УСТАНОВКА ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ РАБОТОСПОСОБНОСТИ ГЕРМЕТИЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ СИСТЕМ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Российский патент 2006 года по МПК G01M3/00 B64G7/00 G01N3/00 

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано при исследовании распространения поверхностных и сквозных трещин в образцах, моделирующих герметичные элементы конструкции систем космических аппаратов.

Известна вакуумная установка для исследования различных объектов в условиях, близких к космическим, содержащая вакуумную камеру, вакуумную систему, имитатор солнечного излучения (см. Г.С.Багуев, А.С.Больших, А.З.Воробьев и др. Испытательная техника: Справочник в 2-х кн. / Под ред. В.В.Клюева. - М.: Машиностроение, 1982. - кн.1., с.516-517).

Недостатком данной установки являются узкие функциональные возможности, так как она непригодна для исследований режимов истечения газов через сквозные трещины, образующиеся в процессе термоциклических испытаний герметичных отсеков и элементов систем космических аппаратов.

Известна установка для исследования термической усталости тугоплавких металлов и сплавов в вакууме, содержащая вакуумную камеру, блок нагрева, вакуумную систему, механизм варьируемого защемления образца (см. Д.П.Синявский, В.А.Стрижало. "Установка для исследования термической усталости тугоплавких металлов и сплавов в вакууме" в журнале "Заводская лаборатория", 1970, N1, c.93÷95).

Недостатком данной установки является то, что термоциклическое нагружение осуществляется в условиях одноосного напряженного состояния, а не двухосного, нагрев образца происходит не с поверхности, а прямым пропусканием тока, система принудительного охлаждения образца не предусмотрена, что не соответствует условиям нагружения оболочки корпуса гермоотсека или элемента гермосистемы космического аппарата, изменяет параметры зоны пластических деформаций в вершине трещины и влияет на скорость ее распространения.

Наиболее близким по технической сути (прототипом) к предлагаемой установке является установка для исследования термопрочности цилиндрических оболочек при комбинированном нагружении, содержащая источник высокоинтенсивного лучистого потока, затвор, нагружающее устройство и измерительную систему (см. П.В.Герасименко, Ю.В.Павутницкий, М.В.Ведерников "Установка для исследования термопрочности цилиндрических оболочек при комбинированном нагружении" в журнале "Проблемы прочности", 1987, N2, c.107÷110).

Недостатком данной установки является то, что в ней отсутствует вакуумная камера, вакуумная система, течеискагель с калибраторами и формирующее оптическое устройство, состоящее из охлаждаемой ограничительной диафрагмы и калейдоскопа и позволяющее получать однородное распределение интенсивности излучения по радиусу светового пятна. Отсутствие данных элементов не позволяет создать условия, соответствующие условиям воздействия факторов космического пространства на герметичные элементы конструкции систем космических аппаратов. Кроме того, данная установка не позволяет исследовать режимы истечения газов через сквозные трещины, образующиеся в процессе термоциклических испытаний герметичных отсеков космических аппаратов.

Задачей изобретения является создание установки для исследования работоспособности герметичных элементов конструкции систем космических аппаратов, обеспечивающей получение технического результата, состоящего в расширении функциональных возможностей за счет создания условий эксплуатации, близких к натурным, при исследовании и оценке работоспособности герметичных элементов конструкции систем космических аппаратов.

