Стенд для тепловых испытаний радиоэлектронных устройств космических аппаратов

Авторы патента:

Карабан Леонид Васильевич (RU)

Егоров Константин Владиленович (RU)

Алексеев Владимир Антонович (RU)

Копылов Виктор Захарович (RU)

B64G7/00 - Имитация космических условий, например для установления условий жизнеобеспечения (тренажеры для обучения или тренировки G09B 9/00)

Владельцы патента RU 2553411:

Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" (RU)

Изобретение относится к тепловым имитационным стендам для испытаний аппаратуры космических аппаратов, выводимых на околоземную орбиту. Стенд содержит малогабаритную вакуумную камеру (ВК) с криогенным и соосным ему дополнительным экранами. Последний выполнен из материала с высокой теплопроводностью и нанесенным на его внутреннюю и внешнюю поверхности покрытием с максимальной степенью черноты. Имеется приспособление (например, в виде имитатора термоплаты) для установки объекта испытаний внутри дополнительного экрана. В кольцевой полости между экранами равномерно расположены нагреватели с регулируемой мощностью. В торцевой части ВК могут быть установлены инфракрасные нагреватели. Технический результат изобретения состоит в расширении видов тепловых испытаний, уменьшении трудоемкости и времени на их проведение, экономии жидкого азота для захолаживания криогенного экрана ВК. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области теплотехники, более конкретно к стендам, включающим тепловакуумные камеры (ТВК), в которых имитируются тепловые условия эксплуатации радиоэлектронных устройств (РЭУ) космических аппаратов (КА) на орбите полета вокруг Земли, и может найти применение при повышенных требованиях к теоретическим и экспериментальным исследованиям.

Для проведения тепловакуумных испытаний КА и входящих в их состав РЭУ в условиях, адекватных космическим, применяются специальные установки - тепловакуумные камеры (ТВК). Размеры такого рода ТВК изменяются в широком диапазоне. Существующие в России и за рубежом ТВК имеют полезный рабочий объем от 6 до 150 м³ и более. Эти ТВК требуют больших затрат и времени на их создание и эксплуатацию и обычно не приспособлены к испытаниям отдельных составных частей КА, что вынуждает создавать дополнительное оснащение и доработку конструкции камер. Учитывая прогресс и проблемы, связанные с внедрением в эксплуатацию малоразмерных космических аппаратов, в составе которых используются соответствующая малогабаритная аппаратура и оборудование, применение существующих ТВК больших размеров стало экономически невыгодным, в первую очередь, из-за расходования большего количества жидкого азота, использования мощных вакуумных насосов, приспособлений и устройств, необходимых для тепловакуумных испытаний КА и его составных частей.

Поэтому в настоящее время на предприятиях, разрабатывающих бортовую радиоэлектронную аппаратуру и оборудование космического назначения, вынуждены искать и использовать более грубые способы имитации космического пространства, однако позволяющие определить качество принятых конструкторско-технологических решений и оценить работоспособность разрабатываемых РЭУ в условиях, адекватных условиям их штатной эксплуатации на орбите полета. При этом важно учитывать сочетание физического и математического моделирования процессов, происходящих в такого рода устройствах, а также сопоставление расчетных и экспериментальных данных, полученных в разных условиях окружающей среды. Для этих целей весьма полезно использовать методы идентификации, позволяющие осуществить оптимальные методы тепловых испытаний при их ограниченной стоимости [1].

Исходя из этих принципов предлагается использовать серийные промышленные малогабаритные термовакуумные камеры с рабочим объемом 1÷1,5 м³, часто имеющиеся на предприятиях-изготовителях космической техники, или покупные термовакуумные камеры с воспроизведением в них тепловых условий, адекватных действующим на орбите полета, но достаточных для получения результатов тепловых испытаний, удовлетворяющих заданным техническим требованиям, предъявляемым к тепловым режимам РЭУ космической техники.

Известны отечественные и зарубежные тепловакуумные камеры, в которых моделируются тепловые режимы космических аппаратов и их составных частей в наземных условиях. Например, они широко освещены в книгах [2] и [3].

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является стенд для тепловых испытаний космических объектов (патент РФ №2172709 от 23.09.1999). Стенд содержит вакуумную камеру с КА внутри нее, имитатор солнечного излучения, устройство охлаждения стенок вакуумной камеры, систему вакуумирования, подсоединенную к вакуумной камере. При этом имитатор солнечного излучения состоит из нескольких автономных секций. Каждая секция имитатора солнечного излучения отделена друг от друга теплопоглощающими экранами. Такое выполнение имитатора солнечного излучения позволяет увеличить достоверность тепловых испытаний за счет приближения к натурным воздействиям солнечного излучения на КА.

Главными недостатками прототипа являются:

- установка внутри вакуумной камеры имитатора солнечного излучения в виде кварцевой галогенной термоизлучательной лампы требует существенного (в несколько раз или более) увеличения объема рабочего пространства камеры;

- использование такого рода стендов для тепловых испытаний составных частей современных КА, обладающих относительно малыми размерами (например, электронных приборов и оборудования, приемо-передающих и антенно-фидерных устройств с приводами (АФУ), размещаемых внутри негерметичных отсеков или снаружи КА на выносных платформах или кронштейнах, обычно имеющих тепловые стоки в виде термостатируемых термоплат КА, одновременно служащих установочными поверхностями для составных частей КА), преимущественно обеспечиваемых за счет кондуктивных тепловых связей с термоплатами КА, становится по техническим, временным и экономическим факторам неоправданным и бесперспективным;

- при проведении тепловакуумных испытаний составных частей КА требования к точности воспроизведения внешних тепловых воздействий (от Солнца и Земли), имитирующих условия их эксплуатации на орбите полета КА, значительно снижаются, а к кондуктивному переносу тепла от аппаратуры к тепловым стокам КА - повышаются. Это объясняется тем, что обычно в тепловом балансе РЭУ влияние внешних тепловых потоков на температуру электронных компонентов, находящихся внутри конструкции, как правило, значительно меньше, чем собственная мощность, рассеиваемая этими компонентами.

