Особенность разработки и исследования системы обеспечения теплового режима научной аппаратуры космических аппаратов ориентированных на солнце тема автореферата и диссертации по физике, 01.04.01 ВАК РФ

РГ6 О** 1 3 ИЮН №

На правах рукописи

Лю Цзян

ОСОБЕННОСТЬ РАЗРАБОТКИ И ИССЛЕДОВАНИЯ СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА НАУЧНОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ, ОРИЕНТИРОВАННЫХ НА СОЛНЦЕ

Специальность 01.04.01 — Техника физического эксперимента, физика приборов, автоматизация физических исследований

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва-1995

Работа выполнена в Институте космических исследований Российской Академии Наук, г. Москва

Научный руководитель: кандидат технических наук, старший

научный сотрудник В. И. Костенко Официальные оппоненты: доктор технических наук, главный

научный специалист Е. М. Сидоренко

кандидат технических наук, старший научный сотрудник В. Л. Баранцевич

Ведущая организация: Научно-производственное объединение

им. С. А. Лавочкина

Защита диссертации состоится 28 июня 1995 г. в 10 часов на заседании Специализированного ученого совета Д 002.94.03 при Институте космических исследований РАН по адресу: 117810 Москва, ул. Профсоюзная, 84/31

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института космических исследований РАН.

Автореферат разослан А&З 1995 г. Ученый секретарь

Специализированного совета, ,< ) *

кандидат технических наук ■ •,. ' М. Я. Натензон

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. Одной из наиболее важных и сложных задач, возникающих при разработке космических аппаратов (КА), является обеспечение тепловых режимов бортовой научной аппаратуры КА. Нормальные условия существования н плодотворная деятельность экипажа, обеспечения функционирования приборов и элементов конструкции, а также выполнение поставленных перед КА задач невозможны без системы обеспечения теплового режима (СОТР). Эффективность и надежность создаваемой СОТР в значительной степени определяет эксплуатационные характеристики КА.

СОТР для космических аппаратов стали развиваться сравнительно недавно. В 50-е годы в связи с возникновением космической техники создаются первые такие системы на искусственных спутниках Земли. С тех пор за короткий период СОТР КА из простейших технических устройств, обеспечивающих тепловой режим отдельных агрегатов, превратились в сложный многофункциональный комплекс, поддерживающий необходимые тепловые условия для жизнедеятельности и работы экипажа, функционирования приборов и элементов конструкции.

Современные СОТР имеют следующие особенности: большая терморегулирующая способность, высокая точность регулирования и надежность, а также длительнный ресурс.

В соответствии с различными типами КА и полетной задачей создание СОТР может осуществляться с использованием пассивных и активных способов терморегулирования.

При разработке нового поколения космических аппаратов — малых Космических лабораторий (МКЛ) — возникает рад задач, в

том числе создание системы обеспечения теплового режима научной аппаратуры для КА, ориентированных на Солнце.

Решение указанных научно-технических задач определяет актуальность диссертации.

Цель работы — исследование и создание системы обеспечения теплового режима бортовой научной аппаратуры КА, ориентированных на Солнце. В соответствии с поставленной целью сформулированы следующие задачи:

- анализ возможных концепций построения СОТР бортовой научной аппаратуры для КА, ориентированных на Солнце;

- разработка конструктивной тепловой схемы СОТР;

- разработка тепловой математической модели и методики проведения анализа теплового режима для штатных и переходных этапов работы аппаратуры;

- разработка конструкции основных элементов СОТР;

- экспериментальные исследовании различных приборных панелей с СОТР.

Научная новизна. В ".вязи с особенностью ориентации оси МКЛ на Солнце разработана СОТР с использованием техники пассивного терморегулирования без дополнительных затрат энергии. Определены условия применения этого тина СОТР для бортовой аппаратуры КА, ориентированных на Солнце. Разработаны и экспериментально исследованы конструктивная тепловая схема СОТР МКЛ и ее основные элементы. Создана тепловая математическая модель приборного отсека и методика проведения анализа его теплового режима при разных условиях внешних и внутренних тепловых потоков.

