Содержание
- 2. Общая характеристика тепловой отработки ЛА. Проблемы термомеханических и тепловакуумных испытаний ЛА. Методы экспериментального моделирования космического вакуума
- 3. Тепловая отработка может проводиться на различных стадиях создания ЛА: начиная с этапа научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ
- 4. Стенды для тепловых испытаний используются для получения экспериментальных данных при решении проблем, связанных с обеспечением теплового
- 5. Проведение тепловых испытаний на таких стендах позволяют добиться приближения к натурным условиям солнечного облучения КО в
- 6. СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 1 - вакуумная камера; 2 - космический объект; 3 -
- 7. Размещение нагревателей 11 и экранов 13 имитатора солнечного излучения относительно поверхностей КО 2 15 - подставка;
- 8. Космический объект (КО) 2 устанавливают в вакуумную камеру 1 на подставке 4, которая в свою очередь
- 9. СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
- 10. НАГРЕВАТЕЛЬ ИМИТАТОРА СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ Источник света 50 представляет из себя кварцевую галогенную термоизлучательную лампу мощностью 1
- 11. МЕТОДИКА ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ Традиционные способы тепловакуумных испытаний в вакуумной камере с
- 12. На космических аппаратах, решающих задачи космической связи, исследований природных ресурсов Земли, астрономических наблюдений, устанавливаются высокоточные приборы
- 13. МЕТОДИКА ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ Типовая установка для проведения тепловакуумных испытаний содержит вакуумную
- 14. СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 1,1 - электронасосный агрегат (ЭНА); 1.2 -
- 15. СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 1. Спутник 1 устанавливают в термобарокамере 2,
- 16. СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 5. Включают в работу приборы спутника 1
- 17. СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 6. Переходят к управлению работой регулятора расхода
- 18. Стенд для тепловакуумных испытаний космических аппаратов содержит вакуумную камеру с системой вакуумирования, криогенный экран, имитатор внешних
- 19. Стенд для тепловакуумных испытаний КА 3, установленного в вакуумной камере 1, оснащенной системой вакуумирования 8 и
- 20. 1 - вакуумная камера; 2 - криогенный экран; 3 - космический аппарат; 4, 5, 6, 7
- 21. Процесс тепловакуумных испытаний КА 3, установленного внутри вакуумной камеры 1, оснащенной криогенным экраном 2 и имитатором
- 22. В жидкостных трактах системы терморегулирования спутника осуществляют ступенчатое изменение температуры и выдержку при крайних ее значениях.
- 23. ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
- 24. ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ Установка для проведения тепловакуумных испытаний КА включает в себя осветительную часть имитатора
- 25. Тепловакуумные испытания осуществляются следующим образом. Рассчитывают зависимости плотности теплового потока, подводимого к аппарату 9, и угла
- 26. ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ На фиг. 1 изображены принципиальные схемы имитатора солнечного излучения, закрепления i-го модуля на
- 27. ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ Объект испытаний 1 расположен в совмещенной фокальной плоскости имитатора, сформированной за счет согласования
- 28. ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ В состав модуля 4 входят источник света (излучения) 11, закрепленный в рамке 8,
- 29. ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ Коллиматором 14 является плоско-выпуклая кварцевая линза, которая устанавливается сразу за выравнивателями яркости 13
- 30. ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ Устройство работает следующим образом. Объект испытаний 1 устанавливают в рабочей зоне имитатора. С
- 31. Для обеспечения процесса имитации солнечного облучения, позволяющего с большой точностью воспроизводить рост значения температур облучаемых поверхностей
- 32. 1 - стенка цилиндрической вакуумной камеры; 2 - теплопоглотитель с криогенными экранами (устройство охлаждения стенок вакуумной
- 33. Процесс имитации солнечного облучения КО 3, размещенного внутри вакуумной камеры 1, оснащенной теплопоглотителями с криогенными экранами
- 35. Скачать презентацию
Общая характеристика тепловой отработки ЛА.
Проблемы термомеханических и тепловакуумных испытаний ЛА.
Общая характеристика тепловой отработки ЛА.
Проблемы термомеханических и тепловакуумных испытаний ЛА.
Воспроизведение в экспериментальных установках влияния солнечного излучения и излучения планет на тепловое состояние
Тепловая отработка может проводиться на различных стадиях создания ЛА: начиная
Тепловая отработка может проводиться на различных стадиях создания ЛА: начиная
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.
МЕТОДЫ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Стенды для тепловых испытаний используются для получения экспериментальных данных при
Стенды для тепловых испытаний используются для получения экспериментальных данных при
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Проведение тепловых испытаний на таких стендах позволяют добиться приближения к
Проведение тепловых испытаний на таких стендах позволяют добиться приближения к
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.
