CC BY
26Решетневскце чтения
A. A. Pesternikov, I. A. Cherepennikov, S. G. Haritonov, A. V. Lekanov JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
DESIGNING ANTENNA POINTING SYSTEM MECHANISM FOR ANTENNA POINTING SYSTEM TO BE USED INSTEAD OF ADPM PROVIDED BY THALES ALENIA SPACE
The article presents the results of designing of Antenna pointing system mechanism which ensures antenna steering and can consequently replace ADPM provided by Thales Alenia Space.
© Пестерников А. А., Черепенников И. А., Харитонов С. Г., Леканов А. В., 2011
УДК 629.78.018
А. С. Поздняков, Г. И. Трифонов, В. В. Двирный
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск
СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Рассмотрены проблемы, возникающие при испытаниях космических аппаратов на начальных этапах производства и возможные пути их решения.
В условиях жестких ограничений контрактных обязательств по изготовлению спутников актуальным является вопрос оптимизации и совершенствования процессов испытания космических аппаратов (КА).
Огромную роль в процессе производства играет подтверждение правильности заложенных конструкторских решений, заданного уровня качества и надежности подсистем, систем и изделия в целом на этапах проведения испытаний.
Сложность космических аппаратов и высокие требования к их надежности приводят к увеличению объема испытательных работ при производстве КА и в период технологической подготовки производства.
При большом объеме выпускаемой продукции, когда потоки производства спутников проходят через одни и те же рабочие места испытаний КА, нередко возникают проблемы, связанные с увеличением сроков изготовления при срыве или нештатной работе одного из аппаратов. Устранение причин нештатной ситуации на рабочем месте испытания, оборудованном измерительными приборами и средствами технологического оснащения для конкретного аппарата, существенно тормозит подготовку рабочего места для испытаний последующего КА.
Эти проблемы необходимо разрешать исходя из принципов организации и совершенствования системы технологической подготовки производства, самыми важными из которых являются принцип совмещения работ и принцип последовательности оснащения производства.
Принцип совмещения работ заключается в том, что разработка технологической документации начинается одновременно с проектированием конструкции. На этапе технологического проектирования тех-
нологи приступают к разработке технологического процесса сборки, контроля, испытаний и проектированию технологической оснастки.
Принцип последовательности оснащения производства означает соблюдение четкой очередности в проведении комплекса подготовительных мероприятий. А поскольку обеспечить производство всем необходимым комплектом технологической документации и технологической оснастки сразу же не представляется возможным, то производство оснащают последовательно.
При технологической подготовке производства на технологов завода-изготовителя приходится большой объем работ, которые необходимо выполнить в кратчайшие сроки, поэтому работа по совершенствованию этой подготовки должна вестись по следующим направлениям:
- совершенствования управления процессом технологической подготовки производства;
- разработки технологических классификаторов объекта производства, типовых технологических процессов и решений;
- совершенствования нормировочной базы (по режимам технологических процессов, нормам времени, нормам расхода материалов и т. д.);
- автоматизации проектирования технологических процессов;
- прогнозирования и анализа критических точек, в которых может произойти пересечение этапов испытаний и сборки и которые могут сместить сроки изготовления КА;
- автоматизации работ при проектировании технологической оснастки.
"Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических аппаратов
A. S. Pozdnyakov, G. I. Trifonov, V. V. Dvirny JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
REFINEMENT OF TESTING OF A SPACECRAFT
The problems and possible solutions for test of a spacecraft in the initial stages ofproduction.
© Поздняков А. С., Трифонов Г. И., Двирный В. В., 2011
УДК 629.78.048.7
А. А. Рудько, Е. В. Юртаев, В. В. Двирный ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск
СИСТЕМА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОЙГО АППАРАТА НА ОСНОВЕ ТЕПЛОВЫХ ТРУБ И АКТИВНОГО ЖИДКОСТНОГО КОНТУРА
Рассмотрена комбинированная система терморегулирования космическойго аппарата на основе тепловых труб и жидкостного контура. Представлены результаты математического моделирования, подтвержденные наземными испытаниями.
Современные космические аппараты (КА) создаются на базе космических платформ негерметичного исполнения, что усложняет их систему терморегулирования (СТР). В настоящее время СТР негерметичных космических аппаратов включает в себя как отдельные устройства и материалы: тепловые трубы (ТТ), оптические покрытия, нагреватели, теплоизоляцию, так и сложные многоэлементные контуры жидкостного охлаждения. Поддержание температуры оборудования КА в заданном диапазоне во многом влияет на обеспечение безотказности его работы и длительность срока службы.
Конструкция космического аппарата на геостационарной орбите имеет блочно-модульную структуру и состоит из двух модулей: модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки. Модули имеют форму прямоугольных параллелепипедов, выполненных из панелей сотовой конструкции. Большая часть тепловыделяющего оборудования располагается в приборных отсеках модулей на внутренних обшивках сотовых панелей.
Тепловой режим обеспечивается излучением тепла в космическое пространство с внешних сторон сотовых панелей: тепло от оборудования распределяется тепловыми трубами по внутренним обшивкам и с них по сотовому заполнителю передается на внешнюю обшивку, с которой излучается в космическое пространство.
На современных КА разработки ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» задача обеспечения теплового режима оборудования КА решается за счет использования тепловых труб, встроенных в сотовые панели со стороны оборудования и расположенных параллельно друг другу, и дублированного жидкостного контура (ЖК), установленного на сотовой панели перпендикулярно направлению тепловых труб.
Жидкостный контур обеспечивает:
- перенос тепла в направлении, перпендикулярном тепловым трубам;
- перенос части поглощенного солнечного потока между северной и южной панелями, что позволяет оптимально использовать имеющиеся радиационные поверхности;
- проведение наземных термобалансных испытаний (ТБИ) в горизонтальном и вертикальном положении КА;
- размещение на жидкостном контуре оборудова -ния с плотностью теплового потока более 3 Вт/см2.
В настоящее время с помощью современного программного обеспечения ТИегтка разработана тепловая математическая модель КА, состоящая из 8 943 узлов, которая позволила оценить все технические решения при проектировании СТР без затрат на производство отработочных моделей для предварительных испытаний.
В частности, был проведен расчет перепада температур между освещенной и теневой панелями в периоды солнцестояния. Использование жидкостного контура дает возможность перенести 41 % падающего солнечного потока на неосвещенную Солнцем панель. Это сводит к минимуму разницу температур между панелями радиаторов, благодаря чему граница рабочего диапазона температур для оборудования сужается на 12... 16 оС, что уменьшает вероятность отказа оборудования.
Комбинированная СТР с тепловыми трубами и жидкостным контуром имеет ряд преимуществ по сравнению с СТР на тепловых трубах (см. таблицу).
Значения температур элементов и оборудования спутника, полученные в ходе численного моделирования тепловых режимов, хорошо соотносятся с фактически измеренными значениями температур при проведении ТБИ. Различие в результатах моделирования и испытаний достигает не более 5.7 °С для внешних элементов и не более 2.4 °С для оборудования и конструкции спутника.