Поэтому внимание создателей целевой аппаратуры сосредотачивается на решении внутренней задачи в разработанной конструкции устройства, требующей проверки эффективности тепловых средств, используемых в системе: электронные компоненты - интегрированные в конструкцию тепловые средства - притоки тепла к поверхности РЭУ от внешних тепловых потоков и стоки тепла в открытый космос или на установочную поверхность КА.

Исходя из вышеизложенного можно сделать очень важный вывод, что для тепловых испытаний составных частей КА, в нашем контексте -применительно к РЭУ, целесообразно и возможно приспосабливать малогабаритные промышленные вакуумные камеры, как правило, имеющиеся на предприятиях, разрабатывающих целевую радиоэлектронную аппаратуру для космической техники, для воспроизведения в них с достаточной степенью точности тепловых условий штатной эксплуатации в составе КА. При этом основное внимание необходимо уделять принятым конструктивно-технологическим решениям в разрабатываемых устройствах при более грубой, но достаточно обоснованной имитации тепловых воздействий самого КА и лучистых тепловых потоков от Солнца и Земли на орбите полета.

Приведенной концепции отработки теплового режима вновь разрабатываемой целевой аппаратуры отвечает грубая имитация внешних тепловых потоков с помощью введения в состав малогабаритной тепловакуумной камеры дополнительного экрана, с помощью которого можно имитировать интегральный тепловой поток. Это обусловлено тем, что для отвода мощности, рассеиваемой РЭУ, устанавливаемыми снаружи или внутри КА, обычно используются термостатируемые термоплаты (как правило, они представляют собой алюминиевые тепловые сотопанели (ТСП) со встроенными в них тепловыми трубами или жидкостными каналами от системы обеспечения теплового режима (СОТР) КА). При установке РЭУ на ТСП влияние внешних тепловых потоков на их тепловой режим незначительно, а основная доля рассеиваемой мощности отводится контактной теплопроводностью на ТСП. Однако, для устройств сложной конфигурации, например, для АФУ с приводами, когда между отдельными деталями конструкции плохая тепловая связь, тепловой поток от Солнца и Земли следует учитывать, используя для его имитации инфракрасные нагреватели.

При такой модернизации малогабаритных тепловакуумных камер объемом не более 1÷1,5 м³ они могут восполнить недостающие испытательные камеры, в которых можно отрабатывать тепловые режимы РЭУ с явной экономией трудозатрат, времени и стоимости практически без снижения качества создаваемых устройств для космической техники.

Задачей заявляемого изобретения является создание малогабаритных стендов (за счет модернизации промышленных малогабаритных вакуумных камер с рабочим объемом в пределах 1-1,5 м³), в которых имитируются тепловые условия, адекватные действующим на орбите полета и достаточные для получения результатов тепловых испытаний, удовлетворяющих заданным техническим требованиям, предъявляемым к устройствам космической техники, с одновременным снижением неоправданных затрат на проведение тепловых испытаний малогабаритных устройств в камерах больших размеров и сложных конструкций.

Техническими результатами предлагаемого изобретения являются:

- расширение видов тепловых испытаний (воздействие внешних тепловых потоков от Солнца и Земли, аэродинамических тепловых потоков на участке выведения на орбиту и от струй двигателей при маневрировании КА на орбите полета и др.);

- возможность испытаний РЭУ различного назначения (устанавливаемых как внутри, так и снаружи КА);

- уменьшение времени и трудозатрат на проведение испытаний;

- экономия жидкого азота для захолаживания криогенного экрана в малогабаритной камере;

- повышение достоверности имитации тепловых воздействий на орбите полета с помощью введения простых дополнительных устройств в рабочий объем камеры.

Указанные технические результаты достигаются тем, что в известном стенде для тепловых испытаний радиоэлектронных устройств КА, содержащем соединенную с системой вакуумирования вакуумную камеру с размещенными в ней приспособлением для установки испытуемого устройства и имитатором внешних тепловых воздействий, содержащим экран с каналами для циркуляции жидкого азота, охлаждающий стенки вакуумной камеры (криогенный экран), и нагреватели с регулируемой мощностью, вакуумная камера выполнена малогабаритной. В имитатор внешних тепловых воздействий введен снабженный поверхностными температурными датчиками дополнительный экран, выполненный из материала с высокой теплопроводностью, с нанесенным на его поверхность с внутренней и внешней сторон покрытием с максимальной степенью черноты. При этом дополнительный экран расположен соосно криогенному экрану, закрывая от него пространство для размещения испытуемого устройства и образуя кольцевую полость между своей внешней стороной и внутренней стороной криогенного экрана. Нагреватели с регулируемой мощностью равномерно расположены внутри образованной этими экранами кольцевой полости.

Обычно наиболее эффективно использовать вакуумные камеры с объемом от 1 до 1,5 м³, а нагреватели снабжать защитными козырьками для предотвращения местных перегревов в кольцевой полости.