Этот технический результат в установке для исследования работоспособности герметичных элементов конструкции систем космических аппаратов, содержащей источник лучистого потока, затвор, нагружающее устройство и измерительную систему, достигается тем, что она снабжена испытательной вакуумной камерой, охлаждаемой ограничительной диафрагмой, калейдоскопом, вакуумной системой и течеискателем с калибраторами, при этом испытательная вакуумная камера смонтирована на координатном устройстве, выполнена в виде полого цилиндра с рубашкой охлаждения и имеет три фланца, первый из которых расположен сбоку по нормали к образующей испытательной вакуумной камеры в средней ее части и соединен с вакуумной системой, второй фланец служит для крепления кварцевого стекла и установки охлаждаемой ограничительной диафрагмы, третий фланец соединен с нагружающим устройством, причем первый и второй фланцы идентичны, вакуумная система включает механический вакуумный насос, паромасляный диффузионный насос, ионизационно-термопарный вакуумметр, вакуумные вентили и азотную ловушку, течеискатель соединен через вентиль с вакуумной системой, а калейдоскоп установлен соосно внутри испытательной вакуумной камеры, причем источник лучистого потока установлен соосно испытательной вакуумной камере над ее вторым фланцем, нагружающее устройство выполнено в виде герметичной камеры, имеет два фланца, первым из которых она соединена с третьим фланцем испытательной вакуумной камеры, второй фланец предназначен для крепления испытуемых образцов и включает штуцер подвода газа от источника высокого давления, штуцер отвода газа в атмосферу и электротермоввод для соединения с устройством для измерения температуры образца, при этом на штуцере подвода газа укреплено сопло обдува внутренней поверхности образца, измерительная система включает термопары, которые установлены на внутренней поверхности образца, манометрические преобразователи, соединенные с вакуумной системой, и датчики давления нагружающей системы.

На фиг.1 изображена принципиальная схема установки, на фиг.2 и фиг.3 - общий вид испытательной вакуумной камеры с различными типами образцов.

