К сверхмалым космическим аппаратам (СМКА) будем относить такие, массы которых не превышают 1кг, а объем не более 1 дм куб [1]. Актуальность создания СМКА стала очевидной в начале ХХI века с появлением элементной базы, на которой возможно создавать КА указанных массы и объема. На протяжении последних 13 лет летные испытания прошли несколько сотен СМКА. Многие из них успешно эксплуатируются. Основная проблема их проектирования в достижении оптимального (или рационального) соотношения показателей качества, стоимости и эффективности. Эти характеристики отрабатываются в условиях обязательного учета основных факторов среды обитания СМКА, физической и технической составляющих. Цели проектирования СМКА состоят в решении возникающих проблем с конкретизацией их содержания [2].
Основными задачами, решаемыми при создании сверхмалых космических аппаратов, являются:
- обеспечение высокой надежности;
- соответствие виброударной прочности;
- устойчивость к воздействию факторов космического пространства (ФКП).
К факторам космического пространства относят:
- тепловое воздействие и, как следствие, тепловые удары;
- радиационное воздействие: быстрые протоны, тяжелые частицы, и, как следствие, накопленная доза.
Таким образом вопрос виброударной прочности разрешен посредством применения в служебных подсистема (блоках) разъемов, встроенные в многослойные печатные платы, соответствующие стандартам IEEE 1355 (Eurocard) ECSS-E-ST-50-11C, ECSS-E-ST-50-12C – такие стандарты широко применяются в специальной технике космического назначения. Одним из преимуществ применения упомянутых стандартов является использование современных шинных архитектур стандартов Space Wire, что значительно уменьшает количество межблочных соединений и позволяет использовать коммерчески доступные элементы в этих стандартах. Вопросы, связанные с радиационной стойкостью разрешаются применением коммерчески доступных электронных приборов и компонентов, COTS (Commercial Of The Shelf); такие компоненты в десятки раз дешевле и на 2-3 поколения совершеннее компонентов, традиционно используемых в космической технике. Задача теплообмена в СМКА в данном случае преодолена за счет применения единого теплообменника, которым выступает несущая конструкция СМКА (рис. 1).
Рисунок. 1 Семейство корпусов платформы «Синергия» — основной теплообменник
Весь комплекс служебных подсистем платформы «Синергия» включает следующие:
- бортовое кибернетическое устройство (БКУ)
- система энергообеспечения (СЭО)
- бортовой радиотехнический комплекс (БРТК)
- антенно-фидерное устройство (АФУ)
- система телеметрического контроля (СТК)
- система ориентации и стабилизации (СОС)
- интерфейс подключения полезной нагрузки (ИПН)
- бортовая кабельная сеть (БКС)
- i. радиомаяк (РМ)
- k. банк данных (БД)
которые размещены параллельно боковым стенкам платформы с взаимно перпендикулярными контактами к друг другу и в минимальной комплексации устанавливаются по одной подсистеме на плату. Подсистемы с наибольшим выделением тепла располагаются в специальном отсеке, где находятся аккумуляторные батареи; что позволяет сформировать благоприятный микроклимат для элементов питания (рис. 2).
Рисунок 2. Расположение подсистем платформы
Далее представим общий вид конструкции технологического макета (ТМ), проектируемого на базе платформы, и вид служебного модуля без СБ представлен на рисунке 3. Технологический макет состоит из двух служебных модулей и одного модуля полезной нагрузки (МПН), конструктивно объединенных контакт-профилями. ТМ включает в себя все бортовые служебные подсистемы, которые обеспечивают работу МПН. Как отмечалось выше, платформа, а следовательно, ТМ не имеет активных средств терморегулирования.
Рисунок 3. Общий вид конструкции ТМ
Термодинамические свойства применяемых в конструкции материалов приведены в таблице 1.
