Е.В. Жировов, *Н.В. Куксова, *С.Б. Нестеров

В статье рассмотрен вопрос обеспечения возможности проведения тепловых испытаний элементов космического аппарата в вакуумной камере при ее дооснащении съемным азотным криоэкраном, приведены основные параметры испытательного оборудования и объекта испытаний, рассмотрены преимущества применения криоэкрана предложенной конструкции.

The development of a removable cryogenic shroud in the framework vacuum leak testing chamber retooling for conducting thermal tests of space technology products. E.V. Zhirovov, N.V. Kuksova, S.B. Nesterov.

The article considers the question of providing the possibility of carrying out thermal tests of the spacecraft engine in a vacuum leak testing chamber when it is retooled with a removable nitrogen cryogenic shroud. The main geometric parameters of the test equipment and the test object are presented, and the advantages of using the cryogenic shroud of the proposed design are discussed.

Необходимость проведения тепловых испытаний возникла в рамках разработки и изготовления уникальной двигательной установки [1]. Общий вид двигательной установки с разработанной для проведения испытаний оснасткой приведены на рисунке 1.

Рис.1 Общий вид изделия с разработанной для проведения испытаний оснасткой

Целью испытаний являлось определение диапазона времени выхода температуры камер двигателя на рабочий режим при граничных условиях эксплуатации. В качестве граничных условий эксплуатации двигательной установки были приняты температура на поверхности изделия не ниже минус 50 °С и давление в рабочем объеме испытательной тепловакуумной установки не выше 3∙10^-4 мм рт.ст. 

В связи с небольшими габаритными размерами изделия, отсутствием требований по имитации в процессе испытаний солнечного излучения, достаточно высокими значениями требуемой рабочей температуры и давления, а также небольшой продолжительностью испытаний (не более 10 часов) с точки зрения экономической эффективности было принято решение не проводить тепловую отработку двигательной установки в одной из существующих камер-имитаторов космического пространства [2,3], в основном отличающихся большим рабочим объемом (до 60 м³ и выше), высокими расходами криоагента и электроэнергии на цикл испытаний и более низкими рабочими температурами и давлением [4].

Задачу обеспечения требуемых для проведения тепловых испытаний изделия параметров было предложено решить путем модернизации существующей вертикальной вакуумной установки (ВУ) объемом не более 5,5 м³, используемой для контроля герметичности малогабаритных изделий космической техники, посредством оснащения ее секционным криоэкраном (КЭ) для обеспечения в объеме ВУ пониженных температур. К разрабатываемому КЭ, как с точки зрения функциональности, так и с точки зрения экономической эффективности, предъявлялись следующие требования:

− обеспечение рабочей температуры на поверхности изделия не выше минус 50 °С;

− поддержание рабочей температуры на поверхности изделия при минимизации расхода криоагента-жидкого азота на протяжении всего цикла испытаний;

− легкость монтажа и демонтажа как самого КЭ, так и азотных трубопроводов системы обеспечения его азотом;

− минимизация стоимости изготовления КЭ.

Разработанный в ходе выполнения работ по дооснащению вертикальной ВУ КЭ предназначен для размещения в цилиндрической части камеры диаметром 2940 мм и высотой не более 2660 мм. Общий вид КЭ приведен на рисунке 2. 

1 – цилиндрическая секция КЭ; 2 – плоская секция КЭ

Рис.2 Криоэкран в сборе (без чернения)

КЭ повторяет форму ВУ, обеспечивая максимальный рабочий объем для размещения изделия, и состоит из одной цилиндрической и двух плоских секций. Цилиндрическая секция состоит из трех сегментов, соединенных между собой болтовыми соединениями. Внутренний диаметр цилиндрической секции КЭ равен 1700 мм, а высота – 900 мм.

Каждый из сегментов, в свою очередь, изготовлен из двух серийно выпускаемых цельнолистовых алюминиевых криопанелей прямоугольной формы с внутренними каналами; габаритный размер панелей 1800х450 мм, масса одного сегмента – не более 30 кг. Для оптимизации геометрических параметров экрана криопанели в составе его цилиндрической секции размещаются при горизонтальной ориентации каналов с точечной вваркой соединяющих каналы трубок для обеспечения в них свободной циркуляции криоагента (рис. 3). 

