Тепловакуумный (тепловакуумный) стенд

Так как стоимость КА весьма высокая, тепловые испытания иногда проводят на специальных тепловых макетах, на которых вместо аппаратуры применяются имитаторы. Схема такого макета с пояснениями приведена на рис. 4.8. На таком макете в разных его местах размещаются температурные датчики, чтобы по их показаниям можно было составить полное представление о тепловом режиме космического аппарата. Тепловой макет устанавливают в барокамере, производят откачку из нее газов, охлаждают ее экраны. Затем включают солнечные имитаторы и начинают испытания. С помощью специального устройства макет вращается, имитируя изменение положения аппарата относительно Солнца в ходе его космического полета.

Рисунок 4.8 Функциональная схема стенда для тепловакуумных испытаний КА

Обозначения: 1 – вакуумная камера; 2 – криогенный экран, охлаждаемый жидким азотом; 3 – космический аппарат; 4-7 – секции имитатора внешних тепловых потоков, обусловленные солнечным излученим; 8 – система вакуумирования; 9 – датчик давления; 10 – датчик давления, исключающего конвективный теплообмен; 11 – схема сравнения; 12 – датчик температуры; 13 – датчик температуры холодного космоса; 14 – схема сравнения; 15 – схема совпадения; 16 – система управления включением блока регуляторов напряжения; 17 – блок регуляторов напряжения

Имитаторы аппаратуры работают по заданным программам, воспроизводя тепловыделение приборов в разных режимах «полета». Показания датчиков автоматически записываются на специальных приборах. Если в ходе испытаний обнаружится, что система терморегулирования работает неудовлетворительно, в ее конструкцию вносятся соответствующие изменения, и в случае необходимости вновь проводятся испытания для определения эффективности этих изменений [2].

В наземных условиях проводится и имитация теплового режима космических аппаратов на участках полета в атмосфере планет. При этом в термобарокамерах воспроизводятся два основных параметра: давление («высота») окружающей среды и температура поверхности космического аппарата. Нагрев поверхности испытуемых объектов производится специальными нагревателями, например, инфракрасными вольфрамокварцевыми радиационными нагревателями. Такие нагреватели состоят из трубок, изготовленных из кварцевого порошка, с навитой на них вольфрамовой нитью накала. Они монтируются в керамические рефлекторы, отражающие тепловые потоки. Существующие нагреватели имеют температуру нити приблизительно равную 3000°С. В качестве нагревателей используются также и кварцевые лампы, графитовые оболочки и другие устройства.

Особенно сложная задача при проведении такого рода испытаний состоит в имитации изменения окружающего давления. Во время запуска космического аппарата уменьшение давления воздуха (создаётся разрежение) от атмосферного до 10^-8 кгс/см2 происходит за несколько минут. Изменить так резко давление в вакуумной камере в реальном масштабе времени весьма сложно, так как большинство космических имитаторов не оборудовано вакуумными насосными системами, обеспечивающими такие скорости откачки. Поэтому на практике эта задача решается различными приближенными методами, основанными, как правило, на изменении масштаба времени.

При подготовке стенда проверяют с контролем параметров следующие системы:

- Вакуумно-откачная;

- Система контроля давления в вакуумной камере;

- Система азотообеспечения;

- Системы управления имитаторами тепловых потоков (ИТП) и контроля температур;

На рисунках 4.9-4.10 представлена схема размещения инфракрасных тепловых панелей.

 

Рисунок 4.9 Схема расположения ИТП

где 1 – объект испытаний; 2 – термостатирующая опорная подставка; 3 – имитатор фонового теплового потока.

Рисунок 4.10 Схема расположения ИТП, вид сверху

где 1 – объект испытаний; 2 – термостатирующая опорная подставка;

3 – имитатор фонового теплового потока.

Испытание на циклическое воздействие смены температур проводят для определения способности изделий и систем противостоять быстрой смене температур. Эти испытания состоят из резкой смены верхнего и нижнего значения испытательных температур. Обычно применяют три цикла смены температуры. Каждый цикл состоит из двух этапов. Сначала изделия помещают в камеру холода, а затем — в камеру тепла. Изделия выдерживают в каждой камере по 3 ч, время переноса изделия из камеры в камеру не должно превышать 5 мин.

