RU2208564C1 - Method of thermal vacuum tests and device for realization of this method - Google Patents
Method of thermal vacuum tests and device for realization of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2208564C1 RU2208564C1 RU2001130725A RU2001130725A RU2208564C1 RU 2208564 C1 RU2208564 C1 RU 2208564C1 RU 2001130725 A RU2001130725 A RU 2001130725A RU 2001130725 A RU2001130725 A RU 2001130725A RU 2208564 C1 RU2208564 C1 RU 2208564C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- heat flux
- axis
- relative
- solar radiation
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к наземной отработке теплового режима космических аппаратов преимущественно с высокоточной аппаратурой, требующей обеспечения геометрической стабильности конструктивных элементов. The invention relates to the field of space technology, and more particularly to ground-based mining of the thermal regime of spacecraft, mainly with high-precision equipment, requiring geometric stability of structural elements.
На космических аппаратах, решающих задачи космической связи, исследований природных ресурсов Земли, астрономических наблюдений, устанавливаются высокоточные приборы и оборудование, одним из основных требований к которым является сохранение высокой геометрической стабильности конструктивных элементов в процессе эксплуатации: стабильности формы рабочих поверхностей зеркал, стабильности взаимного расположения оптических элементов телескопов и аппаратуры приема и регистрации излучений исследуемых объектов, стабильности взаимного расположения антенных модулей и т.д. High-precision instruments and equipment are installed on spacecraft that solve the problems of space communications, Earth’s natural resources research, astronomical observations, one of the main requirements of which is to maintain high geometric stability of structural elements during operation: stability of the shape of the working surfaces of mirrors, stability of the relative position of optical elements of telescopes and equipment for receiving and recording the radiation of the studied objects, mutual stability aspolozheniya antenna modules, etc.
В процессе 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. During operation under conditions of variable thermal effects, the stability of the geometric characteristics of the equipment is determined by temperature deformations under the influence of non-uniform and time-varying temperature fields of the spacecraft structure.
Для космического аппарата с высокоточной аппаратурой исследование термодеформаций и обеспечение заданной геометрической стабильности конструкции является важной задачей при наземной отработке. For a spacecraft with high-precision equipment, the study of thermal deformations and ensuring the given geometric stability of the structure is an important task in ground testing.
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 Top, "холодного" космического пространства, лучистых тепловых потоков от Солнца и планет), соответствующих условиям эксплуатации космического аппарата.Ground-based experimental testing is carried out in the course of complex heat-vacuum tests of the apparatus in a vacuum chamber with simulated external influences (environmental pressure not higher than 5 • 10 -6 Top, “cold” outer space, radiant heat fluxes from the Sun and planets) corresponding to the operating conditions of the spacecraft .
Широко известны способы тепловакуумных испытаний в вакуумной камере с имитацией внешних воздействий, заключающийся в размещении испытываемого объекта в вакуумной камере, облучении его наружных поверхностей тепловым потоком от имитатора солнечного излучения. При этом направление указанного теплового потока в вакуумной камере постоянно, а изменение ориентации аппарата осуществляется посредством установки испытываемого объекта на трехстепенной поворотный стенд, обеспечивающий необходимые изменения положения объекта относительно имитатора солнечного излучения (см. О.Б. Андрейчук, Н.Н. Малахов. Тепловые испытания космических аппаратов. "Машиностроение", 1982, рис. 3.28). Widely known methods of thermal vacuum tests in a vacuum chamber with simulating external influences, which consists in placing the test object in a vacuum chamber, irradiating its external surfaces with heat flux from a solar radiation simulator. At the same time, the direction of the indicated heat flux in the vacuum chamber is constant, and the orientation of the apparatus is changed by installing the test object on a three-stage rotary stand, providing the necessary changes in the position of the object relative to the solar radiation simulator (see O.B. Andreichuk, NN Malakhov. Thermal tests of spacecraft. "Mechanical Engineering", 1982, Fig. 3.28).
