Способ определения в полете коэффициента поглощения солнечного излучения радиатора системы терморегулирования космического аппарата

(56) Моделирова и окружающей е рова, М.: Машино 185-187.Коптелов К.А структоров по об мов. Т. 3, ГОНТИ Изобрет ской техник определения ристик КА, и величины де циентов тер радиаторов-и гулирования КА ение относе, конкрет теплофизи предназна радации опморегулиру злучателей ится но кчески чено тичес ющегосист к космичеспособам х характедля оценки их коэффипокрытия м терморе 1 О ЬЭ Целью изобретения ка способа определения ского значения коэфф радиатора КА на орбитах освещенностью, т.е, поз лить коэффициент Аэ ТР буемый момент време солнечной орбиты. является разработв полете фактичеициента Аэ ТРП с любой солнечной воляющего опреде- П радиатора в трени, не дожидаясь ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОВЕДОМСТВО СССР(71) Главное конструкторскоепроизводственного объединени Научно-производственное(72) К.А.Коптелов, В,М.Гуля и В ие тепловых режимов КАо среды. Под ред, Г.И.Петстроение, 1971, с. 101-103,и др. Руководство для конспечению тепловых режи 1, 1989, с. 166-169.(54) СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ В ПОЛЕТЕ КОЭФФИЦИЕНТА ПОГЛОЩЕНИЯ СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ РАДИАТОРА СИСТЕМЫ ТЕМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА(57) Изобретение относится к космической технике, конкретно к способам определения теплофизических характеристик космического аппарата (КА), и предназначено для оценки величины изменения термооптических характеристик терморегулирующих покрытий радиаторов-излучателей систем терморегулирования в условиях космического полета. Ориентацию продольной оси КА проводят в произвольной последовательности на сОседних порядковых витках, выдерживая каждую из двух ориентаций в течение одного витка. при этом одновременно измеряют температуры теплоносителя на входе и выходе радиатора и угол,ч широты КА на орбите, после чего коэффициент поглощения Ая определяют по соответ-. ствующей формуле. 2 ил.ф Укаэанная цель достигается тем, что в СО способе, основанном на измерении температуры теплоносителя с постоянным расходом на входе и выходе радиатора системы терморегулирования космического аппарата в двух (,д)ориентациях. продольной оси аппарата по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты при ориентации в обоих случаях поперечной оси на центр Земли, две указан- .фф ные ориентации продольной оси КА проводят в произвольной последовательности на соседних порядковых витках, выдерживают каждую иэ двух ориентаций в течение одного витка, при этом одновременно с температурами теплоносителя измеряют угол широты (/) аппарата на орбите, после чего коэффициент поглощения Аэ определяют по формулеЕО зАз -- (Твх + Твыхг ) х4 ( сг,и) Зох( Твх Твхг ) + ( Твых 1 + Твыхг ) )е где,й 1, йг - средневитковые значения модели солнечного освещения радиатора КА при ориентации продольной оси аппарата по вектору скорости и нормально к плоскости орбиты соответственно при движении продольной оси КА повектору скорости- 4АзЯоРз 1+ Оотр+ Оэем + Овн - Я гто ГТ = О, 5 (1)при движении продольной осью КА перпендикулярно вектору скорости10 АзЯоГзг+ Оотр+ Озем+ Овн - Еао РТ 2 =О,- 415 Твх 1 + ТвыхТ 12 где ЛТ - перепад тем носителем и поверхн постоянном значении тур величина постоянЕ Оо4 Яо (,йг - ,йператур между теплостью радиатора (приОвн перепад темпераая), получимгде а - угол между вектором солнечного излучения и плоскостью орбиты;Твх 1 Твых 1 Твхг, Твых 2 средневиткОвые значения температур теплоносителя навходе и выходе радиатора при ориентациипродольной оси КА по вектору скорости иперпендикулярно плоскости орбиты;е - степень чевоноты радиатора;Оо = 5,6710 Вт/м К - постояннаяСтефана-Больцмана,Яо = 1396 Вт/м - солнечная постоянгная.Действительно, выдерживая последовательно укаэанные ориентации продоль.ной оси КА в течение одного витка можноаналитически с большой точностью определить в каждый момент времени изменениемиделя освещенности радиатора при движении КА по.теневой орбите и таким образом получить средневитковые значениямодели солнечной освещенности радиатора 40КА, необходимые наряду со средневитковы- .ми температурами теплоносителя на входеи выходе радиатора для определения значения Аз ТРП. Одновременное измерениетемператур теплоносителя с углом широты 45р КА на орбите, проводимое в течение одного витка, необходимы для точного определе.