RU2302983C1 - Stand for conducting the spacecraft heat and vacuum tests - Google Patents
Stand for conducting the spacecraft heat and vacuum tests Download PDFInfo
- Publication number
- RU2302983C1 RU2302983C1 RU2005131076/11A RU2005131076A RU2302983C1 RU 2302983 C1 RU2302983 C1 RU 2302983C1 RU 2005131076/11 A RU2005131076/11 A RU 2005131076/11A RU 2005131076 A RU2005131076 A RU 2005131076A RU 2302983 C1 RU2302983 C1 RU 2302983C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- vacuum chamber
- outputs
- spacecraft
- inputs
- vacuum
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к тепловакуумным испытаниям космических аппаратов (КА) в условиях, приближенных к эксплуатации КА в открытом космическом пространстве, а также может найти применение в тех областях техники, где предъявляются повышенные требования к вопросам теоретических и экспериментальных исследований излучательных, поглощательных и отражательных характеристик покрытий различных изделий.The invention relates to the field of testing equipment, in particular to thermal vacuum tests of spacecraft (SC) in conditions close to the operation of the SC in open space, and may also find application in those areas of technology where there are increased requirements for theoretical and experimental studies of radiative , absorbing and reflective characteristics of coatings of various products.
Известен стенд для тепловакуумных испытаний КА, содержащий вакуумную камеру с КА, установленным внутри нее, систему вакуумирования, криогенный экран для охлаждения стенок камеры, имитатор солнечного излучения [1].A known bench for thermal vacuum tests of a spacecraft, containing a vacuum chamber with a spacecraft installed inside it, a vacuum system, a cryogenic screen for cooling the walls of the chamber, a simulator of solar radiation [1].
Недостатком данного аналога является то, что из-за своего расположения самое большое параболическое зеркало переизлучает лучи с одного участка испытуемого КА на другой участок, то есть КА как бы видит сам себя в зеркале, что вызывает неконтролируемые вторичные лучистые потоки, приводящие к температурным ошибкам имитации, кроме того, большое количество оптических элементов очень удорожает систему.The disadvantage of this analogue is that, due to its location, the largest parabolic mirror re-emits rays from one part of the test spacecraft to another site, that is, the spacecraft seems to see itself in the mirror, which causes uncontrolled secondary radiant fluxes that lead to temperature errors of imitation In addition, a large number of optical elements makes the system very expensive.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является стенд для тепловакуумных испытаний КА, содержащий вакуумную камеру с установленным внутри нее КА, систему вакуумирования, подсоединенную к вакуумной камере, криогенный экран, имитатор внешних тепловых потоков, систему управления тепловакуумными испытаниями [2].The closest in technical essence to the proposed invention is a test bench for thermal vacuum tests of a spacecraft, containing a vacuum chamber with a spacecraft installed inside it, a vacuum system connected to the vacuum chamber, a cryogenic screen, a simulator of external heat fluxes, and a control system for thermal vacuum tests [2].
Этот стенд принят за прототип.This stand is taken as a prototype.
Недостатком прототипа является то, что имитатор внешних тепловых потоков облучает КА в одном направлении (сверху вниз), а сам КА установлен либо на нижней опорной поверхности вакуумной камеры, либо закреплен на поворотном устройстве, имеющем одну степень свободы, что не позволяет попеременно (а в некоторых случаях и одновременно) облучать другие поверхности КА, что, в свою очередь, связано с имитацией натурных условий ориентации объекта при его вращении в космическом пространстве относительно Солнца; необходимо каждый раз останавливать испытания и производить операции по перестановке КА, что связано с большими трудозатратами и энергозатратами, например слив жидкого азота из полостей криогенного экрана и продувка его теплым воздухом, разгерметизация вакуумной камеры, демонтаж КА и установка его в другом положении с последующими электрическими перепроверками, вновь вывод вакуумной камеры на рабочий режим.The disadvantage of the prototype is that the simulator of external heat fluxes irradiates the spacecraft in one direction (top to bottom), and the spacecraft itself is mounted either on the lower supporting surface of the vacuum chamber, or mounted on a rotary device having one degree of freedom, which does not allow alternately (and in in some cases and simultaneously) irradiate other surfaces of the spacecraft, which, in turn, is associated with imitation of the natural conditions for the orientation of the object during its rotation in outer space relative to the Sun; each time it is necessary to stop the tests and perform operations on moving the spacecraft, which is associated with large labor and energy costs, for example, draining liquid nitrogen from the cavities of the cryogenic screen and blowing it with warm air, depressurizing the vacuum chamber, dismantling the spacecraft and installing it in a different position with subsequent electrical re-checks , again the conclusion of the vacuum chamber to the operating mode.