Практическая значимость. Результаты шиолненных в диссертации разработок и исследований СОТР применяются в проекте МКЛ "Реппа-СПДС" в качестве одной из ее систем.

Подобную СОТР в принципе можно применять на других КЛ, ориентированных на Солнце, Обоснована и экспериментально подтверждена возможность проведения тсрмопакуумных испытаний объектов, размеры которых соизмеримы с объемом вакуумной установки, а также использования инфракрасных нагревателей для имитации внешнего теплового воздействия при проведении термовакуумных испытаний. Кроме тою, разработанные и испытанные некоторые элементы COTI' могут быть использованы в других областях техники. Автор защищает:

1) принципиальную конструктивную тепловую схему СОТР;

2) проектирование СОТР и ее основных элементов на основе проекта MKJI "Регата-СПАС";

3) тепловую математическую модель и результаты расчетов при штатных и переходных тепловых режимах;

4) методы и результаты экспериментальных исследований некоторых элементов СОТР.

Публикации. Основные результаты проведенных исследований были представлены на международной конкуренции но Космической технике (Пекин, 1987 г.) и на межреспубликанском семинаре но разработке и применению тепловых труб (Одесса, 1994 г.). По теме диссертации опубликованы 5 статей. Общая структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав н заключения. Общий объем составляет 136 страниц, в том числе 132 страниц в основном тексте, включая 57 рисунков и 11 таблиц, список использованной литературы состоит из 92 наименований.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во Введении обоснована актуальность работы, изложены цели, новизна и практическая значимость работы, а также приводится краткое содержание диссертации.

В первой главе рассмотрены основные задачи и средства системы обеспечения теплового режима КА.

На протяжении всего периода развития КА одной из основных задач является обеспечение их функционирования. Создание надежных условий жизнедеятельности экипажа и работоспособности приборов на борту КА существенно зависит от его теплового режима. Тепловой режим КА формируется под воздействием внутренних и внешних источников тепла, а также выбранной схемы СОТР. Внутренними источниками тепла являются тепловыделение приборов, размещающихся на КА, а также экипаж, а внешними — излучение Солнца и планет. Тепловой поток о; внутренних и внешних источников тепла изменяется как во времени, так й в различных участках КА. На современных КА тепловой поток внутренних источников тепла составляет от нескольких десятков ватг до ста киловатт. Без принятия некоторых целесообразных мер регулирования процесса теплообмена между внутренними и внешними источниками тепла температура разных участков КА имела бы большую разность во время полета. Например, температура участка, на который попадает солнечное излучение, может достигать более +100 °С, а температура участка, который находится в тени, может быть меньше -100 °С. Однако все приборы и оборудование, устанавливаемые на борту КА, функционируют только в шраниченном К'мпературном диапазоне, который обычно

составляет 273-г313К, хотя для ряда приборов, например, инфракрасных приёмников, допустимый рабочий температурный диапазон имеет величину порядка 80 К. Для обитаемых отсеков пилотируемых кораблей должен обеспечиваться температурный диапазон 293±5К. Отклонение температур от заданного уровня опасно для жизни экипажа и может привести к выходу из строя соответствующих приборов и оборудования. Поэтому на КА необходимо соответствующим образом расположить приборы и оборудование, выбрать и использовать материалы с различными теплофизическими и оптическими характеристиками, а также дополнительно некоторые специальные материалы, элементы и приборы для обеспечения и регулирования теплового режима. Такой комплекс и называется системой обеспечения теплового режима.

Обзор литературы показывает, что к настоящему времени разработано много специальных материалов, элементов и приборов для создания СОТР. Все существующие СОТР можно разбить на два принципиально различных класса по способу терморегулирования.

Первый класс — СОТР активного терморегулирования — можно отнести к методам активного терморегулирования с применением циркулирующих теплоносителей (включая газовые и жидкие), регулируемых тепловых труб(РТТ), жалюзей, тепловых переключателей, пленочных электронагревателей, микрохолодильных машин(МХМ), термоэлектрических холодильников (ТЭХ), радиационных термоэлектрогенераторов(РИТЭГ) и т. д. Активная СОТР имеет большую теплопередающую способность и более высокую терморегулирующую точность.

