Автоматические планетные станции - Андреянов В.В., Артамонов В.В., Атманов И.Т., Березин В.И.

Автор: Андреянов В.В. Артамонов В.В. Атманов И.Т. Березин В.И.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника астрономия
Год: 1973
Похожие
Космонавтика. Энциклопедия
Земля и вселенная №2
Основы устройства космических аппаратов
Советские спутники и космические корабли
Текст
                    ИЗДАТЕЛЬСТВО
«НАУКА»
Автоматические
планетные станции
Автоматические
планетные д
станции и
АВТОМАТИЧЕСКИЕ
ПЛАНЕТНЫЕ
СТАНЦИИ
В настоя щей книге сделана
одна из первых попыток рас-
смотреть в совокупности ос-
новные предосылки, использу-
емые при проектировании ав-
томатических планетных стан-
ций для длительных исследо-
ваний. Эти предпосылки вклю-
чают определение научно-тех-
нических целей автоматиче-
ских станций, анализ и выбор
технических решений и реко-
мендации для реализации
этих целей.
В книге рассмотрены примеры
научных задач автоматиче-
ских межпланетных станции,
расчет, методы и устройства
обеспечения температурного
режима станций. системы
энергопитания, варианты кон-
струкции станций и методов
их доставки на планеты, а
также некоторые вопросы сбо-
ра и передачи информации.
ИЗД A TE. I ЬСТ ВО • П АУ К А

АКАДЕМИЯ НАУК СССР
ИНСТИТУТ КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Автоматические
планетные
станции
ИЗДАТЕЛЬСТВО «НАУКА» МОСКВА 1973
АВТОМАТИЧЕСКИЕ ПЛАНЕТНЫЕ СТАНЦИИ
Андреянов В. В., Артамонов В. В., Атманов И. Т., Березин В. И.,
Жукин В. М., Трошин В. С., Черенков В. Б.
М., «Наука», 1973, стр. 280
Книга посвящена проблемам космических исследований с помощью
автоматических станций, размещаемых на поверхности планет.
Приводятся примеры научных и технических задач станций. Рассмат-
риваются вопросы, касающиеся методов доставки станций на по-
верхность планет, особенности их конструкции, передач^информации
на Землю. Анализируются условия обеспечения длительных сроков их
работы: энергопитания, поддержания необходимого теплового режима
и защиты от внешних факторов.
Наиболее подробно указанные вопросы рассмотрены применительно
к лунным автоматическим станциям.
Издание представляет интерес для специалистов, работающих в области
космической техники.
.Илл. 166, табл. 23, библ. 106 назв.
Ответственный редактор
доктор технических наук
Ю. К. Хода рев
УДК 629.78G
\ 20606^2 БЗ-55-41-73
U42(01)-73
© Издательство «Наука», 1973 г.
Предисловие
В предлагаемой книге сделана одна
из первых попыток рассмотреть в со-
вокупности основные предпосылки, ис-
пользуемые при проектировании косми-
ческих, в основном планетных, авто-
матических станций (АПС) для дли-
тельных исследований. Эти предпосыл-
ки включают в себя определение на-
учно-технических целей АПС, анализ
и выбор технических решений и реко-
мендации для реализации этих целей.
Это—сложная, комплексная задача, по-
этому авторы смогли рассмотреть лишь
примеры научных задач АПС, расчет,
методы и устройства обеспечения тем-
пературного режима станций, системы
энергопитания, варианты конструкции
АПС и методов их доставки на планеты,
а также некоторые из вопросов сбора
и передачи информации.
Примеры даются главным образом
применительно к лунным станциям.
Наиболее подробно в книге излагаются
способы и средства обеспечения темпе-
ратурного режима станций.
Введение и часть первая написаны
В. В. Андреяновым. Часть вторая —
В. Б. Черенковым (главы 5,6, 9,10, §8.3
и § 7. 4, подготовлены# совместно с
Ю.М. Лукояновым), И. Т. Атмановым
(главы 7, 8) иВ. В. Артамоновым (§7.5
и Приложение). Во второй части поме-
щены материалы, любезно предоставлен-
ные А. Т. Улубековым (§7.1 и 8.4).
Над третьей частью работали В. С. Тро-
шин (главы И, 12) и В. М. Жукин
(глава 13). Часть четвертая написана
В. И. Березиным (главы 14, 15) и
В. В. Артамоновым (глава 16). Идея
создания книги принадлежит В. В. Ан-
дреянову.
Во Введении делается попытка ар-
гументировать целесообразность созда-
ния не только комплексных, но и
специализированных автоматических
станций для научных исследований. В
первой части приводятся примеры на-
учно-технических задач таких станций
для случая исследования Луны или для
экспериментов, проводимых с ее поверх-
ности. Во второй части подробно рас-
сматриваются вопросы теплового балан-
са станции, проектирования и испы-
тания систем обеспечения теплового ре-
жима.
Третья часть рассматривает конст-
руктивные требования к автоматиче-
ским планетным станциям и варианты
доставки их на поверхность планет.
В четвертой части освещаются отдель-
ные вопросы важной задачи сбора и
передачи информации, полученной стан-
4
Предисловие
цией, по радиолинии на Землю, а так-
же даются обзор и сравнение источ-
ников энергопитания для станций с
длительным сроком жизни.
Авторы сознают, что работа несвобод-
на от недостатков, а общий объем книги
распределен между ее разделами не
оптимальным образом.
Однако длительное совершенствова-
ние излагаемого материала в книгах
космической тематики и значительное
время издания книги таят опасность
отстать от событий, для развития кото-
рых книга создается.
Авторы надеются, что монография бу-
дет полезной не только для студентов
и научных работников, но и для проек-
тировщиков космических аппаратов,
особенно тех из них, кто делает по это-
му пути первые шаги.
Все доброжелательные советы будут
приняты нами с благодарностью.
Авторы
Введение
Достижения в области космической на-
уки и техники предоставили исследо-
вателям замечательную возможность
разместить свои приборы вне Земли—
на летающих космических аппаратах
(КА) и на поверхности других планет.
Такая возможность позволяет не толь-
ко проводить прямые, наиболее досто-
верные исследования этих планет, но
и систематически наблюдать и изучать
«со стороны» нашу Землю, другие
объекты Вселенной и их взаимодейст-
вие. При этом удается решить целый
ряд научных и практических задач,
решение которых было невозможным
в земных условиях.
Еще не изучена в достаточной мере
возможность плодотворной деятель-
ности человека на других планетах, но
даже при наличии всех необходимых
условий вряд ли оправданно проведе-
ние длительных исследований на по-
верхности планет с непосредственным
участием людей. Даже на нашей древ-
ней Земле, где не так уж много оста-
лось неизведанных мест, ученые и ис-
пытатели стараются для наблюдений
и исследований использовать всякого
рода автоматические зонды, станции,
приборы, которые собирают необходи-
мые сведения и передают их в удобный
пункт сбора информации. Такой метод
наиболее целесообразен в труднодоступ-
ных районах поверхности Земли, ее
атмосферы и недр.
Не вызывает сомнений, что иссле-
дования, проводимые на поверхности
или с поверхности других планет, так-
же будут осуществляться главным об-
разом автоматическими станциями-ла-
бораториями, а сами планеты еще дол-
го будут оставаться для нас «трудно-
доступными районами».
По этим причинам авторы настоя-
щей книги сочли полезным для широ-
кого круга читателей — ученых, ин-
женеров, студентов и просто интере-
сующихся космической тематикой —
рассмотреть ряд задач, которые могут
выполняться АПС, изучить возмож-
ность поддержания необходимого теп-
лового режима и другие проблемы до-
стижения длительных сроков сущест-
вования станций на поверхности пла-
нет, описать возможные конструкции
таких станций, методы их «выгрузки»
на планеты, проблемы сбора и переда-
чи информации от АПС на Землю, а
также способы управления их работой.
В книге подробно рассматриваются
указанные проблемы применительно
к лунной автоматической капсуле-лабо-
ратории х, приводятся необходимые рас-
четы, цифры, примеры. Варианты за-
дач и особенности станций для иссле-
дования с поверхностей Марса и Ве-
неры даются в значительно меньшей
степени. Это объясняется не только
тем, что авторы в меньшей мере зна-
1 Здесь и дальше, в ущерб терминологичес-
кой строгости, но ради краткости, мы под
термином «планета» будем понимать и
Луну.
6
Введение
комы с этими проблемами, но и тем,
что Луна, почти лишенная атмосферы,
представляет собой в ряде случаев
удобный наблюдательный пункт, а рас-
стояние Земля — Луна позволяет срав-
нительно несложными средствами об-
мениваться необходимой информацией.
К настоящему времени мы знакомы
с результатами работы ряда комплек-
сных и нескольких специализирован-
ных автоматических станций на по-
верхности планет [1—3].
В 1966 г. были доставлены на поверх-
ность Луны и осуществили ряд экс-
периментов советские станции «Луна-9»
и «Луна-13», в 1966—1967 гг. — амери-
канские станции серии «Сервейер».
К специализированным автоматиче-
ским станциям, пожалуй, можно от-
нести аппаратуру для сейсмических ис-
следований, оставленную для работы
Рис. 1. Автоматические лунные станции
Сл е ва—« Л у на-9»; с п р ава—«Л у в а-13»
Введение
7
8
Введение
на Луне американскими космонавта-
ми в 1969 г., а также устройство для
забора грунта советской станции «Лу-
на-16», совершившей челночный полет
по трассе Земля — Луна — Земля в
1970 г.
Особое место занимают советские пе-
редвижные автоматические станции
«Луноход-1» и «Луноход-2», доставлен-
ные на поверхность Луны в 1970 и
1972 гг. Эти станции доказали возмож-
ность проведения исследований не толь-
Рис. 2. Общин вид лунного сейсмографа
ко в одной точке поверхности, но и на
значительной ее площади.
Более того, передвижная станция от-
крыла путь к реализации исследований
в отдаленных от мест посадки районах,
в том числе и на невидимой с Земли
стороне Луны.
Что касается планет Солнечной сис-
темы, то кажется, что мы ближе всего
подошли к исследованиям на поверх-
ности Венеры, в атмосферу которой
уже не раз доставлялись и проводили
измерения советские автоматические
станции: «Венера-4» — в 1967 г., «Ве-
нера-5» и «Венера-6» — в 1969 г. и
«Венера-7» — в 1970 г. В 1972 г. на
поверхности Венеры оказалась станция
«Венера-8», проработавшая там около
50 мин.
Одновременно с исследованием Вене-
ры автоматические станции направля-
ются также для исследования Марса —
более отдаленного, но менее неприступ-
ного небесного тела [4]. В конце 1971 г.
советская автоматическая станция
«Марс-2» стала искусственным спутни-
ком планеты Марс. При подлете к
Марсу от станции была отделена кап-
сула, доставившая на поверхность пла-
неты вымпел с изображением Герба Со-
ветского Союза. Спускаемый аппарат
станции «Марс-3» впервые в истории
космонавтики совершил мягкую посад-
ку на поверхность Марса. В 1973 г. к
Введение
9
Марсу направлены четыре автоматиче-
ские станции — «Марс-4», «Марс-5»,
«Марс-6» и «Марс-7», которые должны
продвинуть вперед наши знания об этой
планете.
Упомянутые «Луны», «Сервейеры»,
«Венеры» представляли собой сложный
комплекс исследовательской аппарату-
ры, агрегатов, поддерживающих рабо-
тоспособность приборов (системы по-
Рис.з. Общин вид автоматической станции«Венера-4»
садки, терморегулирования, электропи-
тания, защиты), и систем связи. На
рис. 1, 2 и 3 изображены станции: «Лу-
на-9», «Луна-13», «Венера-4» и американ-
ский лунный сейсмограф. Вес капсулы
«Луны-9» составлял около 100 кГ, «Сер-
вейера-7» — 280 кГ, «Венеры-4» —
383 кГ, причем значительная доля веса
приходится именно на системы поддер-
жания работоспособности и связи, а
не на исследовательскую аппаратуру,
ради которой и создаются КА. Из-за
10
Введение
этого вынужденного обстоятельства
слишком редки случаи, когда ради од-
ного, пусть даже уникального, науч-
ного эксперимента с поверхности пла-
неты создавался бы КА. Однако наи-
более тонкие космические эксперимен-
ты несомненно повлекут за собой соз-
дание и специализированных космиче-
ских автоматических лабораторий.
При осуществлении космических ис-
следований имеется слишком много не-
известных, так как некоторые условия
опыта трудно или нельзя воспроиз-
вести на Земле.
При проведении точных измерений
возникает сложная проблема совмести-
мости аппаратуры; в первую очередь
это относится к комплексным автома-
тическим станциям, где устранение
вредного взаимовлияния многочислен-
ных приборов особенно трудно. В са-
мом деле, нельзя достоверно исследо-
вать, как распределяются магнитные
поля, если станция сама содержит маг-
нитные материалы. Трудно измерять
электромагнитные излучения космиче-
ских источников, если аппаратура стан-
ции сама может создавать помехи, кото-
рые в наземных условиях на общем фоне
помех остаются незамеченными. Нелег-
ко определить, радиоактивны ли по-
роды планет, если станция, например,
содержит изотопный или атомный ис-
точник электропитания. Проблематич-
но определение состава сильноразре-
женной атмосферы исследуемой плане-
ты, если материалы покрытия станции,
сублимируя, могут создавать свою мик-
роатмосферу. Не случайно, что для
точных измерений на Земле исполь-
зуются немагнитные морские суда, без-
эховые или экранированные испыта-
тельные камеры и другое специальное
оборудование. Таким образом, возмож-
но, что специализированные, не очень
громоздкие и спроектированные для
решения всего одной или нескольких
научных задач станции-лаборатории бу-
дут представлять в недалеком будущем
распространенный класс средств для
космических исследований. Настанет
время, когда космические станции-ла^
боратории будут доставляться на по-
верхность планет для длительной ра-
боты, часто попутно с доставкой дру-
гого оборудования или экспедиции; и
это будет таким же обычным для че-
ловека делом, как запуск метеошаров
или размещение приборов-датчиков во
льдах, морях и на горах нашей Земли.
ЧАСТЬ ПЕРВАЯ
Перспективы
научных исследований
с помощью
автоматических планетных
станций
Планетные станции, оборудованные
необходимой аппаратурой, представля-
ют собой перспективные средства ре-
шения разнообразных научно-техниче-
ских задач. Прежде всего, такие стан-
ции целесообразно использовать для
автоматических исследований явлений,
свойственных самим планетам, на ко-
торых станции размещаются, т. е. для
изучения планет. Помимо планетных
исследований, с помощью станций воз-
можно изучать внешние процессы и
явления, которые оказываются недо-
ступными или искаженными при наблю-
дениях с Земли.
Планетные станции, особенно с
большим сроком службы, могут вы-
полнять ряд служебных функций, на-
пример роль маяков-ориентиров для
систем космической навигации. Стан-
ции с большим сроком службы пред-
ставляют единственную возможность
обнаружения медленных или редких
процессов (биологических, сейсмичес-
ких и др.).
Автоматические станции могут слу-
жить базой для испытаний материалов,
механизмов и организмов в условиях
чужих планет.
Научные исследования могут прово-
диться как с помощью единственной
планетной станции, так и совместно
планетной и наземной станциями или
несколькими планетными, или планет-
ной и космической станциями. Одно-
временное использование нескольких
станций позволяет значительно расши-
рить круг экспериментов, проводить
исследования в разных точках поверх-
ности или пространства и использовать
интерферометрические методы измере-
ний.
Методы исследований с помощью пла-
нетных станций иногда удобно клас-
сифицировать на пассивные и актив-
ные. Пассивные методы основаны на
измерениях параметров естественных
явлений с помощью датчиков-прием-
ников. Активные методы чаще всего
базируются на измерении изменений
параметров искусственно возбуждаемо-
го процесса, например радиоизлучения,
под воздействием изучаемого явления.
Активные методы исследований сулят
наилучшую перспективу в случае ис-
пользования двух или нескольких вза-
имодействующих станций.
Рассмотрим более подробно круг за-
дач автоматических станций в случае
размещения их на Луне (рис. 4). Как
уже упоминалось во введении, Луна
представляет собой очень удобный
плацдарм для космических исследова-
ний: во-первых, она почти полностью
лишена атмосферы и магнитного поля;
во-вторых, «умеренное» расстояние ме-
жду Луной и Землей позволяет об-
мениваться информацией с помощью
сравнительно несложных технических
средств.
12
Перспективы научных исследований с помощью АПС
ГЛАВА 1
Изучение
Луны и планет
Несмотря на большой объем исследо-
ваний. выполненных советскими лун-
никами, а также американскими кос-
мическими аппаратами, многие явле-
ния остаются неясными, что требует
дальнейших экспериментов.
1.1.	Изучение сейсмической активности.
Эти исследования уже ведутся непо-
средственным методом — путем разме-
щения сейсмографов на поверхности
Луны. Для определения интенсивности
и частоты лунотрясений необходимы
длительные измерения, т. е. лунная
станция должна иметь большой срок
жизни. Особенно интересно размеще-
ние в разных точках Луны одновремен-
но нескольких таких станций. При этом
удается установить, например, как рас-
пределяется сейсмическая активность
по отдельным районам, какова взаимо-
связь между лунотрясениями и мете-
орными потоками и другими явлениями.
Сейсмическая активность—один из кри-
териев установления возраста и внут-
ренней структуры планеты. Подобные
станции могут использоваться для ре-
гистрации падения метеорных тел, от-
работанных ступеней ракет-носителей
и других соударений. В ряде случаев
могут оказаться полезными и актив-
ные методы сейсмических исследова-
ний, когда возмущение (удар, взрыв)
будет вызываться искусственным путем.
Рис. 4. Диаграмма участия планетных станции в кос-
мических исследованиях
В этом случае необходимы по крайней
мере две станции, причем пассивная
станция, помимо сейсмографа, должна
содержать, конечно, системы передачи
данных энергопитания и обеспечения
теплового режима.
1.2.	Уточнение фигуры и законов дви-
жения Луны.
Наземные астрономические наблюдения
уже давно установили явление «по-
качивания» (либрацию) Луны в про-
цессе ее движения вокруг Земли и соб-
ственного вращения. Было установле-
но, что либрация вызвана силами тяго-
тения Земли, старающимися «развер-
нуть» Луну ее большой осью в направ-
лении центра Земли. Поэтому наблюдае-
мые с Земли лунные предметы смеща-
ются относительно края диска Луны,
что мешает точно установить фигуру
Луны и законы либрации. Задача мо-
жет быть решена размещением не-
скольких (трех-четырех) радио- или
оптических ориентиров возможно бли-
же к краям диска Луны (рис. 5).
В качестве оптических ориентиров
могут быть использованы лазерные от-
ражатели. В этом случае лунные стан-
ции должны обеспечить защиту отра-
жателей от температурных перепадов
и метеорной опасности. Такая станция-
прибор может функционировать вооб-
ще без потребления электроэнергии.
Наличие подобных ориентиров облег-
чит «привязку» предметов к карте Лу-
ны [5].
14
Перспективы научных исследований с помощью АПС
Американские космонавты достави-
ли на поверхность Луны и установили
на ней лазерный отражатель, который,
правда, находится в центральной части
диска Луны, в месте посадки корабля
«Аполлон»,
Другие, французские, отражатели
были установлены на борту аппаратов
«Луноход-1» и «Луноход-2», которые
были доставлены на поверхность Лу-
ны советскими автоматическими стан-
циями.
Рис. 5. Вариант размещения станций для уточнения
законов либрации Луны
1.3.	Опыты по обнаружению ионо-
сферы.
Луна лишена атмосферы. Однако вза-
имодействие солнечного ветра с поверх-
ностью Луны, вторичные эффекты бес-
прерывной метеорной бомбардировки
и, наконец, сравнительно близкое со-
седство газящей Земли могут созда-
вать над поверхностью Луны неплот-
ную и, вероятно, нерегулярную среду,
содержащую, в частности, заряженные
частицы. Иными словами, не исклю-
чена возможность существования лун-
ной ионосферы. Сейчас установлено,
что концентрация электронов в такой
ионосфере вряд ли может превышать
103—104 в одном кубическом санти-
метре. Тем не менее, не убедившись
в наличии или отсутствии ионосферы,
нельзя доверять, например, результа-
там измерения электрических парамет-
ров Луны, нельзя правильно проекти-
ровать лунные радиолинии связи на
создаваемых станциях.
Автоматические лунные станции, обо-
рудованные необходимыми приборами,
могут решить задачу обнаружения ио-
носферы и определения ее характе-
ристик в районе расположения стан-
ции. При этом нужно провести изме-
рения, позволяющие учесть влияние
Солнца, т. е. измерения следует прово-
дить при различных фазах Луны, и уло-
вить возможные вариации ионосферы
(например, из-за эмиссии газов с по-
верхности), т. е. измерения желатель-
но проводить в разных точках поверх-
ности. Осуществление измерений тре-
бует длительных сроков жизни станций.
Результативным методом изучения
ионосферы является проверенный в ус-
ловиях Земли, Венеры и Марса метод
радиопросвечивания двумя или не-
сколькими разнесенными по частоте,
но когерентными колебаниями с борта
КА.
При исследовании лунной ионо-
сферы этот метод также может быть
применен, но с той разницей, что при-
емники (или передатчики) этих коле-
баний должны располагаться не на
Земле, а на лунной станции. Таким
образом, эксперимент требует по край-
ней мере двух взаимодействующих стан-
ций — планетной и космической (на-
пример, спутник Луны). В этом слу-
чае измерениям не будет мешать мощ-
ный и неустойчивый фон в виде земной
ионосферы.
Изучение Луны и планет
15
1.4.	Определение электрических и аку-
стических характеристик Луны.
Детальное исследование на Земле лун-
ных проб, доставляемых с Луны, не поз-
воляет сделать выводов об интеграль-
ных характеристиках лунного материа-
ла, особенно глубинного, в естествен-
ных условиях.
Под электрическими характеристика-
ми подразумеваются электрическая
проводимость о, диэлектрическая посто-
янная е и магнитная проницаемость р;
под акустическими — скорость распро-
странения звука и звуковая прово-
димость. Помимо большого значения
знания этих параметров для выполне-
ния прикладных задач, например за-
дач связи, эти сведения необходимы
для изучения структуры и физико-хи-
мического состава поверхностных и глу-
бинных слоев Луны.
Косвенные методы измерения элек-
трических параметров, основанные на
земных радиоастрономических и радио-
локационных наблюдениях, позволили
получить усредненные значения а =
= 10“3 н- 10“® ом~1-м~1 и е = 2 -н 5
на радиочастотах метрового и более
короткого диапазонов волн, доступных
для наземных наблюдений. Эти вели-
чины соответствуют внешним слоям
грунта, так как для глубинных изме-
рений требуются более длинноволновые
колебания. Что касается магнитной
проницаемости, которая может менять-
ся по объему планеты, и акустических
характеристик, то их наиболее надеж-
но можно измерять при непосредствен-
ном контакте с грунтом, т. е. с помощью
планетных станций. Для осуществле-
ния прямых электрических и акусти-
ческих измерений требуются по край-
ней мере две станции — возбуждающая
и приемная.
Частотная и косвенно глубинная за-
висимости электрических параметров
Луны должны измеряться в частотном
диапазоне от нуля до нескольких ме-
гагерц, так как именно в этом диапазо-
не частот нельзя или трудно осущест-
вить измерения с Земли или с борта
КА. Измерения на постоянном токе
и низких частотах требуют непосред-
ственного хорошего контакта приборов
с лунным грунтом. Причем низкая про-
водимость грунта затрудняет измерения
на больших протяженностях, так как
технически трудно возбудить интенсив-
ные электрические и магнитные поля.
Вероятно, для этих измерений удастся
разнести станции лишь на сотни метров.
При измерениях на низких радиоча-
стотах, наоборот, во избежание влия-
ния прямой волны потребуется раз-
нести станции за горизонт друг от дру-
га, т. е. на расстояние 2—20 км.
У Луны не обнаружено значительно-
го магнитного поля. Однако вовсе не
исключено наличие в недрах Луны
ферромагнитных материалов, обнару-
жение которых способствовало бы изу-
чению внутренней структуры Луны.
Кроме того, магнитные измерения, про-
водимые одновременно в нескольких
разнесенных точках лунной поверх-
ности, могли бы дать сведения о взаи-
модействии межпланетного магнитного
поля с Луной. Для этих эксперимен-
тов требуется, чтобы лунная станция
была магниточистой, т. е. не содер-
жащей магнитных материалов, способ-
ных исказить слабые магнитные поля.
Видимо, такая станция должна пред-
ставлять собой малую немагнитную
капсулу, удаленную от большой массы
ракетных посадочных платформ [6].
1.5.	Определение теплофизических ха-
рактеристик грунта и измерение теп-
ловых потоков.
Изучение радиотеплового излучения
Луны наземными средствами позволило
определить средние значения темпера-
туры поверхности и поверхностных сло-
ев грунта, а также скорость ее измене-
ния при разной освещенности Солнцем.
Были рассчитаны примерные значения
теплопроводности [около 10~4 кал/(см-
•сек•град)] и теплоемкости [примерно
0,2 кал/(г-град)] этого слоя.
16	Перспективы научных исследований с помощью АПС
Теплофизические параметры отдель-
ных образцов лунного грунта были из-
мерены и в лабораторных условиях.
Здесь имеются в виду образцы, до-
ставленные американскими космонав-
тами. Однако параметры изолирован-
ных от своей среды образцов грунта
могут отличаться от того, что есть на
самом деле в лунных условиях. Пря-
мые измерения теплофизических харак-
теристик существенно конкретизирова-
ли бы свойства грунта в районе раз-
мещения станции, позволили бы снять
достоверные температурные зависимо-
сти по глубине грунта, во времени, а
также в разных точках поверхности [7].
Важной задачей является измере-
ние интенсивности тепловых потоков
из недр Луны. Помимо сведений о Лу-
пе, эти измерения дадут фактические
данные для решения прикладных за-
дач, например для построения систем
поддержания теплового режима самих
станций. Станции для «тепловых» ис-
следований должны быть оборудованы
тепловыми зондами, термометрами и
измерителями тепловых потоков. Для
измерения суточных и более длитель-
ных вариаций тепловых процессов стан-
ции должны обладать большим сро-
ком жизни.
ГЛАВА 2
Астрофизические
исследования
Размещение астрономических инстру-
ментов и измерительных приборов на
поверхности Луны неограниченно раз-
двигает для исследователей частотное
окно, которое из-за атмосферы на Зем-
ле представляет собой лишь просветы
в оптическом (примерно от 2000 А до
2 мк) и радиодиапазоне (примерно от
1 см до 30 м) волн. Отсутствие атмос-
феры устраняет размытие, дрожание
изображения наблюдаемых объектов,
что позволяет повысить точность и раз-
решающую способность угловых изме-
рений [8]. Становятся доступными для
наблюдений менее яркие источники, так
как устраняются поглощение и светя-
щийся атмосферный фон.
Отсутствие атмосферной и магнит-
ной преград позволяет обнаружить и
изучить межпланетные электромагнит-
ные и корпускулярные потоки, которые
или не доходят до Земли,или искажаются
при наземных наблюдениях. Правда,
эти и другие перспективы в значитель-
ной мере относятся и к наблюдениям
с борта КА, в частности с борта ИСЗ.
2.1.	Наблюдения за Землей. |
Наблюдения за Землей и ее облачным
покровом с помощью аппаратуры ИСЗ
дают важные сведения для метеороло-
гической, геодезической, изыскатель-
ской и других служб. Однако в каждый
момент времени спутник «видит» лишь
участок поверхности; так, с высоты
200 км видно лишь около 3% полусфе-
ры Земли. При этом не захватывают-
ся околоземные явления и в общем не
удается изучать Землю глобально как
планету на фоне внешних, прежде все-
го солнечных, явлений. Наблюдения
«со стороны» открывают возможность
детального изучения облачного, газо-
вого и пылевого окружения Земли и
явлений взаимодействия с Солнцем.
Лунная станция «видит» сразу почти
полусферу Земли, причем направление
на Землю остается приблизительно по-
стоянным. Это обстоятельство позво-
ляет сравнительно несложным автома-
тическим путем ориентировать приборы
станции в направлении на Землю. Угло-
вой размер Земли, наблюдаемой с Лу-
ны, составляет около 2°, либрация Лу-
ны вызывает отклонение направления
на Землю примерно еще на +5°. Та-
ким образом, неподвижный (не следя-
щий) лунный инструмент должен иметь
угол зрения не менее 12°. Возможна
реализация следящего или сканиру-
ющего инструмента с разрешающей спо-
собностью в несколько угловых секунд.
Автоматизация исследований может
вестись по двум направлениям. Во-
первых, путем получения оптических,
тепловых, радио- и других изображе-
ний и передачи их по линии связи на
Землю. И, во-вторых, путем непосред-
ственного проведения измерений от-
дельных параметров изучаемых про-
цессов с последующей передачей ре-
зультатов измерений.
Возможно, например, фотографиро-
вание Земли в нужном участке спектра
2 Автоматические планетные станции
18
Перспективы научных исследований с помощью АПС
с выбранными интервалами времени,
а затем передача фотографий на Землю
в медленном темпе по узкополосному
каналу связи. В результате изучения
фотографий на Земле извлекается не-
обходимая информация. Измерение же
размеров пылевых частиц в околозем-
ном пространстве целесообразно про-
водить путем спектрального анализа
рассеянного этими частицами света.
Автоматическая лунная станция осо-
бенно подходит для регистрации срав-
Рис. 6. Схема интерферометра
нительно редких процессов на Земле
или в околоземном пространстве. В
этом случае аппаратура находится в ре-
жиме ожидания, а канал связи загру-
жается лишь в случае регистрации
искомых процессов. Результативность
наблюдений за Землей с помощью лун-
ных станций будет во многом опреде-
ляться возможностями передачи инфор-
мации на Землю. Не исключено, что
доставка на Землю большого объема
данных будет целесообразна и с по-
мощью навещающих Луну космонав-
тов [9].
2.2.	Наблюдения за Солнцем.
Солнце определяет наиболее важные
явления как на Земле, так и во всей
нашей планетной системе, поэтому ис-
следование процессов на Солнце и их
влияния на другие явления представ-
ляет собой одну из центральных науч-
ных и практических задач.
На Земле работают специальные
службы Солнца, запускаются ИСЗ для
наблюдения за Солнцем и прогнозиро-
вания солнечных явлений, проектиру-
ются солнечные зонды— КА для обле-
та Солнца, возможно ближе к нему.
Автоматические лунные станции так-
же могут внести существенный вклад
в изучение нашего светила. С помощью
лунных станций, например, возможно
изучение перехода, «врастания» сол-
нечной короны в межпланетную среду,
изучение Солнца при затмении его
Землей, регистрация солнечных вспы-
шек в недоступных для земных наблю-
дений диапазонах частот и интенсив-
ностей, изучение отдельных областей
на Солнце.
При наблюдениях с Луны видны
и звезды, находящиеся под близкими
к Солнцу углами, поэтому представ-
ляется удобной практическая провер-
ка положения теории относительности,
согласно которому луч звезды должен
отклоняться гравитационным полем
Солнца в его сторону. Длительность
такого опыта будет определяться лишь
временем «ухода» Солнца с наблюдае-
мого участка неба.
Представляются многообещающими
перспективы определения диаграмм из-
лучения солнечных очагов и установ-
ление связи между процессами в раз-
ных областях Солнца путем одновре-
менных наблюдений с лунной станции
и с борта одного или нескольких КА.
Такие измерения можно проводить в
Астрофизические исследования
19
любом диапазоне излучений, что обе-
щает больший успех в прогнозирова-
нии возникновения и развития про-
цессов на Солнце, существенно влия-
ющих на земные явления.
Оборудование лунной станции для
наблюдения за Солнцем должно будет
содержать астрофизические приборы
и устройства ориентации их на Солнце
и звезды.
2.3.	Обнаружение и изучение космиче-
ских тел малых размеров.
В последение годы радиоастрономы
открыли целый ряд звездных радио-
источников (пульсары, квазары) очень
малых размеров. Эти открытия во
многом обязаны большим наземным ра-
диотелескопам. Для увеличения угло-
вой разрешающей способности исполь-
зуют интерферометры — станции с дву-
мя приемными антеннами в каждой из
двух плоскостей. Разрешающая спо-
собность А0 интерферометра определя-
ется точностью измерения разности фаз
Аф (или времени распространения) из-
лучения источника, принятого разными
антеннами, а сама разность фаз зави-
сит от отношения длины базы d (рис. 6)
интерферометра к длине излучаемой
источником волны А:
Д0 = Аф — \ cos 0.
При наземных измерениях имеются
два ограничения. Во-первых, длина
базы не может быть более диаметра
Земли, что, например, при % = 20 см
ограничивает Д0 величиной 10“3—
—10“4 у гл. сек. Во-вторых, частота ис-
следуемых излучений фактически огра-
ничивается из-за влияния атмосферы
лишь верхним участком радиодиапа-
зона.
Размещение астрофизических стан-
ций на Луне может существенно умень-
шить оба этих ограничения. Так, в ра-
диодиапазоне возможно сооружение ин-
терферометра с базой Земля — Луна,
длина которой будет более чем в 30 раз
превышать максимально возможную
земную базу. Правда, в этом случае
лунная станция должна быть снабже-
на антенной большого размера для по-
вышения чувствительности к уров-
ню принимаемых излучений, что сопря-
жено с большими техническими труд-
ностями.
Небольшие лунные станции могут ус-
пешно выполнять функции интерферо-
метра в миллиметровом, субмиллимет-
ровом и более коротковолновом участ-
ках спектра электромагнитного излу-
чения. В этом случае приемники из-
лучений могут быть умеренных разме-
ров, а длина базы составлять от не-
скольких десятков или сотен метров
до нескольких десятков километров.
Такой интерферометр, содержащий две-
три лунные станции, будет иметь одно
очень существенное преимущество перед
интерферометром, состоящим из не-
скольких летающих космических стан-
ций (например, ИСЗ), так как отпадет
проблема выдерживания стабильной
длины базы. Для космических станций
стабильность длины базы требует на-
личия средств точного измерения пара-
метров движения станций и органов
коррекции их движения.
Автоматические лунные станции для
интерферометрических измерений долж-
ны иметь одинаковые системы отсчета
направлений и устройства простран-
ственной ориентации приборов наблю-
дения. Для обработки принимаемых
сигналов желательна синхронизация
электронного оборудования станций.
2*
ГЛАВА. 3
Научно-технические
и технологические задачи
планетных станций
Успех проведения научных исследова-
ний планетными станциями прежде все-
го зависит от надежности всех систем
станции: обеспечения теплового режи-
ма, энергопитания, связи с Землей,
ориентации приборов станции. Важен
и сам процесс доставки станции на пла-
нету. Решение этих проблем требует
проведения своих специфичных иссле-
дований и испытаний в условиях пла-
нет, а также создания автоматических
станций обеспечения.
3.1.	Навигация и связь.
Оснащение исследовательских планет-
ных баз, состоящих из нескольких дли-
тельно действующих автоматических
станций, сопряжено с необходимостью
прибытия ракет в определенный район
планеты. Посадка пилотируемых кораб-
лей также должна осуществляться в стро-
го выбранном месте. На Земле подобная
навигационная задача прежде всего вы-
полняется с помощью сети радиомаяков,
в частности с помощью аэродромных
приводных маяков.
Аналогичная функция может выпол-
няться сравнительно несложной пла-
нетной станцией, главным требованием
к которой должен быть большой срок
жизни. Для посадки на Луну такой
радио- или световой маяк будет исполь-
зоваться наряду со звездными ориен-
тирами, а космонавтами — наряду и с
визуальными наблюдениями. Зато на
Венере, окутанной облаками, радио-
маяк, «привязанный» к координатам
с помощью наземных и космических
станций, может оказаться единствен-
ным надежным ориентиром для навига-
ционных измерений. Помимо задач под-
лета и посадки станций на поверх-
ность планет, станция-маяк необходима
и для навигации по поверхности. Та-
кие системы разрабатываются для Лу-
ны и проектируются для Марса.
Необычный состав атмосферы или
отсутствие атмосферы вообще, отсутст-
вие магнитного поля планеты или его
аномалии требуют совсем нового под-
хода к решению проблем связи и нави-
гации. Даже для Луны проблема за-
горизонтной связи между станциями не
решена. Предложено много вариантов:
и с ретрансляцией через наземную
станцию, и через спутник Луны, и че-
рез цепочку лунных УКВ-ретрансля-
торов, которые могут быть установле-
ны космонавтами, и по проводам.
Не вызывает сомнений вариант рет-
рансляции через наземную станцию, од-
нако он оказывается непригодным, если
речь идет об исследованиях обратной
стороны Луны, которые безопаснее все-
го проводить автоматическими средства-
ми. Заманчивой, особенно для узкопо-
лосных систем, кажется радиосвязь с
помощью сравнительно длинных волн,
способных огибать препятствия [10].
В случае размещения на планете не-
скольких исследовательских станций
может оказаться нецелесообразным или
невозможным осуществление непосред-
ственной связи каждой из них с Землей.
Научно-технические и технологические задачи планетных станций
21
Результаты измерений или наблюдений
этих станций могут в медленном темпе
передаваться по упомянутым выше уз-
кополосным каналам местной связи
на служебную станцию сбора информа-
ции. Последняя же оборудуется сред-
ствами дальней связи, включая и на-
правленную в сторону Земли антенну,
и передает в установленное програм-
мой время или по командам всю на-
копленную информацию. Таким обра-
зом, состав аппаратуры исследователь-
ских станций определяется в основном
научными приборами, а состав слу-
жебной станции — оборудованием сбо-
ра информации и связи с Землей.
3.2.	Испытание материалов и механиз-
мов.
Разработка принципов и практическое
создание основных систем обеспечения
работы планетных станций требуют про-
верки характеристик и свойств исполь-
зуемых конструктивных материалов,
покрытий, смазок, механизмов, всяко-
го рода чувствительных элементов на-
учных приборов, радиоэлектронных
узлов и т. п. в обстановке действия ком-
плекса космических условий. Во вто-
рой и третьей частях книги приво-
дятся некоторые фактические или
расчетные данные о воздействии косми-
ческой среды.
В настоящее время при наземных ис-
пытаниях успешно имитируются мно-
гие из космических условий: вакуум,
температурный режим, механические
нагрузки на активных участках движе-
ния космического аппарата, частично—
солнечная и космическая радиации.
Значительно труднее воспроизвести
корпускулярные потоки, силы грави-
тации, состав атмосферы и, самое глав-
ное, одновременно весь комплекс ус-
ловий на чужой планете.
Когда американские космонавты при-
были на Луну и обнаружили достав-
ленную туда годом раньше автомати-
ческую станцию «Сервейер», то их по-
разил внешний вид станции, которая
«загорела», изменилась в цвете в ре-
зультате суммарного воздействия лун-
ных условий, в том числе из-за соу-
дарений с метеорными телами, выз-
вавших эрозию материалов конструк-
ции станции. Все это говорит о необ-
ходимости проведения ряда испытаний
материалов, механизмов, элементов в
реальных условиях планет. Это осо-
бенно важно для надежного проекти-
рования длительно действующих авто-
матических станций и, в конечном сче-
те, для достоверности исследований,
проводимых с помощью таких станций.
Автоматические планетные станции
как раз и могут служить базой для
этих испытаний. Причем представля-
ется удобным создавать не только круп-
ные, комплексные станции, но и неболь-
шие специализированные для проведе-
ния одного или нескольких совмест-
ных испытаний. В этом случае конст-
рукция и состав станции могут быть
выбраны с учетом отсутствия помех
данному эксперименту.
К числу все еще необходимых испы-
таний в условиях планет, например,
относятся:
—	изучение изменения характери-
стик поглощения и отражения различ-
ных материалов и покрытий;
—	изучение изменения эффектив-
ности солнечных батарей и других ис-
точников питания и способов их ста-
билизации;
—	исследование движущихся (вра-
щающихся) механизмов;
—	исследование прочностных, упру-
гих, изоляционных и других свойств
материалов;
—	проверка сохранности герметич-
ности закрытых элементов и приборов;
—	исследование надувных, напряга-
ющихся, затвердевающих и других кон-
струкций;
—	проверка устройств хранения и
перекачивания газов и жидкостей;
— проверка свойств оптических, по-
лупроводниковых, магнитных и других
элементов.
22
Перспективы научных исследований с помощью АПС
3.3.	Изыскание природных ресурсов
для работы планетных станций.
Рассматривая задачи автоматических
станций в изучении самих планет, мы
не обсуждали исследования хими-
ческого и физического составов и
свойств планетных пород, хотя полу-
чение этих сведений — фундаменталь-
ная научная задача. Дело в том, что
физико-химический анализ пород, так
же как и анализ атмосферы планет,
представляет собой неотъемлемую часть
любых планетных исследований, и его
часто целесообразно проводить даже
с помощью кратковременно действу-
ющих станций. Однако длительность
проведения анализов и время, необхо-
димое для передачи сведений на Землю,
требуют проектирования автоматичес-
ких планетных станций с большим сро-
ком жизни.
Для физико-химических исследова-
ний автоматические станции оборуду-
ются масс-спектрометрами, газовыми
хроматографами, приборами для ней-
тронного анализа и другими микрола-
бораториями; при этом станции снабжа-
ются пробоотборниками, бурами, зон-
дами.
Помимо чисто научного значения,
такие эксперименты необходимы для
выяснения возможностей использования
планетных ресурсов для работы систем
станций. Например, ниже при рассмо-
трении источников энергопитания стан-
ций будет показано, что наибольшей эф-
фективностью обладают так называемые
топливные элементы, для действия ко-
торых необходимы топливо (например,
водород или окись углерода) и окисли-
тель (например, кислород). Естествен-
но, что для длительной работы стан-
ции невозможно доставить с Земли не-
обходимое количество этих веществ. Их
надо искать на планете и учиться из-
влекать в нужном виде.
Таким образом, планетные станции
будущего будут содержать оборудование
для переработки и использования мест-
ных ресурсов.
3.4.	Проверка условий для жизни и
поиск ее форм.
Эти задачи тесно связаны, хотя могут
иметь совсем разное значение. На-
пример, проверка условий для жизни
необходима для подготовки деятель-
ности космонавтов на планетах. При
этом разведчиками могут быть организ-
мы, доставленные с Земли. Важен по-
иск воды, проверка способов выращи-
вания растений. Но сама планета мо-
жет оказаться и мертвой.
В случае поиска инопланетной жиз-
ни станции должны провести комплекс
биологических исследований, которые
осложняются необходимостью автома-
тизировать проведение сложных ана-
лизов и процессов стимулирования
жизни.
В настоящее время в качестве кри-
терия жизни чаще всего принимают со-
вокупность или одно из следующих ус-
ловий: признаки обмена веществ, приз-
наки роста и определенный химический
состав.
Разрабатывается также соответствую-
щая аппаратура. Например, амери-
канский проект [11] автоматической
биологической лаборатории, общий вид
которой изображен на рис. 7, преду-
сматривает включение в состав стан-
ции камеры с питательной средой для
микроорганизмов, пробоотборников,
анализаторов роста, хромотографа, ана-
лизатора спектра и других прибо-
ров.
Трудно предполагать, чтобы образ-
цы природных образований других пла-
нет доставлялись на Землю в утили-
тарных целях. Они нужны сейчас лишь
для научных исследований. Однако
использование атмосферы, рельефа
местности и сравнительно неглубоко
залегающих образований для жизне-
обеспечения планетных станций пред-
ставляется целесообразным.
Рис. 7. Американская автоматическая станция био-
логических исследований на Марсе (проект)
Научно-технические и технологические задачи планетных станции »
23
ГЛАВА 4
Краткие сведения
об условиях
на поверхности планет
Проектирование станций и приборов,
предназначенных для выполнения иссле-
довательских работ в условиях других
планет, в значительной мере отличает-
ся от аналогичной задачи для земных
и околоземных станций как из-за нео-
бычности этих условий, так иногда и
из-за больших трудностей приспособле-
ний к ним.
Инопланетные условия учитываются
при разработке конструкции АПС, в
частности при расчете прочности, пло-
щади соприкосновения с поверхностью,
метеорной защиты, при выборе и про-
ектировании систем обеспечения жела-
тельного теплового режима станции,
при выборе и расчете радиолинии свя-
зи и средств ориентации, при разработ-
ке методики и приборов для проведе-
ния научных экспериментов.
Трудности проектирования усугуб-
ляются тем, что условия на поверх-
ности планет значительно отличаются
от условий космического пространства,
преодолеваемого во время полета к
планете. Кроме того, даже зная пла-
нетные условия, часто оказывается про-
блемой имитация их в наземных и ла-
бораторных условиях. Если условия
на поверхности Луны в значительной
мере проверены непосредственным спо-
собом, то условия на поверхности, на-
пример, Марса и Венеры до сих пор
определяются только при целом ряде
предположений. Рассмотрим коротко
имеющиеся сведения об условиях на
планетах.
4.1. Общие характеристики.
Луна. Плотность грунта на отдель-
ных участках поверхности составляет
2—3,5 г/см3, а плотность тонкого
поверхностного слоя 0,8—1,6 г!см3.
Прочность грунта не создает каких-ли-
бо неожиданностей для посадки и раз-
мещения АПС. Значительно неприят-
нее рельеф поверхности: кратеры, уще-
лья, горы и камни разной величины.
Поскольку для высадки АПС необхо-
димы ровные однородные участки по-
верхности, то поиск таких площадок
требует оперативного телевизионного
или визуального (в случае пилотиру-
емых кораблей) обзора поверхности
и быстрого принятия решения, что
весьма затруднительно при управлении
посадочным аппаратом с Земли.
Ускорение силы тяжести на Луне
составляет в среднем 1,62 м!сек2, хотя
наблюдаются и явные неоднородности
гравитационного поля. Среднее рассто-
ние от Земли до Луны около 384»
•103 км. Период вращения вокруг оси
27,3 сут. Давление у поверхности
из-за отсутствия атмосферы почти ну-
левое: 10“12—10~13 мм рт. ст.
Марс. Прямых измерений на поверхности
не проводилось. Расчеты, измерения
с Земли и с борта автоматических меж-
планетных станций и сопоставления
дают следующие цифры: плотность по-
верхностного слоя 1—2 г!см3, атмо-
сферное давление у поверхности 5—
15 мбар, характер поверхности на-
поминает лунный.
Краткие сведения об условиях на поверхности планет
25
Средняя величина ускорения силы
тяжести на поверхности 3,72 м/сек2. Пе-
риод вращения вокруг оси около 24,5 час.
На Марсе могут быть сильные ветры (со
скоростью до десятков метров в секун-
ду), вызывающие пыльные бури. Это
обстоятельство должно учитываться при
расчете устойчивости марсианских АПС.
Минимальное (в противостоянии) рас-
стояние от Земли до Марса составляет
от 55,7 до 101,2 млн. км. Однако даль-
ность радиолинии связи рассчитывается
на менее благоприятные условия и бе-
рется около 250—300 млн. км.
Венера. Несмотря на интенсивные иссле-
дования Венеры с помощью космических
станций и наземных средств, мы еще не
имеем достоверных сведений об ее по-
верхности и об отдельных характери-
стиках атмосферы. Атмосферное дав-
ление у поверхности Веперы составляет
около 100 атм. Это первая трудность
на пути создания АПС для работы на
поверхности Венеры. Плотность поверх-
ностного слоя достоверно неизвестна,
средняя плотность составляет около
5 г/см2. Возможны ветры со скоростью
до десятков метров в секунду. Ускоре-
ние силы тяжести на экваторе 8,8 м/сек2.
Расстояние между Землей и Венерой
меняется от 38 до 261 млн. км. Период
вращения Венеры вокруг оси состав-
ляет 243 сут., причем направление
вращения противоположно земному.
4.2. Тепловые и оптические характери-
стики.
Луна. Температура поверхности на эк-
ваторе меняется от +(120 — 130)° С днем
до —150° С ночью. На других широтах
эти колебания меньше. Из-за малой
теплопроводности поверхностных пород
колебания температуры резко умень-
шаются и с глубиной. Максимальный
поток солнечной энергии на поверх-
ности Луны достигает примерно
0,14 вт/см2. Отражательная способность
лунной поверхности (альбедо) по види-
мому с Земли лунному диску в среднем
составляет 0,07, хотя на краях отдель-
ных кратеров достигает 0,4. Коэффи-
циент теплового излучения лунной по-
верхности лежит, видимо, в пределах
0,96—0,99. Таким образом, температур-
ные условия накладывают жесткие тре-
бования на проектирование лунной
АПС, а оптические условия благоприят-
ствуют развертыванию на Луне астро-
номических исследований.
Марс. Температура поверхности меня-
ется сезонно и в течение суток и на
экваторе колеблется от —100 до
+20° С. Солнечная постоянная около
0,06 вт/см2. Среднее значение альбедо
Марса 0,15.
Венера. Температура поверхности Ве-
неры по экстраполированным данным
может достигать 500—600° С. В при-
полярных областях температура ниже
— около 300° С. Плотная атмосфера с
пока еще достоверно неизвестным аг-
регатным (фазовым) составом может
значительно поглощать свет, поэтому
неизвестны и условия освещенности на
поверхности1. Эта неопределенность за-
трудняет решение таких задач, как по-
лучение фотографических изображений
поверхности, расчет эффективности сол-
нечных батарей для электропитания
аппаратуры, выбор способов ориента-
ции инструментов АПС и др. Знание
средней величины альбедо планеты
(около 0,76) мало что говорит о харак-
теристиках отражения твердой поверх-
ности.
Требует дальнейшего уточнения теп-
ловой баланс планеты и природа вы-
соких температур. При проектировании
АПС эти сведения нужны, в частности,
для правильного выбора системы обес-
печения теплового режима станции.
Солнечная постоянная вблизи Венеры
около 0,27 вт/см2.
1 АПС «Венера-8» провела измерения темпе-
ратуры и освещенности па поверхности.
Ожидаемое значение температуры подтвер-
дилось. Было установлено, что солнечный
свет, ослабляясь, все же достигает поверх-
ности Венеры.
26
Перспективы научных исследований с помощью АПС
4. 3.Условия радиосвязи и ориентации.
Условия радиосвязи определяются глав-
ным образом наличием или отсутст-
вием ионосферы, электрическими ха-
рактеристиками почвы (диэлектриче-
ской постоянной и проводимостью), по-
глощением в атмосфере, характером
рельефа планеты. Нас интересуют как
условия связи по радиолинии АПС —
Земля, так и между несколькими АПС,
находящимися на поверхности.
Луна. Радиосвязь АПС, находящейся
на видимой стороне Луны, с Землей ог-
раничивается лишь земной атмосферой.
Поэтому радиолинии АПС — Земля ус-
пешно функционируют в метровом, де-
циметровом и сантиметровом диапазо-
нах радиоволн. Связь возможна и в
более коротковолновом диапазоне, для
которого в атмосфере Земли имеются
«окна прозрачности».
Возможности радиосвязи между дву-
мя или несколькими АПС, находящими-
ся на поверхности Луны, лимитируют-
ся следующими обстоятельствами. Во-
первых, из-за практического отсутст-
вия ионосферы невозможна связь на
коротких волнах за счет отражения от
ионосферы, как это делается на Земле.
Во-вторых, малый радиус Луны (боль-
шая кривизна) значительно сокращает
по сравнению с Землей дистанции пря-
мой видимости, в пределах которых
успешно реализуется радиосвязь с
помощью УКВ- и СВЧ-колебаний. По-
этому, как отмечалось в предыдущей
главе, принципиально возможно ис-
пользовать следующие способы радио-
связи на Луне на большие расстояния:
ретрансляция через специально соору-
женные на Луне УКВ-ретрансляторы,
использование длинных волн, способных
огибать препятствия, ретрансляция че-
рез наземную станцию (если связываю-
щиеся АПС видны с Земли) и, наконец,
искусственные спутники Луны. Видимо,
наиболее реальна связь через наземную
станцию и с помощью длинных волн.
Ориентацию инструментов АПС на
Луне проще всего производить по
звездам с помощью астродатчиков. Та-
ким образом, проблемы радиосвязи и
ориентации на Луне носят в основном
технический характер, хотя, например,
электрические параметры Луны и ну-
ждаются в уточнении.
Марс. Эксперименты с радиозатмени-
ем, проведенные с помощью АПС, уста-
новили наличие марсианской ионосфе-
ры с максимумом электронной концен-
трации около 105 в одном кубическом
сантиметре на высоте 130 км на дневной
стороне. Поэтому, в отличие от лунных
условий, принципиально возможно
осуществлять радиосвязь между отда-
ленными точками на Марсе с помощью
коротких радиоволн, по крайней мере
днем. Реальны и другие методы.
Связь с Землей может поддерживать-
ся уже проверенными способами: не-
посредственно на радиоволнах СВЧ-
и даже УКВ-диапазона или с ретран-
сляцией через искусственный спут-
ник Марса, оборудованный необходимой
аппаратурой. Главная задача—кон-
центрация передаваемых сигналов в на-
правлении на Землю.
Основной метод ориентации —
звездный, хотя трудности с неоднознач-
ным определением нужного направле-
ния из-за мешающих ориентиров (звезд)
оставляют желательным проведение
ориентации в направлении на Землю
с помощью радиопеленгации излучений
наземного передатчика.
Венера. При проектировании системы
радиосвязи через атмосферу Венеры
надо учитывать следующие обстоятель-
ства [4, 10]. Из-за высокой плотности
атмосферы наблюдается сильное погло-
щение и рассеяние радиоволн, особенно
в сантиметровом и более коротком диа-
пазонах. Расчеты показывают, что при
давлении у поверхности 80—100 атпм
и содержании в атмосфере 97 % угле-
кислого газа и 0,1 % водяного пара пол-
ное вертикальное затухание для волн
длиной 10 см составит менее 1 дб, а для
волны длиной 1 см — уже более 40 дб.
Кроме того, у Венеры зарегистрирова-
Краткие сведения об условиях на поверхности планет
27
на ионосфера с максимумом электрон-
ной концентрации 104—105 в одном ку-
бическом сантиметре, которая ограни-
чивает снизу пригодный для связи с
Землей диапазон радиоволн.
Таким образом, связь венерианской
АПС с Землей наиболее надежна в де-
циметровом диапазоне радиоволн. Что
касается связи на поверхности Венеры,
то сейчас нет еще достаточных данных
для аргументированных рекомендаций,
хотя и не исключается возможность свя-
зи за счет отражения от ионизирован-
ных слоев атмосферы и с помощью
УКВ в пределах прямой видимости.
Ориентация АПС на поверхности
Венеры будет, вероятно, осуществлять-
ся по искусственному радиоизлучению
наземных станций или по естественно-
му радиоизлучению других космических
источников на дециметровых или не-
сколько более длинных волнах до тех
пор, пока мы не будем располагать
достоверными сведениями о видимости
звезд с поверхности Венеры.
4.4. Сравнение условий на поверхности
планет.
Рассмотренные выше условия на пла-
нетах, оказывающие существенное влия-
ние на проектирование и работу АПС,
представлены для сравнения в табл. 1;
там же приведены данные для Земли.
По сравнению с земными наиболее
ТРУДНЫ условия пребывания, ориента-
ции и связи на Венере. К тому же эти
условия требуют уточнений и подтвер-
ждений.
Луна опасна для АПС главным обра-
зом очень большим перепадом (до
280° С на экваторе) температур и отсут-
ствием атмосферной защиты от метеор-
ных тел и радиации. Зато здесь наибо-
лее благоприятны условия для астро-
ориентации приборов и связи с Землей,
осуществляемой с видимой стороны
Луны.
В случае размещения АПС на Марсе
становится проблемой проектирование
негромоздкой системы связи с Землей
из-за большой дистанции связи, хотя
принципиально уже сегодня могут
быть реализованы радиолинии связи
протяженностью и в миллиард километ-
ров. Разреженная атмосфера Марса за-
ставляет быть особенно внимательным
при оценке возможности электрических
пробоев в открытой электронной аппа-
ратуре.
Разные значения плотности атмосфер
планет, ускорения силы тяжести, проч-
ности грунта приводят к необходимости
использования и различных способов
доставки АПС на поверхность планет
и их размещения. Если уже практиче-
ски проверены некоторые из способов
Таблица 1
Давление ат- Планета	мосферы у поверхности, атм	Ускорение силы тяжести, м/сек2	Экстремаль- ные темпера- туры поверх- ности, °C	Солнечная постоянная, вт/см*	Альбедо	Максимальная электронная концентрация, электрон, см*
Земля	1,0	9,8	—70ч-+50	0,14	0,35	До 10е
Луна	Ю-^-г-Ю^з	1,62	—15O-2--J-13O	0,14	0,07	10-И О3 (ожидаемое)
Марс	(5-И 5) -10“3	3,72	—100-г- +20	0,06	0,15	До 10» днем
Венера	Около 100	8,8	Около +500	0,27	0,76	104-И05 днем
Примечание. Значения альбедо Земли и Венеры даны как средние			значения с учетом облачного покрова.		
28
Перспективы научных исследований с помощью АПС
доставки, то автоматическая расстанов-
ка нескольких станций на поверхности
планеты представляет собой новую ма-
ло опробованную задачу. Таким обра-
зом, принципы построения, конструк-
ция АПС, способы доставки и связи
с ними должны выбираться конкретно
для каждой планеты. Некоторые из
возможных решений этих проблем рас-
смотрены в последующих главах книги.
Литература к введению и первой части
1.	Космонавтика (маленькая энциклопедия). М.,
«Советская энциклопедия», 1970.
2.	Л. Д. Джаффе. Результаты последних исследо-
ваний Луны пилотируемыми и автоматически-
ми станциями. Труды XIII Конгресса КОСПАР,
1971, 1.
3.	В. В. Андреянов. Наступит день. Газета «Прав-
да» от 29.IX 1970 г.
4.	В. Н. Конашенок, К. Я. Кондратьев. Новое о
Венере и Марсе. М., Гидрометеоиздат, 1970.
5.	Ю. Л. Кокурин, В. Ф. Лобанов. О возможно-
сти изучения физической либрации Луны методом
оптической локации.— Космические исследова-
ния, 1968, 6, вып. 2.
6.	В. В. Андреянов. Автоматы в космосе. Газета
«Правда» от 23.V 1969 г.
7.	В. Д. Кротиков, В. С. Троицкий. О теплопро-
водности лунной породы по данным прецизион-
ных измерений радиозлучения Луны.— Астрон.
ж., 1963, 40, № 1.
8.	В. И. Мороз. Физика планет. М., «Наука»,
1967.
9.	К. А. Куликов. Первые космонавты на Луне.
М., «Наука», 1965.
10.	М. А. Колосов, Н. А. Арманд, О. И. Яковлев.
Распространение радиоволн при космической
связи. М., «Связь», 1968.
И. Spaceflight, 1967, № 7.
ЧАСТЬ ВТОРАЯ
Обеспечение
заданного теплового режима
автоматических планетных
станций
Любая программа ио исследованию кос-
мического пространства, основанная на
использовании автоматических косми-
ческих аппаратов (да и не только авто-
матических), может быть успешно вы-
полнена только в том случае, если все
элементы и системы КА будут действо-
вать безотказно.
Одним из важнейших условий выпол-
нения этого требования является под-
держание в строго заданных пределах
теплового состояния каждого из состав-
ных элементов КА в течение всего
времени его существования (полета).
Несоблюдение этого условия приво-
дит к ухудшению работы какого-либо
элемента и выходу его из строя.
Количественной мерой оценки тепло-
вого состояния КА является темпера-
тура его элементов (рис, 8), простран-
ственное распределение которой по все-
му объему КА образует его темпера-
турное поле. В дальнейшем под тем-
пературой КА Za понимается осреднен-
ная температура или КА в целом, или
отдельных его элементов.
Изменение температурного поля во
времени называется тепловым режи-
мом КА, а поддержание температуры
в пределах от минимально допустимой
(Та min) до максимально допустимой
(Т’а max) в течение всего времени полета—
обеспечением заданного теплового ре-
жима КА.
При анализе теплового состояния КА
траекторию его полета разбивают на
несколько этапов:
этап ИСЗ — полет КА по орбите
вокруг Земли, когда он является ее ис-
кусственным спутником;
этап ЗНТ — полет КА с орбиты ис-
кусственного спутника Земли на орби-
ту искусственного спутника небесного
тела;
этап ИСНТ — полет КА по орбите
вокруг небесного тела, когда он являет-
ся его искусственным спутником;
этап НТ — нахождение КА на по-
верхности небесного тела.
Например, при полете КА на Луну
или Марс эти этапы будут иметь соот-
ветственно следующие обозначения:
ИСЗ - ЗЛ - ИСЛ -Ли ИСЗ - зм-
ием -М.
Этапы полета между поверхностью
Земли или небесного тела и орбитами
вокруг них обычно мало влияют на теп-
ловой режим КА (кроме спускаемых
аппаратов) и поэтому здесь не рассмат-
риваются.
Обычно в полете КА последователь-
но подвергается тепловому воздейст-
вию окружающей среды, соответствую-
щей каждому этапу полета, а темпера-
тура его элементов определяется соот-
ношением между подводимой к нему
и отводимой от него тепловыми энерги-
ями. Теплоотвод от КА осуществляется
за счет теплового излучения его наруж-
ной поверхности и вследствие теплопро-
водности в местах контакта с окружаю-
щей средой. Теплоподвод к КА от окру-
жающей среды происходит по тем же
путям, что и теплоотвод.
30
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Разность между подведенной (<2к)
и отведенной (<2е) тепловыми энергиями
называется теплообменом КА с окру-
жающей средой (<?); в дальнейшем
эта разность будет называться также
проникающим тепловым потоком (<?п).
Проникающий тепловой поток Qn
считается положительным, если подво-
дится тепла больше, чем отводится
(Q* <20, и отрицательным, если теп-
ла отводится больше, чем подводится
«?к < <?£).
Нагрев (или охлаждение) КА может
происходить также за счет выделения
(или поглощения) тепловой энергии
внутри КА, которая называется внут-
ренним тепловыделением (Qt). Тепло,
например, выделяется при работе при-
боров, поглощается — при испарении
жидкости в испарителе и выбросе ее в
виде пара за пределы КА.
Внутреннее тепловыделение Q? счи-
тается положительным, если оно приво-
дит к возрастанию температуры Та, и
отрицательным, если уменьшает ее.
При анализе теплового состояния КА
невозможно следить за температурой
всех точек его температурного поля; по
этой причине выбирают несколько на-
иболее характерных точек, в которых
ожидаемая скорость изменения тем-
пературы наибольшая по сравнению со
всеми другими, а выход ее за допусти-
мые пределы приводит к нарушению
нормальной работы КА.
Если в начальный момент времени
температура в какой-либо точке КА
была Гао» то в дальнейшем она может
изменяться в полете примерно так, как
это показано на рис. 9.
Температура Та и скорость ее изме-
нения dTa/dx зависят от величины
внутреннего тепловыделения (>т, про-
никающего теплового потока Qn и от
тепловой инерции КА, обычно характе-
ризуемой эффективной теплоемкостью
Сэфф, т. е. количеством тепловой энер-
гии, необходимой для изменения тем-
пературы КА на один градус.
Зная <2т, Qn и СЭфф, изменение темпе-
ратуры КА с течением времени можно
определить из следующего уравнения
теплового баланса:
dT*
сэфф“^------Qt~ Qn = 0.	(2.1)
Как правило, проникающий тепловой
поток Qn и внутреннее тепловыделение
Qt зависят от температуры Та и време-
ни полета т:
Qn — /п (Та» т),	(2.2)
Qt = /т (^а? 't).	(2.3)
Подставив (2.2) и (2.3) в (2.1), полу-
чим уравнение теплового баланса в виде
<*ТЯ
^эфф -------/п (Т’а? т) — /т (Т& т) = 0. (2.4)
Если после решения этого уравне-
ния относительно температуры ТЛ ока-
зывается, что она с течением времени
неизменна (dTajdx = 0), то такое теп-
ловое состояние КА называют устано-
вившимся; если температура ТА изменя-
ется с течением времени (dTaJdx =^= 0),—
неу становившимся.
Как указывалось выше, изменение
теплового состояния КА с течением
времени называют его тепловым режи-
мом; естественно,что могут существовать
установившиеся и неустановившиеся
тепловые режимы.
Для установившегося теплового ре-
жима уравнение (2.4) принимает вид
/п(71а) + /т(7’а) = 0.	(2.5)
Для определения температуры КА
в полете необходимо знать теплофизи-
ческие характеристики КА, окружаю-
щей космической среды и характери-
стики тепловой связи между ними.
Рис. 8. Тепловая модель КА
У, k — части КА;
Fg — поверхность КА, освещаемая прямым излуче-
нием Солнца;
Т — температура КА;
Q — тепловыделение;
Fm — боковая поверхность КА;
Fn — поверхность КА, не освещаемая Солнцем
Обеспечение заданного теплового режима АПС
31

32
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Тепло физическими характеристика-
ми КА, определяющими его тепловой
режим, являются приведенный коэф-
фициент излучения его теплоизоляции
бпр.а, степень черноты еа и коэффи-
циент поглощения солнечного излуче-
ния Ла наружной поверхности КА,
внутреннее тепловыделение (?т и эффек-
тивная теплоемкость Сафф,а..
Тепло физическими характеристика-
ми окружающей космической среды яв-
ляются ее температура TV, степень чер-
Характеристиками тепловой связи
между КА и окружающей космической
средней являются коэффициент облу-
ченности фа.к. и контактная теплопро-
водность Ла.к.-
Обычно величины некоторых тепло-
физических характеристик КА зара-
нее неизвестны. Определение величин
теплофизических характеристик КА,
обеспечивающих в течение всего време-
ни полета поддержание его температу-
ры в заданных пределах, называется
Рис. 9. Возможные случаи изменения температуры
КА в полете
1	— через время т = тх температура выходит за за-
данный предел Та тах или Та min;
2	— с момента времени т = т2 температура не изме-
няется;
3	— с момента времени т = 0 температура постоянна;
4	— температура периодически изменяется от Та П1ах
до та min
ноты ек, коэффициент поглощения сол-
нечного излучения Лк, теплопровод-
ность Лк, теплоемкость Ск и удельный
вес
тепловым расчетом КА. Тепловой
расчет на основе установившегося теп-
лового режима [уравнения (2.5)] назы-
вается статическим тепловым расче-
том, а на основе неустановившегося теп-
лового режима [уравнения (2.4)] —
динамическим тепловым расчетом. Вна-
чале, как правило, проводится стати-
ческий тепловой расчет, а уже затем,
если это необходимо, полученные зна-
чения теплофизических характеристик
КА уточняются при проведении динами-
Обеспечение заданного теплового режима АПС
33
ческого теплового расчета; во многих
случаях можно ограничиться только
статическим тепловым расчетом.
Система элементов конструкции КА,
при помощи которой обеспечиваются
требуемые величины его теплофизиче-
ских характеристик на различных эта-
пах полета, называется системой обес-
печения теплового режима (СОТР);
эта система может быть пассивной
(ПСОТР) или активной (АСОТР, назы-
ваемой часто СТР — системой терморе-
гулирования).
СОТР включает в себя, например,
такие элементы, как теплоизоляцию
КА, покрытия на наружной поверхно-
сти КА (с помощью которых обеспечи-
ваются необходимые значения оптиче-
ских коэффициентов 8а и Аа), радиато-
ры-охладители, радиаторы-нагревате-
ли, источники тепловыделения, тепло-
вые аккумуляторы, испарители.