Известны установки для проведения тепловакуумных испытаний космических аппаратов, включающие в себя имитатор солнечного излучения, вакуумную камеру и размещенный внутри нее трехстепенной поворотный стенд (см. О.Б. Андрейчук, Н. Н. Малахов. Тепловые испытания космических аппаратов. "Машиностроение", 1982, раздел 3.7). Known installations for conducting thermal vacuum tests of spacecraft, including a solar radiation simulator, a vacuum chamber and a three-degree rotary stand located inside it (see O. B. Andreichuk, N. N. Malakhov. Thermal tests of spacecraft. "Mechanical Engineering", 1982 , section 3.7).
Известен также, взятый в качестве прототипа, способ тепловакуумных испытаний, заключающийся в размещении космического аппарата в вакуумной камере, облучении его наружных поверхностей тепловым потоком от имитатора солнечного излучения и изменении ориентации аппарата относительно указанного имитатора (см. "Опыт эксплуатации камеры ВК 600/300", технический отчет 618-01-90, НИИХИММАШ). There is also known, taken as a prototype, the method of thermal vacuum testing, which consists in placing the spacecraft in a vacuum chamber, irradiating its outer surfaces with heat flux from a solar radiation simulator and changing the orientation of the device relative to the specified simulator (see "Operating experience of the VK 600/300 camera" , Technical Report 618-01-90, NIIKHIMMASH).
Известна также взятая в качестве прототипа устройства установка для проведения тепловакуумных испытаний космического аппарата, содержащая вакуумную камеру с размещенным внутри нее поворотным устройством для установки на нем космического аппарата и имитатор солнечного излучения, включающий осветительную часть в виде щита со светильниками, проекционную часть, состоящую из зеркально-линзовой оптической системы и входного блока, включающего рассеиватель и плосковыпуклую линзу, и расположенную между осветительной частью и входным блоком заслонку управления интенсивностью излучения с приводом (см. "Опыт эксплуатации камеры ВК 600/300", технический отчет 618-01-90, НИИХИММАШ). Also known is a device for conducting thermal vacuum tests of a spacecraft, taken as a prototype of the device, containing a vacuum chamber with a rotary device placed inside it for installing a spacecraft on it and a solar radiation simulator, including a lighting part in the form of a shield with lights, a projection part consisting of a mirror - a lens optical system and an input unit, including a diffuser and a plano-convex lens, and located between the lighting part and the input unit ohm damper for controlling the radiation intensity with a drive (see "Operating experience of the VK 600/300 camera", technical report 618-01-90, NIIKHIMMASH).
Однако данные технические решения имеют ряд существенных недостатков:
- при произвольных разворотах конструкция аппарата под действием силы тяжести подвергается значительным деформациям, величина которых соизмерима или превышает термодеформации, характерные для натурных условий эксплуатации аппарата, следовательно, последние не могут быть определены при тепловакуумной отработке аппарата;
- при испытании крупногабаритных космических аппаратов рабочий объем вакуумной камеры часто не позволяет проводить необходимые развороты аппарата;
- при изменении интенсивности излучения не обеспечивается равномерное распределение по световому пятну теплового потока.However, these technical solutions have a number of significant drawbacks:
- at arbitrary turns, the design of the apparatus under the influence of gravity undergoes significant deformations, the magnitude of which is comparable to or exceeds the thermal deformations characteristic of the full-scale operating conditions of the apparatus, therefore, the latter cannot be determined during thermal vacuum testing of the apparatus;
- when testing large spacecraft, the working volume of the vacuum chamber often does not allow the necessary turns of the spacecraft;
- when the radiation intensity changes, a uniform distribution of the heat flux over the light spot is not ensured.
Указанные недостатки не позволяют проводить исследования термических деформаций в процессе комплексных тепловакуумных испытаний аппарата, что снижает информативность данных испытаний и требует проведения дополнительных работ. These shortcomings do not allow the study of thermal deformations during complex heat-vacuum testing of the apparatus, which reduces the information content of the tests and requires additional work.
Технической задачей, решаемой данным изобретением, является повышение информативности комплексных тепловакуумных испытаний космических аппаратов и сокращение продолжительности испытаний за счет совмещения исследований по определению температурного и термодеформационного состояний конструкции. The technical problem solved by this invention is to increase the information content of complex thermal vacuum tests of spacecraft and reduce the duration of the tests by combining research to determine the temperature and thermal deformation states of the structure.