Второй класс — СОТР пассивного терморегулирования — объединяет методы пассивного терморегулирования, в основу

которых положен расчет заранее сбалансированного лучистого теплообмена КА с окружающей средой, без применения каких бы то ни было подвижных элементов и без дополнительных источников энергии. Чаще всего используются терморегулирующие покрытия(ТРП), экранновакуумные теплоизоляции(ЭВТИ), тепловые аккумуляторы (ТА), тепловые трубы(ТТ), тепловые трубы-диоды (ТТД) и т. д. Пассивная СОТР имеет более высокую надежность, длительный ресурс и относительную малую массу и габариты.

На основании изучения литературных данных и исходя из особенности КА были поставлены основные задачи исследований: разработка СОТР бортовой научной аппаратуры КА, ориентированных на Солнце.

Проведение работ связывалось с решением следующих конкретных задач:

1) анализ особенности и возможности построения СОТР КА, ориентированных на Солнце;

2) создание тепловой математической модели и проведение анализа теплового режима КА;

3) разработка СОТР и ее основных элементов;

4) проведение экспериментальных исследований по основным элементам СОТР,

Во второй главе дан анализ возможных концепций построения СОТР. В соответствии с литературными данными и опытом на практике существуют три возможные концепции построения СОТР.

По первой — приборный отсек заключен в герметичный корпус, в котором с помощью вентилятора перемешивается газовая среда, например, воздух. В этом случае тепло от приборов

воспринимается потоком газа и передается конвекцией к жалюзям или радиаторам, которые излучают его в окружающее пространство.

Эти системы имеют следующие характеристики:

- обеспечение комфортных тепловых условий для приборов;

- большую массу герметичного корпуса, иеболыцой ресурс;

- потребление вспомогательной электрической мощности на функционирование системы.

По второй — используется негерметичная компоновка отсека. Посадочные места приборов охлаждаются жидкостью, движущейся с помощью насоса по герметичным каналам. Тепловой поток от приборов сбрасывается в космос через радиатор, подсоединенный тепловой связью к каналам с жидкостью. Управление температурой в отсеке осуществляется за счет изменения расхода жидкости и изменения её температуры.

Эти системы имеют следующие характеристики:

- большую теплопередающую способность, до десятка киловатт;

- большую способность терморегулирования;

- большую массу и сложную конструкцию;

- потребление вспомогательной электрической мощности на функционирование системы.

По третьей — используется негерметичная компоновка отсека. Тепловой баланс отсека рассматривается и рассчитывается таким образом, чтобы при всех возможных ситуациях тепловой баланс системы сохранялся:

где 0| - поглощаемые внешние тепловые потоки;

С>2 - тепловыделение приборов;

СЬ - тепловое излучение КА в космос;

<34 - изменение внутренней энергии. Передача тепловой энергии в системе осуществляется за счет кондукгивных связей, радиационного теплообмена, а также автономных теплопередакмцих устройств типа "тепловые трубы". Эти системы имеют следующие характеристики:

- широкий диапазон применения, тепловая нагрузка возможна до киловатта;

- малую массу, большой ресурс и высокую надежность;

- небольшую способность терморегулирования. Особенность построения СОТР бортовой аппаратуры КА,

ориентированных на Солнце, рассмотрена при допущении, что температура приборного отсека(ПО) равномерна и на ПО периодически воздействуют постоянные внешние тепловые потоки, а температура ПО в зоне тени может быть определена следующим выражением:

МСрсГГ/ск =» СЫ - Р е о Т4, где М — масса ПО; Ср — теплоемкость ПО; Т — температура ПО; I — время; Оп — сумма поглощенных внешних тепловых потоков ПО и тепловыделения приборов; Р — площадь излучающей поверхности ПО; е — степень черноты излучающей поверхности ПО; о — постоянная Стефана-Больцмана.