Для испытаний РЭУ сложной геометрической формы и неравномерным полем температур по конструкции, например, антенно-фидерных и приемо-передающих устройств, размещаемых снаружи КА в открытом космосе, в имитатор внешних тепловых воздействий введены инфракрасные керамические нагреватели с защитными козырьками, размещаемые на подвижном каркасе в торцевой части вакуумной камеры в плоскости, перпендикулярной продольной оси вакуумной камеры.

Для испытаний РЭУ, устанавливаемых на термоплатах КА как внутри, так и снаружи КА, в качестве приспособления для установки испытуемого устройства используют имитатор термоплаты с жидкостным контуром, а в состав стенда вводят систему жидкостного охлаждения с трубопроводами, расположенную за пределами вакуумной камеры, при этом корпус вакуумной камеры снабжен гидравлическим гермовводом, через который имитатор термоплаты соединен трубопроводами с системой жидкостного охлаждения.

Сущность предлагаемой модернизированной ТВК представлена в теоретических выкладках, представляемых ниже, и на фиг.1 и 2.

Для понимания тепловых процессов, происходящих на орбите полета, сначала рассмотрим в простейшем виде тепловой баланс испытываемого устройства для условий пребывания в открытом космосе и в ТВК, который в 1-м приближении считаем изотермичным и имеющим выпуклую форму.

Тогда уравнение теплового баланса для устройства, находящегося в открытом космосе, можно представить в виде:

$P_{1} + Q_{в н е ш}^{Σ} = ε_{1} σ_{0} F_{1} T_{1}^{4}, (1)$

где

P₁ - мощность, рассеиваемая устройством при штатной эксплуатации в космосе, Вт;

$Q_{в н е ш}^{Σ} = ε_{1} Q_{з е м} F_{1} + A s_{1} Q_{о т р} F_{M 1} + A s_{1} S_{o} F_{M 1}$ - суммарный лучистый тепловой поток от Солнца и Земли, поглощенный устройством, Вт;

σ₀ - постоянная Стефана-Больцмана, равная 5,67·10^-8Вт/м²К⁴;

T₁ - температура устройства, К;

ε₁ - степень черноты наружной поверхности устройства;

F₁ - площадь поверхности устройства, м².

Уравнение теплового баланса того же устройства, размещенного в ТВК,

$P = ε_{п р 1 - 2} σ_{0} F_{1} (T_{1}^{4} - T_{2}^{4}), (2)$

где $ε_{п р 1 - 2} = \frac{1}{\frac{1}{ε_{1}} + (\frac{1}{ε_{2}} - 1) \frac{F_{1}}{F_{2}}}$ - приведенная степень черноты замкнутой системы: испытуемое устройство - поверхность ТВК;

Т₂ - температура поверхности внутри ТВК, К.

В уравнении (2) естественной конвекцией и теплопроводностью остаточных газов пренебрегаем, исходя из условий, что в рабочем объеме ТВК давление не хуже (1,33·10^-4 - 1,33·10^-6) гПа (10^-4 - 10^-6) мм рт.ст.).

Представим уравнение (2) в виде

$P + ε_{п р 1 - 2} σ_{0} F_{1} T_{2}^{4} = ε_{п р 1 - 2} σ_{0} F_{1} T_{1}^{4} (2^{1})$

Правая часть уравнения (2¹) отличается от уравнения (1) величиной ε_пр1-2. Если (ε_пр1-2 → ε₁), то их разница невелика. Например, если отношение F₁/F₂<0,2, что справедливо и для ТВК с малым рабочим объемом (1÷2) м³, то будем иметь при ε₁=0,9; ε₂=0,9

$ε_{п р 1 - 2} = \frac{1}{\frac{1}{0,9} + (\frac{1}{0,9} - 1) 0,2} = 0,882$ .

Разница излучаемого устройством теплового потока в космосе и ТВК составляет около 1%, т.е. можно допустить с достаточной степенью точности, что

ε_пр1-2≅ε₁.

Величина лучистого теплового потока от стенок ТВК $(ε_{п р 1 - 2} σ_{0} F_{1} T_{2}^{4})$ в таком случае представляет собой суммарный лучистый поток, поглощенный испытуемым устройством от поверхности ТВК. Его с учетом допущения, что ε_пр1-2≅ε₁, можно приравнять к величине $Q_{в н е ш}^{Σ}$ уравнения (1). Тогда становится очевидным, что если температуру на стенках ТВК - Т₂ поддерживать на уровне, обеспечивающем равенство заданному суммарному тепловому потоку в открытом космосе $Q_{в н е ш}^{Σ}$ , то тем самым в ТВК с определенной точностью воспроизводятся (имитируются) суммарные внешние тепловые потоки от Солнца и Земли, рассчитанные для условий полета на орбите, т.е.

$ε_{п р 1 - 2} σ_{0} F_{1} T_{2}^{4} ≅ Q_{в н е ш}^{Σ} (3)$ .

Погрешность, вносимая разницей величины излучаемого теплового потока с испытуемого устройства в космическое пространство по сравнению с излучением на стенки ТВК, можно учесть расчетным путем, сопоставляя тепловые балансы в окружающем пространстве и в ТВК. И что важно отметить для предлагаемого способа имитации космического пространства - это тот факт, что величина рассеиваемой мощности испытуемого устройства P₁, Вт, и плотность теплового потока внутри его q=P/F, Вт/м², обычно являющаяся главным членом теплового баланса РЭУ для определения максимально допустимых температур составных частей реальной конструкции испытываемого устройства, воспроизводятся одинаково как в открытом космосе, так и внутри ТВК. Тогда доля внешних тепловых потоков при включенном РЭУ в тепловом балансе устройства уменьшается, что в ряде случаев позволяет грубо имитировать внешние тепловые воздействия ( $Q_{в н е ш}^{Σ}$ ).