Тепловая связь указанных элементов
СОТР с элементами конструкции КА,
часто расположенными на значительном
расстоянии друг от друга, осуществля-
тся при помощи элементов СОТР, назы-
ваемых теплопроводами, подразделяю-
щимися на жидкостные, газовые, па-
ровые, лучистые, металлические и
электрические.
Элементами СОТР являются также
датчики температуры и исполнитель-
ные механизмы, которые в зависимости
от температуры элементов конструкции
КА обеспечивают подвод к ним или от-
вод от них по теплопроводам необхо-
димое количество тепловой энергии.
Наилучшей по сравнению с другими,
или оптимальной, называется СОТР,
которая, обеспечивая поддержание тем-
пературы элементов КА в заданных
пределах, имеет наибольшую надеж-
ность и наименьший вес; техническая
возможность ее создания зависит в пер-
вую очередь от правильного выбора ее
схемы (ПСОТР или АСОТР) и от веса
и надежности составляющих ее элемен-
тов.
Совокупность способов (методов) оп-
ределения величин теплофизических
характеристик КА, обеспечивающих
поддержание температуры его элемен-
тов в заданных пределах на всех этапах
полета и выбор технических средств
для создания оптимальной СОТР, назы-
вается методикой теплового расчета
СОТР КА.
Необходимые сведения и подход к со-
ставлению методики теплового расчета
СОТР КА излагаются в главах 5, 6, 9,
а описание некоторых элементов СОТР—
в главах 7 и 8.
Вследствие возможной неточности
теплового расчета КА и отличия вели-
чины действительных теплофизических
характеристик КА от расчетных окон-
чательное заключение о его тепловом
режиме и работоспособности СОТР
в полете может быть сделано только
после проведения наземных тепловых
испытаний КА.
Необходимые сведения и подход к со-
ставлению методики наземных тепло-
вых испытаний КА излагаются в гла-
ве 10.
3 Автоматические планетные станции
ГЛАВА 5
Основные сведения
о лучистом
теплообмене тел
Лучистым теплообменом называется
процесс обмена тепловой энергией меж-
ду телами при помощи теплового излу-
чения поверхностей этих тел.
Излучение обусловлено внутриатом-
ными процессами на поверхности тела,
благодаря которым его тепловая энер-
гия переходит в энергию электромаг-
нитных волн, т. е. в лучистую энергию.
Попадая на поверхность другого тела,
лучистая энергия может частично или
полностью переходить в тепловую энер-
гию этого тела.
Процесс излучения подчиняется опре-
деленным законам, а лучистая энергия
обладает целым рядом характеристик,
которые необходимо знать при расчете
теплового состояния КА, так как основ-
ным видом теплообмена КА с окружаю-
щей космической средой является лу-
чистый теплообмен (за исключением
случаев нахождения КА в плотной
атмосфере планет) [1—14].
5.1.	Характеристики излучения.
Монохроматическое излучение — излу-
чение в диапазоне длин волн от X до
X —1~ dX.
Полное, или интегральное, излуче-
ние — излучение во всем диапазоне
длин волн от X = 0 до X = оо.
Лучистый поток Ер — полное коли-
чество лучистой энергии, излучаемой
поверхностью тела F во всех направле-
ниях в единицу времени (рис. 10):
EF = Qjx [вт; ккал/час].	(2.6)
Поверхностная плотность излучения
Е — полное количество лучистой энер-
гии, излучаемой единицей поверхности
тела в единицу времени:
г» ^EF
Е = -^-[вт/м2; ккал/(м2-час)].	(2.7)
Спектральная плотность излучения
Е\ — часть поверхностной плотности
излучения, отнесенная к выбранному
интервалу длин волн dX:
[вт/м3; ккалЦмР-час)]. (2.8)
Угловая плотность излучения E<? —
полное количество лучистой энергии
в единице телесного угла, излучаемой
в заданном направлении единицей по-
верхности:
„	__ dEdF< do>
* “ dFdu
[вт/(м2-стер); ккал/(м2 -час • стер)]. (2.9)
Интенсивность излучения Jф—полное
количество лучистой энергии в единице
телесного угла, излучаемой в заданном
направлении поверхностью через еди-
ницу ее проекции на плоскость, пер-
пендикулярную к направлению излуче-
ния:
dE,^	Е
j __ dF, da> ___ <р
ф d/’coscpdco coscp
[вт/(м2 • стер); ккал/(м2-час• стер)], (2.10)
Спектральная интенсивность излу-
чения — часть интенсивности излуче-
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
35
ния, отнесенная к выбранному интерва-
лу длин волн dX:
dJ
т __ __<р
[вт/(м3 • стер); ккал/(м3 • час • стер)].
(2.И)
На рис. 11 показано изменение интен-
сивности излучения Лр и угловой плот-
ности излучения Е<? абсолютно черного
тела.
Рис. 10. К определению угловой плотности излучения
-Еф элементарной площадкой dF в направлении I
Из рисунка видно, что интенсив-
ность излучения Лр одинакова по всем
направлениям, а угловая плотность из-
лучения Е? изменяется от максималь-
ной 2?ф = Е<^ (при ф = 0) до мини-
мальной = 0 (при ф = 90°).
Диффузное излучение — излучение,
для которого интенсивность излучения
Лр одинакова по всем направлениям.
Для диффузного излучения поверхност-
ную плотность излучения Е можно вы-
разить через интенсивность излучения,
если произвести интегрирование угло-
вой плотности излучения Е? в преде-
лах полусферы:
Е == Ecpdco = 7Ф cos ф dco.
со=2я	co=2rt
Для выполнения этого интегрирова-
ния выразим элементарный простран-
ственный угол dio через элементарные
углы широты ф и долготы 6 в сфериче-
ских координатах (рис. 12).
Как известно, элементарный телесный
угол do определяется формулой
dio = dF/R\
где dF — элементарная площадка, вы-
резаемая телесным углом do на поверх-
ности сферы радиуса R. Из рис. 12 вид-
но, что dF = RdqR sin ф dfl. Следова-
тельно,
dio = sinфdфd0.
3*
36
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Рис. 11. Распределение интенсивности (а) и угловой
плотности (б) излучения абсолютно черного тела
в зависимости от направления
Тогда
Е - Д cos <р dm =
u>=2-
9=2”	Ф=”'2
= 4 d0 sin<pcos(prf(p = лД
0=0	Ф=0
Таким образом, для диффузного из-
лучения поверхностная плотность из-
лучения £ в л раз превышает интенсив-
ность излучения по любому направ-
лению.
Поверхности тел, для которых ин-
тенсивность излучения 7Ф одинакова
по всем направлениям, наг/ывают из-
лучателями, подчиняющимися закону
Ламберта', для них количество лучис-
той энергии 2?ф, испускаемой единицей
площади в единице телесного угла в
определенном направлении Z, пропор-
ционально косинусу угла ср между этим
направлением и нормалью к площадке
и, как это следует из (2.10), т. е.
Е
Е^ = Е cos ф = — cos ф.
Для многих тел интенсивность излу-
чения 7Ф меняется в зависимости от на-
правления излучения. На рис. 13 пока-
зано изменение величины J \ для неко-
торых материалов в зависимости от уг-
ла ф.
Из рисунка видно, что величина /ф
для металлов значительно больше при
Ф = 60 -4- 80°, чем в направлении по
нормали.
5.2.	Определение понятий собственного,
падающего, эффективного и результи-
рующего излучений тел.
Излучение тела, зависящее только от
теплового и физического состояний его
поверхности, называется собственным
излучением и обозначается Е. Излу-
чение окружающей среды, приходящее,
или «падающее», на поверхность тела,
называется падающим излучением и
обозначается^пад. Часть падающего из-
лучения, поглощаемая поверхностью
тела, называется поглощенным излуче-
нием и обозначается ^погл- Часть
падающего излучения, отражаемая от
поверхности тела, называется отра-
женным излучением и обозначается
£*отр-
Коэффициентом поглощения А назы-
вается отношение поглощенной телом
лучистой энергии к падающей:
^4 = /’погл/^пад*	(2.12)
Коэффициентом отражения R назы-
вается отношение отраженной энергии
к падающей:
Е = ^отр/^пад.	(2.13)
Сумма собственного Е и отраженного
£отр излучений называется эффектив-
ным излучением тела:
Яэфф = Е + Еотр.	(2.14)
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
37
Результирующим излучением Ерез
называется разность между поглощен-
ным ^пог и собственным Е излучени-
ями:
^рез == -Ё'погл — Е.	(2.15)
Результирующее излучение в дальней-
шем будет также называться теплообме-
ном КА с окружающей средой ((?) или
проникающим излучением ((?п)-
Результирующее излучение можно
определить и как разность потоков
Рис. 12. К определению связи поверхностной плотно-
сти излучения с интенсивностью излучения
падающего и эффективного излучений:
£*рез = Ё’пад — £*эфф-	(2.16)
Используя формулы (2.12), (2.15) и
(2.16), выражение для эффективного
излучения тела можно получить в виде
Яэфф=-4+q (4г- 4) •	(2л7>
Эта формула, предложенная Г. Л. По-
ляком [13], связывает эффективное из-
лучение тела с его результирующим
излучением и существенно упрощает
вывод расчетных уравнений и прове-
дение анализа лучистого теплообмена
между телами.
5.3.	Основные закономерности собствен-
ного излучения абсолютно черных и
серых тел.
Определение величины собственного
излучения тел основано на использова-
нии закона Планка, дающего величи-
ну спектральной плотности излуче-
ния Е\ абсолютно черного тела в за-
висимости от длины волны электро-
магнитного излучения X и температуры
тела Г:
= еС2/ХТ _ ! ’
где С\ = 3,74 -10"16 вт-м2 = 3,21*
•1016 ккал-м2/час, С2 = 1,4387-
•10-2 3t-°K. При этом под абсолютно
черным телом обычно понимается тело,
полностью поглощающее все падающее
38
Обеспечение заданного теплового режима АПС
на него излучение (независимо от длины
волны %).
Изменение величины Е\ в зависимо-
сти от X для разных значений Т показа-
но на рис. 14. Поверхностную плотность
излучения Е можно найти, проинтегри-
ровав уравнение (2.18) в пределах
О % ^ оо, в результате чего получим
закон Стефана — Больцмана
£ = с°®4’ <219>
Рис. 13. Интенсивность излучения некоторых мате-
риалов в зависимости от направления излучения
1	— влажный лед;
2	— дерево;
3	— стекло;
4	— бумага;
5	— глина;
6	— окисленная медь;
7	— шероховатый корунд;
8	— висмут;
9	— алюминиевая бронза;
10	— матовое железо
где СО=5,67 втп/(л€2-°К4)= 4,9 ккал/(м2*
•час-°К4) = 5,73-Ю3 эрг/(см2-сек-оК*)
— постоянная Стефана — Больцмана.
Закон Стефана — Больцмана показы-
вает, что полная энергия излучения
абсолютно черного тела зависит только
от абсолютной температуры.
Если производную по % закона План-
ка приравнять нулю, то полученное вы-
ражение
^тах^ — В,	(2.20)
где В = 2,896-103 л£Я-°К, называется
законом смещения Вина, показываю-
щим, что с увеличением температуры
максимум спектральной плотности из-
лучения абсолютно черного тела сме-
щается в сторону более коротких длин
волн.
При этом количество тепловой энер-
гии, соответствующей длинам волн
% < ^тах, составляет 25% от полного
излучения, а 75% находится в области
длин волнХ>ктах- Количество теп-
ловой энергии, излучаемой поверх-
ностью тела с температурой Т в области
длин волн, меньших любой заданной
длины волны % (Х=£= %тах), можно опре-
делить по графику, приведенному на
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
39
рис. 15, предварительно подсчитав по-
стоянную В = XT [9].
Например, определим количество
тепловой энергии от источника излуче-
ния, имеющего температуру 1000°К, для
областей длин волн короче и длиннее
2 мк. В этом случае В = 2-1000 =
= 2000 мк*°К. По графику находим,
что только 7 % излучения тела нахо-
дится в области длин волн короче 2 мк
я, следовательно, 93% —в области
длин волн, больших 2 мк. Можно также
Все сказанное относится к абсолют-
но черным телам, которые в действи-
тельности не существуют; спектральное
и полное собственное тепловые излуче-
ния реальных тел при данной темпера-
туре отличаются от излучения абсо-
лютно черного тела и всегда меньше
его.
При практическом решении задач лу-
чистого теплообмена обычно исполь-
зуется отношение собственного излуче-
ния тела при данной длине волны %,
Рис. 14. Спектральная плотность излучения абсолют-
но черного тела в зависимости от длины волны X
и температуры тела Т
определить долю тепловой энергии, на-
пример, в интервале длин волн от 8 до
14 мк, излучаемой небесным телом,
имеющим температуру 300° К. В этом
случае Вг = 8-300 = 2400 и В2 = 14-
•300 = 4200. Из графика получаем, что
в диапазоне длин волн от 8 до 14 мк из-
лучается 37 % полной энергии излуче-
ния небесным телом.
данной температуре Т и в данном на-
правлении ср к соответственному излу-
чению абсолютно черного тела
•^х, т, Ф
т, ф = -р—	— •	(2.21)
Т,ф)ч.т
Величина Сх.т.ф, называемая степенью
черноты (или коэффициентом излуче-
ния) нечерного тела всегда меньше
единицы; в зависимости от вида этого
отношения все тела делятся на серые и
тела с селективным излучением.
40
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Рис. 15. Использование закона Вина для определения
доли полной энергии излучения поверхности тела, со-
ответствующей длинам волн, меньшим заданной ве-
личины X
Серым называется тело, которое по-
глощает одну и ту же долю падающего
излучения во всем интервале длин волн
Ji независимо от направления этого из-
лучения. Тела с селективным излучением
могут излучать и поглощать лучистую
энергию только в определенных частях
спектра.
Связь между коэффициентом погло-
щения А и собственным излучением Е
устанавливается законом Кирхгофа,
согласно которому отношение собствен-
ного излучения тела Е к его коэффици-
енту поглощения А не зависит от мате-
риала тела и равно собственному из-
лучению абсолютно черного тела при
той же температуре. В условиях тем-
пературного равновесия закон Кирхго-
фа справедлив как для монохроматиче-
ского, так и для интегрального излу-
чения, т. е.
Е\ е
7j^--~	= ^ч. Т.	(2.22)
Определив величину Е по формуле
(2.21) и подставив в (2.22), получим
8 = А.	(2.23)
Таким образом, для любого серого тела
с температурой Т коэффициент погло-
щения А по отношению к излучению
абсолютно черного тела равен коэффи-
циенту излучения е этого тела при той
же температуре.
Если одна поверхность поглощает в
п раз больше энергии, чем другая, то
и излучение первой поверхности будет
в п раз больше излучения второй. Если
известен коэффициент излучения 8 серо-
го тела, то для вычисления собствен-
ного излучения тела можно использо-
вать закон Стефана — Больцмана:
Е =
ес°\юо •
(2.24)
5.4. Лучистый теплообмен двух тел,
произвольно расположенных в прос-
транстве. Коэффициенты облученности.
Введение соответствующих понятий и
установление основных закономерно-
стей обычно производятся вначале для
черных тел, а затем полученные ре-
зультаты распространяются на серые
тела.
Пусть имеются произвольно распо-
ложенные в пространстве два выпук-
лых черных тела с поверхностями Fr и
F2, температуры которых 1\ и Т2 под-
держиваются постоянными (рис. 16).
Выделим на поверхностях тел элемен-
тарные площадки dFt и dF2, расстояние
между которыми г, и подсчитаем коли-
чество лучистой энергии, падающей
с одной площадки на другую.
Количество лучистой энергии dE2_r,
падающей на площадку dFx с площадки
dF2, определяется уравнением
dE2_r = j4 dF2 cos <р2 • dco2>
а количество лучистой энергии Ег-2^
падающей на площадку dF2 с площадки
dF^— уравнением
^1-8 = -^- ^y^costpi-dwv
Величины элементарных телесных уг-
лов d»! и d(o2 равны:
_ (//’гсозфг	__ dFi cos (pi
г2
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
41
Подставляя значения d^l и ds)2 в фор-
мулы для dF2^1n dEr-2, получаем
dE2^ = Со Ш4	dF.dF.,
(2.25)
? /у»	z-» [ T} A COS (pi COS (p2 it? 7 r»
^_2 = Co j -----------—z-----dF.dF,.
Множители
dC2 cos^c°s(P> dF1 = dH2^
Рис. 16. К определению коэффициентов облученности
двух тел, произвольно расположенных в пространстве
И
dFt cosyicoscpz dF^ = dH^	(2 26)
называют элементарной взаимной пло-
щадью лучистого теплообмена между
элементарными площадками dFr и dF2,
а безразмерные части этих множителей
Яг2	1 TdF2-dFi
И
ДЦозф* dF2 = Ф
Яг2	z ^dFi-dFi
(2.27)
показывающие, какая доля собственно-
го излучения элементарной площадки
dF2 или dFr падает соответственно на
элементарную площадку dFr или dF2,
называют элементарным коффэициен-
том облученности или элементарным
угловым коэффициентом этих поверхнос-
тей.
Полное количество лучистой энер-
гии, падающей на поверхность Fr или
F2 соответственно с поверхности F2 или
F^ найдем, проинтегрировав уравне-
ния (2.25):
Ft Fi
и Г I	V \ Л Б1 С COS<PiCOS(p2
£1-2 = Со	j dF± ------------—2-----dP.
Fi Fz
42
Обеспечение заданного теплового режима АПС
В этих уравнениях множители
dF2 cosy^cosq)! dF^ =
Fi Fi
и	(2.28)
$ dF^ (J созфхсозф, dF* = Я1_2
Fi F2
называют взаимной площадью облучения
(площадью лучистого теплообмена меж-
ду поверхностями и F2).
Если взаимные площади лучистого
теплообмена Я2_х и #1-2 известны, то
можно определить средние коэффициен-
ты облученности или средние угловые
коэффициенты ф2-х и <рх_2 по формулам
Я2-1	Я1-2
Ф1-2 = -7^.	(2.29)
Площади взаимного облучения и
средние коэффициенты [облученности
для тел различной формы и различного
взаимного расположения приведены
в Приложении. Используя их, можно
определить величину лучистой энер-
гии, падающей на элементы наружной
поверхности КА от поверхности небес-
ного тела, и величину теплообмена меж-
ду этими элементами.
Величина лучистого теплообмена
между двумя абсолютно черными тела-
ми может быть определена по форму-
лам
(/1—2 — ^1—2 — ^2—1 —
(2.30)
- СО F С [I T1 ? I V
— Ф1-2Г1С0Ц100 )
_ тг г \IS1Y — t Т2 VI
— Лх_2СоЦ1ОО j \100/ ]•
Задача лучистого теплообмена серых
тел может быть приближенно (но с до-
статочной в большинстве случаев точ-
ностью) । решена, если использовать
понятие эффективного ; излучения тел,
определяемого формулой (2.17). Приб-
лиженность этого метода следует из
допущения, что тепловой поток, посы-
лаемый одним телом на другое, распре-
деляется по поверхности последнего и
отражается от нее равномерно. Напри-
мер, лучистый теплообмен между серы-
ми выпуклыми телами можно предста-
вить в виде
(?2—1 = — Q1—2 = ф2— 2®эфф 2 —
— ф1—2^ 1-^эфф 1-
(2.31)
Используя формулу (2.17), можно за-
писать
ЯЭфф х = —р	— 1 j Q2-1,
^Эфф 2 = _422 +	— ' <21-2-
Тогда, подставляя выражения для ЯЭффх
и Яэффг в (2.31), получаем
(?2— 1 = — (?1-2 =
^2	Е1
 ^2-lF2 А2 ~~ ^j-2^1 Ai
(2.32)
5.5. Свойства лучистых потоков.
Во многих случаях решение какой-либо
конкретной задачи о лучистом теплооб-
мене может быть значительно упроще-
но, если пользоваться рядом свойств
коэффициентов облученности и взаим-
ных площадей. Укажем основные из
них.
Свойство взаимности. Если два тела на-
ходятся во взаимном лучистом теплооб-
мене, то их взаимные площади лучи-
стого теплообмена равны, а коэффици-
ент облученности одного из них может
быть выражен через коэффициент облу-
ченности другого. Действительно, из
формул (2.28) и (2.29) вытекает, что
Ях_2 = Я2-Х = Н, ф1—2Я1 = фг—1Я 2‘
(2.33)
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
43
Рис. 17. К определению свойств коэффициентов
облученности и взаимных площадей
Следовательно, если известен коэффи-
циент облученности <p2-i поверхности
Fr поверхностью F2, то коэффициент
облученности фх-2 поверхности F2 по-
верхностью можно определить по
формуле
А
Ф1—2 — фг—1	•	(2.34)
Первое свойство замыкаемости. Для зам-
кнутой системы тел сумма коэффициен-
тов облученности каким-либо телом, не
имеющим вогнутостей, всех остальных
тел равна единице, а суммарная пло-
щадь взаимного облучения равна пло-
щади наружной поверхности этого тела
(рис. 17, а).
Действительно, коэффициент облучен-
ности фх-г телом 1 любого другого тела
I есть не что иное, как часть E^i лучи-
стого потока падающая на тело i:
Следовательно,
п	п	п
г=1	i=l	i=l
(j = 1,2, 3,..., n).
Так как
n
2 ^1—i = ^1» T0
i=l
n	n
2 Ф1-г = 1,	2	(2-35)
i =1	1=1
Второе свойство замыкаемости. Для зам-
кнутой системы тел сумма коэффици-
ентов облученности каким-либо телом
с вогнутой поверхностью всех осталь-
ных тел меньше единицы на величину
коэффициента облученности этой по-
верхности самой себя, а суммарная
взаимная площадь облучения меньше
площади поверхности этого тела на
величину взаимной площади облу-
чения этой поверхностью самой себя
(рис. 17, а).
Действительно, тепловой поток от
тела Г на все остальные i тела
п	п	п
2 Ql—i	2 Ф1—i =	2 -®i—i =
i =1	i =1	1=1
= Е±Ь г —	= E^Fi —
Следовательно,
n
2 Ф1—i = 1 — Ф1—1»
1=1
n	(2.36)
2я1.1 = Л'-я1_1.
1 =1
Свойство распределительности. Взаим-
ная площадь облучения при лучистом
теплообмене одного тела с другим,
каждое из которых состоит из несколь-
ких частей, равна сумме взаимных пло-
щадей облучения между частями этих
тел (рис. 17, б).
44
Обеспечение заданного теплового режима АПС
тела 1 на тело 2 будет
^1^1-2 = ^1^1а-2а + ^1ЛГ1а—26 +
+ EyH16—2а +	26 •
Следовательно,
и 1—2 = -Hia—2а + ^1а—2б + -^16—2а +
+ #16-26.	(2.37)
В качестве первого примера исполь-
зования приведенных выше свойств
коэффициентов облученности и взаим-
ных площадей определим величину теп-
лообмена между вогнутыми поверхно-
стями и /*2, образующими замкну-
тую систему (рис. 18).
На основании второго свойства замы-
каемости (р12 =1 — фЬ1; на основа-
нии первого свойства замыкаемости и
свойства взаимности
Ф1-1 = 1 — Ф1-0 = 1 — Л/^1.
где ф1_0 — коэффициент облученности
вспомогательной поверхности FQ, не
имеющей вогнутостей, поверхностью
F±. Следовательно, (рг-2 = Fq/F^
Используя полученное выражение
для ф!-2и свойство взаимности, величи-
ну теплообмена между поверхностями
Fr и F2 можно определить по уравне-
нию (2.32), которое в данном случае
принимает вид
Q2—1 — — Q1-2 —
Рис. 18. Теплообмен между двумя вогнутыми поверх-
ностями
Рис. 19. Теплообмен между двумя телами, одно из
которых находится в полости другого
Действительно, лучистый поток от
тела 1 на тело 2 складывается из лучи-
стых потоков между отдельными частя-
ми тел 1 и 2. Например, если тело 1
состоит из частей 1а и 16, а тело 2 — из
частей 2а и 26, то лучистый поток от
В качестве второго примера исполь-
зования свойств лучистых потоков рас-
смотрим случай теплообмена между
двумя телами, одно из которых (выпук-
лое тело 1) находится в полости другого
(2) (рис. 19).
Используя свойство взаимности и
первое свойство замыкаемости, теплооб-
мен между телами 1 и 2 можно опреде-
лить по уравнению (2.32), которое
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
45
в данном случае принимает вид
F 1^-
_L+44-L—
Аг /*2 \ Аъ
(2.39)
5.6. Лучистый теплообмен двух плос-
ких тел, разделенных экранами.
Для двух плоскопараллельных тел
(рис. 20), расстояние между которыми
мало по сравнению с высотой и шири-
ной тел (Fr = F2), уравнение (2.39),
определяющее лучистый теплообмен
между двумя телами, принимает вид
Если коэффициенты поглощения эк-
ранов и поверхностей тел одинаковы и
равны Лэ, то формула (2.40) принимает
вид
I Ei \
(?2-i = - Ci-2 = —k э/—:'1-\ •
2(/У + 1)^-—
(2.41)
При температурах экранов и поверх-
ностей тел, достаточно близких друг
к другу, коэффициент поглощения Лэ
равен коэффициенту излучения 8Э.
Вводя обозначения
(?2—1 — — Q1- 2 —
1 1
+ а2 —1
или
В этой формуле знаменатель можно
рассматривать как сумму двух сопро-
тивлений переносу лучистой энергии
[1]:
формулу (2.40) или (2.41) можно запи-
сать в виде
1 \ / 1	1 \
2 ) + \ А2	2 J ’
(?2—1 — — Q1—2 —
При этом сопротивление (1МХ — 1/2)
соответствует переходу лучистой энер-
гии из первого тела в среду между тела-
ми, а сопротивление (1/Л2 — 1/2) —
переходу лучистой энергии из среды
ко второму телу.
Если между телами 1 и 2 расположе-
но N тонких листов — экранов, теп-
ловое сопротивление материала которых
мало, то
(2.40}
где Лэ — коэффициенты поглоще-
ния поверхностей экранов.
— епр 1—2
(2.43)
Величину Епр называют приведенной
степенью черноты или приведенным
коэффициентом излучения поверхно-
стей тел 1 и 2.
Из формулы (2.41) следует, что при
наличии одного экрана теплопередача
излучением уменьшается в два раза;
при наличии двух экранов — в три ра-
за и т. д. Особенно большой эффект по-
лучается при применении экранов с ма-
лым значением 8Э. Так, если еэ = 0,05,
a = е2 ~ то теплопередача из-
лучением при использовании одного
экрана уменьшается в 27 раз. Этим об-
стоятельством в настоящее время ши-
роко пользуются в космической технике
для создания так называемой экрано-
вакуумной тепловой изоляции (ЭВТИ),
46
Обеспечение заданного теплового режима АПС
состоящей из набора экранов, имеющих
очень малую степень черноты 8Э.
Подробно теплофизические характе-
ристики ЭВТИ будут рассмотрены в
главе 7, здесь же остановимся только на
вопросе вычисления проходящего через
нее теплового потока.
Рис. 20. Теплообмен между двумя плоскими телами,
разделенными экранами (Tt > Т2)
Рис. 21. К определению теплового потока через ЭВТИ
Теплоизоляционные свойства ЭВТИ
по аналогии с обычными теплоизоляци-
онными материалами характеризуются
коэффициентом теплопроводности X (или
тепловым сопротивлением R), что чрез-
вычайно усложняет расчеты и анализ
теплового состояния КА во время поле-
та или при наземных тепловых испыта-
ниях.
Действительно, если нам необходи-
мо, например, определить температу-
ру 7\ наружной поверхности тепло-
изоляции КА, освещаемой Солнцем
(рис. 21), то уравнение [теплового ба-
ланса, необходимое для решения этой
задачи, будет иметь вид
Ms - -р(Л - Т2) - ехС0 g)4 = 0,
(2.44)
где As, — соответственно коэффици-
ент поглощения солнечного излучения
и степень черноты наружной поверхно-
сти теплоизоляции; I — толщина теп-
лоизоляции.
Температура Тг может быть опреде-
лена из этого уравнения либо графи-
чески, либо методом последовательных
приближений, причем необходимо или
учитывать очень сильную зависимость
X от температуры (что еще более услож-
няет расчеты), или принимать величи-
ну X постоянной, что приводит к су-
щественным ошибкам в расчете.
В то же время экспериментально
установлено, что процесс передачи теп-
ла через ЭВТИ в основном лучистый, а
величина его может быть определена
по уравнению (2.43), если значение
входящего в это уравнение приведен-
ного коэффициента излучения еПр брать
из эксперимента. Это можно сделать
на основе данных по теплопроводности
ЭВТИ в зависимости от плотности ук-
ладки п (п — число экранов на едини-
це длины) и температуры экранов
(рис. 22 [14]) следующим образом.
С одной стороны, тепловой поток
через ЭВТИ можно определить по
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
47
формуле
(?1-2 = хА(7’1-Г2) =
= %^Л(Л-Г2),	(2.45)
где N — число экранов;
с другой стороны,— по формуле
(2.43), предварительно представив ее
в виде
л _ впрС0Л ( Т\ , Т2 Щ Т, \г ,
V1-2	100 ^100 1 100 1 L\100 j “r
+ <2-46)
Приравняв правые части (2.45) и
(2.46), получим
а п 100
епр “ W Со/ (Т1, Г2) ’	<2,47>
где
Из рис. 22 видно, что зависимость X от
/ (7\, Т2) линейна:
X = Л/(7\, Т2) + ^kf (Л, Т2),	(2.48)
где
» __ %* — Хо
к- Г(ТъТ2)-
При оптимальных значениях п =
= 20-7- 25 см'1 и значениях / (Т1У Г2),
имеющих место на практике, %0	%.
Подставив (2.48) в (2.45) и приравняв
правые части выражений (2.45) и
(2.46), получим
т п 100
Епр ~	’	(2-49)
т. е. с достаточной степенью точности
X ЭВТИ из алюминиевой фольги с прокладками из
стекловуали от температуры наружных слоев ЭВТИ
Ti, Тг при плотности укладки п=15
можно считать епр не зависящим от
температуры. Это обстоятельство дает
нам возможность записать уравнение
теплового баланса (2.44) в виде
откуда легко получить необходимое нам
аналитическое выражение для Тг.
Поэтому желательно было бы при
экспериментальном исследовании теп-
лофизических характеристик ЭВТИ на-
ряду с обычно вычисляемым коэффици-
ентом теплопроводности % определять
также и величину приведенного коэф-
фициента излучения теплоизоляции
епр, чтобы в дальнейшем не произво-
дить пересчета, связанного с переходом
от коэффициента теплопроводности
ЭВТИ % к приведенному коэффициенту
излучения епр.
48
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Приложение
Взаимное расположение и форма поверхностей	Схема	Коэффициенты облученности и площади взаимного облучения
Две параллельные пло-
скости, размеры кото-
рых значительно больше
расстояния между ними
1 •> 1
вжй'2
Ф1_г=Ф2_1 = 1
Я1-2 = Я2-1 =
Одно тело, не имеющее
вогнутостей, находится
внутри другого
<Р1-2 = 1.	Ф2-1 = 4г
^1—2 — ^2—1
Две поверхности обра
зуют замкнутую систе-
му, причем одна из по-
верхностей не имеет во-
гнутостей
f 1-2 — 1 >	Фг-1 — Fl
HX_^HZ_X = F,
Два равных прямоуголь-
ника, расположенных в
параллельных плоско-
стях один против дру-
гого
2 Г 1	(1 + х2) (1 + ?/2)	,
fl-2 — пху [ 2 1п 1 + х2 + у2 -г
у------- У
+ У У 1 -г X2 arctg 	+
У 1 + х2
+ х v 1 + у2 arctg  , =	—
И + у1
— у arctg у — х arctg xj,
b	а
х — -----, у —---------
с ’	*' с
Два прямоугольника,
имеющих общую грань
1 [’ 1 1
Ч>1-2 = — [ * arctg — + у arctg — -
— /х2 + у2 arctg у ?	+
V х* + уг
1	(1 + х2) (1 + у2)
+ 4 ln 1 + х2 + у2 "*
х2 ,	х2(1 4-х2 + у2)
+ 4 1П (1 + х2) (х2 + у2)	'
У2	J/2(l-|_a:2 + w2)	1
+ 4 1п (1 + У2) (X2 + у2) J
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
49
Приложение (продолжение)
Взаимное расположение и форма поверхностей	Схема	Коэффициенты облученности и площади взаимного облучения
Две параллельные круг-
лые пластины с центра,
ми на общей нормали
<P1-2 = [J/ — (*+1)г + 2/2 -
Р2
D1 ’
Две бесконечно длин-
ные плоскости, пересе-
кающиеся под углом
Две бесконечно длин-
ные плоскости, распо-
ложенные в параллель-
ных плоскостях одна
против другой
Два параллельных бес-
конечно длинных ци-
линдра
1
— (х-1)2+у2
X =
h
у = ~рГ
Выпуклое тело, находя-
щееся между двумя па-
раллельными плоскостя-
ми (размеры тела малы
по сравнению с разме-
рами плоскостей)
Ф1-2 = ф2-1 = 1
Ч’г-з = 4>1-з = 0
1
Ф3-1 = ^3—2 ~ 2
ташш
9
ях_2 = Л — ?2
#1—3 ~ #3—1 ~ #2—3 = #3—2 =
4 Автоматические планетные станции
50
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Приложение (продолжение)
Взаимное расположение и форма поверхностей	Схема	Коэффициенты облученности и площади взаимного облучения
Элементарная площадка
и произвольная круглая
пластина, плоскость ко-
торой параллельна пло-
скости площадки
1 Г
^1-2 — 2	1 “
А2 + а2 — Д2
/(А2 + а2 + №) — 4а2Л2
Элементарная площадка
и произвольная круглая
пластина, плоскость ко-
торой перпендикулярна
к плоскости площадки
АГ А2 + а2 + /?2
---- 
2й L /(Л2 + а2 + Л2) — 4а2Я2
Элементарная площадка
и прямоугольник, пло-
скость которого парал-
лельна плоскости пло-
щадки, причем одна из
вершин прямоугольника
находится на нормали
к центру площадки
1 / h * h
ф1-2 2л + аГС g Vh2+l^
+ Ул«+/» arctg г^2- /f)
Элементарная площадка
и прямоугольник, пло-
скость которого парал-
лельна плоскости пло-
щадки
Ф1-2 — Ф1-1 + Ф1—II + Ф1-П1 + ^l-IV
Неограниченная пло-
скость и ряд труб, рас-
положенных в парал-
лельной плоскости
/D
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
51
Приложение (продолжение)
Взаимное расположение и форма поверхностей	Схема	Коэффициенты облученности и площади взаимного облучения
Два параллельных по-
луцилиндра одинаково-
го диаметра и касатель-
ная плоскость
<Р1_2 = —- —I arcsin —+ /х»-1-х
Ф1—з = “ЗГ (arcsin~ + v®*—1 —х
Два бесконечно длин-
ных цилиндра одинако-
го диаметра и перемыч-
ка между ними
2х /	1	1	.-------
Ф1—2 =	^1—	+2J arctg У 4х (1 4- х)
2
<Р1-з = 1-^Г-2<Р1-2
Бесконечно длинные ци-
линдр и прямоугольная
пластина
Бесконечно длинные
элементарная пластина
и поверхность, образую-
щие плоскопараллель-
ную систему
<Р1_2 — “2" (cos р — cos а)
Бесконечно длинные
элементарная пластина
и плоскость, образую-
щие плоскопараллель-
ную систему
1
Фх-2 = — (1 + 2 cos а)
Элементарная площадка
и прямоугольник, рас-
положенные в перпенди-
кулярных плоскостях
1 / . 1
го —--------- arcsin	~ —
^1—2	2л \	"И1 + У2
У	.	1
— —%.	— arcsin —г	=г
Ух^ + у2	]Al-f-x2 + t/2
4*
52
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Приложение (продолжение)
Коэффициенты облученности и площади
взаимного облучения
Взаимное расположение
и форма поверхностей
Схема
Три невогнутые поверх-
ности, образующие зам-
кнутую систему беско-
нечной протяжен пости
1 А
’1-2- 2 (/ + Fi ~ Л )
1 I, ,	\
^2-1- 2 (4 + А — Fi /
1	(,	,	F3	,	Fi	\
‘Ь-З —	2	+	Fi	+	Fi	)
1	/.	.	Ft	\
’Рг-з —	2	V	+	Fi	Fi	) и т- д-
2 = ”2” (^1 + ^2 — Гз)
Бесконечно малая сфера
и прямоугольная пла-
стина (нормаль к пла-
стине, проведенная из
ее вершины, проходит
через центр сферы)
1	%У
Ч’х-г = агсМ>
Часть поверхности сфе-
ры, ограниченной дву-
мя параллельными пло-
скостями, и бесконеч-
ная плоскость
Ф1_2 =	|_1 —-2— (cos aj + cos а2^
Н = 2лг/гф1_2
1 I д \
Ф1_2 = -Т^1-—Sinip ]
6 = h 2а
h
а) а = - —
6 = /г + 2д = О
1
^1—2 “ 2
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
53
Приложение (продолжение)
Взаимное расположение и форма поверхностей	Схема	Коэффициенты облученности и площади взаимного облучения
1
^1—2 = 4
л
б) ip = —
h = г
а — О
в) а = г — h
& = 2r — h
г) а — — г
6 = h —2г
1 / 2r — h \	п
<Р1-2=—2T“Sin^ при 1|> = —
h
<₽1-2- 2г
1 /	2r—h \	л
<Р1_2=—^1+----sinipj приг|> = -г
h
«Р1-2 = 1 - —
Элементарная площадка
и сфера
COS2 Т cos ф f	tg у \
Ф1-2 =--------л------л - arccos ) +
1	У COS2 Т — cos2 ф
4- — arcsin---------:—:--------—
1 л	sin ф
sin т г-----------------
— —-----У cos2 у — cos2 ф
Л
COST== —
а) плоскость элементар-
ной площадки не пе-
ресекает сферу
фх_2 = COS2 Т COS ф
54
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Приложение (продолжение)
Коэффициенты облученности и площади
взаимного облучения
Взаимное расположение
и форма поверхностей
Схема
б) плоскость элементар-
ной площадки прохо-
дит через центр сфе-
ры
1
фх_2 = — [arcsin (cos у) — sin у cos т]
Сфера и круглая пла-
стина, плоскость кото-
рой не пересекает сферу
(нормаль из центра пла-
стины проходит через
центр сферы)
1 — cos а
fl-2 =	2
или
1 ( h \
fl-2- 2 (1— / Л2 + Г2 }
^1—2 — 4л/?2ф1_ 2
Сфера и произвольная
фигура, вписанная в те-
лесный угол с централь-
ным углом 2а (при ус-
ловии, что касательная
плоскость в любой точ-
ке вписанной фигуры не
пересекает сферу)
1 — COS а
^1-2 ~	2
Сфера и произвольная
поверхность, касатель
пая плоскость в каждой
точке которой не пере-
секает сферу (П — телес-
ный угол)
Q
fl-2 — 4л
Я1-2 = 4яг2<Р1-2
Основные сведения о лучистом теплообмене тел
55
Приложение (продолжение)
Коэффициенты облученности и площади
взаимного облучения
Взаимное расположение
и форма поверхностей
Схема
Сфера и плоская эллип-
тическая пластина (нор-
маль из центра пласти-
ны проходит через центр
сферы)
_______ab 1	— t-
Ф1'2= +
а2 — b2
~a2-\-h2
dt
Сфера и часть кольца,
плоскость которого про-
ходит через центр сферы
а) одна сторона кольца:
' а Г «	1л*
<р1-2 = '8^|(* arCtg ~ +
б) обе стороны кольца:
Ф1- 2 = 2<₽i-2
Сфера и часть кольца,
плоскость которого пе-
ресекает сферу на не-
котором расстоянии от
центра (рассматривает-
ся одна сторона кольца)
а) если со стороны кольца видна большая часть
сферы:
_	_________ХУ_______
1-2 ~	8	— 2л / 1 + xV Х
X [л — arccos (хУ 1 — ?/2 (1 — х2) ] —
1 ___________________
—“2л" arcsin (2/V1 —	) +
arcsin (уУ1 — х2) — у УТ — х2 У Г— у2(1 — х2)
4ni/2
h	г
х = — у = ~н
б) если со стороны кольца видна меньшая часть
сферы:
(I-*)2 ,
*Р1-2' -	8	+
xt/	Г
+Л----- arccos х
2л+ v 1+xV	L
1 ,_________________
— ~2^- arcsin (у у 1 — х2
arcsin (у У1 — х2) — уУ\ — х2 У1 — у2(1 — х2)
у2(1 — х2) —
4лт/2
56
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Приложение (окончание)
Коэффициенты облученности и площади
взаимного облучения
Взаимное расположение
и форма поверхностей
Схема
а)	плоскость касается
сферы (х -> 1)
б)	плоскость пересекает
сферу по центру
(х->0)
г
в)	У = -д -> оо
г)	X = — 1
Г) Ф1_2 = 0
Цилиндр и кольцо в его
основании (ось цилинд-
ра перпендикулярна к
плоскости кольца и про-
ходит через его центр)
Две полоски на внут-
ренней стороне цилинд-
ра
1 Г ]/ 1 ---- X* у
<₽i-2 = [arctg----------arccos х—
У 3/»+(1+*)I 2 У //*+ (!-*)’
“	2ху	Х
/?Л + (1-|-х)2 (1-х)
X arctg у у2 _|_ (1 _ Х)г (14-х) +
1 — х2	-в /1 4-х	1
+ “arctg V J
г	h
X=~R'	y=~R
I	I 2(W-i3	| ( I \
|	d 2 [(//rf)2+1]’’ ) \rf/’
ГЛАВА 6
Статический расчет
теплового режима
автоматических планетных
станций
6.1.	Вывод основного уравнения, опре-
деляющего тепловое состояние косми-
ческих аппаратов.
Первым шагом при статическом расчете
теплового режима КА является получе-
ние следующих исходных данных: за-
висимости тепловыделения приборов
QT от времени; геометрических разме-
ров, весов и теплоемкостей отдельных
элементов и всего КА в целом; теплофи-
зических характеристик окружающей
среды на каждом из этапов полета и
характеристик тепловой связи с этой
средой.
Следующий шаг — составление теп-
ловой модели (или схемы) КА, более
простой по сравнению с реальной кон-
струкцией; только в этом случае расчет
необходимых теплофизических характе-
ристик будет практически возможен.
Как и реальный КА, тепловая модель
должна иметь поверхности:
—	освещаемые прямым излучением
Солнца (Fs);
—	освещаемые периодически вслед-
ствие изменения ориентации КА отно-
сительно Солнца (Ап);
—	постоянно находящиеся в тени
(ЛЭ;
—	имеющие различные коэффициен-
ты облученности с поверхностью небес-
ного тела (см. рис. 8).
Каждая из названных поверхностей
может состоять из нескольких участ-
ков, обладающих различной теплоизо-
ляцией и имеющих различные оптиче-
ские коэффициенты и е.
Часто тепловую модель КА можно
разбить на ряд частей, тепловая связь
между которыми слабая, а температура
каждой части определяется внутренним
тепловыделением QT и проникающим
тепловым потоком Qn. Влияние теплооб-
мена между отдельными частями КА на
температуру каждой из них обычно оп-
ределяется при динамическом расчете
теплового режима КА.
Необходимые теплофизические ха-
рактеристики какой-либо части, а сле-
довательно, и всего КА в целом могут
быть определены, если найти зависи-
мость проникающего теплового потока
2п от температуры 7а, теплофизиче-
ских характеристик КА, окружающей
среды и характеристик тепловой связи
между ними.
Из определения понятия проникаю-
щего теплового потока Qn следует, что
для i-ro участка он может быть опреде-
лен из следующего равенства:
= (^Л +	+ Гг^пад е{)Л —
—	(2.50)
где EZi — собственное тепловое излу-
чение наружной поверхности i-ro участ-
ка; — прямое солнечное излучение,
падающее на i-й участок; EnaaSi— отра-
женное от поверхности небесного тела
(или камеры) солнечное излучение, па-
дающее на i-й участок; Лвд^— теп-
ловое излучение поверхности небесного
тела (или камеры), падающее на i-й
участок; Ah eh Ft — соответственно
58
Обеспечение заданного теплового режима АПС
коэффициент поглощения прямого и отраженного солнечного излучений, степень черноты и площадь i-ro участка. Выражение (2.50) может быть записа- но в ином виде, если воспользоваться понятиями собственного и результирую- щего «солнечного» (Es^ (^) и «теплового» (Е8 , (?е.) излучений 1-го участка по- верхности КА [см. формулу (2.15)]:	Выражение для проникающего тепло- вого потока Qn{ будем искать для наибо- лее сложного случая — при нахожде- нии КА в вакуумной камере. При этом с целью упрощения задачи предполо- жим, что излучение любого f-ro участ- ка наружной поверхности КА распре- деляется равномерно по всей внутрен- ней поверхности вакуумной камеры.
Qsi = ^г^падб^г Es^i, = ^г^паде^г где Ее. определяется формулой (2.24), a Esi — формулой Es. = (1-Л05|.	(2.52) По аналогии с ЕР.	тепловой	поток Es. Ч	г может быть назван	собственным «солнечным» излучением. Определив выражения для А’падй. и £'пад£{ из (2.51) и подставив их в (2.50), получим <?п. = (^^ — <?S4) ~	(2.53) Результирующие излучения Qg{ и <?е4 можно определить через эффектив- ные излучения i-ro участка 1?Эфф t и ок- ружающей среды Е’эфф.к [см. формулу (2.16)]:	Для сокращения вычислений ограни- чимся выводом выражения для Qs^ а выражение для QZi получим по анало- гии. Для окружающей среды, образую- щей замкнутую систему, и установив- шегося теплового режима КА можно записать п	п—1 QsK — — S Qsi = — Qsi — 3 Qsv i =1	i =1 (2.56) Подставив (2.56) в четвертую формулу (2.55), получим Es Еи	/4	\ 	И— »	<Ч~ к	\ к	/ “Hr-1)	<2ЭТ> Подставляя второе выражение (2.55)
Qi. = -^эфф екфк	^эфф (2.54) QSj = Еэфф	£"эфф Sj^i-	и выражение (2.57) во второе равенство (2.54), получаем Г 1	, / 1	Л 1
В свою очередь 2?эфф i и -Еэфф. к могут	L 1	\ п	/	J Ее. F	Ее. F
быть найдены по формуле (2.17): 2?эфф e4^i =8. + ( 8.	1 j Q^i, £SiFi	/ 1	\ Сэффя/г=-я + Н. (2.55) Et Fк	/ 1	\ йЭфф.кАк- gK +(6к	*)<?««, £эфф SkFk = А + ( А	1) QsK. к	\ к	)	k	S/i -	Л  А п—1 -4>Ki(4	1) 2 Qs..	(2.58) \ к	/г=1 Аналогично п Г 1	( 1 Й 1 +(ек 1)(PK.j-<PKi gK Е F	п~^ 8	2 <2‘Г	(2-59) ei	\ к	/i=1	1
Статический расчет теплового режима АПС
59
Собственное «солнечное» излучение
2?s. определяется по формуле (2.52),
а собственное «тепловое» излучение
Ez. — по формуле (2.24), в которой тем-
пература наружной поверхности (обоз-
начаемая в дальнейшем пока еще
неизвестна. Для определения этой тем-
пературы используем уравнение (2.43),
которое запишем в виде
где 7а, еа — соответственно темпера-
тура и степень черноты наружной по-
верхности корпуса КА; Tt, 8f — соот-
ветственно температура и степень чер-
ноты наружного слоя ЭВТИ.
Приравнивая правые части уравне-
ний (2.53) и (2.60), находим
QSj ,	Vi
епр. аг епр. аг епр. аг
Подставляя полученное выражение в
(2.59), получаем
Et ЕК	Et Ei EiFi
ек к	£a г г г
6К * £а епр. ai
(2.61)
В уравнениях (2.58) и (2.61) неиз-
вестными являются Qsi и QZi, которые
можно определить, составив п уравне-
ний для Qsi и п уравнений для
Подставив полученные выражения
для Qsi и (?е. в формулу (2.53), опре-
деляющую проникающий тепловой по-
ток Qn. через i-й участок наружной
поверхности КА, получим
п
Фе — 1 4“ -----l') 2 £пр{фкЬ (2.64)
\ К /»=1
п
Ф5 = 1 + Ц---------1) 2 Лфк i- (2.65)
\ » /»=1
Задача статического расчета тепло-
вого режима КА заключается в том, что-
бы в соответствии с уравнением теплово-
го баланса (2.1) выполнялось равенство
п
2 <?п. = — Qr- Тогда уравнение (2.62)
г=1
принимает вид
п
(?т = — 2 Qni=
г=1
— -ф- Cq	2 ^к^пр гфкг —
£	4	7 г =1
Vnp.ei / А1 Ф8*)Х
X FiSi + FK(pK i *Ф jV. SKЛ{1 .	(2.66)
S к	J
Заменив в последнем уравнении про-
изведение фкг^к на (на основа-
нии свойства взаимности лучистых по-
токов) и решив его относительно
60
Обеспечение заданного теплового режима АПС
получим
/ Т7 \4 п
^0 \ 100 / 3 ^i^npi = С^тФе +
Х 7 г=1
/ Тк \4 "
’ Со I 1QQ 1	^|£пр гфг к "4~
Х 7 i=l
п	Ф
+ ^0 ^гепрг	^sk ,
i —i	\ пр г ьпр. аг/
(2.67)
где
г/ 1 —Л\
О ____	/4_______1 \ _£ I
SK — |ДГ Ф8 / £()
s Л 1-Л	-1
+ Jo Ф8 лк Ф{к] •
Уравнение (2.66) дает суммарную
п
величину теплового потока 2 (?п->
i=l
проникающего через наружную по-
верхность какой-либо части или всего
КА в целом при заданной средней тем-
пературе Та, а уравнение (2.67) —
среднюю температуру Та при заданном
внутреннем тепловыделении Q? в за-
висимости от теплофизических и гео-
метрических характеристик КА (еь
еПр.аг, Fi), окружающей среды
(ек, Ак, Si, SK, Гк, FK) и характери-
стик тепловой связи между ними (фгК).
Ниже будут приведены примеры ис-
пользования уравнения (2.67) при рас-
чете теплового состояния КА и разра-
ботке методики наземных тепловых ис-
пытаний. Сейчас же рассмотрим фи-
зический смысл членов, входящих в это
уравнение, и придадим этому уравне-
нию вид, наиболее удобный для реше-
ния как первой, так и второй задачи.
1. Используя свойство взаимности
лучистых потоков, выражения (2.64) и
(2.65) можно записать в виде
п
Ф8=1 + -7-(4--------1) 2 ЧНкЛЛ, (2.68)
к \ К / г=1
п
Фе = 1  тт— --------I'j 2 (Pi K^i=np г.
к \ к 'i=l	(2.69)
Так как всегда 0 <piK 1, At 1,
®пр i < 1, то
п	п
г =1	г =1
И
2 Vi к^\епр г <С 2
г =1	г =1
Для КА, находящегося на поверх-
ности небесного тела или пролетающего
над ней, FK является не чем иным, как
«окружающей» его поверхностью, при-
п
чем всегда 2
i=l
Следовательно,
л 1 п
"7------- 2 фгк^гА^
к	i=1
1
FK £к
F. 1 — ек
/ I фгк^г^прг	~	1
г=1	Г к
И Ф£^1.
Таким образом, подставляя в (2.67)
ФЕ = 1 и Ф8 = 1 и учитывая выраже-
ние (2.63), получаем
+ 2 ~Т~ F1 8npi	^кфгк —-т— •
г=1 *1	к J
(2.70)
При заданных'внутреннем тепловыде-
лении, теплофизических характеристи-
ках КА, окружающей среды и харак-
теристиках тепловой связи между ни-
ми уравнение (2.70) может быть исполь-
Статический расчет теплового режима АПС
61
зовано для определения температуры
КА, находящегося на поверхности не-
бесного тела, на орбите вокруг него
или в свободном космосе. Это же урав-
нение может быть использовано также
для выбора необходимых теплофизиче-
ских характеристик СОТР КА, для
чего ему можно придать более удобный
вид, разделив все его члены на
Со (Za/ЮО)4 и введя следующие обозна-
чения:
(Т’к/^'а)4 Ф1к — ffiK»
AJt, /	1 — Лк \
Со (7 а/100)4 Sk Лк ^к) =
(2.71)
^i^npi = ^прг ,
(?T/lG(Ta/100)4] = FT [м2].
Тогда (2.70) принимает вид
п	п
2^пр1 = ^т + 2 ^npi(?iK + <7is) [^21-
г=1	i=l
(2.72)
Уравнение (2.72) можно также запи-
сать в виде
п
DFnpi?i=FT [леЧ,	(2.73)
i=l
где
= (1 - 9iB — 9ts).	<2-74)
В дальнейшем будем называть:
Fnpi — приведенная площадь i-го уча-
стка; Ft — относительное внутреннее
п
тепловыделение. Отметим, что 2^пр*^
i=i
является относительным проникающим
тепловым потоком, взятым с обратным
знаком.
Из рассмотрения уравнения (2.73)
видно, что при заданном внутреннем
тепловыделении Qt и температуре Т\
(т. е. при заданном относительном внут-
реннем тепловыделении FT) необходи-
мые теплофизические характеристики
СОТР КА (Лн ef, епр f и Ft) могут
быть определены из условия равенства
суммы относительных проникающих
п
тепловых потоков 2 ^npi <71 через каж-
i=i
дый i-й участок относительному вну-
треннему тепловыделению Ft.
Величина FT, имеющая размерность
квадратного метра, показывает, какая
площадь поверхности при температуре
и степени черноты, равной единице,
необходима для «сброса» внутреннего
тепловыделения QT, если оно имеет по-
ложительный знак (например, при ра-
боте приборов), или какой площади по-
верхности при температуре Га и сте-
пени черноты, равной единице, эквива-
лентно внутреннее тепловыделение QT,
если оно имеет отрицательный знак
(например, при работе испарителя).
Следует заметить, что если необходи-
мо учесть теплообмен между отдельны-
ми частями или элементами КА, для ко-
торых составлены уравнения теплового
баланса в виде (2.70) или (2.73), то вели-
чина этого теплообмена с соответству-
ющим знаком должна быть включена
во внутреннее тепловыделение Qt- При-
мер применения уравнения (2.73) для
определения необходимых теплофизиче-
ских характеристик СОТР КА приве-
ден в § 6.2.
2. Из анализа третьего члена уравне-
ния (2.66) следует, что величина
еПр г/Фебпр.а! показывает, какая часть
поглощенного наружной поверхностью
КА прямого и отраженного от поверх-
ности камеры или небесного тела солнеч-
ного излучения «сбрасывается», не про-
ходя через теплоизоляцию. Следователь-
но, множитель [1— (епр f/Oeenp.ai)l пред-
ставляет собой «эффективный коэффи-
циент поглощения» прямого и отра-
женного солнечного излучения по-
верхностью КА, находящейся под теп-
лоизоляцией.
Величина (1 — Л^)/Фз представляет
собой «эффективный коэффициент отра-
/	1 — А \
жения», а множитель I 1-----ф I —
62
Обеспечение заданного теплового режима АПС
«эффективный коэффициент поглоще-
ния» прямого солнечного излучения
наружной поверхностью f-го участка КА,
учитывающий эффект многократного
отражения между поверхностью i-ro
участка и поверхностью окружающей
среды. Чем меньше коэффициент погло-
щения солнечного излучения окружаю-
щей среды Лк, тем больше величина Ф§
[см. (2.65)], а следовательно, больше и
эффективный коэффициент поглоще-
ния наружной поверхности.
При нахождении КА в вакуумной
камере условия 1 и Фе х 1 не
выполняются, и при определении тем-
пературы 7а необходимо пользоваться
уравнением (2.67), которое целесооб-
разно записать в виде
п
/7 \4	(Т \4
^0 \Гоб/ .2 ^i8npi = ®£<2t + Со (^100/ *
п	п
X 2 i8npi фгк + 50 2 ^i^npi X
1=1	1=1
/ Ф 1 \
х ------------- Ssk.	(2.75)
у °npi °np.ai у
6.2.	Методика расчета теплофизических
характеристик системы обеспечения
теплового режима.
В качестве примера применения уравне-
ния теплового состояния (2.73) опреде-
лим с его помощью необходимые тепло-
физические характеристики СОТР одной
из частей КА (например, обозначенной
на рис. 8индексом/), предназначенного
для полета на Луну и достаточно дли-
тельного пребывания на ее поверхно-
сти, исходя из требования, что на всех
этапах полета температура этой части
КА должна находиться в пределах от
^amin “ОС ДО Та щах = + 40 С.
Пусть на этапах ЗЛЗ (полет от Земли
к Луне и обратно) КА закручен вокруг
оси х, которая в течение всего времени
полета ориентирована по направлению
на Солнце; на этапе Лд (лунный пол-
день) Солнце находится в зените, тем-
пература поверхности Луны близка
к максимальной (396° К); на этапе Лн
(лунная ночь) температура поверхно-
сти минимальна (— 100° К).
Тепловой расчет проводим в следую-
щей последовательности.
1.	Разбиваем наружную поверхность
КА на ряд поверхностей:
— поверхность Fs, включающую
участки от i = 1 до i = S, освещаемые
прямым излучением Солнца;
— поверхность Fm, включающую
участки от i = S + 1 до i = пг, не ос-
вещаемые Солнцем или освещаемые
периодически вследствие неточной
ориентации оси х на Солнце и враще-
ния КА относительно этой оси;
— поверхность Fn, включающую
участки от i = m + 1 до i = п, про-
никающий поток через которую может
быть или пренебрежимо мал по срав-
нению с тепловыми потоками через по-
верхности Fs и (при полностью за-
крытых жалюзи), или сравним с ними
(в случае полностью открытых жа-
люзи).
2.	Предположим, что каждый i-й
участок в пределах одной поверхности
Fs, Fm и Fn имеет одинаковые средние
значения приведенных коэффициентов
излучения сПр1, оптических коэффици-
ентов и коэффициентов облучен-
ности с окружающей средой <piK. Тогда
уравнение (2.73) можно записать в сле-
дующем виде:
S	m
Snps7s 2	4“ enpm 7m 3 л +
1=1	l=S-f-l
n
+ enpn7n 2	= т
i=m+l
ИЛИ
FnpS?s + F7 m 4" FпрпЦп =
Задача дальнейшего расчета — опре-
деление средних приведенных коэффи-
циентов излучения 8пр s, епр m и 8прп,
входящих в соответствующие приве-
денные площади FnpS, Fnpm и Fnpn,
Статический расчет теплового режима АПС
63
а также средних отношений оптиче-
ских коэффициентов As/es, Лщ/ет и
Ап/еп, входящих во второе уравнение
(2.71).
3.	Запишем последнее уравнение для
каждого из этапов полета:
для этапа ЗЛЗ
^прз71лз + Fnpm <7ЗЛЗ+^ЛЗ?ЗЛЗ =
__ /73ЛЗ
т ’
(2.76)
для этапа Лд
+ Fnpm
(2.77)
для этапа Лн
FnpsgF + Fnpme* + F^nq^ = F^.
(2.78)
Из первого и второго уравнений (2.71)
и уравнения (2.74) видно, что для усло-
вий нахождения КА на Луне в ночное
время (этап Лн) q$ н =	= q^*	1.
Из тех же уравнений видно, что всегда
qs и qs меньше qs ~ 1; qm и qm
меньше дЛн ж 1; и дзлз меньше
дЛн 1, т. е. левые части уравнений
(2.76) и (2.77) будут существенно мень-
ше левой части уравнения (2.78). Следо-
вательно, при неизменных в полете при-
веденных площадях FnpS, Fnpm и Fnpn
допустимые относительные тепловыде-
ления F?a и Т^тЛ3 будут всегда сущест-
венно меньше требуемого относитель-
ного тепловыделения в ночное
время.
Так как мощность подогрева должна
быть минимальной, то приведенные
площади Fnps, Fnpm и Fnvn также
должны быть минимально возможными,
и если величину внутреннего тепловы-
деления выбрать равной необходимому
тепловыделению в ночное время и оди-
наковой на всех этапах полета, то при
неизменных приведенных площадях
Fups, ^П07Пи Fnp п температура КА на
этапах ЗЛЗ и Лд будет существенно
ВЫШе Максимально ДОПУСТИМОЙ Гашах.
Поэтому вначале необходимо опреде-
лить теплофизические характеристики
КА для этапов ЗЛЗ и Лд при одном и
том же относительном внутреннем теп-
ловыделении FT, но при различных тем-
пературах КА (Та = Та mtn на этапе
ЗЛЗ и Та = Ташах на этапе Лд), а затем
по формуле (2.78) и четвертой формуле
(2.71) — требуемое тепловыделение
в ночное время. Если окажется, что
оно существенно выше тепловыделения
QT на этапах ЗЛЗ и Лд, то необходимо
или искусственно увеличивать в ноч-
ное время тепловыделение приборов
()?н, или применять специальный подо-
греватель.
Используя уравнения (2.76) и (2.77),
получим
злз
г ЗЛЗ I ЛдДШ---гЛд __
т “ Чп Лд прп
"т.
злз
—i— рЛд_.ЗЛЗ Г.ЗЛЗ
Лд Т Чп •'прп
”т
/	злз \-1
V I „злз__ „лд ___
х Vs gs алД /
4	Чт /
(2.79)
^прт = [/•ЛД+(/гЗЛЗдЗЛЗ_/.ЗЛЗ) ^Лд^ЗЛЗ] х
„Лд
„Лд_ „ЗЛЗ
Чт Чт „ЗЛЗ
4.	Строим вспомогательный график
зависимости приведенных площадей
Тпр s и Тпр т от относительного внут-
реннего тепловыделения FT для различ-
ных значений отношения коэффициентов
Asfas и приведенной площади Fn^n.
Изменение относительного внутреннего
тепловыделения Fy рассматриваем в
пределах от 0 до 0,5, а пределы измене-
ния отношения As/es выбираем, исходя
из следующих соображений.
Так как температура КА не должна
превышать +40° С в наиболее тяжелый
период времени нахождения на Луне
(в полдень), когда, кроме солнечного
64
Обеспечение заданного теплового режима АПС
излучения, имеется еще максимальное
тепловое излучение Луны, то отноше-
ния As/es и Ат/ет, очевидно, должны
быть минимально возможными. В слу-
чае применения для покрытия наруж-
ной поверхности КА белых красок эти
отношения можно брать равными 0,2—
0,25 (см. §7.2). Поэтому дальнейший
расчет нужно проводить для следующе-
го случая:
As/es = Ат/ът = 0,2; 0,25 и 0,3.
пе полета ЗЛЗ jFnpn = 0; 0,01 и 0,1,
на этапах Лд и Лн Fnpn= 0. Коэффи-
циент поглощения солнечного излуче-
ния поверхностью Луны = 0,93, а
Ат1&т = As/es. На этапах полета
ЗЛЗ и Лн температура Za = Za min =
= 0° С, на этапе полета Лд Та =
= Т* max = + 40° С.
5.	Используя графики на рис. 23,
можно определить различные варианты
теплофизических характеристик СОТР
в зависимости от назначения КА.
Рис. 23. Зависимость приведенных площадей Fnp$ и
-Fnp т и приведенных коэффициентов излучения £Пр$
и еПрт от приведенной площади внутреннего тепло-
выделения Гт для различных значений и Fnpn
Результаты расчета приведены на
рис. 23. Расчет проводился для КА
цилиндрической формы, имеющего
Fs = 1 м2, Fm = 5 м2, Fn = Ijt2; соот-
ветственно для этих поверхностей
<ps к = о, <рт к = 0,5, фпК = 0 (на поверх-
ности Луны жалюзи закрыты). На эта-
Если требуется максимально возмож-
ный сброс тепла при нахождении КА на
поверхности Луны, то необходимо, что-
бы максимальной была площадь Fnps,
а при заданной Fs максимальным дол-
жен быть коэффициент 8nps- Так как
максимально возможное значение 8пря
равно примерно единице [см. формулу
(2.63)], что соответствует поверхности
без теплоизоляции (обычно называемой
радиатором-охладителем), то, исполь-
зуя графики на рис. 23 (см. построение
Статический расчет теплового режима АПС
65
А А' и А А"), находим (при Asfes =
= 0,25)
/гпрт = о,45 м2, FT = 0,36 м2.
Следовательно,
Епрт = 0,09,
(??лз = FTC0(T%n3/iOOy = 98 ккал/час=
= 115 вт,
= FTCo(7T/100)4 = 166 ккал/час =
— 200 вт.
Подставив полученные значения Fnp s
и Fnpm в формулу (2.78), получим тре-
буемое тепловыделение в ночное время
()Лн = F?HCo(7fH/lOO)4 =
= (^nPs + Fnpm)C0 (ГЛн/100)4=
= 400 ккал/час = 460 вт.
Таким образом, СОТР КА, обеспечи-
вающая мощность сброса тепла около
200 вт при нахождении КА на поверх-
ности Луны в лунный полдень, должна
иметь следующие теплофизические ха-
рактеристики (первый вариант СОТР):
Лхр8 l*^2 (Slips 1)» Fпртп =
= 0,45 м2 (епРт = 0,09), Fnpn<0,01,
As/es = Ат/ет - 0,25, ^злз = 115 вт,
Q?a = 200 вт, <2?н = 460 вт.
В этом случае температура КА на этапе
ЗЛЗ будет равна 273° К, на этапе Лд
313° К, а для поддержания температуры
КА на этапе Лн, равной 273° К, требу-
ется внутреннее тепловыделение (подо-
грев) мощностью 460 вт.
Обеспечение такого подогрева в тече-
ние всей лунной ночи (около 15 земных
суток) является сложной задачей вслед-
ствие ограниченных энергетических за-
пасов на борту КА. Поэтому опреде-
лим теплофизические характеристики
СОТР КА, требующей минимально воз-
можной величины подогрева в ночное
время и одновременно обеспечивающей
сброс тепла достаточной величины в
лунный полдень.
Задавшись практически минимально
осуществимым приведенным коэффи-
циентом излучения епр т поверхности
Fm (например, епрт = 0,01), из графи-
ков на рис. 23 находим (см. построение
ВВ' и ВВ")
FnpS = 0,11 м2, FT = 0,04 м2.
Следовательно,
<2?лз = ?’тСо(7’злз/100)4 = И ккал/час=
= 12,6 вт,
()Лд = ртСо(Т^/ЧООу = 18,6 ккал/час =
= 21,5 вт.
Подставив полученное значение Fnp s
и заданное Гпр т в формулу (2.78), полу-
чим требуемое внутреннее тепловыделе-
ние в ночное время
Q?a = F?HC0 (Г?н/100)« =
= (J’nps + Fnpm )C0(7f н/100)< = 50 вт.
Таким образом, СОТР КА, обеспечи-
вающая мощность сброса тепла 21,5 вт
при нахождении КА на поверхности
Луны в лунный полдень, должна иметь
следующие теплофизические характе-
ристики (второй вариант СОТР):
FnpS = 0,ll 3t2(6nps = 0,11),
Fnpm = 0,05 М2 (епРт = 0,01),
Лтрп<0,01, AS/3S = Ат/&т = 0,25,
= 21,5 вт, (??л3 = 12,5 вт,
Q^a = 50 вт.