Эта задача решается следующим образом. This problem is solved as follows.
При проведении тепловакуумных испытаний космического аппарата (КА) его размещают в вакуумной камере, облучают его наружные поверхности тепловым потоком от имитатора солнечного излучения и изменяют ориентацию КА относительно этого потока. В процессе испытаний задают плотности теплового потока и измеряют углы поворота аппарата относительно нормали к базовой плоскости установленных на нем датчиков угловых перемещений, при этом воспроизведение натурного внешнего теплового воздействия на КА осуществляют одновременным изменением угла поворота КА вокруг указанной нормали и плотности теплового потока, причем синхронизацию поворота испытываемого аппарата и изменение плотности теплового потока осуществляют в соответствии с соотношениями
где φ - угол между направлением теплового потока от имитатора солнечного излучения и осью Y космического аппарат, град;
Q - плотность теплового потока от имитатора солнечного излучения;
τ - текущее время испытаний, час;
QY - плотность теплового потока от имитатора солнечного излучения в направлении оси Y аппарата, имитируемого в данном режиме испытаний, Вт/м2;
QZ - плотность теплового потока от имитатора солнечного излучения в направлении оси Z аппарата, имитируемого в данном режиме испытаний, Вт/м2.When conducting thermal vacuum tests of a spacecraft (SC), it is placed in a vacuum chamber, its outer surfaces are irradiated with a heat flux from a solar radiation simulator, and the spacecraft’s orientation with respect to this flow is changed. During the tests, the heat flux densities are set and the angles of rotation of the apparatus are measured relative to the normal to the base plane of the angular displacement sensors installed on it, while reproducing the full-scale external thermal influence on the spacecraft is carried out by simultaneously changing the angle of rotation of the spacecraft around the specified normal and heat flux density, and the rotation synchronization the test apparatus and the change in heat flux density is carried out in accordance with the ratios
where φ is the angle between the direction of the heat flux from the solar radiation simulator and the Y axis of the spacecraft, deg;
Q is the heat flux density from the solar radiation simulator;
τ is the current test time, hour;
Q Y is the heat flux density from the solar radiation simulator in the direction of the Y axis of the apparatus simulated in this test mode, W / m 2 ;
Q Z is the heat flux density from the solar radiation simulator in the direction of the Z axis of the apparatus simulated in this test mode, W / m 2 .
Поставленная техническая задача решается также за счет того, что в установке для проведения тепловакуумных испытаний, содержащей вакуумную камеру с размещенным внутри нее поворотным устройством для установки на нем космического аппарата и имитатор солнечного излучения, включающий осветительную часть в виде щита со светильниками, проекционную часть, состоящую из зеркально-линзовой оптической системы и входного блока, включающего рассеиватель и плосковыпуклую линзу, и расположенную между осветительной частью и входным блоком заслонку управления интенсивностью излучения с приводом, указанная заслонка выполнена в виде двух сходящихся экранов перекрытия, плоскости которых нормальны к оси оптической системы и смещены по оси относительно друг друга на расстояние, превышающее толщину экрана, при этом в экранах перекрытия выполнены вырезы, образующие проходное сечение для теплового потока, в форме квадрата с центром на оси оптической системы и диагональю, совпадающей с направлением перемещения экранов, при этом привод заслонки выполнен с возможностью обеспечения перемещения экранов в зависимости от плотности теплового потока светового щита, а также синхронизации движения поворотного устройства и перемещения экранов заслонки. The stated technical problem is also solved due to the fact that in the installation for conducting thermal vacuum tests, containing a vacuum chamber with a rotary device located inside it for installing a spacecraft on it and a solar radiation simulator, including a lighting part in the form of a shield with lamps, a projection part, consisting from a mirror-lens optical system and an input unit including a diffuser and a plano-convex lens, and located between the lighting part and the entrance block of the shutter controlling the radiation intensity with a drive, the specified shutter is made in the form of two converging overlapping screens, the planes of which are normal to the axis of the optical system and are displaced axially relative to each other by a distance exceeding the thickness of the screen, while cutouts are formed in the overlapping screens to form a passage section for thermal flow, in the form of a square centered on the axis of the optical system and a diagonal coinciding with the direction of movement of the screens, while the damper actuator is configured to provide screens depending on the heat flux density of the light shield, as well as the synchronization of the movement of the rotary device and the movement of the screens of the shutter.
