Способ определения в полете коэффициента поглощения солнечного излучения радиатора системы терморегулирования космического аппарата Советский патент 1993 года по МПК G01J5/50 

Изобретение относится к космической технике, конкретно к способам определения тепярфизических характеристик КА, и предназначено для оценки величины деградации оптических коэффициентов терморегулирующего покрытия радиаторов-излучателей систем терморегулирования КА.

Целью изобретения является разработка способа определения в полете фактического значения коэффициента As ТРП радиатора КА на орбитах с любой солнечной освещенностью, т.е. позволяющего определить коэффициент As ТРП радиатора в требуемый момент времени, не дожидаясь солнечной орбиты.

Указанная цель достигается тем, что в способе, основанном на измерении температуры теплоносителя с постоянным расходом

на входе и выходе радиатора системы терморегулирования космического аппарата в двух ориентациях.продольной оси аппарата по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты при ориентации в обоих случаях поперечной оси на центр Земли, две указан- ные ориентации продольной оси КА проводят в произвольной последовательности на соседних порядковых витках, выдерживают каждую из двух ориентации в течение одного витка, при этом одновременно с температурами теп лоносителя измеряют угол широты р аппарата на орбите, после чего коэффициент поглощения As определяют по формуле

00 ihJ МО |Ю

&

As -т

e.a

-(Texi +Твых2)3х

4(i2 -/л )S,

X ( TBxl Tex2 ) + ( ТВых1 + ТВЫх2 ) I

где Ji ,Ji2 - средневитковые значения модели солнечного освещения радиатора КА при ориентации продольной оси аппарата по вектору скорости и нормально к плоскости орбиты соответственно

у«1 2 V1 - cosz a sin p

i 1

гг.

№

cos a,

i 1

где а- угол между вектором солнечного из- лучения и плоскостью орбиты;

TBX I , ТВых1 . Твхг . Твыха средневитко- вые значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора при ориентации продольной оси КА по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты;

е-степень черноты радиатора; Ob 5,67-10 В.т/м2 К - постоянная Стефана-Больцмана,

So 1396 Вт/м2 - солнечная постоян- ная.

Действительно, выдерживая последовательно указанные ориентации продольной оси КА в течение одного витка можно аналитически с большой точностью опреде- лить в каждый момент времени изменение миделя освещенности радиатора при движении КА по.теневой орбите и таким образом получить средневитковые значения модели солнечной освещенности радиатора КА, необходимые наряду со средневитковы- ми температурами теплоносителя на входе и выходе радиатора для определения значе- ния As ТРП. Одновременное, измерение температур теплоносителя с углом широты КА на орбите, проводимое в течение одного витка, необходимы для точного определения As при квазистационарном тепловом режиме радиатора. Угол широты р t периодичностью 2 охарактеризует положение КА на орбите; его принято отсчитывать на каждом витке отточки А пересечения плоскости орбиты КА с плоскостью экватора.

Вывод математического выражения для оценки коэффициента поглощения солнеч- ного излучения основан на решении системы уравнений квазистационарного теплового баланса радиатора КА для двух ориентации КА при его движении по орбите:

при движении продольной оси КА по вектору скорости

AsS0Fsl + Остр + С1эем + QBH - К (То FTl4 0;

(1)

при движении продольной осью КА перпендикулярно вектору скорости

AsS0Fs2 + QOTP + Оаем + QBH - Ј Ob R24 О,

(2)

где Fs - среднее за виток значение площади радиатора, освещаемой Солнцем;

F - площадь радиатора;

Оотр, Оэем - отраженное от Земли солнечное и собственное излучение Земли, поглощенное радиатором;

QBH - тепловыделение приборно-агре гатного оборудования, сбрасываемое в космическое пространство;

е- степень черноты поверхности радиатора;

Оо - постоянная Стефана-Больцмана.

Вычитая из уравнения (1) уравнения (2) получим

As

eab(Tg-jll) So (J42 -АИ)

где/л - -и/ 2 - 2cpeднeвиткoвыe

значения миделей солнечного освещения поверхности радиатора.

Линеаризуя температурные зависимости Ti и Т24 относительно среднего значения температуры теплоносителя в радиаторе и записав температуру радиатора через температуру теплоносителя на входе и выходе радиатора как

. TBXI + Твых1 А Ti ДТ

ИТ2 Твх2+Твых2 дт

где ДТ - перепад температур между теплоносителем и поверхностью радиатора (при постоянном значении 0Вн перепад темпера: тур величина постоянная), получим

.(4-,-,,)S,(

X ( ТВх1 Твх2 ) + ( Твых1 Твых2 )

. О)

В выражении (3) присутствуют известные параметры So иоь. величинам, замеренная при наземных испытаниях радиатора, и измеряемые одновременно с заданным интервалом значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора и значения угла широты р КА.

Для определения р необходимо проводить измерение угла fi и подставлять его в выражение для текущего значения миделя. Мидель/ от положения КА на орбите не зависит, а зависит только от угла наклонения 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.

Текущие значения определяются следующим образом:

при движении КА продольной осью по вектору скорости

cos2 a

sin2 у,

при движении КА продольной осью перпендикулярно вектору скорости25

W2i - cos a.