Из приведенных примеров видно, что
даже при достаточно хорошей тепло-
изольции и минимальном тепловыделе-
нии в лунный полдень (всего 21,5 вт)
в ночное время требуется подогрев мощ-
ностью 50 вт, и задача обеспечения
5 Автоматические планетные станции
66
Обеспечение заданного теплового режима АПС
заданного теплового состояния КА
сводится в основном или к обеспечению
его источниками тепловой энергии
(химическими, электрическими, изотоп-
ными и т. д.), что не всегда возможно,
или к необходимости такого измене-
ния теплофизических характеристик
СОТР КА при переходе от одного этапа
полета к другому, чтобы подогрев был
минимальным.
Последний способ обеспечения задан-
ного теплового состояния космическо-
го аппарата рассматривается в следую-
щем параграфе.
6.	Определив средние суммарные зна-
чения приведенных площадей Тпр s,
^пртп, ^прп и отношений оптических
коэффициентов As/es, Лт/ет, Ап/еп
для поверхностей Fs, Fm, Fn, находим
приведенные площади Тпр i и отноше-
ния коэффициентов А^ для каждого
f-ro участка этих поверхностей, причем
для участков без теплоизоляции (соот-
ветствующих так называемым утечкам
тепла) приведенные площади равны пло-
щади наружной поверхности этих
участков. Эти расчеты связаны с кон-
струкцией конкретного аппарата и по-
этому в настоящей работе не приводятся.
6.3.	Определение понятий пассивной и
активной систем обеспечения теплового
режима.
При известных теплофизических харак-
теристиках СОТР КА, окружающей сре-
ды и характеристиках тепловой связи
между ними температура КА определя-
ется формулой
которую можно получить, использовав
уравнение (2.72). Входящие в эту фор-
мулу величины qii{ и qis и FT опреде-
ляются соответствующими формулами
(2.72) с заменой в них температуры
Та на произвольную температуру Та
(например, Т*л = Tamin).
Результаты расчета температуры Та
для тепловой модели КА, рассматривае-
мой нами в качестве примера (первый
вариант СОТР) для этапов ЗЛЗ и Лд,
в зависимости от приведенной площади
внутреннего тепловыделения показаны
на рис. 24. Из рисунка видно, что при
FT = 0,36 м2 и Asl^s ~ 0,25 темпера-
тура Та на этапе ЗЛЗ не будет ниже
0° С, а на этапе Лд — не выше +40° С.
Однако вследствие возможных случай-
ных отклонений теплофизических харак-
теристик СОТР, окружающей среды и
условий теплообмена между ними от
расчетных значений температура КА в
полете может выйти за заданные расчет-
ные пределы Ташах И Tamin.
Так, увеличение значений приведен-
ного тепловыделения Тт и отношения
As/es, например до Тт = 0,5 м2 и
As/zs = 0,3, приведет к повышению
температуры КА, находящегося на по-
верхности Луны, до +50° С, а для
КА, находящегося на этапе ЗЛЗ, умень-
шение значений FT и As/&s, например
до FT = 0,22 м2 и Asl&s = 0,2, приведет
к понижению температуры до —18° С
(рис. 24). Для уменьшения вероятно-
сти выхода температуры за заданные
пределы из-за случайных отклонений
теплофизических характеристик КА,
окружающей среды и условий тепло-
обмена между ними расчет проводят
«с запасом», для чего вместо допустимых
Ташах = +40 С И Та min = 0° С берут
Та шах = 30 -г- 35 С И Та min = 5 4—
-4- 10° С.
Однако может оказаться, что при та-
ком подходе или вес СОТР становится
недопустимо большим, или нельзя обес-
печить поддержание заданной темпера-
туры. Например, если бы мы задались
целью иметь в лунный полдень
Та = +30° С и FT = 0,36 м2, то убеди-
лись бы, что это невозможно, так как
даже при А$1&$ = 0,2 получили бы
Та = +35° С (рис. 24). Очевидно, что
Статический расчет теплового режима АПС
67
надежность поддержания температуры
КА в заданных пределах станет выше,
если автоматически или по желанию
экипажа изменять теплофизические ха-
рактеристики СОТР и условия тепло-
обмена с окружающей средой в зависи-
мости от температуры КА непосредст-
венно в полете. Если, например, возни-
кнет опасность превышения максималь-
но допустимой температуры КА, то не-
обходимо увеличить приведенные пло-
щади, через которые происходит сброс
поддержание температуры в заданных
пределах на всех этапах полета КА.
В этом можно еще раз убедиться, обра-
тившись к расчетам, относящимся к пер-
вому варианту тепловой модели КА, где
было получено, что при переходе к эта-
пу полета Лн требуется внутреннее теп-
ловыделение 460 вт, существенно пре-
вышающее максимально допустимое
в лунный полдень (200 впг).
Из приведенных примеров видно, что
существуют два основных способа
Рис. 24. Зависимость температуры КА от приведен-
ной площади внутреннего тепловыделения -FT на
_	_ .ЗЛЗ.
этапе перелета Земля—Луна (Та ) и на поверхности
Луны в лунный полдень (Т^)
тепла (открывая жалюзи, крышки на
радиаторах-охладителях, включая ис-
парители и т. д.), и наоборот.
Необходимость изменения теплофи-
зических характеристик СОТР дикту-
ется часто еще и тем, что без такого из-
менения принципиально невозможно
обеспечения заданного теплового режи-
ма КА, отличающиеся друг от друга
возможностью изменения непосредст-
венно в полете теплофизических харак-
теристик СОТР. В принципе, правда,
существует еще один способ — преоб-
разование теплофизических характе-
ристик окружающей среды в масштабе
всего небесного тела или только в обла-
сти, непосредственно окружающей КА,
однако в настоящей работе этот способ
не рассматривается.
5*
68
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Система обеспечения заданного тепло-
вого режима (состояния) КА путем вы-
бора его теплофизических характери-
стик (приведенного коэффициента из-
лучения епр, теплоизоляции, коэффи-
циентов поглощения солнечного излу-
чения As и степени черноты е наружной
поверхности, мощности внутреннего
тепловыделения (2т) и ориентации КА
относительно окружающей среды, не
изменяемых с течением времени, назы-
вается пассивной системой обеспечения
теплового режима КА (ПСОТР).
Система обеспечения заданного теп-
лового режима (состояния) КА путем
автоматического или по желанию экипа-
жа изменения непосредственно в полете
теплофизических характеристик КА
(приведенного коэффициента излучения
еПр теплоизоляции, коэффициентов по-
глощения солнечного излучения As и
степени черноты е наружной поверхно-
сти, мощности внутреннего тепловыде-
ления QT) и ориентации его относитель-
но окружающей среды называется ак-
тивной системой обеспечения теплового
режима КА (АСОТР).
Пассивная система во многих случаях
наиболее проста, легка и надежна, так
как содержит всего несколько элемен-
тов: теплоизоляцию, покрытия, источ-
ники тепла и заданную ориентацию КА
относительно окружающей среды. Ак-
тивная система обычно, но не всегда яв-
ляется более сложной, тяжелой и менее
надежной системой, так как включает
в себя дополнительные элементы, на-
пример датчики температуры и усилите-
ли первоначальных сигналов, подвиж-
ные исполнительные механизмы, вклю-
чаемые и выключаемые насосы, нагре-
ватели, испарители и т. д. По этой при-
чине применение АСОТР будет оправ-
данно только в тех случаях, когда обес-
печение теплового режима при помощи
ПСОТР на некоторых этапах полета
оказывается невозможным и мы тог-
да вынуждены дополнительно, в помощь
этой системе, использовать также
АСОТР.
6.4.	Определение мощности активной
системы обеспечения теплового режима.
Из анализа уравнений (2.70) и (2.72)
следует, что назначение пассивной и
активной систем обеспечения теплового
режима заключается в поддержании
равенства между теряемой КА тепловой
энергией, зависящей от температуры Та
(левая часть уравнений), и суммой теп-
ловой энергии, получаемой КА от окру-
жающей среды и вследствие внутрен-
него тепловыделения (правая часть
уравнений), или, другими словами,
в поддержании равенства между прони-
кающим тепловым потоком | левая часть
уравнения (2.73)] и внутренним тепло-
выделением |правая часть уравнения
2.73)].
ПСОТР допускает изменение внут-
реннего тепловыделения и тепловых
потоков, воспринимаемых КА от окру-
жающей среды, в пределах, определяе-
мых максимально ДОПУСТИМОЙ (7атах)
и минимально допустимой (Тат1П) тем-
пературами КА [левая часть уравнения
(2.70)]. Чем меньше разность между
этими температурами, т. е. чем меньше
допустимый диапазон изменения тем-
пературы Та, тем меньше допустимые
отклонения теплофизических харак-
теристик КА, окружающей среды и ха-
рактеристик тепловой связи между
ними от расчетных. Если в результате
теплового расчета оказывается, что на
каком-либо этапе полета поддержание
температуры КА в заданных пределах
только при помощи ПСОТР невозмож-
но, то необходимо на этом этапе изме-
нить теплофизические характеристики
КА, т. е. применить АСОТР.
Количественно степень такого изме-
нения может быть определена на осно-
ве использования уравнения (2.72),
которое в случае применения АСОТР
можно будет записать в следующем
виде:
п	п
2 -^npi = Ft + 2 npi(?iK + 4is) + Fa,
i=l	i=i
(2.81)
Статический расчет теплового режима АПС
69
где Fa — относительное внутреннее
тепловыделение АСОТР, .и2.
Следовательно,
п	п
Fa = 2 Fnpi — [ 2 -^npi ((7iK + Qis) 4" FTJ ,
1=1	i=l
(2.82)
ИЛИ
n
Fa = 2^ПР*(1 — *7iK —	(2.83)
i=l
ИЛИ
n
Fa=^Faviqi-FT.	<2-84)
i=l
Мощностью Qa АСОТР называется
потребное количество тепловой энер-
гии в единицу времени, необходимое
для сохранения допустимого теплового
состояния (температуры) КА в случае
такого изменения теплофизических ха-
рактеристик ПСОТР КА, окружаю-
щей среды и характеристик тепловой
связи между ними, которое вывело бы
тепловое состояние (температуру) КА
за заданные допустимые пределы. Ис-
пользуя четвертое уравнение (2.71) и
уравнение (2.84), получаем
<?a = FaCo(Fa/lOO)4.	(2.85)
В качестве примера применения
уравнения (2.84) на рис. 25 построена
зависимость требуемой приведенной
площади внутреннего тепловыделения
АСОТР от отношения As/es для пер-
вого варианта рассматриваемой нами
тепловой модели КА (см.§ 6.2), находя-
щегося в полдень на поверхности Луны
(П = 396° К, Т?д = +40° С).
Из рис. 25 видно, что при отклонении
отношения As/bs от расчетной величи-
ны 0,25 до значения 0,3 имеем
Fa = — 0,1 м\
Са = FaCo(Ta/100)4 = - 47 вт. (2.86)
т. е. при температуре Т\ = 4-40° С мощ-
ность АСОТР должна быть не менее
Рис. 25. Зависимость требуемой приведенной площади
Ра внутреннего тепловыделения АСОТР от отношения
Asfes
—47 вт. чтобы предотвратить нагрев
КА выше максимально допустимой тем-
пературы Та = +40° С.
Конструктивно активное внутреннее
тепловыделение Qa (положительное
или отрицательное) можно осущест-
вить различными путями; поэтому важ-
нейшей и наиболее интересной задачей
теплового расчета является выбор та-
кой схемы АСОТР, которая при наи-
меньшем весе обеспечивала бы внут-
реннее тепловыделение необходимой
мощности и знака.
Так, активный теплоотвод мощностью
<2а = — 47 вт можно осуществить в
нашем примере следующими путями:
— использованием фазовых превра-
щений веществ (например, испаряя
жидкость внутри КА и выбрасывая ее
пары в вакуум);
— установкой экрана над радиато-
ром-охладителем (поверхность Fs) для
защиты от прямого излучения Солнца;
— обеспечением возможности сброса
тепла в грунт небесного тела;
— созданием микроклимата вокруг
КА, уменьшая отношение As/zs по-
верхности небесного тела (например,
при помощи тонкого слоя мелких белых
частиц);
— увеличением теплоизоляции бо-
ковой поверхности КА (путем умень-
шения приведенной площади Fnp m).
ГЛАВА 7
Основные элементы систем
обеспечения
теплового режима
7.1.	Экрано-вакуумная тепловая изоля-
ция.
В главе 6 дана методика расчета теп-
лового сопротивления экрано-вакуум-
ной тепловой изоляции (ЭВТИ), ши-
роко применяемой на КА. Материалы,
из которых изготавливаются экраны
и прокладки ЭВТИ, могут быть весь-
ма различными. Так, например, при
рабочей температуре ЭВТИ до 150° С
для экранов обычно применяют поли-
этилентерефталатную пленку (с напы-
лением алюминия, серебра или золо-
та), при температуре до 450° С — алю-
миниевую фольгу (прокладками служит
стекловолокно). При температуре свы-
ше 450° С для изготовления экранов
можно применять фольгу из меди, ни-
келя или стали с кварцевым волокном
в качестве прокладок между экранами.
Однако какова бы ни была текстура
ЭВТИ, имеются некоторые общие за-
кономерности, определяющие ее опти-
мальную толщину в каждом отдельном
случае.
В настоящем параграфе будут кратко
рассмотрены с качественной стороны
некоторые основные вопросы выбора
целесообразной толщины ЭВТИ КА
или его агрегатов. Количественный рас-
чет потребного числа слоев (толщины)
ЭВТИ может быть выполнен лишь в
зависимости от условий полета и кон-
струкции конкретного летательного ап-
парата.
Плотность укладки слоев ЭВТИ. При
проектировании КА стремятся, как
правило, получить наибольшую эффек-
тивность с единицы веса конструкции;
например, в случае ЭВТИ — ее мак-
симального термического сопротивле-
ния при заданном числе экранов. Так
как излучаемый тепловой поток обрат-
но пропорционален величине п + 1
(п — число экранов или слоев ЭВТИ),
то следует крайне внимательно анали-
зировать вопрос о влиянии теплопро-
водности материала экранов и прокла-
док в зависимости от числа слоев на
единицу длины по толщине ЭВТИ.
По мере увеличения плотности уклад-
ки слоев ЭВТИ возрастает состав-
ляющая теплового потока из-за тепло-
проводности, в связи с чем можно до-
стигнуть оптимальной эффективности
ЭВТИ при некоторой плотности ук-
ладки экранов; достаточно подробный
теоретический и экспериментальный
материал по этому вопросу изложен в
работах [14, 15]. Для различных тек-
стур и разных рабочих температур
ЭВТИ указанная зависимость различ-
на, и поэтому экстремум теплопровод-
ности имеет место при различных зна-
чениях плотности укладки слоев, но
характер изменения эффективности
ЭВТИ в этих случаях близок.
На рис. 26 показана зависимость
коэффициента теплопроводности ЭВТИ
от плотности укладки ее слоев, где
X = X/Xmin- Оказывается, что мини-
мум эффективной теплопроводности
ЭВТИ наблюдается чаще всего при сво-
бодной укладке слоев (без поджатия),
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
71
Рис. 26. Зависимость коэффициента теплопроводно-
сти ЭВТИ от плотности укладки ее слоев
что соответствует примерно 10 — 30 сло-
ям на 1 см толщины (в зависимости
от материала и условий применения
ЭВТИ). Чем меньше степень черноты
поверхностей экранов, тем меньше и
коэффициент теплопроводности.
В дальнейшем мы будем предполагать,
что плотность укладки слоев ЭВТИ
выбрана близкой к оптимальной, и
вопрос о потребной толщине ЭВТИ
сведется к вопросу о рациональном
количестве ее экранов.
Выбор толщины ЭВТИ для нестацио-
нарного участка полета. Как извест-
но, тепловое сопротивление ЭВТИ су-
щественно зависит от давления газа
между ее экранами [14]. В связи с этим
стартовый участок полета от Земли и
последующие часы (и даже сутки)
пребывания аппарата в космическом
пространстве требуют к себе особого
внимания ввиду длительного периода
уменьшения давления между экрана-
ми ЭВТИ.
При этом давление в наружных слоях
ЭВТИ быстрее приближается к давле-
нию окружающей среды, чем во внут-
ренних слоях, так как для последних
больше гидравлическое сопротивление
на пути к вакууму внешнего простран-
ства.
Указанный процесс замедляется еще
тем, что материал экранов, прокла-
Рис. 27. Зависимость теплового сопротивления ЭВТИ
от времени нахождения КА в глубоком вакууме для
различного числа слоев ЭВТИ (2Vi < N2)
док и внешних стенок КА (к которым
прилегает ЭВТИ) «газит», непрерывно
добавляя в ЭВТИ новые порции моле-
кул газа. При этом давление остаточ-
ного газа во внутренних слоях ЭВТИ
всегда больше, чем в наружных, и эта
разность возрастает с увеличением тол-
щины (т. е. числа слоев) ЭВТИ.
В соответствии со сказанным ЭВТИ,
имеющая меньшее число слоев, отно-
сительно быстрее повышает свою эф-
фективность, чем ЭВТИ большей тол-
щины; термическое сопротивление
ЭВТИ, близкое к максимальному, до-
стигается обычно при давлении оста-
точного газа меньше 10“3 мм рт. ст.
Этот факт иллюстрируется графиками
на рис. 27.
Из анализа этих графиков можно
сделать вывод, что при некоторых не-
больших значениях длительности по-
лета КА более целесообразно (хотя
бы по весовым соображениям) будет
применение ЭВТИ с относительно ма-
лым числом экранов.
Стационарные характеристики ЭВТИ.
При длительном полете в свободном
космосе, когда между экранами ЭВТИ
установится достаточно низкое и при-
мерно постоянное давление, термиче-
ское сопротивление ЭВТИ будет зави-
сеть только от ее температуры.
Выбор потребного числа слоев ЭВТИ
72
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Рис. 28. Зависимость теплового потока через ЭВТИ
от количества ее слоев
определяется целым рядом факторов.
Обычно ЭВТИ применяется для пре-
дотвращения существенного нагрева
или больших тепловых потерь в наруж-
ных поверхностях аппарата и умень-
шения его нерегулируемого теплообме-
на с окружающей средой. Однако име-
ются еще и другие источники стока
тепла или теплопритока. К ним отно-
сятся, например, аппаратура, различ-
ные агрегаты и оборудование, распола-
гаемые на внешних частях аппарата,
которые не могут быть полностью за-
крыты ЭВТИ по условиям эксплуата-
ции, и другие источники.
Для определенности и простоты рас-
суждений допустим, что аппарат не-
прерывно теряет тепло в окружающее
пространство в количестве
&Q = (?эвти + <?н.о — <2апп [ккал/час],
(2.87)
где (?эвти —теплопотери через ЭВТИ;
^н.о —теплопотери через наружное обо-
рудование; (>апп — среднее количество
тепла, поступающее в отсек в резуль-
тате функционирования аппаратуры.
Если используется активная систе-
ма терморегулирования, то ее тепло-
производительность, как правило, дол-
жна превышать &Q ккал/час; в част-
ности, при достаточно длительном
(когда тепловая инерционность срав-
нительно мала) дискретном изменении
величины AQ система терморегулиро-
вания проектируется с учетом экстре-
мальных значений AQ. В случае пас-
сивной системы, использующей тепло-
емкость аппарата (или его части), допу-
стимое охлаждение Д£ = \Qx/cG [град],
где т —длительность полета; с —сред-
няя удельная теплоемкость аппарата;
G — вес аппарата.
Естественно, что всегда следует
стремиться к уменьшению величины
(?эвти> чтобы активная система термо-
регулирования была менее громоздкой.
Для уменьшения (?эвти необходимо
увеличивать термическое сопротивле-
ние ЭВТИ, т. е. количество ее экранов.
Но где лежит в этом случае разумный
предел?
Рассмотрим рис. 28, на котором по-
казан характер изменения теплового
потока через ЭВТИ в зависимости от
числа ее слоев. Из рисунка видно, что
при числе слоев ЭВТИ больше некото-
рой величины N± (в большинстве слу-
чаев близкой к наиболее рациональной)
эффективность ЭВТИ растет незначи-
тельно. Следовательно, увеличение ко-
личества слоев ЭВТИ сверх Nt редко
бывает целесообразным [зависимость
Сэвти = / (N) желательно устанав-
ливать экспериментальным путем].
Если окажется, что тепловой поток
(?эвти требуется меньшим, чем полу-
чается при числе экранов 7VX, то иногда
целесообразнее принять меры к соот-
ветствующему подогреву КА, а не к
увеличению числа экранов ЭВТИ или
к увеличению теплопроизводительно-
сти активной системы терморегулиро-
вания.
Один из способов подогрева (лучи-
стый теплопровод) рассматривается в
главе 8. Во многих случаях примене-
ние лучистого теплопровода более вы-
годно (по весу и надежности), чем ус-
ложнение активной системы терморе-
гулирования или использование числа
экранов ЭВТИ свыше Nt. При этом
следует учитывать, что вес десяти
Основные элементы системы обеспечения теплового режима
73
экранов из полиэтилентерефталатной
пленки площадью 1 м2 каждый состав-
ляет 0,2i— 0,3 кГ, а из металлической
фольги — около 1 кГ.
7.2.	Терморегулирующие покрытия.
Для уяснения принципа действия тер-
морегулирующих покрытий по от-
ношению к солнечному излучению рас-
смотрим спектр солнечного излучения
(рис. 29). Из графиков видно, что наи-
больший энергетический вклад вносит
Подобным же образом и поверхность
КА поглощает солнечный поток и пере-
излучает поглощенную энергию в ин-
фракрасном спектре. На рис. 30 пред-
ставлены кривые, характеризующие по-
глощение солнечной энергии и измене-
ние количества тепла, излучаемого сфе-
рическим космическим аппаратом при
температуре 280° К.
В приведенном примере количество те-
пла, излучаемого абсолютно черным
радиатором при температуре 280° К,
Рис. 29. Спектральное распределение энергии Солнца
и Земли
часть спектра в диапазоне длин волн
от 0,2 до 1,0 мк.
На том же рисунке показано спект-
ральное излучение Земли. Тепло, пог-
лощенное Землей, равно полному сол-
нечному потоку минус альбедо Земли.
Поглощенная энергия переизлучается
при длинных волнах в инфракрасном
спектре.
равно количеству тепла, поглощенного
черным покрытием КА сферической
формы. При использовании белого ор-
ганического покрытия вместо черного
поглощение солнечного излучения бу-
дет значительно уменьшено, а излуча-
тельная способность будет близка к из-
лучательной способности абсолютно
черного тела.
Это обстоятельство приведет к пони-
жению температуры поверхности ап-
парата. Понижение температуры будет
74
Обеспечение заданного теплового режима АПС
продолжаться до тех пор, пока излу-
чаемая аппаратом энергия не сравняет-
ся с поглощенным солнечным потоком.
В случае покрытия из полированного
алюминия или золота величина погло-
щенного солнечного потока будет на-
ходиться в пределах 0,2—0,3, а излу-
чательная способность будет очень
низкая (0,03^0,05).
Рис. 30. Поглощательные и отражательные способ-
ности покрытий поверхности КА
Температура позолоченной поверхно-
сти КА будет достаточно высокой и
составит примерно 500—600 °К. В
случае использования серого тела коэф-
фициенты поглощения и излучения бу-
дут равны. При одинаковом уменьше-
нии коэффициентов поглощения и из-
лучения температура поверхности ос-
тается постоянной. Свойства большин-
ства покрытий, используемых для тер-
морегулирования, резко отличаются от
свойств серого тела. Покрытиями, ко-
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
75
торые приближаются к серым телам,
являются черные краски (As ~ е ~
^0,9) и краски, пигментированные
алюминием (As ~ ~ 0,4).
На рис. 29 и 30 представлены кри-
вые для иллюстрации принципа тер-
морегулирования путем использова-
ния излучательных свойств покрытий.
Однако эти графики не позволяют оп-
Рис. 31. Спектральные (а) и интегральные (б) погло-
щательные и излучательные способности покрытий
ределить полную интегральную излу-
чательную или поглощательную спо-
собность поверхности в удобном для
анализа виде. Поэтому на рис. 31
приведены графики, характеризующие
спектральные и интегральные погло-
щательные и излучательные свойства
покрытий. В случае солнечного излу-
чения 94% энергии соответствует об-
ласти с длиной волны меньше 2 мк,
поэтому кривая поглощения имеет из-
гиб при 2 мк, а энергия, поглощенная
76
Обеспечение заданного теплового режима АПС
при длинных волнах, определяет зна-
чение величины As. Подобным же об-
разом излученная энергия, как видно
из графика, сосредоточена при длинах
волн от 5 до 50 мк.
Для большинства целей значения As
и е графически не определяются. Име-
ются детальные таблицы солнечного
излучения над земной атмосферой, и
поэтому необходимые значения As
можно получить достаточно быстро.
Коэффициент излучения покрытия
может быть определен по данным
спектрального поглощения путем вы-
числения полной поглощательной спо-
собности для черного излучения при
одной и той же температуре источника.
Это может быть получено путем вычер-
чивания кривой для черного тела по
закону Планка. Излучение, имеющее
логарифмическую зависимость, характе-
ризует сразу спектральную интенсив-
ность.
Приблизительная величина излуча-
тельной способности может быть вы-
числена на основании данных спект-
рального поглощения и относительного
распределения энергии.
Если кривая спектрального погло-
щения приближается к серому телу,
то вычисленная излучательная способ-
ность не зависит от температуры. Для
большинства реальных покрытий по-
глощательная способность зависит от
длины волны и температуры. Для ме-
таллических материалов, например,
поглощение увеличивается при более
коротких волнах и высокой темпера-
туре. Поглощательная способность ди-
электрических материалов получается,
как правило, меньше, чем предсказы-
ваемая, а излучательная способность
обычно много больше и имеет тенден-
цию к уменьшению с повышением тем-
пературы.
Измерение спектральных свойств по-
крытий в инфракрасной области спект-
ра является трудной задачей, посколь-
ку все поверхности внутри аппарата
излучают или отражают энергию при
одних и тех же длинах волн. Таким
образом, излучательная способность
обычно измеряется прямым способом с
использованием черной поверхности
для сравнения. Излучательная способ-
ность может также вычисляться по
скорости охлаждения небольших образ-
цов, подвешенных в вакуумной камере
с холодными стенками.
Материалы для терморегулирующих
покрытий. Для сброса запроектиро-
ванного теплового потока излучателем
необходимо, чтобы его поверхность
имела определенные характеристики
излучательной способности. В общем
случае желательна такая поверх-
ность, которая имела бы высокую излу-
чательную способность в инфракрас-
ной области. Если поверхность подвер-
жена действию Солнца, то для получе-
ния умеренных температур на этой
поверхности необходимо, чтобы она об-
ладала низкой излучательной (высокой
отражательной) способностью в корот-
коволновой части спектра солнечного
излучения. Для теплопоглощающих по-
верхностей требуется низкая излуча-
тельная способность в инфракрасной об-
ласти солнечного спектра и высокая
поглощательная способность в коротко-
волновой части солнечного спектра.
Обычно материалы (сталь, алюми-
ний), которые могли бы быть исполь-
зованы для конструкций излучателя
и поверхности КА для поддерживания
внутри него заданного теплового ре-
жима, не имеют требуемых излучатель-
ных и поглощательных характеристик.
Для их получения используются раз-
личные поверхностные покрытия. Ма-
териалы покрытий могут быть клас-
сифицированы по отношению их погло-
щательной способности в области ко-
ротких волн солнечного спектра к их
излучательной способности в области
длинных волн. Различие этих отноше-
ний не случайно. Оно результат элект-
ронного, вибрационного и вращатель-
ного взаимодействия атомов внутри мо-
лекул покрытий. Эти переходы опреде-
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
77
ляются химическим составом и струк-
турой поверхности.
Металлические покрытия. На рис. 32
представлены характеристики метал-
лов, которые могут использоваться в
качестве покрытий. Отличительная чер-
та всех металлических покрытий —
уменьшение энергии поглощения при
длинных волнах. Это означает, что от-
Рис. 32. Спектральные (а) и интегральные (б) харак-
теристики металлических покрытий
ношение Л5/е всегда больше единицы,
а в некоторых случаях много больше
единицы. Самое большое значение от-
ношения As/ь имеют такие высокопро-
водящие покрытия, как золото, сереб-
ро и алюминий, так как их излуча-
тельная способность очень низка. По-
верхность с таким покрытием, обра-
щенная к Солнцу, имеет равновесную
температуру в пределах от 200 до
400 °C и выше. Подобное явление на-
блюдается в земных условиях, несмотря
78
Обеспечение заданного теплового режима АПС
на смягчение эффекта в атмосфере.
Неокрашенная алюминиевая обшивка
самолета или оцинкованная железная
крыша дома становится довольно горя-
чей, если она подвержена действию по-
луденного Солнца. Однако тот же са-
мый металл, если он анодирован или
окрашен, может иметь температуру
более низкую, т. е. эти покрытия уве-
личивают излучательную способность
поверхности без заметного изменения
поглощательной способности. Резкие
различия в значениях поглощательной
и излучательной способностей одного
и того же металла обусловливаются
чистотой поверхности, кристалличес-
кой структурой металла и степенью
окисления поверхности. В некоторых
случаях величину отношения Л5/е
можно уменьшить повышением шерохо-
ватости поверхности.
Керамические покрытия и покрытия из
металлических окислов. Керамические
покрытия на основании (подложке)
создаются либо расплавлением керами-
ки на поверхности подложки, либо об-
жигом металлического основания до
образования окисного покрытия. Оки-
сление может быть естественным или мо-
жет ускоряться тепловым либо хими-
ческим воздействием. Анодированные
металлы образуют окисную пленку при
нормальных условиях. Пассивные ме-
таллы (алюминий, нержавеющая сталь)
можно окислить химическим, электри-
ческим или тепловым методом, а не-
органические покрытия наносятся на
металлическую поверхность.
Когда солнечный свет проходит че-
рез пленку керамического покрытия,
он частично поглощается, а частично
отражается подложкой. Термические
свойства покрытий в этом случае ста-
новятся составными с термическими
свойствами подложки. Там, где окис-
ные металлические пленки хотя бы
частично прозрачные, толщина плен-
ки будет иметь большое значение для
регулирования излучательной способ-
ности. Это иллюстрируется рис. 33.
Покрытие из моноокиси кремния пред’
ставляет собой прозрачную пленку с
односторонним поглощением в инфра-
красной области. Изменением толщи-
ны пленки можно регулировать вели-
чину излучательной способности без
изменения поглощательной способно-
сти As в солнечном спектре.
Стеклянное покрытие чаще всего
используется на алюминиевых зерка-
лах, а оптические свойства этой па-
ры подобны свойствам анодированного
алюминия. Сравнивая поглощение стек-
ла с поглощением алюминиевого зер-
кала, мы должны помнить, что свет,
отраженный металлической поверхно-
стью, проходит через стекло повторно
перед выходом из него.
Другая разновидность керамиче-
ских покрытий — светорассеивающие
поверхности отражения. Там, где по-
глощательная способность невысокая,
отражение рассеянным светом может
быть достаточно эффективным; так,
например, свежеприготовленная окись
магния имеет отражательную способ-
ность от 97 до 99% в области видимого
спектра. Для напыленного пламенем
алюминия или циркония As/e 0,2 ч-
-т-0,25. Такое значение поглощатель-
ной способности объясняется тем, что
частицы алюминия или циркония раз-
мягчаются пламенем и прилипают к
поверхности металла, являясь как бы
теми частицами, которые рассеивают
свет. При длинных волнах, которые
поглощаются металлической окисью,
рассеивающей свет, имеется тенденция
к увеличению поглощательной способ-
ности. Если металлическая окись погло-
щает в инфракрасной области, то по-
крытие, изготовленное напылением пла-
менем, дает более высокую излуча-
тельную способность, чем гладкое по-
крытие при том же самом окислении.
Так, излучательная способность для
алюминия, напыленного пламенем,
обычно находится в пределах 0,8—0,85,
в то время как для гладкого покрытия
характерна величина 0,6.
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
79
Белая фарфоровая эмаль отражает
свет аналогичным способом. Эффектив-
ность эмали по отражению света опре-
деляется различием в показателях пре-
ломления рассеивающей окиси и стек-
ла (если обе фазы прозрачны). Обе фазы
фарфоровой эмали поглощают энергию
в инфракрасной области. Кривая по-
глощательной способности фарфоровой
Рис. 33. Спектральные (а) и интегральные (6) харак-
теристики керамических покрытий
1400
№
Я
|	1200
1000
“ s
о ч>
800
® о
600
ос о
я
В- 400
я
л
200
0,2
эмали сходна с кривой поглощательной
способности белой краски. Алюминий
и цирконий приобретают такие же
свойства при напылении пламенем.
Отражение покрытием коротких волн
резко уменьшается примесями метал-
лических окислов, для которых харак-
терна высокая поглощательная спо-
собность. К ним относятся хроми окись
кобальта. Итак, керамические покры-
тия дают низкие значения отношения
As/e, когда используется белая эмаль
80
Обеспечение заданного теплового режима АПС
или белое покрытие, напыленное пла-
менем.
Металлическая окись и керамические
покрытия имеют высокую излучатель-
ную способность, если покрытие не
очень тонкое. При желании можно лег-
ко увеличить поглощательную способ-
ность при коротких волнах добавлени-
ем поглощающей окиси в виде пленки.
Керамические и металлические окис-
ные покрытия имеют величину Л5/е ж
ж 0,2. Комбинацию керамических и ме-
таллических покрытий можно исполь-
зовать для получения умеренных тем-
ператур.
Органические покрытия. Органические
покрытия по своим свойствам очень
схожи с керамическими и металличе-
скими окисными покрытиями, описан-
ными выше. С помощью прозрачных ор-
ганических покрытий легко получить
достаточно высокую прозрачность для
коротких волн и очень высокую излу-
чательную способность для длинных
волн.
Прозрачные лаки можно эффектив-
но использовать с отражающей метал-
лической подложкой для терморегули-
рования. К недостаткам органических
покрытий в виде прозрачных пленок
нужно отнести изменение их оптических
характеристик, когда покрытие под-
вергается действию солнечного излу-
чения. Пигментное органическое по-
крытие более стабильно к действию сол-
нечного излучения и обеспечивает тре-
буемые свойства в паре с металлами,
металлическими окислами или другими
пигментными материалами. Органиче-
ские покрытия со специальными пиг-
ментами несколько лучше, чем керами-
ческие.
Чаще всего используются белые
органические покрытия. Такие пигмен-
ты, как двуокись титана, сульфид цин-
ка и окись цинка, образуют покрытия
с более высокой отражательной спо-
собностью, чем покрытия, полученные
с помощью фарфоровых эмалей. По-
крытие из белых красок, пигментиро-
ванных двуокисью титанового рутила,
имеет As/e ’= 0,15 -н 0,18. Во многих
случаях белизна покрытия теряется,
поэтому на практике обычно исполь-
зуются белые краски с голубым от-
тенком. Большая голубизна приводит
к увеличению поглощения энергии в
близинфракрасной области, в резуль-
тате чего отношение А$1ъ возрастает до
0,25 и более.
В некоторых случаях желательно
увеличить поглощение солнечной энер-
гии для повышения стабильности излу-
чательной способности покрытия. Это
осуществляется добавлением погло-
щающего пигмента к белому покрытию.
Излучательная способность покрытия
остается приблизительно инвариант-
ной во время этого смешения, так как
составные части обоих покрытий имеют
значительное поглощение в диапазоне
от 5 до 25 мк. Это позволяет получить
достаточно простой метод достижения
желаемой средней температуры.
Широко используются также орга-
нические покрытия, пигментированные
алюминием. Эти покрытие имеют ве-
личину Л§/е ~ 1 при As = 0,3 -е- 0,4.
Точное значение As будет зависеть от
качества пигментированного алюми-
ния и свойств покрывающей краски.
Краска, содержащая влагу или кислоту,
будет изменять свои свойства со време-
нем, т. е. стареть. Термические свойства
неудачно нанесенной краски сильно раз-
личаются и не представляют практиче-
ской ценности. Правильно составленные
алюминиевые краски дадут необходимое
сочетание свойств для каждого конкрет-
ного случая. Покрытия, нанесенные ки-
стью, приводят к разбросу оптических
свойств от покрытия к покрытию по
сравнению с напыленными покрытиями.
Стабильность этих покрытий к сол-
нечному излучению достаточно хоро-
шая.
Использование полос. Выше было от-
мечено, что металлические покрытия
обычно имеют высокие значения от-
ношения -4s/e и, следовательно, вы-
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
81
сокую равновесную температуру на
поверхности. Органические и керами-
ческие покрытия могут быть исполь-
зованы для получения холодных по-
верхностей. Оптимально комбиниро-
ванное покрытие включает металли-
ческие и диэлектрические компоненты.
Значения As и 8 такого покрытия опре-
деляются следующим образом:
As = AmXm + Ac(l-Xm), (2.88)
е = 8mXm + ес (1 — Xm),	(2.89)
где индексы тис относятся соответ-
ственно к основному металлу (или ме-
таллическому покрытию) и к покры-
вающей полосе, а Хт — часть поверх-
ности, покрытая металлом.
Используя эти уравнения и уравне-
ния для определения равновесной тем-
пературы, можно вычислить площадь
поверхности, занимаемой компонента-
ми для получения желаемой темпера-
туры.
7.3.	Тепловые аккумуляторы.
Тепловые аккумуляторы, используе-
мые для обеспечения теплового режи-
ма КА, наиболее целесообразны тогда,
когда аппарат находится под действи-
ем циклически изменяющихся внешних
тепловых потоков. Эти условия имеют
место либо на теневом участке орбиты
любой из планет Солнечной системы,
либо на поверхности самих планет и их
спутников. Аккумуляторы накапливают
тепловую энергию на участке, освещае-
мом Солнцем, и отдают ее, когда аппа-
рат попадает в тень планеты. Таким
образом, тепловые аккумуляторы, по-
глощая тепло, предохраняют прибор-
ные отсеки аппарата от перегрева, а
отдавая его, предохраняют аппарат от
переохлаждения, чем обеспечивается ра-
бота аппаратуры в заданных темпера-
турных пределах. Кроме того, они мо-
гут выполнять роль демпфера при
кратковременных тепловых нагрузках,
которые будут иметь место за счет теп-
ловыделения приборов во время сеан-
сов связи или во время проведения на-
учных измерений. Тепловые аккуму-
ляторы могут использоваться как в
пассивной, так и в активной системе
обеспечения теплового режима КА.
Об использовании их в той или иной
системе будет сказано ниже.
В этом параграфе в основном сравни-
ваются методы использования солнеч-
ной энергии, накопленной в таких ра-
бочих средах, как жидкости и твердые
вещества. Кроме этого, рассматривают-
ся вопросы, связанные с аккумулиро-
ванием энергии в химической форме.
Для аккумулирования тепла можно
использовать нагрев различных мате-
риалов, обладающих большой тепло-
емкостью, или нагрев тел, допускающих
фазовые превращения: парообразова-
ние, плавление, сублимацию. Могут
быть также использованы такие хими-
ческие превращения, как гидратация,
полимеризация или окислительно-вос-
становительные реакции.
Химические источники тепла могут
быть основаны на образовании новых
веществ путем разложения исходных.
Например, реакция разложения ве-
щества может проходить эндотермиче-
ски, а последующее затем соединение
продуктов разложения может дать
экзотермическую реакцию.
Тепловые аккумуляторы, исполь-
зуемые в системе терморегулирования
КА, должны соответствовать следую-
щим требованиям:
—	иметь высокую тепловую емкость
на единицу объема или веса;
—	допускать возможность много-
кратной зарядки и разрядки без поте-
ри эффективности;
—	фазовые изменения или реакции
должны иметь высокую степень обра-
тимости;
•	— допускать возможность изотер-
мического процесса передачи тепла.
Использование теплоемкости. На теп-
ловой режим КА существенное влияние
оказывает его теплоемкость. Чем выше
удельная теплоемкость материалов, из
которых изготовлен аппарат, тем выше
6 Автоматические планетные станции
82
Обеспечение заданного теплового режима АПС
его теплоаккумулирующая способность
при одной и той же массе аппарата. Ис-
пользование теплоемкости материала
объекта в качестве теплового аккуму-
лятора может быть еще более эффек-
тивным, если уменьшить величину
циклических тепловых потоков ме-
жду аппаратом и окружающей средой,
для чего на наружную поверхность ап-
парата наносится тепловая изоляция.
Чем выше термическое сопротивление
тепловой изоляции, тем при одних и
тех же значениях теплоаккумулирую-
щей способности теплоемкой массы
аппарата и циклически изменяющихся
тепловых потоках изменение темпера-
туры аппарата за цикл будет меньше.
Для обеспечения теплового режима
лунных аппаратов можно использовать
указанный выше принцип для сглажи-
вания температуры лунной поверхности
вокруг аппарата в течение лунных
суток путем прикрытия участка лун-
ной поверхности тепловой изоляцией.
Рис. 34. Зависимость температуры лунной поверхно-
сти и КА, прикрытых тепловой изоляцией, от теп-
лофизических параметров лунного грунта и КА
а —Aq = 0,93,
ен = 0,93, еПр = 0,005, Сд = 0,2 кал/(г-град),
Рд = 1,5 СКА = 0;
б ==г 0,005,
Хд = 10~5 кал / (см-сек-град), Сд = 0,2 кал/(г*град),
Рд = 1,5 г/см3, СКА = 0;
в — Хд = 10~в кал / (см • сек • гр ад),
Сд = 0,2 кал/(г-град), Рд = 1,5 г/см\ Ср(А « 0;
г — Хд = 10-ь кал/(см-сек-град), Сд = 0,2 кал/(г*град),
РЛ = I»5 */СЛ1’
В пространство между лунной поверхно-
стью и тепловой изоляцией помещается
объект. Теплоизоляционное покрывало
предназначено для уменьшения вели-
чины внешних тепловых потоков, про-
ходящих через поверхность лунного
грунта, что приводит к уменьшению ко-
лебаний температуры как лунной по-
верхности, так и объекта в течение лун-
ных суток. Объект и лунный грунт, рас-
положенные под теплоизоляционным
покрывалом, представляют собой в этом
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
83
случае единую теплоаккумулирующую
систему.
Изменение температуры объекта и
участка лунной поверхности, прикрытых
тепловой изоляцией, в течение лунных
суток будет определяться в основном
отношением Л§/ен на наружной по-
верхности тепловой изоляции, приве-
денной степенью черноты тепловой изо-
ляции типа ЭВТИ епр, теплофизически-
ми характеристиками лунного грунта,
теплофизическими характеристиками
объекта и мощностью теплового источ-
ника, расположенного внутри объекта.
На рис. 34 представлены некоторые за-
висимости температуры лунной поверх-
ности и объекта, покрытых тепловой
изоляцией, от указанных выше пара-
метров.
Теплота плавления. Скрытая теплота
плавления определяется количеством
тепла, которое необходимо затратить
на единицу веса твердого вещества,
чтобы перевести его из твердого состоя-
Рис. 35. Значения скрытой теплоты плавления и тем-
пературы плавления различных соединений
1	— вода Н2О;
2	— хлорид фосфония РН4С1;
3	— пятиокись азота Na2O3;
4	— теплоноситель 86;
5	— азотнокислый литий LiNO3*3H2O;
6	— сульфат натрия Na2SO4«10H2O;
7	— гидрофосфат натрия Na2HPO4*12H2O;
8	— тристеарил (С13Н33СОС)С3НЬ;
9	— гиптоденановая кислота С17Н34О2;
10	— литий
ния в жидкое при постоянной темпера-
туре. Для большинства веществ плавле-
ние происходит при определенной тем-
пературе, которая, как правило, мало
зависит от давления. Изменение объема
при плавлении у большинства веществ
оказывается незначительным.
На рис. 35 даны значения теплоты
фазового перехода Q и температуры
фазового перехода для различных сое-
динений, которые могут представлять
практический интерес. Как известно,
6*
84
II. Обеспечение заданного теплового режима АПС
гидрид лития обладает наибольшим
преимуществом в отношении величины
скрытой теплоты плавления и низким
давлением диссоциации (27 мм рт.ст.)
и поэтому плавится практически без
заметного расхода. Недостаток гидрида
лития — высокая температура плавле-
ния, которая выходит за пределы тем-
ператур работы аппаратуры.
Другим веществом со сравнительно
высокой скрытой теплотой плавления
является вода. Хотя ее теплота плавле-
ния гораздо ниже, чем у гидрида лития,
она имеет то преимущество, что пла-
вится при температуре, находящейся
в диапазоне температур работы аппа-
ратуры.
Термохимические реакции. Выделение
или поглощение тепла может иметь
место при различных типах химических
реакций, включая сгорание, растворе-
ние, гидратацию, полимеризацию и т. д.
Таблица 2
	— ДИ
Химическая реакция	[ккал/кг] при 293 ° К
Li(s) + 0,5Hw-.LiH(s)	2720
Mg(s) + H2(g)_MgH2(5)	710
NO(g) + 0,5 Cl2(g)- NOCl(g)	293
H2fe) + 0,5 O2(?)-^H2O	3200
^\g) + 0’^2 (g)	(g)	15^0
Na2SOj4 (e) + 10H2O -♦ Na2SO4 • 10H2O(s)	172
C°(g) + H2O(i)-.CO2(s) + H2(g)	211
4-1,5	—»nCO2^4-nH2O^j	2430
LiNO3 4- 3H2O —>LiNO3-3H2O	70
В табл. 2 приведены примеры химиче-
ских реакций и их относительные харак-
теристики для нормальных условий.
Из таблицы видно, что реакции для
лития и водорода, водорода и кислоро-
да имеют максимальную величину энер-
гии на единицу веса. Многие другие
реакции, в особенности реакции ме-
жду соединениями бора и фтора, могут
обеспечить еще более высокую энер-
гию, но они необратимы и процесс ре-
генерации для них затруднен.
Большинство окислительно-восста-
новительных реакций, при которых вы-
деляется значительное количество теп-
ла, проходит, как правило, при высо-
ких температурах (это относится и к
полимеризации). Что же касается гид-
ратации, то имеется целый ряд веществ,
у которых эта реакция идет при низких
температурах — например, сернокис-
лый натрий образует декагидрат при
температуре около 25° С, а отщепление
от азотнокислого лития молекул воды
в процессе химической реакции про-
исходит при температуре около 30° С*
Этот вид реакции может получить при-
менение в аккумуляторах тепловой
энергии лунного аппарата.
Применение аккумуляторов тепла. Что-
бы выбрать оптимальную систему тер-
морегулирования КА с тепловым ак-
кумулятором, необходимо знать требо-
вания, предъявляемые к аппарату,
включая мощность, режим нагрузки,
продолжительность работы, вспомога-
тельные системы, а также окружающие
условия. Аккумулятор тепла может
предназначаться для поглощения тепла
во время работы аппаратуры и поглоще-
ния солнечной энергии, которая затем
может использоваться в период нахож-
дения КА на теневом участке орбиты
или ночной стороне планеты.
Источники тепловыделений опреде-
ляют допустимую перегрузку и мини-
мальную поверхность излучателя. Ра-
бочие температуры излучателя могут
меняться в широких пределах в зави-
симости от применения. Регенераторные
аккумуляторы тепла могут быть исполь-
зованы в закрытом цикле Брайтона или
в цикле Стирлинга. Необходимо доста-
точно хорошо знать назначение КА,
чтобы правильно согласовать с ним
аккумулятор тепла.
Теплоаккумулирующая система как
элемент активной системы терморегу-
лирования. Оптимальное использова-
ние аккумулятора тепла будет иметь
место в том случае, когда он является
источником тепла во| время прохож-
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
85
дения аппаратом затененного участка
траектории или нахождения его на ноч-
ной стороне планеты, а также в случае
значительных кратковременных тепло-
вых нагрузок. Необходимая тепловая
энергия определяется следующими па-
раметрами: термическим к.п.д. цикла,
требуемой мощностью системы термо-
регулирования КА, предполагаемым
сроком его действия на орбите или по-
верхности планеты, надежностью.
К.п.д. и мощность определяют раз-
мер и вес аккумулятора тепла. Продол-
жительность функционирования КА
имеет важное значение при выборе
электрохимического или теплового ис-
точника энергии, так как срок службы
химических батарей весьма ограничен
и в значительной мере зависит от на-
грузки. Выбор между этими видами ис-
точников энергии в большей степени
определяется требованиями надежно-
сти, чем требованиями к весу.
КА с длительным функционированием
требуют использования в системе тер-
морегулирования тепловых источни-
ков энергии. Установка теплового ак-
кумулятора в системе терморегулирова-
ния может производиться в двух вариан-
тах, как показано на рис. 36. В ва-
рианте последовательного соединения
(рис. 36, а) солнечная или внутренняя
энергия передается к аккумулятору
тепла, а затем к рабочей жидкости.
Температура Та в аккумуляторе всегда
будет выше температуры рабочей
жидкости.
Вариант с параллельным соединени-
ем теплообменника и теплового акку-
мулятора (рис. 36, б) работает так, что
тепло передается к рабочей жидкости,
а от нее к аккумулятору тепла. При
этом температура рабочей жидкости
будет всегда выше, чем температура в
аккумуляторе. Когда внешние и внут-
ренние источники тепла отсутствуют,
энергия подводится от аккумулятора
тепла к рабочей жидкости, и ее темпе-
ратура понижается в соответствии с
условиями теплообмена.
Рис. 36. Варианты установки тепловых аккумулято-
ров
Параллельное соединение аккумуля-
тора дает возможность получить более
постоянную температуру рабочей жид-
кости. Последовательное включение ак-
кумулятора позволяет размещать ак-
кумулятор тепла отдельно от теплооб-
менника-поглотителя внешней энергии,
что может иметь важное значение для
системы терморегулирования, исполь-
зующей солнечную энергию. Если,
например, теплообменник-поглотитель
вместе с рефлектором должен поворачи-
ваться в направлении Солнца, то сточ-
ки зрения уменьшения момента вра-
щения целесообразно вес теплообмен-
ника иметь минимальным. Определение
веса аккумулятора тепла должно про-
изводиться с учетом веса материала, ак-
кумулирующего тепло, и веса оболоч-
ки. Вес оболочки и теплообменника зна-
чительно снижает удельную теплоем-
кость, особенно при небольшой общей
емкости.
Увеличение интенсивности отбора
тепловой энергии, определяемое изме-
нением потребной мощности, умень-
шает удельную тепловую емкость, что
особенно заметно в области малых зна-
чений общей емкости. Это обусловлено
увеличением отношения веса теплопе-
редающей поверхности к общему весу
системы. Здесь может быть получено
заметное улучшение весового соотно-
шения путем оптимального решения
86
Обеспечение заданного теплового режима АПС
вопросов теплопередачи. Например,
использование оребренных трубок со
стороны рабочего вещества теплового
аккумулятора может повысить темпе-
ратуру и привести к снижению веса по
сравнению с весом, который получается
для неоребренных трубок. В области
больших тепловых емкостей опреде-
ляющую роль играет термический
к.п.д.
Температурные ограничения, обусло-
вленные условиями работы аппаратуры
или устройств, должны быть тщатель-
но определены. Если исходить из того,
что в КА должны поддерживаться ус-
ловия, определяемые нормальной ра-
ботой аппаратуры, то система аккуму-
лирования тепла должна поглощать
тепло, начиная с некоторой заданной
температуры, и освобождать его при
более низких температурах.
Расчет теплового аккумулятора, ис-
пользующего процесс плавления рабо-
чего вещества. С тепловыми аккумуля-
торами, предназначенными для работы
на КА, связан ряд проблем, относящих-
ся к теплопередаче. Основная пробле-
ма заключается в том, чтобы найти та-
кое соответствие термических сопротив-
лений каждого элемента системы ак-
кумулирования тепла, при котором обе-
спечивалась бы требуемая скорость
аккумулирования и разрядки. При ис-
следовании термических сопротивле-
ний, связанных с процессом плавления,
в дополнение к обычным термическим
сопротивлениям, обусловленным прово-
димостью, сопротивлением жидкой плен-
ки и радиацией, следует рассматривать
и эквивалентное среднее сопротивление
аккумулирующей среды. Для опре-
деленных точек среды в процессе плав-
ления тепловая энергия подводится или
отводится через переменную толщину
материала. В общем случае термическое
сопротивление аккумулятора энергии
будет представлять собой некоторую
нелинейную функцию температуры и
величин, зависящих от конфигурации
установки. Эта функция должна быть
определена численно в каждом конкрет-
ном случае.
Во всех случаях для каждой фазы
принимается параболический профиль
температур. Пусть X = S (£) опреде-
ляет положение границы плавления.
Для удобства температуру плавления
примем равной нулю, так что
Т [5 (0,	= 0.	(2.90)
Из теплового баланса на границе пла-
вления имеем
57’г	( л ~dS
~дХ Л1 ~дХ ~ ± РгГ rfT’
Х = 5(0,	(2.91)
где г — скрытая теплота плавления;
знак «плюс» берется при затвердевании,
«минус» — при плавлении вещества.
С точки зрения математического опи-
сания уравнение (2.91) означает, что
разность между количеством тепла, иду-
щего к границе плавления, и количест-
вом тепла, уходящего от этой границы,
равна поглощаемой или высвобождае-
мой теплоте плавления.
Для упрощения решения примем, что
температура меняется только в одной
из фаз. Иногда принятое упрощение
полностью отвечает физической сторо-
не задачи, однако имеют место случаи,
когда такое предположение является
определенным упрощением физического
явления [16].
Рассмотрим сначала часто встречаю-
щийся в практике случай плавления
рабочего вещества теплового аккуму-
лятора при ступенчатом изменении
температуры его поверхности. В соот-
ветствии с принятым допущением пред-
положим, что рабочее вещество нахо-
дится при температуре плавления.
Тогда уравнение (2.91) упрощается:
ах = ~dt 1	<2,92)
где Ai = рг/Х (индексы в уравнении
опущены, поскольку имеется только
одна фаза). Условия на поверхности
определены выражением Т (0, t) = Т$.
„	Э2/' дТ
Интегрируя выражение а = у—
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
87
(2.93)
(2.94)
(Х>0, £>0) от Х = 0 до X=S и
используя уравнение (2.91), получаем
следующий интеграл теплового баланса:
□Ю Г
rfF = -a|/
где
S(O
е = $ тах.
о
Пусть Т — полином второй степени
от X. Уравнения Т (0, f)= Ts и (2.90)
суть два граничных условия для опре-
деления произвольных постоянных.
Третье граничное условие — уравне-
ние (2.92). Однако в написанной форме
это уравнение неудобно, поскольку,
если его использовать, в коэффициенты
полинома войдет dS/dt. В выражение
для 0 также войдет dSIdt, и интеграл
теплового баланса даст в этом случае
дифференциальное уравнение второго
порядка относительно 5 (£), в то время
как в нашем распоряжении для S(t)
имеется только одно граничное условие
S (0) = 0.
Чтобы обойти возникшую трудность,
представим уравнение (2.90) в другой
форме. Продифференцировав его по t,
получим
дТ dS дТ __ 0
дХ dt + dt "“U*
Исключив dSIdt из уравнений (2.92) и
(2.95), будем иметь
(2.95)
(2.96)
\дХ I 1 dt *
Наличие частной производной по
времени делает это уравнение неприем-
лемым для определения коэффициентов
полинома, потому что в данном случае
коэффициенты пришлось бы находить
из дифференциального, а не из алгебра-
ического уравнения. Поэтому, исполь-
зуя выражение Т (0, t) = Ts и уравне-
ние (2.96), исключаем dTIdt. В резуль-
тате третье условие запишется в виде
=	X = S(t).	(2.97)
После записи третьего граничного ус-
ловия в такой форме нелинейность за-
дачи становится очевидной.
Пусть выражение для температуры Т
имеет вид
T = g(X-S) + b(X-S)\	(2.98)
Величины g и b определяются из вы-
ражений
g = ^ [ 1 — (1 +	,	(2.99)
gS-[-Ts
ъ =----зг-2- ,	(2.100)
где g — произвольный параметр; b —
параметр;
2Tq
Н= А^-
(2.101)
Подставляя (2.98) в уравнения (2.93)
и (2.94), получаем следующее диффе-
ренциальное уравнение относительно S:
sdS 61 [1 - (1 + р,)1/г + Н]
dt 5 + р. + (1 + р.)1/’
(2.102)
Начальное условие 5 (0) = 0 дает
5 = Л, Vt,
(2.103)
где
+^' + |‘1'Л (2.104)
2 /а L 5 + (1+р)'2 + н J
Точное решение приведено у Карслоу
и Егера [17] в форме (2.103). Сравнение
выражения, определяемого уравнени-
ем (2.104), с истинным выражением
А7(2|Л а) в зависимости от р, дано в
работе [12], где показано, что ошибка
составляет около 7,8% при наибольшем
значении р, = 2,8. Для меньших значе-
ний pi ошибка соответственно меньше.
Рассмотрим теперь случай плавления
рабочего вещества теплового аккуму-
лятора при заданном тепловом потоке
на его поверхности. Эта задача анало-
гична предыдущей, только теперь вме-
сто условия Т (0, t) = Ts на поверх-
ности задано условие
\dX = -F(t), Х = 0, />0. (2.105)
88
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Интеграл теплового баланса прини-
мает вид
А(9 + а415) = ^-,	(2.Ю6)
где значение 0 определяется выражени-
ем (2.94). Интегрируя и используя на-
чальное условие S (0) = 0, получаем
t
0 + aXjiS = F (^i) dtx.	(2.107)
о
Примем опять, что полином Т имеет
форму параболы. При граничных усло-
виях для определения коэффициентов
полинома имеем уравнения (2.105),
(2.90) и (2.97). Выполнив элементарные
преобразования, получим следующее
соотношение, связывающее время и
положение границы плавления:
т = -|-[б + 54-(1+ад,
где
а Л /1, v
1 о
д_ Л0-У
(2.108)
(2.109)
(2.110)
Точное решение для F = const да-
но Эвансом и др. [16] в форме ряда Тей-
лора из функций о (т). Выражая соот-
ношение (2.108) в такой же форме, мож-
но показать, что коэффициенты первых
четырех членов ряда совпадают, а ошиб-
ка в пятом коэффициенте составляет
около 4% .
Зависимость температуры поверхно-
сти от времени определяется парамет-
рическим уравнением (2.108), а также
уравнением
(2.111)
Кроме использования тепловых ак-
кумуляторов в активных системах тер-
морегулирования, они могут найти ши-
рокое применение и в пассивных систе-
мах терморегулирования. Одно из ос-
новных преимуществ пассивной систе-
мы с тепловым аккумулятором — от-
сутствие движущихся частей, что спо-
собствует повышению надежности. Ос-
новная задача в таких системах термо-
регулирования заключается в том, что-
бы свести к минимуму расстояние ме-
жду элементами, где передача тепла
осуществляется за счет теплопроводно-
сти, что в свою очередь позволяет
уменьшить градиент температуры между
источниками энергии и аккумулято-
ром тепла.
7.4.	Испарители.
В системах обеспечения теплового ре-
жима КА избыточное тепло, выделяемое
внутри объекта, обычно сбрасывается
излучением в окружающее космическое
пространство при помощи выносного
радиатора. Однако в некоторых слу-
чаях для КА с небольшим сроком дей-
ствия и значительным тепловыделени-
ем может оказаться более выгодным
поглощение избыточного тепла при по-
мощи фазового превращения веществ
из жидкого или твердого состояния в га-
зообразное с последующим выбросом
его в космос.
Устройства, в которых происходит
превращение рабочего вещества в газо-
образное состояние, называются ис-
парителями. Если рабочее вещество
находится в твердом состоянии, то
такой испаритель называют сублима-
тором [18].
Для испарителей следует подбирать
рабочие вещества с наибольшей тепло-
той парообразования, но при этом ра-
бочая температура испарителя не дол-
жна быть ниже температуры замерза-
ния испаряемого вещества. При раз-
работке конструкции испарителей для
КА прежде всего необходимо иметь в
виду, что эти устройства будут рабо-
тать в условиях вакуума и невесомости.
Для выяснения вопроса, как ведет
себя смесь жидкости и пара в вакууме,
был осуществлен следующий опыт. В
стеклянную трубку диаметром 8 мм
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
89
Рис. 37. Типы испарителей
а — с винтообразной формой канала
и биметаллическим регулятором;
б — с винтообразной формой канала
и теплоносителя;
в — с лабиринтной формой канала
и теплоносителя.
1	— подвод испаряемой жидкости;
2	— канал теплоносителя;
3	— паропровод;
4	— перегородки;
5	— дюралевый корпус;
6	— инваровый стержень;
7	— винтообразный вкладыш;
8	— пар
паропровода
паропровода
паропровода
и длиной 300 мм подавалась смесь пара
(70—80% по весу) и воды. Было об-
наружено, что присутствие неиспарив-
шейсяводы приводит к образованию на-
ростов льда на выходе из трубки, ко-
торые через некоторое время полностью
прекращают истечение пароводяной
смеси. Аналогичная картина получа-
лась и в случае, когда выход из трубки
был металлический.
На основании этих экспериментов
был сделан следующий вывод: при осу-
90
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Рис. 38. Зависимость мощности различных типов ис-
парителей от температуры теплоносителя
винтообразный испаритель:
1 — вода;
2 — 5%-ный раствор этилового спирта в воде;
3 — 10%-ный раствор этилового спирта в воде;
4 — 20%-ный раствор этилового спирта в воде;
лабиринтный испаритель:
5 — вода
ществлении процесса испарения жид-
костей в условиях вакуума нельзя до-
пускать выхода парожидкостной смеси,
так как это может привести к замер-
занию выходного отверстия и прекра-
щению процесса испарения. Следова-
тельно, главное требование, которому
должно удовлетворять испарительное
устройство,— это полное испарение
жидкости в нем. Чтобы это условие вы-
полнялось в испарителе, его конструк-
ция должна быть выполнена таким
образом, чтобы происходило отделение
газообразной фазы от жидкой с одно-
временным значительным уменьшением
скорости движения испаряемой жид-
кости в направлении выходного отвер-
стия.
Наиболее просто эта проблема ре-
шается при выборе испарительного
канала винтообразной или лабиринтной
формы. Если в прямой испарительный
канал поместить на всю длину винто-
образный вкладыш с углублениями на
образующей его поверхности, то благо-
даря появляющейся центробежной си-
ле, действующей на парожидкостную
смесь при движении ее по каналу, жид-
кость будет отделяться от пара и прижи-
маться к стенкам канала (что особенно
важно при работе испарителя в услови-
ях невесомости), а вследствие углубле-
ний в стенках канала скорость ее будет
существенно уменьшена и количество
испарившейся жидкости увеличится.
В одном из типов подобных испари-
телей хв центре вкладыша был помещен
стержень из инвара (рис. 37, а), кото-
рый при определенной температуре дю-
ралевого корпуса перекрывал входное
отверстие для испаряемой жидкости
(вследствие различия коэффициентов
линейного расширения этих материа-
лов). Основное достоинство такого испа-
рителя заключается в том, что в одном
узле совмещены датчик температуры,
регулятор подачи жидкости, испари-
тельный канал и внешний теплообмен-
ник. Максимальная мощность испари-
тельного устройства при температуре
газообразного теплоносителя (воздуха)
40 °C при испарении воды соста-
вляла 100 вт. За максимальную мощ-
ность испарителя принимается вели-
чина, соответствующая максимальному
расходу рабочей жидкости, подавае-
мой в испаритель, при полном ее ис-
парении.
В другом типе испарителя (рис. 37, б)
канал теплоносителя также имеет вин-
тообразную форму (двухзаходный
винт) 1 2. Зависимость максимальной
мощности Q этого испарителя от тем-
пературы жидкого теплоносителя в слу-
чае использования для испарения воды
и спиртоводяных смесей приведена на
рис. 38.
Особо эффективным оказался способ
уменьшения истечения испаряемой
жидкости при помощи так называемо-
1 Экспериментальные исследования прово-
дились В. Б. Черенковым, Ю. М. Лукояно-
вым, В. А. Королевым, Л. Ф. Зуйковым
и Н. Н. Забелиной.
2 Экспериментальные исследования проводи-
лись В. Б. Черенковым, Ю. М. Лукояновым,
В. Е. Закатиным при участии О. В. Сургу-
чева, В. И. Несынова, Ю. Б. Куликова,
Ю. М. Прохорова и др.
Основные элементы системы обеспечения теплового режима
91
го лабиринтного канала, схема кото-
рого приведена на рис. 37, в. Для испа-
рителя с такого типа уловителем жидко-
сти зависимость мощности от темпера-
туры теплоносителя показана на рис.38.
Вес лабиринтного испарителя в не-
сколько раз меньше веса испарителя с
винтообразным каналом.
В космической технике используют-
ся и другие способы испарения, при
которых рабочая жидкость распреде-
ляется по поверхности испарения при
помощи материалов с капиллярной
структурой (фитилей). Примером уст-
ройства, работающего по такому спо-
собу, служит испаритель, установлен-
ный на КА «Аполлон-8» (рис. 39) [19].
Испаритель представляет собой гер-
метичную камеру 1; внутри нее распо-
ложены собранные в пакет полые пла-
стины 7, на поверхности которых име-
ются ребра для интенсификации тепло-
обмена. Все пластины соединяются ме-
жду собой, а через образующийся в них
проход прокачивается жидкий теплоно-
ситель. Между пластинами вставляет-
ся фитиль 6, Испаряемая жидкость
(вода) подводится к фитилю и далее за
счет капиллярных сил равномерно рас-
пределяется по поверхности всех пла-
стин, где и происходит ее испарение.
Давление в испарителе, необходимое
для испарения жидкости без ее замер-
зания, регулируется при помощи авто-
матического клапана, открытие кото-
рого осуществляется по показаниям
датчика влажности, расположенного в
фитиле. Образующийся пар выходит по
специальному дополнительному трубо-
проводу 13 в окружающую среду (кос-
мос). Трубопровод устанавливается с
целью доиспарения жидкости, если не-
которое ее количество не успеет испа-
риться в основной камере.
Вторая очень важная сторона работы
испарителя в условиях вакуума — это
возможность конденсации паров на
поверхностях твердых тел, окружаю-
щих выходное отверстие испарительного
устройства, и как следствие изменение
значений их характеристик As и 8
(это имеет существенное значение, если
речь идет о поверхностях оптических
приборов КА).
Ответ на вопрос о возможности кон-
денсации паров жидкости в вакууме
может быть получен на основании оп-
ределения параметров истекающей
струи паров жидкости (концентрации,
скорости и температуры) в том или ином
районе аппарата и определения усло-
вий, при которых возможна их конден-
1 — камера;
2 — вход теплоносителя;
3 — выход теплоносителя;
4 — вход воды;
5 — выход пара;
6 — фитиль;
7 — пластины;
з — ребра;
.9 — перегородка;
10 — вода;
11 — пар;
12 — теплоноситель;
13 — дополнительный
трубопровод
Рис. 39. Испаритель КА «Аполлон-8»
92
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Рис. 40. Зависимость температуры конденсации паров
воды (точки) и этилового спирта (кружки)
сация. Ниже приведены результаты
измерений температуры конденсации
паров жидкостей на поверхности твер-
дого тела, находящегося в вакууме,
в зависимости от потока частиц пара п
[частиц/ (м2 • сек) ].