Установка для исследования работоспособности герметичных элементов конструкции систем космических аппаратов содержит испытательную вакуумную камеру 1 (фиг.1, 2, 3), охлаждаемую ограничительную диафрагму 2 (фиг.1, 2, 3), калейдоскоп 3 (фиг.1, 2, 3), течеискатель 4 (фиг.1) с калибраторами, источник лучистого потока 5 (фиг.1), затвор 6 (фиг.1) с пневмоприводом, нагружающее устройство 8 (фиг.2, 3). Формирующее оптическое устройство предназначено для получения равномерного характера распределения интенсивности лучистого потока в пределах светового пятна. Элементами формирующего оптического устройства являются охлаждаемая ограничительная диафрагма 2 (фиг.1, 2, 3) и калейдоскоп 3 (фиг.1, 2, 3). Охлаждаемая ограничительная диафрагма 2 (фиг.1, 2, 3) служит для предварительного выравнивания плотности мощности лучистого потока путем "усечения крыльев" нормального распределения. Поверхность диафрагмы, обращенная в сторону источника лучистого потока, отполирована и отхромирована. Сама охлаждаемая ограничительная диафрагма выполнена в охлаждаемом варианте, что позволяет, помимо ограничительной функции, защищать от перегрева конструктивные элементы испытательной вакуумной камеры 1 (фиг.1, 2, 3). Калейдоскоп 3 (фиг.1, 2, 3) изготовлен из медной трубы, внутренняя поверхность которой отполирована и имеет высокий коэффициент отражения. Это позволяет в результате многократного отражения лучистого потока от внутренней поверхности калейдоскопа достичь достаточно однородного распределения интенсивности облучения по поверхности рабочей части образца 9 (фиг.1, 2, 3). Испытательная вакуумная камера 1 (фиг.1, 2, 3) смонтирована на координатном устройстве (не показано) и выполнена в виде полого цилиндра с рубашкой охлаждения 7 (фиг.2, 3), и имеет три фланца 4, 5, 10 (фиг.2, 3). Фланец 5 (фиг.2, 3) расположен сбоку по нормали к образующей испытательной вакуумной камеры 1 (фиг.1, 2, 3) в средней ее части и соединен с вакуумной системой. Фланец 10 (фиг.2) служит для крепления кварцевого стекла 6 (фиг.2) и установки охлаждаемой ограничительной диафрагмы 2 (фиг.2). Фланец 4 (фиг.2, 3) соединен с нагружающим устройством 8 (фиг.2, 3). Фланцы 10 и 5 (фиг.2, 3) идентичны, что позволяет испытывать различные типы образцов 9 (фиг.1, 2, 3) в зависимости от того, какой из фланцев 10 или 5 используется для соединения с вакуумной системой. На фиг.2 показано положение испытательной вакуумной камеры для испытания образцов 9 в виде плоских круглых пластин и сферических сегментов. На фиг.3 показано положение испытательной вакуумной камеры для испытаний тонкостенных трубчатых образцов 9. Третий фланец 4 (фиг.2, 3) испытательной вакуумной камеры служит для установки нагружающего устройства 8 (фиг.2, 3) с испытуемым образцом 9 (фиг.1, 2, 3). Рубашка охлаждения 7 (фиг.2, 3) позволяет поддерживать в испытательной вакуумной камере необходимое остаточное давление, предохраняет элементы испытательной вакуумной камеры от перегрева, уменьшает влияние теплового фона стенок камеры на образец, а также защищает испытуемые образцы от замасливания. Вакуумная система включает механический вакуумный насос 7 (фиг.1), паромасляный диффузионный насос 8, вакуумные вентили 10, 11, 12 и 13, 19, ионизационно-термопарный вакуумметр 14, азотную ловушку 15. Течеискатель 4 (фиг.1) с калибраторами соединен через вентиль 13 с вакуумной системой. Он предназначен для контроля герметичности вакуумной системы и объекта испытаний. Кроме того, течеискатель позволяет регистрировать момент появления сквозной трещины, а также замерять с использованием специальных калибраторов значения утечек газов через сквозные трещины и исследовать режимы истечения газов через них. Калибраторы обеспечивают тарировку системы "испытательная вакуумная камера - течеискатель". Один калибратор выполнен в виде коллектора, состоящего из пяти различающихся по значению утечек эталонных гелиевых течей, каждая из которых соединена с коллектором через вакуумные вентили. Калибратор позволяет задать различные потоки гелия в широком диапазоне. Другой калибратор является универсальным и предназначен для тарировки системы в случае использования во время проведения вакуумных испытаний не только чистого гелия, но и гелиевовоздушных смесей различной концентрации. Основными элементами калибратора являются стеклянный трубопровод, зеркальная писала с указанным на ней линейным объемом трубопровода, специальное устройство для определения объемного расхода пробного газа, игольчатый вентиль. Величина течей, задаваемых данным калибратором, определяется площадью проходного сечения игольчатого вентиля. Калейдоскоп 3 (фиг.1, 2) установлен соосно внутри испытательной вакуумной камеры 1 (фиг.1, 2), причем источник лучистого потока 5 (фиг.1) установлен соосно испытательной вакуумной камере 1 (фиг.1, 2) над ее фланцем 10 (фиг.2). Нагружающее устройство 8 (фиг.2, 3) выполнено в виде герметичной камеры, имеет два фланца, одним из которых она соединена с фланцем 4 испытательной вакуумной камеры 1 (фиг.1, 2, 3), второй фланец предназначен для крепления испытуемых образцов 9 (фиг.1, 2, 3). Нагружающее устройство 8 (фиг.2, 3) содержит штуцер 11 (фиг.2, 3) подвода газа от источников высокого давления 16 и 17 (фиг.1), штуцер 12 (фиг.2, 3) отвода газа в атмосферу и электрогермоввод 13 (фиг.2, 3) для соединения с термопарой 18 (фиг.1), измеряющей температуру образца 9 (фиг.1, 2, 3), при этом на штуцере 11 (фиг.2, 3) подвода газа укреплено сопло 14 (фиг.2, 3) обдува внутренней поверхности образца 9 (фиг.1, 2, 3). Измерительная система установки включает термопары 18 (фиг.1), установленные на внутренней поверхности образца 9 (фиг.1, 2, 3), манометрические преобразователи 20 и 21 (фиг.1), соединенные с вакуумной системой, датчик давления 22 (фиг.1) нагружающей системы. Установка также включает в себя манометрический щиток 23 (фиг.1), электропневмощит 24 (фиг.1), программно-управляющее устройство 25 (фиг.1), светолучевой осциллограф 26 (фиг.1), стойку электропитания 27 (фиг.1), электропневмоклапан 28 (фиг.1), обеспечивающие процесс испытания образцов 9 (фиг.1, 2, 3).

Установка работает следующим образом.

Испытуемый образец 9 (фиг.1, 2, 3) устанавливается в нагружающее устройство 8 (фиг.2, 3), которое затем стыкуется с испытательной вакуумной камерой 1 (фиг.1, 2, 3). Вакуумная система производит откачку испытательной вакуумной камеры 1 (фиг.1, 2, 3) до необходимого остаточного давления. Источник лучистого потока 5 (фиг.1) выводится на режим требуемой мощности, а образец 9 (фиг.1, 2, 3) нагружается внутренним давлением, создаваемым в нагружающем устройстве 8 (фиг.2, 3).