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
1 - вакуумная камера;
2 - космический
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
1 - вакуумная камера; 2 - космический
Размещение нагревателей 11 и экранов 13 имитатора солнечного излучения относительно поверхностей
Размещение нагревателей 11 и экранов 13 имитатора солнечного излучения относительно поверхностей
15 - подставка; 16 - 18 - кронштейны; 19 - космический объект (КО); 20 - 39 - нагреватели; 40 - 45 - экраны.
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Космический объект (КО) 2 устанавливают в вакуумную камеру 1 на
Космический объект (КО) 2 устанавливают в вакуумную камеру 1 на
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:
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.
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
НАГРЕВАТЕЛЬ ИМИТАТОРА СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Источник света 50 представляет из себя кварцевую
НАГРЕВАТЕЛЬ ИМИТАТОРА СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Источник света 50 представляет из себя кварцевую
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).
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
МЕТОДИКА ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
Традиционные способы тепловакуумных
МЕТОДИКА ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
Традиционные способы тепловакуумных
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.
На космических аппаратах, решающих задачи космической связи, исследований природных ресурсов
На космических аппаратах, решающих задачи космической связи, исследований природных ресурсов
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.
ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
МЕТОДИКА ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
Типовая установка для
МЕТОДИКА ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
Типовая установка для
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
1,1 - электронасосный
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
1,1 - электронасосный
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)
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
1. Спутник 1
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
1. Спутник 1
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.
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
5. Включают в
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
5. Включают в
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).
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
6. Переходят к
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
6. Переходят к
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.
Стенд для тепловакуумных испытаний космических аппаратов содержит вакуумную камеру с
Стенд для тепловакуумных испытаний космических аппаратов содержит вакуумную камеру с
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.
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Стенд для тепловакуумных испытаний КА 3, установленного в вакуумной камере 1,
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
1 - вакуумная камера;
2 - криогенный экран;
3 - космический аппарат;
4, 5,
1 - вакуумная камера;
2 - криогенный экран;
3 - космический аппарат;
4, 5,
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.
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Процесс тепловакуумных испытаний КА 3, установленного внутри вакуумной камеры 1,
Процесс тепловакуумных испытаний КА 3, установленного внутри вакуумной камеры 1,
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.
СТЕНД ДЛЯ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
В жидкостных трактах системы терморегулирования спутника осуществляют ступенчатое изменение температуры
В жидкостных трактах системы терморегулирования спутника осуществляют ступенчатое изменение температуры
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.
СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Установка для проведения тепловакуумных испытаний КА включает
ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
Установка для проведения тепловакуумных испытаний КА включает
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.
Тепловакуумные испытания осуществляются следующим образом.
Рассчитывают зависимости плотности теплового потока,
Тепловакуумные испытания осуществляются следующим образом.
Рассчитывают зависимости плотности теплового потока,
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).
ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
На фиг. 1 изображены принципиальные схемы имитатора солнечного излучения,
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
На фиг. 1 изображены принципиальные схемы имитатора солнечного излучения,
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Объект испытаний 1 расположен в совмещенной фокальной плоскости
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Объект испытаний 1 расположен в совмещенной фокальной плоскости
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
В состав модуля 4 входят источник света (излучения)
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
В состав модуля 4 входят источник света (излучения)
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.
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Коллиматором 14 является плоско-выпуклая кварцевая линза, которая устанавливается
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Коллиматором 14 является плоско-выпуклая кварцевая линза, которая устанавливается
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
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Устройство работает следующим образом.
Объект испытаний 1 устанавливают в
ИМИТАТОР СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
Устройство работает следующим образом.
Объект испытаний 1 устанавливают в
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 i-е 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.
Для обеспечения процесса имитации солнечного облучения, позволяющего с большой точностью
Для обеспечения процесса имитации солнечного облучения, позволяющего с большой точностью
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.
СИСТЕМА ИМИТАЦИИ СОЛНЕЧНОГО ОБЛУЧЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ ИНФРАКРАСНЫМИ ИЗЛУЧАТЕЛЯМИ
1 - стенка цилиндрической вакуумной камеры;
2 - теплопоглотитель с криогенными
1 - стенка цилиндрической вакуумной камеры;
2 - теплопоглотитель с криогенными
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.
СИСТЕМА ИМИТАЦИИ СОЛНЕЧНОГО ОБЛУЧЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ ИНФРАКРАСНЫМИ ИЗЛУЧАТЕЛЯМИ
Процесс имитации солнечного облучения КО 3, размещенного внутри вакуумной камеры
Процесс имитации солнечного облучения КО 3, размещенного внутри вакуумной камеры
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.:
СИСТЕМА ИМИТАЦИИ СОЛНЕЧНОГО ОБЛУЧЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ ИНФРАКРАСНЫМИ ИЗЛУЧАТЕЛЯМИ
Каждый датчик имеет свою сравнительную тарировочную характеристику, полученную при поочередном совместном облучении различной мощностью датчика с образцом-имитатором 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.