В вакуумную камеру с давлением
10~5 мм рт.ст. помещался испаритель,
а пары жидкости, выходящие из испа-
рителя, конденсировались на поверх-
ности образца, температура которого
изменялась в пределах от —100 до
4-50 °C. Появление конденсата и соот-
ветствующая величина потока опре-
делялись по специально разработан-
ной методике. В результате измерений
получена зависимость температуры Т,
при которой начинается конденсация,
от величины падающего потока паров
воды и этилового спирта (рис. 40).
Эти же зависимости были рассчита-
ны теоретически. Действительно, тем-
пература, при которой начинается
конденсация, соответствует тому мо-
менту, когда скорость испарения рав-
на скорости конденсации, т. е.
п = аП7етГ’	<2112)
где а — коэффициент конденсации;
Ps — давление насыщающих паров
жидкости при температуре Т; R —
газовая постоянная для паров конден-
сирующего вещества.
Рис. 41. Схема сброса тепла в космос с помощью радиа-
ционных теплообменников
Опытные данные хорошо согласу-
ются с расчетной зависимостью при
а = 1.
7.5.	Радиационные теплообменники.
Одним из основных требований нормаль-
ного функционирования научной и
служебной аппаратуры АПС в течение
длительного периода при крайне небла-
гоприятных внешних условиях являет-
ся обеспечение заданного теплового ре-
жима внутри КА. Может оказаться, что
вследствие значительных тепловыде-
лений аппаратуры внутри станции или
внешних тепловых потоков, вызванных
«горячей» поверхностью планеты и про-
никающих внутрь корабля, температу-
ра внутри станции чрезмерно повысится.
В случае, если пассивная система
терморегулирования (терморегулирую-
щие покрытия, ЭВТИ и т.д.) не обес-
печивает необходимого теплового ре-
жима, может быть применена система
принудительного сброса излишнего
тепла с помощью радиационных тепло-
обменников. Следует отметить, что
применение таких радиаторов на малых
автоматических планетных станциях
крайне нежелательно, так как приводит
к дополнительным весам и, что особен-
но важно, к дополнительным затратам
энергии. Принципиальная схема сбро-
са тепла в космос с помощью радиаци-
онных теплообменников (радиаторов)
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
93
Рис. 42. Секционный радиатор
Рис. 43. Плоский радиатор
представлена на рис. 41 (7 — радиатор;
2 — насос; 3 — резервуар с теплоноси-
телем) .
Очевидно, что основной задачей в
проектировании подобных систем тер-
морегулирования является создание
эффективной конструкции радиатора,
которая позволяла бы при минималь-
ных размерах и массе сбрасывать мак-
симальное количество тепла.
Известно, что по удельному теплоот-
воду с каждого квадратного метра наи-
более эффективна плоская поверхность,
излучающая с обеих сторон. Однако
из конструктивных соображений и глав-
ным образом из условия метеоритной
безопасности необходимо уменьшение
поверхности, занимаемой теплоносите-
лем.
Использование высокотеплопроводя-
щих перемычек, соединяющих кана-
лы с теплоносителем, позволило умень-
шить опасность повреждения радиато-
ра метеоритами и снизить его общий
вес.
Обеспечение надежной противометео-
ритной защиты особенно важно для
станций с большим сроком существо-
вания, размещенных на поверхности
планет, имеющих сильно разреженную
атмосферу или вообще не имеющих ат-
мосферы/В этом случае защита от мете-
оритов может быть обеспечена или
установкой легких защитных экранов,
снижающих кинетическую энергию па-
дающих метеоритов, или секционирова-
нием радиатора. Последний способ наи-
более привлекателен, так как защита
с применением экранов приводит к зна-
чительному снижению количества тепла,
излучаемого радиатором. Возможная
конструкция секционного радиатора по-
казана на рис. 42.
Следует отметить, что тепловой рас-
чет радиационных теплообменников и
определение его конструктивных пара-
метров достаточно сложны. Существу-
ют различные методики расчета радиа-
торов, отличающиеся лишь предпосыл-
ками. Ниже приведен один из методов
расчета радиатора КА [14].
1.	Плоский радиатор с параллельны-
ми стенками и радиацией с одной или
обеих поверхностей (рис. 43).
Поскольку охлаждаемая жидкость
омывает всю поверхность радиатора, то
дТ/дх = 0, где Т — температура по-
верхности радиатора.
В установившемся режиме имеем сле-
дующее уравнение теплового баланса:
- <згТ*Е dy = dT^	(2.ПЗ)
где а — постоянная Стефана — Больц-
мана; е — коэффициент излучательной
способности поверхности радиатора;
Е — размер радиатора, перпендикуляр-
ного к потоку жидкости; — весовой
расход жидкости; — удельная теп-
94
Обеспечение заданного теплового режима АПС
лоемкость жидкости, Тж — температу-
ра жидкости.
В расчете предполагается, что стен-
ки радиатора сделаны из тонкого ма-
териала с высокой теплопроводностью и
что коэффициент теплопередачи гра-
ничного со стенкой слоя жидкости так-
же высок. Тогда
= дТ
ду ду *
(2.И4)
Учитывая уравнение (2.114) и интег-
2.	Радиатор с отдельными
для жидкости и радиацией
плоской и одной выпуклой
стей (рис. 44).
Положим, что дТ!дх = О
х 22/2, т. е.
каналами
с одной
поверхно-
при 0
71 — f (у) — Т\у и Т — f (х, у) — ТХу
D ^b + D гр
при -5-	. 1 огда для заштри-
хованной части радиатора имеем уста-
новившийся режим:
Рис. 44. Теплообменник с радиацией с одной плоской
и одной выпуклой поверхностей
рируя (2.113) по длине радиатора, по-
лучаем
V L 1 0 /
где L — размер радиатора вдоль пото-
ка жидкости.
Общее количество рассеянного тепла
составляет
Q — (Тж0 — ^жъ).
(2.116)
сж ^7"ж — —	[^iy “7—И	I
(2.117)
где т] — тепловая эффективность уча-
стка, не закрытого каналом.
Учитывая уравнение (2.114) и интег-
рируя (2.117) по длине радиатора, по-
лучаем
L(D + r\b) = Ль	(2.118)
где ц — среднее значение ц.
Основные элементы систем обеспечения теплового режима
95
Рис. 45. Зависимость параметра fcjb/2 от t и
Рис. 46. Радиатор с двумя поверхностями радиации
(2.119)
Величина Л! находится из уравне-
ния (2.115), значение параметра т) —
из выражения
(Ь+В)/2
f Twdx
T*yb/2
Считая, что в элементе tdxdy основ-
ное направление теплопроводности сов-
падает с направлением оси, получаем
в условиях установившегося теплового
равновесия
d2T G8
dx2 kt ’
(2.120)
где t — толщина стенки; к — тепло-
проводность стенки.
Проинтегрируем уравнение (2.120)
при граничных условиях х == (b-\-D)/2,
Т = Т2у и дТ/дх = 0 и полученное
выражение для dx подставим в урав-
нение (2.119):
T]b = 4-j/	(2.121)
Tim
где
। т14 \V*
 10 9 1L .	(2.122)
Из уравнения (2.120) после интегри-
рования в пределах от х = (Ъ + Z))/2
до х = D12 и от Т = Т2У до Т = Tiy
получаем следующее выражение:
7 Ъ ? dx
= i’
о
(2.123)
где
Рис. 47. К определению поля зрения трубки радиатора
Рис. 48. К определению поля зрения площадки
радиатора
96
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Рис. 49. Зависимость поля зрения трубки радиатора
от отношения bJD
Рис. 50. Зависимость поля зрения площадки радиа-
тора от отношения b[D\ X — [я? — (1)/2)ЩЬ/2)
Зависимость к^Ы2 от т и представ-
лена на рис. 45.
Задавая Tiy и Т2у, по известным к,
t и 8 находим Ы2. Затем по уравнени-
ям (2.118), (2.121) и (2.123) вычисляем
параметры радиатора. Проведя расчеты
для нескольких значений Т2У, находим
радиатор минимального веса.
3.	Радиатор с двумя поверхностями
радиации (рис. 46).
Принимаем, что по поверхности ка-
нала Т = Tiy, а по поверхности плос-
кого участка Т = Тху, Для этого
случая имеем
L \ "
(Ь+Р) 2
+ FfTxvdx^dy.
D/2
(2.124)
Интегрируя уравнение (2.124), полу-
чаем
L [(itD — 2t) Ft + цЬ] = A
(b+D)/2
f
---------•
2^m6/2
(2.125)
(2.126)
Коэффициенты Ft и Ff определяют
поле зрения радиатора соответственно
в точках цилиндрического и плоского
его участков (рис. 47 и 48, где А — те-
кущая точка на поверхности радиатора;
N — нормаль к поверхности; 7\, Т2,
R — касательные к цилиндрическим
поверхностям).
Коэффициенты Ft и Ff определяются
следующим образом:
1 1
Ft = — + — к (ср) cos ф, (2.127)
Ff = — [к (фх) cos ф! + к (ф2) cos ф2].
(2.128)
Значения параметров Ft и Ff могут
быть взяты из графиков, приведенных
на рис. 49 и 50.
Для определения ц выделим элемент
t dx ty. Можно показать, что из урав-
нения теплового баланса в случае ра-
диации с обеих поверхностей следует
d2T __ 2бб р mt
Граничные условия для уравнения
(2.129): при х = DI2 Т = Т1т (из-
вестна), при х = (Ъ + D)/2 Т = Т2т
(величина, которую надо задать перед
расчетом).
(2.129)
ГЛАВА 8
Теплопроводы
Теплообмен между элементами КА мо-
жет осуществляться тремя механизма-
ми теплопередачи. Тепло может пере-
даваться либо одним, либо сочетанием
двух или трех механизмов теплопереда-
чи, которая выполняется теплопровод-
ностью, конвекцией (свободной или
вынужденной) и излучением. Чтобы
осуществить теплопередачу между эле-
ментами КА, необходимо иметь тепло-
проводы, по которым будет происходить
процесс передачи тепла. Теплопроводы,
применяемые в КА для обеспечения
теплового режима, можно разделить на
следующие пять групп: теплопроводы,
использующие теплопроводность ме-
талла, жидкостные, газовые, паровые
и лучистые.
Передача тепла по металлическим
теплопроводам невысокая по сравне-
нию с остальными типами. Это можно
проиллюстрировать следующим при-
мером.. Чтобы передать от одного эле-
мента КА к другому, находящемуся на
расстоянии 1 м от первого, 100 ккал
тепла и обеспечить между этими эле-
ментами перепад в 10°, даже при ис-
пользовании меди потребуется медная
шина диаметром 20 см и весом 255 кГ,
Очевидно, что использование металли-
ческих теплопроводов для передачи теп-
ла между элементами КА даже при сред-
ней интенсивности тепловыделений на
элементах не перспективно, и поэтому
в дальнейшем мы не будем останавли-
ваться на рассмотрении теплопроводов
указанного типа. Нужно лишь заметить,
что они могут применяться в приборах
при небольших расстояниях между теп-
пловыделяющими и тепловоспринимаю-
щими элементами, когда их вес не
будет существенно сказываться на уве-
личении веса прибора. При этом теп-
лоотвод от тепловыделяющих элемен-
тов желателен при совместном дейст-
вии с другими механизмами теплопе-
редачи.
Жидкостные, газовые и паровые
теплопроводы наиболее распростране-
ны для передачи тепла в системах термо-
регулирования КА. Теплопередающая
способность теплопроводов определя-
ется скоростью передвижения тепло-
носителя, их теплофизическими пара-
метрами, гидравлическими характе-
ристиками материала, а также коэф-
фициентами теплопередачи на концах
теплопровода. Перемещение рабочих
сред может осуществляться либо пу-
тем свободной, либо путем вынужден-
ной конвекции.
8.1. Жидкостные и газовые теплопро-
воды.
Теплопроводы могут различаться по
типу теплоносителя, используемого
для передачи тепла от одного участка
КА к другому. Тип теплоносителя,
примененного в теплопроводе, во мно-
гом определяет его эффективность. По-
этому к выбору теплоносителя (в за-
висимости от того, для каких целей
предназначен теплопровод в системе
терморегулирования) должны предъ-
7 Автоматические планетные станции
98
Обеспечение заданного теплового режима АПС
являться требования, которые опреде-
ляются интенсивностью теплообмена
(для жидкого или газообразного тепло-
носителя), отсутствием коррозирую-
щего действия, невоспламеняемостью,
термической стойкостью. Главное при
этом — правильное определение усло-
вий сравнения разных теплоносите-
лей [6].
Например, при выборе теплоносите-
ля в теплопроводе к радиатору-излу-
чателю для определения величины пло-
щади поверхности трубчатого радиа-
тора-излучателя Fx при изменении в
нем температуры теплоносителя от Тъх
До ^вых может быть использовано вы-
ражение [18]
Q Рвх^*вых)8 1
3еЗГВХ 4 Гвы* *
1 - ГГ1
(2.130)
Очевидно, что основными требования-
ми при выборе теплоносителя для теп-
лопровода заданного сечения будут:
1) обеспечение прокачки расхода теп-
лоносителя при заданной мощности
насоса N; 2) обеспечение передачи задан-
ного количества тепла (?; 3) обеспечение
требуемых уровней температуры Т
и давления р в теплопроводе.
Целесообразность того или иного типа
теплоносителя определяется обеспече-
нием необходимого коэффициента теп-
лоотдачи а в охлаждаемом или нагре-
ваемом узле КА.
Теплоноситель — газ. Установленные
выше требования к теплопроводу могут
быть выражены следующими соотноше-
ниями.
1.	Скорость со прокачки теплоноси-
теля — из уравнения затрат мощности
на прокачку
N = G — — = pFco—= — ApcoF.
Р Пн Г РПн Пн
(2.131)
Подставив в это уравнение
А t L рсо2
др=^—♦
где Др — потери давления, Е =
— 0,3164/Re0’25 — коэффициент трения,
Re = Pcod/ц — число Рейнольдса, р =
= plRT — уравнение состояния газа,
получим после упрощений
„0,25
N = const СО2,75	(2.132)
или при сравнении двух теплоносите-
лей
_	£0,27
°* = ТчмйГ •	(2133>
И
2.	Разность температур по теплоноси-
телю Л Г — из уравнения количества
тепла
Q = GCP(T^— Твых) = GCP&T, (2.134)
где
G = т^СО,
или
О = const соДГ,
к
а с учетом соотношения (2.133)
_	£0,73 _
ДГ = ^-ц0’09.
Gp
3.	Температурный напор 0 или пло-
щадь поверхности теплообмена FT0 —
из уравнения теплоотдачи
(?=a0FTO,	(2.135)
©Fro = 4- .	(2.136)
a
Так как при течении газов число Нус-
сельта
Nu = 0,018 Re °>8,
а коэффициент теплоотдачи
к, А	. 1 I со \о.а
a = Nu -г- = const л -5-	,
а	\ “г/
ТО
а — Nu X
Теплопроводы
99
или
- = А
О й^о-58ро.та *
(2.137)
С помощью соотношений (2.131) —
(2.137), зная свойства теплоносителей,
легко произвести их сравнение.
В табл.З в качестве примера приведены
результаты расчета для одной из ин-
тересных задач — низкотемператур-
ного теплопровода с охлаждением при
температуре t ~ 20 °C и давлении
Теплоноситель — жидкость. С точки
зрения молекулярного строения жидко-
сти процессы, протекающие в жидкостях
и связанные с переходом частиц из од-
ного объема в другой (в частности,
коллективный массо- и теплообмен),
аналогичны процессам в газах. Следо-
вательно, термокинетические зависимо-
сти для жидких теплоносителей в ос-
новном будут такие же, как и для газов.
Однако такие процессы, как вязкое
течение, характерны для жидкостей,
Таблица 3
Теплоноситель	Rt м/град	Ср10\ джЦкГ • град)	Х-10», вт/(м-град)	МО7, кГ/(сек-м2)	со	ДТ	а	е	F
Воздух	29,3	1,01	25,2	1,85	1,00	1,00	1,00	1,00	1,00
Азот	30,1	1,03	25,0	1,80	1,01	1,01	0,98	1,02	1,00
Гелий	212,0	5,21	150,0	2,10	1,69	0,83	1,78	0,57	0,93
Окись углерода	30,3	1,04	24,4	1,80	1,02	0,98	0,97	1,04	1,00
Водород	420,0	14,30	180,0	0,90	2,17	0,47	2,56	0,39	0,80
Аммиак	49,7	2,04	23,50	1,04	1,20	0,69	1,04	0,96	0,87
Таблица 4
Теплоноситель	Ср -10-3, дж/(кГ'град)	х, вт(м-град)	Р-10— кз/м*	М0\ хГ/(сеК’№)	р(^вес^	со	ДТ	а	е	Рх
Вода	4,20	0,70	1,00	0,29	1,00	1,00	1,00	1,000	1,00 1,00	
Даутерм	1,90	0,12	1,00	1,03	1,00	1,10	2,00	0,165	6,10	1,25
Ртуть	0,14	11,60	13,40	1,23	13,40	0,63	3,60	5,000	0,20	1,77
Эвтектика Na—К	0,96	24,00	0,85	0,48	0,85	1,06	4,80	8,500	1,18	2,15
Эвтектика Pb—Bi	0,15	9,00	10,50	1,80	10,50	0,66	4,10	4,000	0,25 1,94	
1-105 н!м2. Там же представлены
относительные значения площади из-
лучателя, полученные при разности
температур на входе Т = 50° (от 320
до 270° К) и весьма малом среднем
температурном напоре на входе О, рав-
ном 10°.
Из табл. 3 следует, что водород яв-
ляется лучшим газом-теплоносителем,
так как обеспечивает большую эффек-
тивность теплообмена по сравнению с
другими газами.
и с этой точки зрения у жидких тепло-
носителей следует ожидать наличия
некоторых специфических особенно-
стей.
При вынужденном движении тепло-
носителя процесс теплообмена описы-
вается критериальным уравнением
(2.138)
где X — геометрический симплекс.
7*
100
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Рис. 51. Схемы возврата конденсата
а — под действием силы тяжести;
б — с помощью насоса
Нахождение конкретной зависимо-
сти (2.138) представляет значительную
трудность. В связи с этим учет зависи-
мости физических констант от темпера-
туры в критериальных уравнениях осу-
ществляется двумя путями. В первом
случае принимают одинаковое влияние
температуры на физические величины,
и тогда в критериальное уравнение
дополнительно вводится соотношение
TtCtvt^ct	Ргт
т C vT'TT-	(2.139)
1 ст ст стЛт ст
Этот способ учета в критериальных
уравнениях температурной зависимости
физических величин впервые был введен
Н. А. Михеевым [6]. Во втором случае
учитывается влияние на теплообмен
только симплекса р,Ст/рт.
Таким образом, решение задачи о
теплообмене с использованием жидких
теплоносителей при их вынужденном
движении ищется в виде
Nu=/ X, Re, Рг,—
\	ст /
ИЛИ
Nu = <р (х, Re, Рг, V
Л	Нт )
(2.140)
Для капельных металлических жидко-
стей имеет место соотношение
Nu = 0,021Re°»8Pr0»43.	(2.141)
Из уравнения затрат мощности на
прокачку (2.131) можно найти выраже-
ние для скорости жидкости (здесь, в
отличие от газов, отпадает соотноше-
ние р — p/RT)
° = -0,27-0,09 •	(2.142)
р ’ и
Из уравнения количества тепла
(2.134) находим
-0,09
= Ло,73 >	(2Л43)
срр
Коэффициент теплоотдачи а в урав-
нении (2.136) для жидкости записывает-
ся с помощью критерия Нуссельта
a = NuX.	(2.144)
К уравнениям (2.141) — (2.144) до-
бавляется уравнение весового содер-
жания теплоносителя в системе (в
относительных— величинах GBec = р)-
Соотношение (7вес = Р* для жидкостей,
в отличие от газов, может иметь боль-
шое значение при оценке весового ба-
ланса.
Уравнения (2.141) — (2.144) позво-
ляют произвести все нужные оценки.
Рассмотрим сначала сравнение низко-
температурных теплоносителей. Для
примера в качестве исходного теплоно-
ителя возьмем воду при t = 100° С
‘ числе Re = 6000; примем ДГ =
= 50° (от 373 до 323° К).
В табл. 4 приведены результаты рас-
чета.
Теплопроводы
101
В табл. 5 дано сравнение АГ и р
для воды и воздуха при t х 30° С,
АГ = 50°, Гвх = 333° К, Гвых =
= 283° К.
С помощью табл. 5 можно устано-
вить, что ограничение в скорости про-
качки (т. е. в мощности на прокачку)
приводит к очень большому выигрышу
при замене системе газовым теплоноси-
телем (даже при высоких давлениях)
системами с жидкостью. Однако такая
замена часто невозможна по сообра-
жениям чисто эксплуатационным. По-
этому проведенное сравнение газовых
теплоносителей с жидкими не теряет
своего смысла.
Расчетные данные, приведенные в
таблицах для конкретных температур,
являются достаточно общими, так как
изменение температуры теплоносите-
лей приводит лишь к количественному
изменению, не затрагивая качествен-
ной стороны.
Перейдем теперь к определению ра-
ционального расхода теплоносителя в
теплопроводе. Передаваемое тепло Q
связано с расходом теплоносителя и пе-
репадом температуры соотношением
Q = GCPXT.
Увеличение расхода теплоносителя
при уменьшении XT приводит к вырав-
ниванию температур в охлаждаемом
устройстве, что, как правило, выгод-
но. В геометрически определенном теп-
лопроводе затраты энергии на прокачку
теплоносителя (мощность насоса) оп-
ределяются как
/V =	—^Ga2~co3^G3,
Р
Таблица 5
Теплоноситель	дт	р(свес)
Вода	1	1
Воздух при р = 1 • 103 н/м*	1	500	0,001
Воздух при р = 1 • 107 к/ле®	20		0,1
т. е. возрастают в кубической зависимо-
сти от расхода.
8.2. Паровые теплопроводы.
Паровые теплопроводы соединяют объ-
ем, где происходит испарение жидко-
сти, с объемом, где она конденсирует-
ся. Конденсат может возвращаться по
той же магистрали, по которой движет-
ся пар, или иметь свою собственную
магистраль. Пар движется по трубо-
проводу под действием разности давле-
ний, которая образуется в результате
постоянного испарения жидкости на
одном конце и ее конденсации на дру-
гом конце паропровода. Движущей
силой в конечном счете будет разность
температур между источником тепла и
приемником. Чтобы вернуть конденсат
в испаритель, необходимо приложить
работу по его перемещению. Для вы-
полнения этой работы могут быть ис-
пользованы сила тяжести (рис. 51, а),
механические насосы (рис. 51,6), ка-
пиллярные силы (рис. 52).
Примером использования силы тя-
жести служит отопительная система
зданий, когда котел является испарите-
лем, роль конденсатора выполняет ком-
плекс из радиаторов, установленных в
помещениях, а конденсат возвращает-
ся в котел благодаря действию силы
тяжести.
Наиболее распространено использова-
ние механических насосов для переме-
щения жидкости из конденсатора в ис-
паритель. Этот способ позволяет пере-
давать из испарителя в конденсатор
значительно большее количество теп-
ла, чем способ с использованием силы
тяжести.
Капиллярные силы также могут быть
использованы для возвращения кон-
денсата в испаритель. Паровые тепло-
проводы, в которых жидкость возвра-
щается под действием капиллярных сил,
получили название тепловых трубок.
Использование капиллярных сил для
возвращения конденсата наиболее удоб-
но в системах терморегулирования
102
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Капиллярная структура (возврат конденсата)
в
Рис. 52. Схема возврата конденсата под действием
капиллярных сил
космических орбитальных аппаратов,
когда отсутствуют гравитационные
силы и требуется высокая надежность
работы.
Принцип работы тепловой трубки.
Теплопередающее устройство, извест-
ное под названием тепловой трубки, в
простейшем случае представляет собой
герметичную трубку, внутри которой
имеется капиллярная структура, со-
держащая рабочую жидкость. При от-
сутствии быстрого движения пара по
трубке его давление почти одинаково
на всем протяжении. Ввиду того, что
при данном давлении пар может нахо-
диться в равновесии с жидкостью толь-
ко при определенной температуре,
температура вдоль всей поверхности
влажного капиллярного тела (фитиля)
также почти одинакова. Способ пе-
редачи тепла заключается в использо-
вании скрытой теплоты парообразова-
ния путем испарения рабочей жидко-
сти на участке подвода тепла.
В отличие от систем, в которых воз-
вращение конденсата к испаритель-
ному участку осуществляется насосом,
в конструкции тепловых трубок для
этой цели предусмотрена специальная
капиллярная система, обеспечивающая
возвращение конденсата силами по-
верхностного натяжения. Поэтому теп-
ловая трубка может работать в усло-
виях невесомости и даже (в некоторых
пределах) при перегрузках, действие
которых направлено против потока
конденсата.
Фитиль. Капиллярная структура дол-
жна обеспечить возвращение конден-
сата к испарителю так, чтобы скорость
конденсации в трубке равнялась ско-
рости парообразования. Несоблюдение
этого условия может привести к высы-
ханию испарителя и к прекращению
работы тепловой трубки. Капиллярная
структура в наземных условиях дол-
жна поднимать рабочую жидкость про-
тив действия силы тяжести при мини-
мальном внутреннем сопротивлении ее
движению.
Указанные требования в сущности
своей противоречивы, так как малый
диаметр пор, необходимых для подня-
тия жидкости на требуемую высоту,
приводит одновременно к созданию вы-
сокого внутреннего сопротивления.
В этом случае наиболее подходят пуч-
ки параллельных капиллярных трубок
или волокон, у которых указанное про-
тиворечие минимально. В космосе же
отсутствие силы тяжести приводит к
тому, что смачивающая жидкость до-
стигает всех доступных ей поверхно-
стей. Она заполняет все поры, трещин-
ки, каналы и узкие проходы, уменьшая
до минимума свою общую] свободную
поверхность. Например, миллиметро-
вый проход между двумя металличе-
скими листами быстро «всосет» любую
подходящую для этого жидкость. Та-
Теплопроводы
103
кую конструкцию в определенном смы-
сле можно считать капиллярной струк-
турой с малым сопротивлением для ус-
ловий невесомости. Если необходимо
обеспечить испарение жидкости с по-
верхности капиллярной структуры или
конденсацию на эту поверхность, ме-
таллические листы следует заменить
мелкосотовой металлической структу-
рой или другим проницаемым мате-
риалом.
Простейший метод изготовления фи-
тиля состоит в том, что тонкую метал-
лическую сетку (несколько десятков
отверстий на погонный сантиметр) в
один или несколько слоев располагают
на внутренней поверхности тепловой
трубки и подвергают холодной опрес-
совке.
Преимущество описанного выше фити-
ля заключается в простоте изготовления
и в том, что металлические сетки могут
быть получены из многих материалов. К
сожалению, для такого фитиля диаметр
капилляра, по которому конденсат по-
ступает в испаритель, невозможно оп-
ределить с достаточной точностью; кро-
ме того, диаметр капилляра зависит
от степени прижатия слоев сетки друг
к другу. Для укрепления фитиля при-
меняют специальные пружины, кото-
рые прижимают слои сетки к стенке
трубы.
Система капилляров для протока
конденсата может быть создана непо-
средственно на внутренней поверхности
трубки в виде аксиальных прямоуголь-
ных каналов шириной 0,2—0,4 мм и
глубиной примерно 0,5 мм (рис. 53).
Капилляры, расположенные в продоль-
ном направлении, могут соединяться
между собой кольцевыми протоками для
улучшения равномерности теплоотвода
с поверхности трубки. В настоящее
время нашли применение составные
фитили, в которых системы продольных
капилляров на внутренней поверхно-
сти трубки покрыты одним или несколь-
кими слоями тонкой металлической
сетки.
Рис. 53. Капиллярная система в разрезе
Выбор рабочей жидкости. При выборе
рабочей жидкости необходимо учиты-
вать совокупность многих факторов,
наиболее важные из которых сле-
дующие:
—	высокая теплота парообразова-
ния для достижения максимального
теплопереноса при минимальном рас-
ходе жидкости;
—	высокая теплопроводность для
уменьшения перепада температуры по
слою жидкости в испарителе, что сни-
жает вероятность возникновения ло-
кального кипения на стенке трубки;
—	малая вязкость жидкости и па-
ра для снижения сопротивления дви-
жению теплоносителя;
—	высокое поверхностное натяже-
ние для эффективного действия капил-
лярной системы;
—	хорошая смачиваемость материа-
ла фитиля
— подходящая точка кипения, соот-
ветствующая выбранному диапазону
рабочих температур.
Для терморегулирования КА наи-
более подходят этиловый и метиловый
спирты, а также смесь этих двух компо-
нентов, поскольку они в большей степе-
ни удовлетворяют указанным требова-
ниям по сравнению с другими жидко-
стями.
Условие работы тепловой трубки. Ос-
новное условие нормальной работы
тепловой трубки заключается в том,
104
Обеспечение заданного теплового режима АПС
чтобы сумма потерь давления в жидко-
сти за счет сил вязкого трения и тяже-
сти, а также в паре за счет сил вязкого
трения и инерции не превосходила
капиллярного давления. Эти потери
давления в жидкости и в паре следует
вычислять на участках, расположенных
между точками максимальной и мини-
мальной кривизн мениска рабочей
жидкости. Кривизна мениска макси-
мальна в начале участка испарения.
Наименьшее значение радиуса кривизны
мениска р = sect), где 7?к — ра-
диус капилляра, а 0 — краевой угол
смачивания.
Минимальная кривизна мениска
жидкости (р -> оо) находится в зоне
конденсации, но ее точное местоположе-
ние зависит от режима работы тепловой
трубки.
При малых тепловых потоках мениск
находится в конце участка конден-
сации, т. е. в конце теплоизолирован-
ной зоны. Поверхность раздела жид-
кость — пар в зоне конденсации может
находиться на поверхности фитиля, а
при избытке жидкости — вне его. По-
этому максимальный радиус кривизны
может стать равным радиусу парового
канала.
В точке максимальной кривизны мени-
ска разность давлений жидкости и пара
2о о 0
максимальна и равна----= 25 cos,
где о — поверхностное натяжение.
В точке минимальной кривизны
мениска (р -> оо) давления пара и жид-
кости практически равны. Если труб-
ка «работает» против действия силы тя-
жести при угле наклона Ф, то макси-
мальная высота подъема жидкости,
определяемая минимальным радиусом
кривизны мениска, равна
Zmax SinO = 2JC0S
е
где р>к — плотность жидкости; g —-
ускорение силы тяжести.
Сформулированные условия работы
тепловой трубки можно записать в виде
Дрп(инерц+тр) + Лрж(тр) +
+ Лрж(грав)< 2	.
В случае ламинарного течения пара
для расчета потерь его давления в ис-
парительном Дрисп и теплоизолирован-
ном Дриз участках рекомендуется со-
отношение
Дрп.ИСП + Дрп.ИЗ ------ ( 4|1п ”^2"у X
X [7исп (1 +^Re) + 2ZII3],
где
F =
9	27	405
а0 — поправка на профиль скорости в
начале зоны конденсации (О^ао^
0,665); цп — вязкость пара; Rn —
радиус парового канала.
Более удобная для вычислений фор-
мула в случае небольших чисел Re
и длинных тепловых трубок записывает-
ся в виде
л 1	т/2 Г 16
Лрп — — РпУп
16 2^исп + 4/из ,	28
2//п	+ 9
0,69Re	/	30/
------♦--------ехр из
где
D dQ 1	D	20
Re =	—-----или Re = —;
tZZ 2rcvnpnr	**nvnPnr
Q — количество тепла, переносимого
вдоль тепловой трубки; г — теплота
парообразования.
Средняя скорость пара V вычисляет-
ся по формуле
v = —L.
"РпгЛп
В случае больших чисел Re и корот-
ких трубок при косинусоидальном про-
филе скоростей предлагается формула
Теплопроводы
105
где коэффициент трения | в предполо-
жении, что имеет место плавный пе-
реход к турбулентному течению, вы-
числяется по формуле
р — 2я2 । °>03
’ Re 1 У?0,2
п
(коэффициент 0,03 получен экспери-
ментально).
При очень малых числах Re и длин-
ных трубках инерционным членом мож-
но пренебречь, и тогда
Ли -
При Re 1 для ламинарного тече-
ния может быть использована зависи-
мость
&Рп = (1 - 4л-2)	% —2
°' п1Сп
Для оценочных потерь давления пара
в испарителе можно пользоваться фор-
мулой
А2
л Q
РП “ 8Рп^2 ’
Для условий невесомости или в слу-
чае горизонтального положения труб-
ки имеет место соотношение
Арп + Ар>к < 2а cos .
74 к
8.3.	Лучистые теплопроводы.
Лучистым теплопроводом (ЛТП) на-
зывается устройство, в котором пере-
дача тепла от более нагретого тела к
менее нагретому происходит за счет
многократного переотражения энергии
излучения каждого из них внутри по-
лой замкнутой поверхности, соединяю-
щей эти тела (тепловое сопротивление
ее должно быть достаточно велико). Ме-
таллическим теплопроводом (МТП)
называется устройство, в котором пе-
редача тепла происходит за счет тепло-
проводности по металлу. Схемы ЛТП
и МТП приведены па рис. 54.
Непосредственный лучистый тепло-
обмен между поверхностями / и 2 (без
учета переотражений) определяется
следующей формулой, получаемой из
(2.32): с использованием (2.33):
(2.145)
где фх-2 — коэффициент облученности
поверхности 1 с поверхностью 2.
Если принять = е2 1, то
<21-2 —	j —	] Fl. (2.146)
Лучистый теплообмен между двумя
телами, соединенными полой замкну-
той поверхностью с хорошим отраже-
нием теплового излучения, определяет-
ся формулой [3]
Ф1-2С0 100 j [ loo ) ] х’ (2-147>
где ф?_2 — коэффициент облученности
поверхности 1 с поверхностью 2 с уче-
том влияния соединяющей их полой зам-
кнутой поверхности на лучистый теп-
лообмен между ними.
Конструктивно соединяющая полая
поверхность может быть выполнена из
нескольких слоев ЭВТИ, натянутых
на легкий каркас из твердого материа-
ла, или образована поверхностями эле-
ментов конструкции КА.
Зависимость отношения Q1-2IQ1-2 =
— Ф1-2/Ф1-2 от отношения Li а для трех
форм сечения ЛТП приведена на
рис. 54. Из графиков видно, что при
Ыа > 1 теплообмен при помощи
ЛТП существенно выше по сравнению
с теплообменом между телами, не сое-
диненными ЛТП. Так, например, для
цилиндрического ЛТП при L/a>10
величина отношения Q1-2/Q1-2 соста-
вляет примерно 40.
106
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Сравним передачу тепла при помощи
ЛТП с передачей тепла по МТП, оп-
ределяемой по уравнению
<#_- "мт^“тп (Т.-г,).
Если площадь сечения ЛТП равна
/лтп, то отношение тепловых пото-
ков, передаваемых по ЛТП и МТП, бу-
дет равно
0°
<1—2
Q1-2
= <Р1-2
Со ^лтп
^мтп ^мтп
/(Л, Л) Л
где / (Т12 Т2) определяется по формуле,
следующей за (2.47).
Зависимость отношения Q1-2/Q1-2 от
L/a приведена на рис. 55.
Если учесть, что, исходя из весовых
соображений, площадь Лмтп должна
быть в десятки и сотни раз меньше
площади Т'лтп, то очевидно сущест-
венное преимущество лучистого тепло-
провода по сравнению с металлическим,
возрастающее с увеличением разности
температур между телами.
Рис. 54. Зависимость коэффициента облученности <₽i^2
(лучистый теплопровод), коэффициента облученности
Ф|_2 пластин и отношения этих коэффициентов от от-
ношения длины L теплопровода к характерному раз-
меру а его поперечного сечения
1	— поверхность более нагретого тела (температура
степень черноты et);
2	— поверхность менее нагретого тела (температура
Т2, степень черноты е2);
3	— металлический теплопровод (площадь сечения
ГМТП» коэффициент теплопроводности ^МТП»
удельный вес Умтп)»
4	— лучистый теплопровод
8.4.	Выбор оптимальной толщины изо-
ляции теплопроводов.
Теплообмен жидкости или газа, дви-
жущихся в теплоизолированном тру-
бопроводе, с окружающей средой рас-
смотрен в ряде работ [1, 2, 6], в которых
указано на существование экстремаль-
ного значения внешнего диаметра тру-
бопровода, определяющего минималь-
ное термическое сопротивление при за-
данных коэффициентах теплоотдачи и
теплопроводности изоляции. Однако
Теплопроводы
107
в этих работах не учитываются лучи-
стый теплообмен между внешней по-
верхностью теплопровода и окружаю-
щей средой, а также изменение темпе-
ратуры поверхностей теплопровода,
коэффициентов теплоотдачи и тепло-
проводности при варьировании значе-
ний наружного диаметра и толщины
теплоизоляции.
Рассмотрим стационарный процесс
теплообмена теплопровода с окружаю-
щей средой, пренебрегая влиянием
теплового сопротивления металличе-
ской части трубопровода и учитывая
лучистый теплообмен.
Введем следующие обозначения
(рис. 56):
—	температура жидкости в трубо-
проводе;
Т2 — температура окружающей газо-
вой среды;
Т3 — температура тел (стенок) окру-
жающей среды;
TW1 — температура внутренней по-
верхности трубопровода;
Tw2 — температура наружной поверх-
ности трубопровода;
—	коэффициент теплоотдачи от
жидкости трубопровода к его
внутренней поверхности;
а2 — коэффициент теплоотдачи от ок-
ружающей среды к наружной
поверхности трубопровода;
биз =0,5 (d2 — dx) — толщина тепло-
изоляции;
еПр — приведенная степень черноты
наружной поверхности;
X — коэффициент теплопроводности
теплоизоляции.
Теплообмен жидкости (газа) теплопро-
вода с окружающей средой без учета
лучистого теплообмена при постоянных
ах, а2, X. Проанализируем уравнение
= T1~ftT2 [ккал/(м»час)], (2.148)
определяющее тепловой поток от теп-
лопровода в окружающую среду;
О X
Рис. 55. Зависимость отношения Qi-2/Qi-2	^/а
для различных значений температуры Т2
Ь = 1 м; Tt = 300° К; ^лтп/ГмтП = ХМТП =
= 100 ккал'(М‘час»°К)
здесь
д = д1 + л, + л,__^.+ ьЦЩ.+
+	[м •час • °С/ккал].
При фиксированных 7\ и Т2 величина
Q определяется значением R, однако
с увеличением биз величина R воз-
In (dz/di)
растает за счет слагаемого —,
но уменьшается за счет слагаемого
1
---з- . Как известно, величина Q имеет
экстремальное значение при
я -
(2.149)
Если < 2Х/ос2, то наличие тепло-
изоляции увеличивает теплопотери по
сравнению с теплопроводом без тепло-
изоляции. Этот вывод (поскольку в точ-
ке й2э имеет место (?тах) распростра-
няется и на некоторую область d2 7>
(рис. 57) до значения d2 = d^
при котором теплопотери такие же,
как и у нетеплоизолированного теп-
лопровода; поэтому коэффициент теп-
лопроводности теплоизоляции X нуж-
но выбирать таким образом, чтобы со-
блюдалось неравенство 2Х/а2 < dx.
108
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Формула (2.149) получена в пред-
положении постоянства а2 и X, при этом
принималось, что с^э не зависит от
dt. Ниже будет показано, что в общем
случае значение rf23 зависит, в частно-
сти, от толщины теплоизоляции (через
Tw2 и d2), а следовательно, и от dr.
В заключение следует сделать заме-
чание о величинах аь а2, А. В первом
приближении достаточно будет при-
нять Tw2 = 0,5 (Тi -j- Т2), TW1 =
d2 = 2d^ значение А желательно
теплопровода и толщины теплоизоля-
ции на а1? а2, X (и соответственно на
Q, Л2Э). Как известно, а2 зависит от
внешнего диаметра трубопровода d2,
температуры на его внешней поверхно-
сти ZW2, температуры окружающей сре-
ды Т2 и теплофизических параметров
среды; величина А зависит от материа-
ла и средней температуры изоляции
Гер. Таким образом, для правильного
(в пределах слабого влияния лучисто-
го теплообмена) отыскания d2-} при оп-
Рис. 56. К вопросу о стационарном процессе теплооб-
мена теплопровода с окружающей средой
брать по опытным данным при Т =
= 0,5(77w1+7w2); значения^ и а2 можно
рассчитывать по формулам, приведен-
ным в работе [6], тепловой поток — по
уравнению (2.148).
После определения d23 по формуле
(2.149) необходимо рассчитать а2 при
d2 = d29 и найти новое значение d29.
Влияние температуры поверхности
ределении а2 и А необходимо зпать
температуры поверхностей Twl и
rw2 •
Исследование удобно производить в
следующем порядке. Принимая в пер-
вом приближении TW1 = 7\, Tw2 =
= 0,5 (Т\-|-^2), среднюю температуру
изоляции ТСр=0,5 (Twl-j-rw2), находят
предварительные значения ах, а2, А
при d2 = dx\ 1,1 dx;...; 3dx.
Уточненные значения ах, а2, А полу-
чаются после подсчета TW1 и TW2 по
Теплопроводы
109
соотношениям
гр __	тг т’ __ Ti-\- К2Т2
ywl— 1 + К1 И ^W2-	1+Х2	’
(2.150)
где
jrr	7 / 1	। In (di/di) \
К' = аМ^ +	2Х )’
j /	1	(dz/di) \
K* = a*d*\~^ +-----21----)’
которые получаются путем несложных
алгебраических преобразований из со-
отношений уравнений теплового ба-
ланса.
Для окончательного подсчета Q (и
нахождения d2,), как показывает
опыт, нужно сделать еще одно или
два приближения. Значение d23 нахо-
дится по графической зависимости Q
от d2.
Сколь существенно влияет на d23
изменение температуры Tw2 и диаметра
d2, определяющих значение. а2 при
изменении толщины теплоизоляции,
видно из следующего примера.
По изложенной методике было под-
считано значение Q при различных зна-
чениях d2 > dx с учетом соответствую-
щего изменения Twl, Tw2, «2, (ai =
= const) при следующих условиях:
7\ = 400° К; Т2 = 250э К; аср =
= 0,2 ккал!(м2-час*°С); dY = 0,03 м\
04 =100 ккал! (м2-час-°C). Результа-
ты расчетов приведены на рис. 58, из
которого следует, что при подсчете Q и
d2) величину а2 нельзя понимать посто-
янной: при изменении d2 от 0,03 до 0,09 м
значение Tw2 измеряется от 387 до 307° К
и а2 от 9,15 до 5,94 ккал/(м2- час °C).
Таким образом, уменьшение величи-
ны а2 с возрастанием d2 и изменением
Tw2 приводит к непрерывному умень-
шению Q, хотя при среднем значении
а2 = 7 ккал (м2- час -°C) (без учета из-
менения Tw2) величина Q имеет мак-
симум при d23 = 0,4/7 = 0,057 м.
Следовательно, поскольку а2 и X за-
висят от d2 (так как изменяется Tw2),
формулу d23 = 2 X/a2 можно исполь-

Рис. 57. Зависимость теплового сопротивления трубо-
провода от его диаметра, параметров теплоизоляции
и теплофизических свойств среды
зовать лишь для весьма приближенных
расчетов.
Теплообмен жидкости (газа) теплопро-
вода с окружающей средой при учете
теплоизлучения. Лучистый теплообмен
наружной поверхности теплопровода с
окружающей средой оказывает весьма
значительное влияние на Tw2, а следо-
вательно, и па a2, Q, d2Q, особенно
при больших разностях температур
Т3 - Т2 и Т3 -
Будем считать, что значения 7\, Т2,
Z3, X, постоянные, и условно примем,
что Тг < Т2, Тг < Т3 (случай 7\ > Т2,
Т3 не меняет существа последую-
щих рассуждений). В первом прибли-
жении возьмем значения % и ах при
T’wi = 7\ и TW2 == 0,5 (7\ И- 7*2).
В случае, если теплопровод размещен в
вакууме, приводимые ниже формулы
упрощаются: в них следует положить
а2 = 0 и Т2 = 0. Предварительно при-
мем, что Т3 = Т2, a2 = const.
Тепловой поток от окружающей сре-
ды к наружной поверхности теплопро-
вода и от нее внутрь теплопровода опре-
деляется следующими уравнениями:
Q — физл + <? конв»
Q = . 77~^ — 7----------->	(2-151)
v	in (dzldj)	1	'
2лА “г aindi
110
Обеспечение заданного теплового режима АПС
где
^изл = ®лЛЙ2 (^2 — Т w2)	(2.152)
— лучистый тепловой поток;
(?конв = Gt2rtd2 (Т2	^w2)	(2.153)
— конвективный тепловой поток;
(	1	^2
\ 100	100 /’
d} 0 05	0,1 d2)M
Рис. 58. Зависимость Tw и а2 от d2 и изменение Q при
увеличении толщины теплоизоляции в предположении
постоянства TW1, TWj, аа и с учетом их переменности
С другой стороны, Q = (Г2 — 2\)/В,
тогда
О =	1 I In (<zg/di)___________1
otiJtdi ‘ 2лА (аг + ал) nd2 *
Обозначая Зал/дс/2 = ал, имеем
dR __	1_____________1	_ ал
dd2 2лАс?г (ot2 4- ал) Tid% (а2 + ал)2 nda *
Экстремальное значение d23 опреде-
ляется из условия т-— = 0,
0(12
2А (аг + ал) с?2	(«2 + ал)2
(здесь отброшен тривиальный корень
d23 = 0):
j	2Х(«2 + с(л)
СГоэ —	»— •
(яг + ал)2 — 2Аал
(2.154)
В частном случае, когда Tw2 ~ const
(например, при большой толщине теп-
лоизоляции), d2) = 2Х/ (а2 ал) и
«л = 0, т. е. влияние лучистого
теплообмена приводит к уменьшению
экстремального значения d23 (за счет
дополнительного слагаемого ал).
Так как в общем случае (например,
при заданном dr) ал является функцией
температуры TW2, зависящей от d2,
то для ал (даже при Т3 = Т2) полу-
чается громоздкое аналитическое вы-
ражение, содержащее TW2, dx, d2, сц,
а2,	7\, ^2, £пр. Следовательно, зна-
чения d23 могли бы быть получены для
различных сочетаний фиксированных
значений TW2, dn... Однако величины
Tw2 и а2 связаны с X, dx, d2, 04, епр>
Т19 Т2 и не могут быть заданы произ-
вольно.
Использование формулы (2.154) для
определения экстремального значения
d23 представляется крайне сложным,
хотя она и удобна для качественного
анализа. Поэтому найдем зависимость
Q от d2 (а значит, и (?тах, ^2э) в общем
случае, когда Т3 =/= Т2. Определим ве-
личины Tw2 и Q при изменении d2 от
d± до dr 4- 2 биз, где биз < dx; при этом
с возрастанием бИз значения Tw2 от
близких к Тх приближаются к Т2 или
т3.
В расчет сначала берем осредненные
значения а2 при d2 = 2dly TW2 =
Теплопроводы
111
— 0,5(Z'x-|— Т2) и X при Тиз — 0,5 (7\
+ Tw2)\ определяем зависимость Tw2
от dv d2, а2, М епр, Тг, Т2, Т3 в диапазо-
не d± d2 для нескольких зна-
чений %. Далее по уравнению (2.151)
рассчитываем и строим функцию Q
по d2 (параметр %), из анализа которой
можно определить экстремальное зна-
Рис. 59. Графики для определения TW2 при заданных
параметрах теплопровода, теплоизоляции и окружаю-
щей среды
чение d2 и целесообразные величины
% и биз (предполагается, что 04, dx,
8Пр, Т2, Т3 заданы). После выбора
в первом приближении X и d2 анало-
гично производятся уточненный и
окончательный подсчеты величин
Tw2 и Q.
Наиболее трудоемко аналитическое
определение Zw2, поэтому его удобнее
выполнять с помощью вспомогательно-
го графика следующим образом. Т^2
находится в результате совместного
112
Обеспечение заданного теплового режима АПС
решения уравнений (2.150) — (2.153):
7 «2-^
1 ln(rft/di)
aindi “	2 тс/
Г/ т1 \4	/ Т \41
_ л во	— 1 w2 4-
- ч,уепрла2	i00 j	( юо ] J -Г
H” 0-2rtd2 (^2 —’ ^w2).
В результате несложных преобразо-
ваний получаем
(тоЬ') =	(2.155)
где
Г» _ 32 + В
’ 4,9епр ’
ri __ [ Л 4 .	^2^2+ ВТ\
• ^9епр ’
о _________________2*xiA____________
(d2Wi) [otidi + In (d2/rfi) + 2Aj ’
Задавая различные значения Zw2,
С и вычисляя D в нужном нам диа-
пазоне, получим графики для опре-
деления Tw2,
На рис. 59 приведены графики, поз-
воляющие при заданных значениях
du a1? 7\, Т2, Т31 8Пр, a-2, d2, X находить
Tw2 с точностью до 2°. Более точное
определение Tw2 (с погрешностью до 1°)
можно производить по уравнению
(2.155) методом подбора. Естественно,
что все изложенное здесь примени-
мо, в частности, и к случаю, когда
Тз = Т2.
В заключение настоящего параграфа
следует отметить, что сравнительные
подсчеты величин Q и d2D при различ-
ных значениях dx, alt Tv Т2, Т3, 8пр,
% показали наличие существенного
влияния лучистого теплообмена на теп-
ловой режим жидкости теплопровода.
В частности, можно указать на заметное
изменение экстремального значения d2r,
по сравнению с его значением, подсчи-
танным без учета лучистого теплообме-
на. Кроме того, в некоторых случаях
(например, при больших значениях X)
применение теплоизоляции трубопро-
водов приводит к росту теплообмена
с окружающей средой; для его умень-
шения следует выбирать изоляцию с
малой теплопроводимостью. В других
случаях (например, когда (?изл
(?конв) для уменьшения тепловых
потоков к жидкости может оказаться
целесообразным не применение тепло-
изоляции, а создание на внешней по-
верхности теплопровода малых величин
8пр. И, наконец, для наиболее типич-
ных случаев при выборе рациональ-
ных величин толщины теплоизоляции
необходим предварительный анализ за-
висимости эффективности теплоизоля-
ции от ее толщины с учетом соответ-
ствующих теплофизических парамет-
ров (по методике, изложенной в данном
параграфе).
ГЛАВА 9
Динамический тепловой
расчет
автоматических планетных
станций
9.1. Суммарная и эффективная тепло-
емкости космического аппарата.
Тепловой режим КА, т. е. изменение во
времени его теплового состояния, оп-
ределяется, как это видно из уравнения
теплового баланса (2.1), внутренним
тепловыделением проникающим теп-
ловым потоком Qn и тепловой инерцией
КА, характеризуемой теплоемкостью С.
Эта теплоемкость, являясь теплофизи-
ческой характеристикой КА, часто и в
значительной степени определяет как
тип самой СОТР (какой она должна
быть, пассивной или активной, и из
каких элементов состоять), так и ее
мощность. Различают два вида теплоем-
кости КА — суммарную и эффектив-
ную.
Суммарная, теплоемкость С% опреде-
ляется формулой
п
Cs = 2 %	(2.156)
7=1
где Cj и Gj — соответственно удельная
теплоемкость и вес каждого элемента
конструкции J-й части КА (см. рис. 8);
п — число элементов конструкции у-й
части КА.
Если известна суммарная теплоем-
кость Се, внутреннее тепловыделение
<2т и проникающий тепловой поток
(?п, то изменение температуры Та за
время Ат можно определить по формуле
Из этого равенства видно, что чем боль-
ше суммарная теплоемкость Се, тем
большей тепловой инерцией обладает
КА, т. е. тем меньше изменение его тем-
пературы за время Ат при одних и тех
же значениях внутреннего тепловыделе-
ния и проникающего потока Qn.
Было бы, конечно, хорошо иметь та-
кую величину теплоемкости КА, чтобы
при периодическом изменении внутрен-
него тепловыделения и проникающего
теплового потока температура Т& не
выходила за заданные пределы (см.
рис. 9, кривая 4), так как в противном
случае необходимо принимать допол-
нительные меры (например, использо-
вать испарители для охлаждения), ко-
торые приводят к увеличению веса КА.
К сожалению, теплоемкость КА не мо-
жет быть выше суммарной, являющей-
ся максимально возможной, да и она
может быть достигнута только в том
случае, если конструкция элементов
КА и тепловые связи между ними обла-
дают бесконечно большой теплопровод-
ностью, чего, очевидно, практически
невозможно достичь. Теплоемкость КА
может быть близка к суммарной, если
тепловыделение в любом из элементов
конструкции настолько мало, что
даже при реальной теплопроводности
устанавливается равномерное темпера-
турное поле по всему объему КА.
Однако у большинства КА внутрен-
нее тепловыделение имеет достаточно
большую величину. Это приводит к
тому, что если в каком-либо элементе
8 Автоматические планетные станции
114
Обеспечение заданного теплового режима АПС
КА происходит тепловыделение, то
вследствие конечной скорости распро-
странения тепла в первую очередь из-
меняется температура этого элемента,
а уже затем, после возникновения неод-
нородного температурного поля вну-
три КА,— остальных.
Как уже говорилось, при анализе теп-
лового режима КА обычно выбирается
несколько точек его температурного
поля, наиболее характерных в отноше-
нии опасности перегрева или пере-
охлаждения, например температура
корпуса радиопередатчиков, химичес-
ких батарей, газа, топлива и т. д. Тем-
пература в этих точках определяет теп-
ловой режим КА и поэтому называется
определяющей.
Очевидно, что изменение определяю-
щей температуры в области тепловыде-
ления будет всегда больше по сравнению
с другими точками температурного
поля. Тогда, зная тепловыделение QT +
+ время тепловыделения Дт и
замеряя фактическое (эффективное)
изменение определяющей температуры
ДГэфф, можно вычислить теплоем-
кость КА, которая будет отличаться от
суммарной.
Теплоемкость, найденная на основе
фактического изменения за время Дт
определяющей температуры при задан-
ных внутреннем тепловыделении (<?т)
и проникающем тепловом потоке (фп),
называется эффективной*.
г _ «?п+<?т)Ат
ьЭфф — —ду	.	(2.157)
эфф
Так как ДТэфф AZa, то эффектив-
ная теплоемкость всегда меньше сум-
марной, и это отличие при одном и том
же тепловыделении будет тем больше,
чем хуже организован процесс теплооб-
мена как в самом тепловыделяющем
элементе, так и между всеми осталь-
ными элементами конструкции КА.
Степень совершенства взаимного теп-
лообмена элементов КА можно количе-
ственно охарактеризовать величиной от-
ношения эффективной теплоемкости к
суммарной:
Q
цэфф =	(О <С Лэфф <С 1).
Величина этого отношения т]Эфф назы-
вается эффективностью внутреннего
теплообмена.
Часто применяемый в настоящее вре-
мя способ получения больших значе-
ний Цэфф состоит в размещении в
одном герметичном контейнере, запол-
ненном газом, тепловыделяющих при-
боров и остальных элементов конструк-
ции КА, температура которых должна
находиться в одних и тех же пределах.
Выравнивание температуры в этом слу-
чае достигается за счет лучистого теп-
лообмена между ними и теплопровод-
ности газа, а также (и в основном) при
помощи вынужденной конвекции этого
газа, создаваемой специальным вен-
тилятором (см. рис. 8). Если тепловы-
деляющие и другие элементы конструк-
ции КА расположены не в герметичном
контейнере, а внутри каркаса, при-
крытого ЭВТИ, то для получения боль-
ших значений ц3фф можно применять
и другие типы теплопроводов, описа-
ние и принцип работы которых приве-
дены в главе 8.
9.2. Экспериментальное определение
эффективной и суммарной теплоемко-
стей и проникающего теплового потока.
Для проведения расчетов теплового ре-
жима КА и определения эффективности
внутреннего теплообмена необходимо
знать эффективную и суммарную теп-
лоемкости КА. Приближенно суммар-
ная теплоемкость Се может быть вы-
числена по формуле (2.156); эффектив-
ная теплоемкость СЭфф будет всегда
меньше суммарной, а насколько —
это зависит от эффективности внутрен-
него теплообмена. Величину СЭфф за-
ранее рассчитать трудно; обычно ее бе-
рут на основе уже имеющихся опытных
данных по предыдущим КА и с некото-
рым запасом.
Динамический тепловой расчет АПС
115
Достаточно точное значение СЭфф
может быть получено эксперименталь-
но. Если внутри КА, помещенного в
вакуумную камеру, осуществлять по-
стоянное тепловыделение сначала QT,
а затем QT (при помощи включения
приборов или специального нагрева-
теля, имитирующего тепловыделение
этих приборов), то через некоторый
промежуток времени т0 (рис. 60) ско-
рость изменения температуры элемен-
та КА, по отношению к которому опре-
где проникающий тепловой поток Qn
также является неизвестной величи-
ной.
При проведении эксперимента необ-
ходимо стремиться к тому, чтобы Qr
и Q? не слишком отличались друг от
друга по величине, а начальная и
конечная температуры при тепловыде-
лениях QT и Qr были примерно одина-
ковы.
Решив уравнения (2.158) относитель-
но теплоемкости СЭфф и теплового пото-
Рис. 60. К экспериментальному определению эффек-
тивной теплоемкости Сафф и проникающего теплового
потока Оп
деляется эффективная теплоемкость, в
течение достаточно малого промежутка
времени Дт можно считать постоянной.
Тогда уравнение теплового баланса
(2.1) для первого и второго случаев
тепловыделения будет иметь вид
СэффДГа (Сп + Ст) = 0»	9
<7эффДГа-((?п+Ст)Ат* = 0,
ка Сп, получим при Дт' = Дт" = Дт
_ Qt~Qt д
Сэфф-	Дт’
(2.159)
(2.160)
Суммарную теплоемкость Се также
можно определить экспериментально,
если измерить полное количество под-
веденного тепла за время нагрева tq
8*
116
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Рис. 61. Тепловой режим простейшего КА, движуще-
гося по орбите вокруг небесного тела
1 — аппаратура;
2	— теплоизоляция;
3	— корпус-радиатор;
4	— вентилятор;
5	— канал теплоносителя (газа)
(см. рис. 60) и разность между устано-
вившейся Га.у и начальной Zao тем-
пературами:
„ <?TrQ + QnTy
СЕ =  J, ц _ у - ,	(2.161)
1 а.у 1 ао
где Ту — время, соответствующее уста-
новившейся температуре 7а.у в про-
цессе эксперимента.
Проникающий тепловой поток
входящий в это уравнение, может быть
определен на основе эксперименталь-
ных данных по формуле (2.160). Если
эксперименты провести для различных
начальных температур Гао и тепло-
выделений то могут быть получены
зависимости проникающего теплового
потока Qn от температуры Га и эффек-
тивной теплоемкости СЭфф от тепловы-
деления приборов Qt. Эти зависимости
необходимы не только для уточнения
расчетов теплового режима, но и для
проведения мероприятий по доработке
СОТР после наземных тепловых испы-
таний и мероприятий, связанных с под-
держанием заданного теплового режи-
ма КА при возникновении аварийных
ситуаций во время его полета.
9.3. Примеры динамического теплового
расчета космического аппарата.
Пример 1. Рассмотрим методику рас-
чета для простейшего КА (рис. 61),
движущегося по орбите вокруг небес-
ного тела. Примем, что во время поле-
та температура Тг аппаратуры должна
изменяться от минимально допустимой
(rmin) До максимально допустимой
(Гтах); при достижении Ттах включает-
ся вентилятор и охлаждает аппаратуру
До rrnin (тепло сбрасывается за счет
излучения корпуса-радиатора), после
чего вентилятор выключается и процесс
изменения температуры повторяется
вновь.
После выбора расчетной схемы со-
ставляем уравнение теплового баланса
для каждого из элементов КА, в дан-
ном случае — для аппаратуры I, внут-
ренней теплоизоляции 2 и корпуса-
радиатора 3:
АГ]Сэфф1/^1 = [(?т — аг1Р 1ЛГЭфф1 —
- alF1 (7\ - Г2) - ахРх (Л - Г3)1 At,
А^СэффзСг =	1 (/\ — Г2) —
(2.162)
— 0-2^2 (Г2 — Г3)] Дт,
АГдСэффз^ = (С?п	пг2Г 2АГЭфф2 +
+ n2F2 (Г2 — Г3) + a^Fх (Т± — Т3)] Дт,
где Д7\, ДГ2, ДТ3 — приращение тем-
пературы соответственно 1, 2 и 3 эле-
ментов за время Дт; агх, аГ2 — коэф-
Динамический тепловой расчет АПС
117
фициенты теплоотдачи при движении
газа в зазорах между элементами 1 и 2,
2 и 3 соответственно; а1? а2 — коэф-
фициенты «теплоотдачи» за счет излу-
чения и теплопроводности по газу
между элементами 1 и 2, 2несоответ-
ственно; ах — коэффициент «теплоот-
дачи» за счет теплопроводности через
узлы крепления аппаратуры 1 к кор-
пусу-радиатору 3; ДГЭфф1, ДГэфф2 —
эффективный среднелогарифмический
перепад температур соответственно меж-
ду аппаратурой 1 и газом, между га-
зом и корпусом-радиатором 3; Qn —
проникающий тепловой поток через
наружную поверхность КА, зависящий
от времени, параметров орбиты и опти-
ческих коэффициентов наружной по-
верхности, величины которых обычно
предварительно выбираются при стати-
ческом тепловом расчете (см. главу 6).
Входящие в проникающий тепловой
поток Qn внешние тепловые потоки,
падающие на наружную поверхность
КА, можно определить по [8—10] или
по формулам, приведенным в Приложе-
нии к главе 5. Эффективные перепады
температур определяются формулами
[6]
Т ____Т
— Г1	г2
Ш эфф 1
1п  гр	гр
7Г2—21
г.в
т ____т
— г-в Г1
эфф 2 - гр _______ гр ?
J г.в 13
1П Тг1- Тз
(2.163)
где Zrl, ТГ2 — температуры газа со-
ответственно до и после прохождения
аппаратуры; Л.в. — температура газа
после вентилятора (см. рис. 61).
С другой стороны, АГэфф! и ДТЭфф2
могут быть определены из равенств
F^пД^эфф хДт = CpGr (ТГ2 — Tri) Дт,
(2.164)
Т9(ХГ2 ДТ'эфф 2Дт = CpGr (Гг.в — Л1) Ат,
где Ср и Gr — соответственно теплоем-
кость и расход газа.
Принимая, что температура элемен-
тов 7, 2 и 3 за время Дт не меняется,
можно, используя уравнения (2.163) и
(2.164), получить следующие формулы
для определения температур газа Тг1,
Zr2 и ТГ,Ъ' в Л-й интервал времени
Дт:
7’3 (1 - Л) + Tie~ в (1 - е~ в) + -^-е-А
гр	а.
Л2 —
Г1(1 -е“в) + Т3е~в(1 — е~А) +-^-е“(А+В)
=	1 _е-(В+^)	’
(2.165)
Л (1 - е~в) + Т3е~А (1 - е~А) +
где (?в — тепловыделение вентилятора;
Л = ^-; В =	a = CpGT.
CpGv	CpGr	Р
Температура i-ro элемента КА (г =
= 1, 2, 3) для (к + 1)-го интервала
времени Дт рассчитывается по фор-
муле
Т г(/с+1) = Л/с + АЛь
где
АЛк—{[Qt GpGr(^r2 Л1)
- (Л — Тз) - ctiFi (Т1 - Т2)] Ат} X
х (^эффх^1)'1»
А Л/с —
«iTi (Ti — Т2) — сг2Т2 (Г2 — Тз) д
Лфф2^
ДЛ/с = {[Qn + GPGV (Л.в - ЛР +
+ «х^Х (^1— Гз) + агТ2(Т2— Тз)]Ат} X
х (^эффз^3)'1-
При расчете принималось, что при
включенном вентиляторе аг а2 ~
0, а при выключенном Gr = 0. Ре-
зультаты расчета приведены на рис. 61.
Если тепловая модель КА разбивает-
ся на большее число элементов, чем в
рассмотренном примере, то составляет-
118
Обеспечение заданного теплового режима АПС
ся и соответствующее число уравнений
теплового баланса. Так, например, для
расчета теплового режима посадочного
блока корабля «Аполлон» было соста-
влено около 135 уравнений, решение
которых относительно температуры
каждого элемента производилось на
ЭВМ [20].
Пример 2. Рассмотрим возможность под-
держания в заданных пределах тем-
пературы КА на поверхности Луны
при помощи ПСОТР, основанной на
30 Земные сутки
Рис. 62. Тепловой режим КА, находящегося на
поверхности Луны
использовании теплофизических свойств
лунного грунта (теплоемкости Сл,
теплопроводности Хл, удельного веса
ул) и ЭВТИ, прикрывающей поверх-
ность лунного грунта с находящимся
на ней КА.
Внутреннее тепловыделение QT и эф-
фективную теплоемкость СЭфф КА, при-
ходящиеся на единицу площади по-
верхности, ограниченной контуром
проекции КА на поверхность Луны,
обозначим соответственно через qT и
cq. С учетом сделанных предположе-
ний расчетная тепловая схема КА бу-
дет иметь вид, показанный на рис. 62.
Температура КА Tq в (к + 1)-й ин-
тервал времени определяется равен-
ством
t „к
ЬТд1е =	+	+
ЧП	р
са
Здесь gj, q*q и g^g — соответственно
внутреннее тепловыделение и тепловые
потоки к КА от ЭВТИ и поверхности
Луны:
_ле w
ЧЛд — ^0ьпрЛд I I j I j »
ГД6 7*16» Тqk,	8пр Л<7 И Спр-н q
соответственно температуры поверхно-
сти Луны, КА, наружной поверхности
Динамический тепловой расчет АПС
119
ЭВТИ (в Л-й интервал времени) и при-
веденные коэффициенты лучистого
теплообмена между ними;
^SH S	Спр. HQ ( Tq ft \4
Р’н>\4 = ен С°+ «н \ 100 / .
' 100 /	8пр. H(J
1 + ~1—
ьн
Л(/с+1) =
I дтл
р	’
^4sh и ен — соответственно коэффици-
ент поглощения солнечного излучения
и степень черноты наружной поверхно-
сти ЭВТИ;
S=S0cos 360°-^;
~ ХлАт ’
t = 29,53 земных суток (синодический
месяц); Дя — толщина одного слоя
лунного грунта, получающаяся при
разбиении полной расчетной глубины на
п слоев (расчетная глубина лунного
грунта выбирается из условия отсут-
ствия практически заметных колеба-
ний температуры на этой глубине в те-
чение лунных суток).
Температура n-го слоя в Л-й проме-
жуток времени определяется форму-
лой
гр	к 4" (Р 2) ^пк 4" ^п+1, к
Величины и Дт подбираются таким
образом, чтобы р 2.