Представленное математическое описание теплового баланса не противоречит теоретическим выкладкам, приведенным в [2] и [3], и согласуется с положениями, оговоренными в [1].

Исходя из вышеизложенных соображений в контексте к тепловым испытаниям радиоэлектронных устройств, предназначенных для эксплуатации в составе КА, когда отсутствует практическая возможность проведения их тепловых испытаний в ТВК, обычно предназначенных для испытаний самих КА, следует использовать более грубые способы имитации космического пространства, позволяющие на практике осуществить отработку тепловых режимов РЭУ в модернизированных промышленных ТВК малых размеров, которые обычно имеют рабочий объем для размещения в них испытуемых устройств вместе с необходимыми приспособлениями в пределах не более 1÷1,5 м. Отсюда становится понятным, что в таких малых рабочих объемах ТВК наиболее рационально со всех точек зрения имитировать внешние тепловые потоки от Солнца, Земли и тепловые воздействия на испытуемое устройство, действующие от самого КА, путем установки внутрь охлаждаемого жидким азотом криогенного экрана камеры дополнительного экрана с высокой теплопроводностью (например, из меди), закрывающего поверхность устройства от криогенного экрана, с требуемыми радиационными характеристиками, и нагревателей в щелевой полости между экранами, с помощью которых можно поддерживать температуру на дополнительном экране, полученную расчетным путем для условий пребывания испытуемого устройства в составе КА на заданной орбите полета (в 1-м приближении с использованием формулы 2¹).

Тогда тепловой поток, излучаемый с внешней поверхности дополнительного экрана,

$ε_{п р 1 - 2} σ_{0} F_{1} T_{2}^{4} ≅ Q_{в н е ш}^{Σ}$ ,

где Т₂ - температура поверхности дополнительного экрана, будет соответствовать тепловому потоку, поглощенному поверхностью испытуемого РЭУ, а упомянутый с учетом погрешности излучаемый тепловой поток с поверхности испытуемого устройства будет равен

$ε_{п р 1 - 2} σ_{0} F T_{1}^{4}$ ,

где T₁ - температура испытуемого РЭУ.

Другим положительным свойством дополнительного экрана является то, что с его помощью можно имитировать температуру стенки негерметичного отсека КА, внутри которого размещается испытуемое устройство. Обычно в таких отсеках температура на стенках обеспечивается в пределах ±50°С. Тогда, регулируя расход жидкого азота через криогенный экран камеры и мощность нагревателей, можно добиться таких условий имитации тепловых режимов, которые обеспечат поддержание заданных температур окружающей среды в КА для испытуемого устройства.

Введение дополнительного экрана в состав ТВК полезно также при имитации внешних тепловых потоков при переохлаждении и перегреве испытуемого устройства.

При переохлаждении устройства, т.е. когда внешние тепловые потоки от Солнца и Земли минимальны (например, на высоте орбиты 600÷800 км минимальная расчетная температура при заданной ориентации обычно составляет от минус 80 до минус 100°С), без применения активных тепловых средств установив на дополнительном экране эту температуру, можно определить мощность собственного электрообогрева испытуемого устройства, необходимую для поддержания требуемого теплового режима (например, минус 50 или минус 10°С на испытуемом устройстве).

Имитируя режим перегрева устройств (антенно-фидерных устройств с подвижным приводом особенно сложной формы и неравномерным полем температур по поверхности или других) при воздействии максимальных внешних потоков, их можно воспроизвести, устанавливая температуру на дополнительном экране, соответствующую воздействию собственных тепловых потоков от Земли, а солнечные потоки и отраженные от Земли солнечные потоки создавать с помощью пакета инфракрасных нагревателей на подвижном легкосъемном каркасе, фиксирующем их положение в ТВК относительно испытуемого устройства во всех пространственных координатах рабочего объема камеры, позволяющих осуществить необходимую градуировку падающих лучистых потоков на испытуемое устройство.

В последние два десятилетия в противовес крупногабаритным КА развиваются КА малых размеров, в которых для обеспечения теплового режима специальной аппаратуры и оборудования используют термостатирующие термоплаты, на которых они размещаются. Располагая предлагаемым стендом, можно значительно расширить номенклатуру тепловых испытаний в одной ТВК с малым рабочим объемом, вводя в состав ТВК имитатор термостатируемых термоплат КА или его составных частей, на которые устанавливаются испытуемые РЭУ. Для поддержания требуемой температуры на поверхности имитатора термоплаты, например, выполненного из алюминиевого сплава, используется специально разработанная система подачи терморегулируемого теплоносителя в контур для циркуляции теплоносителя в имитаторе. Размещаемая за пределами ТВК система осуществляет подачу теплоносителя к имитатору через гермоввод в стенке (крышке) ТВК. Имитация внешних тепловых воздействий воспроизводится аналогично с помощью перечисленных выше средств.

На фиг.1, 2 приведены тепловые схемы модернизированной ТВК в зависимости от вида испытаний.