Задачей изобретения является увеличение достоверности тепловакуумных испытаний с одновременным уменьшением энергопотребления и трудозатрат.The objective of the invention is to increase the reliability of thermal vacuum tests while reducing energy consumption and labor.
Задача решается за счет того, что в стенд для тепловакуумных испытаний КА, содержащий вакуумную камеру с установленным внутри нее КА, систему вакуумирования, сообщенную с вакуумной камерой, криогенный экран, расположенный вокруг КА, имитатор внешних тепловых потоков, состоящий из секций, систему управления, введены датчик давления, задатчик давления, исключающий конвективный теплообмен в вакуумной камере, датчик температуры, задатчик температуры холодного космоса, две схемы сравнения, схема совпадения, блок регуляторов напряжения, при этом вакуумная камера соединена с датчиком давления, а датчик температуры установлен на криогенном экране, выходы датчика давления и задатчика давления, исключающего конвективный теплообмен в вакуумной камере, подключены к входам одной из схем сравнения, а выходы датчика температуры и задатчика температуры холодного космоса подключены к второй схеме сравнения, выходы обеих схем сравнения подключены к входам схемы совпадения, выход которой соединен с системой управления включением блока регуляторов напряжения, выходы которого подключены к секциям имитатора внешних тепловых потоков.The problem is solved due to the fact that in the spacecraft heat-vacuum test stand, containing a vacuum chamber with a spacecraft installed inside it, a vacuum system in communication with a vacuum chamber, a cryogenic screen located around the spacecraft, an external heat flux simulator consisting of sections, a control system, introduced a pressure sensor, a pressure switch that excludes convective heat transfer in a vacuum chamber, a temperature sensor, a cold space temperature switch, two comparison schemes, a matching circuit, a block of voltage regulators, at The volume of the vacuum chamber is connected to the pressure sensor, and the temperature sensor is installed on the cryogenic screen, the outputs of the pressure sensor and pressure regulator, which excludes convective heat transfer in the vacuum chamber, are connected to the inputs of one of the comparison circuits, and the outputs of the temperature sensor and the cold space temperature regulator are connected to the second comparison circuit, the outputs of both comparison circuits are connected to the inputs of the matching circuit, the output of which is connected to the control system of the inclusion of the block of voltage regulators, the outputs of which are connected to the sections of the simulator of external heat fluxes.
На чертеже представлена функциональная схема стенда для тепловакуумных испытаний КА, где:The drawing shows a functional diagram of a bench for thermal vacuum tests of the spacecraft, where:
1 - вакуумная камера;1 - a vacuum chamber;
2 - криогенный экран;2 - cryogenic screen;
3 - космический аппарат;3 - spacecraft;
4, 5, 6, 7 - секции имитатора внешних тепловых потоков;4, 5, 6, 7 - sections of the simulator of external heat fluxes;
8 - система вакуумирования;8 - vacuum system;
9 - датчик давления;9 - pressure sensor;
10 - задатчик давления, исключающего конвективный теплообмен;10 - pressure regulator, eliminating convective heat transfer;
11 - схема сравнения;11 is a comparison diagram;
12 - датчик температуры;12 - temperature sensor;
13 - задатчик температуры холодного космоса;13 - cold space temperature setter;
14 - схема сравнения;14 is a comparison diagram;
15 - схема совпадения;15 is a coincidence diagram;
16 - система управления включением блока регуляторов напряжения;16 - control system for switching on the voltage regulator unit;
17 - блок регуляторов напряжения.17 - block voltage regulators.