Решение уравнения позволяет определить время нахождения в тени Ц при заданном диапазоне изменения температур:

1Г=(С/4АЭ/<){1П((А'/4+Тмах )( А1/4-Тмш))/((А1/4-Тмлх)(А'/4+ТМ1М))+

+ 2(8-ЧТмах/А'/4) - 216-'(ТМ1ы/А'/<)} ,

здесь А = (}п/Р е с ; С= МСР/р е о ;

Тмлх ~ температура ПО во время вхождения КА в тень ( максимально допустимое значение температуры прибора);

Тмш — температура ПО во время выхода КА из тени ( минимально допустимое значение температуры прибора).

Результаты анализа показывают, что когда время нахождения КА в тени на орбите соответствует вышеуказанному соотношению, для обеспечения теплового режима научной аппаратуры может быть использована пассивная СОТР.

Третья глава посвящена оценке теплового режима приборного отсека КА, ориентированного на Солнце,

Институтом космических Исследований РАЙ, а также его кооперацией был разработан проект космического аппарата нового поколения — Малая Космическая Лаборатория (МКЛ) — с целью выполнения одной научной задачи. Особенностью МКЛ является постоянное ориентирование продольной оси МКЛ на Солнце и использование для ее ориентации и стабилизации в космическом пространстве сил светового давления. При этом отношение массы научной аппаратуры к массе КА с его служебными системами составляет 50%.

В качестве одной из схем реализации МКЛ является проект "Регата-СПАС", который должен обеспечить космическое патрулирование активности Солнца. МКЛ "Регата-СПАС" работает на гало-орбите вокруг точки Лагранжа 1 ( «- 1,5 млн. км от Земли). На рис. 1 показан ее общий вид.

Исходя из рассмотренных ранее возможных концепций построения СОТР, анализа баллистических характеристик "Регата-СПАС" и приборного состава была выбрана конструктивная тепловая схема с негерметичной компоновкой отсека и коцдуктивно-радиационной системой обеспечения теплового режима.

Пи» яи Сопночмо! бтрем

Рис. 1. Общий вид МКЛ "Регата-СПАС"

С помощью метода концентрированных параметров математическая модель тепловой схемы составлялась на основании закона сохранения энергии и закона теплопроводности Фурье, а также закона Стефана-Больцмана, Для проведения анализа теплового режима определяются основные конструционные узлы: солнечная батарея(СБ), приборная панель, научные приборы и служебное оборудование, а также радиаторы:

МА . д 1/(11 = - Т;)/ Яу + Е е о (Т/ - Т,<) + + а(0„ + 0Г.,) + Е + 0„ ,

где Т, - температура ¡-го элемента;

М; - масса ¡-го элемента;

- теплоемкость ¡-го элемента;

Яд - термическое сопротивление между ¡-м и .¡-м элементами;

Qn - тепловыделение i-ro элемента;

QSii - солнечный тепловой поток, попадающий на i-ft элемент;

Q,_l - лучистый поток от Земли, попадающий на i-й элемент;

Qr ( - солнечный поток, отраженный от поверхности Земли н попадающий на i-й элемент;

<Ру - угловой коэффициент получения между i-м и j-M элементами.

По результатам расчетов можно сделать следующие выводы:

1) при суммарном тепловыделении, рас-ном 250 и 150 Вт (соответственно в начале и конце ресурса), выбранная суммарная поверхность радиаторов, равная 1,2 м2 для данной конструкции СОТР, является оптимальной для работы в штатном режиме на гало-орбите и обеспечивает температурный режим приборной панели на уровне 30 и 5 °С соответственно в начале и конце ресурса работы;

2) на переходных орбитах полета рассматривалось два наиболее вероятных случая:

в первом — при полете МКЛ с осевым вращением вокруг продольной оси со скоростью 0,1 град/с и изменением угла между продольной осью МКЛ и направлением на Солнце р пределах 45 -f- 90° температура приборов определялась квазистационарным режимом и изменялась в диапазоне 230-г306 К;

во втором — при полете МКЛ без вращения и с различной ориентацией продольной оси МКЛ в пространстве температура приборов может достигнуть температуры окружающего пространства 4 К.