На фиг.1 приведена тепловая схема ТВК с медным экраном и другими приспособлениями для испытаний РЭУ выпуклой формы (конфигурации) с хорошей тепловой проводимостью между составными частями ее конструкции, размещаемых в негерметичных отсеках КА и не обеспеченных активными средствами отвода тепла от них в процессе работы. Принятые обозначения к тепловой схеме предлагаемого стенда:

1 - корпус ТВК;

2 - экран, охлаждающий стенки ТВК (криогенный экран);

3 - дополнительный медный экран (разрез);

4 - испытуемое устройство;

5 - приспособление для установки испытуемого устройства;

6 - защитные козырьки нагревателей с регулируемой мощностью;

7 - электрические нагреватели с регулируемой мощностью произвольного типа;

8 - нагреватели инфракрасные;

9 - защитные козырьки нагревателей инфракрасных;

10 - каркас для инфракрасных нагревателей.

На фиг.2 приведены тепловая схема и состав тепловых средств и оборудования ТВК при установке испытуемого устройства на термоплате КА или ее имитаторе, где цифрами обозначены:

1 - корпус ТВК;

2 - экран, охлаждающий стенки ТВК (криогенный экран);

3 - дополнительный медный экран (разрез);

4 - испытуемое устройство;

5 - приспособление для установки испытуемого устройства (имитатор термоплаты);

6 - защитные козырьки нагревателей с регулируемой мощностью;

7 - электрические нагреватели с регулируемой мощностью;

11 - трубопроводы;

12 - шкаф СТР;

13 - гидравлический гермоввод.

Стенд работает следующим образом. В корпус 1 ТВК с криогенным экраном 2 и дополнительным экраном 3 устанавливают испытуемое устройство 4 на приспособление 5 для установки испытуемого устройства. С помощью системы вакуумирования создают вакуум в ТВК.

Тепловые условия при испытаниях, адекватные тепловым условиям, воздействующим на испытуемое устройство при эксплуатации на орбите полета, обеспечиваются: постоянной подачей жидкого азота в криогенный экран 2 камеры для создания на его поверхности температуры, близкой к температуре испарения жидкого азота; тепловыми потоками от размещенных между криогенным (2) и дополнительным (3) экранами и снабженных защитными козырьками 6 нагревателей 7 с регулируемой мощностью для создания на поверхности медного экрана температуры, соответствующей расчетной температуре при воздействии тепловых потоков на устройство на орбите полета при штатной эксплуатации.

Для устройства сложной формы с неравномерным полем температур по поверхности, подверженным тепловому воздействию Солнца и Земли в орбитальном полете, на дополнительном экране 3 устанавливается температура, адекватная собственному тепловому потоку от Земли на испытуемое устройство, путем включения и отключения электрических нагревателей 7, установленных в кольцевой полости между криогенным и дополнительным экранами, а прямые солнечные потоки и отраженные от Земли солнечные потоки имитируются с помощью инфракрасных нагревателей 8, установленных на подвижном каркасе 10.

Такое тепловое состояние устройства поддерживается до его выхода на стационарный режим или до достижения заданного времени работы.

Тепловая схема, представленная на фиг.2, работает следующим образом.

В качестве приспособления 5 для установки испытуемого устройства используют имитатор термоплаты с жидкостным контуром. Поддержание на поверхности имитатора требуемых температур (например, от минус 10°С до плюс 40°С) обеспечивается системой жидкостного охлаждения, находящейся за пределами камеры и подающей теплоноситель по трубопроводам 11 от шкафа СТР 12 в жидкостной контур имитатора термоплаты через гермоввод 13 в крышке ТВК. Внешние тепловые воздействия на испытуемое устройство воспроизводятся по аналогии с описаниями к фиг.1.

Для испытуемого устройства, размещаемого снаружи КА, после его установки на имитатор термоплаты и герметизации рабочего объема камеры вакуумными насосами устанавливается необходимый вакуум, а подачей жидкого азота - температура криогенного экрана до температуры, близкой к температуре испарения жидкого азота.

Если испытуемое устройство при штатной эксплуатации размещается внутри негерметичного отсека, то при испытаниях в ТВК на стенках медного экрана с помощью тех же электрических нагревателей устанавливается температура, равная значению, заданному на стенках негерметичного отсека КА, в котором будет размещаться устройство при штатной эксплуатации.

На базе заявляемого изобретения может быть создан упрощенный стенд для проведения других видов тепловых испытаний, например, для имитации внешних воздействий при эксплуатации РЭУ, устанавливаемых снаружи КА.

Для этого медный экран вынимается из ТВК, а в ее рабочий объем вводится пакет инфракрасных нагревателей, размещенных на специальном подвижном каркасе, фиксирующем их положение в камере относительно испытуемого устройства в трех пространственных координатах рабочего объема ТВК, настраиваемых на воспроизведение расчетных падающих тепловых потоков на испытуемое устройство путем регулирования мощности инфракрасных нагревателей и расстояния до испытуемого устройства, а также подключается жидкостной контур имитатора термоплаты КА через гермоввод к системе регулирования температуры, размещаемой снаружи вакуумной камеры.

Другой вариант стенда используется для имитации аэродинамического нагрева после сброса головного обтекателя КА и тепловых воздействий от двигательной установки на орбите полета на устройства, устанавливаемые снаружи КА (таких, как антенно-фидерные или приемо-передающие устройства). Для этого медный экран и имитатор термоплаты с жидкостным контуром вынимаются из рабочего объема камеры.