Стенд для тепловакуумных испытаний КА 3, установленного в вакуумной камере 1, оснащенной системой вакуумирования 8 и криогенным экраном 2, расположенным вокруг КА 3, имитатором внешних тепловых потоков, состоящим из секций 4, 5, 6, 7, системой управления 16, содержит датчик давления 9, соединенный с вакуумной камерой 1, задатчик давления, исключающий конвективный теплообмен 10 в вакуумной камере 1, датчик температуры 12, установленный на криогенном экране 2, задатчик температуры холодного космоса 13, две схемы сравнения 11 и 14, схему совпадения 15, блок регуляторов напряжения 17, выходы датчика давления 9 и задатчика давления, исключающего конвективный теплообмен 10 в вакуумной камере 1, подключены к входам схемы сравнения 11, выходы датчика температуры 12 и задатчика температуры холодного космоса 13 подключены к входам схемы сравнения 14, выходы схем сравнения 11 и 14 подключены к входам схемы совпадения 15, выход которой соединен с системой управления 16 включением блока регуляторов напряжения 17, выходы которого подключены к секциям имитатора внешних тепловых потоков 4, 5, 6, 7.The test bench for thermal vacuum tests of spacecraft 3 installed in a vacuum chamber 1, equipped with a vacuum system 8 and a cryogenic screen 2 located around the spacecraft 3, an external heat flow simulator consisting of sections 4, 5, 6, 7, control system 16, contains a pressure sensor 9, connected to a vacuum chamber 1, a pressure switch excluding convective heat transfer 10 in the vacuum chamber 1, a temperature sensor 12 mounted on a cryogenic screen 2, a cold space temperature switch 13, two comparison circuits 11 and 14, matching circuit 15, block p voltage regulators 17, the outputs of the pressure sensor 9 and the pressure adjuster excluding convective heat transfer 10 in the vacuum chamber 1 are connected to the inputs of the comparison circuit 11, the outputs of the temperature sensor 12 and the cold space temperature adjuster 13 are connected to the inputs of the comparison circuit 14, the outputs of the comparison circuits 11 and 14 are connected to the inputs of matching circuit 15, the output of which is connected to the control system 16 by turning on the block of voltage regulators 17, the outputs of which are connected to sections of the simulator of external heat fluxes 4, 5, 6, 7.
Процесс тепловакуумных испытаний КА 3, установленного внутри вакуумной камеры 1, оснащенной криогенным экраном 2 и имитатором внешних тепловых потоков в виде секций 4, 5, 6, 7, осуществляется следующим образом.The process of thermal vacuum testing of a spacecraft 3 installed inside a vacuum chamber 1, equipped with a cryogenic screen 2 and a simulator of external heat fluxes in the form of sections 4, 5, 6, 7, is carried out as follows.
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.Vacuum the chamber 1 using a vacuum system 8 to a pressure that excludes convective heat transfer in the chamber (for example, to a pressure of 10 -3 Pa), measured by a pressure sensor 9. The signal from the pressure sensor 9 enters the comparison circuit 11, which also receives a signal of a preset pressure value, precluding convective heat transfer from the pressure setter 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.Simultaneously with the evacuation of the chamber, the cryogenic screen 2 is cooled down to a temperature that simulates the cold of outer space (for example, to a temperature of minus 186 ° C). The signal measured by the temperature sensor 12, enters the comparison circuit 14, which also receives the signal from the cold space temperature setter 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.Then, when the pressure and temperature values coincide from the comparison circuits 11 and 14, the signals are sent to the coincidence circuit And 15, which provides a signal to the control system 16 by turning on the voltage regulator block 17 sections of the simulator of external heat fluxes 4, 5, 6, 7, with which regulate the power of each section of the emitters, in accordance with the regular algorithm of the impact on the spacecraft of external heat fluxes acting on the spacecraft during flight in space, form a flow around a stationary spacecraft, changing its intensity.