Таким образом, для обеспечения теплового режима на переходных орбитах необходимо поддержание угла между продольной осью и вектором солнечного потока менее 45° или использование дополнительных средств, например, тепловых труб переменного термического сопротивления, источника тепловой энергии.

С учетом того, что величина площади поглощения солнечных лучей приборной панелью и степень черноты е может меняться из-за открытия или закрытия защитных крышек приборов, был проведен анализ теплового режима приборного отсека на штатных режимах на гало-орбите. Результаты расчетов показали, что о учетом теплообмена между неосвещенной стороной СБ и радиаторами, СБ и ЭВТИ, покрывающей приборный отсек, а также теплообмена через ЭВТИ между приборами и окружающей средой температура приборов находится в диапазоне 5*35 °С при е=0,9 (соответственно крышки открыты) и суммарном тепловыделении 100-4-250 Вт. Однако закрытие °крышек у приборов понижает температуру на 30 °С, что требует ограничения времени закрытия,

Четвертая глава посвящена разработке СОТР приборного отсека и ее основных элементов. Рассмотрены предложения по компоновочным схемам с учетом того, что приборный отсек негерметичен и состоит из комбинаций плоских элементов.

Были разработаны следующие четыре варианта конструкции приборного отсека:

а) крестообразная компоновочная схема панелей, которая позволяет разместить наибольшее количество условных единиц приборов;

б) крестообразная компоновочная схема панелей с коммуникационным каналом, который несколько облегчает условия монтажа самих панелей и повышает жесткость;

в) компоновка из двух параллельных друг другу панелей, которая по массе и габаритам мало отличается от двух первых, но требует установки дополнительных конструктивных элементов для обеспечения жесткости конструкции приборного отсека;

г) компоновка в виде цилиндра, которая обеспечивает как продольную, так и поперечную устойчивость конструкции и хорошо согласуется с пассивной СОТР, но имеет несколько большую массу (до 30%) и затрудняет установку приборов.

Соответственно рассмотренным выше схемам были разработаны два варианта несущей приборной панели, которые показаны на рис. 2.

Согласно принятой конструкции тепловый режим цельнометаллической панели и ее изотермичность обеспечивается использованием вмонтированными внутрь тепловыми трубами. В реализованной панели тепловой поток от приборов и оборудования кондукшвно воспринимается пятью тепловыми трубами, передается к зонам нагрев.» двух газорегулируемых тепловых труб, а затем к радиаторам, обращенным в космическое пространство.

В настоящее время благодаря имеющимся преимуществам по высокой прочности И малой массе широкое применение для установки приборов на КА получили сотовые панели со встроенными тепловыми трубами. В экспериментальном образце сотовой панели были применены канавчатые тепловые трубы , по которым тепловой поток от приборов передается к радиатору.

\ -¿"'"с-Ч-лН-$

Ч "" "" ** Ь* — —. — ЛЬ ■

мамтое

О

'МОНИТОР

шшовмичы

Рис. 2. Схема приборной панели:

а) цельнометаллическая; б) сотовая.

В пятой главе рассмотрены результаты экспериментальнных исследований СОТР и ее основных элементов. Для проверки и уточнения принятых при проектировании теплофизических характеристик и осуществимости технических решений проводолись термовакуумные испытания (ТВИ) приборных панелей и криогенного радиатора.

Для обеспечения необходимого теплового режима научной и служебной аппаратуры, установленной на МКЛ "Регата-СПАС", были разработаны и изготовлены два типа конструкции теплового макета приборной панели с СОТР на основе тепловых труб:

1) цельнометаллическая приборная панель с вмонтированными внутрь тепловыми трубами;

2) сотовая панель со встроенными тепловыми трубами.

Тепловыделение приборов, установленных на приборной

панели, а также внешние тепловые потоки, попадающие на радиатор, имитируются электрическими нагревателями. Нагреватели подключаются к блокам приборов, обеспечивающих регулировку и измерение подаваемой тепловой мощности.