Эти испытания проводят без электрической нагрузки, а параметры изделий проверяют до и после термоциклирования, предварительно выдержав их в нормальных климатических условиях.

Этот вид испытаний является одним из жестких, так как позволяет выявить скрытые дефекты конструкции и технологий, скрытые дефекты изделий электронной техники и т.д. В настоящее время этот вид испытаний широко применяется в технологических процессах сборки электронных изделий, поскольку позволяет на ранней стадии сборки сложных электронных блоков управления выявить дефекты и не допустить их проявления в процессе эксплуатации.

Испытания на циклическое воздействие смены температур проводят в двухсекционных камерах или в камерах термоциклирования. Камеры представляют собой сдвоенную конструкцию, состоящую из камеры тепла и камеры холода

Технология термобаланса применяется для подтверждения термоматематических расчетов модели спутника. В течение испытаний воссоздается диапазон низких температур, близких к тем, что будут «морозить» спутник на орбите (до –180 °C). Некоторые детали образца также подвергаются нагреву от источников тепла (лампы или ИК-нагреватели), что имитирует воздействие солнечных лучей (до +150 °C). В течение всего времени поддерживается давление 10^–6 мбар (75×10^–5 мм рт. ст.).

Для достижения различных вариаций диапазонов температуры конструкция камеры позволяет устанавливать системы терморегуляции с полным или частичным заполнением трубопроводов жидким азотом, комбинированные системы жидкого и газообразного азота, а также комбинированные системы с фреоном и азотом.

Выводы

1. Введено понятие системы терморегулирования космического аппарата.

2. Рассмотрено устройство экранно-вакуумной теплоизоляции.

3. Рассмотрены наземные тепловакуумные испытания.

 

Список рисунков

 

Рисунок 1.1 Излучение Вселенной (температура 2,72548 ± 0,00057 К) 6

Рисунок 1.2 Тепловой баланс Земли.. 7

Рисунок 2.1 Модель абсолютно чёрного тела.. 9

Рисунок 2.2 Мощность излучения абсолютно чёрного тела в зависимости от длины волны... 10

Рисунок 2.3 Характер изменения теплоемкости с температурой металла.. 13

Рисунок 3.1 Теплообмен излучением между черными поверхностями, произвольно расположенными в пространстве.. 20

Рисунок 3.2 Определение углового коэффициента излучения. 21

Рисунок 3.3 Параллельные пластины... 23

Рисунок 3.4 Концентрические сферы. Сферический сегмент. 23

Рисунок 3.5 Определение УКИ круговых площадок и неограниченных цилиндров. 24

Рисунок 3.6 Спектральная поглощательная способность тела. 28

Рисунок 4.1 Строение мата ЭВТИ. 35

Рисунок 4.2 Отражение излучения.. 36

Рисунок 4.3 Поперечное сечение ТБК120. 40

Рисунок 4.4 Классификация насосов по конструктивному признаку: 41

Рисунок 4.5 Ячейка криовакуумного насоса.. 42

Рисунок 4.6 Испытание системы терморегулирования в условиях перегрева 44

Рисунок 4.7 Графики стабилизации температур при общей мощности нагревателей 41 Вт. 45

Рисунок 4.8 Функциональная схема стенда для тепловакуумных испытаний КА.. 46

Рисунок 4.9 Схема расположения ИТП.. 47

Рисунок 4.10 Схема расположения ИТП, вид сверху.. 48

 

 

 Список таблиц

Таблица 2.1 Теплоемкости стали 12X18H10T и меди.. 13

Таблица 3.1 Коэффициенты для метода Монте-Карло.. 25

Таблица 3.2 W₁, W₂, W₃ в зависимости от типа зоны. 26

Таблица 3.3 Коэффициенты для длины пути луча.. 26

Таблица 4.1 Доля тепловой нагрузки для степеней черноты. 43

Таблица 4.2 Характеристики азотных экранов различных типов.. 43