Таблица. 1
Термодинамические свойства применяемых материалов
| Марка материала | Плотность,
кг/м3 |
Теплоемкость, Дж/кг/К | Теплопроводность, Вт/К/м |
| Сталь 08 | 7800 | 482 | 60 |
| Алюминий АД31.Т1 | 280 | 921 | 188 |
| Эпоксидная смола ЭД20 | 1200 | 1000 | 1,5 |
| Стеклотекстолит FR-4 | 1800 | 1100 | 0,4 |
Рабочие диапазоны температур основных элементов ТМ:
- Литий-ионные аккумуляторы от 0 до 60 оС
- Элементы электроники (на платах) от — 50 до 90 оС
- Солнечные элементы от — 40 до 85 оС
При анализе температурных полей расчетные величины температур будут сравниваться с этими диапазонами для подтверждения или опровержения работоспособности конструкции. Для оценки температурных полей ТМ в первом приближении примем за рабочую круговую орбиту высотой 400 км. В данном случае на аппарат будут воздействовать следующие источники тепла:
- Излучение Солнца, падающее непосредственно на ТМ
- Излучение Солнца, отраженное от Земли
- Тепловое излучение Земли
- Тепловыделение собственной электронной аппаратуры
Отвод тепла от ТМ осуществляется путем естественного теплоизлучения. Тепловой поток от падающего излучения определяется соотношением:
Мощность тепловыделения электрической аппаратуры определяется режимом работы и может составлять от 0 до 20 Вт. В расчетах будет принят случай дежурной работы системы с энергопотреблением 0,4 Вт и соответствующим тепловыделением, распределенным равномерно по поверхности плат.
Тепловой поток, излучаемый поверхностью:
Результаты расчета плотностей тепловых потоков для двух оборотов по орбите представлены на графике на рисунке 4. Цифрами 1, 2, 3, 4 обозначены номера поверхностей на ТМ (рисунок 5).
Рисунок 4. Расчетная плотность тепловых потоков на грани ТМ
Расчет тепловых полей ТМ будет рассчитываться для трех случаев ориентации ТМ, изображенных на рисунке 5. На нем же показана нумерация поверхностей ТМ.
Рисунок 5. Схема ориентации аппарата в расчетных случаях
Для проведения расчетов была разработана КЭМ космической ТМ. Модель изображена на рисунке 6. В модели учтены термодинамические характеристики материалов конструкции, аккумуляторов, прочих элементов. Расчет проводился для времени равном удвоенному периоду обращения ТМ на данной орбите (круговая, высота 400 км). Результаты расчетов показаны на графиках ниже. На рисунке 6 показаны минимальные температуры аккумуляторов, они не выходят за диапазон рабочих значений. На рисунках 7 — 9 показаны графики минимальных и максимальных температур на поверхностях солнечных батарей для трех случаев ориентации ТМ. Температуры СБ не выходят за рамки рабочих.
Рисунок 6. КЭМ ТМ
Рисунок 7. Уровни минимальных температур аккумуляторов
Рисунок 8. Уровни минимальных и максимальных температур СБ для первого случая ориентации ТМ
Рисунок 9. Уровни минимальных и максимальных температур СБ для второго случая ориентации ТМ
Рисунок 10. Уровни минимальных и максимальных температур СБ для третьего случая ориентации ТМ
В заключении отметим, что в результате проведенных расчетов были получены распределения температурных полей ТМ при вращении вокруг Земли на протяжении двух витков в трех случаях ориентации ТМ. По полученным распределениям температур можно сделать вывод, что температурный режим всех элементов ТМ соответствует их рабочим диапазонам. Стоит отметить, что для улучшения режима работы аккумуляторов следует принять меры по уменьшению амплитуд колебания их температур.
Список литературы:
- Малыгин Д. В. Универсальная платформа «Синергия» блочно-модульного исполнения // XV Международная научная конференция «Решетневские чтения» -С. 377-378.
- Малыгин Д. В. Универсальная платформа сверхмалого космического аппарата // Материалы V всероссийского форума студентов, аспирантов и молодых ученых. -С. 38-40.[schema type=»book» name=»ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА МНОГОЦЕЛЕВОЙ ПЛАТФОРМЫ «СИНЕРГИЯ» БЛОЧНО-МОДУЛЬНОГО ТИПА» description=»В работе рассмотрена технология обеспечения теплового режима платформы многоцелевой платформы «Синергия» блочно-модульного типа для сборки наноспутников. » author=»Малыгин Денис Владимирович, Бокучава Петр Нугзариевич» publisher=»БАСАРАНОВИЧ ЕКАТЕРИНА» pubdate=»2017-02-02″ edition=»ЕВРАЗИЙСКИЙ СОЮЗ УЧЕНЫХ_26.09.15_10(18)» ebook=»yes» ]