Тепловой режим КА (т. е. изменение
температуры Tq), а также температура
Т\ поверхности Луны, находящейся
под аппаратом, температура Ти на-
ружной поверхности ЭВТИ (через ме-
сяц и через 12 месяцев после посадки
КА) для одного из частных случаев
сочетания его теплофизических ха-
рактеристик (ASH = 0,93, ен = 0,93,
Спр-Hq = 0,01, Спр Лд ~ 1,0, Cq =
=5, 10 и 25 ккал^м2 - град), qT = 0 и
10 вгп) и лунного грунта (Хл == 2,52 X
X 10"2 ккалЦм2• час• ° С), Тл=800кГ/м3,
Сл = 0,2 ккал/\кг • град)) приведены
на рис. 62.
Из рассмотрения этого рисунка вид-
но, что колебания температуры Тг по-
верхности Луны, а следовательно,
и температуры КА Tq, прикрытых
несколькими слоями ЭВТИ, сущест-
венно снижаются по сравнению с из-
менением температуры поверхности
Луны, не прикрытой ЭВТИ. Полу-
ченные результаты показывают, что
путем выбора определенных значе-
ний приведенного коэффициента из-
лучения ЭВТИ еПр.нд и отношения
^sh/Ch на ее наружной поверхности
можно обеспечить температуру КА
Tq = 20 + 10° С в течение всего
лунного месяца при помощи только
ПСОТР1.
1 Расчеты проводились совместно с Н. А. Спи-
ридоновой при участии И. Т. Атманова.
ГЛАВА 10
Методика
наземных тепловых испытаний
автоматических планетных
станций
Вследствие возможного значительного
отклонения действительных теплофизи-
ческих характеристик КА от расчет-
ных и несовершенства методики расче-
та теплового состояния окончательное
заключение о тепловом состоянии КА
в полете может быть сделано только
на основании проверки работоспособ-
ности в наземных условиях всей СОТР
и отдельных ее элементов при достаточ-
но точном воссоздании (имитации) теп-
лового воздействия на КА окружающей
космической среды.
Наземные тепловые испытания могут
быть проведены только после получе-
ния ответа на следующие три основных
вопроса:
—какова «достаточная» точность (или,
другими словами, «допустимая» ошиб-
ка) в имитации теплового воздействия
окружающей космической среды на
КА?
—какими техническими средствами
можно осуществить имитацию тепло-
вого воздействия окружающей косми-
ческой среды на КА?
— какова должна быть минимальная
продолжительность тепловых испыта-
ний для каждого из этапов полета КА?
Совокупность способов (методов) оп-
ределения и выбора необходимой точ-
ности имитации теплового воздействия
окружающей космической среды на КА,
технических средств ее осуществления
и продолжительности тепловых испы-
таний называется методикой наземных
тепловых испытаний КА.
Без разработки методики наземных
тепловых испытаний всегда имеется
опасность выбора или необоснованно
высокой точности имитации и большой
длительности испытаний, что может всю
проблему тепловых испытаний вслед-
ствие технических и экономических
трудностей завести в тупик, или слиш-
ком грубой имитации и получения
ошибочных данных о тепловом состоя-
нии КА в полете.
Тепловые испытания всего КА, в
котором состав приборов и программа
их тепловыделения соответствуют по-
летным, называются комплексными;
назначение этих испытаний — опреде-
ление теплового состояния КА в тече-
ние всего времени полета.
Тепловые испытания отдельных эле-
ментов конструкции КА (в том числе
активной СОТР) называются автоном-
ными; назначение их — эксперимен-
тальное определение теплофизических
характеристик этих элементов.
Испытаниям может подвергаться или
КА, предназначенный для полета («по-
летный», «штатный»), или ему подоб-
ный («тепловой макет», «дублер»), в
котором часть «полетных» тепловыде-
ляющих приборов может быть замене-
на их «тепловыми макетами», теплоем-
кость, геометрические размеры и про-
грамма тепловыделения которых соот-
ветствуют «полетным».
Кроме наземных, могут быть и лет-
ные тепловые испытания, чаще всего
автономные, для проверки работоспо-
Методика наземных тепловых испытаний АПС
121
собности отдельных элементов СОТР
(например, испарителей, теплопроводов,
и т. д.) в условиях невесомости и кос-
мического вакуума.
Тепловой режим КА при наземных
испытаниях будет близок к полетному
только в том случае, если будут ими-
тироваться теплофизические характе-
ристики окружающей среды и условия
теплообмена (т. е. коэффициенты облу-
ченности) КА с этой средой, близкие к
тем, которые существуют во время по-
лета.
Укажем наиболее важные теплофи-
зические характеристики окружающей
космической среды.
1.	Интенсивность 50 [вттг/л^2], спект-
ральный состав и непараллельность
(угол расхождения) прямого солнечно-
го излучения.
2.	Интенсивность 5К [^тп/л^2], спект-
ральный состав и угловое распределе-
ние отраженного от поверхности небес-
ного тела солнечного излучения.
3.	Интенсивность Ек [вт/м2], спект-
ральный состав и угловое распределе-
ние собственного теплового излучения
поверхности небесного тела.
4.	Оптические коэффициенты А и
е поверхности небесного тела и кос-
мического пространства.
5.	Теплопроводность %к [вт/(м-град)],
теплоемкость (7к [дм/(кг-град)] и удель-
ный вес ук [кГ/м?] грунта небесного
тела, на котором будет находиться КА.
Точная имитация указанных тепло-
физических характеристик окружаю-
щей среды и коэффициентов облучен-
ности КА с этой средой в наземных
условиях из-за технических и экономи-
ческих затруднений в некоторых слу-
чаях оказывается невозможной, а в
других — просто ненужной. Необхо-
димо обеспечить достаточно точную
имитацию, под которой понимается
имитация с «допустимой» погрешно-
стью, не вызывающей существенного
отличия температуры КА при испы-
таниях от его температуры в полете.
Поэтому важнейшей задачей и первым
шагом в наземных тепловых испыта-
ниях является определение допусти-
мых погрешностей имитации указан-
ных теплофизических характеристик
окружающей среды и коэффициентов
облученности КА с этой средой.
Следующий, второй шаг наземных
тепловых испытаний заключается в вы-
боре необходимых технических средств
осуществления имитации с достаточ-
ной степенью точности. Решение этой
задачи значительно усложняется тем
обстоятельством, что теплофизические
характеристики и коэффициенты облу-
ченности изменяются с течением вре-
мени не только вследствие перехода от
одного этапа полета к другому, но и
вследствие изменения ориентации КА
относительно окружающей среды на
каждом из этих этапов.
Для имитации изменения коэффи-
циентов облученности КА с окружаю-
щей средой с течением времени необ-
ходимо или КА определенным образом
вращать относительно неподвижных
имитаторов излучения (первый способ),
или, наоборот, имитаторы излучения
вращать относительно неподвижного
КА (второй способ). Возможен и тре-
тий способ: вращение неподвижного
КА имитируется последовательным во
времени включением и выключением
специальных неподвижных имитаторов
тепловых потоков, находящихся вну-
три вакуумной камеры и окружающих
КА.
Первый способ может быть исполь-
зован только для небольших КА, но
даже и в этом случае возникают зна-
чительные технические трудности,
практически непреодолимые для КА
больших размеров.
Наилучшим решением рассматри-
ваемой задачи является второй способ,
однако для его осуществления необхо-
димы имитаторы теплового излучения,
схема и конструкция которых должны
быть настолько просты, чтобы их мож-
но было разместить внутри вакуумной
камеры и перемещать относительно КА.
122
Обеспечение заданного теплового режима АПС
В § 10.11 настоящей главы показано,
что для этой цели наиболее приемлемым
имитатором солнечного излучения яв-
ляется имитатор со спрямляющими ре-
шетками, источником излучения в ко-
тором служат дуговые ксеноновые труб-
чатые лампы (ДКсТ) с отражателями;
использование имитаторов солнечного
излучения, выполненных по «класси-
ческой» схеме (источник излучения вне
вакуумной камеры), практически не-
возможно.
После того как определена необхо-
димая точность имитации теплофизи-
ческих свойств окружающей среды,
коэффициентов облученности КА с этой
средой, выбраны технические средства
имитации с допустимой погрешностью,
необходимо сделать третий шаг: ре-
шить вопрос о продолжительности ис-
пытаний для каждого этапа полета.
За максимальное время испытаний
на каком-либо этапе полета КА целе-
сообразно считать время, в течение ко-
торого температура элементов конст-
рукции КА принимает установившееся
значение; проведение более длитель-
ных испытаний с тепловой точки зре-
ния во многих случаях просто не имеет
смысла (если специально не ставится
задача определения степени изменения
с течением времени теплофизических
характеристик КА).
Иногда может возникнуть необходи-
мость проведения тепловых испытаний
в крайне сжатые сроки—в течение вре-
мени, не только меньшего полетного, но
даже недостаточного для того, чтобы
температура элементов конструкции
КА приняла установившееся значение.
В этом случае заключение о тепловом
режиме КА может быть сделано, если
в течение отведенного для испытаний
времени определить теплофизические
характеристики КА (например, эф-
фективную теплоемкость СЭфф, ско-
рость изменения температуры dTJdx
на различных этапах полета, суммар-
ный приведенный коэффициент излу-
чения сПр.а или тепловое сопротивление
7?а теплоизоляции КА и т. д.), а затем,
используя полученные эксперименталь-
ные зависимости, «построить» путем
экстраполяции тепловой режим КА
для всего времени полета.
Комплексные тепловые испытания
являются заключительным этапом
большого объема наземных тепловых
испытаний отдельных элементов СОТР,
т. е. автономных испытаний. Например,
для радиаторов и испарителей — испы-
таний по определению мощности сбро-
са тепла, эффективной теплоемкости
конструкции и к.п.д. при различных
температурах и расходах теплоносите-
ля, проходящего через эти элементы;
для теплоизоляции — испытаний по
определению приведенного коэффициен-
та излучения (теплового сопротивле-
ния) в зависимости от температуры на
наружной и внутренней поверхностях
и т. д. Если полученные тепловые ха-
рактеристики отличаются от расчет-
ных, то или осуществляется доработка
этих элементов, или уточняется расчет
теплового режима КА.
Обычно при автономных тепловых
испытаниях определяются теплофизи-
ческие характеристики АСОТР, а при
комплексных — ПСОТР. Однако могут
быть случаи, когда из-за отсутствия
испытательного оборудования (напри-
мер, имитаторов и вакуумных камер до-
статочно больших размеров) комплекс-
ные тепловые испытания провести не-
возможно. В этом случае необходимы
автономные тепловые испытания эле-
ментов ПСОТР (например, по определе-
нию теплового сопротивления отдель-
ных участков корпуса КА с тепло-
изоляцией, панелей солнечных бата-
рей и т. д.).
Как и в случае комплексных тепло-
вых испытаний, при автономных ис-
пытаниях элементов ПСОТР также не-
обходима имитация теплообмена с ок-
ружающей средой, однако более легко
осуществимая вследствие существенно
меньших размеров испытуемых элемен-
тов по сравнению с размерами всего КА.
Методика наземных тепловых испытаний АПС
123
Полученные данные по автономным
тепловым испытаниям АСОТР и ПСОТР
могут быть использованы для уточнен-
ного расчета теплового состояния КА,
которое будет определено теперь го-
раздо точнее по сравнению с расчетом
до испытаний, и в некоторых случаях
подобный расчет может служить осно-
ванием для окончательного заключения
о тепловом режиме КА в полете без
проведения сложных и дорогостоящих
комплексных наземных тепловых ис-
пытаний.
В настоящей главе приведены при-
меры решения указанных проблем, ко-
торые возникают при разработке мето-
дики наземных автономных и комплекс-
ных тепловых испытаний КА.
10.1. Методика определения допусти-
мой погрешности имитации теплофи-
зических свойств окружающей косми-
ческой среды.
Допустимая погрешность имитации
теплофизических свойств окружающей
космической среды может быть опре-
делена на основе анализа влияния
отклонения имитируемых теплофизиче-
ских свойств от полетных на температу-
ру КА в целом или отдельных его ча-
стей, определяемую уравнением (2.75).
Если задаться «разумной» величиной
допустимой относительной (6 Та) или
абсолютной (ДТа) погрешности тем-
пературы КА Та (в дальнейшем под
температурой 71 понимается темпе-
ратура КА в целом или отдельных его
элементов), то допустимая абсолютная
погрешность левой части уравнения
(2.75) будет определяться выражением
(2.166)
где индекс «0» относится к условиям на-
хождения КА в полете, а индекс «к» —
в вакуумной камере во время испыта-
ний.
Допустимая погрешность или допу-
стимая абсолютная величина любой
теплофизической характеристики окру-
жающей космической среды, входящей
в правую часть уравнения (2.75), мо-
жет быть определена, если уравнение
(2.75) записать дважды — с учетом
изменения этой характеристики по
сравнению с ее значением в полете и
без изменения, подставить эти урав-
нения в выражение (2.166), а затем ре-
шить полученное равенство относитель-
но допустимой абсолютной величины
или допустимой погрешности интере-
сующей нас теплофизической характе-
ристики.
Так как за «разумную» величину до-
пустимой погрешности 671 температу-
ры КА при наземных тепловых испы-
таниях могут быть приняты различные
ее значения, то все дальнейшие расче-
ты проведены для допустимой относи-
тельной погрешности 671 = 0,005; 0,01;
0,02; 0,03 и 0,05. В любом случае, од-
нако, не имеет смысла требовать точ-
ности имитации, превышающей точ-
ность регистрации температуры КА
во время испытаний или в полете
(2—3° С).
10.2. Допустимое давление остаточного
газа в вакуумных камерах.
На этапах полета «Земля — небесное
тело — Земля», «спутник небесного те-
ла», а также на поверхности некоторых
небесных тел (например, Луны) КА
находится в газовой среде, имеющей
чрезвычайно малое давление (К)"12—
10'14 тор), вследствие чего на этих
этапах полета окружающая газовая
среда практически не влияет на его
тепловое состояние.
Имитация теплообмена КА с окружа-
ющей космической газовой средой при
наземных тепловых испытаниях дости-
гается тем, что КА помещают в герме-
124
Обеспечение заданного теплового режима АПС
тичный сосуд (так называемую вакуум-
ную камеру) и при помощи специаль-
ных вакуумных насосов откачивают из
него газ до достаточно низкого давле-
ния. Откачка до давления космиче-
ской газовой среды (или, как говорят,
до получения космического вакуума)
является чрезвычайно трудной техни-
ческой задачей (особенно для камер
больших размеров) и с точки зрения
методики наземных тепловых испыта-
ний просто не требуется.
Рис. 63. Зависимость допустимого давления рк оста-
точного газа (N2) в вакуумной камере от коэффициента
Кр для различных значений допустимой погрешности
6Т®
Оценить величину максимально до-
пустимого давления рк в вакуумной
камере можно следующим образом.
Количество тепловой энергии Qmi,
уносимой с поверхности Ft молекула-
ми остаточного газа, длина свободного
пробега которых больше размеров ва-
куумной камеры, может быть определе-
на по следующей формуле, которая по-
лучается из выражений для Qmi, при-
веденных в [21] и [22]:
Qmi =
= рк (/Лн - Ут~к) Fi [вт],
У А
где А — атомный вес молекул оста-
точного газа (Лх2 = 28, Лн2 = 2);
7\н — температура наружной поверх-
ности теплоизоляции КА, °К; Гк — тем-
пература внутренней поверхности ваку-
умной камеры, °К; рЕ — максимально
допустимое давление в вакуумной ка-
мере, тор.
При отсутствии внешних тепловых
потоков, когда 0, что соответст-
вует максимальному теплообмену ме-
жду поверхностью и вакуумной ка-
мерой, температура TiH определяется
по формуле
FiH = Fa (8npi/8jH) '*•
Так как потери тепла за счет тепло-
проводности через остаточный газ но
должны превышать допустимой вели-
чины потерь, определяемых левой
частью уравнения (2.166), то должно
быть выполнено следующее соотноше-
ние:
1,44-10* _ iZ'го V /~ м/
—Рк У Та (епрг/ёнг)
< [(1 + б^)4 -1] Со (А)* 2 Лепр|.
Из этого соотношения можно получить
формулу, определяющую максималь-
но допустимое давление в вакуумной
камере, при котором погрешность тем-
пературы КА при испытаниях не бу-
дет превышать допустимой величины
дТЬ
(1+67’0)4 — 1 ~ 4671®
(2.167)
Методика наземных тепловых испытаний АПС
125
(так как бТа<^1), где
к 25.103
Уд
У (^)3’5ЕЛепр£
1=1
(2.168)
Если необходимо определить допу-
стимое давление в вакуумной камере,
предназначаемой для проведения теп-
ловых испытаний любых КА, то следует
выбрать тепловую модель КА, предъ-
являющую наиболее высокие требо-
вания к вакууму. Из рассмотрения
формул (2.167) и (2.168) видно, что этот
случай соответствует хорошо теплоизо-
лированным (еПрг 5^0,01; 8[н ==0,1)
и холодным (Г® = 173° К) элементам
КА, т. е. максимально возможному
на практике коэффициенту А5ргпах =
= 5,3-104 (для остаточного газа N2).
Чтобы получить минимальное значе-
ние коэффициента АГрппп» необходимо
взять нетеплоизолированные элемен-
ты КА (еПрг = в1н ~ 1), имеющие мак-
симально возможную температуру,
которую можно принять равной 273° К,
так как, если и есть элементы КА, на-
гретые до более высокой температуры,
всегда имеются и другие с температу-
рой в пределах от 273 до 313° К. По
формуле (2.168) получаем ATpmin =
= 7,2-102.
Результаты расчета допустимого да-
вления остаточного газа в вакуумной
камере при наземных тепловых испы-
таниях в зависимости от практически
возможного диапазона изменения коэф-
фициента Кр для различных значений
допустимой относительной погрешно-
сти б Та в определении температуры КА
при испытаниях приведены на рис. 63.
Приняв 6Та = 0,01, получаем, что
допустимое давление в универсальной
вакуумной камере, предназначенной
для испытаний любых КА, не должно
быть больше 6’10“5 тор\ с другой сто-
роны, не имеет смысла откачивать ее до
давления 7,5-10-7 тор.
Давление в вакуумной камере, пред-
назначенной для испытаний конкрет-
ного КА, может быть выше по сравнению
с давлением в универсальной камере.
Так, для тепловых моделей КА перво-
го и второго вариантов, рассматривав-
шихся нами в качестве примера (см.
§ 6.2), при 6Т° = 0,01, Т\ = 273° К
получаем: Кр1= 4,5-IO2, pKi = 9-10"5
тор\ Кр2 =3,0-103,рк2 = 1»3-Ю’5тор.
10.3.	Допустимая погрешность степени
черноты имитатора излучения окружа-
ющей космической среды.
Степень черноты свободного космоса
е0 равна единице, так как тепловое
излучение поверхности КА и отражен-
ное от нее солнечное излучение вновь
к КА не возвращаются. При наземных
тепловых испытаниях степень черноты
8К имитатора излучения свободного
космоса всегда меньше единицы, вслед-
ствие чего часть излучения отражается
от имитатора и вновь попадает на по-
верхность КА. Поэтому температура
КА при испытаниях будет всегда вы-
ше, чем температура при полете в
космосе.
Температура КА при испытаниях бу-
дет отличаться от полетной и в случае,
если степень черноты имитатора излу-
чения поверхности небесного тела 8К
отличается от степени черноты этой
поверхности 80.
Допустимую величину степени чер-
ноты 8К имитаторов излучения окру-
жающей среды можно найти, исполь-
зовав уравнения (2.166) и (2.75) в
предположении, что все теплофизичес-
кие характеристики КА и окружающей
среды в полете и при наземных испы-
таниях одинаковы, за исключением 80.
В этом случае будем иметь
/ у’0 \ 4	п
Со 1(1 + б?а)4 - 1] 2 ЛеПр£ =
'	'	г=1
п
= (Фе - Фе) (?т + So 2 FiS&) • (2.169)
126
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Так как
п
Ф? = 1 + ~ (—	2 ^<enpi<PiK»
*	\ ° о	1
к '	7 г=1
п
Фе == 1 + -J~ [—---------1^ 2 ^ienpi<PiK,
К \ек / i=1
то соотношение (2.169) принимает вид
/ jiO \4	п
С» W)	-112 ^8ПР1 =
' ' 1=1
п
= ~р— (--------—) ( Qt + So 2	X
г к \ ек 80 / \	/
п
X 2 ^г8пргЧЧк*
1=1
Отсюда
_1____1_
8к	во
п
_ Со(Т®/100)*[(1 + 6Г®)4 —1] Д^*8^
(<7Т + 2 Л5гк) / Fk	2 /?ienpi<PiK
г=1	1=1
Введя обозначение
(?т + 2	2 ^Ф^прг
к — i«=l 7	1=1_______
'	^кСо(Г°а/100)4	"
2j ^i8npi
1=1
(2.170)
получим
1	1	_ (1 + 87’®)4-1
ек е»	Kt
(2.171)
Следовательно, допустимая степень
черноты имитатора окружающей кос-
мической среды будет определяться
формулой
________1__________
1	(1+«7»)4-1
Во + Kt
(2.172)
На рис. 64 показана зависимость до-
пустимой разности (1/ек) — (1/е0) от
коэффициента Kz для различных зна-
чений допустимой относительной по-
грешности STa температуры КА при
испытаниях. Пределы изменения коэф-
фициента Kz выбраны от Kz = 0 до
Kz = 1, так как из анализа формул
(2.170) и (2.75) видно, что Aemax = 1,
a A’emin^O. Практически всегда
0 < Kz < 1, причем с увеличением
размеров вакуумной камеры и умень-
Рис. 64. Обобщенный график зависимостей допусти-
мых отклонений теплофизических характеристик ок-
ружающей космической среды от тепловых парамет-
ров К
шением размеров КА коэффициент
Kz, как это видно из формулы (2.170),
уменьшается.
Если необходимо определить допусти-
мую степень черноты имитатора излу-
чения окружающей космической сре-
ды, предназначенного для испытаний
любых КА (т. е. для универсальных
Методика наземных тепловых испытаний АПС
127
вакуумных камер), то следует выбрать
тепловую модель КА, предъявляющую
наиболее жесткие требования к точно-
сти имитации.
Из рассмотрения формулы (2.171)
видно, что это требование выполняется
при Kt = 1. В этом случае уравнение
(2.171) принимает следующий вид:
Т-----^ = (l+6^a)4-l =
ек в°
/	ДГ0 \4
= 1+—-1.	(2-173)
\ П /
Результаты расчета допустимой раз-
ности (1/ек) — (1/е0) для имитаторов
излучения окружающей космической
среды универсальных вакуумных ка-
мер в зависимости от относительной
(б Га) И абсолютной (Л Та) допустимых
погрешностей для различных темпе-
ратур КА Га при К = 1 приведены
на рис. 65.
На рис. 66 представлены результаты
расчета минимально допустимой сте-
пени черноты ек имитатора излучения
свободного космоса (е0 ?= 1, сплошные
линии) и поверхности Луны (е0 ж 0,93,
штриховые линии) в зависимости от
коэффициента Kt для различных значе-
ний допустимой относительной погреш-
ности дГа при испытаниях, а на
рис. 67 — в зависимости от относитель-
ной (бГа) и абсолютной (ДГа) допусти-
мых погрешностей для универсальной
вакуумной камеры, предназначенной
для испытаний любых КА.
10.4.	Допустимая погрешность темпе-
ратуры имитатора излучения окружа-
ющей космической среды.
Используя уравнения (2.166) и (2.75)
в предположении, что в полете и при
наземных испытаниях все теплофизи-
ческие характеристики КА и окружаю-
щей среды одни и те же, за исключением
температуры окружающей среды Гк»
можно получить следующее равенство:
Ч-Щ)) l(l+^a)-l] 3^npi =
Г/ тн ?	( V1VI г.
= L W j	J J 2 *<8npi<PiK. (2.174)
Температура Г« может быть выраже-
на в зависимости от относительной (6Гк)
и абсолютной (ДГк) погрешностей по
формуле
= п (1 + 6Г’) = Т°к (1 + А^/П).
град
Рис. 65. Обобщенны)! график зависимостей допусти-
мых отклонении теплофизических характеристик ок-
ружающей космической среды от допустимых погреш-
ностей температуры КА для К = 1
Подставив эту. формулу в (2.174) и
решив полученное равенство отно-
сительно бГ® или ДГк, будем иметь
6П= 1 +
АП= 1 +
(1+6Т®)4 —1 1’А	1
’/<
1<
т
(1+вГ®)4— 1
к
(2.175)
7*к - П.
128
Обеспечение заданного теплового режима АПС
где
п
/ 2^0 \4 2 '^i8npi(l>iK
= ---------------------• (2Л76)
а 2Л8пр1
i=l
Для имитатора излучения свободного
космоса ф/к = 1, Гк ~ 0, поэтому до-
пустимую абсолютную погрешность
ЛГн необходимо вычислять по формуле
А7?< = Т* = Т°А [(1 + 6Г°)4 - 1]Ч (2.177)
/ 7“ V (1 +6Г°)4 — 1 _46Т°
1 = К *7’
(2.178)
правая часть которого аналогична пра-
вой части уравнения (2.171). Кроме то-
го, из формулы (2.177) для имитатора
свободного космоса находим отношение
/ \4
нн =(1+бП)4-1 =
\ а '
/ ДТ° \4
= 1 + НЧ -1 ~4S7t	<2-179)
\	U /
Рис. 66. Зависимость минимально допустимой степе-
ни черноты ек имитатора излучения свободного кос-
моса (сплошные линии) и поверхности Л[уны (штрихо-
вые) от коэффициента KF для различных значений
О
допустимой относительной погрешности бГа
которая получается при подстановке
выражения (2.176) во вторую формулу
(2.175).
Так как = Т^/Т^— 1, то, исполь-
зуя первую формулу (2.175), можно
получить соотношение
правая часть которого совпадает с пра-
вой частью уравнения (2.173).
Максимальное значение коэффициен-
та К? равно единице, что следует из
условия выполнения теплового балан-
са КА [см. уравнение (2.75) и формулу
(2.176)].
Если при проектировании имитатора
теплофизические характеристики КА
неизвестны, то допустимые погрешно-
сти его температуры должны опреде-
ляться из условия возможности йены-
Методика наземных тепловых испытаний АПС
129
таний любых КА, в том числе и предъ-
являющих наиболее жесткие требования
к точности имитации; из рассмотрения
формул (2.175) видно, что это требо-
вание соответствует тепловой модели
КА, для которой имеет место макси-
мальное значение коэффициента Кт =
= 1. В этом случае формулы (2.175) и
(2.178) принимают соответственно сле-
дующий вид:
Д7°
6П = бП = -^	(2.180)
1 а
И
уК \4
-М - 1=(1+б7’®)4-1 — 4671
7 к /	(2.181)
Зависимость величины (Т’к/Т’к)4—1
от коэффициента К? для различных зна-
чений допустимой относительной по-
грешности 6Tl приведена на рис. 64, а
величин (Ткк/Т°ау и (7’^/7’®)4 - 1 для
К = 1 — на рис. 65. Допустимая аб-
солютная погрешность А 7"° температу-
ры имитатора излучения свободного
космоса, определяемая по формуле
(2.177), равна допустимой температуре
этого имитатора (так как Т° ~ 0);
зависимость Д7^ от температуры КА
Га для различных значений допустимой
относительной погрешности 67° во
время испытаний представлена на
рис. 68.
Зависимость величины допустимой от-
носительной погрешности 6Гк темпе-
ратуры Г° имитатора излучения по-
верхности небесного тела, определяе-
мой по первой формуле (2.175), от
коэффициента Кт для различных зна-
чений допустимой относительной по-
грешности 6 Та температуры КА во
время наземных испытаний показана
на рис. 69, а для универсальных ва-
куумных камер (Кт = 1) — на рис. 70.
В большинстве случаев для конкрет-
ных КА коэффициент 0 < Кт < 1,
ЛТ®, град
Рис. 67. Зависимость допустимой степени черноты ек
имитатора излучения свободного космоса (сплошные
линии) и поверхности Луны (штриховые) для случаев,
когда требуется наиболее точная имитация (Ке = 1),
от относительной (дГд) и абсолютной (АТд) допусти-
мых погрешностей
Рис. 68. Зависимость допустимой абсолютной погреш-
ности АТК температуры имитатора излучения свободно-
го космоса от температуры КА для различных зна-
чений допустимой относительной погрешности
9 Автоматические планетные станции
130
Обеспечение заданного теплового режима АПС
погрешность температуры имитатора
излучения поверхности небесного те-
ла будет существенно выше соот-
ветствующей погрешности подобного
имитатора универсальной вакуумной
камеры.
10.5.	Допустимая погрешность коэффи-
циента облученности наружной поверх-
ности КА с имитатором излучения окру-
жающей космической среды.
Записав уравнение (2.75) дважды—для
Рис 69. Зависимость допустимой относительной по-
грешности 6ТК температуры имитатора излучения
поверхности небесного тела от коэффициента Кт для
различных значений допустимой относительной по-
грешности оТа
КА, находящегося в полете, и для
КА, проходящего тепловые испыта-
ния,— и подставив полученные соот-
ношения в правую часть уравнения
(2.166), можно получить следующую
формулу для определения допустимой
погрешности среднего коэффициента
облученности наружной поверхности
КА с имитатором излучения поверхно-
сти небесного тела:
s-0	(1+бП)4-1
бфк —•	тг	-
Ф
(1 + ДТ«/Т®)*-1 _ 4бго
Кц>
ф
(2.182)
3 Д град
Рис. 70. Зависимость допустимой относительной по-
грешности д7’к температуры имитатора излучения по-
верхности небесного тела универсальных вакуумных
камер от относительной (дТа) и абсолютной (ДТа)
допустимых погрешностей для различных значений
температуры КА
где
А, =
Г Лепр1Ф?к
1=1
(2.183)
Методика наземных тепловых испытаний АПС
131
Результаты расчета допустимой от-
носительной погрешности бф° по фор-
муле (2.182) в зависимости от коэф-
фициента для различных значений
допустимой относительной погрешно-
сти ST® температуры КА во время ис-
пытаний приведены на рис. 64.
В случае, когда при выборе схемы
имитатора теплофизические характе-
ристики КА неизвестны, задача опре-
деления допустимых погрешностей
коэффициента облученности КА с проек-
тируемым имитатором может быть ре-
шена, если вычислить их для тепловой
модели КА и условий теплообмена с ок-
ружающей средой, требующих наибо-
лее точной имитации. Как показывает
формула (2.182), это требование выпол-
няется, если коэффициент Kv прини-
мает максимальное значение, равное еди-
нице. На рис. 65 приведены результаты
расчета допустимой относительной по-
грешности йфк Для = 1 в зависимо-
сти от допустимых погрешностей тем-
пературы КА 67*2 и А Га Для различ-
ных значений температуры Т&.
Как видно из выражения (2.183) для
коэффициента Аф, его величина зави-
сит от коэффициентов облученности
о
<PiK каждого мго участка наружной
поверхности КА; если угол между нор-
малями к этим поверхностям и нор-
малью к поверхности небесного тела
обозначить через рь то
1 — cos В.
гпО_______1
Зависимость допустимой относитель-
ной погрешности бф?к от угла рг- мо-
жет быть легко получена для поверх-
ности, определяющей тепловой режим
КА; в этом случае
у 1-COS0.
л) >
(2.184)
Результаты расчета 6<р?к в зависимо-
сти от угла рг- для различных значений
допустимой относительной погрешно-
сти б Та температуры КА во время ис-
пытаний при Тк = 396° К и Та =
= 273° К приведены на рис. 71.
Коэффициент Лф, определяемый по
формуле (2.184), зависит от угла pf
вплоть до его значения Pi max» которое
может быть получено из равенства
'~т^~) *
к '
При Pf > Pi max коэффициент =
= 1, поэтому допустимая относительная
Рис. 71. Зависимость допустимой относительной по-
грешности коэффициента облученности КА от
угла для различных значений допустимой относи-
тельной погрешности
1 — нормаль к поверхности небесного тела;
2 — нормаль к поверхности КА;
з — космический аппарат;
4 — небесное тело
погрешность бф?к при Pi^> Pi max ОС-
тается все время постоянной и может
быть принята за предельную для за-
данной величины погрешности б Га.
9*
132
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Примеры использования получен-
ных результатов будут приведены в
§ 10.10. Здесь же отметим одну инте-
ресную особенность: значение 6(р°к =
= —1 показывает, что имитации из-
лучения поверхности небесного тела не
требуется; при этом погрешность тем-
пературы КА при испытаниях не будет
превышать допустимой величины 6Т1-
Если теплофизические характеристи-
ки КА известны (т. е. известен коэф-
фициент К^), то допустимая погреш-
ность имитации среднего коэффициен-
та облученности может быть легко оп-
ределена по формуле (2.182) или по гра-
фикам, приведенным на рис. 64.
10.6.	Допустимые погрешности вели-
чины. спектрального состава и одно-
родности лучистого потока, имитирую-
щего солнечное излучение.
Допустимая относительная погреш-
ность 6*5 0 величины излучения, имити-
рующего солнечное, может быть найде-
на, если уравнение (2.75) записать
дважды — для КА, находящегося в
полете (где солнечное излучение *50),
и для КА, находящегося в вакуумной
камере [где излучение, имитирующее
солнечное, *5о = *50(1 + 6*5 0)], при-
няв все остальные теплофизические ха-
рактеристики окружающей среды неиз-
менными, подставить полученные вы-
ражения в уравнение (2.166) и решить
его относительно 6*50, считая допусти-
мую относительную погрешность тем-
пературы КА 6Г^ заданной. Тогда
с (1 + 67’0)4-1
= -----jt------=
As
 (1 + ДТ«/7^)4-1 _ 46Т0
(2.185)
где
п
А ^$епрАк K^e^npi) (1/епр.аг)1
Ks= —-----------------------п---------------
Со(7‘д/1ОО)4 Г.8пр.
г=1
Результаты расчета допустимой от-
носительной погрешности 6*50 по фор-
муле (2.185) в зависимости от коэффи-
циента Ks для различных значений
допустимой относительной погрешно-
сти 6Га температуры КА во время ис-
пытаний приведены на рис. 64.
Если теплофизические характери-
стики КА неизвестны, то погрешность
6*50 излучения имитатора, предназна-
ченного для испытания любых КА, в
том числе и для случаев, когда предъ-
являются наиболее жесткие требования
к точности имитации, не должна быть
больше значения, при котором погреш-
ность температуры такого КА превы-
шает максимально допустимую. Из
рассмотрения формулы (2.185) и гра-
фиков, приведенных на рис. 64, видно,
что этот предельный случай соответ-
ствует максимально возможному зна-
чению Ks= 1. На рис. 65 представлены
результаты расчета допустимой отно-
сительной погрешности 6*50 для Ks~ 1
в зависимости от допустимых погреш-
ностей температуры КА 6 Га и А Га
для различных значений температу-
ры Га* Для любого другого КА допу-
стимая величина 6*50 получается путем
деления приведенных на рис. 65 значе-
ний 6*50 на коэффициент Ks, соответ-
ствующий данному конкретному КА
(обычно Ks<Z 1).
Допустимая относительная погреш-
ность однородности (по сечению) по-
тока излучения, имитирующего сол-
нечное, равна, очевидно, 6*50.
Допустимую относительную погреш-
ность спектрального состава излучения,
имитирующего солнечное, можно вы-
разить через допустимую относитель-
ную погрешность 6Л5 коэффициента
поглощения этого излучения Лд.
В этом случае погрешность 6Лд
может быть определена по формуле
(1 + вГ»)*-1	(1 + ДГ«/Т»)4-1
6Лз -------Гл-----=--------ТГЛ-----
(2.187)
(2.186)
Методика наземных тепловых испытаний АПС
133
где для КА, находящегося в свободном
космосе или на поверхности Луны,
К А =----------п-------.	(2.188)
Со(Г’/100)4 £ F.enpi
г=1
Результаты расчета допустимой от-
носительной погрешности 6As по фор-
муле (2.187) в зависимости от коэффи-
циента К а для различных значений до-
пустимой относительной погрешности
6Та приведены на рис. 64, а резуль-
таты расчета предельного значения
(чему соответствует Ка = 1) для
имитатора, пригодного для испытаний
любых КА, в том числе и для случаев,
когда предъявляются высокие требова-
ния по точности имитации, — на рис. 65.
10.7.	Допустимый угол расхождения лу-
чистого потока, имитирующего солнеч-
ное излучение.
У гол расхождения «^(непарал дельность)
потока реального солнечного излуче-
ния на расстоянии 150 млн. км (сред-
нее расстояние от Земли до Солнца)
составляет 0°,16. Так как суще-
ствующие в настоящее время способы
имитации солнечного излучения с до-
статочно большой площадью попереч-
ного сечения создают излучение, угол
расхождения которого ак на порядок
и больше превышает реальный угол
as, то возникает вопрос о возможно-
сти применения подобных потоков при
наземных тепловых испытаниях КА.
Чтобы получить ответ на этот вопрос,
необходимо определить допустимый
угол расхождения потока излучения
ак, т. е. угол, при котором относитель-
ная погрешность температуры КА во
время испытаний не будет превышать
допустимой величины б 7а- С этой
целью запишем уравнение (2.75)
дважды — для КА, находящегося в
полете, и для КА, находящегося в ва-
куумной камере, где угол расхожде-
ния потока излучения ак отличается
от угла расхождения as, а все осталь-
ные теплофизические характеристики
КА, окружающей среды и коэффициен-
ты облученности между ними соот-
ветствуют полетным. Подставив эти
соотношения в (2.166), будем иметь
/ 75° \4	П
G Ш к1 + S7t)4 -11 2 ^пр. =
Х '	i=i	(2.189)
~ ург	1
°£	^/Upi ®пр.Г
Рис. 72. К определению допустимого угла ак расхож-
дения лучистого потока, имитирующего солнечное
излучение
Входящую в это равенство разность
(ST/S0) — (Si/S0) можно определить
следующим образом (см. рис. 72):
с-к	^0
Я------= (cos Pis - cos ₽?s) +
UO	мо
4- (sin Pis tg aK — sin p?s tg as), (2.190)
134
Обеспечение заданного теплового режима АПС
где 0?s — угол между нормалью nt к i-й
поверхности и направлением на Солнце
50.
Вследствие практически неизбежно-
го несовпадения строительных осей
КА (гг, у, z) с его главными осями инер-
ции величина угла p°s в полете не яв-
ляется постоянной даже при закрутке
КА относительно какой-либо его оси,
точно ориентированной в момент за-
крутки в пространстве (например, от-
носительно оси х, см. рис. 72).
В силу сказанного угол p?s удобно
представить в следующем виде:
PiS — Pix 4“ YxS?
где PfX — угол между нормалью и
осью х КА; yxS — среднее (за период
колебаний КА) значение угла между
осью х и направлением на Солнце, ха-
рактеризующего неточность ориента-
ции КА в пространстве.
Если выражение (2.190) подставить в
уравнение (2.189) и решить полученное
равенство относительно tgaK (имея в
виду, что tg as ~ 0), то можно получить
следующую формулу для определения
допустимого угла расхождения ак лу-
чистого потока:
Если бы во время испытаний точно
имитировалось изменение положения
КА в пространстве относительно ок-
ружающей космической среды, в том
числе его колебания относительно осей
я, у, z и изменение направления на
Солнце, то допустимый угол ак рас-
хождения лучистого потока определял-
ся бы только величиной коэффициента
Kd и допустимой относительной по-
грешностью SГа, так как в этом случае
Pls = P°s и Ку = 0. Однако большин-
ство КА в настоящее время устанавли-
вается в вакуумных камерах непод-
вижно, без какой-либо имитации ко-
лебаний вокруг осей инерции, а одну
из строительных осей, например ось х,
которая в полете должна быть ориен-
тирована на Солнце, стараются сов-
местить как можно точнее с направле-
нием лучистого потока, имитирующего
солнечное излучение. Поэтому можно
считать, что во время испытаний ух8 =
= Txs = о, а в полете txS = y^s; сле-
довательно, P^S = Pix» а
(cos pFs — COS p?s) =
= sin sin t“s — cos ₽ix (1 — cos y’s)-
ак = arctg
где
Ка =
п
2 ^i8npi
‘ (1 + 6Г?)4 — 1
1 а' +КУ , (2.191)
а;
1 — А.
Так как второй член в последнем ра-
венстве мал по сравнению с первым
вплоть до углов pix = то формула
(2.191) принимает вид
ф5
Ф, 1
8прг епр.аг
ак = arctg
(1 + 67'0р -1
+ sin r°s
Со(7-»/1ОО)4 V ^.епр.
(2.192)
(2.193)
Для углов ак и f "s, не превышающих
10°, последнюю формулу для ак можно
окончательно записать в следующем
виде:
«к = 4 + r’s,
(2.194)
где
о _ (1 + 6Г»)4 -1	46Т»
°к ~	К,'
(2.195)
Методика наземных тепловых испытаний АПС
135
Результаты расчета допустимого угла
расхождения а® (в радианах) лучистого
потока, имитирующего солнечное излу-
чение, в зависимости от коэффициента
Ка для различных значений допустимой
относительной погрешности 671 тем-
пературы КА во время испытаний пока-
заны на рис. 64.
Величина угла зависит от точно-
сти системы стабилизации КА в прост-
ранстве, совпадения осей инерции со
строительными осями х, у, z, вокруг
которых происходит «закрутка», и, оче-
видно, может доходить до нескольких
градусов.
Если проектируемый имитатор пред-
назначен для испытаний любых КА,
теплофизические характеристики кото-
рых неизвестны, то выбор допустимого
угла расхождения необходимо про-
изводить для значения Ка = 1. Резуль-
таты расчета предельного значения
в зависимости от допустимых погреш-
ностей 671 и А 7! для различных зна-
чений температуры 71 приведены на
рис. 65.
Интересно получить зависимость ве-
личины о! от угла между направлением
на Солнце и нормалью к f-му участку
наружной поверхности КА. Это легко
можно сделать для поверхности, опре-
деляющей тепловое состояние КА.
Имеем
Ка = A’a/sin PiS,	(2.196)
где
[	1 ~ Ai \
^1 ф I (ФЕ/епр{ — 1/епр ai)
__ х__________________________________
Со (T’/lOO)4
(2.197)
Коэффициент Ка, определяемый по
этой формуле, зависит от угла (3?s
вплоть до значения (0?s)max> которое
можно получить из равенства
sin(3is)max =	,
так как коэффициент Ка не может быть
больше единицы.
При 0is (0is)max коэффициент
Ка = 1. Поэтому допустимый угол рас-
хождения ак при ₽?s > (P?s)max оста-
ется по величине постоянным и равным
минимальному значению aKmin? соот-
ветствующему значению = (0?s)max.
Результаты расчета в зависимости
от угла 0?s для различных значений
допустимой относительной погрешности
Рис. 73. Зависимость допустимого угла расхож-
дения лучистого потока, имитирующего солнечное
излучение, от угла 3^ для различных значений до-
пустимой относительной погрешности и коэффи-
циента К? (сплошные линии:	= 1, штриховые:
6 Га и коэффициента Ка приведены на
рис. 73.
Если теплофизические характеристи-
ки КА известны, т. е. известен коэф-
фициент Ка, то допустимый уГОЛ рЗС-
136
Обеспечение заданного теплового режима АПС
хождения лучистого потока а® при
имитации данного конкретного КА лег-
ко определить по формуле (2.191) или по
графикам, приведенным на рис. 64.
10.8.	Имитаторы космического вакуума.
Имитация теплообмена КА с окружаю-
щей космической газовой средой при на-
земных тепловых испытаниях достига-
ется путем помещения его в вакуумную
камеру, давление в которой настолько
мало, что влиянием теплообмена КА с
остаточным газом на его тепловое со-
стояние так же, как и в условиях косми-
ческого вакуума, можно пренебречь.
Таким образом, откачанная до низкого
давления вакуумная камера является
имитатором космического вакуума.
Форма, расположение и размеры ва-
куумных камер могут быть самыми раз-
нообразными: цилиндрические горизон-
тальные и вертикальные, сферические,
кубические и т. д., объемом от несколь-
ких литров до 100 000л13 (см., например,
[23—25]). Вакуумные камеры могут раз-
личаться также способом загрузки КА:
сверху, снизу (через съемные крышки),
сбоку (через «ворота» в вертикальной
стенке вакуумной камеры); наконец,
существуют подвижные горизонтальные
камеры, которые надвигаются на уста-
новленный на неподвижной крышке КА.
Так как камера должна выдерживать
наружное атмосферное давление, то она
изготавливается из прочных металлов,
свойства которых должны удовлетво-
рять целому ряду требований. Основ-
ное из них— скорость гажения (выделе-
ния газа) материала камер при низких
давлениях (порядка 10"2 тор) должна
быть минимальной.
Наиболее подходящим материалом
для вакуумных камер является нержа-
веющая сталь: скорость ее гажения
после 10 час откачки порядка 1-10’8
тор-сек~г - смГ2 (для анодированного
алюминия 1-10'7 тор*сек~1-см~г)\ она
не окисляется при нахождении в атмо-
сфере и обладает меньшей проницае-
мостью по сравнению с обычной сталью,
легко полируется и обрабатывается.
Сварка камеры производится в среде за-
щитного газа (гелия или аргона), что
уменьшает натекание газа из атмосфе-
ры в вакуумную камеру через сварные
швы.
Кроме гажения, натекание газа про-
исходит также через места уплотнений
различных элементов вакуумной каме-
ры (фланцев, крышек, электровводов
и т. д.), поэтому должны использовать-
ся специальные уплотнения, дающие
минимальное натекание.
Обычно применяются два вида уплот-
нения — органические и металличес-
кие. Для небольших вакуумных камер,
где требуется вакуум ниже 10'8 тор,
необходимо использовать металличе-
ские уплотнения, так как они обладают
малой скоростью гажения и выдержива-
ют высокую температуру (~ 450° С), до
которой должна прогреваться вакуум-
ная камера с целью увеличения скоро-
сти гажения ее внутренней поверхности
в начальный период откачки. Метал-
лические уплотнения изготавливаются
из алюминия, меди, серебра и золота.
Основные недостатки таких уплотне-
ний — их одноразовое (или, во всяком
случае, ограниченное) использование и
необходимость применения огромного
количества болтов для поджатия кры-
шек и фланцев больших размеров. Поэ-
тому чаще всего для уплотнений ис-
пользуют органические и полимерные
материалы; начальная скорость гаже-
ния некоторых из них приведена в
табл. 6.
Таблица 6
Уплотняющий материал	Скорость гажения, тпор-сек—1-слг“2
Силиконовая резина	7-10“6
Нейлон	2,6-10“8
Натуральная резина	1,2-10-в
Тефлон	2-Ю'7
Методика наземных тепловых испытаний АПС
137
Обычно уплотнения имеют О-образ-
ную форму сечения и размещаются в па-
зу одного из фланцев, чаще неподвиж-
ного; для фланцев больших размеров
употребляют по два концентрических
уплотнения, а пространство между ними
откачивают до давления порядка 10-2
тор вакуумным насосом, отдельным от
основной системы насосов.
Для получения давления 10-5—10"6
тор требуется ряд различных типов ва-
куумных насосов, так как ни один из
10"2 тор) до давления 10’5—10-в тор
и ниже.
Типичная кривая скорости откачки
такой вакуумной системы показана на
рис. 74, б. Пределы рабочих давлений
некоторых используемых в настоящее
время насосов приведены в табл. 7.
Кроме пределов рабочих давлений,
другой важной характеристикой ва-
куумных насосов является их произ-
водительность, которая обычно выра-
жается объемом откачиваемого газа в
Рис. 74. Схема вакуумной системы и типичная кривая
скорости откачки этой системы
них в отдельности не может обеспечить
откачку до давления 10"6 тор.
На рис. 74, а показана схема ва-
куумной системы, состоящей из форва-
куумного, бустерного и диффузионного
насосов. Первый создает разрежение до
давления 10"2 тор, второй — до давле-
ния 10"3 тор, а последний (который
включается после достижения давления
единицу времени (л/сек) при заданном
давлении.
Производительность диффузионных
насосов лежит в пределах от единиц до
100 000 л!сек (соответственно диаметру
выходного отверстия от 25 до 1300 мм).
Основной недостаток этих насосов за-
ключается в том, что при их работе
часть масла (около 0,03 мГ-см^-сек1)
попадает в вакуумную камеру и осаж-
дается на различных поверхностях. Для
устранения этого перед входом в ваку-
138
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Таблица 7	
Тип насосов	Давление (тор)
	10*	10°	«Г*	10~2 Ю-3	Ю’4 10"5	10’6	10'7	W"8
			j				1			
Бустерные										
Диффузионные Молекулярные Сублимационные (титановые) Ионные Вымораживающие (крионасосы)		1	L,							
			Г							
			и-							
					L—					
										
			Г"							
умный насос ставятся ловушки (рис. 74,
а), охлаждаемые водой или жидким азо-
том, на поверхности которых осажда-
ются пары масла, не попадая в вакуум-
ную камеру, конденсируются и стекают
обратно в насос; при этом, однако, про-
изводительность насоса уменьшается
приблизительно на 60%.
Молекулярные насосы не обладают
указанным выше недостатком диффу-
зионных, однако вследствие своей ма-
лой производительности используются
редко.
Принцип действия сублимационных
(титановых) насосов заключается в спо-
собности титана, осажденного (после
испарения) на холодную поверхность,
образовывать химические соединения
с Н2, О2, N2 и СО2. Производительность
около 20 000 л]сек легко получается в
камерах среднего размера. Недостаток
этого типа насосов — неспособность ти-
тана поглощать благородные газы.
Ионные насосы [25] откачивают лю-
бые газы и чаще всего используются в
комбинации с сублимационными. Ион-
ные насосы имеют производительность
около 5000 л!сек и обычно применяются
в камерах средних размеров.
Если какая-либо поверхность внутри
вакуумной камеры будет иметь низкую
температуру, то многие газы будут кон-
денсироваться (вымораживаться) на
ней: при температуре 20° К (охлаждение
жидким водородом) вымораживаются
все газы, за исключением Ne, Не и Н2>
при температуре около 4° К (охлажде-
ние жидким гелием) — все благородные
газы, даже водород.
При помощи таких насосов (называе-
мых иногда крионасосами) может быть
получена производительность порядка
106 л!сек.
Следует отметить, что имитатор сво-
бодного космоса, представляющий собой
экраны, охлаждаемые жидким азотом
(LN2), является фактически крионасо-
сом по отношению к СО2 и Н2О. Более
подробное описание насосов и их ха-
рактеристики приведены в [26 и 27].
10.9.	Имитаторы излучения свободного
космоса.
Излучение свободного космоса соответ-
ствует излучению абсолютно черного
тела (е0 = 1) при температуре Тк ~
^4°К, т. е. тепловое излучение поверх-
ности КА и отраженное от нее солнечное
излучение обратно к нему не возвраща-
ются. Для имитации этих условий теп-
лообмена в вакуумной камере между
КА и ее внутренней поверхностью раз-
мещаются охлаждаемые до низкой тем-
пературы экраны, состоящие из ряда
панелей, изготовляемых обычно из алю-
миния или нержавеющей стали. Типич-
ные схемы таких имитаторов показаны
на рис. 75.
Поверхность экранов, обращенная к
стенке камеры, должна быть отполиро-
Методика наземных тепловых испытаний АПС
139
ванной (для получения малых коэф-
фициентов излучения), а поверхность,
обращенная к КА, должна иметь вы-
сокую степень черноты ек для уменьше-
ния отражения падающего на нее излу-
чения. Последнее достигается путем ано-
дирования (для алюминия) или покрас-
ки; получаемые при этом значения бк =
= 0,9	0,95. Дальнейшее увеличение
степени черноты ек возможно путем соз-
дания многократного отражения и по-
глощения падающего на экраны излу-
Космический
аппарат
Оребренные алюми-
ниевые трубки
Стенка вакуумной
камеры
Алюминиевый экран
с напаянными
трубками
Стенка вакуумной
камеры
Рифленый экран
Стенка вакуумной
камеры
Алюминиевые панели
с насечкой, обладаю-
щие высокой степенью
черноты
Стенка вакуумной
камеры
Экран (Тк ~ ЮО’К )
Стенка вакуумной
камеры
Криогенная поверх-
ность fTK^20°K)
Открытый выхлоп
чения. Иногда для уменьшения тепло-
обмена охлаждаемых экранов со стен-
ками вакуумной камеры между ними
располагается ряд неохлаждаемых экра-
нов со степенью черноты поверхности
ек = 0,1.
Охлаждение панелей экранов проис-
ходит обычно за счет испарения жидкого
азота (LN2). Существуют две основные
системы охлаждения панелей: открытая
и закрытая. В открытой (рис. 76, а)
охлаждение панелей происходит за счет
теплоты испарения жидкого азота LN2
(47,5 ккал/кГ), подаваемого в них под
действием разности давления в танке
с LN2 и атмосферного.
Недостаток открытой системы — воз-
можность местного перегрева вследствие
образования газовых пузырьков. Такие
системы используются только для ма-
лых камер (диаметром до 2 м).
В закрытой системе (рис. 76, б) ох-
лаждение панелей происходит за счет
подогрева LN2 (не более чем на 10° С).
Прокачка LN2 через панели и давление
в системе (порядка 5 шпм) обеспечива-
ются насосом. После прохождения дрос-
селя часть LN2 (4—5%) испаряется,
унося с собой тепло, полученное в пане-
лях; вновь охлажденный жидкий азот
LN2 возвращается в танк, а испарив-
Рис. 75. Схемы имитаторов излучения свободного кос-
моса
Рис. 76. Открытая (а) и закрытая (б) системы охлаж-
дения панелей экранов
140
Обеспечение заданного теплового режима АПС
шийся — в атмосферу. Обычное отно-
шение расхода испаряемого LN2 к цир-
кулирующему для камер среднего раз-
мера (диаметром 2—5 м) составляет
1 : 25.
Для уменьшения тепловых потерь
особое внимание должно уделяться уз-
лам крепления и местам соединения
трубопроводов с вакуумной камерой.
Для этой цели тонкостенные трубки из
нержавеющей стали, имеющей низкую
теплопроводность, высокую прочность
основной вакуумной системой или от-
дельным от нее насосом до давления
10-2— 10-3 тор.
10.10.	Имитаторы излучения поверхно-
сти небесного тела.
При наземных тепловых испытаниях КА
необходимо воссоздание излучения по-
верхности F« небесного тела (рис. 77).
Это осуществляется излучением распо-
ложенной внутри вакуумной камеры
поверхности которое по величине,
Рис. 77. Схемы имитаторов излучения поверхности
небесного тела
а — с горизонтальными нагревателями;
б — с уголковыми нагревателями;
в — с наклонными нагревателями;
г — с вертикальными высокотемпературными нагре-
вателями
и высокую чистоту поверхности, раз-
мещают внутри другой трубки боль-
шего диаметра, подсоединенной к стен-
ке вакуумной камеры, а газ, находя-
щийся в зазоре между ними, откачивают
направлению и спектральному составу
должно быть достаточно близко к ре-
альному.
Рассмотрим основные требования, ко-
торым должна удовлетворять поверх-
ность Fu, чтобы выполнять роль ими-
татора излучения поверхности небес-
ного тела. С этой целью на части поверх-
ности FK, находящейся вне вакуумной
камеры, возьмем элементарную площад-
ку dFx и рассмотрим возможность и
условия имитации ее излучения.
Методика наземных тепловых испытаний АПС
141
Телесный угол, в котором заключена
площадка если наблюдать ее с
выбранной на поверхности КА площад-
ки dF а, и который определяется по
формуле (см. § 5.3)
к rfFKcospK
= --------------,
Рак
проходя через поверхность Fn, вырежет
на ней элементарную площадку dFn.
Телесный угол, под которым будет
видна эта площадка из элемента dFа,
определяется аналогичной формулой
j и	<^и cos Ри
= ----~2--- •
На.и
В этих формулах ра.к, ри.к обозначают
расстояния между площадкой dFa и
площадками dFH ndF„ соответственно;
₽К, Ри— углы между нормалями к пло-
щадкам dFv и dFn и направлением на
площадку dFa соответственно.
Очевидно, что dtOdF^ =	Ис-
пользуя это равенство, найдем величи-
ну площадки dFn, имитирующей излу-
чение площадки dFK в том же самом
телесном угле:
dF„ = dF*
Ра.и \2 C0SPk
Ра.к/ C0SPM ’
(2.198)
Элементарные тепловые потоки, посы-
лаемые площадками dFK и dFu на пло-
щадку dFa, определяются соответствен-
но уравнениями (см. § 5.4)
dEK,a = (^ioo j dF^ cos рк doDdp^,
dEn,a = еи f"|QQ j dFк cos ри d^dp^,
где d:OdFK и dj)dFH — телесные углы,
определяемые формулами
а dFacospa	^aC0SPn
rfc°dFK == --2-----, rfO)dFH =----.
Ра.к	Ра.и
Из условия совмещаемости лучистых
потоков (см. § 5.5) следует, что dE^ =
= dEVf.a; используя это равенство, полу-
чаем следующее выражение для темпе-
ратуры площадки dF^:
( и У   ек / У ^к cos Рк Ра.и
UOO; - еи UOOJ dFn cosPn р| r ’
(2.199)
Подставив (2.198) в (2.199), получим
Из анализа допустимой погрешности
степени черноты имитатора окружаю-
щей космической среды (см. § 10.3) сле-
дует, что 8и ек.
Тогда окончательно получаем
Тп ж Тк.	(2.200)
Из выражения (2.198) видно, что из-
лучение элемента поверхности dFE не-
бесного тела, находящегося от КА на
расстоянии Ра.к, существенно превыша-
142
Обеспечение заданного теплового режима АПС
ющем диаметр вакуумной камеры, мо-
жет быть заменено излучением элемента
поверхности dF^, находящегося внутри
вакуумной камеры на расстоянии ра.и
от КА, площадь которого в (ра,к/ра.и)2
раз меньше реальной площади dFK.
В принципе возможна имитация ве-
личины излучения элемента поверхнос-
ти dFx элементом поверхности dFu,
площадь которого существенно меньше
требуемой по формуле (2.198), но в этом
случае температура элемента поверх-
ности dFu должна быть существенно вы-
ше температуры поверхности небесного
тела.
Однако отличие по спектральному
составу получаемого в этом случае из-
лучения от реального вследствие сме-
щения максимума на спектральной кри-
вой излучения в сторону более корот-
ких длин волн (см. § 5.3) и большая не-
однородность излучения, возникающая
из-за необходимости разнесения на знат
чительное расстояние отдельных излу-
чающих элементов друг от друга, могут
привести к недопустимо большим по-
грешностям температуры КА во время
испытаний.
Чтобы элемент поверхности dF^ из-
лучал в тех же (и только в тех) направ-
лениях, что и элемент реальной поверх-
ности, необходимо, чтобы углы и (Зи
между нормалями к площадкам dFK и
dFn и заданным направлениям были
равны, т. е. если площадка dFK гори-
зонтальная, то и имитирующая ее излу-
чение площадка dFa должна быть также
горизонтальной.
В принципе возможна имитация излу-
чения горизонтальной поверхности в
данном направлении при помощи верти-
кальной, однако в этом случае появля-
ется излучение, которое отсутствует в
реальных условиях, и требуются спе-
циальные конструктивные мероприя-
тия по его устранению. Допустимая
степень отклонения положения площад-
ки dFK от положения площадки dFH
должна быть определена, исходя из
условия допустимого влияния дополни-
тельного излучения, отсутствующего в
реальных условиях, на температуру
КА (см. ниже).
Очевидно, что излучение всей поверх-
ности FK небесного тела может быть
заменено излучением поверхности FUr
располагаемой также внутри вакуумной
камеры вокруг КА.
Из изложенного следует, что имита-
тор излучения окружающей космиче-
ской среды должен удовлетворять сле-
дующим основным требованиям.
1.	Температура и степень черноты из-
лучающей поверхности имитатора долж-
ны быть равны температуре и степени
черноты поверхности небесного тела.
2.	Положение излучающей поверх-
ности имитатора должно соответство-
вать положению излучающей поверх-
ности небесного тела. Например, если
необходимо имитировать излучение го-
ризонтальной поверхности небесного те-
ла, то излучающая поверхность имита-
тора должна быть также горизонталь-
ной.
3.	Отклонения от указанных требова-
ний не должны приводить к погрешнос-
ти температуры КА во время испыта-
ний, превышающей максимально до-
пустимую.
При выполнении этих требований
имитируемое излучение по направле-
нию, спектральному составу и величине
будет достаточно близко к реальному.
Рассмотрим схему имитатора излуче-
ния окружающей космической среды,
удовлетворяющего перечисленным тре-
бованиям.
Имитация излучения всей поверхнос-
ти небесного тела может быть достигну-
та путем набора горизонтальных полос,
расположенных на определенном рас-
стоянии друг от друга (см. рис. 77, а),
каждая из которых состоит из двух час-
тей, разделенных теплоизоляцией: верх-
ней, нагретой до температуры поверх-
ности Тк (нагреватель), и нижней, ко-
торая имеет температуру и степень
черноты имитатора свободного космоса
(экран).
Методика наземных тепловых испытаний АПС
143
Вследствие конечных размеров каж-
дого нагревателя (ширины L) излучение
наиболее удаленных от КА участков
поверхности небесного тела имитиро-
ваться не будет (незаштрихованные уча-
стки на рис. 77, а, б). Восполнить недо-
стающий тепловой поток можно двумя
путями.
Первый путь (см. рис. 77, б,в) заключа-
ется в том, что нагреватель или изготав-
ливается из двух частей — горизонталь-
ного (основного) шириной L и верти-
кального (дополнительного) высотой
Лн, или горизонтальный нагреватель
поворачивается вниз на угол р, опреде-
ляемый из соотношения tg Р = h^/L
(очевидно, что излучение наклонной
поверхности эквивалентно излучению
уголкового нагревателя). В обоих этих
случаях будет имитироваться излучение
более удаленных участков поверхности
небесного тела по сравнению только с
горизонтальными нагревателями без
увеличения их размеров (ширины L).
Второй путь сводится к тому, что тем-
пература горизонтальных нагревателей
увеличивается до величины, не превы-
шающей допустимую.
Рассмотрим эти пути более подробно.
Коэффициент облученности верти-
кальной поверхности dF высота ко-
торой равна расстоянию между гори-
зонтальными пластинами, с имитатором
указанной схемы может быть определен
по формуле
(2.201)
Результаты расчета <ра.к по этой фор-
муле приведены на рис. 78, а, из кото-
рого видно, что при hRIH = 0,5 коэф-
фициент облученности фа.к = 0,5, т. е.
для указанной поверхности dFa ими-
татор подобного типа абсолютно точно
имитирует по величине и спектральному
составу излучение реальной бесконечно
большой поверхности (например, по-
верхности Луны).
Однако вертикальный нагреватель
(или наклонный горизонтальный) будет
давать еще излучение «вниз» (см. рис.
77, б, в), что приведет к погрешности
Рис. 78. Коэффициент облученности Фа к вертикаль-
ной поверхности высотой Н имитатора с уголковыми
нагревателями (а), коэффициент облученности ф^к
пластины имитатора с наклонными нагревателями
Ф
(6) и зависимость ДТК от отношения L/Н (в)
144
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Дфа.к для поверхности, угол между
нормалью па к которой и нормалью ик
к поверхности небесного тела не равен
90°. Поэтому допустимая высота hH до-
полнительного вертикального нагрева-
теля должна выбираться из условия по-
лучения погрешности Дсра.к, не пре-
восходящей допустимой величины при
любом угле наклона поверхности dFa.
С этой целью определим коэффициент
облученности пластинки dFа с имитато-
ром излучения поверхности небесного
тела в зависимости от угла наклона ее к
горизонту а, угла поворота горизон-
тальных нагревателей р, их ширины L
и расстояния между ними Н (см. рис.
77, в).
Положение пластинки dFa относи-
тельно имитатора в горизонтальной
плоскости определяется расстоянием Z,a
в вертикальной плоскости — высотой
h, отсчитываемыми от какой-либо на-
чальной оси поворота нагревателя.
Каждому нагревателю присваивается
индекс i: в начале осей координат i — 0,
по направлению вниз i = +1, Ц-2,
+3,..., по направлению вверх i =
= -1, -2, -3,...
Коэффициент облученности Д<ргк
пластинки dFа с каждым из нагревате-
лей рассчитывается по формуле
A(PiK = (piL — <Рго,	(2.202)
где
1 /Л
ФгЪ = ~2~ (! — C0S Tib) =
= _L(i________1 К
2 \	/1 + tg2T.L )
ФгО =	(1 — COS Ti0) =
,= 2_ fl- _ 1
2	/1 -4- tg2 т-0/ ’
TiL = Р + OiL, TiO = Р + “io-
хрп _ i + h/H+ (L/H) sin^
4 u«L — l/H _ C£)S p
Суммарный коэффициент облученно-
сти фГк пластинки dFa с нагревателями
имитатора определяется по формуле
СрГк = 3 Дфгк-	(2.203)
i=0
В качестве примера на рис. 78, б по-
казаны результаты расчета фГк в зави-
симости от угла наклона а пластинки
dF а для углов наклона нагревателей
Р = 0 и р = 10° при ЫН = 1, ЦЬ = 5
и hlH = 0 (см. рис. 77, в). Там же для
сравнения приведена кривая зависи-
мости коэффициента облученности ф?к
пластинки dFa с реальной поверхностью
небесного тела (штриховая линия).
Конструкция имитатора будет выбра-
на правильно, если погрешности коэф-
фициента облученности Аф?к = Ф?к —
— ф}'к не будут превосходить допустимой
величины, рассчитываемой по формуле
(2.182); для определяющей поверхности
КА она принимает вид
<W»?,	('
Так как максимальное значение отно-
шения Тк/Та = 1, ТО При ДОПУСТИМОЙ
относительной погрешности температу-
ры КА во время испытаний 67° =0,01
допустимая абсолютная погрешность
коэффициента облученности Дф?к =
= 0,04.
Из анализа графиков, приведенных
на рис. 78, б, видно, что при угле накло-
на нагревателей имитатора р ж 10°
(или, что то же самое, при отношении
hn!L = 0,2) погрешность коэффициента
облученности любой поверхности КА с
имитатором, а следовательно, и погреш-
ность среднего коэффициента облучен-
ности КА не будет превосходить допус-
тимого значения Дф?кП = 0,04.
При втором способе «добора» недоста-
ющего излучения от наиболее удален-
бф?к
Методика наземных тепловых испытаний АПС
145
ных участков поверхности небесного те-
ла требуемое увеличение температуры
на Д7к горизонтальных нагревателей
(Р = 0) определяется выражением
дг* = т* - п = 1(ф?к/фГк),/4-1] п.
(2.205)
Зависимость Д Тк от отношения ЫН по-
казана на рис. 78, в (при Т* = 396° К).
Превышение температуры горизон-
тальных нагревателей на ДТк приводит
по сравнению с реальной поверхностью.
