CC BY
45"Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических аппаратов
A. S. Pozdnyakov, G. I. Trifonov, V. V. Dvirny JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
REFINEMENT OF TESTING OF A SPACECRAFT
The problems and possible solutions for test of a spacecraft in the initial stages ofproduction.
© Поздняков А. С., Трифонов Г. И., Двирный В. В., 2011
УДК 629.78.048.7
А. А. Рудько, Е. В. Юртаев, В. В. Двирный ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск
СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОЙГО АППАРАТА НА ОСНОВЕ ТЕПЛОВЫХ ТРУБ И АКТИВНОГО ЖИДКОСТНОГО КОНТУРА
Рассмотрена комбинированная система терморегулирования космическойго аппарата на основе тепловых труб и жидкостного контура. Представлены результаты математического моделирования, подтвержденные наземными испытаниями.
Современные космические аппараты (КА) создаются на базе космических платформ негерметичного исполнения, что усложняет их систему терморегулирования (СТР). В настоящее время СТР негерметичных космических аппаратов включает в себя как отдельные устройства и материалы: тепловые трубы (ТТ), оптические покрытия, нагреватели, теплоизоляцию, так и сложные многоэлементные контуры жидкостного охлаждения. Поддержание температуры оборудования КА в заданном диапазоне во многом влияет на обеспечение безотказности его работы и длительность срока службы.
Конструкция космического аппарата на геостационарной орбите имеет блочно-модульную структуру и состоит из двух модулей: модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки. Модули имеют форму прямоугольных параллелепипедов, выполненных из панелей сотовой конструкции. Большая часть тепловыделяющего оборудования располагается в приборных отсеках модулей на внутренних обшивках сотовых панелей.
Тепловой режим обеспечивается излучением тепла в космическое пространство с внешних сторон сотовых панелей: тепло от оборудования распределяется тепловыми трубами по внутренним обшивкам и с них по сотовому заполнителю передается на внешнюю обшивку, с которой излучается в космическое пространство.
На современных КА разработки ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» задача обеспечения теплового режима оборудования КА решается за счет использования тепловых труб, встроенных в сотовые панели со стороны оборудования и расположенных параллельно друг другу, и дублированного жидкостного контура (ЖК), установленного на сотовой панели перпендикулярно направлению тепловых труб.
Жидкостный контур обеспечивает:
- перенос тепла в направлении, перпендикулярном тепловым трубам;
- перенос части поглощенного солнечного потока между северной и южной панелями, что позволяет оптимально использовать имеющиеся радиационные поверхности;
- проведение наземных термобалансных испытаний (ТБИ) в горизонтальном и вертикальном положении КА;
- размещение на жидкостном контуре оборудова -ния с плотностью теплового потока более 3 Вт/см2.
В настоящее время с помощью современного программного обеспечения ТИегтка разработана тепловая математическая модель КА, состоящая из 8 943 узлов, которая позволила оценить все технические решения при проектировании СТР без затрат на производство отработочных моделей для предварительных испытаний.
В частности, был проведен расчет перепада температур между освещенной и теневой панелями в периоды солнцестояния. Использование жидкостного контура дает возможность перенести 41 % падающего солнечного потока на неосвещенную Солнцем панель. Это сводит к минимуму разницу температур между панелями радиаторов, благодаря чему граница рабочего диапазона температур для оборудования сужается на 12... 16 оС, что уменьшает вероятность отказа оборудования.
Комбинированная СТР с тепловыми трубами и жидкостным контуром имеет ряд преимуществ по сравнению с СТР на тепловых трубах (см. таблицу).
Значения температур элементов и оборудования спутника, полученные в ходе численного моделирования тепловых режимов, хорошо соотносятся с фактически измеренными значениями температур при проведении ТБИ. Различие в результатах моделирования и испытаний достигает не более 5.7 °С для внешних элементов и не более 2.4 °С для оборудования и конструкции спутника.
Решетневскце чтения
Сравнение комбинированной системы терморегулирования с ТТ и ЖК и системы терморегулирования с ТТ
Характеристика Система терморегулирования
с тепловыми трубами и жидкостным контуром только с тепловыми трубами
Часть теплового потока, поглощенного освещенной панелью и перенесенного жидкостным контуром, % 41 -
Положение КА при наземных термобалансных испытаниях Любое: горизонтальное или вертикальное Только горизонтальное
Обеспечение теплового режима оборудования, расположенного вне северной или южной панели Централизовано, жидкостным контуром Автономно
Обеспечение теплового режима оборудования с плотностью теплового потока на контактную поверхность более 3 Вт/см2 Возможно при установке на ЖК Проблематично
Отношение площади радиационных поверхностей к площади СТР с ТТ »0,8 1,0
A. A. Rud'ko, E. V. Yurtaev, V. V. Dvirny JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
SATELLITE THERMAL CONTROL SUBSYSTEM BASED ON HEAT PIPES AND ACTIVE FLUID LOOP
This report describes the combined thermal control subsystem based on heat pipes and the fluid loop. It presents the results mathematic modeling verified by satellite ground tests.
This report also provides the comparison between the satellite thermal control subsystem based on the heat pipes only and the combined thermal control subsystem based on the heat pipes and the fluid loop.
© PyfltKO A. A., ropTaeB E. B., flBHpHtm B. B., 2011
УДК 629.7.023
В. И. Сливинский, Л. Н. Волконский ОАО «Украинский научно-исследовательский институт технологии машиностроения», Украина, Днепропетровск
А. И. Алямовский
ОАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королева, Россия, Королев
СВОЙСТВА УГЛЕСОТОПЛАСТА
Приведены сравнительные физико-механические характеристики сотовых заполнителей различных марок. Определена рациональная схема армирования углесотопласта, обеспечивающая высокий уровень модулей сдвига сотов.
Среди широкой гаммы полимерных композиционных материалов особый интерес для аэрокосмической техники представляют сотовые заполнители (СЗ) на основе углеродного наполнителя, входящие в состав сотовых конструкций. Такие конструкции обладают очень низким коэффициентом теплового линейного расширения и возможностью регулирования теплопроводности.
Сотовый заполнитель на основе углеродного наполнителя - углесотопласта (УСП):
- имеет максимальные абсолютные и удельные показатели прочности и жесткости при сдвиге и сжатии;
- обладает минимальным коэффициентом линейного расширения;
- в сочетании с углепластиковыми обшивками создает химически однородную размеростабильную конструкцию.
Установлено, что основными физико-механическими характеристиками (ФМХ) УСП являются