Установка на аппарат датчиков угловых перемещений и вращение аппарата только вокруг нормали к базовой плоскости датчиков с одновременным обеспечением изменения плотности теплового потока позволяют получить натурные условия испытания КА и при этом исключить деформации под действием силы тяжести и, следовательно, повысить информативность тепловакуумных испытаний за счет совмещения исследований по определению температурного и термодеформационного состояний конструкции, а значит и сократить продолжительность наземной отработки КА. Обеспечение переменной по времени плотности теплового потока достигают за счет изменения конструкции имитатора солнечного излучения, в частности за счет выполнения специальной заслонки в виде сходящихся экранов и синхронизации движения поворотного устройства и заслонки в соответствии с приведенными выше соотношениями (1) и (2). The installation of angular displacement sensors on the apparatus and rotation of the apparatus only around the normal to the base plane of the sensors with simultaneous changes in the heat flux density make it possible to obtain full-scale test conditions for the spacecraft and, at the same time, to exclude deformations due to gravity and, therefore, to increase the information content of heat-vacuum tests by combining studies to determine the temperature and thermodeformational states of the structure, and therefore to reduce the duration of ground exploration of the spacecraft. The time-dependent heat flux density is achieved by changing the design of the solar radiation simulator, in particular by performing a special shutter in the form of converging screens and synchronizing the movement of the rotary device and the shutter in accordance with the above relations (1) and (2).
Сущность изобретения поясняется чертежами, где
на фиг.1 показан общий вид вакуумной камеры;
на фиг. 2 - имитатор солнечного излучения и часть вакуумной камеры с входным блоком и проекционной частью;
на фиг.3 - конструкция заслонки в двух видах;
на фиг. 4 - графики зависимости плотности теплового потока от имитатора солнечного излучения и угла поворота поворотного устройства от времени.The invention is illustrated by drawings, where
figure 1 shows a General view of the vacuum chamber;
in FIG. 2 - simulator of solar radiation and part of a vacuum chamber with an input unit and a projection part;
figure 3 - design of the shutter in two forms;
in FIG. 4 - graphs of the dependence of the heat flux density on the simulator of solar radiation and the rotation angle of the rotary device on time.
Установка для проведения тепловакуумных испытаний КА включает в себя осветительную часть имитатора солнечного излучения в виде светового щита 1 со светильниками 2 (см. фиг.2), а также вакуумную камеру 3, внутри которой смонтированы поворотное устройство 4 и проекционная часть имитатора солнечного излучения, состоящая из зеркально-линзовой оптической системы 5 и входного блока, включающего рассеиватель 6 и плосковыпуклую линзу 7. Рассеиватель 6 входного блока представляет собой кварцевую пластину, на которой нанесена совокупность цилиндрических канавок во взаимно перпендикулярных направлениях. Такая конструкция позволяет рассеивать свет по двум направлениям, создавая крестообразные полосы, которые укладываются в рабочей зоне, стыкуясь по границам друг с другом. Installation for conducting thermal vacuum tests of the spacecraft includes the lighting part of the solar radiation simulator in the form of a light shield 1 with lamps 2 (see figure 2), as well as a
Между световым щитом 1 осветительной части и рассеивателем 6 входного блока установлена заслонка управления интенсивностью излучения с приводом (привод не показан). 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. Between the light shield 1 of the lighting part and the
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.One of the conditions for uniform light distribution in the spot from each
where l is the distance from the top of the cutout in the
r is the radius of the lens 7 of the input unit, m;
Q is the heat flux density, which must be obtained at the exit from the projection part of the simulator, W / m 2 ;
S o - the heat flux density, which is set to the light shield 1 of the lighting part of the simulator, W / m 2 ;
τ - current test time, hour.