Результаты испытаний в режимах I - IV представлены на рис. 3.

По результатам испытаний можно сделать следующие выводы:

1) для цельнометаллической приборной панели с вмонтированными внутрь тепловыми трубами:

- подтверждена правильность проектирования приборного отсека с СОТР, при этом в условиях испытанных режимов, соответственно начала и конца срока службы, температуры посадочных мест приборов поддерживаются в требуемом диапазоне 5*30 °С;

- на переходной орбите при выключении всех приборов о использованием тепловыделения РИТЭГа и газорегулируемых тепловых труб температура приборной панели поддерживается на урбвне +5 °С;

- СОТР на основе тепловых труб обеспечивает изотермичность поверхности приборной панели с точностью ±1,5 °С при изменении мощности тепловыделения приборов от 0 до 60 Вт;

- для увеличения уровня температур приборной панели при минимальной подводимой мощности необходимо увеличение массы неконденсирующегося газа на 15%.

т(°с) 40 . 30 • 25.

20 < 15. 10. 5, О

О 10 20 30 40 50 60 70 80 90

Т(°С) 604020.

5 10 15 20 25 30 40 1(ч) <П

Рис. 3. Зависимость температуры приборной панели от времени: а) для цельнометаллической; б) для сотовой

2) для сотовой панели со встроенными тепловыми трубами:

- сотовая панель со встроенными тепловыми трубами имеет высокую термокондуктивность и приемлемую изотермичноеть по поверхности приборной панели о диапазоне 25+3 °С при тепловой нагрузке 250 Вт;

- при тепловой нагрузке до 400 0т температура приборной панели обеспечивается На уровне 50 еС с помощью радиатора и термокондуктивного контура, состоящего из внутренних и внешних тепловых труб, сочлененных поперечными тепловыми трубами. При этом максимальная неизотермичность по поверхности приборной панели поддерживается в пределе 10 °С.

В состав МКЛ "Регата-СПАС" входит полупроводниковый гамма-спектрометр для исследования вспышек Солнца. Для обеспечения рабочей температуры детектора спектрометра в пределах 100-420 К была разработана система радиационного охлаждения.

При проектировании и испытании системы радиационного охлаждения для полупроводникового гамма-спектрометра (ПГС) проекта "Марс-9б" была проведена подобная работа. Однако ПГС, устанавливаемый на противосолнечней стороне солнечной панели КА "Марс-96", имеет более сложный тепловой режим.

Результаты испытаний, представленные на рис. 4, показывают, что СОТР на основе системы радиатор-тепловые диоды функционирует и охлаждает детекторы до требуемого температурного уровня.

Для наземных термовакуумных испытаний научной аппаратуры были исследованы возможности использования термовакуумных камер для испытаний научной аппаратуры, объемные размеры которой соизмеримы с рабочим объемом

камеры, а также использования инфракрасных нагревателей для имитации внешних тепловых потоков.

Результаты проведенного аиализа показывают, что с инженерной точностью для ускорения и удешевления цикла наземных испьпапий возможно проведение термовакуумных испытаний в вакуумной камере, размеры которой соизмеримы с размером объекта испытаний при следующих условиях:

- для того, чтобы пренебречь влиянием теило&ого потока, обусловленного молекулярной теплопроводностью, нужно обеспечить давление в камере не выше 1,0«105 торр;

- если размеры камеры (Г:,) и размеры объекта (р| ) имеют соотношение (Г| /I5! 0,5 + 0,9), то степень черноты внутренней поверхности вакуумной камеры должна быть не хуже 0,95;

- внешний тепловой поток от Солнца и планет суммируется и должен имитироваться системой Нагревателей, установленных на тсшгопоглоШающих поверхностях.