После открытия затвора 6 (фиг.1) образец 9 (фиг.1, 2, 3) нагревается до требуемой температуры лучистым потоком. После закрытия затвора 6 (фиг.1) охлаждение образца 9 (фиг.1, 2, 3) производится путем обдува его внутренней поверхности потоком холодных газов через штуцер 11 (фиг.2, 3) подвода газа и сопло обдува 14 (фиг.2, 3). Затем цикл нагрев-охлаждение повторяется. Характерной особенностью данной методики термоциклических испытаний образцов является постоянство в процессе испытаний размаха температур, что лучше отражает условия эксплуатации герметичных элементов конструкции систем космических аппаратов в реальных условиях космического полета. Испытания образцов 9 (фиг.1, 2, 3) завершаются при появлении на тыльной поверхности образца сквозной трещины. Момент прорастания трещины через стенку образца 9 (фиг.1, 2, 3) регистрируется течеискателем 4 (фиг.1) по началу утечки газа, которая замеряется с использованием специальных калибраторов, что позволяет исследовать режимы истечения газов через сквозную трещину. Одновременно счетчик циклов программно-управляющего устройства 25 (фиг.1) фиксирует количество циклов нагружения данных образцов. Цикл испытаний завершается разгерметизацией испытательной вакуумной камеры 1 (фиг.1, 2, 3) и извлечением образца 9 (фиг.1, 2, 3) из нагружающего устройства 8 (фиг.2, 3). Результаты испытаний образцов содержат необходимые данные как для оценки работоспособности герметичных элементов на стадии распространения поверхностных трещин, так и для расчета длительности функционирования самих гермосистем космического аппарата при наличии в них сквозных трещин.

Таким образом, предложенная установка позволяет получить технический результат, заключающийся в расширении функциональных возможностей за счет создания условий эксплуатации, близких к натурным, при исследовании и оценке работоспособности герметичных элементов конструкции систем космических аппаратов.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано при исследовании распространения поверхностных и сквозных трещин в образцах, моделирующих герметичные элементы конструкции систем космических аппаратов. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей установки за счет создания условий эксплуатации, близких к натурным. Этот результат обеспечивается за счет того, что установка снабжена испытательной вакуумной камерой, формирующим оптическим устройством, состоящим из охлаждаемой ограничительной диафрагмы и калейдоскопа, вакуумной системой и течеискателем с калибраторами. 3 ил.

Установка для исследования работоспособности герметичных элементов конструкции систем космических аппаратов, содержащая источник лучистого потока, затвор, нагружающее устройство и измерительную систему, отличающаяся тем, что она снабжена испытательной вакуумной камерой, охлаждаемой ограничительной диафрагмой, калейдоскопом, вакуумной системой и течеискателем с калибраторами, при этом испытательная вакуумная камера смонтирована на координатном устройстве, выполнена в виде полого цилиндра с рубашкой охлаждения и имеет три фланца, первый из которых расположен сбоку по нормали к образующей испытательной вакуумной камеры в средней ее части и соединен с вакуумной системой, второй фланец служит для крепления кварцевого стекла и установки охлаждаемой ограничительной диафрагмы, третий фланец соединен с нагружающим устройством, причем первый и второй фланцы идентичны, вакуумная система включает механический вакуумный насос, паромасляный диффузионный насос, ионизационно-термопарный вакуумметр, вакуумные вентили и азотную ловушку, течеискатель соединен через вентиль с вакуумной системой, а калейдоскоп установлен соосно внутри испытательной вакуумной камеры, причем источник лучистого потока установлен соосно испытательной вакуумной камере над ее вторым фланцем, нагружающее устройство выполнено в виде герметичной камеры, имеет два фланца, первым из которых она соединена с третьим фланцем испытательной вакуумной камеры, второй фланец предназначен для крепления испытуемых образцов и включает штуцер подвода газа от источника высокого давления, штуцер отвода газа в атмосферу и электрогермоввод для соединения с устройством для измерения температуры образца, при этом на штуцере подвода газа укреплено сопло обдува внутренней поверхности образца, измерительная система включает термопары, которые установлены на внутренней поверхности образца, манометрические преобразователи, соединенные с вакуумной системой, и датчики давления нагружающей системы.