Использование предлагаемого технического решения дает следующие положительные результаты:Using the proposed technical solution gives the following positive results:
- увеличение достоверности тепловакуумных испытаний за счет приближения к натурным условиям облучения КА в условиях открытого космического пространства, которое достигается посредством локальной ориентации секций имитатора внешних тепловых потоков относительно поверхностей объекта испытаний, подлежащих облучению, с регулировкой мощности теплового потока и поочередным включением (выключением) секций нагревателей, что моделирует вращение КА по орбите и обеспечивает одновременное создание отличных друг от друга полей температур на различных поверхностях объекта испытаний;- increase the reliability of thermal vacuum tests by approaching the full-scale conditions of spacecraft irradiation in open space, which is achieved by local orientation of the simulator sections of external heat fluxes relative to the surfaces of the test object to be irradiated, with adjustment of the heat flux power and alternately turning on / off the heater sections that simulates the rotation of the spacecraft in orbit and ensures the simultaneous creation of different from each other temperature fields on azlichnyh surfaces of the test object;
- экономия хладагента (например, жидкого азота), используемого при захолаживании криогенного экрана и сжатого теплого воздуха, используемого для продувки и отогрева криоэкрана при очередном открытии вакуумной камеры, электроэнергии, расходуемой на питание системы стенда;- saving of refrigerant (for example, liquid nitrogen) used when cooling the cryogenic screen and compressed warm air used to purge and heat the cryoscreen at the next opening of the vacuum chamber, the energy consumed to power the stand system;
- простота и дешевизна конструкции имитатора внешних тепловых потоков, надежность в эксплуатации.- simplicity and low cost of the design of the simulator of external heat fluxes, reliability in operation.
Предлагаемый стенд может иметь широкое практическое применение для получения экспериментальных данных при решении проблем, связанных с обеспечением теплового режима аппаратов, работающих в открытом космическом пространстве.The proposed stand can have wide practical application for obtaining experimental data in solving problems associated with providing the thermal regime of vehicles operating in open space.
ЛитератураLiterature
1. Фаворский О.Н., Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе. - М.: Высшая школа, 1967 г., стр.141.1. Taborsky O.N., Kadaner Ya.S. Heat transfer issues in space. - M.: Higher School, 1967, p. 141.
2. Андрейчук О.Б., Малахов Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1982 г., стр.23, стр.45.2. Andreichuk O.B., Malakhov N.N. Thermal tests of spacecraft. - M.: Mechanical Engineering, 1982, p. 23, p. 45.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005131076/11A RU2302983C1 (en) | 2005-10-07 | 2005-10-07 | Stand for conducting the spacecraft heat and vacuum tests |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005131076/11A RU2302983C1 (en) | 2005-10-07 | 2005-10-07 | Stand for conducting the spacecraft heat and vacuum tests |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005131076A RU2005131076A (en) | 2007-04-20 |
| RU2302983C1 true RU2302983C1 (en) | 2007-07-20 |
Family
ID=38036492
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005131076/11A RU2302983C1 (en) | 2005-10-07 | 2005-10-07 | Stand for conducting the spacecraft heat and vacuum tests |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2302983C1 (en) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103342169A (en) * | 2013-06-26 | 2013-10-09 | 上海卫星装备研究所 | Movable external heat flow simulation device under thermal vacuum environment |
| CN104015942A (en) * | 2014-06-16 | 2014-09-03 | 北京卫星环境工程研究所 | Ultrahigh-temperature thermal current simulation system used for spacecraft vacuum thermal test |
| RU2553411C1 (en) * | 2014-01-28 | 2015-06-10 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" | Test bench for spacecraft radio electronic thermal tests |
| CN104803012B (en) * | 2015-03-25 | 2016-08-24 | 北京空间机电研究所 | A kind of high rail optical sensor vacuum thermal test Orbital heat flux analogy method |
| CN106184831A (en) * | 2016-06-29 | 2016-12-07 | 上海微小卫星工程中心 | Vacuum thermal test device for high heat flux satellite |
| RU2678923C1 (en) * | 2018-03-05 | 2019-02-04 | Акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (АО "Российские космические системы") | Cryogenic-vacuum plant |
| CN110789744A (en) * | 2019-10-25 | 2020-02-14 | 西安航天动力试验技术研究所 | Attitude control power system thermal environment simulation test heat flow control system and method |
| 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 |
| RU2759359C1 (en) * | 2020-07-28 | 2021-11-12 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Stand for thermal vacuum testing of spacecraft elements |