Однако на основе закона смещения Ви-
на и зависимости коэффициента погло-
щения от длины волны падающего излу-
чения для используемых в космической
технике покрытий можно показать, что
увеличение температуры нагревателей
на 50—60° С по сравнению с температу-
рой поверхности небесного тела прак-
тически не приводит к изменению спект-
рального состава излучения, а отсут-
ствие излучения, падающего на наклон-
Рис. 79. Ориентация КА относительно солнечного
излучения
а — на поверхности небесного тела;
б — в вакуумной камере (имитатор неподвижен, КА
вращается относительно двух осей);
в — в вакуумной камере (КА неподвижен, имитатор
вращается относительно двух осей);
г — в вакуумной камере (имитатор вращается толь-
ко относительно горизонтальной оси, КА— толь-
ко относительно вертикальной оси)
к нарушению требования равенства
(2.200) и к некоторому изменению спект-
рального состава излучения имитатора
ные поверхности, близкие к горизон-
тальным, может быть допустимо, если
КА расположить на расстоянии (2—3) L
от среза имитатора (при ЫН~ 1).
На основе аналогичных расчетов мож-
но показать, что имитаторы только с
вертикальными нагревателями при от-
ношении Н/h^ — 10ч- 30 (см. рис. 77, г),
а также различные инфракрасные све-
тильники, расположенные на значитель-
ном расстоянии друг от друга, не могут
быть использованы для имитации тепло-
10 Автоматические планетные станции
146
Обеспечение заданного теплового режима АПС
вого излучения небесного тела, так как
вследствие их высокой температуры,
определяемой уравнением (2.199), спек-
тральный состав их излучения будет на-
столько отличаться от спектрального
состава излучения реальной поверхнос-
ти, что погрешность температуры КА
может составить десятки градусов. На-
пример, для белого покрытия при тем-
пературе Г® = 396° К и Zk = 800 -н
-н 1000° К тепловой поток, поглощае-
мый поверхностью КА, при испытаниях
Рис. 80а. Изменение углов поворота «подвиясного
Солнца» и космического аппарата
будет на 40—50% меньше потока, по-
глощаемого поверхностью КА при на-
хождении его на поверхности Луны в
лунный полдень, вследствие чего КА,
имевший допустимую температуру при
испытаниях, в реальных условиях мо-
жет перегреться. Описание некоторых
других схем имитаторов излучения по-
верхности небесного тела приведено в
[28—31].
10.11. Имитаторы солнечного излучения.
Имитатор солнечного излучения любой
схемы должен достаточно точно воспро-
изводить интенсивность, угол расхожде-
ния и спектральный состав истинного
излучения Солнца, т. е. погрешности
указанных теплофизических характе-
ристик в любой точке по сечению пото-
ка, имитирующего солнечное излуче-
ние, не должны превосходить допусти-
мых значений, определенных в § 10.6
и 10.7.
Ориентация КА относительно излуче-
ния, имитирующего солнечное. При
выборе той или иной схемы имитатора
необходимо иметь в виду, что с доста-
точной степенью точности должна быть
обеспечена также и ориентация КА на
различных этапах его полета относи-
тельно направления излучений, имити-
рующих излучение Солнца и тепловое
излучение небесного тела. Причем для
некоторых КА, предназначенных для
работы на поверхности небесного тела,
Методика наземных тепловых испытаний АПС
147
ориентация относительно направления
излучения должна производиться при
обязательном сохранении реального на-
правления силы тяжести относительно
КА. Поэтому вначале необходимо подо-
брать схемы имитаторов солнечного из-
лучения, обеспечивающих требуемую
ориентацию КА относительно указан-
ных источников излучения, а уже затем
из них выбрать те, у которых погреш-
ности теплофизических характеристик
создаваемого ими излучения не превос-
ходят допустимых.
Рассмотрим изменение ориентации
КА относительно направления солнеч-
ного излучения 50 при нахождении его
на поверхности небесного тела, движу-
щегося по орбите вокруг Солнца с угло-
вой скоростью о)ф и вращающегося с
угловой скоростью (оф (рис. 79, а).
Вместе с небесным телом движется пря-
моугольная система координат XYZ,
начало которой О совпадает с центром
небесного тела, ось Z — с его осью вра-
щения, а ось Y — с линией пересечения
экваториальной плоскости с плоскостью
эклиптики, угол между которыми равен
О. Направление на Солнце задается уг-
лом Ф в плоскости эклиптики.
Положение КА на поверхности небес-
ного тела определяется широтой 0 и дол-
готой ф, а его ориентация относительно
этой поверхности задается жестко свя-
занной с ним системой координат xyz,
ось z которой направлена в сторону,
противоположную направлению силы
тяжести, ось х — по касательной к ме-
ридиану, а ось у — в сторону вращения
небесного тела.
Из рис. 79, а видно, что углы ф°
между направлением на Солнце S и ося-
ми х, у, z определяются равенствами:
cosib® = — cos 9 cos Ф sin Ф +	(2.206)
т DX
+ sin 0 cos ф cos Ф cos О + sin 0 sin ф sin Ф,
cos y = — sin ф cos Ф cos # +
+ cos ф sin Ф,	(2.207)
Рис. 806. Схема вращения космического аппарата
10*
148
Обеспечение заданного теплового режима АПС
cos ф°2= sin 0 cos Ф sin ft +	(2.208)
+ cos 0 cos ф cos Ф cos ft + sin 0 sin ф sin®.
Здесь
Ф = (ОфТ + Фо, ф = (ОфТ + фо»
где Фо и ф0 — значения углов Ф и ф в
момент посадки, ат — время, прошед-
шее после посадки.
Если КА находится в вакуумной ка-
мере, то его ориентация относительно
неподвижного в пространстве излуче-
ми скоростями вокруг двух осей (см.
рис. 79, б).
Можно поступить и наоборот: при
неподвижном КА вращать имитатор
солнечного излучения одновременно
вокруг осей х и z с теми же угловыми
скоростями, что и в предыдущем случае
(см. рис. 79, в).
Так как одновременное вращение КА
или имитатора солнечного излучения
вокруг двух осей является сложной
технической проблемой либо просто
Рис. 81. Схемы единичных (а — в) и многомодульных
(г — ж) оптических систем имитаторов солнечного
излучения
а,	г — преломляющие системы;
б,	д — осесимметричные отражающие системы;
в,	е, ж — асимметричные отражающие системы;
1	— лампа;
2	— отражатель;
з — зеркало
ния, имитирующего солнечное, соот-
ветствующая ориентации в реальном
полете, может быть обеспечена путем
вращения КА с определенными угловы-
недопустимо (если, например, на бор-
ту КА находится космонавт), то можно
пойти по более простому пути: вращать
КА только относительно одной верти-
кальной оси, совпадающей с направле-
нием силы тяжести, а имитатор солнеч-
ного излучения — относительно гори-
зонтальной оси (см. рис. 79, г). В этом
случае мы получаем ориентацию КА
относительно направления излучения
Солнца, направления излучения поверх-
ности небесного тела и направления си-
Методика наземных тепловых испытаний АПС
149
лы тяжести, соответствующих реаль-
ным условиям работы КА на любой ши-
роте поверхности небесного тела в лю-
бой момент времени.
Угол поворота («подъема над гори-
зонтом») «подвижного Солнца» в какой-
либо момент времени от горизонтальной
плоскости определяется формулой
6г = 90° —	(2.209)
и не превышает 90°, а угол поворота
КА относительно вертикальной оси для
нии КА на угол, больший 360°) или
меньше 360° (при установке КА в исход-
ное положение в промежуток времени,
когда он находится в тени небесного
тела).
На рис. 80 а показаны изменение
углов xpsz, 62, ф&с и 6Х для случая на-
хождения КА на поверхности Марса на
широте 0 = 30° и различные варианты
поворота КА относительно вертикаль-
ной оси при нахождении его в вакуум-
ной камере (рис. 80 б).
Вакуумная камера
Рис. 82. Схемы имитаторов солнечного излучения на
основе использования спрямляющих решеток
а — источник излучения — нагретая металличе-
ская поверхность;
б, в, г — источник излучения — дуговая ксеноновая
трубчатая лампа
того же момента времени находится из
соотношения
cos 6Х =
COS1|%X
sinipS2
и может быть больше 360° (при враще-
Очевидно, что подобная схема ориен-
тации КА относительно имитируемого
солнечного излучения применима также
и для КА, произвольным образом рас-
положенных в пространстве и соверша-
ющих полет по орбите вокруг небесного
тела или в свободном космосе.
Оптические схемы имитаторов солнеч-
ного излучения. Некоторые схемы оп-
тических систем «классических» имита-
торов солнечного излучения приведены
на рис. 81 [32].
150
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Таблица 8
Тип лампы	Мощность, С 771	Напряже- ние рабо- чее, в	Напряже- ние зажи- гания, в	Ток через лампу, а	Световой поток, лм	Сила света, св	Габаритная яркость, сб
ДКсТБ2000	2-103	60 + 5	195	31+2	37-103	34-102	95
ДКСТ2000	2-Ю3	40	50	52 наиб.	33-Ю3	3-103	90
ДКсТ5000	5-Ю3	НО	100	48 наиб.	88-Ю3	8-Ю3	85
ДКсТЮООО	104	220	200	46+4	22-Ю4	2-Ю4	100
ДКсТ20000	2-104	380	360	56±4	6-105	56-Ю3	160
ДКсТПбООО	6-103	110	100	55	13-Ю4	12-103	125
ДКсТВбООО	6-Ю3	220	200	30+5	2-Ю5	18-Ю3	1050
ДКсТВ15000	15-Ю3	220	200	68±5	5510*	5-104	3550
ДКсТВ50000 5-104		380	360	132±8	2-Ю6	19-Ю4	3050
ДКсТбОООО	5-10*	380	370	140+10	1, 8-106	1,8-10*	600
ДКсТЮОООО	105	380	370	270±20	3,0-Ю6	3,01.10®	100
Условные обозначения: Д —		дуговая, Кс — ксеноновая, Т — трубчатая, Б — емкостный балласт, П — посто-					
явного тока, ]	3 — водяное охлаждение (цифры — мощность в ваттах).						
Из преломляющих и отражающих
систем наилучшей с точки зрения полу-
чения малой расходимости потока явля-
ется система, построенная на основе от-
ражающего асимметричного параболои-
да. Эта система не требует высокока-
чественного дефицитного кварца (по
сравнению с преломляющей) при созда-
нии лучистых потоков большого сече-
ния, а центральная часть потока не за-
тенена и не искажается источником из-
лучения, как это происходит в осесим-
метричных системах; кроме того, теп-
ловая энергия, отражаемая или излу-
чаемая поверхностью КА, не возвра-
щается к нему.
Для небольших КА достаточно одного
отражателя; однако даже в этом случае
система получается громоздкой и не-
достаточно эффективной. Для больших
КА эти недостатки существенно возра-
стают; наилучшим решением является
объединение нескольких небольших
имитаторов в один [33, 34].
В объединенных системах смежные
отражающие зеркала должны быть рас-
положены так, чтобы не происходило
затенения или наложения световых по-
токов и образования неравномерности
в месте стыка зеркал, что является
чрезвычайно трудной задачей, так как
требуется поддержание всей системы
при постоянной температуре. Поэтому
в некоторых случаях отражающие зер-
кала составляются из множества мел-
ких [35].
Источники излучения «классических»
имитаторов солнечного излучения рас-
положены вне вакуумной камеры, а их
излучение в вакуумную камеру вводит-
ся через окна из кварцевого стекла вы-
сокого качества, пропускающего излу-
чение в диапазоне длин волн от 0,2 до
1,1 мк [10].
Идеальный источник излучения дол-
жен быть круглым и достаточно ярким,
чтобы при угловом размере, равном
солнечному, имитировать распределе-
ние яркости и спектральный состав,
близкие к солнечному и приблизительно
соответствующие излучению абсолютно
черного тела при 6000° К [36].
В настоящее время известны два то-
чечных источника излучения: угольная
дуга и ксеноновая лампа (разновид-
ность последней — ртутно-ксеноновая
лампа), спектр излучения которых не-
сколько отличается от солнечного. Для
получения спектра, близкого к солнеч-
ному, необходима фильтрация излу-
Методика наземных тепловых испытаний АПС
151
Габариты светяще- гося объекта		Габариты лампы		Давление в холодной лампе, лии рт. ст.
d, мм	1, мм	D, мм	L, мм	
18	170	22	370	210±3
24	140±3	28	352 4	75+Р
22	430+3	25	642	60+15
21	950±3	35	1260-ю	80+10
21	1680+3	35	199О_]о	75+9
21	450+1	27	720	75 + 5
7	250±1	25	475 ±2	350+10
7	200+1	36	460 ±4	340+5
12	520±2	60	932+5	220
38	2100	42	2600	60
70	2500	80	3100	110
чения этих ламп, что приводит к умень-
шению их мощности примерно на 20%
[37, 38].
В последнее время предложен ряд
схем имитаторов солнечного излучения,
существенно отличающихся от описан-
ных выше (простотой и малыми габари-
тами), которые можно размещать внут-
ри вакуумной камеры.
Простейшая из этих схем 1 (рис. 82,
а) состоит из нагревателя и двух спрям-
ляющих решеток, при помощи которых
из диффузного излучения поверхности
формируется достаточно параллельный
поток с углом расхождения около 5°
при геометрических размерах решетки
L/a — 3-4-4. Так как температура нагре-
вателя невелика, то образуемый поток
излучения инфракрасный; необходимая
величина его находится из соотношения
Q =	(2.210)
где 50, Ai, Ei — соответственно поток
падающего солнечного излучения, ко-
эффициент его поглощения и степень
черноты i-го участка наружной поверх-
ности КА.
1 Предложена В. Б. Черенковым, А. Т. Улу-
бековым и И. X. Штейнгардтом.
К.п.д. (отношение энергии излучения
после решеток к энергии, подведенной
к нагревателю) подобного инфракрас-
ного имитатора солнечного излучения
достаточно высок и составляет несколь-
ко процентов.
Одна из решеток (ближайшая к на-
гревателю) охлаждается водой, а дру-
гая, обращенная к КА,— жидким азо-
том и выполняет роль имитатора сво-
бодного космоса.
Использование инфракрасного ими-
татора солнечного излучения дает хо-
рошие результаты тогда, когда наруж-
ная поверхность КА состоит из одно-
родных участков достаточно большой
площади (примерно 1 м2) и оптические
характеристики этих участков Аг и ег-
известны.
Были также предложены другие схе-
мы имитаторов солнечного излучения со
спрямляющими решетками. В этих схе-
мах источником излучения являются
дуговые ксеноновые трубчатые лампы
(ДКсТ) с параболическими цилиндри-
ческими отражателями, линия фокусов
каждого из которых совпадает с осью
лампы 2 (рис. 82, б, в, г). Характерис-
тики ламп ДКсТ, выпускаемых отечест-
венной промышленностью, приведены в
табл. 8.
Питание используемых в схемах ламп
осуществляется от обычной сети пере-
менного тока, при этом «поджиг» ламп
обеспечивается при подаче на электроды
ламп серии зажигающих импульсов
продолжительностью несколько секунд
от специального зажигающего устрой-
ства напряжением 10—20 кв. В табли-
це 8 также приведены геометрические
характеристики ламп: D, d— диаметры
колбы и светящегося объекта; L, I —
длина всей лампы и светящегося объ-
екта соответственно.
В предложенных схемах образование
направленного лучистого потока про-
2 Предложены В. Б. Черенковым, Ю. М. Лу-
кояновым, Ю. В. Крестовым, В. В. Купчен-
ко, Л. И. Скотниковым, А. В. Годиным и др.
152
Обеспечение заданного теплового режима АПС
исходит в плоскости, перпендикуляр-
ной к оси ламп, при помощи отражате-
лей, а в плоскости, проходящей через оси
ламп и линию фокусов отражателей,—
при помощи спрямляющей решетки.
Для получения излучения имитатора,
близкого по спектральному составу к
солнечному, поверхность отражателя,
обращенная к лампе, должна иметь ми-
нимально возможное значение коэф-
фициента As и достаточно большое зна-
чение е, а для отвода тепла, поглощае-
мого отражателем, конструкция по-
следнего должна охлаждаться водой.
Экспериментальные исследования по-
добных схем показали, что лампы ДКсТ
способны работать в вакууме на режи-
мах, близких к максимальному, в тече-
ние времени, достаточного для проведе-
ния полного цикла тепловых испыта-
ний КА, а их мощность может плавно
изменяться в процессе испытаний в
несколько раз без заметного изменения
спектрального состава излучения на вы-
ходе из спрямляющих решеток.
Экспериментально было также полу-
чено, что при спектральном составе вы-
ходящего излучения, близком к солнеч-
ному, угле расходимости 3—5° и нерав-
номерности по сечению потока излуче-
ния примерно 5—10% к.п.д. подобных
схем имитаторов составляет 8—12%.
По своей конструкции имитатор по-
добного типа достаточно прост, имеет
малые габариты, для его изготовления
не требуется дефицитных материалов и
сложного оборудования, а электропита-
ние ламп осуществляется от сети пере-
менного тока напряжением 380 или
220 в.
Из рассмотрения возможных опти-
ческих схем имитаторов солнечного из-
лучения следует, что «классические» схе-
мы могут быть использованы для созда-
ния только неподвижных имитаторов, а
ориентация КА относительно направ-
ленного потока излучения должна осу-
ществляться путем его вращения отно-
сительно двух взаимно перпендикуляр-
ных осей (см. рис. 79, б). Имитация вра-
щения КА при помощи разложения
лучистого потока на две составляющие
(использование двух неподвижных ими-
таторов, расположенных под углом 90°
друг к другу, и изменение величины
каждой составляющей по закону Sr =
= S0 cos б2, S2— So sin 62, где S2— угол
«подъема» Солнца над горизонтом небес-
ного тела) приводит к недопустимо
большим погрешностям температуры на-
ружных элементов КА и серьезно рас-
сматриваться не может.
Вращение КА относительно двух
взаимно перпендикулярных осей прак-
тически осуществимо только для не-
больших КА; типичная схема такого
вращения в вакуумной камере с непод-
вижным имитатором солнечного излу-
чения показана на рис. 83, а. Для боль-
ших КА обычно ограничиваются вра-
щением вокруг одной оси. Вращение
вокруг второй оси вызывает сложные
технические проблемы, не дает ре-
ального направления силы тяжести от-
носительно КА, что особенно важно для
КА с космонавтами на борту, и вызы-
вает необходимость вращения совместно
с КА имитаторов теплофизических ха-
рактеристик грунта и излучения по-
верхности небесного тела.
Использование новых оптических
схем со спрямляющими решетками и
лампами ДКсТ с отражателями не толь-
ко позволяет создать малогабаритные,
простые, надежные и высокоэффектив-
ные неподвижные имитаторы солнеч-
ного излучения, но и открывает пер-
спективы создания принципиально но-
вых систем имитации теплового воздей-
ствия окружающей космической среды
на основе подвижных имитаторов сол-
нечного излучения, размещаемых внут-
ри вакуумной камеры, и вращения КА
вокруг только одной (например, верти-
кальной) оси.
На рис. 83, б показана вакуумная
камера с «подвижным Солнцем», вра-
щаемым вокруг горизонтальной оси на
угол 62, неподвижными имитаторами
теплофизических свойств грунта и из-
Методика наземных тепловых испытаний АПС
153
лучения поверхности небесного тела и
КА, вращаемым только вокруг верти-
кальной оси. Подобная система имита-
ции обеспечивает ориентацию КА от-
носительно направлений излучения
Солнца, поверхности небесного тела и
направления силы тяжести, соответст-
вующих реальным условиям работы КА
на любой широте небесного тела в лю-
бой момент времени.
10.12. Продолжительность тепловых
испытаний
Записав уравнение теплового баланса
(2.1) в виде
^эфф dx — Qu + Ск	Qe —
Т 4 П
= (Qt 4" (?к) — Со ( доф') 2
'	' i=l
где сумма (<?т + QK) равна правой
части уравнения (2.75), и решив его,
можно получить следующее соотноше-
ние:
ат = In
+1,Л'Г-+'-
* + /'•
/	7*	1	1 \
+ 2 (arctg—Т7------arctg —тг-).
\ ё 7 ао /‘Л	Л*/	(2.211)
Здесь
4(QT + QK)
а=--------г?-;
^эфф^ао/
f = Q +<2к	=	.
Со (Tao/W 3 Лепрл
г=1
Тао и Та.у — соответственно начальная
и установившаяся температуры КА.
Очевидно, что тепловые испытания
КА целесообразно вести до достиже-
ния значения его температуры, близ-
кого К Та.у и равного Га.у ± АГа,
где А Та — допустимая погрешность тем-
пературы КА во время испытаний. В этом
случае уравнение (2.211) принимает вид
атДТа= In ±ДГа//Гао +
, ,п ±&Wo + 2/7‘ ।
Ф 1+Л4	+	(2.212)
+ 2 [arctg (1 + —*^*°) — arctg -А-[| .
Входящие в это уравнение а и /
могут быть взяты из теплового расчета
КА или определены следующим обра-
зом. Для случая изменения темпера-
туры КА в диапазоне ±50° С (0,8 С
</14<1,2) сумма второго и третье-
го членов уравнения (2.211) не превы-
шает 10% от первого члена. Поэтому
уравнение (2.211) можно записать в виде
1	1 - Л'4
ат In----------ту .
Wo”/71
Отсюда
Та = Та0 4" (^а. у — Тао) (1 е аТ)* (2.213)
Взяв из эксперимента для моментов
времени т0 = 0, и т2 = 2тт значения
соответствующих температур Та0, ^ai
и Ta2l получим
1 , та2 - Га1
а = — — In	,	(2.214)
Т1 Л>1 - Гао
У ао "Ь 32 al
(2.215)
Зная а и Га.у» теперь нетрудно вы-
числить значение /, а затем и Тдта.
Рис. 83. Вакуумная камера с имитатором солнечного
излучения
а — «неподвижное Солнце»;
б — «подвижное Солнце»,
1	— вакуумная камера;
2	— имитатор солнечного излучения;
з	— имитатор грунта небесного тела;
4	— имитатор излучения поверхности небесного
тела;
5	— азотные экраны
154
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Методика наземных тепловых испытании АПС
155
б
156
Обеспечение заданного теплового режима АПС
Практическое использование урав-
нений (2.212) — (2.215) показывает, что
они могут применяться не только для оп-
ределения продолжительности тепловых
испытаний тдта, но также и для проведе-
ния сокращенных испытаний (для т<
<Лдта) и прогнозирования температуры
КА в полете.
Литература ко второй части
1.	С. Н. Шорин. Теплопередача. М., Стройиздат,
1952.
2.	С. С. Кутателадзе, В. М. Борщанский. Справоч-
ник по теплопередаче. М., Госэнергоиздат, 1959.
3.	М. Якоб. Вопросы теплопередачи. М., ИЛ, 1960.
4.	А. Г. Блох. Основы теплообмена излучением. М.
Госэнергоиздат, 1962.
5.	В. П. Исаченко и др. Теплопередача. М., «Энер-
гия», 1969.
6.	Н. А. Михеев. Краткий курс теплопередачи. М.а
Госэнергоиздат, 1960.
7.	А. Д. Ключников, Г. П. Иванцов. Теплопере-
дача излучением в огнетехнических установках.
М., «Энергия», 1970.
8.	В. С. Авдуевский и др. Основы теплопередачи в
авиационной и ракетной технике, гл. VIII. М.,
Оборониздат, 1960.
9.	R. М. Van Vliet. Passive Temperature Control in
the Space Environment. N. Y.— London, 1965.
10.	E. H. Clossen a. oth. Generating the Thermal
Environment of a Spacecraft in the Laboratory.—
ESRO TN-72, Febr. 1969.
И. Д. Б. Маккей. Конструирование космических си-
ловых установок. М., «Машиностроение», 1966.
12.	О. Н. Фаворский, Я. С. К а дан ер. Вопросы теп-
лообмена в космосе. М., «Высшая школа», 1967.
13.	Г. Л. Поляк. Анализ теплообмена излучением
между диффузными поверхностями методом
сальдо.— ЖТФ, 1935, № 5.
14.	М. Г. Каганер. Тепловая изоляция в технике
низких температур. М., «Машиностроение», 1966.
15.	Р. С. Михальченко, А. Г. Гершини др. Экспери-
ментальное изучение теплопроводности слоис-
то-вакуумных изоляций.— ИФЗ, 1967, № 4.
16.	Проблемы теплообмена. Сб. переводов. М., Атом-
издат, 1967.
17.	X. С. Карслоу, Д. К. Егер. Теплопроводность
твердых тел. М., «Наука», 1964.
18.	В. И. Балахонова и др. Исследование процесса
испарения жидкости из пористого металла в
условиях вакуума.— ИФЗ, 1968, 14, Ks 1.
19.	F. Н. Sa monski, I. М. Ross. Environmental Con-
trol System for Command and Service Modules of
Apollo Program-System Description and Dis-
cussion of Problem Areas. National Aeronautic and
Space Engineering and Manufacturing Meeting,
Los Angeles, Calif., Oct. 6—10 1969.
20.	R. E. Renman, A. R. Mendelsohn. Lunar Module
Thermal Control and Life Support Systems for
Apollo Applications.— SAE Preprints, 1969,
N 625.
21.	С. Дэшман. Научные основы вакуумной техни-
ки.М.,ИЛ, 1950.
22.	М. Wutz. Theorie und Praxis der Vakuumtech-
nik. Braunschweig. Vieweg, 1965.
23.	D. J. Santeler a.o. Vacuum Technology and Space
Simulation. NASA SP-105, 1966.
24.	H. A. Schfltz, E. H. Classen. Facilities for Heat
Balance Tests of Satellites in the European Space
Technology Center.— Vacuum Technik, 1967, 16.
25.	P. S. Choumoff. Les techniques du Vide en recher-
che spatiale.— Trans. Third Internal.— Vacuum
Congr. Stuttgart, 1965, 1.
26.	Б. И. Королев. Основы вакуумной техники. М.а
Госэнергоиздат, 1957.
27.	Б. С. Данилин, В. Е. Минаичев. Основы констру-
ирования вакуумных систем. M.f «Энергия», 1971.
28.	J. Doenecke. Imperfections in the Simulation of
the Thermal Environment of a Spacecraft. Lectu-
re, given at the Sixth ESRO Summer School,.
1968, in ESRO SP-41, Febr. 1969.
29.	M. Wutz. Simulation of Thermal Conditions of
a Satellite and their Experimental Realization.
1 Congr. internal, des Techniques du Vide en Re-
cherche Spatiale, Paris, 1964.— Z. angew. Phys.,
1964, XVII.
30.	J. C. Simons. Adequate Considerations for Lu-
nar Environmental Simulation, AIAA/JES/ASTM,
Space Simulation Conf., Houston, Texas, Sept.
1966.
31.	R. D. Wood, J. N. Wilkinson. Thermal Simula-
tion of the Lunar Surface.— AIAA/JES/ASTM,
Space Simulation Conf., Houston, Texas, Sept.
1966.
32.	A. E. Mann, M. Dubey. Solar Simulators Space/
/Aeronaut., 1962, 37, N 3..
33.	A. Le Vantine, R. P. Lipkis. Solar Simulation
in Space Environment.— J. Spacecraft and Roc-
kets, Jan/Feb., 1964, 1.
34.	J. Doenecke. The Conversion of Measured Heat
Fluxes into Average Radian Incident on Curved
Shapes.— ESRO TN-26 (ESTEC), May 1968.
35.	M. Taussaint. Determination of the Simulated
Solar Flux Incident on Spacecraft in Test Cham-
ber.- ESRO, TN-11 (ESTEC), July, 1967.
36.	F. S. Jonson. The Solar Constant.— J. Meteo-
rol., 1959, 11.
37.	R. Liebman. Solar Simulation for a 3-m Space En-
vironment Chamber.— Appl. Optics, Febr. 1968,
7, N 2.
38.	E. K. Latvala, R. C. Birkebak. Simulation of
the Space Solar-Thermal Conditions in Ground
Test Facilities.— Proc. 16 Internal. Astronaut.
Congr., Athens, 1965, 3. Supporting Equipment.
Paris, Gauther — Villars, 1968.
ЧАСТЬ ТРЕТЬЯ
Конструкция
автоматических планетных станций
и способы доставки их
на поверхность планет
Конструкция космического аппарата
определяется его назначением, усло-
виями работы и схемой полета, а также
возможностью размещения на ракете-
носителе. Автоматические планетные
станции, являясь разновидностью кос-
мических аппаратов, предназначаются
для проведения научных исследований
на поверхностях планет. Они должны
работать в условиях космического про-
странства и атмосферы планеты, долж-
ны быть оснащены устройствами и сис-
темами, обеспечивающими доставку
станции к месту работы, функциониро-
вание на поверхности планеты и пере-
дачу на Землю научной информации.
Ниже рассматриваются требования,
предъявляемые к конструкции подоб-
ных аппаратов, и возможные конструк-
тивные решения и схемы станций, обес-
печивающие выполнение поставленных
перед станцией задач.
АПС в общем случае состоит из сле-
дующих основных частей: двигатель-
ной установки, системы ориентации с
запасами рабочего тела и микродвига-
телями, систем навигации, управле-
ния и стабилизации, системы электро-
питания, радиотелеметрической систе-
мы, системы терморегулирования, бор-
товой кабельной сети, научной аппара-
туры и конструкции.
Станции, которые не участвуют в
обеспечении перелета к планете и спус-
ка на ее поверхность, обычно имеют
в своем составе только систему электро-
питания , радиотелеметрическую систе-
му, систему терморегулирования, бор-
товую кабельную сеть и научную аппа-
ратуру.
Под собственно конструкцией АПС
в дальнейшем понимаются ее несущие
элементы (корпус, рама), предназначен-
ные для размещения систем, приборов
и агрегатов станции, а также различные
механические устройства, отдельные
механизмы и элементы крепления.
Взаимное расположение и увязка в
единое целое систем, приборов, агрега-
тов и механизмов на несущих элементах
называется компоновкой АПС. Форма
АПС зависит от выбранных компоно-
вочной и конструктивной схем.
Расположение систем и механизмов
на станции осуществляется так, чтобы
обеспечивалось их нормальное функ-
ционирование и выполнялось требова-
ние минимального веса конструкции.
Таким образом, основными фактора-
ми, определяющими компоновочную и
конструктивную схемы АПС, являются:
—	требование минимальности веса и
размеров;
—	условия работы станции;
—	требования, предъявляемые к кон-
струкции со стороны всех систем стан-
ции;
—	способ доставки АПС на поверх-
ность планеты к месту проведения экс-
периментов.
Кроме того, учитываются:
—	простота изготовления;
—	удобство эксплуатации;
—	стоимость.
ГЛАВА 11
Требования
к конструкции
Конструкция АПС, как и любого КА,
должна иметь минимальные вес и раз-
меры, быть надежной, работать в усло-
виях космической среды, характеризу-
ющейся высоким вакуумом, радиацион-
ной и метеорной опасностью, выдержи-
вать линейные и вибрационные пере-
грузки на участке выведения на траек-
торию полета к планете. Помимо этого,
конструкция должна быть технологич-
ной и удобной в эксплуатации [1].
11.1.	Вес и размеры.
Для выведения станции на траекторию
полета к планете используется ракета-
носитель, обладающая определенной
энерговооруженностью. Важнейшее тре-
бование, предъявляемое к планетной
станции и ее конструкции,— минималь-
ные вес и размеры. Возможны следую-
щие пути снижения веса станции:
—	снижение веса всех ее элементов;
—	применение высокоэнергетического
топлива для коррекции траектории и
торможения при посадке;
—	выделение систем и аппаратуры,
обслуживающих станцию на траекто-
рии полета, в отдельные отсеки, сбрасы-
ваемые перед торможением станции;
—	создание такой компоновочной
схемы, при которой достигается мини-
мальная длина межблочных кабелей.
При анализе схем спуска станции на
планету в зависимости от характерис-
тик атмосферы в каждом конкретном
случае требуется находить оптималь-
ную схему спуска с учетом весовых за-
трат на аэродинамическое торможение
(теплозащита, силовая конструкция,
парашютная система), на торможение с
помощью ракетного двигателя (топли-
во, двигатель, система управления) и
на амортизацию удара при посадке
(конструкция посадочных устройств,
энергопоглотитель).
Уменьшение веса собственно конст-
рукции станции достигается:
—	правильным выбором силовой кон-
структивной схемы;
—	правильным назначением запаса
прочности;
—	применением легких и прочных ма-
териалов;
—	уменьшением размеров;
—	применением прогрессивной техно-
логии.
Уменьшение размеров станции дости-
гается выбором компактной схемы ком-
поновки, применением складных эле-
ментов конструкции (складные антен-
ны, солнечные батареи и т. д.).
Важным требованием, предъявляе-
мым к компоновочной схеме, является
также обеспечение заданной симметрии
масс (положения центра масс) относи-
тельно продольной оси двигательной
установки. Величина эксцентриситета
определяется допускаемым возмущени-
ем на систему управления.
11.2.	Надежность.
Надежность любой конструкции оцени-
вается вероятностью ее безотказной ра-
боты в течение заданного периода вре-
Требования к конструкции
159
мени. Надежность конструкции для
АПС играет особую роль в связи с не-
возможностью замены и ремонта ее эле-
ментов при работе.
Высокая надежность обеспечивается
комплексом мероприятий, проводимых
в процессе проектирования, изготовле-
ния и экспериментальной отработки, а
также при работе станции. Повышению
надежности способствуют: строгий учет
реальных условий; улучшение качества
производства; четкий контроль на всех
стадиях изготовления; испытание кон-
струкции в условиях, близких к реаль-
ным; уменьшение числа деталей конст-
рукции и дублирование наиболее важ-
ных механических систем аппарата (дуб-
лирование достигает максимального эф-
фекта, когда применяются дублирую-
щие механизмы, работающие по разным
принципиальным схемам).
11.3.	Работа в вакууме.
Космическое пространство, как извест-
но, характеризуется крайне низкими
давлением и плотностью вещества.
На высоте 10 000 км над поверхно-
стью Земли давление достигает около
10-13 мм рт. ст. и начиная с этого момента
мало изменяется (рис. 84). При таком
высоком разрежении теплопроводность
газа практически отсутствует, резко
увеличивается скорость испарения (суб-
лимации) материалов, изменяются ме-
ханические свойства материалов, уве-
личивается расход смазки, появляется
опасность холодного молекулярного
сваривания (когезии), увеличивается
трение и износ трущихся пар.
Температурные поля элементов кон-
струкции в космическом пространстве
характеризуются большими градиен-
тами, так как в вакууме отсутствует
выравнивание температуры за счет кон-
вективного теплообмена и теплопро-
водности окружающей атмосферы. Под-
вод тепла к элементам конструкции
в космическом пространстве осущест-
вляется за счет излучения Солнца,
Земли и планет, а также за счет тепло-
выделения от работающих приборов;
тепло отводится только излучением в
космическое пространство.
Общий баланс тепла в основном оп-
ределяется количеством тепла, которое
получает конструкция от Солнца и от
работающих приборов, и количеством
тепла, которое излучается конструкцией
в пространство.
Разность температур на освещенной
и теневой сторонах определяется тепло-
вым сопротивлением конструкции и мо-
Рис. 84. Зависимость давления атмосферы от высоты
жет достигать нескольких десятков гра-
дусов.
Наличие больших градиентов темпе-
ратуры приводит к термическим напря-
жениям и деформациям конструкции,
а также к заклиниванию вращающихся
пар при неравномерном расширении или
сжатии (под действием температуры)
охватываемой и охватывающей деталей.
Выравнивание температуры элементов
160
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
конструкции достигается применением
экрано-вакуумной изоляции, которой
закрывается почти вся конструкция, за
исключением поверхностей, которые
должны быть открыты (радиационные,
оптические и др.).
Скорость испарения (сублимации) не-
органических веществ с поверхности
тела в вакууме
W = ТЦ4 4’ 1г/(см2-сек)1>	(3.1)
ю-15
200	600	1000 1400 1800 2200 2600 3000
Г°К
Рис. 85. Зависимость давления паров металлов
от температуры
где р — давление насыщенных паров
при температуре Т, мм рт. ст.; М —
молекулярный вес; Т — температура,
°К.
Зависимость давления паров различ-
ных металлов от температуры показана
на рис. 85 [2]. Если давление паров
больше давления среды, сублимация
материала будет происходить со ско-
ростью, которая определяется уравне-
нием (3.1).
Уравнение для определения скорости
убывания толщины стенки материала
имеет вид
S — 1,85- 10е	j/"~р- [см* год-1], (3.2)
где р — плотность материала, г •см-3.
На рис. 86 представлена зависимость
скорости испарения различных метал-
лов от температуры [2]. Из графиков
видно, что испарение металлов, обычно
применяемых в конструкциях, до тем-
пературы 100—150° С незначительно.
Большинство пластмасс также имеет
незначительную скорость испарения.
Однако следует отметить, что скорость
испарения пластмасс зависит не только
от вида пластмассы, но и от технологии
ее изготовления (от наличия малых при-
месей в пластмассе). Не рекомендуется
применять пластмассы с большим со-
держанием пластификатора. Испарение
высоколетучих пластификаторов делает
материал особенно хрупким.
Испарение металлических сплавов
протекает по поверхности неравномер-
но. Сплавы не являются однородными
по своей структуре, а состоят из зерен.
В наибольшей степени испарение идет
по границе зерен, где наблюдается не-
упорядоченное расположение атомов и
большое число дефектов кристалличес-
кой решетки. В результате неравномер-
ного испарения металлов и сплавов по-
является микроскопическая шерохова-
тость поверхности и изменяются ее оп-
тические характеристики, что приводит
к нарушению теплового режима кон-
струкции.
Другой нежелательный фактор воз-
действия вакуума — осаждение испаря-
ющихся металла и органических красок
на более холодных частях конструкции,
в частности на диэлектриках и оптиче-
ских деталях, что приводит к измене-
нию электросопротивления и ухудшает
оптические свойства. Для устранения
Требования к конструкции
161
загрязнения оптических деталей необ-
ходимо подбирать практически неиспа-
ряющиеся краски либо добиваться, что-
бы оптические системы имели более вы-
сокую температуру, чем окружающая
их конструкция.
Сублимацию металлов можно значи-
тельно уменьшить, создав на их по-
верхности защитные покрытия (оксид-
ные, фосфатные), обладающие большей
стабильностью в вакууме, чем основные
металлы. На механические свойства ме-
таллов вакуум существенного влияния
не оказывает.
Одной из наиболее важных проблем
при работе механизмов в условиях глу-
бокого вакуума является трение и смаз-
ка. При длительном пребывании в усло-
виях глубокого вакуума поверхность
металла теряет адсорбированные газы и
окисные пленки, которые в наземных
условиях образуют своеобразный слой
смазки. Многие из жидких и твердых
смазок, применяемых обычно в назем-
ных условиях, для работы в вакууме
непригодны, так как они имеют высокое
давление паров и быстро испаряются.
Потеря смазки и отсутствие на трущих-
ся поверхностях посторонних веществ
приводят к увеличению коэффициента
трения и могут вызвать частичное или
полное холодное сваривание в местах
контакта за счет диффузии молекул од-
ного металла в другой. Холодное свари-
вание зависит от контактируемых мате-
риалов, времени контакта, приложен-
ного усилия и температуры. С увеличе-
нием времени контакта, усилия прижа-
тия и температуры когезия возрастает.
Непригодна для работы в вакууме гра-
фитовая смазка, так как при отсутствии
адсорбированной водяной пленки она
превращается из смазочного материала
в абразивный.
Повышенное трение в вакууме и коге-
зия приводят к быстрому износу пар
трения и повышенным нагрузкам на
привод. Для устранения вредного влия-
ния вакуума на работу механизмов
предложен ряд методов, основанных как
на конструктивных решениях, так и на
использовании твердых покрытий или
смазок с низким давлением паров и на
правильном выборе материалов тру-
щихся пар.
Один из радикальных конструктив-
ных способов — установка механизмов
в герметичном корпусе. Для перемеще-
ния деталей и агрегатов, установленных
снаружи автоматической станции,, при-
меняют приводы с герметичным уплот-
нением выходного вала при малых ско-
Рис. 86. Зависимость скорости испарения металлов
от температуры
ростях вращения. Недостаток этого ме-
тода состоит в повышенном износе уп-
лотнения и в увеличенном моменте тре-
ния на валу. Часто применяют приводы
с магнитной муфтой или волновыми
и магнитными редукторами, у которых
двигатель и быстроходная часть редук-
тора выполняются в герметичном кор-
пусе, а вращение на тихоходный вал
передается через герметичную стенку.
11 Автоматические планетные станции
162
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
На рис. 87 изображен привод с вол-
новым редуктором, предназначенный
для работы в космическом пространст-
ве [3]. На валу электродвигателя за-
креплен волновой генератор в виде
овального кулачка с промежуточными
телами качения (шариками). Гибкое
звено сложной формы служит для
уменьшения напряжений в зоне наи-
больших деформаций. В средней части
гибкое звено имеет наружные зубья,
находящиеся в зацеплении с зубьями
жесткого звена. Последнее выполнено
в виде двух свинчиваемых полуколец.
Область внутри гибкого звена герме-
тична и изолирована от окружающего
пространства. Вращение волнового ге-
нератора вызывает движение волны де-
формации гибкого звена по окружности.
При вращении генератора волн гибкое
звено остается неподвижным, а жесткое
вращается в ту же сторону. Передаточ-
ное число такой передачи
i — - Z>K__
гж — zr ’
где Zw и ZP — число зубьев жесткого и
гибкого звеньев соответственно.
Разность числа зубьев Zm — Zr вы-
бирается равной числу волн деформа-
ции п. Число волн деформации гибкого
звена может быть любым, начиная с
п = 1, однако целесообразно принимать
п = 2, 3, 4. При симметричных кулач-
ках с п > 2 реакции со стороны гибкого
звена замыкаются в теле кулачка и не
передаются на опоры. Вопросы теории,
расчета и конструирования волновых
зубчатых передач подробно рассмотре-
ны в [3]. Для механизмов, работающих
в вакууме, рекомендуется применять
бесконтактные электродвигатели и из-
мерительные датчики, а также под-
шипники качения вместо скольжения.
Один из интересных методов — при-
менение динамической герметизации,
которая заключается в том, что меха-
низм заключают в корпус, внутри ко-
торого размещается газящее вещество,
компенсирующее утечку газа из кор-
пуса через зазор между корпусом и вы-
ходным валом. На выходном валу для
увеличения сопротивления истечению
устанавливается лабиринтное уплот-
нение. Подбором газящего вещества
можно обеспечить давление в корпусе в
пределах от 1 до 10"4 мм рт. ст. При
таком давлении внутри корпуса можно
подобрать практически неиспаряющую-
ся смазку. Недостатком этого метода
следует считать трудность в подборе
газящего вещества. Для работы в космо-
се, по-видимому, целесообразно при-
менять привод с волновым редуктором,
у которого тихоходная часть герметизи-
руется по динамическому принципу.
Для уменьшения трения и устранения
сваривания в вакууме важное значе-
ние имеет подбор материалов пар тре-
ния. Хорошие результаты получаются
при использовании металлов в паре с не-
металлическими материалами. Такое со-
четание обеспечивает несвариваемость
контактирующих пар при повышенных
нагрузках. В условиях сухого трения
такие пары являются самосмазывающи-
мися. При перемещении металлической
детали по фторопласту-4 коэффициент
трения составляет 0,04. Недостаток
фторопласта-4 — невысокая радиацион-
ная стойкость.
Металлические трущиеся пары, рабо-
тающие в вакууме, покрывают тонким
слоем мягких металлов (серебро, золото,
кобальт и др.), который выполняет роль
твердой смазки. Недостаток этих по-
крытий состоит в их быстром износе.
Наиболее эффективный смазывающий
материал в вакууме — дисульфид мо-
либдена MoS2. Он применяется в каче-
стве твердого покрытия для металличес-
ких деталей, а также в качестве состав-
ного элемента вакуумных консистент-
ных смазок, приготовленных на основе
кремнийорганических смол. Некоторые
трущиеся металлические поверхности
рекомендуется покрывать оксидными
или фосфатными пленками и смазывать
вакуумной смазкой.
Требования к конструкции
163
11.4.	Работа в условиях радиационного
облучения и воздействия метеорных
частиц.
На станцию в космическом пространст-
ве действует электромагнитное излуче-
ние, состоящее из радиоволн, инфра-
красного излучения, видимого света,
ультрафиолетового излучения, рентге-
новских и у-лучей. В пределах Солнеч-
ной системы главный источник электро-
магнитных излучений — Солнце. Поми-
мо электромагнитного излучения, на
протонов, а-частиц и ядер. Вспышки
сопровождаются также резким усиле-
нием коротковолнового электромагнит-
ного излучения Солнца. Радиационные
пояса Земли состоят из электронов и
протонов высоких энергий.
Повреждающее действие на материа-
лы оказывает коротковолновое элект-
ромагнитное излучение — ультрафио-
летовое, рентгеновское и у-лучи, а так-
же корпускулярное излучение, обла-
дающее достаточной энергией. Радиа-
Рис. 87. Привод с волновым редуктором
станцию в космическом пространстве
действует также корпускулярное излу-
чение, состоящее из протонов, электро-
нов, а-частиц и ядер. Источники кор-
пускулярного излучения — космичес-
кие лучи, Солнце (солнечный ветер,
вспышки), радиационные пояса Земли.
При вспышках на Солнце генериру-
ются интенсивные потоки частиц высо-
кой энергии. Эти потоки состоят из
ционное повреждение проявляется в ио-
низации вещества, в смещении атомов в
кристаллической решетке и в эрозии
поверхности. Для металлов и полупро-
водников основным видом повреждения
следует считать смещение атомов, для
органических соединений (пластмасс,
смазок) — ионизацию вещества, для
стекла — оба этих вида повреждения.
Наиболее чувствительны к космичес-
кому излучению радиационные поверх-
ности, оптические детали, полупровод-
164
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
ники и фотоэлементы солнечных бата-
рей. Под действием ультрафиолетового
и корпускулярного излучений происхо-
дит изменение оптических коэффициен-
тов покрытий. Увеличивается поглоща-
тельная способность (коэффициент
неорганических и органических белых
покрытий радиаторов, а излучательная
способность (коэффициент е) практичес-
ки не изменяется. Для некоторых по-
крытий коэффициент As увеличивается
в два-три раза. Это приводит к серьез-
кол сводят к минимуму путем добавле-
ния к стеклу окиси церия, а также при-
менением кварцевых стекол с низким
содержанием примесей.
Ток солнечных батарей спадает под
воздействием радиационного облучения.
Так, при полете спутника в зоне радиа-
ционных поясов солнечные батареи,
состоящие из кремниевых фотоэлемен-
тов ср — «-переходом, полностью вы-
ходят из строя в течение двух-трех не-
дель. Для повышения срока жизни сол-
Угольные композиционные рези-
-----------сторы---------£----
Металлопленочные резисторы
Бумажные конденсаторы----
Майларовые конденсаторы
Керамические конденсаторы
"Сверхминиатюрные электронные
"Металлокерамические электрон -
___________н ы е _л а мп ы
Электрические лампы TIMM
'Обычные полупроводниковые
---------------Диоды________
Высокочастотные диоды
Туннельные диоды
"Кремниевые управляемые вы -
------------прямители---------¥///>
Низкочастотные транзисторы ////.
Высокочастотные транзисторы
Солнечные элементы_________
Кристаллы кварца
Магнитные материалы
Полиэтилен
Тефлон____________________
Слюда (со стеклянной связкой)
Фостерит
Окись алюминия______________
1
2
Доза облучения (по углероду), рад
109
tn15
виииииииишииь
1016	1017	1018	1019
при £>10 кэв , нейтрон- см~}
1020


Рис. 88. Сравнительная чувствительность к радиации
некоторых материалов и элементов электронных схем
1 — некоторое ухудшение характеристик;
2 — полный отказ
ным нарушениям теплового режима.
Керамические белые терморегулирую-
щие покрытия более стойки к облуче-
нию по сравнению с белыми органичес-
кими покрытиями.
Под действием облучения нарушается
прозрачность стекол иллюминаторов и
оптических приборов. Потемнение сте-
нечных батарей применяют оптические
прозрачные покрытия и вместо фото-
элементов ср — «-переходом — фото-
элементы с п — р-переходом, более
стойкие к облучению.
Существенного влияния на прочност-
ные характеристики металлов косми-
ческое излучение не оказывает. Под
действием облучения повышается проч-
ность металла, снижаются пластичность
и вязкость. Органические соединения
(пластмассы, масла и др.) менее стойки
Требования к конструкции
165
к облучению, чем металлы. Некоторые
из них теряют прочность, становятся
пористыми, хрупкими.
Повреждение материалов и полупро-
водников зависит от поглощенной ин-
тегральной дозы облучения, измеряемой
в радах (1 рад = 100 эра-г"1). При дозах
ниже допустимых повреждения мате-
риала не наступает. На рис. 88 приве-
дена сравнительная чувствительность к
радиации некоторых материалов и эле-
ментов электронных схем [4].
Доза космических лучей в период мак-
симума солнечной активности составля-
ет около 5 рад в год, внутренняя часть
радиационной зоны Земли — 6 рад в
час, величина дозы при мощных солнеч-
ных вспышках, средняя продолжитель-
ность которых составляет 180 мин, мо-
жет достигать 2-103 — 3*104 рад. Стан-
ция при полете к планете проходит через
радиационные пояса Земли на началь-
ном участке траектории примерно за
4 час, так что доза, получаемая конст-
рукцией и аппаратурой станции за это
время, незначительна. Для планетных
станций наиболее опасный источник из-
лучения — солнечные вспышки.
В космическом пространстве на кон-
струкцию станции воздействуют также
твердые метеорные частицы.
Максимальная их скорость на рас-
стоянии 1 а,е, от Солнца составляет
42 км/сек. Скорость соударения метеор-
ных частиц с космическим аппаратом
равна векторной разности гелиоцентри-
ческих скоростей аппарата и частицы.
Воздействие метеорной частицы на кон-
струкцию зависит от массы частицы и
скорости соударения. Воздействие час-
тиц массой менее 10'7 г сводится в
основном к эрозии оптических поверх-
ностей, солнечных батарей, отражаю-
щих поверхностей. Метеорные частицы
массой более 10"7 г могут привести к
пробою тонкостенных оболочек.
Проведенные вычисления показыва-
ют, что суммарная потеря вещества в
результате метеорной эрозии на боль-
ших удалениях от Земли составляет
Рис. 89. Зависимость вероятной частоты пробоя алю-
миниевой и железной стенок КА от толщины листа
менее 1 А в год, вблизи Земли на высоте
нескольких сотен километров она со-
ставляет около 200 А в год. Зависимость
вероятной частоты пробоя алюминие-
вой и железной стенок КА от толщины
листа приведена на рис. 89 [5]. Эти за-
висимости получены расчетным путем
на основании известных данных о ме-
теорных потоках и анализа механизма
пробоя в предположении, что толщина
пробиваемого листа в полтора раза
больше глубины кратера в полубес-
конечной толще материала.
Одним из способов защиты от метеор-
ных частиц, летящих со сверхзвуковы-
ми скоростями, является применение
двухстенной конструкции. В этом слу-
чае снаружи основной оболочки разме-
щается тонкий метеорный экран. На-
значение экрана состоит в дроблении
метеорных частиц на мелкие осколки.
Для обеспечения достаточно широкого
разлета осколков экран должен уста-
навливаться на некотором расстоянии
от основной оболочки. Наименьшая
масса т, которая в состоянии пробить
двойную стенку, равна [6]
т = 1,44С2 (£/С2)а тп252/7,	т^/р d > 1,
1,44 (л/6)1/з С2 й/С2)а mlfn2S* Тд
р2/зИ	_
77гх/р d < 1.
166
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
—	zr П1 -^2	1 -Ц
Здесь С2 = у р2 (1 +	(1 _ 2(а) — СК0‘
рость распространения звуковых волн в
материале задней стенки [7]; Е2—модуль
упругости материала задней стенки;
р2 — плотность материала задней стен-
ки; ц — коэффициент Пуассона; £ —
начальная скорость задней стенки под
точкой удара; (|/С2)а — допустимое от-
ношение скоростей для материала зад-
ней стенки, зависящее от относитель-
ного удлинения 6 при разрыве и отно-
шения E2lQy, где ау — предел текуче-
сти [для алюминиевых и магниевых
сплавов можно принять (£/С2)а =
= 0,075 н- 0,09, для титановых сплавов
ж 0,09]; т2 — массы единицы пло-
щади передней и задней стенок соответ-
ственно; S — расстояние между перед-
ней и задней стенками; V — нормаль-
ная составляющая скорости удара ме-
теора; р —- плотность метеора; d — диа-
метр метеора.
Полагая, что число метеоров, попа-
дающих в КА, подчиняется распределе-
нию Пуассона, можно определить ве-
роятность попадания п частиц, имею-
щих массу не меньше т граммов:
_ (ANt)n -ANt
Рп~п\	'
где р,г — вероятность попадания п ме-
теоров; А — площадь, бомбардируемая
метеорами; N = 1СГ14’33 тп"1»34 — сред-
нее количество метеоров массой т
граммов или более в окрестности Зем-
ли, встречаемых 1 м2 поверхности в
1 сек [8]; t — промежуток времени.
В заключение отметим, что метеорное
вещество в околосолнечном простран-
стве недостаточно изучено, поэтому на-
дежная оценка метеорной опасности
вызывает серьезные трудности. Недоста-
точно изучен в настоящее время и во-
прос о комплексном воздействии вакуу-
ма, температуры, радиационного облу-
чения и метеорных частиц на материалы
и элементы электросхем.
11.5. Действие линейных и вибрацион-
ных перегрузок.
На участке выведения на планетную
станцию действуют линейные продоль-
ные и боковые перегрузки и вибропере-
грузки. Линейные перегрузки на раке-
тах, применяемых для выведения КА,
невелики (вдоль продольной оси раке-
ты п 6, в боковом направлении п
3). Более серьезную опасность пред-
ставляют виброперегрузки, имеющие
сложный характер и действующие на
всем участке выведения. Они характе-
ризуются частотой и амплитудой и за-
висят от жесткости ракеты-носителя.
Обычно частота находится в диапазоне
5—3000 гц при п = 5-?-11,5, при этом
с увеличением частоты возрастает и пе-
регрузка.
Виброперегрузки не имеют преиму-
щественного направления, поэтому при
испытании конструкции на вибрацию
приходится проверять ее прочность в
трех взаимно перпендикулярных на-
правлениях. Чтобы конструкция была
вибропрочной, необходимо стремиться
делать ее замкнутой и не допускать
длинных консолей. При наличии в кон-
струкции перемещающихся масс, кото-
рые удерживаются проволочными чека-
ми необходимо проверять прочность
чеки при виброиспытаниях.
11.6. Специальные требования, предъяв-
ляемые к конструкции планетной
станции.
К конструкции планетной станции
предъявляется ряд требований, связан-
ных с обеспечением работоспособности
станции в условиях, имеющих место на
поверхности планет, и с обеспечением
доставки ее на поверхность. Основные
из них: обеспечение защиты станции
при спуске в атмосфере планеты, амор-
тизация удара при посадке или высадке,
ориентация станции на поверхности,
передвижение по поверхности, разме-
щение систем и аппаратуры.
ГЛАВА 12
Доставка
автоматических планетных
станций
на поверхность планет
12.1.	Способы доставки станций.
Возможны два способа доставки станции
на поверхность планеты. Первый спо-
соб — станция представляет собой само-
стоятельный аппарат или входит в со-
став аппарата, предназначенного для
полета около исследуемой планеты. В
этом случае она оборудуется для осу-
ществления перелета и спуска на пла-
нету. Второй способ доставки — стан-
ция входит в состав базового аппарата,
который совершает перелет и спуск на
поверхность планеты.
Рассмотрим возможные схемы достав-
ки станции по первому способу. Спуск
на планету может производиться с по-
падающей траектории или с орбиты
спутника планеты. Попадающая траек-
тория должна проходить через видимый
диск планеты на заданном расстоянии
от его центра. Пересечение траектории
с планетой в заданном районе обеспечи-
вается проведением коррекций траекто-
рии с помощью корректирующей двига-
тельной установки и систем ориентации
и управления. Если станция входит в
состав аппарата, предназначенного для
пролета около планеты, то она должна
быть отделена от него на некотором рас-
стоянии от планеты и с помощью своей
корректирующей двигательной установ-
ки переведена на попадающую в плане-
ту траекторию.
При спуске по схеме с использовани-
ем орбиты спутника планеты требуются
большие энергетические затраты. Одна-
ко спуск на планету с промежуточной
орбиты обладает тем преимуществом,
что расширяется возможность выбора
места посадки, а при спуске на планету,
имеющую атмосферу, снижаются пере-
грузки и тепловые нагрузки на стан-
цию из-за уменьшения угла входа в
атмосферу (см. § 12.2). Торможение
станции при спуске на планету, не име-
ющую атмосферы, осуществляется с по-
мощью ракетных двигателей.
В качестве примера рассмотрим схему
посадки станции на Луну. Для спуска
на Луну с попадающей траектории на
некотором расстоянии от поверхности
Луны происходит ориентация станции
таким образом, чтобы ее продольная
ось, вдоль которой размещены тормоз-
ные двигатели, совпала с вектором ско-
рости. С этого момента начинается
ориентированное снижение станции на
поверхность. Торможение для экономии
веса производится обычно при помощи
двух ступеней. Основное гашение ско-
рости осуществляется тормозной двига-
тельной установкой большой тяги. Она
включается по команде высотомера, а
выключается по сигналу интегратора при
достижении заданной скорости. После
прекращения работы тормозная двига-
тельная установка сбрасывается. Перед
выключением тормозной двигательной
установки включаются верньерные дви-
гатели малой тяги, с помощью которых
окончательно гасится скорость. Вернь-
ерные двигатели могут использоваться
и в качестве управляющих при рабо-
те тормозной двигательной установки.
168
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
Управление работой верньерных двига-
телей на последнем участке спуска с вы-
соты 2—5 км производится с помощью
доплерова измерителя скорости и ра-
диолокационного высотомера. На рас-
стоянии около 4 ж от поверхности вернь-
ерные двигатели выключаются, при
этом вертикальная скорость не превы-
шает 1,5 м/сек, а боковая 2 м/сек. С этой
высоты станция свободно падает на по-
поверхность. В момент выключения
верньерных двигателей станция ориен-
тируется таким образом, чтобы ее про-
дольная ось совпадала с нормалью к по-
верхности Луны. Изменение ориента-
ции станции за время свободного паде-
ния незначительно, так как возмущения
в момент выключения верньерных дви-
гателей малы. Скорость соударения с
поверхностью Луны не превышает
м/сек. Амортизация удара осущест-
вляется с помощью амортизационных
устройств, располагаемых на посадоч-
ных опорах.
Для спуска с промежуточной орбиты
спутника необходимо перевести стан-
цию на траекторию снижения. Для этого
производится ориентация тормозной
двигательной установки станции при-
мерно по вектору скорости, и в заданной
точке, определяемой из условия посадки
в выбранном районе, выдается тормоз-
ной импульс. Схема торможения и по-
садки станции аналогична рассмотрен-
ной выше при спуске с попадающей тра-
ектории.
При втором способе доставки АПС
садится на поверхность планеты в со-
ставе базового аппарата, а затем достав-
ляется к месту работы различными
средствами.
При обитаемом базовом аппарате ав-
томатическая станция может быть вы-
несена на поверхность космонавтом.
При автоматическом базовом аппарате
наиболее просто задача доставки стан-
ции к месту работы решается в том слу-
чае, если в составе базового аппарата
имеется транспортное средство для пе-
ревозки грузов по поверхности. Уста-
новка станции на транспортное средство
и выгрузка ее на поверхность в задан-
ном месте могут производиться спе-
циальным манипулятором. В обоих слу-
чаях (при установке станции на по-
верхности космонавтом или с помощью
манипулятора) конструкция станции
проста и к ней не предъявляются спе-
циальные требования по обеспечению
амортизации и ориентации ее на поверх-
ности (см. § 12.3 и 12.4).
Если станция снабжена собственны-
ми средствами передвижения, то она
может своим ходом пройти к месту ра-
боты. В этом случае станция съезжает с
базового аппарата по направляющим
или снимается манипулятором. Однако
доставка станции своим ходом в удален-
ный на несколько километров район по
труднопроходимой местности представ-
ляется весьма трудной задачей вследст-
вие больших энергетических затрат,
сложных требований к средствам пе-
редвижения и системе управления дви-
жением. По-видимому, на малые стан-
ции нецелесообразно возлагать задачу
доставки в район работы своим ходом.
Доставку станции на расстояние в
несколько метров и даже десятков мет-
ров от базового аппарата можно произ-
водить отбросом станции с помощью
пиротехнических средств.
На рис. 90 показана схема отброса
станции.
Дальность L отброса станции на
планете без атмосферы или с разрежен-
ной атмосферой, влиянием которой
можно пренебречь, определяется по
формуле
L = Vo cos aot,	(3.3)
где Vo — начальная скорость отброса
станции, а0 — угол отброса; t — время
полета станции до столкновения с по-
верхностью.
Выразив время t через начальную
скорость Уо, угол отброса а0, высоту
установки станции над поверхностью
hQ и ускорение силы тяжести на поверх-
Доставка АПС на поверхность планет
169
Рис. 90. Схема отброса станции
ности планеты gn, получим формулу
(3.3) в виде
т	о COS Oto / хт •	I
L ==--------- Уо sin a0 +
\
+ /у? sin2 a0 + 2gah0^.	(3 4)
Если k0 = 0, to
2V„ cos a0 sin cto
L =-----’	(3.5)
На рис. 91 приведена зависимость
дальности отброса L на Луне от угла
а0 для различных значений скорости
отброса при hQ = 1 м. Из графиков
видно, что для отброса станции на 40 м
необходимо отделить ее от базового ап-
парата со скоростью 8 м/сек. Скорость
соударения с поверхностью будет равна
8,4 м/сек. Для защиты станции потре-
буется надежная круговая амортиза-
ция, так как из-за возмущений при от-
бросе (эксцентриситет силы, разброс
сил толкателей, разброс силы рассты-
ковки штепсельных разъемов) нельзя
указать преимущественного направле-
ния удара станции о поверхность.
В труднодоступные районы планет
станция может сбрасываться с базового
аппарата перед посадкой его на поверх-
ность. Для сброса станции базовый ап-
парат должен снизиться до соответству-
ющей высоты, а затем, после сброса
станции, уйти в заданный район на по-
садку. Возможности такого маневра
ограничиваются запасом топлива. В не-
которых случаях может оказаться вы-
годным доставлять на планету платфор-
му с несколькими станциями, сбрасы-
ваемыми с небольшой высоты на поверх-
ность, при этом сама платформа может
и не иметь посадочных устройств.
Скорость соударения станции с по-
верхностью при сбросе с высоты h
определяется по формуле
УуД= /г: 4-7? 4-^ + 2^,	(3.6)
где VB и Уб — соответственно верти-
кальная и боковая скорости КА в точке
сброса; Ро — скорость отделения стан-
ции от базового аппарата.
Этот способ доставки характеризу-
ется большой скоростью соударения.
Так, на Луне при h = 50 м и Ув =
= Уб = Vq = 1 м/сек скорость Ууд ж
ж 12,8 м/сек.
При сбросе станции с базового аппа-
рата следует обращать внимание на
возмущение базового аппарата. Это воз-
мущение выражается в приобретении
аппаратом угловых скоростей и угловых
отклонений относительно осей, проходя-
щих через центр масс аппарата, за счет
эксцентриситета импульса на отделение
станции. Возмущения, получаемые ап-
паратом, должны парироваться управ-
ляющими моментами системы управле-
ния.
На рис. 92 показана схема скоростей
при отделении станции от базового
аппарата. Парирующий момент от ру-
левых сопел в процессе отделения не
170
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
учитывается, так как его влияние на
угловые скорости и угловые отклоне-
ния станции за время отделения мало
по сравнению с возмущающими мо-
ментами (рассматривается плоская кар-
тина отделения и предполагается, что
все силы лежат в одной плоскости или
в параллельных плоскостях).
Для определения соотношений между
скоростями, возникающими при отде-
лении, напишем уравнение момента ко-
личества движения системы базовый
Рис. 91. Зависимость дальности отброса L на Луне
от угла «с для различных значений скорости отброса
при До == 1
аппарат — станция относительно цент-
ра масс системы и уравнение работы,
совершаемой при отделении:
J 2<о2 — т2 V 2е2 — mrV = 0,
\^** /
_ mJ*	J2o>2
А~ 2	+	2 + 2 ’
где J2 — момент инерции базового ап-
парата относительно оси, проходящей
через его центр масс перпендикулярно
к плоскости чертежа; а>2—угловая ско-
рость базового аппарата относительно
той же оси; mi и — соответственно
массы станции и базового аппарата;
Vi и V2 — соответственно линейные
скорости станции и базового аппарата
после отделения; А — работа, совер-
шаемая при отделении станции; и
е2 — плечи действия импульсов.
Работа, совершаемая при отделении,
момент инерции, массы разделяемых
тел и плечи действия импульсов при
отделении обычно известны. Таким об-
разом, у нас имеются два уравнения с
тремя неизвестными Vi9 V2, (о2.
Для приближенного определения уг-
ловой скорости можно положить У2 =
= 0. Такое допущение возможно, если
масса станции значительно меньше мас-
сы базового аппарата. Для точного
определения угловой скорости со2 мож-
но воспользоваться численным интегри-
рованием. Уменьшить возмущение ба-
зового аппарата при отделении можно
за счет уменьшения плеч и е2, а при
наличии в составе базового аппарата
двух станций — за счет симметричного
и одновременного их отделения.
12.2.	Спуск на планету, имеющую ат-
мосферу, и требования к конструкции.
Наиболее экономичным (с точки зрения
весовых затрат) способом торможения
станции при посадке на планету, имею-
щую достаточно плотную атмосферу,
является аэродинамическое торможе-
ние. Уменьшение скорости станции при
торможении в атмосфере планеты осу-
ществляется до такого значения, при
котором возможно применение пара-
шютной или планирующей системы.
Скорость посадки при применении пара-
шютной системы составляет 8—10 м/сек.
Для планет с разреженной атмосфе-
рой, например для Марса, на последнем
участке вместо парашютной системы
может оказаться выгодным применять
тормозной ракетный двигатель.
Доставка АПС на поверхность планет
171
При движении в атмосфере станция
испытывает значительные перегрузки и
сильный нагрев поверхности. Перегруз-
ка станции
R
п —------,
mg
тяе Л = VQ* + У2 + Z2 — сила полно-
го аэродинамического сопротивления;
m — масса станции; g — ускорение си-
лы тяжести на поверхности Земли; Q,
Y, Z — соответственно сила лобового
сопротивления, подъемная сила и бо-
ковая сила. Знак «минус» показывает,
что сила полного аэродинамического
сопротивления направлена против ско-
рости.
В случае, когда на станцию действует
только сила лобового сопротивления,
а подъемная и боковая силы равны
нулю, спуск называется баллистиче-
ским. Если Y =f= 0 и Z =/= 0, то спуск
называется планирующим.
Если при баллистическом спуске при-
нять экспоненциальный закон измене-
ния плотности атмосферы, то макси-
мальную перегрузку можно прибли-
женно оценить по формуле
1 v sin евх тг2
wmax = л Та Увх,	(3.8)
где v — коэффициент распределения
плотности по высоте (р = р0 e“vh);
0ВХ — угол входа станции в атмосферу
(угол между вектором скорости и гори-
зонтальной плоскостью, проведенной
в точке входа); Увх — скорость станции
в точке входа (в точке пересечения тра-
ектории спуска с верхней границей
атмосферы); е — основание натуральных
логарифмов; р0 — плотность атмосферы
у поверхности (для Земли р0 =
= 1,393 кг-м'3; v = 1/7170 ле’1).