Привод обеспечивает перемещение экранов 8 заслонки в зависимости от изменения плотности теплового потока и поворота испытываемого объекта. The actuator provides movement of the
В качестве привода экранов 8 использован известный привод (см. Привод перемещения кареток ССФП телескопа "Содарт", ТЗ-АМ3С-3-00), выполненный в виде моноблока, в состав которого входят:
- редуктор;
- электродвигатель ДБМ 63-0,06-3-2 ОСТ 160.515.076-85 - 2 шт.;
- соединитель ОС РС-32 АТВ - 2 шт.;
- светодиод 3Л107Б ФЫО.336.005 ТУ - 8 шт.;
- фотодиод ФД-10К АГЦ3.368.029 ТУ - 8 шт.As a drive for
- gearbox;
- electric motor DBM 63-0,06-3-2 OST 160.515.076-85 - 2 pcs .;
- OS-32 ATV connector - 2 pcs .;
- LED 3L107B FYO.336.005 TU - 8 pcs.;
- photodiode FD-10K AGC3.368.029 TU - 8 pcs.
Привод обеспечивает неограниченный угол поворота выходного вала как по прямому, так и по обратному ходу. Электродвигатели привода имеют датчик положения ротора в виде пары дублированных фотоэлектрических датчиков. The drive provides an unlimited angle of rotation of the output shaft in both forward and reverse motion. The electric motors of the drive have a rotor position sensor in the form of a pair of duplicated photoelectric sensors.
Тепловакуумные испытания осуществляются следующим образом. Thermal vacuum tests are carried out as follows.
Расчитывают зависимости плотности теплового потока, подводимого к аппарату 9, и угла поворота поворотного устройства 4 от времени (см. фиг.4), которые обеспечивают имитацию натурных тепловых воздействий на аппарат 9 по осям ±Y и ±Z. Настраивают привод, обеспечивающий синхронную работу экранов 8 и поворотного устройства 4, исходя из рассчитанных зависимостей. The dependences of the density of the heat flux supplied to the
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. The
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).Heat transfer of the spacecraft with the environment occurs through open radiation surfaces, on which special thermo-optical coatings are applied (the remaining outer surfaces of the spacecraft are covered by screen-vacuum thermal insulation, the heat transfer through which is insignificant 1-3 W / m 2 ).
Величина теплового потока, поглощаемого радиационной поверхностью, определяется площадью ее проекции, нормальной к направлению солнечного потока (площадью Миделя), но не зависит от самого направления потока. Это позволяет заменить натурную ориентацию аппарата 9 относительно источника излучения на необходимую, сохраняя при этом натурные величины площадей Миделя радиационных поверхностей, а следовательно, и натурный внешний теплообмен аппарата. Проведенный анализ уравнений внешнего теплообмена космического аппарата показал, что воспроизведение натурных тепловых нагрузок на аппарат при замене натурной ориентации аппарата на вращение вокруг одной из его осей может быть осуществлено при замене постоянной плотности теплового потока от имитатора солнечного излучения на переменную, при условии, что каждому углу поворота аппарата 9 вокруг выбранной оси соответствует определенная величина плотности теплового потока. Для выполнения данного условия проводится синхронизация движения поворотного устройства 4 и экранов 8 заслонки управления интенсивностью излучения, с помощью которых осуществляется соответственно изменение положения аппарата 9 относительно имитатора солнечного излучения и плотности теплового потока. The value of the heat flux absorbed by the radiation surface is determined by the area of its projection normal to the direction of the solar flux (Midel area), but does not depend on the direction of the flux itself. This allows you to replace the full-scale orientation of the
При этом площадь проходного сечения для теплового потока, образованного вырезами в экранах 8, может изменяться от своего максимального значения до нуля. Интенсивность теплового потока в рабочей зоне камеры 3 пропорциональна площади проходного сечения в экранах 8 и также может изменяться при перемещении экранов 8 от максимального значения, на которое настроен световой щит 1 имитатора, до нуля по любому заданному закону. In this case, the cross-sectional area for the heat flux formed by the cutouts in the