Имитация аэродинамического нагрева на этапе выведения КА на орбиту после сброса головного обтекателя и тепловых воздействий от двигательных установок на орбите полета осуществляется путем включения инфракрасных нагревателей на подвижном каркасе на время воздействия перечисленных внешних тепловых потоков или температур поверхностей, подверженных их воздействию. При этом используются результаты расчетов в виде зависимостей q или Т=f(τ), где

q - плотность теплового потока,

τ - время воздействия,

которые воспроизводятся подбором мощности нагревателей и расстоянием между нагревателями и испытуемым устройством.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Учебное пособие / О.М. Алифанов, П.Н. Вабищев, В.М. Михайлов, А.В. Ненарокомов, Ю.В. Полежаев, С. В. Резник. - М.: Логос, 2001;

2. О.Н. Фаворский и Л.С. Каданер «Вопросы теплообмена в космосе». Изд. 2-е, доп. Учебное пособие для Вузов. М.: «Высшая школа», 1972;

3. Л.В. Козлов, М.А. Нусинов и др. Под ред. Г.И. Петрова. «Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей среды». М.: Машиностроение, 1971.

1. Стенд для тепловых испытаний радиоэлектронных устройств космических аппаратов (КА), содержащий соединенную с системой вакуумирования вакуумную камеру с размещенными в ней приспособлением для установки испытуемого устройства и имитатором внешних тепловых воздействий, содержащим криогенный экран и нагреватели с регулируемой мощностью, отличающийся тем, что вакуумная камера выполнена малогабаритной, а в имитатор внешних тепловых воздействий введен снабженный поверхностными температурными датчиками дополнительный экран, выполненный из материала с высокой теплопроводностью, с нанесенным на его поверхность с внутренней и внешней сторон покрытием с максимальной степенью черноты, при этом дополнительный экран расположен соосно криогенному экрану, закрывая от него пространство для размещения испытуемого устройства и образуя кольцевую полость между своей внешней стороной и внутренней стороной криогенного экрана, при этом нагреватели с регулируемой мощностью равномерно расположены в образованной экранами кольцевой полости.

2. Стенд по п.1, отличающийся тем, что объем вакуумной камеры составляет 1÷1,5 м³.

3. Стенд по п.1, отличающийся тем, что в имитатор внешних тепловых воздействий введены инфракрасные керамические нагреватели, размещаемые на подвижном каркасе в торцевой части вакуумной камеры в плоскости, перпендикулярной продольной оси вакуумной камеры.

4. Стенд по любому из пп.1, 3, отличающийся тем, что нагреватели снабжены защитными козырьками.

5. Стенд по п.1, отличающийся тем, что приспособление для установки испытуемого устройства выполнено в виде имитатора термоплаты с жидкостным контуром, а в состав стенда введена система жидкостного охлаждения с трубопроводами, расположенная за пределами вакуумной камеры, при этом корпус вакуумной камеры снабжен гидравлическим гермовводом, через который имитатор термоплаты соединен трубопроводами с системой жидкостного охлаждения.

Изобретение относится к учебным пособиям для наглядной имитации движения природных и искусственных небесных тел. Устройство содержит стальной шар (1), имитирующий астероид, круговой желоб (2) и подвижное основание (4), имитирующее космический аппарат (КА).

Способ эксплуатации имитатора системы терморегулирования космического аппарата // 2541612

Изобретение относится преимущественно к наземным испытаниям и отработке системы терморегулирования (СТР) космического аппарата. Согласно изобретению, заблаговременно определяют недостающее количество теплоносителя в системе, состоящей из имитатора СТР и модуля полезной нагрузки (ПН).

Способ изготовления космического аппарата // 2541599

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для изготовления космического аппарата (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА из системы электропитания с солнечными и аккумуляторными батареями (САБ), стабилизированным преобразователем с зарядным и разрядным преобразователями, модуля служебных систем, полезной нагрузки, проводят электрические испытания КА на функционирование, термовакуумные, заключительные с применением имитаторов САБ, подключенных к промышленной сети через систему гарантированного электроснабжения с блокированием работы зарядных преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания наземными средствами либо работающих по зарядному интерфейсу без рекуперации энергии заряда в промышленную сеть, проводят испытания на воздействие механических нагрузок и на контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей с применением штатных аккумуляторных и солнечных батарей.

Система терморегулирования космического аппарата // 2541597

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР содержит два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, которые размещены рядом друг с другом в сотовых панелях (или на них).

Способ изготовления космического аппарата // 2535824

Изобретение относится к электропитанию космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных КА. Способ включает сборку КА, в т.ч.

Комплексный тренажёр для космонавтов // 2534474

Изобретение относится к области космической техники и может применяться для тренажерной подготовки экипажей пилотируемых космических аппаратов, а также авиационных и морских комплексов.

Способ моделирования физиологических эффектов пребывания на поверхности планет с пониженным уровнем гравитации // 2529813

Изобретение относится к космической медицине, в частности к способам моделирования эффектов пониженной гравитации в экспериментальных исследованиях. Способ включает перевод человека на период дневного бодрствования в ортостатическое положение с положительным углом наклона тела относительно горизонтальной оси.

Способ наземной имитации полета космических аппаратов в космосе // 2527632

Изобретение относится к космонавтике, а именно к способам имитации полета космических аппаратов (КА). Подготавливают аппаратные средства, моделируют орбитальное движение КА по предварительно заданному алгоритму и/или при приеме управляющих команд в режиме реального времени, моделируют движение небесной сферы в поле зрения каждого звёздного датчика по параметрам текущей ориентации КА с учетом динамики его движения, внешней среды, положения Солнца и Луны в инерциальной системе координат, моделируют появление нештатных ситуаций в работе бортовой аппаратуры ориентации и навигации КА, осуществляют контроль реакции системы управления ориентацией и навигацией при нештатных ситуациях, имитируют солнечное излучение для астроориентации и создания боковой помехи в инфракрасном и видимом диапазонах, имитируют сигналы спутников ГЛОНАСС и/или GPS с учетом параметров орбитального движения КА, моделируют орбитальное движение КА по трем осям вращения.

Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата // 2526406

Изобретение относится к наземной отработке систем терморегулирования аппаратуры изделий авиационной и ракетно-космической техники. Испытания проводят в термокамере в два этапа.

Многофункциональный учебно-тренировочный комплекс для подготовки космонавтов (астронавтов) к внекорабельной деятельности (варианты) // 2524503

Изобретение относится к разделу пилотируемой космонавтики и предназначено для подготовки космонавтов (астронавтов) экипажей МКС к внекорабельной деятельности. Многофункциональный учебно-тренировочный комплекс состоит из двух основных частей - функционально-моделирующего стенда предтренажерной подготовки и комплексного тренажера внекорабельной деятельности.

Способ электрических проверок космического аппарата // 2559661

Изобретение относится к наземным испытаниям, в т.ч. при изготовлении космических аппаратов (КА). КА содержит систему электропитания с бортовыми источниками: солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) батареями, а также стабилизированным преобразователем напряжения (СПН) с зарядными и разрядными преобразователями. СПН служит для согласования работы СБ и АБ и питания стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки. Способ предусматривает включение и выключение КА (в т.ч. наземных имитаторов АБ и СБ), автоматизированную выдачу команд управления, допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров от системы телеизмерения, параметров бортовой вычислительной системы и др. В процессе проверок КА дополнительно контролируют аналоговые параметры наземных имитаторов АБ и СБ и в совокупности с дискретными и аналоговыми параметрами от системы телеизмерения формируют вторичные параметры для последующего их допускового контроля. В качестве последних используют рассчитанные по определенным формулам величины собственного потребления СПН, зарядных и разрядных преобразователей, а также - падения напряжения в цепях наземных имитаторов АБ и СБ. Вторичные параметры служат для дополнительной оценки работоспособности КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Блок-имитатор температурных полей // 2562277

Изобретение относится к экспериментальной технике и может быть использовано для теплопрочностных статических испытаний конструкций летательных аппаратов, в частности к средствам, обеспечивающим воспроизведение нестационарных температурных полей в испытываемых конструкциях воздушно-космических самолетов (ВКС). Блок-имитатор температурных полей содержит инфракрасные ламповые излучатели и рефлектор. Корпус рефлектора изготовлен из установленных на стальной плите охлаждаемых водой стальных труб прямоугольного сечения. К облучаемой поверхности труб прикреплены отражатели в виде пластин, изготовленных из никеля и имеющих золотое покрытие. Причем пластины установлены так, что между ними образованы щели, через которые проходят струи воздуха, обдувающие кварцевые колбы излучателей и испытываемый объект. Технический результат - повышение достоверности воспроизведения в объекте испытаний нестационарных температурных полей, возникающих в нем при последовательном воздействии глубокого охлаждения и аэродинамического высокотемпературного нагревания. 3 ил.

Способ тепловакуумных испытаний космического аппарата // 2564056

Изобретение относится к области космической техники, а именно к наземной отработке теплового режима космических аппаратов. Способ тепловакуумных испытаний космического аппарата заключается в вакуумировании камеры с размещенным в ней КА до давления, исключающего конвективный теплообмен в камере, и воздействии на КА натурных тепловых потоков с помощью имитатора внешних тепловых потоков. На КА воздействуют созданной имитатором внешних тепловых потоков температурой, эквивалентной среднерадиационному значению равновесных температур внешних поверхностей КА в орбитальном полете. Температуру определяют тепловым расчетом без учета внутреннего теплового нагружения КА. Одновременно воспроизводят внутреннее тепловое нагружение КА, соответствующее штатной циклограмме энергопотребления КА в орбитальном полете, которое осуществляют включением приборов КА с помощью наземной контрольно-проверочной аппаратуры. Техническим результатом изобретения является снижение трудо- и энергозатрат с одновременным получением результатов с необходимой степенью достоверности. 1 ил.

Способ тепловакуумных испытаний космических аппаратов и устройство для его реализации // 2565149

Изобретение относится к области космической техники. Устройство для тепловакуумных испытаний содержит стационарный цилиндрический криогенный экран, расположенный в вакуумной камере, пространственно позиционируемый экран (ППКЭ) с размероизменяемым кронштейном и приводом трехмерной дислокации. Способ тепловакуумных испытаний характеризуется наличием дистанционно перемещаемого ППКЭ с пространственно изменяемой геометрией формы. ППКЭ обеспечивает вариантное, дифференцированное криостатирование отдельных элементов и узлов КА. Техническим результатом изобретения является повышение скорости выхода испытательной установки на режим, достижение более низких температур для локальных участков испытываемого аппарата. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Стенд для раскрытия батареи солнечной // 2567678

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании стендов для наземных испытаний трансформируемых конструкций космических аппаратов, раскрывающихся в двух плоскостях, типа батареи солнечной (БС), с максимальным приближением к условиям невесомости. Панель БС и технологическая рама связаны между собой с обеспечением свободы перемещения в продольном направлении относительно друг друга в месте связи. Центр масс сборки «технологическая рама с балансировочным грузом + панель БС без подкосов» совпадает с осью вращения технологической рамы с балансировочным грузом. Вторые звенья подкосов панели БС шарнирно закреплены на вертикальной ферме стенда. Компенсатор выполнен в виде груза, вес которого должен быть таким, чтобы создать вращающий момент, компенсирующий работу сил тяжести звеньев раскладывающихся подкосов. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции стенда и создание условий максимального приближения процесса раскрытия панелей БС в наземных условиях к условиям невесомости. 2 ил.