Максимальное значение перегрузки
достигается при скорости V =
= 0,605 Увх. Максимальная перегрузка
не должна превышать допустимую для
конструкции, приборов и механизмов
станции. Диапазон допустимых пере-
грузок для различных космических
Рис. 92. Схема скоростей при отделении станции
от базового аппарата
конструкций и приборов весьма широк.
Некоторые приборы выдерживают пере-
грузку несколько сотен единиц.
Энергия, рассеиваемая при снижении
станции в атмосфере, в конечном счете
превращается в тепло. Для предохране-
ния конструкции от перегрева применя-
ют специальную теплозащиту. Основ-
ным параметром, за счет которого мож-
но снизить перегрузку и нагрев, явля-
ется величина угла входа. При спуске с
орбиты спутника планеты величина
этого угла определяется исходной орби-
той, положением точки схода на ней,
вектором тяги и временем работы тор-
мозной двигательной установки. Угол
входа при спуске с орбиты спутника вы-
бирается в диапазоне 1—10°, так как от
величины этого угла зависит дальность
спуска. При спуске с попадающих тра-
екторий для обеспечения малых углов
входа необходимо обеспечить попадание
в узкий коридор на краю планеты, что
требует высокой точности коррекции
траектории и сопряжено с возмож-
ностью посадки станции на невидимой
с Земли стороне.
Скорость входа при спуске на плане-
ту с попадающих траекторий всегда
больше второй космической скорости
для данной планеты и зависит от вы-
бранной траектории и массы планеты.
Для Луны скорость входа в зависимо-
сти от выбранной траектории равна
2,55—3,3 км/сек, для Венеры И —
172
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
Рис. 93. Аппарат для спуска па Марс
12,5 км/сек, для Марса 6—8,2 км/сек.
При спуске с круговой орбиты спутни-
ка скорость входа несколько меньше
орбитальной. В табл. 9 приведены зна-
чения первой и второй космических ско-
ростей для некоторых планет и Луны.
Сила лобового сопротивления стан-
ции при спуске дается формулой
Q=cx^-S,
где сх — аэродинамический коэффи-
циент; р — плотность атмосферы;
V — скорость станции; S — площадь
миделева сечения станции. Чем больше
плотность атмосферы планеты, тем
меньшая требуется площадь миделева
сечения для обеспечения торможения.
Станция, предназначенная для спус-
ка в атмосфере Венеры, имеет компакт-
ную шаровую или цилиндрическую фор-
му со сферическими днищами. Для
спуска в атмосфере Марса необходимо
Таблица 9
Планета	Первая космиче- ская скорость (круговая), км/сек	Вторая кос- мическая ско- рость, км/сек
Меркурий	2,94	4,17
Вейера	7,23	10,78
Земля	7,91	11,19
Марс	3,6	5,09
Луна	1,68	2,33
развивать миделево сечение станции.
Увеличение миделева сечения дости-
гается увеличением лобового щита
(рис. 93 [9]) или раскрытием тормозных
щитков, что в ряде случаев более удоб-
но, так как такая конструкция в сло-
женном состоянии компактна и хорошо
размещается под головным обтекателем
ракеты-носителя.
12.3.	Амортизация удара при посадке
станции.
В момент посадки на поверхность стан-
ция может иметь как вертикальную, так
и горизонтальную составляющие ско-
рости, величины которых лежат в пре-
делах от нескольких единиц до не-
скольких десятков метров в секунду
в зависимости от способа доставки стан-
ции к месту работы.
Для защиты приборов и конструкции
от повреждения при ударе применяются
амортизационные устройства. Назна-
чение амортизационного устройства —
поглощение кинетической энергии стан-
ции за счет разрушения специальных
элементов конструкции, сжатия и исте-
чения газа или перетекания жидкости.
Амортизационные устройства должны
быть надежными, легкими и малога-
баритными.
В случае, если станция совершает
ориентированную посадку на поверх-
ность, амортизационное устройство
обычно располагается на ее опорах. На
рис. 94 показана примерная схема раз-
мещения амортизационного устройства
на опоре. При ударе о поверхность сна-
чала разрушается дисковый энергопо-
глотитель, менее прочный, чем цилинд-
рический энергопоглотитель, а затем
поршнем разрушается энергопоглоти-
тель в цилиндрической стойке. Диско-
вый энергопоглотитель применяется
для более равномерного нагружения
опоры.
В качестве разрушающихся элемен-
тов применяют соты из алюминиевого
или титанового сплава (рис. 95), может
использоваться также пенопласт, баль-
Доставка АПС на поверхность планет
173
зовое дерево. Расчет такого амортиза-
ционного устройства прост, оно имеет
малый вес и нечувствительно к изме-
нению скорости. Сотовые элементы
перед установкой в амортизационное
устройство должны быть предвари-
тельно обжаты для снятия начального
пика разрушающей нагрузки. Удельная
разрушающая нагрузка аразр (кГ/см2)
сотовых амортизаторов зависит от ма-
териала сот, толщины фольги и размера
ячеек.
б)	разрывные трубы или калибро-
ванные прутки; эти устройства хорошо
поглощают энергию, легки и не зави-
сят от скорости удара; для отработки
конструкции требуется большое число
испытаний;
в)	пневматические баллоны; это удоб-
ные и компактные амортизаторы; их
можно изготовлять из капроновой тка-
ни с внутренней резиновой оболочкой
или из прорезиненной ткани; для демп-
фирования удара в баллонах делают
Цилиндрический энергопоглотитель
Цилиндр стойки
Поршень стойки
Тарельчатая опора
Дисковый
энергопоглотитель
Рис. 94. Примерная схема размещения амортизацион-
ного устройства на опоре
В качестве амортизационных средств
применяются также:
а) металлорежущие стойки, в кото-
рых резцы проходят вдоль стержня,
прорезая продольные канавки; плав-
ное нарастание усилия обеспечивается
за счет уменьшения глубины резания
в начале хода; недостаток таких сто-
ек — трудность регулирования резцов;
отверстия, закрываемые диафрагмами;
при ударе о поверхность давление газа
внутри баллона повышается, при до-
стижении определенного давления диа-
фрагмы разрываются и газ стравли-
вается наружу; преимущества такого
амортизатора — простота хранения, лег-
кость раскрытия и большое поглоще-
ние энергии;
г)	амортизационные стойки с пнев-
матическими цилиндрами, жидким на-
полнением или с фрикционными уст-
174
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
ройствами; в пневматических цилинд-
рах находится сжатый газ, при ударе
о поверхность происходит разрыв диа-
фрагм, закрывающих выходные отвер-
стия, и при истечении газа осуществля-
ется амортизация; в стойках с жидким
наполнением поглощение энергии про-
исходит при проталкивании жидкости
через отверстия между поршнем и ци-
линдром, а в стойках с фрикционными
устройствами — вследствие действия
сил трения.
Рис. 95. Сотовый энергопоглотитель
В случае, если станция неориенти-
рована перед посадкой и, следователь-
но, может удариться о поверхность
любой стороной, для ее защиты следует
применять круговой амортизатор. Для
уменьшения веса такого амортизатора
необходимо, чтобы станция имела ми-
нимальную поверхность и не имела вы-
ступающих деталей. Наилучшим обра-
зом этому требованию удовлетворяет
сферическая поверхность. Компоновку
приборов для такой станции необхо-
димо делать очень плотной.
На рис. 96 показана схема станции
с круговым амортизатором. После по-
садки амортизатор сбрасывается. Пре-
имущество кругового амортизатора со-
стоит в том, что при такой защите нет
проблемы опрокидывания станции при
посадке. Посадка может быть осуще-
ствлена при больших боковых скоро-
стях и при наличии крупных неров-
ностей поверхности. Для кругового
амортизатора могут применяться баль-
зовое дерево, пенопласт, пневматиче-
ские баллоны.
Кинетическая энергия станции в мо-
мент соприкосновения с поверхностью
I-*?,
где т — масса станции; V — скорость
станции в момент соприкосновения
с поверхностью.
Изменение потенциальной энергии
станции за время торможения
П = GnAH щах»
где Gn — вес станции на планете;
Л#тах — максимальный ход аморти-
затора.
В нашем случае
АН щах = г —
где г — наружный радиус амортиза-
тора; Нтт — расстояние от центра
тяжести станции до поверхности в кон-
це торможения.
При прямом падении на поверхность
и допущении, что поверхность абсолют-
но твердая и конструкция абсолютно
жесткая, вся энергия станции погло-
щается за счет обжатия амортизатора.
Зависимость усилия обжатия аморти-
затора от его хода показана на рис. 97.
Штриховкой показана работа, затра-
ченная на обжатие. Она может быть
определена по формуле
А = /с/?тахЛ7/тах>
Доставка АПС на поверхность планет
175
где к — коэффициент заполнения диа-
граммы, равный отношению площади,
ограниченной кривой R = / (ДЯ), осью
ДЯ и прямой ДЯ = ДЯтах» к площади,
ограниченной осями Я, ДЯ и прямыми
= ДЯтах и Я = Ящах’» Я щах —
максимальная сила обжатия аморти-
затора. Коэффициент к зависит от изме-
нения площади контакта и изменения
удельной разрушающей нагрузки при
обжатии.
Приравняв энергию станции к работе
амортизационного устройства, найдем
выражение для максимальной силы
обжатия
_	Сп
Лтах “ 2А:ЛЯтах + ~ '	<3-9)
Величина Ятах лимитируется допуска-
емой при посадке максимальной пере-
грузкой
_ ^тах
™max — q »
где G — вес станции на Земле.
С учетом Выражения ДЛЯ Яшах можно
записать
Иглах = ”777-Т77-1-»	(3.10)
2/cgA#max /eg	'	7
где gn — ускорение силы тяжести на
планете; g— ускорение силы тяжести
на Земле.
Из формулы видно, что перегрузка
тем меньше, чем больше коэффициент к
и ход амортизатора ДЯтах-
В цилиндрических стойках в зави-
симости от применяемого амортизацион-
ного материала можно получить коэф-
фициент к, близкий к единице, так
как площадь поршня, сжимающего
амортизационный материал, постоянна,
а удельная разрушающая нагрузка из-
меняется незначительно.
При проектировании амортизатора
необходимо знать эффективность каж-
дого материала при обжатии, которая
оценивается коэффициентом К. Коэф-
фициент эффективности К для каждого
материала, в отличие от коэффициента
заполнения к, определяется при по-
стоянной площади контакта.
На рис. 98 показана эффективность
различных амортизационных материа-
лов по сравнению с идеальным амортиза-
тором [8].
Рис. 96. Схематическое изображение станции с круго-
вым амортизатором
Рис. 97. Зависимость усилия обжатия амортизатора
от его хода
176
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
?!
Пневматический цилиндр (А'=0,85)^деДьв3°в°д gg)
Идеальный
амортизатор (1)
j  / Пенопласт
• / / ’’Стирофоум”
•//	(0,68)
\!
Ц
г
Пневматический баллон
X	(0,‘58)
Алюминиевая и бумажная
сотовая конструкция (0,80)

Ход
Рис. 98. Эффективность различных амортизационных
материалов (эффективность для сотового наполни-
теля и бальзового дерева определялась по величине
нагрузки, прикладываемой параллельно оси ячеек)
12. 4. Ориентация станции на поверх-
ности.
АПС после ориентированной посадки
сохраняет вертикальное положение
с помощью опор, которые препятствуют
ее опрокидыванию. Точность верти-
кального положения на ровной поверх-
ности, лишенной крупных камней и
впадин, будет определяться наклоном
поверхности и неодинаковой величиной
поджатия амортизаторов из-за неод-
нородности грунта в месте посадки.
Отклонение от вертикального положе-
ния в этом случае может составлять
несколько градусов.
При неориентированной доставке
станции к месту работы она может быть
Рис. 99 Устойчивость тел различной геометрической
формы на горизонтальной плоскости
обращена к поверхности любой своей
стороной. Для развертывания солнеч-
ных батарей, выдвижения антенн и
аппаратуры с датчиками необходимо
предварительно ориентировать стан-
цию относительно поверхности в задан-
ном направлении.
Осуществить ориентацию относитель-
но вертикали на ровной твердой по-
верхности можно с помощью выбора гео-
метрической формы станции и соот-
ветствующего размещения центра тя-
жести. Рассмотрим устойчивость на го-
ризонтальной плоскости тел различной
геометрической формы (рис. 99). Сфе-
рическое тело 1 с центром тяжести
в центре шара не имеет преимущест-
венного направления ориентации —
любое его положение устойчиво. Такое
равновесие называется безразличным.
Цилиндрическое тело 2 имеет преиму-
щественное устойчивое положение: его
продольная ось всегда стремится за-
нять горизонтальное положение. От-
носительно этой оси любое положение
цилиндра устойчиво. Куб 3 имеет шесть
устойчивых положений, плоское тело
4 — два, тело яйцевидной формы 5 —
одно устойчивое положение. Какой бы
стороной такое тело ни упало, на ров-
ной твердой поверхности на него дейст-
вует восстанавливающий момент Мв
от силы веса, стремящийся вернуть его
в устойчивое положение (рис. 100):
Мв = G7,
где G—вес тела; I—плечо действия силы.
Доставка АПС на поверхность планет
177
В устойчивом положении восстанав-
ливающий момент равен нулю, так как
линия действия силы веса проходит
через точку опоры. Ориентацию, осу-
ществляемую за счет выбора геометри-
ческой формы станции и соответству-
ющего положения ее центра тяжести,
назовем пассивной. Недостаток пас-
сивной ориентации — зависимость ее
от качества поверхности. Если на по-
верхности имеются углубления, соиз-
меримые с размерами станции, или тре-
ние слишком велико, то ориентация
станции не обеспечивается. На рис.
101, а показано тело яйцевидной
формы, попавшее в углубление на по-
верхности. В этом случае восстанавли-
вающий момент отсутствует, так как
линия действия силы веса проходит
между точками опоры. Не обеспечи-
вается по этой же причине ориентация
такого тела и на мягком грунте (рис.
101, б). Следует отметить, что пассив-
ной ориентации «помогают» начальные
угловые возмущения станции, которые
она приобретает после отделения или
при амортизации удара.
Другим способом ориентации стан-
ции является ориентация ее с помощью
механических устройств; такую ориен-
тацию назовем активной. На рис. 102
показана схема подъема станции с по-
мощью опорных штанг. В начальном
положении штанги располагаются
вдоль корпуса станции и удержива-
ются пиротехнической чекой. После
расчековки штанга под действием при-
Рис. 100. Восстанавливающий момент, действующий
на тело яйцевидной формы
вода (электрического или пружинного)
поворачивается вокруг оси О±. Опи-
раясь концом о поверхность планеты,
штанга поворачивает станцию относи-
тельно точки О. Восстанавливающий
момент относительно точки О опреде-
ляется соотношением
Л/в = 7V 2^1	бг/з,	(3.11)
где N2 — реакция опоры; G — вес стан-
ции; и 13 — плечи сил.
Реакция опоры TV2 может быть най-
дена из условия равновесия опоры
(7?х и R2 — реакции в шарнире; мо-
ментом трения в шарнире пренебрегаем):
^Л2	= Л/п>
где F2 = N2f — сила трения; / — коэф-
Рис. 101. Яйцевидное тело на неровной (а)и мягкой (б)
поверхностях
12 Автоматические планетные станции
178
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
фициент трения; /2 и /4 — плечи сил;
Мп — момент привода. Отсюда
Мп
/V —
/V2“ /2+//4 ’
Подставив значение N2 в соотношение
(3.11), получим
М±
<312>
Мы рассмотрели пассивный и актив-
ный способы ориентации станции на
пользование пассивного и активного
способов ориентации схематически по-
казано на рис. 103.
Конструктивно станция выполнена из
двух частей, шарнирно связанных друг
с другом. В собранном виде она имеет
форму диска, который обладает двумя
устойчивыми положениями. После того
как станция займет на поверхности
одно из устойчивых положений, она
раскрывается под действием привода и
занимает рабочее положение. Для этой
Рис. 102. Схема подъема станции с помощью опорных
штанг
поверхности планеты. В реальных усло-
виях удобно использовать оба способа
совместно, так как в этом случае вы-
бором формы и положения центра тя-
жести обеспечивается одно из устой-
чивых положений на поверхности, а
затем производится ориентация станции
по вертикали с применением активных
средств ориентации. Совместное ис-
станции характерно то, что после рас-
крытия из любого устойчивого поло-
жения плоскость ее разъема всегда
обращена в сторону от поверхности.
Иногда требуется точная выставка
отдельных элементов станции (напри-
мер, антенн или научных приборов)
относительно вертикали с последую-
щим наведением их на Землю или Солн-
це. После грубой ориентации станции
осуществляется точная ориентация этих
элементов относительно корпуса стан-
Доставка АПС на поверхность планет
179
Рис. 103. Схема использования комбинированных
средств ориентации станции
ции с помощью силовых приводов.
Управление приводами при этом может
осуществляться по командам датчика
положения маятникового или оптико-
телевизионного типа.
12.5.	Передвижение станции по поверх-
ности.
Перед АПС может быть поставлена
задача перемещения для доставки науч-
ного оборудования на достаточно боль-
шое расстояние от базового аппарата,
а также с целью сбора информации на
значительном участке поверхности.
Здесь возникает важная проблема —-
выбор средства передвижения. Для
передвижения по поверхности Луны
предложены различные конструкции
колесных, гусеничных и шагающих
устройств. Краткий обзор некоторых
конструкций этих устройств приведен
в [10]. Средства передвижения должны
обеспечивать хорошую проходимость
(преодоление склонов, трещин, камен-
ных осыпей, сыпучих и непрочных грун-
тов), устойчивость станции при пре-
одолении склонов, минимальное потреб-
ление электроэнергии, большую ско-
рость и хорошую маневренность; они
должны иметь малые вес и габариты.
12.6.	Средства отделения.
Помимо механических связей, станция
имеет с базовым аппаратом также элек-
трические и высокочастотные связи,
необходимые для функционирования
станции на траектории полета и на по-
верхности планеты до ее отделения
от базового аппарата. При отделении
станции эти связи разрываются и ей
сообщается заданная скорость отделе-
ния. Для разрыва связей и сообщения
станции энергии при отделении могут
быть использованы различные аккуму-
ляторы энергии, способные высвобо-
дить ее в нужный момент времени.
В космической технике в качестве та-
ких аккумуляторов нашли применение
пиротехнические средства и пружинные
механизмы. Пиротехнические средства
надежны в работе, имеют высокую
удельную мощность, компактны, обла-
дают необходимым быстродействием,
легко включаются в работу, удобны
в эксплуатации.
Для крепления станции применяются
разрывные болты или пирозамки. Раз-
рывной болт состоит из полого корпуса
с шестигранной головкой под ключ на
одном конце и нарезной частью на дру-
гом. Внутри корпуса помещается заряд
взрывчатого вещества с инициирующим
веществом. Подрыв пироболта осущест-
вляется при пропускании электриче-
ского тока через мостик накаливания,
проходящий внутри инициирующего
вещества. Разрыв болта происходит
в месте стыка двух сопрягаемых дета-
лей.
Конструкции пирозамков могут быть
различными. Примерная конструкция
12*
180
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
одного из них показана на рис. 104. Пи-
розамок соединяет детали 8 и 9.
Затяжку соединения гайкой 6 произво-
дят моментным ключом, чтобы трение
между штоком 7 и шариками 10 не пре-
вышало допустимой величины. Пиро-
заряд размещается в патроне 7, кото-
рый ввертывается в казенник 2. Пи-
ропатроны изготовляют с различными
навесками пирозаряда. Вес навески
подбирают в зависимости от потреб-
ного усилия раскрытия пирозамка.
Рис. 104. Пиротехнический замок
1 — пиропатрон;
2 — казенник;
з — труба;
4 — поршень;
5 — чека;
6 — гайка;
7 — шток;
8 и 9 — соединяемые детали;
10 — шарик;
11 — гильза
Воспламенение пиропатрона происхо-
дит при пропускании тока через мостик
накаливания.
Для большей надежности рекомен-
дуется устанавливать два пиропатро-
на один против другого.
Под действием газов, образующихся
при воспламенении заряда, поршень 4,
давит на шток 7, который удерживается
в фиксированном положении чекой 5
и силой трения между штоком 7 и шари-
ками 10. После среза чеки шток пере-
мещается до упора в гильзу 11, при
этом освобождаются шарики 10. Под
действием конической поверхности А
в трубе 3 шарики выдавливаются
внутрь и замок раскрывается.
Для сообщения скорости при разде-
лении применяются пружинные толка-
тели и пиротолкатели. На рис. 105 пока-
зана конструкция пиротолкателя. При
подрыве пиропатронов 5 пороховые газы
давят на поршень 3. При достижении
определенного давления срезается чека
2 и поршень 3 начинает перемещать-
ся, разгоняя перед собой отделяемую
массу.
Определим работу, производимую
пиротолкателем. Сгорание пиросостава
в пиротолкателях происходит очень
быстро, за тысячные доли секунды.
Поэтому для простоты расчетов можно
принять, что за время сгорания пиро-
состава поршень не перемещается и сго-
рание происходит в постоянном объеме.
Тогда для порохового заряда макси-
мальное давление перед поршнем мож-
но определить по формуле
/А
Ртах —	>	(3.13)
где Ртах — максимальное давление
перед поршнем, кГ-см'2] f — сила по-
роха (работа, которую может произ-
вести 1 кГ пороха), кГ-см-кГ'1]
Д = (о/ГИо — плотность заряжания,
кГ-см'3-, со — вес навески пороха, кГ;
WQ — начальный объем камеры перед
поршнем, см3] а — ковалюм газа
(объем, занимаемый 1 кГ газа при пол-
ном его сжатии), см^кГ'1.
Однако для пиропатронов приведен-
ной формулой не пользуются. Для них
в зависимости от навески пиросостава
даются максимальное давление и объем
Доставка АПС на поверхность планет
181
бомбочки, в котором развивается это
давление. Пренебрегая тепловыми поте-
рями и учитывая малую плотность за-
ряжания, применяемую в пиротолка-
телях, можно определить максимальное
давление перед поршнем по формуле
Жб
Ртах — Ртах б »	(3.14)
где ртах б — максимальное давление,
развиваемое в бомбочке; ТРб — объем
бомбочки.
При движении поршня по трубе
пиротолкателя происходит расширение
газа. Давление перед поршнем при этом
определяется из уравнения адиабаты
р(у — а)* = pmax (»о — а)к,
откуда
I vn — а V
Р - Ртах ю_а )
(3.15)
где vQ = WQ/(j) — удельный начальный
объем газа; v = (РИ0 + Sl)/a> — теку-
щий удельный объем газа; к = 1,25 —
показатель адиабаты; S — площадь
поршня; I — ход поршня.
Введем обозначение
где 1г — приведенная длина камеры,
см.
Выразим удельный свободный объем
газа v — а через приведенную длину
камеры и ход поршня:
Рис. 105. Пиротехнический толкатель
1 — отделяемая масса;
2 — чека;
3 — поршень;
4 — труба;
5 — пиропатрон;
6 — базовый аппарат
Жо + SI	S /7	, 7Ч
v — а =----------------а = — (11 + Z). /о
со	со ' 1 1 7	(3.17)
Подставив выражения (3.16) и (3.17)
в уравнение (3.15), получим зависи-
мость давления перед поршнем от хода
поршня:
Р — Ртах
/ 11 У
\h + l) '
(3.18)
На рис. 106 представлена кривая из-
менения силы, которая действует на
поршень, в зависимости от хода пор-
шня.
Работа, производимая пиротолкате-
лем, изображается заштрихованной пло-
щадью (последействием газа мы здесь
182
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
Рис. 106. Зависимость изменения силы, действующей
на поршень, от его хода (1К соответствует моменту
выхода поршня из трубы)
пренебрегаем) и численно равна инте-
гралу
(3.19)
При центральном разделении двух
тел работа толкателя будет равна ки-
нетической энергии отделившихся тел
mivi ।	т272
2’2
(3.20)
Для определения скоростей и У2
воспользуемся уравнением сохранения
импульса
т1У1 = т2У2.	(3.21)
Если второе тело неподвижно, что
может иметь место при испытаниях на
Земле, то вся работа затрачивается
на разгон одного тела и формула (3.20)
принимает вид
А = -у .	(3.22)
Следует отметить, что в действитель-
ности работа пиротолкателя будет
меньше вычисленной по формуле (3.19)
за счет потерь на нагрев пиротолкателя
и элементов его крепления. Тепловые
потери будут различными в зависимости
от конструкции пиротолкателей. По-
этому для каждой новой конструкции
величина работы, совершаемой пиро-
толкателем, должна окончательно опре-
деляться при их экспериментальной
отработке.
Для разрыва электрических и высо-
кочастотных связей применяют отрыв-
ные штепсельные разъемы и пироножи
Рис. 107. Пиротехнический нож
1 — пиропатрон;	4 — кабель;
2 — труба с казенником; 5 — чека
3 — поршень с ножом;
для разрезки кабелей. Отрывной разъем
устанавливается таким образом, что
одна часть его крепится на отделяемой
станции, а ответная — на базовом
аппарате. При отделении станции про-
исходит расстыковка разъемов. Этот
способ разрыва связей имеет тот недо-
Доставка АПС на поверхность планет
183
Рис. 108. Установка периферийных толкателей
1 — пирозамок с толка- 4 — пиропатрон;
телем;	5 — базовый аппарат;
2 — подводящая трубка; 6 — станция;
з — коллектор;	7 — ресивер
статок, что усилие, необходимое для
расстыковки разъемов, колеблется
в широких пределах из-за непостоян-
ства сил трения между штырьками и
гнездами разъема. Это приводит
к большим возмущениям станции при
отделении. Для устранения этого явле-
ния применяют пироножи, разрезаю-
щие кабели перед разделением.
Пиронож (рис. 107), как и толкатель,
представляет собой трубу с казенником,
в который ввертываются пиропатроны;
внутри трубы движется поршень с но-
жом на конце. При воспламенении пи-
ропатронов нож ударяет по кабелю и
перерезает его.
Выше были рассмотрены конструк-
ции пирозамков, толкателей и пироно-
жей. В некоторых случаях для эко-
номии веса и места часто объединяют
в единую конструкцию замок с пиро-
толкателем, а иногда и с пироножом.
Тогда операции по разделению произ-
водятся в следующей последователь-
ности: 1) разрезка кабелей; 2) раскры-
тие замка; 3) отделение станции от
базового аппарата.
Пиротолкатель желательно распола-
гать так, чтобы его продольная ось
проходила через центр масс станции и
базового аппарата. В этом случае стан-
ция и аппарат не получают угловых
возмущений при разделении, что устра-
няет возможность их соударения после
разделения. Из конструктивных сообра-
жений не всегда удается ограничиться
одним центральным толкателем, тогда
устанавливают несколько периферий-
ных пирозамков с толкателями. Для
уменьшения возмущений пиротолкатели
устанавливают симметрично относи-
тельно центра масс и объединяют их
общим коллектором с ресиверами
(рис. 108), в которые ввертываются
пиропатроны. Коллектор обеспечивает
одновременное срабатывание пиротол-
кателей.
Допускается устанавливать перифе-
рийные пирозамки без общего коллек-
тора со своими пиропатронами на каж-
дом замке, но при этом электрическая
цепь должна обеспечивать подачу на-
пряжения на все пирозамки одновре-
менно. Для исключения случайных на-
водок необходимо экранировать все
провода, подводящие ток к пиропатро-
нам; электрическую цепь делают двух-
проводной. После установки пиропат-
ронов в систему отделения проверяют
целостность мостиков накаливания
в пиропатронах, пропуская через них
слабый ток, недостаточный для воспла-
менения пиросостава.
12.7.	Материалы.
При выборе материала для конструк-
ции следует учитывать его механиче-
ские и физические свойства, стойкость
184
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
Рис. 109. Зависимость отношения (Гв/у от темпера-
туры
1 — легированная высокопрочная сталь;
2 — титановый сплав;
3 — алюминиевый сплав;
4 — нержавеющая сталь
в условиях космического пространства
и на поверхности планет, а также его
обрабатываемость. Но главное требо-
вание состоит в том, чтобы материал
обеспечивал наименьший вес конструк-
ции при заданных прочности и жест-
кости. Основные критерии выгодности
материалов: удельная прочность (от-
ношение временного сопротивления
к удельному весу о'в/у) и удельная
жесткость (отношение модуля упруго-
сти к удельному весу Е/у). На рис. 109
и НО приведены зависимости отноше-
ний сгв/у и Е/у от температуры для не-
которых материалов [1].
Рис. 110. Зависимость отношения Е у от температуры
(обозначения те же, что на рис. 109)
0	100 200 300 400 500	600	700 t*C
Наиболее распространенными мате-
риалами для используемых в косми-
ческом пространстве конструкций явля-
ются алюминиевые и магниевые сплавы.
Из них изготовляют корпуса, рамы,
переходные фермы. Из алюминиевой
фольги делают сотовые элементы для
амортизаторов. Алюминиевые сплавы
характеризуются малым удельным ве-
сом, высокой технологической пластич-
ностью, хорошей коррозионной стой-
костью, высокими тепло- и электропро-
водностями и хорошо обрабатываются
резанием. Магниевые сплавы обладают
малым удельным весом, относительно
высокими механическими свойствами,
отличной способностью противостоять
ударным нагрузкам и вибрационным
колебаниям, химической стойкостью
против щелочей, керосина, бензина и
некоторых масел и хорошо обрабаты-
ваются резанием. Однако по коррози-
онной стойкости в атмосфере магние-
вые сплавы уступают алюминиевым,
так как образующаяся в атмосферных
условиях на их поверхности окисная
пленка MgO (в отличие от пленки
А12О3) рыхлая, пористая и непрочная,
а поэтому плохо предохраняет основной
металл от дальнейшего окисления.
Защита от коррозии деталей и изделий
из магниевого сплава производится
оксидированием и нанесением лакокра-
сочных покрытий. При такой защите
они могут длительное время работать
в атмосферных условиях.
Чаще всего применяют алюминиевые
деформируемые сплавы марок АМГ3,
АМГ6, Д16, В95 и магниевые деформи-
руемые сплавы марок МА2 и МА2-1.
Алюминиевые сплавы АМгЗ, АМгб на
основе системы А1—Mg обладают высо-
кой коррозионной стойкостью, повы-
шенной пластичностью, хорошо штам-
пуются и свариваются. Сплав АМГ6
по прочности заметно превосходит дру-
гие сплавы этой системы, что обуслов-
лено повышенным содержанием в нем
магния и присутствием титана. Сплав
хорошо обрабатывается резанием и
Доставка АПС на поверхность планет
185
хорошо сваривается аргоно-дуговой и
контактной сварками. Прочность со-
единений, выполненных аргоно-дуговой
сваркой, составляет 90—97% от проч-
ности основного металла. Сплав АМГ 3
хорошо сваривается всеми видами
сварки и удовлетворительно обрабаты-
вается резанием. Сплавы АМгЗ и
АМГ6, не упрочняемые термической
обработкой, применяются в отожжен-
ном, полунагартованном и нагарто-
ванном состояниях для средне нагру-
жаемых конструкций.
Алюминиевые сплавы Д16 и В95,
упрочняемые термической обработкой,
обладают повышенной прочностью и
хорошо обрабатываются резанием, но
имеют пониженную коррозионную стой-
кость. Эти сплавы хорошо свариваются
точечной сваркой и неудовлетворитель-
но — газовой. Сплав В95 имеет повы-
шенную чувствительность к надрезу.
Сплавы Д16 и В95 применяют в кон-
струкциях повышенной прочности, для
изготовления обшивки, стрингеров,
шпангоутов, силовых клепаных карка-
сов и ферм. Для сильно нагружаемых
деталей сплав Д16 заменяется сплавом
В95.
Магниевый сплав МА2 обладает по-
вышенной пластичностью, удовлетвори-
тельными коррозионной стойкостью и
свариваемостью. Термической обработ-
кой не упрочняется. Сплав МА2 при-
меняется для изготовления средне на-
гружаемых кованых и штампованных
деталей сложной формы, работающих
длительное время при температурах
до 150° С.
Сплав МА2-1 обладает значительными
прочностью и пластичностью при 20° С,
что обусловлено повышенным содержа-
нием в нем алюминия и цинка по срав-
нению с другими магниевыми сплавами
системы Mg—Al—Zn. В отличие от
других сплавов этой системы, сплав
МА2-1 хорошо сваривается; прочность
соединений, выполненных аргоно-ду-
говой сваркой, составляет 98—100%
от прочности основного металла. Корро-
Рис. 111. Конструкция теплозащиты отсека экипажа
КА «Аполлон»
1 — теплозащитный абляционный материал;
2 — переходный слой;
3 — внешняя оболочка сотовой конструкции из не-
ржавеющей стали;
4 — изоляция из стекловолокна;
5 — внутренняя оболочка сотовой конструкции из
алюминиевого сплава
зионная стойкость его при лакокрасоч-
ной защите вполне удовлетворительная.
Сплав МА2-1 термически не упрочня-
ется, его поставляют в отожженном и
горячекатанном состоянии во всех ви-
дах полуфабрикатов. Сплав МА2-1
применяется для сварных конструкций,
длительно работающих при температу-
рах до 150° С.
При соединении деталей из магние-
вых сплавов с деталями из других ма-
териалов следует учитывать высокий
коэффициент термического расширения
магниевых сплавов, а также возмож-
ность возникновения контактной кор-
розии и агрессивности неметалличе-
ских материалов к магнию. Детали из
магниевых сплавов при хранении и
транспортировке необходимо защищать
от коррозии оксидированием или смаз-
кой. В настоящее время ведутся рабо-
ты над созданием новых алюминиевых и
магниевых сплавов, обладающих повы-
шенной прочностью и теплостой-
костью.
Для изготовления деталей, работа-
ющих при больших нагрузках в широ-
ком температурном интервале, приме-
186
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
няют титановые сплавы. Из титановых
сплавов изготовляют пирозамки, пиро-
толкатели, переходные фермы, шар-
баллоны для хранения газа, сотовые
элементы для амортизаторов.
Из титановых сплавов наиболее рас-
пространены ОТ4, ВТ4, ВТ5, ВТ14.
Они обладают коррозионной стойко-
стью, хорошо штампуются в горячем
состоянии, удовлетворительно обраба-
тываются резанием. Все эти сплавы
удовлетворительно свариваются арго-
но-дуговой сваркой; прочность свар-
ного соединения составляет около 90%
от прочности основного металла. Тита-
новые сплавы имеют повышенное теп-
ловое сопротивление, поэтому часто из
них изготовляют детали, являющиеся
одновременно силовыми элементами и
тепловыми мостами в конструкции.
Легированные стали находят приме-
нение в основном для изготовления пру-
жин, крепежных деталей, ленточных
антенн, замков и т. д. Известны случаи
изготовления из стали силовых ферм.
Широкое применение в космической
технике находят неметаллические ма-
териалы. Для изготовления антенн и
теплозащитной изоляции применяют
пенопласты, текстолиты, асботекстоли-
ты, стеклоткани.
С целью поддержания необходимого
теплового режима КА его, как уже ука-
зывалось, покрывают снаружи экрано-
вакуумной изоляцией, которая состоит
из ряда экранов, выполненных из ме-
таллизированной полиэтилентерефта-
латной пленки или алюминиевой фоль-
ги. Между экранами прокладывается
стекловуаль или стеклохолст.
Для изготовления деталей широко
применяют прочный пресс-материал
АГ-4.
В настоящее время разработаны кон-
струкционные стеклопластики, име-
ющие временное сопротивление пв =
= 70-?-90 кГ/см2. Обладая высокой
удельной прочностью, стеклопластики
имеют низкую теплопроводность, по-
этому являются одновременно кон-
струкционными и теплоизоляционными
материалами. В течение небольшого
промежутка времени (до 60 сек) они
удовлетворительно работают при тем-
пературах потока 1300—1700° С.
Для склеивания пластмасс между
собой, а также с металлами применя-
ют фенолоформальдегидные клеи и клеи
на основе эпоксидных смол.
В качестве оптических материалов
используется кварц и оптическое стек-
ло марок К8, К19, БК10, ЛФ5, БФ7
и др. Для увеличения светопропуска-
ния и повышения контрастности изо-
бражения применяется просветление
оптических деталей, достигаемое путем
нанесения однослойных или многослой-
ных покрытий. В зеркальных и зер-
кально-линзовых системах применя-
ются отражающие покрытия, коэффи-
циент отражения которых зависит от
длины волны падающего излучения.
В качестве таких покрытий применя-
ются серебрение с защитой окисью
алюминия, серебрение с защитой медью
и лаком, алюминирование с защитой
одноокисью кремния и др.
Для тепловой защиты станции при
спуске ее в атмосфере применяются
абляционные материалы. Эти материа-
лы сублимируют при разогреве их на-
бегающим потоком, в результате чего
осуществляется отбор тепла от стан-
ции при спуске.
В качестве примера рассмотрим кон-
струкцию теплозащиты отсека экипажа
КА «Аполлон» (рис. 111) [И]. Отсек
экипажа состоит из двух отдельных
конструкционных оболочек. Оболочка
термоконтейнера, служащего помеще-
нием для экипажа, имеет сотовую кон-
струкцию из алюминиевого сплава. Она
заключена во внешнюю оболочку со-
товой конструкции, изготовляемую из
нержавеющей стали. Эта оболочка
является силовым несущим элементом
теплозащиты. Внешняя оболочка при-
крепляется к внутренней с помощью
стрингеров из стеклотекстолита, ко-
торые одновременно обеспечивают теп-
Доставка АПС на поверхность планет
187
ловую изоляцию внутренней конструк-
ции. Дополнительная изоляция обес-
печивается прокладкой стекловолокна
между оболочками. Наружная поверх-
ность оболочки из нержавеющей стали
покрывается теплозащитным абля-
ционным материалом малой плотности,
который представляет собой феноло-
эпоксидную новолачную смолу. Смола
заливается в открытую с одной стороны
сотовую конструкцию из фенольного
нейлона; эта конструкция прикрепля-
ется к оболочке из нержавеющей стали
с помощью высокотемпературного фе-
нольного связующего.
12.8.	Испытания конструкции.
Испытания являются важнейшим эта-
пом в подготовке АПС к работе. При
испытаниях уточняются параметры
конструкции и выявляются слабые
места и ошибки, имевшие место при
проектировании и изготовлении. Экс-
периментальное исследование конструк-
ции проводится как на стадии проекти-
рования, так и в период изготовления,
а иногда и при летной отработке.
При испытаниях КА должны по
возможности точно воспроизводиться
внешние условия, действующие на него
во время эксплуатации. Все детали и
рабочие вещества, применяемые в ме-
ханизмах и агрегатах, должны точно
соответствовать чертежам, произволь-
ные замены их на стадии испытаний не
допускаются.
Станция испытывается: на надеж-
ность работы отдельных механизмов и
агрегатов; на прочность силовой кон-
струкции; на прочность и работоспо-
собность посадочных устройств; на гер-
метичность; на тепло и холод.
Все механизмы и агрегаты проходят
контрольно-доводочные испытания, при
которых проверяется надежность ра-
боты после воздействия виброперегру-
зок, в условиях вакуума и в заданном
диапазоне температур. Механизмы, при
изготовлении которых применяется
сложная технология, подвергаются,
помимо контрольно-доводочных, выбо-
рочным испытаниям.
В целях экономии времени и средств
испытания силовой конструкции на
прочность, испытания по отработке
систем отделения и посадочных уст-
ройств, а также тепловые испытания
проводятся на макетах, выполняемых,
как правило, в масштабе 1:1.
Прочностные испытания проводятся
для определения фактической прочности
и жесткости элементов конструкции и
включают в себя испытания на стати-
ческую и динамическую нагрузки. Ос-
новная трудность при этих испытаниях
состоит в необходимости достаточно
точной имитации действительной схе-
мы нагружения и действительных усло-
вий работы конструкции.
При испытаниях посадочных уст-
ройств проверяется устойчивость стан-
ции при посадке, работоспособность
амортизационных устройств, прочность
конструкции и определяются перегруз-
ки, действующие на станцию при
посадке, в трех взаимно перпендикуляр-
ных направлениях. При этих испыта-
ниях необходимо имитировать участок
поверхности, на который предполага-
ется произвести посадку.
Тепловые испытания проводятся для
проверки заданного теплового режима.
Тепловой макет включает корпус стан-
ции с установленными на нем прибо-
рами или их тепловыми эквивалентами
и элементами терморегулирования (ра-
диатором, жалюзи и т. д.). Весь макет
помещается в термобарокамеру, в кото-
рой имитируются условия теплообмена
в космосе и на поверхности планеты.
Опытные образцы изготовляются по
чертежам летного образца. Механиче-
ски и электрически они идентичны лет-
ному образцу, но испытываются при
больших нагрузках и на полный ресурс
работы, поэтому после испытаний они
непригодны для использования в по-
лете. На опытных образцах имитиру-
ется вся работа станции при условиях,
максимально приближенных к летным.
ГЛАВА 13
Конструирование
радиоэлектронного оборудования
автоматических планетных
станций
13.1.	Размещение радиоэлектронной ап-
паратуры и некоторые вопросы ее кон-
струирования.
Конструкция радиоэлектронной аппа-
ратуры (РЭА) зависит от назначения
АПС, ее объема, формы и способа до-
ставки в район действия. Помимо это-
го, конструкция РЭА зависит от слож-
ности схемы, т. е. от числа каскадов и
элементов, принципа действия, диапа-
зона частот, мощности передатчика,
антенн и методов проведения научных
экспериментов. Конструкция РЭА,
в свою очередь, оказывает влияние на
форму отсека, несущую раму и от-
дельные узлы АПС. В настоящее вре-
мя находит широкое применение ком-
плексное проектирование «объект +
+ РЭА», позволяющее выбирать оп-
тимальный вариант АПС.
Размещение РЭА в объекте является
самостоятельной областью конструиро-
вания. От того, насколько правильно
расположены приборы и блоки в отве-
денном объеме заданной формы, в зна-
чительной степени зависят качествен-
ные показатели работы радиотехниче-
ской системы и станции в целом.
При компоновке приборов должны
решаться следующие задачи:
—	обеспечение тепловых режимов
приборов, блоков и отдельных элемен-
тов;
—	точность установки приборов;
—	учет электромагнитной совмести-
мости;
—	защита^от воздействия радиации;
—	выбор линий соединений, т. е.
длины кабелей и проводов;
— защита от вибраций и ударной
нагрузки.
Для удобства монтажа приборов или
отдельных узлов при компоновке дол-
жен обеспечиваться хороший доступ
к каждому прибору. Важным требо-
ванием, предъявляемым к компоновке
РЭА, является обеспечение заданного
положения центра тяжести и обеспече-
ние высокой надежности. Положение
центра тяжести влияет на стабилиза-
цию станции при работе корректирую-
щей и тормозной двигательных уста-
новок, стабилизацию при спуске в атмо-
сфере, устойчивость станции при по-
садке, а также на ориентацию ее на
поверхности.
Для датчиков ориентации и оптиче-
ских приборов, помимо перечисленных
задач, требуется обеспечить необхо-
димый обзор — попадание элементов
конструкции в поле зрения не допус-
кается (если это не предусматривается
специально).
Научная аппаратура может разме-
щаться в герметичном отсеке или вне
его. В герметичном отсеке создается
микроклимат: поддерживаются задан-
ное давление, состав газа и определен-
ный диапазон температур. Герметичный
отсек обычно выполняется в виде двух
полуоболочек с фланцами. Между флан-
цами устанавливается герметизирующая
резиновая прокладка (рис. 112). Обе по-
луоболочки по фланцам стягиваются
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
189
болтами. На полуоболочках крепятся
герметичные высокочастотные и низко-
частотные вводы. Приборы внутри гер-
моотсека располагаются на раме, ко-
торая монтируется на фланце одной из
полуоболочек. Некоторые приборы мо-
гут ус’х'ъ. вливаться непосредственно
на полуоболочках, для чего в вва-
риваются специальные бобышки и
фланцы.
Создание герметизации в условиях
глубокого вакуума — сложный тех-
нический вопрос. Оптимальная компо-
новка приборов в гермоотсеке затруд-
нена.
В настоящее время имеются элементы,
узлы и аппаратура, способные рабо-
тать в космическом вакууме, но в опре-
деленном интервале температур. В слу-
чае негерметичного исполнения при-
борного отсека станции наиболее тепло-
выделяющие приборы необходимо ус-
танавливать на перкЧуии отсека. В
этом случае для снятия тепл одну из
стенок, которая обращена в сторону от
станции, целесообразно делать радиато-
ром.
Для исключения влияния тепловыде-
ления одного прибора на другие необ-
ходимо остальные стенки прибора за-
крывать экрано-вакуумной изоляцией.
Негерметичные конструкции более тех-
нологичны и позволяют выбрать лучшие
варианты размещения электронной ап-
паратуры и датчиков. Негерметичные
отсеки позволяют уменьшить габариты
и вес АПС. Поэтому преимущества оста-
ются на стороне негерметичных отсе-
ков, хотя еще не решен ряд вопросов
по обеспечению работы некоторых радио-
элементов, узлов и приборов в глубоком
вакууме или в необычной среде, при-
мером которой может служить атмосфе-
ра Венеры.
При разработке АПС, как уже упо-
миналось, одним из сложных вопросов
следует считать обеспечение нормаль-
ных тепловых режимов аппаратуры.
Так, например, при расположении
аппаратуры на поверхности Луны, где
нет атмосферы, конвективная остав-
ляющая при теплообмене полностью
отсутствует. Следовательно, в. этом
случае теплообмен между элементами
приборов и корпусом станции осущест-
вляется теплопроводностью и излуче-
нием, что требует применения конструк-
ционных материалов с хорошей тепло-
проводностью, а также выбора соот-
ветствующих оптических коэффициен-
тов поверхностей. Испарение к сериа-
лов в вакууме представляет менее эж-
1 — верхняя полуоболочка;
2 — герметизирующая прокладка;
3 — нижняя полуоболочка;
4 — ап: аратура
Рис. 112. Схематическое изображение герметичного
отсека
ную проблему, так как большинство
материалов применяется при темпера-
турах значительно ниже тех, при ко-
торых начинается их заметное испаре-
ние.
Значительную часть объема и веса
аппаратуры АПС занимают источники
питания. Поэтому при выборе схем и
устройств принятой радиотехнической
. 190
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
системы стремятся к повышению энер-
гетического к.п.д. приборов и к умень-
шению расхода электроэнергии всеми
вспомогательными системами. Разме-
щение РЭА в отведенном объеме герме-
тичного отсека может выполняться в
Рис. 113. Однослойная компоновка радиоэлектронной
аппаратуры в отсеке
1 — электронная аппаратура;
2 — крышка;
з — энергоблок;
4 — корпус
виде однослойной и многослойной (эта-
жерочной) компоновки (рис. 113 и 114).
Для удобства доступа к приборам ком-
поновку предпочтительнее делать од-
нослойной, хотя практически в отве-
денных объеме и форме (как правило,
шара, цилиндра или конуса) выполнить
это очень трудно.
В настоящее время нет разработан-
ной методики компоновки аппаратуры в
отсеках, учитывающей множество фак-
торов, таких, как тепловая и электро-
магнитная совместимости, механичес-
кая жесткость, прочность, удароустой-
чивость и виброустойчивость, удобство
доступа к любому прибору в сложной
многослойной компоновке. В большей
мере эти вопросы решаются интуитив-
но, чем с использованием обоснован-
ных методов расчета.
Современные требования к комплек-
сному проектированию «РЭА + объект»
вызывают необходимость проводить вы-
бор определенных критериев оптимиза-
ции.
Трудности при выборе критериев оп-
тимизации связаны с разнообразием ти-
пов АПС, технических, производствен-
ных, а также экономических факторов.
Исследования в области оптимизации
конструкции РЭА и ее компоновки на-
до ориентировать на учет многообра-
зия этих факторов.
Ввиду сложности прогнозирования
надежности приборов конструкция лю-
бого прибора РЭА должна позволять
по возможности быстро устанавливать
место и причину неисправности. Для
выполнения этих требований она дол-
жна иметь удобный доступ к любому
элементу или неразборному узлу.
Поэтому от искусства конструктора
будет зависеть удобство доступа к лю-
бому блоку даже при сложной компо-
новке.
Применение модулей при функцио-
нально-узловом методе конструирова-
ния приборов наилучшим образом ре-
шает вопросы обеспечения доступа и
ремонтопригодности аппаратуры. Все
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
191
контролируемые и регулируемые элек-
трические цепи должны иметь хороший
доступ для контрольно-измерительных
приборов и регулировочного инстру-
мента. Прокладка жгутов и кабелей
Рис. 114. Многослойная компоновка радиоэлектрон-’
ной аппаратуры в отсеке
1 — крышка;
2 — электронная аппаратура;
з и 5 — основания;
4 — стойка;
6 — корпус
должна обеспечивать легкое снятие
отдельных узлов, деталей и плат, а при
использовании откидывающихся кон-
струкций на шарнирах — свободный
их поворот. Применение в приборах
легкоразъемных узлов и модулей ве-
дет к некоторому увеличению объема
и веса, поэтому, учитывая легкую до-
ступность к приборам, необходимо оце-
нивать и другие факторы, влияющие
на создание оптимального варианта кон-
струкции.
На рис. 114 показана централизован-
ная многослойная компоновка прибо-
ров РЭА. Все приборы располагаются
на раме, которая представляет собой
пространственную замкнутую ферму,
прикрепленную в верхней части к сило-
вому фланцу. К горизонтально рас-
положенным основаниям крепятся при-
боры, ориентированные панелями с
разъемами и регулируемыми элементами
на внешнюю сторону. Этим обеспечи-
вается хороший доступ к разъемам лю-
бого прибора. Горизонтальные несу-
щие основания соединяются вертикаль-
ными стойками, конструкция которых
позволяет получить необходимую проч-
ность рамы.
В большинстве случаев приборы вы-
полняются в виде параллелепипедов с
отверстиями для крепления в одной
из плоскостей.
Разъемные соединения должны вы-
полняться на одной из боковых стенок,
и только в отдельных случаях — на
двух противоположных, например в вы-
сокочастотных усилителях, где велики
паразитные связи между каскадами.
Поэтому линейки с каскадами в этих
усилителях конструируют так, чтобы
сигнал одной частоты, усиливающийся
по уровню, геометрически смещался
в одном направлении, удаляясь от входа
(рис. 115). Несоблюдение этого тре-
бования может привести к нежелатель-
ным влияниям выходных сигналов на
вход прибора.
При конструировании РЭА стремле-
ние уменьшить вес и обьем аппаратуры
192
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
и повысить надежность ее в эксплуата-
ции — первоочередная задача. Значи-
тельные успехи в этом направлении
получены благодаря конструированию
на основе печатного монтажа, приме-
нению функционально-узлового метода
конструирования и особенно внедрению
интегральных и гибридных схем.
В основе функционально-узлового
метода конструирования лежит деле-
ние схемы на отдельные функциональ-
ные узлы, конструктивно выпол-
заданным механическим и эксплуата-
ционным требованиям.
Применение интегральных и гибрид-
ных схем существенно изменяет конст-
рукцию приборов, значительно умень-
шает объем и вес, а также расход
электрической энергии. Стремление
создать малогабаритную аппаратуру с
оптимальными характеристиками при-
водит к разработке конструкций при-
боров самых разнообразных форм и
габаритов, что затрудняет выполнение
Рис. 115. Схематическое изображение усилителя вы-
сокой частоты
ненные с учетом этого деления. Наи-
лучший вариант функционального узла
тот, который объединяет преимущест-
ва функционального и конструктивно-
го делений. Поэтому необходимо стре-
миться, чтобы конструируемый узел
включал в себя функционально закон-
ченную часть схемы и имел закончен-
ную конструкцию, удовлетворяющую
рациональной конструкции моноблока
в отсеке АПС. Форма блоков и прибо-
ров должна выбираться такой, чтобы
при компоновке РЭА в отсеке коэффи-
циент заполнения был максимальным.
Частично это достигается применением
кратных установочных и габаритных
размеров приборов, что позволяет про-
водить близкую к оптимальной компо-
новку в отсеке и значительно упрощает
последующее конструирование прибо-
ров. Приборы в виде прямоугольного
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
193
параллелепипеда можно расположить
с определенным коэффициентом запол-
нения в отсеках любой формы, хотя
при установке приборов в отсеках,
имеющих цилиндрическую или шаро-
вую конфигурацию, сегментная или
призматическая форма приборов может
оказаться более рациональной. Ис-
пользование приборов определенной
формы позволяет проводить унифици-
рование аппаратуры, несущей рамы и
отсеков АПС.
Вопросы теплообмена при унифици-
рованных конструкциях рам и отсеков
решаются более рационально и с мень-
шими затратами, так как теплопроводы
(воздуховоды) и радиаторы можно рас-
положить в раме в направлениях, соот-
ветствующих расчетным. Зная гранич-
ные условия и геометрические размеры
отсека, нетрудно рассчитать, какое
количество тепла можно передать через
теплопроводы или воздуховоды от при-
боров к корпусу отсека. Результаты
расчета могут быть использованы для
оптимальной компоновки РЭА, а так-
же для анализа и расчета тепловых ре-
жимов аппаратуры. При выполнении
компоновки приборов необходимо учи-
тывать технологичность приборной ра-
мы, а значит, и экономичность произ-
водства.
Приборная рама представляет собой
сложную ферму, поэтому необходимо
предусматривать такую последователь-
ность ее изготовления, которая соот-
ветствовала бы рациональному рас-
пределению различных видов техноло-
гических процессов и наибольшему
коэффициенту использования материа-
лов, т. е. отношения массы готовой про-
дукции к общей массе затраченного
сырья.
Рамы могут выполняться литыми,
сварными каркасными и сварными бес-
каркасными из листового проката.
Для улучшения весовых характеристик
они выполняются из алюминиевых или
магниевых сплавов. Рассматривая пре-
имущества того или другого техноло-
гического исполнения, можно сделать
вывод, что экономически выгодны
сварные каркасные и бескаркасные
конструкции. По своей структуре они
более устойчивы к воздействию удар-
ных нагрузок по сравнению с литыми.
Вес таких рам составляет 8—10% от
веса приборов. Трудоемкость изготов-
ления литой рамы на 40—50% больше,
чем сварных, следовательно, и себе-
стоимость литых рам выше.
Для выполнения требований легкого
доступа к разъемам и местам крепле-
ния приборов с использованием стан-
дартного инструмента приборную раму
можно изготовлять с применением
телескопических направляющих, шар-
нирных петель, выдвигающихся и рас-
крывающихся корпусов. При приме-
нении таких сложных рам необходимо
помнить о прочностных свойствах и
проводить расчеты рам на механиче-
скую прочность с учетом линейных и
ударных нагрузок, а также вибра-
ционных воздействий.
При компоновке РЭА необходимо
знать, как влияют внешние факторы
на аппаратуру и какие меры защиты
необходимо применять. Так, при раз-
работке прибора, устойчивого к воздей-
ствию ионизирующего излучения, не-
обходимо знать, как радиация влияет
на материалы и элементы схемы и ка-
кими техническими средствами можно
предотвратить вредное влияние радиа-
ции.
Зная механические воздействия на
аппаратуру АПС, необходимо опреде-
лить, требуется ли амортизировать ее
от возмущающих усилий. Умение про-
водить анализ и расчеты электромаг-
нитной совместимости и температурных
полей позволит создать аппаратуру
высокой надежности.
13.2.	Электромагнитная совместимость
радиоэлектронной аппаратуры.
Смысл совместимости заключается в
том, что любое радиоэлектронное или
электрическое устройство не должно
13 Автоматические планетные станции
194
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
создавать недопустимых помех нор-
мальной работе других устройств, а
должно нормально работать в их ок-
ружении. РЭА должна работать в со-
ответствии с назначением в услови-
ях воздействия внутренних и внешних
электромагнитных полей. К внешним
электромагнитным полям относятся все
излучения от внешних источников, ко-
торые в какой-то мере воздействуют
на аппаратуру АПС, к внутренним —
помехи, наводимые самой РЭА, разме-
щенной в отсеке.
В ограниченном объеме АПС при-
ходится размещать большое количество
аппаратуры с высокой плотностью мон-
тажа. Поэтому при размещении аппа-
ратуры в отсеке АПС необходимо сде-
лать полный анализ электромагнитных
условий и предсказать их влияние на
РЭА, чтобы учесть и устранить или
свести до минимума воздействие этих
влияний. При анализе учитывают ис-
точник помех, время воздействия, час-
тоту, мощность передатчика, усиление
и ориентацию антенн, избирательность
приемника в полосе пропускания час-
тот, взаимное расположение электри-
ческих и магнитных цепей. Учитывая
воздействие внешних и внутренних по-
мех, необходимо в предварительном
расчете, найдя источник радиопомех,
изменить расположение приборов или
ввести экраны таким образом, чтобы
устранить нежелательный сигнал. При
разработке РЭА с учетом электромаг-
нитной совместимости требуется точ-
ный анализ схем и конструкций РЭА
в отношении их восприимчивости к по-
мехам и анализ их как источников
помех. Анализ можно разделить на
следующие этапы:
—	определение источников помех;
—	выявление аппаратуры, чувстви-
тельной к помехам;
—	определение характеристик РЭА;
—	определение требований к изоля-
ции, экранированию, выбор высоко-
частотных кабелей и соединительных
проводов;
—	выбор способа заземления (во мно-
гих или в одной точке);
—	выбор способов подавления помех
внутри аппаратуры и выбор устройств
для подавления (развязка схем, изоля-
ция схем или отдельных каскадов,
фильтрация и т. п.).
В комплект РЭА АПС, как правило,
входят передатчики, которые излуча-
ют энергию в заданной полосе частот
и передают заданный сигнал. Практи-
чески в дополнение к сигналам на за-
данной частоте передатчики создают
излучения на нежелательных частотах.
Причины излучения побочных сиг-
налов в радиосвязных и телеметриче-
ских передатчиках следующие:
—	паразитные колебания;
—	нелинейные искажения, вызван-
ные перегрузкой усилителей;
—	взаимная модуляция, происходя-
щая на нелинейном элементе;
—	излишнее расширение боковых
полос, т. е. появление излучения вне
полосы частот, выделенной для пере-
датчика.
При разработке приемной аппарату-
ры с малошумящими параметрическими
усилителями и туннельными диодами
наряду с получением высокой чувстви-
тельности необходимо уделять большое
внимание исследованию фильтров и
других избирательных устройств, пред-
назначенных для устранения или ос-
лабления мешающих сигналов, пред-
ставляющих собой побочные излуче-
ния, различные паразитные сигналы,
перекрестную и внутреннюю модуля-
ции и т. п.
Таким образом, при решении пробле-
мы электромагнитной совместимости
РЭА основная трудность заключается
в недостаточном пространственном и
частотном разносах радиосредств, вы-
ходные сигналы которых воздействуют
друг на друга. Выявление источников
помех и дополнительных электриче-
ских связей (паразитных) представляет
трудную задачу, а устранение нежела-
тельных сигналов может вносить боль-
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
195
шие изменения в конструкцию аппара-
туры, а порой даже переделку. По-
этому в основу конструирования необ-
ходимо положить тщательный анализ
всех источников и приемников нежела-
тельных сигналов.
Источники и пути наведения неже-
лательных сигналов могут быть как
за счет непосредственных электриче-
ских контактов между отдельными эле-
ментами конструкции, так и за счет
влияния электрических, магнитных и
электромагнитных полей. Подробно эта
проблема рассмотрена в [12].
Передача нежелательных сигналов
происходит по следующим путям:
—	связь через общее сопротивле-
ние, в том числе через источники пита-
ния;
—	индуктивная связь;
—	емкостная и индуктивная связи
с участием посторонних проводов;
—	связь через электромагнитное поле.
Для подавления или уменьшения по-
мех можно использовать два пути. При
одном стремятся предотвращать или
ограничивать мешающие излучения и
их распространение, при другом стре-
мятся создать РЭА, менее чувствитель-
ную к помехам. Для подавления помех
в местах их возникновения применяют
следующие методы: улучшают характе-
ристики устройств, излучающих поме-
хи; ослабляют помехи в местах, рас-
положенных близко к источнику их
возникновения. В местах приема приме-
няют фильтры, экраны, специальные
схемные решения. Для ослабления по-
мех применяется экранирование источ-
ника или приемника помех, которое
в некоторых случаях является основ-
ным способом борьбы с помехами.
Если трудно достичь экранировки
из-за некачественных швов, перего-
родок, вентиляционных отверстий, не-
плотного прилегания крышек, основа-
ний ит. п., тогда требуется применять
специальные конструктивные меры,
т. е. использовать металлические или
металлизированные экраны.
Рис. 116. Паразитная связь в усилителе высокой часто-
ты без крышки
Так, для ослабления нежелательных
связей через электрическое поле ис-
пользуются металлические перегород-
ки и фольгированные пластинки, ко-
торые должны иметь непосредственный
хороший электрический контакт с кор-
пусом (основанием) прибора или блока.
Применение соединительных проводов
между экраном и корпусом значитель-
но ухудшает экранирующее действие за
счет увеличения индуктивного сопро-
тивления на высоких частотах.
Конструкции высокочастотных уси-
лителей нередко выполняются в виде
линейки с несколькими отсеками (ячей-
ками), экранированными друг от друга
перегородками и закрывающимися об-
щей крышкой, имеющей хороший кон-
такт по периметру в нескольких точ-
ках.
Рассмотрим пример наведения неже-
лательных связей, взятый из [12]. Кон-
струкция состоит из отсеков А, Б, В
и Г (рис. 116). Пусть в отсеках А и Б
в точках 1 и 2 обнаружены источники
нежелательных наводок их и и2. В от-
секах В и Г имеются элементы, на ко-
торые наводятся нежелательные сиг-
налы (точки 3 и 4). При снятой крышке
связь между источниками и приемника-
ми наводок осуществляется через пара-
зитные емкости С± и С2, С3 и С^. При
закрытой крышке (рис. 117) образу-
ются емкости Ci и С2 в отсеках А иБ
13*
196
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
Рис. 117. Паразитная связь через общую крышку
между точками 1 и Г, 2 и 2' и в отсе-
ках В и Г — С3 и (\ между точками
3 и 3', 4 и 4'.
На низких частотах, при которых не
сказывается влияние индуктивного со-
противления крышки и величина
переходного сопротивления контактов
крышка — корпус в точках I и II
небольшая, эти емкости оказываются
соединенными с корпусом и наличие
крышки почти полностью устраняет
нежелательные наводки. Иная картина
получается на высоких частотах. Точ-
ки 1, 2 и 3, 4 связаны через те же ем-
кости Ci и Сг, С3 и и индуктивный
делитель, который образуется из нес-
кольких участков экранирующей крыш-
ки. На рис. 118 показана эквивалент-
ная схема передачи нежелательного
(паразитного) сигнала через крышку.
Передача нежелательного сигнала от
источника наводки к приемной точ-
ке 4 осуществляется через первый де-
литель, состоящий из емкости Ci и ин-
дуктивности Li'i участка крышки 1' —
I, второй делитель, состоящий из
и Ь4*ц участков крышки 1' — 4' и
4' — II, и третий делитель, состоящий
из емкостей С^ и Сб.
Емкости G, С3 и С4 (см. рис. 117)
значительно больше емкостей Сц
С3 и С4 (см. рис. 116), поэтому может
оказаться, что при закрытии высокочас-
тотной линейки с отсеками одной
крышкой нежелательная связь уве-
личится. Следовательно, для эффек-
тивной экранировки надо каждый отсек
закрыть отдельной крышкой (что кон-
структивно очень трудно выполнить
без увеличения габаритов прибора) или,
определив отсеки, в которых имеется
наличие источников, закрыть их од-
ной крышкой, а те, в которых находятся
приемники,— другой.
Нежелательные наводки выявляются
при комплексных работах с аппарату-
рой. Процесс определения источника
наводок трудоемок и требует много вре-
мени, поэтому при проектных и кон-
структорских работах необходимо
проводить тщательный анализ возмож-
ных взаимных помех.
Для надежности работы радиотехни-
ческой системы АПС большое значение
имеет как рациональный монтаж и кон-
струирование отдельных приборов, так
и компоновка РЭА.
13.3.	Влияние ионизирующего излуче-
ния на работу радиоэлектронной аппа-
ратуры.
В настоящее время уделяется большое
внимание изучению влияния ионизи-
рующих излучений на РЭА ее элементы
и материалы. При создании аппаратуры
устойчивой к воздействию ионизиру-
ющего излучения, необходимо знать,
какие виды излучений и уровни радиа-
ции будут воздействовать на нее. Зна-
ние влияния излучений на материалы
и элементы схем с точки зрения иони-
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
197
Рис. 118. Эквивалентная схема
зирующих повреждений позволит кон-
структору правильно выбрать схему
прибора, комплектующие элементы,
конструкционные материалы, рацио-
нально скомпоновать и выбрать место
расположения аппаратуры в отсеке
АПС, а в случае необходимости приме-
нить защитные средства для прибора
или отдельных его элементов.
В зависимости от конкретного наз-
начения АПС и планеты, на которой ей
предстоит проводить научные иссле-
дования, на РЭА могут воздействовать
излучения естественных или искус-
ственных источников. Наибольшим воз-
действиям подвергается РЭА, находя-
щаяся в радиационных поясах Земли,
при размещении ее в космических объек-
тах с ядерными силовыми и энергети-
ческими установками, а также в зоне
действия ядерных и термоядерных взры-
вов и при солнечных вспышках. Наи-
большую опасность для РЭА АПС
представляют: первичные космические
излучения и солнечное космическое
излучение, возникающее при интен-
сивных хромосферных вспышках на
Солнце. При перелетах от Земли к пла-
нетам на аппаратуру космического
объекта, движущегося по определенной
траектории, могут также воздейство-
вать протонное и электронное излуче-
ния внутреннего пояса Земли и элек-
тронное излучение искусственных ра-
диационных поясов Земли.
Ионизирующие излучения подраз-
деляют на корпускулярные и кванто-
вые. В состав корпускулярных излуче-
ний входят потоки элементарных час-
тиц (нейтронов, протонов, (3-частиц и
др.). Квантовые излучения представ-
ляют собой электромагнитные ионизи-
рующие излучения — у-частицы и рент-
геновские лучи. Все материалы, при-
меняемые для изготовления РЭА и ее
элементов, с точки зрения ионизиру-
ющих повреждений разделяют на ме-
таллы, неорганические и органические
материалы и полупроводники. Рассмот-
рим дефекты, возникающие в материа-
лах под воздействием излучений.
Квантовые и корпускулярные излу-
чения, проходя через вещество, вза-
имодействуют или с ядрами атомов,
или с электронами, изменяя тем самым
свойства вещества. Этот процесс имеет
две стадии — первичную и вторичную.
Первичная стадия — это взаимодей-
ствие частиц ионизирующего излуче-
ния с частицами вещества, возбуждение
электронов, атомов и молекул, смеще-
ние атомов из узлов решетки, ядерные
превращения. Вторичная стадия про-
является в дальнейшем возбуждении
атомами и ионами, выбитыми (смещен-
ными) в результате первичных про-
цессов. К дефектам, возникающим в ре-
зультате ионизирующих излучений,
относят вакансии (вакантные узлы),
атомы примесей, столкновения при за-
мещениях, тепловые пики, пики сме-
щения и ионизационные эффекты.