Пример. При вращении космического аппарата вокруг Земли по геостационарной орбите вектор направления солнечного излучения описывает вокруг оси +Y аппарата конус с углом при вершине 60o в течение суток. Радиационные поверхности аппарата, осуществляющие его теплообмен с окружающей средой, расположены по осям ±Y и ±Z. В процессе тепловакуумных испытаний необходимо провести исследования термических деформаций конструкции, совместив их с исследованиями температурных полей конструкции. Для выполнения данной задачи на аппарат 9 устанавливаются датчики 10 угловых перемещений, базовая плоскость которых нормальна к оси X. Аппарат 9 устанавливают на поворотное устройство 4 так, что ось Х аппарата 9 совпадает с осью вращения поворотного устройства 4 (ось Х вертикальна), при этом суточный цикл перемещения экранов 8 и вращения поворотного устройства 4 вакуумной камеры 3 определяется из соотношений (1) и (2). Полученные при этом зависимости плотности теплового потока, подводимого к аппарату 9, и угла поворота поворотного устройства 4 от времени приведены на фиг.4. Реализация указанных зависимостей в процессе испытаний обеспечивает имитацию натурных тепловых воздействий на аппарат по осям ±Y и ±Z. По осям ±Х тепловые нагрузки обеспечиваются обычным способом (с помощью инфракрасных нагревателей или установки над аппаратом дополнительного плоского зеркала под углом к оптической оси имитатора, которое направляет поток от имитатора вниз (не показаны). См. "Опыт эксплуатации камеры ВК 600/300", технический отчет 618-01-90, НИИХИММАШ). При этом вращение аппарата 9 проводится только вокруг одной вертикальной оси, что исключает деформации конструкции под действием силы тяжести и позволяет регистрировать температурные деформации.Example. When the spacecraft rotates around the Earth in a geostationary orbit, the solar radiation direction vector describes a cone with an apex of 60 ° around the axis + Y of the spacecraft during the day. The radiation surfaces of the apparatus, which carry out its heat exchange with the environment, are located along the ± Y and ± Z axes. In the process of thermal vacuum tests, it is necessary to conduct studies of thermal deformations of the structure, combining them with studies of the temperature fields of the structure. To accomplish this task, angular displacement sensors 10 are installed on the
Установка для проведения тепловакуумных испытаний работает следующим образом. Installation for conducting thermal vacuum tests works as follows.
Испытываемый космический аппарат 9 с установленными на нем датчиками 10 угловых перемещений монтируют в вакуумной камере 3 на поворотном устройстве 4. Включают световой щит 1 имитатора солнечного излучения. Проводят разворот поворотного устройства 4 с размещенным на нем аппаратом 9 в соответствии с законом, рассчитанным по формуле (1). При этом с помощью привода обеспечивают синхронное с разворотом поворотного устройства перемещение экранов 8 заслонки в соответствии с законом, рассчитанным по формуле (2). The
Предложенные способ и устройство позволяют проводить исследования термических деформаций конструкции при тепловакуумных испытаниях аппарата и сокращает объем его наземной отработки за счет совмещения исследований температурного и термодеформационного состояний конструкции, а также обеспечивают проведение тепловакуумных испытаний в вакуумных камерах с меньшим объемом рабочей зоны за счет исключения вращения аппарата на двух-трехстепенном поворотном стенде. The proposed method and device allows the study of thermal deformations of the structure during thermal vacuum testing of the apparatus and reduces the volume of its ground testing by combining studies of the temperature and thermal deformation states of the structure, and also provides thermal vacuum tests in vacuum chambers with a smaller volume of the working zone by eliminating the rotation of the apparatus on two-three-degree rotary stand.