ния Аз при кваэистационарном тепловомрежиме радиатора, Угол широты р с периодичностью 2 7 г характеризует положение КА 50на орбите; его принято отсчитывать на каждом витке от точки А пересечения плоскостиорбиты КА с плоскостью экватора,Вывод математического выражения дляоценки коэффициента поглощения солнечного излучения основан на решении системы уравнений квазистационарноготеплового баланса радиатора КА для двухориентаций КА при его движении по орбите: где Рз - среднее за виток значение площади радиатора, освещаемой Солнцем;Г - площадь радиатора;Оотр, Оэем - отраженное от Земли солнечное и собственное излучение Земли, поглощенное радиатором;Овн - тепловыделение приборно-агрегатного оборудования, сбрасываемое в космическое пространство;е- степень черноты поверхности радиатора;оо - постоянная Стефана-Больцмана.Вычитая из уравнения (1) уравнения (2) получим Аз=Яо(йг - ,и 1)Рз - Рзг . ГДЕ,и 1 - ИР 2 = з - СРЕДНЕВИтКОВЫЕГ Г значения миделей солнечного освещения поверхности радиатора,Линеариэуя температурные зависимости Т и Тг относительно среднего значения температуры теплоносителя в радиаторе и записав температуру радиатора через температуру теплоносителя на входе и выходе радиатора как Твхг + 1 ВЫХ 2Т 22йТ.,В выражении (3) присутствуют ие параметры Яо и оо, величина г., эаная при наземных испытаниях радиатора, и измеряемые одновременно с заданным интервалом значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора и значения угла широты ф КА, 5Для определения,ии необходимо проводить измерение угла р и подставлять его в выражение для текущего значения миделя. Мидель,и 2 от положения КА на орбите не зависит, а зависит только от угла наклоне ния плоскости орбиты к вектору солнечного излучения а, Измерения углов а и р производится навигационным оборудованием КА или с использованием наземных средств для определения положения КА, 15Текущие значения р определяются следующим образом:при движении КА продольной осью по вектору скорости201рв = - ъ 1 - сов а в 1 п Вв,при движении КА продольной осью перпендикулярно вектору скорости 25 Качественным отличием предложенно го способа от прототипа является то, что он позволяет на любом этапе полета и на орбите с любой освещенностью определить фактическую величину коэффициента А, тогда как в способе-прототипе операции по ори ентации можно было проводить только 2 раза в год на солнечных орбитах и по данным измерениям определялось относительное изменение коэффициента Ь А, а его. начальное значение А закладывалось по 40 данным предстартовых наземных испытаний. которые в случае запуска КА за 2-3 месяца до первой солнечной орбиты могло изменить свое значение на 15-20 О и поэтому определяемое в дальнейшем относитель ное изменение коэффициента ЛА могло давать еще большие погрешности.Конкретную реализацию предлагаемого способа рассмотрены на примере определения коэффициента А ТРП радиатора системы терморегулирования орбитальной станции "Мир".Предположим. запуск станции осуществляется на теневую круговую орбиту с углом между вектором солнечного излучения и плоскостью орбиты а= ЗОО. После выхода станции на околоземную орбиту в первые 2-3 витка осуществляется расконсервация ряда систем станции и выход их на рабочий режим, После этого Центр управления полетом приступает к проверке работы систем ориентации, которую можно совместить с проведением работ по определению начального значения коэффициента А,. Для этого, например, на 5-6 витках после вьведения выстраивают ориентацию продольной осью Х станции по вектору скорости, а поперечной ось Ч на центр Земли (фиг,1) и поддерживают постоянный уровень тепловыделения в гермоотсеке, т.е, в течение всего эксперимента по опред.лению А работает аппаратура с одинаковой суммарной мощностью тепловыделения, например для станции "Мир" 2 кВт, После этого в течение всего витка (90 мин) измеряют с интервалом 10 мин значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора Ты и Твых 1 При этом одновременно с таким же интервалом измеряют угол широты р КА на орбите, отсчитываемый от линии пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора в восходящем направлении, т,е. с запада А на восток В, Этот угол измеряется бортовыми навигационными приборами в автоматическом режиме и передается по каналам телеметрии на Землю либо он может измеряться по орбите полета с использованием наземных средств для определения положения КА.