Аэрокосмические фотоприемные устройства в видимом и инфракрасном диапозонах - Формозов Б.Н.
Скачать (прямая ссылка):
Всю оптическую систему разработало и изготовило ОКБ при ЛИТМО с их опытным заводом "Руссар", главный конструктор, директор завода Д. М. Румянцев.
Главным конструктором охлаждаемых ФПУ и системы стабилизации их тепловых параметров в главном сеансе эксперимента "Вега" (пролет мимо ядра) был кандидат физико-математических наук Б. Н. Формозов.
Технологический ТЭО 11 (рис. 13.5, б) использовался при наземных испытаниях. Его горячая грань сначала охлаждалась водой, а затем по просьбе венгерской стороны вместо водяного охлаждения был разработан теплоаккумулятор на основе трехводного нитрата лития (LiN02 [BH^), который плавился при t ? + 30 °С. Его хватало на два часа работы, а затем он отстыковывался, на его место стыковался другой, а теплоак-кумулятор опускался в холодную воду, где снова затвердевало плавящееся вещество (рис. 13.4, в).
В полете вместо технологического ТЭО 11 использовался аккумулятор холода, стыкованный с помощью эпоксидной смолы с алюминиевой пудрой с хвостовиком гайки 10 на рис. 13.4.
Суммарный теплоприток от ФПУ к КРТ при температуре ПЗС-мат-рицы 230 К и температуре корпуса 308 К не превышал 0,8 Вт.
Устройства выпускались в двух вариантах:
- с закрытыми от света секцией хранения и регистром;
- с закрытым от света регистром.
В первом случае в режиме кадрового переноса обеспечивается 288 строк разложения, во втором в режиме считывания при закрытом внешнем оптическом затворе, 576 строк разложения (импульсный режим).
Параметры ФПУ при времени накопления Тнак=1,0 с приведены ниже: Тматрицы = 238 К; частота считывания в регистре - 500 кГц; напряжение сигнала насыщения - 0,2-1,6 В; относительное значение темнового сиг-
97 Рис. 13.4
Рис. 13.5
нала - 3 %; неравномерность темнового сигнала - 5 %; чувствительность, В/лк - 1,0; неравномерность чувствительности - 15 %; динами-98 ш
У /
Рис. 13.6
ческий диапазон - 500; глубина модуляции при передаче 200 телелиний 50 %; масса - 0,17 кг.
Высокие теплофизические показатели (0,8 Вт суммарного теплопритока) обеспечивались за счет применения тепловой развязки (тепловой петли) 7 из тонкостенных нержавеющих трубок 000XI8H9T и заполнения полости ФПУ самым низкотеплопроводным газом - ксеноном особо высокой чистоты (ОСЧ) (рис. 13.4).
КА "Вега-I" пролетел мимо ядра 6 марта 1986 г., а КА "Вега-2" 9 марта 1986 г. Изображение ядра (истинное без компьютерной обработки) на рис. 13.6, а после обработки - в книгах.
Успех проекта " Вега" был триумфальный. О нем писали все научные и научно-популярные журналы и газеты (даже журнал " Огонек").
По договору о содружестве с Европейским космическим агенством была выполнена ЦКИ АН СССР, ЦУП и НПО им. С. А. Лавочкина программа "Лоцман" по наведению КА "Джотто" на траекторию ? 500 км от ядра. Им было дано 1000 пеленгов положения " Веги-1" и " Веги-2". Но "Джотто" прекратил связь, находясь в плотных слоях комы (очевидно столкнувшись с микрочастицей).
13.2. Международный проект "Фобос"
Представим систему стабилизации параметров Т<А " Вега-1" и " Вега-2", которая была использована и на КА "Фобос-1" и "Фобос-2".
Была разработана общая математическая модель радиационной системы охлаждения (РСО) на основе космических радиационных теплообменников. В КА "Вега" был применен однокаскадный радиатор со следующими показателями:
- интегральная степень черноты DV 0,85;
- коэффициент поглощения световой и тепловой энергии солнечного спектра (Dmax = 0,48 мкм) % D 0,26.
Это достигалось с помощью покрытия излучающей поверхности радиатора синтетической эмалью с такими данными. Разработка - НПО "Энергия".
99 В последнее время наметилась тенденция к использованию пассивных радиационных систем охлаждения для термостатирования телевизионных фотоприемных устройств, установленных на борту КА с целью проведения внеатмосферных астрономических наблюдений. Наиболее эффективно использование РСО для термостатирования ФПУ на базе приборов с зарядовой связью в диапазоне рабочих температур 220-250 К в составе телевизионной аппаратуры для долговременных научных экспериментов на высокоорбиталъных или пролетных КА в условиях дефицита электроэнергии и ограничения массы. По сравнению с другими системами охлаждения РСО обладают следующими преимуществами: высокая надежность, простота конструкции, работа без по-тре-бления электроэнергии.
Типичная конструкция РСО - космический радиационный теплообменник (КРТ), теплоизолированный от корпуса КА с помощью опор из материала с низкой теплопроводностью и пакета экранновакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), а также хладопровод, соединяющий КРТ с ФПУ. Равновесная температура РСО определяется балансом тепловых потоков, излучаемых КРТ в космическое пространство, и тепловых потоков, подводимых к КРТ излучением от КА и внешних источников, а также кондуктивных потоков по опорам от КА и по хладопро-воду от ФПУ.
В зависимости от условий эксплуатации и требований к тепловым параметрам системы могут применяться различные конструктивно-компоновочные схемы РСО. Для анализа эффективности этих схем удобно пользоваться математической моделью, в которой учитывается теплообмен между квазизамкнутыми поверхностями, участвующими во взаимном обмене излучением. Квазизамкнутую систему поверхностей можно представить в виде следующих упрощенных моделей систем поверхностей:
