уравнения (1) уравнения (2) получим Аэ= So (рог —,и1 ) Fs1 Fs2 где,и1 и иг = — средневитковые F F значения миделей солнечного освещения поверхности радиатора. Линеариэуя температурные зависимости Т1 и Тг относительно среднего значения температуры теплоносителя в радиаторе и записав температуру радиато40 ра через температуру теплоносителя на входе и выходе радиатора как Твх1 + Твых1 Т1— 2 — ЛТ Твхг + Твыхг M Т2— Е1 Т., где ЛТ вЂ” перепад температур между тепло50 носителем и поверхностью радиатора (при постоянном значении Ов„перепад темпера-, тур величина постоянная), получим Г1о з As — (Твх + Твых2 ) х 4 $о Pz —,й1 ) $о 55 х ((Твх! Твх2 ) + (Твых1 + Твыхг ) ) (3) В выражении (3) присутствуют известные параметры So и гъ. величина r.. замерен! 82023 ная при наземных испытаниях радиатора, и измеряемые одновременно с заданным интервалом значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора и значения угла широты р КА, 5 Для определения,иц необходимо проводить измерение угла р и подставлять его в выражение для текущего значения миделя. Мидель,и2 от положения КА на орбите не зависит, а зависит только от угла наклоне- 10 ния плоскости орбиты к вектору солнечного излучения а, Измерения углов а и р производится навигационным оборудованием КА или с использованием наземных средств для определения положения КА, 15 Текущие значения р определяются следующим образом: при движении КА продольной осью по вектору скорости Ри = — 1 — cos а в1п р,, при движении КА продольной осью перпендикулярно вектору скорости 25 1,и21 — С0$ а. Качественным отличием предложенно- 30 го способа от прототипа является то, что он позволяет на любом этапе полета и на орбите с любой освещенностью определить фактическую величину коэффициента Ав, тогда как в способе-прототипе операции по ори- 35 ентации можно было проводить только 2 раза в год на солнечных орбитах и по данным измерениям определялось относительное изменение коэффициента Л Ав, а его начальное значение Ав закладывалось по 40 данным предстартовых наземных испытаний. которые в случае запуска КА за 2-3 месяца до первой солнечной орбиты могло изменить свое значение на 15-20 и поэтому определяемое в дальнейшем относитель- 45 ное изменение коэффициента ЛАв могло давать еще большие погрешности. Конкретную реализацию предлагаемого способа рассмотрены на примере определения коэффициента Ав ТРП радиатора системы терморегулирования орбитальной станции "Мир". Предположим. запуск станции осуществляется на теневую круговую орбиту с углом между вектором солнечного излучения и плоскостью орбиты а = ЗОО. После выхода станции на околоземную орбиту в первые 2-3 витка осуществляется расконсервация ряда систем станции и выход их на рабочий режим. После этого Центр управления полетом приступает к проверке работы систем ориентации, которую можно совместить с проведением работ по определению начального значения коэффициента А,. Для этого, например, на 5-6 витках после вь!ведения выстраивают ориентацию продольной осью Х станции по вектору скорости, а поперечной ось Ч на центр Земли (фиг,1) и поддерживают постоянный уровень тепловыделения в гермоотсеке, т.е, в течение всего эксперимента по опред= лению Ав работает аппаратура с одинаковой суммарной мощностью тепловыделения, например для станции "Мир" 2 к8т. После этого в течение всего витка (90 мин) измеряют с интервалом 10 мин значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора Твх! И Твых1 ° ПРИ ЭТОМ ОДНОВРЕМЕННО С ТаКИМ же интервалом измеряют угол широты р КА на орбите, отсчитываемый от линии пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора в восходящем направлении, т,е. с запада А на восток В. Этот угол измеряется бортовыми навигационными приборами в автоматическом режиме и передается по каналам телеметрии на Землю либо он может измеряться по орбите полета с использованием наземных средств для определения положения КА. Расчеты нестационарного теплового режима радиатора и опыт эксплуатации радиатора СТР орбитальной станции "Мир" показывают, что для аппаратов класса орбитальной станции с большой теплоемкостью радиатора нецелесообразно брать интервал между измерениями менее 10-15 мин, поскольку это практически не увеличивает точность, зато резко возрастает объем обрабатываемой информации. После этого поворачивают КА продольной осью Х перпендикулярно плоскости орбиты (фиг.2) и аналогичным образом проводят в течение следующего витка измерение температур теплоносителя на входе и ВЫХОДЕ РаДИатОРа Tsx2 И Твых2, УГЛа ШИРОТЫ р с тем же интервалом между измерениями и аналогичным уровнем тепловыделения в отсеке. 