Расчеты нестационарного теплового режима радиатора и опыт эксплуатации радиатора СТР орбитальной станции "Мир" показывают, что для аппаратов класса орбитальной станции с большой теплоемкостью радиатора нецелесообразно брать интервал между измерениями менее 10-15 мин, поскольку это практически не увеличивает точность, зато резко возрастает объем обрабатываемой информации.После этого поворачивают КА продольной осью Х перпендикулярно плоскости орбиты (фиг.2) и аналогичным образом проводят в течение следующего витка измерение температур теплоносителя на входе и ВЫХОДЕ РаДИатОРа Твх 2 И Твых 2, УГЛа ШИРОТЫ у с тем же интервалом между измерениями и аналогичным уровнем тепловыделения в отсеке.В результате измерений было получено 10 значений для каждой из температур Ты, Твых 1, Твх 2, Твыхг и соответствующих этим замерам 10 значений угла широты р, характеризующих нестационарный тепловой режим радиатора под воздействием переменной внешней нагрузки и постоянного внутреннего тепловыделения. Осредняя полученные значения температур теплоносителя по витку, а также значениямиделя солнечного освещения радиаторар 1 и р 2, получимоТвх 111=1Твх 1 =10( Твых 1 + Твых 2 ) ,э 4 х(Твх 1 Твх 2 ) +0,9 5,67 10 4 +54 ( 0,27 - 0,2 ) 1396х (284,6 - 279,2) + 273,2 - 269,2 = 0,208Таким образом можно получить значе ние коэффициента поглощения солнечного излучения Ав радиатора системы терморегулирования для орбиты е любой солнечной освещенностью, т,е. как для теневых орбит, где внешняя нагрузка на радиатор значи тельно меняется при движении.его по орбите, так и для солнечных орбит, где можно. обеспечить постоянство внешней нагрузки на радиатор. Предложенным способом мож 30Подставив в указанные выражения значения углов а= 30 и 1 й изменяющийся от 0до 360 с шагом 36 о, и учитывая, что натеневом участке орбиты.мидель равен нуль,получим средневитковые значения миделясолнечного освещения,и 1 =0,2 и,и 2=0,27,Эти значения подставляем в окончательную формулу для определения величины коэффициента Аз ТРП 40ЕО 3Ав - , -, (Твх 1 + твых 2) х4 (,и 2 - /41) Зоределения коэффициента поглощения на орбитах с любой солнечной освещенностью, две указанные ориентации продольной оси аппарата поводят в произвольной последовательности на соседних порядковых витках, выдерживают каждую из двух ориентаций в течение одного витка, при этом одновременно измеряют температуры теплоносителя на входе и выходе радиатора и угол широты раппарата на орбите, после чего коэффициент поглощения Аз определяют по формуле ЕО4 (й 2 - ,й 1) + ( Твых 1 + Твых 2 ) где,й 1 й 2 -деля солнеч парата при о по вектору плоскости ор средневитковые значения миого освещения радиатора априентации его продольной оси скорости и перпендикулярно биты соответственно а,и 11, 11=- :,и 11 = -но с большой точностью выявить характер изменения коэффициента Ав в начальный период эксплуатации 1-3 месяца), где по статистике происходит наиболее интенсивное изменение термооптических свойств терморегулирующих покрытий радиаторов СТР, На этом этапе можно повторять описанные выше, операции через 10-20 дней и получить качественную и количественную картину изменения. коэффициента Ав.Кроме того, способ позволяет оперативно оценить влияние на терморегулирующие покрытия радиаторов различных внешних воздействий, например несанкционирован-ных выбросов компонентов топливной системы, воздействуй струй двигателей от стыкующихся со станцией модулей и т.п.Формула изобретения Способ определения в полете коэффициента поглощения солнечного излучения радиатора системы терморегулирования космического аппарата, заключающийся в измерении температуры теплоносителя на входе и выходе радиатора при постоянных расходе и внутреннем тепловыделении в двух ориентациях продольной оси аппарата по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты и постоянной ориентации поперечной оси на центр Земли и определении коэффициента поглощения на основе этихизмерений, отл ич а ю щи йсятем, что, с целью обеспечения возможности оп10 Составитель К.КоптелевТехред М.Моргентал Корректор С.Патр Редактор Л,Волк Тираж Подписноевенного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СС 113035. Москва, Ж, Раушская наб 4/5 Заказ В/42 -;/421 = сов О,и лгде а - угол между вектором солнечного излучения и плоскостью орбиты;Твх 1 Твых 1 Тех, Твых 2 средневитковые значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора при ориентации продольной оси аппарата по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты;я - степень черноты радиатора;о = 5.6710 Вт/м К - постоянная 5 Стефана-БольцманаЯо - 1396 Вт/м - солнечная постоянная,