Аэрокосмические фотоприемные устройства в видимом и инфракрасном диапозонах - Формозов Б.Н.
Скачать (прямая ссылка):
Во время полета при изменении ориентации КА возможны кратковременные засветки поверхности радиатора прямым и отраженным от панелей солнечных батарей излучением Солнца (модель 2). Тепловой поток излучения Солнца на расстоянии r2 рассчитывается по формуле
r2
Ps = -Vcos(13.8)
r2
103 где So = 1400 Вт/м2 - плотность теплового потока излучения Солнца на расстоянии rx = 149Q06 км (1 а. е.); F - площадь поверхности, воспринимающей излучение Солнца, м2 ; , - угол между нормалью к поверхности КРТ и направлением на Солнце, град; %s - поглощательная способность КРТ по отношению к солнечному спектру.
Граничные условия для модели 2 и схемы (рис. 13.7) имеют вид
_&0, i = 8,9, „,16; ^езі =Э*2 P1 + Ps, i = 7. (13.9)
Значения равновесной температуры КРТ, рассчитанные с помощью математической модели (13.1, 13.6, 13.9) для модели 2 при различных углах падения (90 - ,) излучения Солнца:
Угол падения, град 2,0 4,0 5,0 7,0 8,0 10,0 Температура КРТ, К 200 210 218 226 233 240
Температура КА принята равной 313 К, эффективная температура космоса Т = 4 К, 0As ? 0,2; степень черноты КРТ ? V 0,86. В зависимости от угла падения излучения расчетная равновесная температура КРТ изменяется от 200 до 240 К.
В случае, когда КРТ "видит" под малым углом поверхность СБ, нагретую до 400 К и отражающую прямое солнечное излучение (модель 3), расчетная равновесная температура КРТ устанавливается на уровне 270-280 К, т. е. на 50-60 К выше предельной рабочей температуры. Для обеспечения необходимой температуры КРТ можно использовать следующие приемы: снабдить КРТ " шторкой", экранирующей тепловое излучение СБ и отраженное их поверхностью солнечное излучение; ввести в тепловую цепь термоэлектрический охладитель; разместить в тепловой цепи запас вещества, плавящегося при заданной температуре, скрытая теплота плавления которого должна компенсировать теплоту потока радиации во время засветки КРТ.
Как показали результаты наземных тепловакуумных испытаний РСО КА "Вега" в камере имитации космического пространства, значения температуры КРТ в различных солнечных ситуациях хорошо согласуются с расчетными значениями для всех трех моделей.
Вывод 1. Анализ эффективности работы КРТ с использованием математической модели РСО, в которой учитывается взаимный теплообмен излучением в системе КА-КРТ-Солнце, позволяет определить равновесные температуры КРТ для охлаждения ФПУ КА "Вега" в раз-
104 личных солнечных ситуациях, совпадающих с экспериментально измеренными значениями.
Вывод 2. РСО обеспечивает заданный температурный режим ФПУ в составе КА при засветке излучающей поверхности КРТ прямым солнечным излучением под углом до 5°.
Все изложенные технические решения были заложены и в основу конструкции КА " Фобос", на котором был установлен видеоспектрометрический комплекс "Фрегат" (рис. 13.7, 13.8).
Основные принципы построения ФПУ и системы РСО с КРТ остались прежними. Но к июлю, 1988 г., когда был запущен КА к Марсу, уже располагали ПЗС-матрицей видимого диапазона спектра с объемным «-каналом переноса с параметрами: температура ПЗС - 240 К; время накопления - 0,4 с; напряжение насыщения -0,2 В; относительная величина темнового сигнала - 2 %; чувствительность - 1,5 В/лк; неравномерность чувствительности - 10 %; динамический диапазон - 1500; суммарная неэффективность переноса по горизонтали - 0,05 (по вертикали - примерно то же).
Время накопления регулировалось от 0,4 до 32 с при тактовой частоте считывающего регистра 500 кГц.
На КА также был установлен солнечный рентгеновский телескоп "Терек" на основе охлаждаемой ПЗС-матрицы, перед которой был установлен преобразователь рентгена в зеленый свет люминофора (с рентгеновской оптикой). Разработчики - ФИ АН СССР с чехами.
Проект " Фобос" был успешно завершен в 1989 г. (получением фотоснимков), если не считать потери КА "Фобос-1" и неудачной попытки КА "Фобос-2" зависнуть над поверхностью Фобоса на высоте 50 м.
В главном сеансе космического проекта "Вега" и отдельных сеансах проекта "Фобос" КРТ КА попадали на 40-50 мин под прямую солнечную засветку и должны были бы отогреться до 350-360 К за короткое
105
Рис. 13.8 время. Для стабилизации тепловых параметров ФПЗС при полной солнечной засветке радиаторов была использована система на основе аккумуляторов холода на плавящихся криогенных веществах (Тпл ? 220 К). Наилучшие показатели оказались у 53 %-ного раствора в воде этилового спирта. Схема системы стабилизации приведена на рис. 13.8. Система содержит радиатор 1 с тремя капсулами 2, заполненными 80 г 47 %-ного раствора этилового спирта, имеющего температуру плавления 239 К. Радиатор закреплен на несущей конструкции 3 с помощью опор 4 из материала с низкой теплопроводностью. Тепловая связь с ПЗС-модулями 5, установленными в оптической системе 6, осуществляется с помощью тепловой трубы 7 и двух гибких ветвей 8 из многожильного медного провода. На хвостовиках ПЗС-модулей в зонах стыка с хладопроводом размещены две капсулы 9 и 10, заполненные 27 %-ным водным раствором этилового спирта с температурой плавления 257 К. Масса раствора в каждой капсуле около 10 г. Она обеспечила охлаждение ПЗС за счет запасенной скрытой теплоты плавления твердого раствора спирта на 50-60 мин.