л

Качественным отличием предложение- го способа от прототипа является то, что он позволяет на любом этапе полета и на орбите с любой освещенностью определить фактическую величину коэффициента As, 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 Л As, а его начальное значение ASo закладывалось по данным предстартовых наземных испытаний, которые в случае запуска КА за 2-3 месяца до первой солнечной орбиты могло изменить свое значение на 15-20% и поэтому определяемое в дальнейшем относитель- ное изменение коэффициента AAS могло давать еще большие погрешности.

Конкретную реализацию предлагаемого способа рассмотрены на примере определения коэффициента As ТРП радиатора системы терморегулирования орбитальной станции Мир.

Предположим, запуск станции осуществляется на теневую круговую орбиту с угг-ом между вектором солнечного излучения и плоскостью орбиты а 30°. После выхода станции на околозе.мную орбиту в первые 2-3 витка осуществляется расконсервация ряда систем станции и выход их на рабочий

0

5

0

5

0 5 0.

режим. После этого Центр управления полетом приступает к проверке работы систем ориентации, которую можно совместить с проведением работ по определению начального значения коэффициента As. Для этого, например, на 5-6 витках после выведения выстраивают ориентацию продольной осью X станции по вектору скорости, а поперечной ось У на центр Земли (фиг. 1) и поддерживают постоянный уровень тепловыделения в гермоотсеке, т.е. в течение всего эксперимента по определению As 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 Твх1 и ТВых1. 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 X перпендикулярно плоскости орбиты (фиг.2) и аналогичным образом проводят в течение следующего витка измерение температур теплоносителя на входе и выходе радиатора и ТВых2. угла широты (р с тем же интервалом между измерениями и аналогичным уровнем тепловыделения в отсеке.

В результате измерений было получено 10 значений для каждой из температур ТВх1, . Твых1, ТВх2, ТВых2 и соответствующих этим замерам 10 значений угла широты р, характеризующих нестационарный тепловой режим радиатора под воздействием переменной внешней нагрузки и постоянного внутреннего тепловыделения. Осред- няя полученные значения температур теплоносителя по витку, а также значения

миделя солнечного освещения радиатора /7i и Jly., получим

i 1

Твх 11

i 1

10 Твыхц

10

ТВх21

284,6 К;

273,2 К;

279,2 К;

Твых2

| вых2

01

10

10 .

где /MI - Vi - cosza slrr (p

Jb

где ywii - - cos a.

J%

Подставив в указанные выражения значения углов а. - 30° и изменяющийся от О до 360° с шагом 36°, и учитывая, что на теневом участке орбиты мидель равен нуль, получим средневитковые значения миделя солнечного освещения

/Г1 0,2 и Да 0,27.

Эти значения подставляем в окончательную формулу для определения величины коэффициента As ТРИ

As 4 (fc Ifr ) So ( Твх1 + Твых2 )3 Х х ( ТВх1 Твх2 ) + С ТВых1 + ТВых2 ) .

0,9 5.67 10

-8

(284,6 +269.3)3х

4(0,27-0,2)1396 х (284,6 - 279,2) + (273,2 - 269,2) 0.208. .

Таким образом можно получить значение коэффициента поглощения солнечного излучения As радиатора системы терморегулирования для орбиты с любой солнечной освещенностью, т.е. как для теневых орбит, где внешняя нагрузка на радиатор значительно меняется при движении его по орбите, так и для солнечных орбит, где можно обеспечить постоянство внешней нагрузки на радиатор. Предложенным способом можно с большой точностью выявить характер изменения коэффициента As в начальный период эксплуатации (1-3 месяца), где по статистике происходит наиболее интенсивное изменение тёрмооптических 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 As.

Кроме того, способ позволяет оперативно оценить влияние на терморегулирующие покрытия радиаторов различных внешних воздействий, например несанкционированных выбросов компонентов топливной системы, воздействуй струй двигателей от стыкующихся со станцией модулей и т.п. Формула и зобрет-ения 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 этих измерений, отличающийся тем, что, с целью обеспечения возможности определения коэффициента поглощения на орбитах с любой солнечной освещенностью, две указанные ориентации продольной оси аппарата поводят в произвольной последовательности на соседних порядко- вых витках, выдерживают каждую из двух ориентации в течение одного витка, при

этом одновременно измеряют температуры теплоносителя на входе и выходе радиатора и угол широты у аппарата на орбите, после чего коэффициент поглощения As определяют по формуле

Еа(TBX1+T8blx2)3x

As

4(2 -fir) So

50

х t ( Твх1 - ТВХ2 ) + ( ТВых1 + Твыха ) .

где л, fi2 средневитковые значения миделя солнечного освещения радиатора аппарата при ориентации его продольной оси по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты соответственно

.«1 2 - V 1 - cos a sin2 a

| 1 ПП

/T2 .

где а- угол между вектором солнечного излучения и плоскостью орбиты;

TBXI , ТВых1 , ТВх2 . ТВых2 средневитко- вые значения температур теплоносителя на входе и выходе радиатора при ориентации

продольной оси аппарата по вектору скорости и перпендикулярно плоскости орбиты;

Ј - степень черноты радиатора;

а 5,67 Вт/м2 К4 - постоянная Стефана-Больцмана:

So - 1396 Вт/м - солнечная постоянная.

Изобретение относится к космической технике, конкретно к способам определения теплофиэических 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 ориентации в течение одного витка, при этом одновременно измеряют температуры теплоносителя на входе и выходе радиатора и угол широты КА на орбите, после чего коэффициент поглощения As определяют по соответствующей формуле. 2 ил.

Фиг./

Фиг. 2