1 – цилиндрическая секция КЭ; 2 – плоская секция КЭ

Рис.3 Расположение соединяющих каналы трубок на цилиндрической и плоской секциях КЭ

Плоские секции (верхняя и нижняя) также состоят из криопанелей, соединенных с коллекторами подачи-отвода азота. Масса одной секции – не более 20 кг. Цилиндрическая и плоские секции соединены между собой болтовыми соединениями с минимальными зазорами для обеспечения оптической плотности КЭ. Для оптимизации процесса теплообмена между КЭ и изделием внутренняя поверхность КЭ покрыта черной эмалью марки КО-818, обеспечивая степень черноты, равную 0,89 [2]. 

Отвод тепловой нагрузки в ВУ осуществляется за счет кипения жидкого азота в теплоотводящих панелях КЭ. В качестве криоагента для захолаживания КЭ используется жидкий азот, подступающий в КЭ из транспортной криогенной емкости с рабочим давлением не менее 5 атм. Для простоты монтажа-демонтажа азотных трубопроводов ввод азота в ВУ осуществлялся через фланец Ду 500 (рис.4), монтируемый на свободном патрубке установки. При демонтаже фланца для ввода азотных трубопроводов в объем ВУ для патрубка предусмотрена заглушка.

Рис.4 Фланец для ввода азотных трубопроводов в объем вакуумной установки

При использовании КЭ предложенной конструкции выделены следующие преимущества:

1. Применение цельнолистовых алюминиевых криопанелей позволяет обеспечивать большую эффективность теплообмена не только за счет высокой, по сравнению с нержавеющей сталью, теплопроводности алюминия [5], но и за счет обеспечиваемой высокой оптической плотности конструкции.
2. Применяемым для создания КЭ серийно изготавливаемым криопанелям можно придавать практически любую форму и использовать как при вертикальной, так при горизонтальной ориентации каналов без потери герметичности и прочности конструкции.
3. Небольшой вес неразъемных составных частей КЭ обеспечивает легкость транспортирования и возможность ручного монтажа, а болтовое соединение составных частей КЭ исключает необходимость проведения на месте монтажа сварочных работ.
4. Для обеспечения заданных температурных параметров на поверхности изделия расчетная рабочая температура КЭ равна минус 106 °С. При захолаживании КЭ до указанной рабочей температуры на протяжении одного часа жидким азотом с рабочим давлением, равным 5 атм, расчетная требуемая масса азота составит не более 110 кг. При проведении испытаний на протяжении 10 часов расчетная требуемая масса жидкого азота составит не более 600 кг. Таким образом на цикл проведения испытаний в качестве источника жидкого азота достаточно одной транспортной криогенной цистерне типа ЦТК объемом не более 1,15 м³, например, ЦТК-1,6 (с запасом) [6].

Таким образом, на основании полученных в ходе разработки результатов, описанный выше способ создания КЭ для проведения в вакуумных камерах непериодических и непродолжительных тепловых испытаний объектов космической техники можно считать эффективным не только с точки зрения обеспечения заданных температурных параметров, но и экономически.

Литература

1. Двигательная установка посадочной платформы десантного модуля / Л.Г. Александров, В.И. Морозов, С.С. Степанов и др. // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. – 2014. – №2. – С.116 – 119.
2. Расчет и конструирование криоэкранов стендов для тепловой отработки и испытания космических аппаратов. / С.В. Кравченко, С.Б. Нестеров, Н.А. Тестоедов и др.; Под ред. проф., д.т.н. С.Б. Нестерова. – М.: НОВЕЛЛА, 2013. – 89 с.
3. Е.В. Жировов. Опыт изготовления, монтажа, наладки и эксплуатации криовакуумных установок, оснащенных отечественным вакуумным и криогенным оборудованием за период с 1972 по 2014 г. // Вакуумная техника и технология. – 2015. – Т.25, №2. – с.64 – 65.
4. Малоземов В.В. Тепловой режим космических аппаратов / В.В. Малоземов. – М.: Машиностроение, 1980. – 232 с., ил.
5. Исаченко В.П. Теплопередача / В.П. Исаченко, В.А. Осипова, А.С. Сукомел. – М.: Энергия, 1975. – 487 с.