Эта методика была многократно использована при проведении цикла ТВИ- телевизионного комплекса "Аргус" проекта "Марс-96",

Для имитации внешних тепловых потокоа при проведении термовакуумных испытанияй разработаны инфракрасные(ИК) нагреватели и методика проведения этих испытаний с использованием таких нагревателей. Нагревательный комплекс состоит из нескольких инфракрасных нагревателей, расположенных по внешнему контуру объекта для испытаний. Для того, чтобы получить равномернную плотность теплового потока на поверхности объекта, а также для имитации космического пространства, расстояние между нагревателями «1 и расстояние между нагревателем и поверхностью объекта я должны отвечать отношениям: Л £ 8. Рекомендуется, чтобы значения расстояния й и з выбирались в диапазоне 200 -г 400 мм.

Результаты гнализа показали, что для объекта с формой в виде призмы при ¿=8=300 мм максимальная относительная неравномерность распределения плотности излучающего потока менее 5%, а для объекта в форме цилиндра эта неравномерность составляет менее 12% при ¿=320 мм и я=225 мм.

По предложенной методике были проведены ТВИ ИК-спектрометра "МИРАС" и двигательного модуля проекта "МЕРЯТ**

Основные результаты диссертации:

1) Проеедены аналитические исследования особенностей построения системы обеспечения теплового режима научной аппаратуры космических аппаратов (КА), ориентированных на

Солнце, определены условия применения пассивных методов для таких систем.

2) Разработана и исследована система обеспечения теплового режима (СОТР) бортовой аппаратуры с использованием техники пассивного терморегулирования без дополнительных затрат энергии Для КА, ориентированного на Солнце.

3) Разработана тепловая математическая модель приборного отсека и методика проведения анализа тепловых режимов при различных воздействиях внешних и внутренних тепловых потоков. Выполнены расчеты по тепловым режимам при штатных и переходных режимах для малой космической лаборатории (МКЛ) "Рсгата-СПАС",

4) Разработаны и экспериментально исследованы конструктивная тепловая схема СОТР и основные элементы конструкции СОТР для МКЛ "Регата-СПАС". Разработана методика проведения тепловакуумных испытаний для таких систем.

5) Исследованы некоторые особенности проведения Тепловакуумных испытаний. Научно-технически обоснована и экспериментально подтверждена возможность проведения тепловакуумных испытаний приборных комплексов, объемные параметры которых составляют от 0,5 до 0,9 от рабочего объема вакуумной установки. При этом при выполнении требований по степени черноты стенок камеры точность полученных результатов находится на уровне 10 % от расчетных.

По такой методике были проведены ТВИ телевизионного комплекса "Аргус" и полупроводникового гамма-спектрометра "ПГС" проекта "Марс-96".

6) Даны инженерные решения, обоснована и экспериментально подтверждена возможность иеполь'юши.ип

инфракрасных нагревателей для имитации внешнего теплового

воздействия при проведении тепловакуумных испытаний. Эти решения были использованы при наземной отработке ИК-спектрометра бельгийско-российского проекта "МИРАС", а также в проекте США-Россия "NEPSTP" для отработки двигательного модуля.

Список опубликованных работ:

1. Liu Q., Kostenko V. I. A kind of infrared heating technique used for spacecraft thermal vacuum test. Препринт ИКИ РАН, Пр-1900, M., 1994.

2. Лю Ц., Костенко В. И. Некоторые особенности проведения термовакуумных испытания. Препринт ИКИ РАН, Пр-1912, М., 1995.

3. Liu Q., Zhang Z.G. & Peng Z.S. Quasi-steady state measurement and analysis of thermophysical properties of honeycomb material // Inter. Conf. on space technology and its application, Beijing, 1987.

4. Liu Q., Huo Y. H. 200-nodes thermo-mathematical model for payload module of DFH Satellite. HT-89142, Inst, of Spacecraft system Engineering, China.

5. Liu Q. & Peng Z. S. Thennal analysis and Design of engine module of satellite. HT-88073, Inst, of Spacecraft System Engineering, China.

055(02)2

Ротапринт ИКИ РАН Москва, 117810 , Профсоюзная, 84/32

Подписано к печати 25, 05. 1995

Заказ 100

Формат 70x108x32 Тираж (00 экэ, I уч.-изд.л.