Тренажер для отработки комплекса задач по исследованию астрономического объекта участниками космической экспедиции // 2581643

Тренажер для отработки комплекса задач по исследованию астрономического объекта участниками космической экспедиции содержит рабочее место оператора, средства имитации и визуализации реальных условий проведения исследований, графическую станцию, джойстики интерактивного управления объектами, соединенные определенным образом. Графическая станция содержит по меньшей мере два монитора отображения закабинной обстановки, нашлемную систему отображения с очками с OLED матрицей и магнитным датчиком позиционирования. Обеспечивается повышение уровня и качества обучения. 2 з.п. ф-лы.

Вакуумно-криогенный стенд // 2591737

Изобретение относится к области испытаний оптико-электронных и оптико-механических устройств и касается вакуумно-криогенного стенда. Стенд включает в себя вакуумно-криогенную камеру, охлаждаемые радиационные экраны, универсальный и динамический источники излучения, коллиматор, поворотное и ломающие зеркала, спектрорадиометр, систему криогенного обеспечения, систему вакуумирования, модуль канала оптического фона и интерферометр сдвига. При этом охлаждаемые внутрикамерные функциональные оптико-механические устройства выполнены в виде отдельных модулей, установленных в собственных секциях вакуумно-криогенной камеры, имеющих свои охлаждаемые экраны и собирающихся по мере необходимости в единый функционирующий имитационно-испытательный блок. Технический результат заключается в уменьшении габаритов, сокращении пускового периода и уменьшении энергопотребления устройства. 2 ил.

Способ контроля готовности экипажа космического аппарата к нештатным ситуациям и система для его осуществления // 2605230

Группа изобретений относится к способу и системе контроля готовности экипажа космического аппарата (КА) к внештатным ситуациям. Для контроля готовности экипажа к внештатным ситуациям моделируют внештатную ситуацию, определяют готовность космонавтов к внештатной ситуации путем сравнения параметров текущих координат космонавтов, используя излучатели и детекторы инфракрасного излучения, с заданными значениями, Система контроля готовности экипажа содержит средства отображения визуальной информации, блок моделей систем КА, блок управления тренировкой, блок задания внештатных ситуаций, блок задания параметров эталонных действий, блок определения уровня подготовки, блоки излучателей инфракрасных импульсных сигналов, радиоприемные устройства, позиционно-чувствительные детекторы инфракрасного излучения, оптические системы, блоки формирования данных приема инфракрасных сигналов, радиоприемо-передающие устройства, блок формирования команд управления излучением и приемом инфракрасных сигналов, синхронизатор, блок задания расположения детекторов инфракрасного излучения, блок задания параметров оптических систем, блок определения параметров направлений от детекторов на излучатели, блок определения координат местоположений излучателей, блок индикации фиксированных положений космонавтов и блок определения параметров относительного положения излучателей при фиксированном положении, блок определения параметров положения космонавтов, блок анализа и регистрации информации о выполненных действиях космонавтов, блок задания эталонных положений космонавтов, блок моделирования параметров событий нештатных ситуаций, блоки аудиовоспроизведения, блоки аудиозаписей, средства сопряжения радиоустройства с экраном и блоками аудиозаписи и воспроизведения, система обмена данными, соединенные определенным образом. Обеспечивается определение точного текущего положения членов экипажа относительно систем и элементов КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Автоматизированное рабочее место для исследований и испытания систем электропитания космических аппаратов // 2609619

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано при экспериментальной отработке системы электропитания КА. Автоматизированное рабочее место для исследований и испытания систем электропитания КА содержит имитатор батареи солнечной, имитатор аккумуляторной батареи, имитатор нагрузки, систему управления и аппаратуру регулирования и контроля. Силовые выводы аппаратуры регулирования и контроля подключены к выходам соответствующих имитаторов. Имитатор батареи солнечной содержит блок управления и последовательно соединенные выпрямитель, регулируемый источник питания и цепь из параллельно соединенных стабилизаторов тока. Имитатор нагрузки содержит блок управления стабилизаторами тока и цепь из параллельно соединенных стабилизаторов тока. Имитатор аккумуляторной батареи содержит последовательно соединенные модули, включающие электрохимические источники тока. Техническим результатом изобретения является повышение точности моделирования и эффективности испытания автоматизированного рабочего места. 2 ил.

Способ сборки оптико-механического блока космического аппарата // 2610919

Способ сборки оптико-механического блока космического аппарата относится к области космического оптического приборостроения и может быть использован при сборке, юстировке и калибровке крупногабаритных оптико-механических блоков, предназначенных для работы в космосе. Способ включает следующие операции: соединение оптических и механических деталей в единую конструкцию и юстировку с последующим контролем ее оптико-механических параметров в наземных условиях до и после имитации запуска, которые осуществляют на стенде, при температуре, соответствующей температуре эксплуатации конструкции на рабочей орбите, кроме того, дополнительно осуществляют калибровку в условиях, имитирующих параметры среды на рабочей орбите, по результатам которой судят о качестве юстировки. Технический результат предлагаемого изобретения заключается в том, что юстировка оптических элементов сохраняется не только после воздействия перегрузок, вибрации и ударов при запуске, но и при температурных воздействиях при работе на орбите. 2 ил.