8 результате измерений было получено 10 значений ДлЯ кажДой из темпеРатУР Твх1, . Твых1 Твх2. Твых2 И СООТВЕТСТВуЮщИХ ЭТИМ замерам 10 значений угла широты р, характеризующих нестационарный тепловой режим радиатора под воздействием переменной внешней нагрузки и постоянного внутреннего тепловыделения. Осредняя полученные значения температур теплоносителя по витку, а также значения 182023 .1О Твых2 1=1 2. 269,2 К; 1 гдЕ,и1 =— 1Г 1О /421 — i 1 10 . 1 гДЕ,и1 = — СОЗ а. л 35 45 х ((Твх1 "вх2 ) + (Твых1 + Твых2 ) ) 50 где,й1,,й2 — средневитковые значения миделя солнечного освещения радиатора аппарата при ориентации его продольной оси по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты соответственно 1 ,и1 = g;,и1 =— 1=1 миделя солнечного освещения радиатора ,и1 и и2, получим о Tsx1l I =1 Tsx1 = = 284,6 К; Твыхц 1=1 Твых1 = 10 = 273,2 К; Tsx2l Твх2 = 279,2 К: l=1 Подставив в указанные выражения значения углова=30 и ризменяющийсяот0 до 360 с шагом 36О, и учитывая, что на теневом участке орбиты.мидель равен нуль, получим средневитковые значения миделя солнечного освещения ,и1 = 0,2 и,й2 = 0,27. Эти значения подставляем в окончательную формулу для определения величины коэффициента As ТРП ео э As — (Tsx1+твы 2) х 4 (P2 P1) о x ((Tsx1 Tsx2 ) + (Твых1 + Твых2 ) ) = 0,9 5,67 ° 10 . 4 + э (284,6 +269.3) х х ((284,6 - 279,2) + (273,2 - 269,2)) = 0,208.. Таким образом можно получить значение коэффициента поглощения солнечного излучения А> радиатора системы терморегулирования для орбиты е любой солнечной освещенностью, т.е. как для теневых орбит, где внешняя нагрузка на радиатор значительно меняется при движении.его по орбите, так и для солнечных орбит, где можно. обеспечить постоянство внешней нагрузки на радиатор. Предложенным способом мож5 25 но с большой точностью выявить характер изменения коэффициента As в начальный период эксплуатации (1-3 месяца), где по статистике происходит наиболее интенсивное изменение термооптических свойств терморегулирующих покрытий радиаторов CTP. На этом этапе можно повторять описанные выше, операции через 10-20 дней и получить качественную и количественную картину изменения. коэффициента Às. Кроме того, способ позволяет оперативно оценить влияние на терморегулирующие покрытия радиаторов различных внешних воздействий, например несанкционированных выбросов компонентов топливной системы, воздействуй струй двигателей от стыкующихся со станцией модулей и т.п. Формула изобретения Способ определения в полете коэффициента поглощения солнечного излучения радиатора системы терморегулирования космического аппарата, заключающийся в измерении температуры теплоносителя на входе и выходе радиатора при постоянных расходе и внутреннем тепловыделении в двух ориентациях продольной оси аппарата по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты и постоянной ориентации поперечной оси на центр Земли и определении коэффициента поглощения на основе этихизмерений, отл ич а ю щи йсятем, что, с целью обеспечения возможности определения коэффициента поглощения на орбитах с любой солнечной освещенностью, две указанные ориентации продольной оси аппарата поводят в произвольной последовательности на соседних порядко-. ° вых витках, выдерживают каждую из двух ориентаций в течение одного витка, при этом одновременно измеряют температуры теплоносителя на входе и выходе радиатора и угол широты раппарата на орбите, после чего коэффициент поглощения As определяют по формуле ЕО э А.— 4,, (т,х, +т,.х,) х 4 1,,й2 -P1 ) Яо 4У Составитель К.Коптелев Техред М.Моргентал Корректор С.Патрушева Редактор Л.Волкова Заказ 2023 Тираж Подписное ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР 113035. Москва, Ж-35, Раушская наб.. 4/5 Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород. ул.Гагарина, 101 ир 1 /C2 /421 С0$ (Х I =1 Д Л где а — угол между вектором солнечного излучения и плоскостью орбиты; Твх), Твых1 Твх7, Твых2 средневитко вые значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора при ориентации продольной оси аппарата по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты; я — степень черноты радиатора; o = 5.67 ° 10 Вт/м К вЂ” постоянная 5 Стефана-Больцмана S — 1396 Вт/м — солнечная постоянная.