Claims (2)
где φ - угол между направлением теплового потока от имитатора солнечного излучения и осью Y космического аппарата, град.;
Q - плотность теплового потока от имитатора солнечного излучения, Вт/м2;
τ - текущее время испытаний, ч;
QY - плотность теплового потока в направлении оси Y аппарата, имитируемого в данном режиме испытаний, Вт/м2;
QZ - плотность теплового потока в направлении оси Z аппарата, имитируемого в данном режиме испытаний, Вт/м2.1. The method of thermal vacuum tests of a spacecraft, which consists in placing the device in a vacuum chamber, irradiating its outer surfaces with a heat flux that simulates a natural external heat flux created by solar radiation, and changing the orientation of the spacecraft relative to this flux, characterized in that the densities are set during the tests heat flux and the angles of rotation of the apparatus are measured relative to the normal to the base plane of the sensors of angular displacements installed on it, while Ia-kind of the external thermal flux on the device provide a simultaneous change in the rotation angle of the apparatus relative to said normal, and the heat flux density, and the synchronization of rotation of the test device and changes of the heat flux density is carried out in accordance with the relations
where φ is the angle between the direction of the heat flux from the solar radiation simulator and the Y axis of the spacecraft, deg .;
Q is the heat flux density from the solar radiation simulator, W / m 2 ;
τ is the current test time, h;
Q Y is the heat flux density in the direction of the Y axis of the apparatus simulated in this test mode, W / m 2 ;
Q Z is the density of the heat flux in the direction of the Z axis of the apparatus simulated in this test mode, W / m 2 .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001130725A RU2208564C1 (en) | 2001-11-15 | 2001-11-15 | Method of thermal vacuum tests and device for realization of this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001130725A RU2208564C1 (en) | 2001-11-15 | 2001-11-15 | Method of thermal vacuum tests and device for realization of this method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2208564C1 true RU2208564C1 (en) | 2003-07-20 |
Family
ID=29210879
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001130725A RU2208564C1 (en) | 2001-11-15 | 2001-11-15 | Method of thermal vacuum tests and device for realization of this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2208564C1 (en) |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2468342C1 (en) * | 2011-03-31 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Off-axis solar simulator of thermal vacuum chamber |
| RU2468970C2 (en) * | 2010-12-30 | 2012-12-10 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Московский Государственный Технический Университет Имени Н.Э. Баумана" | Method for estimating weight loss and content of volatile condensing substances at heat-vacuum effects on nonmetallic materials in combination with high-power radiation, and device to this end |
| RU2476833C2 (en) * | 2011-05-10 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of simulating solar radiation in thermal pressure chamber |
| CN103359298A (en) * | 2013-06-26 | 2013-10-23 | 上海卫星装备研究所 | Infrared heating cage heat flow density calibrating device |
| CN103662111A (en) * | 2013-12-03 | 2014-03-26 | 上海卫星装备研究所 | Wave-absorbing temperature control type external heat flow simulating device under thermal vacuum environment |
| RU2564056C1 (en) * | 2014-05-30 | 2015-09-27 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Method of heat-vacuum test of spacecraft |
| CN106081174A (en) * | 2016-07-26 | 2016-11-09 | 上海卫星装备研究所 | A kind of Orbital heat flux analog and hot-fluid control method thereof |
| CN111071501A (en) * | 2019-12-31 | 2020-04-28 | 中国科学院力学研究所 | Modal test structure temperature compensator under vacuum environment |
| CN111605742A (en) * | 2020-06-03 | 2020-09-01 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | Multi-satellite vacuum thermal test method and system |
| RU2734681C1 (en) * | 2020-01-20 | 2020-10-21 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Bench for carrying out thermal-vacuum tests of spacecraft under conditions that simulate full-scale |
| RU2734706C1 (en) * | 2020-01-20 | 2020-10-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for ground-based heat-vacuum testing of space objects under conditions simulating space |
| CN113125501A (en) * | 2021-04-30 | 2021-07-16 | 北京卫星环境工程研究所 | Heat-proof performance testing system suitable for spacecraft heat-insulating material in low-pressure environment |
| RU2801979C2 (en) * | 2023-02-28 | 2023-08-22 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for simulation of external heat transfer conditions of space vehicles in thermal vacuum chamber |
-
2001
- 2001-11-15 RU RU2001130725A patent/RU2208564C1/en active