| RU2761185C2 (en) * | 2018-06-29 | 2021-12-06 | 3Д Плюс | Device for thermal maintenance of electronic components |
| 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 |
-
2005
- 2005-10-07 RU RU2005131076/11A patent/RU2302983C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Андрейчук О.Б., Малахов Н.Н. Тепловые испытания космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1982, с.23, рис.3.1; с.45, рис.3.18. * |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103342169A (en) * | 2013-06-26 | 2013-10-09 | 上海卫星装备研究所 | Movable external heat flow simulation device under thermal vacuum environment |
| CN103342169B (en) * | 2013-06-26 | 2016-03-16 | 上海卫星装备研究所 | Packaged type Orbital heat flux analog machine under a kind of hot vacuum environment |
| RU2553411C1 (en) * | 2014-01-28 | 2015-06-10 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" | Test bench for spacecraft radio electronic thermal tests |
| CN104015942A (en) * | 2014-06-16 | 2014-09-03 | 北京卫星环境工程研究所 | Ultrahigh-temperature thermal current simulation system used for spacecraft vacuum thermal test |
| CN104803012B (en) * | 2015-03-25 | 2016-08-24 | 北京空间机电研究所 | A kind of high rail optical sensor vacuum thermal test Orbital heat flux analogy method |
| CN106184831B (en) * | 2016-06-29 | 2018-04-13 | 上海微小卫星工程中心 | Vacuum thermal test device for high heat flux density satellite |
| CN106184831A (en) * | 2016-06-29 | 2016-12-07 | 上海微小卫星工程中心 | Vacuum thermal test device for high heat flux satellite |
| RU2678923C1 (en) * | 2018-03-05 | 2019-02-04 | Акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (АО "Российские космические системы") | Cryogenic-vacuum plant |
| RU2761185C2 (en) * | 2018-06-29 | 2021-12-06 | 3Д Плюс | Device for thermal maintenance of electronic components |
| CN110789744A (en) * | 2019-10-25 | 2020-02-14 | 西安航天动力试验技术研究所 | Attitude control power system thermal environment simulation test heat flow control system and method |
| CN110789744B (en) * | 2019-10-25 | 2020-11-10 | 西安航天动力试验技术研究所 | Attitude control power system thermal environment simulation test heat flow control system and method |
| 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 |
| RU2759359C1 (en) * | 2020-07-28 | 2021-11-12 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Stand for thermal vacuum testing of spacecraft elements |
| 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 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005131076A (en) | 2007-04-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2302983C1 (en) | Stand for conducting the spacecraft heat and vacuum tests | |
| CN101462599B (en) | Novel terrestrial globe simulator for static state infrared horizon ground detection | |
| RU2172709C2 (en) | Stand for thermal tests of space objects | |
| CN108120613B (en) | Carrier rocket upper-stage transient thermal balance test device and method | |
| US6548819B1 (en) | Infrared enhanced pulsed solar simulator | |
| WO2020096477A1 (en) | Thermodynamic test bench for simulating aerodynamic heating | |
| Wieghardt et al. | SynLight–the world’s largest artificial sun | |
| CN102928343B (en) | Method and system for measuring emissivity of high-temperature material | |
| CN102023057A (en) | Infrared thermal imager testing system | |
| CN106644801A (en) | Dual-working-condition high-low temperature impact testing equipment for aerospace solar cell | |
| CN111458170A (en) | Comprehensive environment heat balance test system for single-machine product of Mars detector | |
| CN112693640A (en) | Method and device for simulating comprehensive environment of surface of non-atmospheric star | |
| CN105372848A (en) | Infrared micro radiation array | |
| CN104345025A (en) | Material aging test equipment and test method thereof | |
| CN203786224U (en) | Device for simulating electronic device experiment in deep space environment | |
| Bader et al. | High-flux solar simulator technology | |
| CN104990823A (en) | Building curtain wall thermal cycle test method and test apparatus | |
| RU2564056C1 (en) | Method of heat-vacuum test of spacecraft | |
| CN108007579A (en) | Hyperthermal material spectral emissivity measuring system and its application method | |
| CN207439686U (en) | A kind of experimental rig for simulating the temperature difference | |
| CN106248216B (en) | A kind of big temperature difference system of large size deployable antenna constructs and test method | |
| CN111366243B (en) | Device for testing detection capability of infrared camera on low-temperature target in deep space background | |
| CN106568069B (en) | A kind of solar simulator for solar light-heat power-generation experiment | |
| CN214420731U (en) | Synthetic environment simulator for surface of non-atmosphere star | |
| RU2734706C1 (en) | Method for ground-based heat-vacuum testing of space objects under conditions simulating space |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20111008 |