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2468970C2 (en) * | 2010-12-30 | 2012-12-10 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Московский Государственный Технический Университет Имени Н.Э. Баумана" | Method for estimating weight loss and content of volatile condensing substances at heat-vacuum effects on nonmetallic materials in combination with high-power radiation, and device to this end |
| RU2468342C1 (en) * | 2011-03-31 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Off-axis solar simulator of thermal vacuum chamber |
| RU2476833C2 (en) * | 2011-05-10 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of simulating solar radiation in thermal pressure chamber |
| CN103359298A (en) * | 2013-06-26 | 2013-10-23 | 上海卫星装备研究所 | Infrared heating cage heat flow density calibrating device |
| CN103662111A (en) * | 2013-12-03 | 2014-03-26 | 上海卫星装备研究所 | Wave-absorbing temperature control type external heat flow simulating device under thermal vacuum environment |
| RU2564056C1 (en) * | 2014-05-30 | 2015-09-27 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Method of heat-vacuum test of spacecraft |
| CN106081174A (en) * | 2016-07-26 | 2016-11-09 | 上海卫星装备研究所 | A kind of Orbital heat flux analog and hot-fluid control method thereof |
| CN106081174B (en) * | 2016-07-26 | 2018-06-26 | 上海卫星装备研究所 | A kind of Orbital heat flux simulator and its hot-fluid control method |
| CN111071501A (en) * | 2019-12-31 | 2020-04-28 | 中国科学院力学研究所 | Modal test structure temperature compensator under vacuum environment |
| CN111071501B (en) * | 2019-12-31 | 2021-04-20 | 中国科学院力学研究所 | Modal test structure temperature compensator under vacuum environment |
| RU2734681C1 (en) * | 2020-01-20 | 2020-10-21 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Bench for carrying out thermal-vacuum tests of spacecraft under conditions that simulate full-scale |
| RU2734706C1 (en) * | 2020-01-20 | 2020-10-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for ground-based heat-vacuum testing of space objects under conditions simulating space |
| CN111605742A (en) * | 2020-06-03 | 2020-09-01 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | Multi-satellite vacuum thermal test method and system |
| CN113125501A (en) * | 2021-04-30 | 2021-07-16 | 北京卫星环境工程研究所 | Heat-proof performance testing system suitable for spacecraft heat-insulating material in low-pressure environment |
| RU2801979C2 (en) * | 2023-02-28 | 2023-08-22 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for simulation of external heat transfer conditions of space vehicles in thermal vacuum chamber |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2208564C1 (en) | Method of thermal vacuum tests and device for realization of this method | |
| Xiao et al. | A model-based approach for optical performance assessment and optimization of a solar dish | |
| CN104803012B (en) | A kind of high rail optical sensor vacuum thermal test Orbital heat flux analogy method | |
| Arqueros et al. | A novel procedure for the optical characterization of solar concentrators | |
| Chen et al. | Design method of non-imaging secondary (NIS) for CPV usage | |
| RU2172709C2 (en) | Stand for thermal tests of space objects | |
| Papamichael et al. | Determination and application of bidirectional solar-optical properties of fenestration systems | |
| Andersen | Innovative bidirectional video-goniophotometer for advanced fenestration systems | |
| Liu et al. | Searching for the Transit of the Earth-mass Exoplanet Proxima Centauri b in Antarctica: Preliminary Result | |
| Samuhatananon et al. | An experimental and analytical study of transmission of daylight through circular light pipes | |
| Lindemann et al. | Robot goniophotometry at PTB | |
| Darula et al. | A methodology for designing and calibrating an artificial sky to simulate ISO/CIE sky types with an artificial sun | |
| Apian-Bennewitz | Designing an apparatus for measuring bidirectional reflection/transmission | |
| CN212722086U (en) | Satellite-borne laser communication terminal thermal test tool | |
| D'Ambrosio et al. | Laboratory photometry of asteroids and atmosphereless bodies. I-The SAM apparatus | |
| Herbst et al. | The SDSS-V Local Volume Mapper Telescope System | |
| Apian-Bennewitz | Design and Construction of a Device for Measuring Light-Scattering on Anisotropic Materials | |
| Andraka et al. | Aimfast: Initial dish system alignments results using fringe reflection methods | |
| Cheung et al. | A 23-Lamp Helidon | |
| Kim et al. | Determining daylight illuminance in rooms having complex fenestration systems | |
| Moeck et al. | Modeling intensity distributions of advanced daylight systems surrounded by arbitrary luminance maps | |
| RU2088500C1 (en) | Simulator of solar radiation | |
| Ruiz Hinojosa | Cosmología mediante cuásares dobles | |
| Carleton et al. | The Multiple‐Mirror Telescope | |
| Zhang et al. | Simulation system of lighting environment for optical imaging test |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20171110 |