198
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
При столкновении частиц большой
энергии с атомами твердого тела могут
образовываться вакантные узлы, т. е.
из узла решетки выбивается атом или
ион. Если этот процесс происходит
с большой энергией, то возможно даль-
нейшее смещение атомов (вторичная
стадия). Если смещенные атомы не ре-
комбинируют с соседними вакантными
местами, а тормозятся в промежутках,
их называют внедренными атомами,
занимающими неустойчивое положение.
При облучении нейтронами в резуль-
тате ядерных реакций образуются ато-
мы различных примесей. Получаемые
в результате ядерной реакции атомные
продукты распада, внедряясь в решетку
облучаемого вещества, могут значи-
тельно изменять его свойства. Если
энергия частицы недостаточна для сме-
щения атома из узла решетки, а уве-
личивает только амплитуду его коле-
бания вокруг узла, то вдоль пути час-
тицы могут возникнуть интенсивные
колебания атомов, энергия которых
превращается в тепло. Этот процесс
называют тепловым пиком.
Кроме воздействия на атомы вещест-
ва, все ионизирующие излучения вы-
зывают возбуждение и ионизацию элек-
тронов. Под ионизацией понимают
процесс образования электронно-ды-
рочных пар, свободных электронов и
ионов в веществе при разрывах меж-
атомных связей и смещения электронов
со своих орбит. С началом ионизации
начинается процесс рекомбинации ио-
нов, в результате чего образуется ней-
тральный атом из положительного иона
и электрона. При ионизации могут воз-
никать химические реакции, люминес-
ценции и фотопроводимости, повышение
температуры и другие изменения свойств
вещества.
В РЭА космического назначения на-
ходят широкое применение алюминие-
вые, медные, магниевые и титановые
сплавы. Рассмотрим влияние и виды
радиационных повреждений некоторых
из них.
Установлено, что основные измене-
ния свойств металлов происходят вслед-
ствие смещения атомов из узлов кри-
сталлической решетки. Среди материа-
лов, применяемых в РЭА, металлы наи-
менее чувствительны к радиации, так
как имеют высокую концентрацию
свободных носителей, и вместе с тем
свойства металлов мало зависят от
наличия дефектов решетки. Изменение
свойств металлов, как и других мате-
риалов, зависит от энергии и плотности
ионизирующего излучения. Исследо-
вания показывают, что при облучении
алюминиевых сплавов интегральным
потоком 9,84-1020 нейтрон/см2 при тем-
пературе 49° С предел текучести уве-
личивается с 18,3 до 38,3 кГ/мм2.
Магниевые сплавы при воздействии на
них такого же потока изменяют предел
текучести с 31,9 до 46,5 кГ/мм2, пре-
дел прочности с 50,3 до 59,7 кГ/мм2,
а относительное удлинение с 26 до
24%. Медь при облучении интеграль-
ным потоком от 9,5-1017 до 1,07-1020
нейтрон/см2 при температуре 20° С
увеличивает предел текучести с 4,9
до 21,8 кГ/мм2, а предел прочности —
с 22,5 до 27,4 кГ/мм2. При поглоще-
нии энергия ионизирующего излучения
превращается в тепловую, особенно это
проявляется у металлов и тяжелых
материалов.
Зная плотность потока частиц иони-
зирующего излучения, можно опреде-
лить количество тепловой энергии
в изделии. При кратковременном облу-
чении количество тепла определяется
выражением [13]
п	п
Q = <р 2j kiv = ф 2 ki т * (з.гз)
i=l	i=l	‘ i
где Q — количество выделившейся теп-
ловой энергии, вт\ ф — плотность по-
тока частиц (квант) ионизирующего
излучения, частицам2-секу, mi и рг- —
соответственно масса и плотность мате-
риала; ki — коэффициент тепловыде-
ления материала, вт • секЦм • частиц);
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
199
п — количество материалов, входящих
в изделие.
При длительном облучении изделия
в условиях вакуума количество тепло-
вой энергии, остающейся в изделии,
определяется по формуле
q = Q —	— 82^^ =
п
= ф 2	^2^^2»	(3.24)
г=1
где и е2 — коэффициенты излучения
наружной и внутренней поверхностей
изделия; 7\и Т2 — температура наруж-
ной и внутренней поверхностей из-
делия;
б = 5,78-10'8 впг/(м2-час-°К).
Энергия излучения при превращении
ее в тепловую может нагреть элементы
конструкции и элементы схем до высо-
ких температур (порядка 200°); боль-
шие перегревы наблюдаются при облу-
чении массивных изделий.
Помимо изменения механических
свойств, под действием ионизационного
излучения изменяются и физические
свойства металлов. В табл. 10 [14]
показано изменение удельного элек-
тросопротивления некоторых металлов.
При изучении механизма радиа-
ционных повреждений удельное элек-
тросопротивление может служить хо-
рошим параметром для телеметриро-
Таблица 10
Металл	Темпера- тура облучения, °C	Интегральный поток, хЮ1® нейтпрон.см2	Изменение удельного электросопро- тивления, %
Вольфрам	30	1 (тепловые)	+10
Молибден	30	1 (тепловые)	— 7
Платина	30	0 5 (тепловые)	+ 1
Медь	—150	1,1	+20
Алюминий	—150	1,1	+33
Медь отож- женная	90	20—70 (тепловые)	+ 8,0
вания, так как имеет легкодоступный
контроль.
Неорганические материалы (кера-
мика, стекло, кварц и др.), так же
как и металлы, обладают высокой ра-
диационной стойкостью. Под воздей-
ствием ионизирующих излучений в не-
органических материалах происходит
изменение электрической проводимо-
сти, диэлектрической проницаемости и
тангенса угла потерь. Кроме этих изме-
нений, в керамике наблюдаются сме-
щения атомов в кристаллической решет-
ке при энергии частиц более 25 эв.
Внедрение атомов в междоузлия решет-
ки приводит к распуханию, которое
при дальнейшем развитии вызывает
разрушение материала.
К воздействию радиации наиболее
чувствительны органические материа-
лы. В изделиях из органических мате-
риалов все виды излучений вызывают
химические реакции, в результате ко-
торых разрушаются имеющиеся связи
и образуются новые. Реакции, происхо-
дящие в облученных органических ма-
териалах, рассматриваются как сши-
вание или как деструкция.
При деструкции происходит разрыв
основных цепей молекул полимера.
Деструкция приводит к размягчению,
уменьшению прочности на разрыв, уве-
личению относительного удлинения при
разрыве, уменьшению сопротивления
на срез, снижению температуры плав-
ления. При сшивании молекул на-
блюдается увеличение твердости и
хрупкости, повышение температуры
плавления, уменьшение растворимости,
увеличение плотности.
Рассмотрим влияние облучения на не-
которые материалы, широко применя-
емые в РЭА.
Термореактивные материалы. Ф е-
нольные смолы без наполни-
телей после облучения распухают,
становятся хрупкими, легко разруша-
ются, разлагаются в воде, т. е. имеют
низкую радиационную стойкость. Так,
при дозе 3-1010 эрг/г сопротивление
200
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
Рис. 119. Зависимость изменения величины сопротив-
ления объемных угольных сопротивлений от времени
облучения
Условия облучения: поток тепловых нейтронов 1,37х
ХЮ12 нейтрон-см~2сек~'', быстрых 2,3-10* нейтрон*
•см~2сек~х: мощность дозы у-облучения 3,9-10* эрг*
•г~*сек~х
разрыву и удару уменьшается на 50%.
Применение минеральных наполните-
лей увеличивает стойкость и сопротив-
ление изгибу.
Эпоксидные смолы выдерживают дозы
облучения до 9,5 • 1010 эрг/г без ухуд-
шения своих свойств, т. е. они имеют
средние показатели радиационной стой-
кости.
Пенополиуретаны. После облучения
образцов дозой 1-1011 эрг/г ухудшения
механических свойств не наблюдалось.
Полиэфирные смолы обладают низ-
кой радиационной стойкостью, при
облучении твердеют и растрескиваются.
Предел прочности на разрыв и ударная
вязкость уменьшаются.
Введение минеральных наполнителей
увеличивает радиационную стойкость
примерно в 100 раз. Так, слоистые
полиэфирные пластики с наполнителем
из стекловолокна после облучения
дозой 2,4-109 эрг)г существенных изме-
нений физических свойств не показали.
Кремнийорганические смолы при до-
зах облучения 101Ю эрг/г не дают за-
метных изменений, а с наполнителями
выдерживают дозы 1011 эрг/г с некото-
рым изменением диэлектрических
свойств. Следовательно, стеклопласти-
ки на основе кремнийорганических смол
могут нормально работать при тем-
пературе 20° С при дозе облучения
1011 эрг/г.
Аминопласты. Мочевиноформальде-
гидные смолы обладают средней ради-
ационной стойкостью и не изменяют
своих свойств при облучении дозами
до 8,3 -108 эрг/г. Меламиноформальде-
гидные пластики имеют лучшую стой-
кость по сравнению с мочевиноформаль-
дегидной смолой, а анилиноформальде-
гидные смолы — еще более высокую
радиационную стойкость.
Термопластичные материалы. Поли-
стирол наиболее стоек по отноше-
нию к другим высокополимерным мате-
риалам и выдерживает дозу облучения
1010 эрг/г, а 25%-ное повреждение на-
ступает при дозах 1012 эрг/г. Степень
повреждения на 25% означает, что
одно (не обязательно все) из числен-
ных значений характеристик материала
изменяется на эту величину. Под дей-
ствием ионизирующих излучений опти-
ческие свойства полистирола сохра-
няются лучше, чем у плексигласа и
стекла.
Полиэтилен выдерживает дозу до
1,9 -109 эрг/г без заметных изменений
свойств. При дозе 9,3 • 109 эрг/г возникает
25 %-ное повреждение. Полимеры, со-
держащие фтор (например, тефлон, ко-
торый может применяться в условиях
высокой температуры), имеют низкую
радиационную стойкость. Так, порог
повреждений наблюдается при облу-
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
201
чении дозой 1,7 -106 эрг/г, а поврежде-
ние на 25% происходит при дозе
3,4 -106 эрг/г.
Элементы электронных схем. Сопро-
тивления. Проволочные сопротивления
считаются наиболее радиационно стой-
кими по сравнению с угольными и
пленочными углеродистыми. Так, при
облучении интегральным потоком быст-
рых нейтронов 1,8-1018 нейтрон/см2
максимальное изменение сопротивления
составляло 0,8%. Остаточных измене-
ний не наблюдалось.
Объемные угольные сопротивления
при облучении изменяют величину со-
противления в зависимости от инте-
грального нейтронного потока и вели-
чины номинала сопротивления. Из
рис. 119 видно, что для сопротивления
100 ом отклонение составило примерно
1,7%, а сопротивление с номиналом
1 Мом изменилось на 6,8%. Данные
для сопротивлений с номинальными
значениями в диапазоне от 100 ом
до 1 Мом укладываются в заштрихо-
ванной области. Результат воздействия
облучения на пленочные углеродистые
сопротивления показан на рис. 120.
Изменение величины сопротивления
пленочных металлизированных сопро-
тивлений в процессе облучения изо-
бражено на рис. 121. Данные для со-
противлений с промежуточными значе-
ниями номиналов находятся в заштри-
хованной области.
Конденсаторы. Выбор радиационно
стойких конденсаторов очень важен
при конструировании радиотехнической
системы, которая должна работать в ус-
ловиях облучения. Основная причина
изменения емкости — увеличение или
уменьшение расстояния между пласти-
нами под действием облученности.
Важное влияние на изоляционные
материалы, применяемые в конденса-
торах, оказывает ионизация воздуха.
На рис. 122 показано влияние облуче-
ния быстрыми нейтронами на изменение
емкости разных типов конденсаторов.
Фольгированные слоистые пластики
Рис. 120. Зависимость изменения величины сопро-
тивления пленочных углеродистых сопротивлений от
времени облучения
Условия облучения: поток тепловых нейтронов 1,25х
ХЮ12 нейтрон-см~2-сек-1; быстрых 2,4-10’ нейтрон*
см~2 сек-2', мощность дозы у-облучения 4-Ю4 эрг*
•г~*-сек~1
для печатных плат. В настоящее время
в электронных схемах находят широ-
кое применение фольгированные пла-
стики. Однако при облучении фольги-
рованные тефлоновые платы разруша-
ются. Нарушения в виде вздутий и ко-
робления с появлением окиси металла
на медной фольге без покрытия харак-
терны для всех материалов. Улучшение
электрических характеристик фольги-
Рис. 121. Зависимость изменения величины сопро-
тивления пленочных металлизированных сопротив-
лений от времени облучения
Условия облучения: поток тепловых нейтронов
4-Ю12 нейтрон-см~2-сек-1; быстрых 2,510е нейтрон*
•см~*‘Сек~'\ надтепловых 39-10* нейтрон-см-2-сек~*;
мощность дозы у-облучения 2,7-Ю4 град*г-'*оек~'
202
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
20	1015
15
Рис. 122. Влияние облучения быстрыми нейтронами
на изменение емкости стекло-эмалевых (а), стеклян-
ных (6), слюдяных (в), керамических (г) и электролити-
ческих танталовых (д) конденсаторов
Для обратимых изменений (заштрихованные области)
приведены значения потоков быстрых нейтронов
[нейтрон/(см2-сек)], для необратимых (зачерненные
области) — значения интегральных потоков быст
рых нейтронов 1ней7прон/сл2]
рованных плат достигается при приме-
нении покрытий. Силиконовый лак,
нитролак, эпоксидно-полиамидные и
полиэфирные покрытия улучшают ра-
диационную стойкость фольгированных
пластиков.
Результаты исследования воздейст-
вия ионизирующих излучений на ма-
териалы и радиоэлементы в зависимо-
сти от мощности дозы приведены на
рис. 123 и 124 [13]. Из рисунков видно,
что радиационная стойкость радиоэле-
ментов очень разнообразна. Поэтому
при разработке схем и конструкций
приборов с повышенной радиационной
стойкостью необходимо правильно вы-
брать элементы. Наиболее низкую ра-
диационную стойкость имеют полупро-
водниковые приборы и некоторые типы
резисторов и конденсаторов.
Проектирование схемы, стойкой к
воздействию радиации, начинается
с анализа характеристик ионизирую-
щих излучений, т. е. необходимо пред-
ставлять, какие виды излучений будут
действовать на аппаратуру и какой
ожидается уровень радиации.
Определив степень экранизации са-
мой станции, необходимо решить, по-
требуется ли дополнительное экрани-
рование отдельных электронных схем
и узлов. Применение дополнительного
экранирования при конструировании
имеет смысл для медленных электронов
и протонов. При быстрых потоках
в материале экрана возникают вторич-
ные ионизирующие излучения. Любой
пассивный экран увеличивает вес стан-
ции, поэтому необходимо экран соче-
тать с несущей конструкцией. Заслу-
живает внимания электростатический
Рис. 123. Влияние мощности экспозиционной дозы
у-излучения (по углероду) на материалы и радиоэле-
менты
Стрелка означает начало возникновения обратимых
изменений; зачерненная полоска — элементы вышли
из строя; заштрихованные полоски — элементы еще
могут работать; знак > означает, что изменение пара-
метров происходит при мощности дозы, большей 107
рад/сек‘, буквы характеризуют степень достоверности:
А — хорошая;
В — неполная;
С — недостаточная
1	— транзисторы;,
2	— диоды общего применения;
3	— диоды Зинера;
4	— диоды Эсаки;
5	— выпрямители;
6	— магнитные материалы;
7	— солнечные батареи;
8	— фосфор;
9	— оптические приборы;
10	— оптические стекла;
11	— элементы ИК-техники;
12	— фотоэлементы;
13	— резисторы;
14	— радиолампы;
15	— тиратроны;
16	— искровые разрядники;
17	— батареи;
18	— диэлектрические материалы;
19	— органические материалы;
20	— керамические материалы;
21	— воздух;
22	— керамические конденсаторы;
23	— алюминиевые электролитические конденса-
торы;
24	— танталовые конденсаторы;
25	— полиэтилентерефталатные конденсаторы;
26	— слюдяные конденсаторы;
27	— бумажные конденсаторы;
28	— микросхемы;
29	— полупроводники;
30	— интегральные схемы типа «ТММ»
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
203
или магнитный метод экранирования
от заряженных частиц. Если радиа-
ционная стойкость приборов ниже
уровня ионизирующего излучения, то
для ослабления его влияния рекомен-
дуются следующие приемы:
—	применение элементов и материа-
лов, малочувствительных к воздейст-
вию ионизационных излучений;
—	создание схем, устойчивых к воз-
действию радиации, т. е. схем, в кото-
рых изменение параметров отдельных
элементов мало влияет на характери
стики всей схемы;
—	уменьшение чувствительности
коммутирующих схем к изменению
входных сигналов, напряжений источ-
ников питания и смещения;
—	применение блокирующих, ком-
пенсирующих схем и устройств, по-
зволяющих отключать схемы на период
воздействия импульсной радиации;
—	увеличение расстояния между
элементами, находящимися под элек-
				4							В D
				1							
				2			3 4		>		D С с
						^^7/77<7///////7//77/Л					в
							6		>		с с в в
7 о											
о											
9 4 А											с
1U											в
11 49											в
						13					в
											о
											D
								15	'777/77/777777777/7/77/7///7/77/7777Л		А
											
-				16	7777777/77777777777777777777777777S7/77777777777/77777S7777						в
		4 Q					17				с в
		1о		4 Q							п
				20							D Р
		21									В в
			22 23 24 25 26 27								
											В О
											D Л
											/1 О
											В Q
											О р
		28 29									D О
											В с
					30						Q
											
103		104		io5F		1	о6	107	1		Ю8	ро-д/сек	
204
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
трическим напряжением, при размеще-
нии элементов на платах;
—	применение схем с низкими рабо-
чими напряжениями;
—	применение специальных экранов,
защищающих аппаратуру от прямого
воздействия ионизирующих излучений.
13.4. Механические воздействия на
радиоэлектронную аппаратуру.
Применяемая в АПС РЭА подверга-
ется внешним механическим воздей-
ствиям — вибрациям и ударам. Вли-
яние этих воздействий вызывает раз-
рушение элементов деталей и узлов
конструкции. Так, при вибрации про-
исходит знакопеременное движение,
вызываемое периодическими силами.
Характеризуется вибрация ускорением,
амплитудой смещения и частотой коле-
баний.
Влияние вибрации на аппарату-
ру проявляется в период работы дви-
гателей ракет-носителей, а ударные
нагрузки — при отделении ступеней
ракет, в момент действия средств раз-
деления, а также при посадке на по-
верхность планеты. Кроме этого, на
РЭА влияют динамические воздействия
при транспортировке.
Для уменьшения влияния вибрации
на работу РЭА конструктор распола-
гает несколькими способами:
1)	создание рациональной конструк-
ции — повышение механической жест-
кости и прочности деталей и узлов и
правильный выбор их крепления;
2)	виброизоляция;
3)	применение демпферов — динами-
ческих гасителей колебаний.
Совпадение возмущающих частот с
собственными частотами деталей кон-
струкции приводит к резонансным явле-
ниям — амплитуда колебаний возрас-
тает во много раз, в результате чего
происходит разрушение материала де-
тали. Поэтому при конструировании
аппаратуры необходимо знать частоты
возмущающих усилий, а также собст-
венные частоты элементов, деталей и
узлов рассматриваемого прибора. Ана-
литическое определение собственных
частот деталей прибора довольно
сложно, поэтому широко применяется
экспериментальный метод определения
собственных частот на вибростендах
с переменной частотой колебаний.
Путем изменения жесткости деталей
или узлов, применением более прочных
материалов можно изменять резонанс-
ные частоты.
Для повышения собственной частоты
необходимо проводить анализ креп-
ления деталей, узлов и прибора, при
этом всегда следует избегать консоль-
ных конструкций.
Наибольшие возмущающие усилия
на элементы конструкции проявляются
на частотах до 400 гц. Навесные радио-
элементы (резисторы, конденсаторы
и т. п.) необходимо крепить на выводах
наименьшей длины, тем самым повышая
собственные частоты. Элементы, обла-
дающие большой массой, кроме креп-
ления на выводах, надо приклеивать
к плате.
Исследования показали, что собст-
венные частоты сопротивлений и кон-
денсаторов с рассмотренными крепле-
ниями лежат выше 600 гц.
Рис. 124. Влияние потока нейтронов на материалы
и радиоэлементы
Обозначения те же, что на рис. 123; стрелка показыва-
ет, что изменение возникает при указанном потоке.
1 — транзисторы;
2 — германиевые низкочастотные транзисторы;
3 — германиевые высокочастотные транзисторы;
4 — кремниевые низкочастотные транзисторы;
5 — кремниевые высокочастотные транзисторы.
6 — диоды;
7	— кремниевые диоды общего назначения;
8	— германиевые диоды общего назначения;
9	— диоды Зинера;
10	— диоды Эсаки кремниевые;
11	— диоды Эсаки германиевые;
12	— резисторы;
13	— выпрямители;
14	— магнитные материалы;
15	— супермалой;
16	— кремниевое железо;
17	— солнечные батареи;
18	— радиолампы (стеклянные)
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
205
Если проведенный анализ показы-
вает, что методы по созданию рацио-
нальной конструкции не дают положи-
тельных результатов, то необходимо
применить амортизацию. Амортизи-
руют отдельные приборы или весь
моноблок. Виброизоляция — более эф-
фективный способ защиты РЭА от воз-
действия вибраций. Амортизирующие
устройства должны выбираться или
конструироваться так, чтобы исключить
возможности появления резонансов.
Анализ амортизированной системы
весьма сложен, поэтому для получения
исходных данных допускаются упро-
щения. Вместо шести степеней свободы,
которыми обладает прибор на аморти-
заторах, рассматривается линейная ко-
лебательная система с одной степенью
свободы с приложением возмущающей
силы по направлению выбранной оси
амортизатора.
При оценке виброзащиты необходимо
учитывать демпфирование в самих амор-
1О10	Ю11	IO12	1013	io14	1015 ^нейтрон) см2
208
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
Рис. 125. Система с одной массой
тизирующих устройствах. Различают
два основных типа демпфирования:
с вязким сопротивлением и за счет
внутреннего поглощения энергии в ма-
териале амортизатора. Если вибро-
изоляция защищает основание от коле-
баний, возникающих в приборе, то она
называется активной. Защита приборов
от колебаний, возникающих в основа-
нии, называется пассивной виброизо-
ляцией.
Для определения эффекта виброизо-
ляции необходимо знать возбуждающую
силу Рв и силу Рпер, передаваемую
через виброизолятор. Отношение РПер к
Рв называют коэффициентом вибро-
изоляции:
р
К _ J пер	л
Ли — 75	1л
г в
Хорошая защита от вибрации дости-
гается при /Си < 1/5 -и 1/8.
При пассивной виброизоляции удоб-
нее пользоваться терминами смещений;
например, виброизоляция должна обес-
печить уменьшение амплитуды коле-
баний защищаемого тела по сравнению
с амплитудой основания:
где Хо — амплитуда движения при-
бора; Х01 — амплитуда движения ос-
нования.
Для одного и того же виброизоли-
рующего устройства можно записать
Р	X
дг __ пер _ Ло	ZQ
Ли — р — —у •	(3.25)
гв	л01
Коэффициент виброизоляции с уче-
том демпфирования для системы, изо-
браженной на рис. 125, определяется
следующим образом:
& ___	__ ^пер _ V1	4£>2Л2
И “ xoi ~ рв ~ К(1 - Р)2 -И 4D2X2 ’
(3.26)
где D = |/Вкр ~ коэффициент демп-
фирования колебаний; £ — коэффициент
вязкого трения; £Кр — критический
коэффициент вязкого трения, при ко-
тором движение еще не становится ко-
лебательным; X = <о/сос — отношение
частоты возбуждения к частоте собст-
венных колебаний системы (настройка
системы).
На рис. 126 приведены графики, по-
строенные по выражению (3.26). Ана-
лизируя эти графики, можно сделать
следующие выводы.
1.	При X 0,5, когда частота воз-
буждения со значительно меньше час-
тоты сос собственных колебаний защи-
щаемого прибора, амортизаторы изо-
лирующего эффекта не дают, так как
коэффициент виброизоляции не превы-
шает 1,5.
2.	При %—>-1, когда частота возбу-
ждения близка к частоте собственных
колебаний, коэффициент виброизоля-
ции при малом демпфировании резко
возрастает (резонанс). Если при кон-
струировании прибора трудно избежать
совпадения собственных и вынужденных
частот, то необходимо подбирать такие
демпферы, которые исключают возник-
новение резонанса.
3.	При X = У2 коэффициент вибро-
изоляции равен единице при любом
Рис. 126. Зависимость коэффициента виброизоляции
от отношения частоты возбуждения к частоте собст-
венных колебаний системы для. различных значений
коэффициента демпфирования колебаний
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
207
208
Конструкция АПС и способы доставки их па поверхность планет
демпфировании. Дальнейшее увели-
чение А улучшает изолирующий эф-
фект. Демпфирование за счет внутрен-
него поглощения энергии в материале
амортизаторов в области X >	2 не-
значительно и при расчетах его не учи-
тывают.
Угол сдвига фаз ф между задающей
частотой колебаний и частотой собст-
венных колебаний изолируемого при-
бора определяется из выражения
2£>Х3
tg = 1 — А2 -Н *	<3,27)
Часто вместо амплитуды задаются ви-
брационные ускорения, тогда
т/ __ /2
Л и —	>
/1
где /х — вибрационное ускорение пли-
ты (основания); /2 — вибрационное ус-
корение прибора.
Подробный анализ и методика рас-
чета защиты аппаратуры от динамиче-
ских воздействий приведены в работе
[15].
При конструировании аппаратуры,
устойчивой к воздействию механиче-
ских нагрузок, необходимо проводить
ряд мероприятий:
— узлы, имеющие большую массу
(трансформаторы, дроссели, реле, уси-
лители высокой частоты и т. п.), нужно
располагать на основании прибора в
местах, укрепленных ребрами или крон-
штейнами;
—	основание шасси необходимо кон-
струировать прочным, легким, техноло-
гичным. Прочность достигается приме-
нением ребер жесткости, отбортовки,
выдавки, дополнительных косынок и
перегородок;
—	элементы РЭА с малой массой
можно заливать компаундами или пе-
нопластами, после чего аппаратура вы-
держивает без повреждений ускорения
свыше 100 g, но при этом ухудшается
теплоотвод от элементов и ремонто-
способность аппаратуры;
—	монтажные провода необходимо
объединять в жгуты и крепить скобами
(хомуты) или клеем к жестким элемен-
там конструкции. Применяя конструк-
ции с откидными корпусами, надо пом-
нить, что жгут лучше деформируется
на скручивание, чем на изгиб;
—	для повышения надежности ап-
паратуры нужно применять печатный
монтаж. Увеличить жесткость печат-
ных плат можно с помощью дополни-
тельного крепления, а также заливки
плат пенопластом или компаундами.
13.5. Тепловой режим радиоэлектронной
аппаратуры.
Тепловой режим элементов РЭА яв-
ляется одним из важнейших факторов,
определяющих надежность ее работы.
Поэтому при конструировании прибо-
ров и размещении РЭА в отведенном
отсеке АПС необходимо принимать
меры для минимального перегрева эле-
ментов и деталей аппаратуры.
Если в аппаратуре обычного испол-
нения обеспечение тепловых режимов
разрешается путем применения таких
мер, как увеличение поверхности теп-
лоотдачи, специальная окраска, при-
нудительное охлаждение (воздушное
или жидкостное), то для микроминиа-
тюрной аппаратуры, нашедшей широ-
кое применение в космической радио-
электронике, проблема тепловых режи-
мов остается трудно разрешимой.
Важным фактором сохранения рабо-
тоспособности микросхем является рав-
номерность распределения источников
тепловыделения, так как при этом
уменьшается возможность образования
«горячих» точек, приводящих к мест-
ному перегреву.
АПС работает в сложных темпера-
турных условиях, поэтому при проек-
тировании РЭА необходимо одновре-
менно рассматривать вопрос об умень-
шении температурных воздействий на
нее. Для этого можно уменьшать пре-
делы изменения температуры в отсеке
АПС, применять элементы и детали
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
209
с повышенной температурной стабиль-
ностью. При разработке радиотехниче-
ских систем следует использовать дис-
кретные или цифровые принципы дей-
ствия аппаратуры, которые обеспечи-
вают малое влияние нестабильности па-
раметров на выходные характеристики.
В герметичных отсеках с микрокли-
матом, где применяется система термо-
регулирования, можно уменьшить диа-
пазон температур окружающей среды,
хотя это и трудоемкая задача. Пред-
ставляет определенную сложность уст-
ранение локальных перегревов, кото-
рые образуются за счет выделения теп-
ла отдельными элементами аппаратуры.
Использование индивидуальных средств
охлаждения, вентиляторов, термоэлек-
трических холодильников и т. п. гро-
моздко и неэкономично, так как эти
устройства имеют низкий к.п.д.
Бороться с уменьшением температур-
ных перегревов можно выбором схем
с улучшенным к.п.д. и конструктив-
ными решениями при создании при-
бора. Транзисторы, диоды, модули по-
зволяют значительно улучшить к.п.д.
и уменьшить потребление энергии. На-
грев узлов, деталей и элементов при
одинаковой рассеиваемой мощности бу-
дет меньше в тех приборах, конструк-
ция которых обеспечивает лучший теп-
лообмен с окружающей средой. При
проектировании РЭА необходимо пом-
нить, что перегрев и охлаждение могут
недопустимо изменять характеристики
элементов, вызывать обратимые или
необратимые повреждения материалов,
деталей и узлов конструкции.
Для создания оптимальной конструк-
ции приборов используются следую-
щие приемы: определение класса при-
бора по конструктивным признакам,
расчет, создание тепловой модели, ис-
пытание модели, уточнение расчета,
разработка конструкции и ее испытание
в рабочих условиях.
Тепловой расчет не дает высокой точ-
ности, так как разработанная фунда-
ментальная теория передачи тепла пу-
тем конвекции, теплопроводности и из-
лучения не может быть перенесена без
изменений на методы тепловых расче-
тов РЭА. Конструкции элементов, дета-
лей, узлов и приборов РЭА имеют огра-
ниченные и сложные геометрические
формы, поэтому в формулы приходится
вводить дополнительные коэффициенты
и делать ряд допущений, так как кон-
струкция РЭА редко соответствует тем
геометрическим формам, для которых
выведены формулы тепловых расчетов.
Но, несмотря на приближенность рас-
четных формул, необходимо пользо-
ваться ими, поскольку это позволяет
более правильно оценить тепловые ре-
жимы аппаратуры на стадии проекти-
рования.
Конструктор РЭА должен уделять
большое внимание тепловым процессам
и уметь проводить оценочные расчеты
тепловых режимов. Довольно просто
могли бы решиться вопросы температур-
ной стабильности при наличии тепло-
стойких элементов и материалов, но
надо помнить, что не все элементы обла-
дают хорошими температурными харак-
теристиками. В РЭА температурные
поля имеют очень сложную зависимость,
и всегда существуют более «горячие»
точки, от которых в первую очередь
необходимо отвести тепло.
Приступая к расчетам температурных
полей аппаратуры необходимо знать:
—	периодичность работы аппаратуры;
—	потребляемую мощность и к.п.д.
элементов и устройств;
—	окружающие условия (среду, дав-
ление, температуру);
—	тепловые характеристики приме-
няемых элементов.
Отсек АПС, где размещена РЭА,
можно рассматривать как систему мно-
гих тел с большим количеством сосре-
доточенных источников энергии. Ана-
лиз температурных полей такой систе-
мы — сложная задача, которая реша-
ется приближенными методами.
В работе [16] даны теоретические
основы методов расчета некоторых
14 Автоматические планетные станции
210
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
классов РЭА, которыми можно поль-
зоваться для расчета аппаратуры, при-
меняемой в АПС, и которые служат
основой для создания новых методов
расчета с учетом специфики эксплуата-
ции аппаратуры.
Как правило, АПС работает периоди-
чески, поэтому при анализе тепловых
режимов аппаратуры необходимо учи-
тывать представляющие существенный
интерес нестационарные тепловые про-
цессы (например, время установления
стационарного режима может быть зна-
чительно больше, чем период работы
аппаратуры).
Конструирование РЭА, опирающееся
на совершенную методику расчета теп-
ловых режимов аппаратуры, позволит
создать оптимальные варианты кон-
струкций. Процессы теплообмена в гер-
метичных отсеках осуществляются за
счет теплопроводности конструктивных
элементов и воздушных прослоек, из-
лучения между кожухом прибора и
стенками отсека, а также вынужденной
или естественной конвекции. Тепловой
режим РЭА в отсеке зависит от энер-
гии, которая рассеивается элементами
и приборами во время работы, темпера-
туры окружающей среды, применяемых
теплопроводящих устройств и геометри-
ческих размеров отсека.
Общий баланс энергии для такого
отсека станции может быть выражен
уравнением
(?общ = (?т + (?к + (?л»	(3.28)
п
где (?общ = 2 Qi — суммарная мощность,
выделяемая приборами; QT — тепловой
поток, отводимый к кожуху путем
теплопроводности; — тепловой по-
ток, отводимый конвекцией; Q:i — по-
ток, отводимый излучением.
Определим влияние каждой состав-
ляющей потока на тепловой режим отсе-
ка. При работе станции в условиях не-
весомости конвективная составляющая
без принудительного обдува будет све-
дена к минимуму и большая часть теп-
лового потока будет передаваться теп-
лопроводностью. В этих случаях необ-
ходимо применять конструкционные
материалы с высоким коэффициентом
теплопроводности, большой площадью
поперечного сечения и небольшой дли-
ны. Поток, отводимый излучением, бу-
дет составлять единицы процентов
(6—8%) от QT. Принудительная венти-
ляция с хорошими аэродинамическими
характеристиками позволит значитель-
но улучшить отвод тепла от приборов.
В зависимости от тепловой энергии,
выделяемой приборами, выбирается та
или иная система обеспечения теплового
режима (СОТР), которая поддерживает
в гермоотсеке определенный диапазон
температур. Анализ и расчет СОТР
подробно рассмотрен во второй части.
Аппаратура, в которой электрическая
энергия преобразуется в тепловую, яв-
ляется источником тепла, корпус отсе-
ка и радиаторы СОТР — приемниками
тепловой энергии, а приборная рама,
элементы конструкции и окружающая
среда выполняют роль теплопередаю-
щих устройств.
Распространение тепла путем тепло-
проводности подчиняется закону Фурье
и выражается зависимостью
=	(3.29)
где QT — количество тепла, передан-
ного за единицу времени через участок
материала; % — коэффициент теплопро-
водности, характеризующий свойства
материала; b — толщина материала;
S — площадь поперечного сечения;
(^ — tj) — разность температур изо-
термических поверхностей i и J.
Конструктивно теплопередающие уст-
ройства выполняются в виде стержней,
плоских одинарных и многослойных
стенок, труб и т. п., для которых
по выражению (3.29) в стационарном
режиме нетрудно определить количе-
ство передаваемого тепла. Коэффициент
теплопроводности металлов составляет
примерно 400 втЦм-град), неметалли-
ческих материалов 5*10-2—8’Ю"1
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
211
вт/(м• град), жидкостей 9• 10-2—5 • 10-1
вт(м-град), а теплопроводность газов
составляет приблизительно одну деся-
тую долю коэффициента теплопровод-
ности жидкостей.
При анализе тепловых процессов про-
водят аналогию между процессами це-
реноса тепла и электричества. Разность
температур — tj) аналогична раз-
ности электрических потенциалов (Е1—
—Е2), количество тепла Q — силе тока
I, а величина b/'kS — сопротивлению
R. Тепловое сопротивление
Rii = тг	(330)
аналогично электрическому сопротив-
лению R = р-у; обратную величину
1/Rij = Oij называют тепловой про-
водимостью.
Выражение (3.29) можно представить
в виде
t. —
<2т = о -	(3.31)
ij
Количество тепла, переносимого в
единицу времени от твердого тела к воз-
душной среде или от воздушной среды
к твердому телу, определяется урав-
нением Ньютона — Рихмана
Qk —	(3.32)
где QK — количество тепла, передава-
емое от поверхности твердого тела к
среде; ак — конвективный коэффициент
теплообмена между поверхностью тела
и средой; tt, tj — температуры поверх-
ности тела и среды; Si — площадь по-
верхности теплообмена.
Конвективный коэффициент тепло-
обмена является сложной функцией
большого числа составляющих. Опре-
деление величины ак расчетным путем
представляет большую трудность. По-
этому часто пользуются эксперимен-
тальными данными, полученными при
определенных условиях, с поправкой
на рассматриваемые граничные усло-
вия. Нахождение ак расчетным путем
подробно изложено в монографии [16].
Тепловое сопротивление и тепловая
проводимость при конвективном пере-
носе тепла будут иметь зависимость
Кц = уу и вц = ак5|.	(3.33)
Передача тепловой энергии излуче-
нием осуществляется электромагнит-
ными волнами в диапазоне от 0,3 до
10 мк и подчиняется закону Стефана —
Больцмана, который описывается урав-
нением
(3.35)
где
Qn — епр ijCo
8пр ij
(L4-273.2)4
Ж i;) = 5,67.10-«bl--------L
— приведенная степень черноты тел i
и Б Со — коэффициент излучения абсо-
лютно черного тела; Tiy Tj — абсо-
лютные температуры тел f и /;	—
площадь поверхности тела; — ко-
эффициент облученности i-ro тела /-м
телом.
Тепловое сопротивление и тепловая
проводимость при теплообмене излу-
чением определяются следующими вы-
ражениями:
= а g »	— ал*5г»	(3.36)
где
ал = enpij Фи/	£;)»
(tj+ 273,2)4
~j	’
(3.37)
Передача тепла излучением будет эф-
фективнее при больших температурах
(свыше 100° С), а также при увеличении
излучающей поверхности S и ее сте-
пени черноты 8.
РЭА классифицируют по конструктив-
ным признакам на:
—	одноблочную в пылезащищенном,
герметичном, перфорированном кожухе;
—	с высокой, средней и низкой плот-
ностью монтажа;
14*
212
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
Рис. 127. Схематическое (а) и условное (б) изображе-
ния прибора (h — высота условной нагретой зоны)
1 _ элементы прибора;
2	— кожух;
3	— основание (шасси);
4	— условная нагретая зона
—	кассетной конструкции;
—	с различным тепловыделением и др.
Аппаратура любого класса, применя-
емая в АПС, характеризуется плотно-
стью компоновки. Малые расстояния
между элементами, деталями и узлами
образуют в аппаратуре области застой-
ного воздуха, т. е. конвективное дви-
жение газа отсутствует и теплообмен
осуществляется только путем тепло-
проводности через конструктивные эле-
менты и газовые промежутки и частично
путем лучеиспускания. В лучистом теп-
лообмене участвуют лишь элементы,
находящиеся вблизи кожуха и шасси,
а излучение тепловой энергии от эле-
ментов, находящихся во внутренней
части аппарата, экранируется соседни-
ми элементами. Следовательно, аппара-
туру АПС, находящуюся в невесомо-
сти и на поверхности планет, можно рас-
сматривать как тело, окруженное замк-
нутой оболочкой без конвективной со-
ставляющей.
Для определения тепловых характе-
ристик аппарата используют метод по-
следовательных приближений, так как
зависимость коэффициента теплоотда-
чи от температуры носит нелинейный
характер. В разработанной методике
[16] радиоэлектронный аппарат рас-
сматривается как система тел, состоя-
щая из кожуха (оболочки), нагретой
зоны, которая включает элементы, вы-
деляющие тепло известной мощности,
и среды, заполняющей свободный объ-
ем аппарата.
На рис. 127 схематически и условно
показан одноблочный радиоэлектрон-
ный аппарат, расчет теплового режима
которого при известных геометрических
размерах аппарата, заданных значениях
температуры окружающей среды tc и
рассеиваемой мощности Q осуществля-
ется в два этапа.
Вначале определяется температура
кожуха tK по выражению [16]
tK = tc + Q ---,	(3.38)
°к.с
где (Тк.с — тепловая проводимость от
кожуха к среде. Затем находится тем-
пература условной нагретой зоны
1
*н.з = tK + Q ---,	(3.39)
°н.з.к
где (Тн.з.к — тепловая проводимость от
условной нагретой зоны к кожуху.
Анализируя уравнения (3.38) и (3.39),
видим, что тепловая проводимость яв-
ляется функцией конструкции аппарата,
т. е. размещения тепловыделяющих и
конструктивных элементов, совершен-
ства «тепловых мостов» между нагре-
той зоной и кожухом (шасси), теплопро-
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
213
водности материалов и геометрических
размеров радиоэлектронного аппарата.
Температура перегрева кожуха St =
= tK — tc является функцией следую-
щих параметров:
St = St(Q, L, h, tc, e, H),
где L, h — геометрические размеры ап-
парата и нагретой зоны, Н — давление
газовой среды.
По результатам расчета строятся гра-
фики (рис. 128)
Л (Q) =	(3.40)
= ^н.з	(3.41)
На основании этих графиков можно
сделать следующие выводы:
1) при конструировании РЭА необ-
ходимо стремиться к уменьшению пере-
пада температуры между и fH,3;
2) с помощью тепловых характери-
стик можно определить температуру
кожуха tK и температуру условной на-
гретой зоны /н.з при заданной мощно-
сти Q и температуре окружающей сре-
ды tc.
По заданным температурам перегре-
ва Д^н.з и можно также опреде-
лить максимальную мощность, рассеи-
ваемую элементами.
Рациональные конструктивные и тех-
нологические способы создания аппа-
ратуры могут значительно улучшить
тепловые режимы РЭА. Так, покрытие
деталей и кожуха красками, имеющими
степень черноты е = 0,9, снижает тем-
пературу кожуха по сравнению с неок-
рашенными поверхностями на 20—30%,
а температуру нагретой зоны — на 12—
18%. Применение «тепловых мостов»
с использованием материалов, имею-
щих высокие коэффициенты теплопро-
водности, может снизить температуру
на 30—40%. Для улучшения тепловых
режимов необходимо сочетать все прие-
мы охлаждения.
При размещении РЭА в негерметич-
ном отсеке АПС перед разработчика-
Рис. 128. Тепловая характеристика кожуха и нагретой
ионы
ми аппаратуры встают дополнительные
проблемы, одна из которых — обеспе-
чение нормального теплового режима.
Как было показано, роль конвектив-
ной составляющей при теплообмене в
герметичном отсеке АПС сводится к
минимуму, а газовые прослойки между
элементами и кожухом являются вы-
соким тепловым сопротивлением, т. е.
через них передается ограниченное ко-
личество тепла. Отсутствие газовых
прослоек в вакууме существенного вли-
яния на процесс теплообмена в аппара-
туре не окажет. Ту часть тепла, которая
передавалась через газовые прослойки
от тепловыделяющих элементов к ко-
жуху, в условиях вакуума можно пере-
дать с помощью хороших «тепловых
мостов». Основная часть тепла в усло-
виях вакуума будет передаваться пу-
тем теплопроводности и лучеиспуска-
ния. Поэтому при создании аппарату-
ры особое внимание надо обращать на
конструктивные и технологические при-
емы.
При компоновке схемных элементов
(если позволяют электрические связи)
надо стремиться наиболее тепловыде-
ляемые элементы соединять с корпусом
(шасси) или кожухом «тепловыми мос-
тами» из высокотеплопроводных мате-
риалов, а также уменьшать экрани-
ровку для лучистой передачи тепла со-
седними элементами. Следует также
214
Конструкция АПС и способы доставки их на поверхность планет
тщательно выбирать покрытия с необ-
ходимой степенью черноты е, помня
о том, что в условиях глубокого ваку-
ума некоторые покрытия могут испа-
ряться и изменять величину е.
Контактирующие поверхности в ап-
паратуре и раме негерметичного отсека
должны иметь высокую степень плос-
костности и чистоты обработки для по-
нижения теплового сопротивления. Теп-
ловое сопротивление контакта умень-
шается с увеличением нагрузки на со-
прикасающиеся поверхности, но на по-
верхностях с высокой чистотой обра-
ботки мало зависит от нагрузки.
Для уменьшения теплового сопротив-
ления можно применять следующие
приемы:
—	на контактные поверхности нано-
сить напыление или гальваническое
покрытие высокотеплопроводными и
высокопластичными металлами;
—	применять высокотеплопроводные
прокладки из мягких металлов;
—	вводить в зону контакта порошко-
образные вещества;
—	производить пайку или сварку;
—	применять клеевые соединения с
высокотеплопроводными наполнителя-
ми.
Если РЭА с большим тепловыделе-
нием разрабатывалась для гермоотсека
с применением принудительного ох-
лаждения газом, то при размещении этой
аппаратуры в негерметичном отсеке
требуется провести тщательный ана-
лиз тепловой модели, расчет темпера-
турных полей и испытать аппаратуру.
Для обеспечения нормального теплово-
го режима в такой аппаратуре необхо-
димо развивать поверхности с высокой
степенью черноты, источники тепла рас-
средоточивать по всему объему равно-
мерно и применять конструктивные ма-
териалы с высоким коэффициентом теп-
лопроводности.
Другой важной проблемой является
испарение, или сублимация, материа-
лов. Скорость сублимации увеличива-
ется с возрастанием температуры мате-
риала. Большинство металлов, которые
нашли широкое применение в про-
изводстве РЭА, такие, как сплавы алю-
миния, меди и титана, а также полу-
проводники германий и кремний, име-
ют незначительные потери, не считая
потерь при довольно высоких темпера-
турах. Наибольшая скорость испарения
наблюдается у кадмия и цинка, которые
применяются как покрытие металлов.
В неорганических соединениях по-
тери могут происходить за счет суб-
лимации молекул соединения или вслед-
ствие разложения соединения на эле-
менты или на более простые соединения;
некоторые из них могут быть летучими.
Органические материалы, применяе-
мые в РЭА,— полимерные соединения,
потери которых в вакууме происходят
не сублимацией, а превращением соеди-
нения в более простые и более летучие
фракции.
При наличии температурного гра-
диента между поверхностями элементов
металл может сублимироваться с на-
гретой поверхности и конденсироваться
на холодной, образуя тонкую пленку,
что может послужить причиной корот-
кого замыкания. Продукты разложения
органических и неорганических мате-
риалов могут осаждаться в виде изоли-
рующего слоя и нарушать нормальный
режим работы схемных элементов.
Методом борьбы с сублимацией явля-
ется применение защитного поверхност-
ного покрытия материалов, а также соз-
дание наименьшего теплового градиента
между элементами конструкции.
Если РЭА находится в вакууме по-
рядка 10"10—10-12 мм рт. ст., то внутри
аппарата давление будет выше, так как
применяемые материалы обладают га-
зовыделением. Количество газа, а сле-
довательно, и давления во внутренней
части аппаратуры можно регулировать
путем изменения размеров щелей в ко-
жухе, а также применением специаль-
но газящих веществ.
Давление газа в аппаратуре может
достигать 10’3—10° мм рт. ст. Пони-
Конструирование радиоэлектронного оборудования АПС
215
женное давление газа наиболее опасно
для электрического пробоя. Известно,
что пробивное электрическое напряже-
ние газового промежутка является
функцией от произведения давления
газа р на расстояние между электрода-
ми d (правило Пашена):
unp = Hpd).
Анализ кривой Пашена показывает, что
наиболее опасно давление 1—0,1 мм
рт. ст., но при напряжении ниже 200 в
возникновение пробоя воздушного про-
межутка не вызывает опасения.
При напряжениях выше 200 в в ап-
паратуре необходимо применять допол-
нительную изоляцию или увеличивать
расстояния между опасными электро-
дами. При пониженном давлении из-
меняется диэлектрическая проницае-
мость воздуха, которая может изменять
частоту стабильного контура. При соз-
дании аппаратуры, в которой частоты
контуров должны быть стабильны, не-
обходимо тщательно разрабатывать ме-
тодику испытаний в воздухе и вакууме
или применять частичную герметиза-
цию.
Литература к третьей части
1.	П. М. Афонин и др. Беспилотные летательные
аппараты. М., «Машиностроение», 1967.
2.	М. Г. Крошкин. Физико-технические основы кос-
мических исследований. М.» «Машиностпоение».
1969.
3.	Е. Г. Гинзбург. Волновые зубчатые передачи,
Л., «Машиностроение», 1969.
4.	Олсен. Проектирование электронной аппаратуры
с учетом воздействия радиации, ч. II.— «Элект-
роника, 1965, 38, К» 1.
5.	Джафф, Риттенхгауз. Поведение материалов в
космических условиях.— Ракетная техника,
1962, № 3.
6.	Уилкинсон. Критерий пробивания двухслойных
конструкций при столкновении с метеором.—
Ракетная техника и космонавтика, 1969, № 10.
7.	Л. В. Леонтьев, А. В. Тарасов, И. А.Терешкин.
Некоторые особенности формы кратеров, обра-
зованных высокоскоростными частицами в полу-
бесконечной преграде.— Космические исследо-
вания, 1971, 9, вып. 5.
8.	П. Е. Персер и др. Пилотируемые космические
корабли. М., «Машиностроение», 1968.
9.	Уорт. Система спуска и посадки на Марс бес-
пилотных космических аппаратов. — Ракетная
техника и космонавтика, 1967, 5, № 1.
10.	Г. П. Катыси др. Информационные роботы и
манипуляторы. М., «Энергия», 1968.
И. Струхаль, Карри, Дженни. Тепловая защита от-
сека экипажа космического аппарата «Апол-
лон». — Вопросы ракетной техники, 1967,
№ 4.
12.	М. Л. Волин. Паразитные связи и наводки. М.,
«Советское радио», 1965.
13.	Л. Г. Ширшев. Ионизирующие излучения и
электроника. М., «Советское радио», 1969.
14.	Влияние облучения на материалы и элементы
электронных схем. Перев. с англ, под ред. С. П.
Соловьева и В. Н. Быкова. М., Атомиздат,
1967.
15.	В. С. Ильинский. Защита аппаратов от динами-
ческих воздействий. М., «Энергия», 1970.
16.	Г. Н. Дульнев, Э. М. Семяшкин. Теплообмен в
радиоэлектронных аппаратах. М., «Энергия»,
1968.
ЧАСТЬ ЧЕТВЕРТАЯ
Средства сбора
и передачи информации
и системы энергопитания
При изучении космического простран-
ства огромную роль играет вопрос пере-
дачи информации. Практически цен-
ность любого эксперимента во многом
определяется тем, каким образом пере-
давалась она с борта КА. Оттого, с ка-
кой скоростью и точностью обрабаты-
валась информация на борту КА, за-
висит достоверность ее при восстанов-
лении на приемных пунктах. При оцен-
ке достоверности информации также, ва-
жно и то, как она передавалась по ка-
налу АПС — Земля, т. е. какова вер-
ность передаваемой информации или ее
помехоустойчивость.
Одной из интересных проблем при
передаче информации является ее ин-
формационная эффективность. Этот тер-
мин говорит о том, насколько экономно
и рационально мы загружаем радиоли-
нию информацией. Эти два параметра—
помехоустойчивость и информацион-
ная эффективность — имеют наиболь-
ший вес во всей сумме параметров, оп-
ределяющих эффективность всей радио-
линии в целом. Поэтому при проектиро-
вании космических радиолиний уделя-
ется наибольшее внимание вопросам
помехоустойчивого кодирования, вос-
становления данных, сокращения из-
быточности и выбора моделей сообще-
ний. Для иллюстрации материала при-
водятся данные о возможностях радио-
линии при передаче информации с ма-
лых по энергоемкости космических объ-
ектов.
Дальнейшее освоение космоса невоз-
можно без надежных источников энер-
гии, способных длительное время рабо-
тать в неблагоприятных условиях меж-
планетного пространства и обеспечи-
вать непрерывное питание научного и
телеметрического оборудования АПС.
В настоящее время отношение веса
бортовой энергетической установки к
общему весу КА составляет в среднем
25%. Отсутствие надежных и долго-
вечных источников питания может ока-
заться узким местом в будущих косми-
ческих исс ледов аниях.
ГЛАВА 14
Система связи
автоматической планетной
станции
14.1. Характеристики источников ин-
формации.
При выполнении телеметрических из-
мерений определяемая физическая ве-
личина превращается с помощью дат-
чиков в электрическое напряжение,
модулирующее сигнал радиолинии. Ос-
новные типы датчиков составляют две
группы — аналоговые и цифровые.
Аналоговые датчики бывают тензо-
метрические, индуктивные, потенцио-
метрические и датчики напряжений,
амплитуда которых изменяется в пре-
делах, установленных стандартом. Это
напряжение должно быть пропорцио-
нальным изменяющейся физической ве-
личине. Первоначальное кодирование
имеет целью преобразование сообще-
ния таким образом, чтобы его величина
соответствовала установленному стан-
дарту.
Цифровые датчики осуществляют по-
добные же преобразования, но различие
их заключается в том, что на выходе
этих устройств получается не напряже-
ние, а ряд хаотично расположенных по
оси времени импульсов. Для их даль-
нейшего преобразования и передачи ис-
пользуются различные виды накопите-
лей. Обычно накопители представляют
собой счетчики, которые принимают
ряд случайно расположенных импуль-
сов от датчика в течение заданного ин-
тервала времени. В конце этого перио-
да содержащаяся в счетчике информа-
ция считывается кодирующим устрой-
ством. В современной измерительной
технике используется большое количе-
ство цифровых датчиков в комплексе с
накопителями. К ним относятся также
цифровые датчики с логарифмическими
счетчиками, анализаторы амплитуды
импульсов цифровых датчиков и т. д.
Рассмотрим сигналы, снимаемые с
аналоговых и цифровых датчиков. Для
описания процессов, снимаемых с ана-
логовых датчиков, могут быть исполь-
зованы такие известные характеристи-
ки случайных процессов, как плотность
распределения при фиксированном вре-
мени, математическое ожидание, дис-
персия, корреляционная функция или
мгновенная спектральная плотность
мощности. Свойства процесса, снимае-
мого с цифрового датчика, описываются
характеристиками потока случайных со-
бытий или величин.
Обычно все случайные процессы де-
лятся на стационарные и нестационар-
ные. Для стационарных процессов ха-
рактерна независимость от времени тех
или иных параметров (моментов, функ-
ции распределения и т. д.). К классу
нестационарных процессов относятся
процессы, для которых имеются какие-
либо зависимости соответствующих па-
раметров от начала отсчета (или от вре-
мени).
Сигналы от датчиков суть процессы,
которые описываются частным показа-
телем и (^),где£ —время. Следователь-
но, процессы, снимаемые с датчиков
(как аналоговых, так и цифровых),
можно рассматривать как нестационар-
218
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
ные. В общем виде анализ таких про-
цессов затруднителен, поэтому исполь-
зуется понятие квазистационарного
процесса, которое охватывает большую
группу нестационарных сигналов, рас-
сматриваемых в теории связи.
Рассмотрим некоторые свойства про-
цессов, снимаемых с аналоговых датчи-
ков. Квазистационарный процесс u(t)
в данном случае характеризуется экс-
поненциальной или экспоненциально-
косинусной корреляционной функцией
2?(т) на интервале стационарности [1,2].
Это значит, что спектральная плотность
такого процесса представляет собой
дробно-рациональную функцию. В слу-
чае, когда реальная корреляционная
функция не экспоненциальная, при ус-
ловии 7? | т | -> О при т —> оо ее можно
аппроксимировать по методу наимень-
ших квадратов линейной комбинацией
экспонент [1]:
2?(т) = е"а1т1(1 4- ос | т|).	(4.1)
Для квазистационарного процесса не-
обходимым условием является выпол-
нение неравенства ТСтац Тпер» где
Т’пер — время переходного процесса
при изменении характеристик случай-
ной функции и (£), а ГСтац — время
стационарного процесса. Часто на сиг-
нал накладывается требование диффе-
ренцируемости в среднеквадратичном,
что в реальных условиях означает филь-
трацию сигнала через линейные устрой-
ства. Это значит, что случайный про-
цесс и (i) получается путем пропуска-
ния нормального белого шума через
фильтр низкой частоты, полоса про-
пускания которого Дсо плавно меняется
за время Тпер через интервал ТСтац,
причем выполняется условие указан-
ного выше неравенства.
Ширина спектра квазистационарного
процесса имеет релеевское распреде-
ление, так как основное время спектр
находится в области низких частот.
Одна из характеристик этого процес-
са — спектральная плотность на интер-
вале Т’стац- Из теории непрерывных
марковских процессов известно, что
если случайный процесс и (t) есть ре-
зультат прохождения нормального бе-
лого шума £ (t) со спектральной плот-
ностью Gq/2 через линейное устройство
с частотной характеристикой А" (/со),
то спектральная плотность процесса
и (£) будет дробно-рациональной и оп-
ределится выражением [3]
(4.2)
где
(/Ш)12 = (а2 + Ш2)2 » а = ~ffC ’
Здесь а — случайная величина, имею-
щая релеевское распределение:
_ а2
W (а) = ~е 2°« .	(4.4)
Выражение (4.2) можно представить
в другом виде:
с2 4з3
= "л” (а2 + со2)2 ’	<4,5)
где сг2 — дисперсия процесса и (i). При
этом максимальная удельная содержа-
тельность сигнала или максимальная
скорость передачи информации равна
7c = A^clog2fl+4^L
\	Ш /
(4.6)
где AFC — ширина спектра сигнала,
равная Su (со).
Для квазистационарного процесса
формула (4.6) может быть преобразо-
вана:
г	Рр(Д*4)-1
1С (ДМ = S [со (ДМ] log2 1 +	•
L	ш J
(4.7)
Таким образом, источник квазиста-
ционарного сигнала можно рассматри-
вать как некоторый информационный
генератор, производительность которо-
го изменяется скачками при переходе
от i-ro временного интервала к
(г + 1)-му.
Система связи АПС
219
Если характеристика канала переда-
чи информации не зависит от передавае-
мого сигнала (так обстоит дело в боль-
шинстве современных систем связи), то
пропускную способность канала связи
/к приходится рассчитывать для наи-
худшего случая, т. е. для максималь-
ного значения Ic (Ati) при S [со (Д^)]—->
-> £тах [со (Д/г)1. Поэтому при передаче
информации с малой вероятностью оши-
бок обычно соблюдается условие
Л = Д; inaxAmax log?, f 1 -]	—•—j. (4.8)
Практически для всех сигналов зна-
чение Листах будет реализовываться
сравнительно редко (из-за релеевского
распределения), и поэтому большую
часть времени система связи будет ра-
ботать неэффективно.
Рассмотрим модель сигнала, снима-
емого с цифрового датчика. Цифровые
датчики обычно выдают бинарный сиг-
нал, подобный случайному телеграф-
ному сигналу. При этом информация
содержится в моментах перехода по-
следнего через нуль. Подобная модель
может быть рассмотрена либо методами
теории массового обслуживания [4,5],
либо методом дискретных марковских
цепей [6—8].
В качестве модели сигнала в первом
приближении можно выбрать пуассо-
новский поток, характеризуемый мгно-
венной плотностью X (t) [5,9]. Закон
распределения времени между двумя
соседними сменами полярности (точка-
ми) определяется выражением [4,5,9]
/о~Н
И%(Ц = k(t0 + Цехр{^ Х(ЦЛ|, (4.9)
где tQ — начало отсчета, совпадающее
с первым из двух соседних перемен
знака.
Рассмотрим нестационарный пуас-
соновский поток точек. Для этого про-
цесса целесообразно использовать мо-
дель однородного марковского источни-
ка [7,8]. Тогда задача о среднем време-
Рис. 129. Зависимости тп, от а для различных значе*
НИЙ Р
ни между соседними сменами полярно-
стей будет аналогичной задаче о слу-
чайных блужданиях частицы, имеющей
два состояния.
Введем некоторые обозначения: Е —
событие, эквивалентное перемене
знака; Ё — противоположное событие;
а — вероятность того, что событие Е
произойдет в момент t = (к 4- 1) TQ,
если в момент kTQ событие Е имело
место; р — вероятность того, что со-
бытие Е произойдет в момент t = (к +
+ 1) То, если в момент кТ0 произошло
событие Е\ Pi — вероятность появле-
ния события Е в первом такте; qi —
вероятность появления события Е в
первом такте; qi = 1—Рг.
Простая марковская цепь может быть
определена с помощью матрицы пере-
хода
Для нахождения среднего интервала
между переменами знака необходимо
знать вероятность дп-кратного появле-
ния события Е за п тактов (за время
пТ0). Обозначим вероятность появле-
ния этого события через Рп (дп). Тогда
среднее число перемен знака за время
пТ0 определится выражением
п
m = 2	0-И)
m—0
220
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Для расчета Рп (тп) можно использо-
вать асимптотическую формулу Муав-
ра — Ланяаса [7]
1 — —
P.W- ,	-1 + .-se s- <4-,2>
I/ 2лпРа ---------7-5-
V 4 1 — а + 3
где
т (1 — Р)
it — г _	. —-----
1 /mtt (1 — а) + (п + т) 3(1 — 3)
V (1 — а 4- З)2
0.13)
Зависимости т от а для различных зна-
чений р приведены на рис. 129.
14.2. Выбор метода кодирования.
Чтобы передать на расстояние или за-
помнить информацию о характеристи-
ках состояния или поведения контро-
лируемого набора научных приборов,
на передающей стороне формируется
совокупность сообщений. Располагая
сообщениями или получив их, мы после
некоторых действий над ними извле-
каем интересующую нас информацию.
Существует много способов формиро-
вания сообщения (напряжения с датчи-
ков) при разнообразных физических но-
сителях. Математическое описание со-
общений называется представлением.
Совокупность представлений обычно за-
писывают в виде матрицы
V(0 =
V1 (0
МО
(4.14)
т. е. сообщение представляется случай-
ной векторной функцией V (t), описы-
ваемой совокупностью случайных функ-
ций PHO, V2 (f), ..., Vn (t).
Носителями сообщений в канале свя-
зи являются электро- и радиосигналы.
Передачу информации о поведении объ-
екта в этом случае можно представить
в виде последовательности преобразо-
ваний
где U (/) — совокупность конечного
числа частных показателей контроли-
руемого объекта; S (t) — совокупность
полезных сигналов, формируемых на
передающей стороне для передачи со-
общений V (£); X (f) — сигналы, по-
лучаемые на приемной стороне и от-
личающиеся от S (I) за счет искаже-
ний.
Отличия X (f) от S (t) обусловловлены
тем, что восстанавливаемые сообще-
ния VB (f) и характеристика поведения
объекта t7B (I) отличаются от истин-
ных V (t) и U (t)
Из множества возможных представ-
лений необходимо отобрать лучшее,
руководствуясь требованиями [ 10], что
представление должно удовлетворять
следующим условиям:
1)	обеспечивать возможность восста-
новления характеристик состояния и
поведения объекта с требуемой верно-
стью при использовании каналов связи
с минимальной реальной пропускной
способностью Ск;
2)	реализовываться аппаратурой при-
емлемой сложности с достаточно высо-
кой надежностью работы;
3)	облегчать решение задачи практи-
чески одновременной передачи инфор-
мации о большой совокупности частных
показателей и характеристик, т. е. об-
легчать построение многоканальной ли-
нии связи.
Все эти требования одинаково обя-
зательны как для аналоговых, так и для
цифровых систем связи.
Особенностью аналоговых систем свя-
зи является то, что представление V^‘
задается множеством реализаций
а особенностью цифровых — представ-
ление задается конечно-счетным
б) б)
множеством v\, ..., ип .
Цифровые системы имеют ряд суще-
ственных преимуществ перед аналого-
выми, и поэтому в последнее время им
уделяется все большее внимание. Ос-
новные преимущества цифровых систем
следующие [10]:
Система связи АПС
221
1)	возможность передачи результа-
тов измерений со значительно мень-
шими ошибками, вносимыми системой;
2)	при неоднократной ретрансляции
вносимые всякий раз малые ошибки не
накапливаются;
3)	при высокой точности передачи
результатов измерений и хороших энер-
гетических показателях эти системы
могут занимать меньшую полосу частот,
чем аналоговые.
Цифровые методы передачи инфор-
мации подразделяются на амплитудно-
импульсную, время-импульсную, ши-
ротно-импульсную и кодово-импульс-
ную (КИМ). Наиболее помехоустойчива
КИМ.
Рассмотрим в общем виде кодирова-
ние информации. Известно, что коди-
рование есть представление сообщений
символами или группами символов, вы-
полняемое по определенным правилам,
и частный случай представления инте-
ресующих нас сведений, когда множе-
ство их реализаций конечно-счетное.
Коды характеризуются алфавитом и
числом символов в алфавите. Число
различных символов в алфавите — ос-
нование кода. Сигнал, образуемый пу-
тем комбинации нескольких символов,
называется словом или кодовой комбина-
цией. Число кодовых комбинаций ха-
рактеризуется выражением
М = ак,	(4.15)
где а — основание кода; к — разряд-
ность кода, т. е. количество символов
в слове.
В последнее время основной систе-
мой связи стала система кодово-им-
пульсной модуляции. КИМ включает
в себя всевозможные модификации ко-
дов. Ниже рассмотрены основные свой-
ства этого кода [11].
Ширина полосы
И'ким =	(4.16)
где т — число символов в кодовой груп-
пе; ТУ0 —- ширина спектра сигнала дат-
чика.
Полоса частот, необходимая для КИМ,
в идеальном случае в т раз больше той,
которая нужна для непосредственной
передачи сигнала WQ.
Пороговая мощность при условии
равновероятности всех уровней равна
Ps = KbN0^~,	(4.17)
где К — коэффициент (К ~ 10); N —
мощность шума в полосе W; а — осно-
вание кода.
Пропускная способность системы свя-
зи выражается уравнением
Ck, = W4og2(l+-^),	(4.18)
где Рс — средняя мощность сигнала;
No — спектральная мощность помех,
или
Ck, = W log2	.	(4.19)
При Ps = К2Рс/12 уравнения (4.18)
и (4.19) совпадают. Таким образом,
КИМ требует в А2/12^8 раз большей
мощности, чем теоретически необходи-
мо для осуществления канала с задан-
ной пропускной способностью при дан-
ной ширине полосы.
Помехоустойчивость КИМ определя-
ется величиной отношения сигнал/шум
(Рс/Рш) В полосе 2т Wo, необходи-
мой для правильного воспроизведения
на приемной стороне кода. Для малых
по энергоемкости АПС вопрос помехо-
устойчивости, т. е. минимизации от-
ношения PdPui на одну двоичную еди-
ницу, имеет большое значение, так как
в зависимости от этого отношения необ-
ходимо либо уменьшать, либо увеличи-
вать мощность передатчика.
Вероятность ошибки символа кода
может быть рассчитана по формуле
222
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
где
F(x) =
1 — erf
(4.21)
— интеграл вероятности; Еь — энер-
гия, затрачиваемая на одну двоичную
единицу.
Известно, что вероятность ошибки
слова равна [12]
Л>ш.сл = 1 - (1 - Р)к= 1 - (1 - Pou,)RT,
(4.22)
где к — разрядность кода (1,2,3, ...,
К); R — скорость источника сообще-
ний, дв-ед./сек', Т —длительность со-
общения, сек.
Согласно соотношениям (4.20) и (4.22)
при любых фиксированных R и Рс
вероятность ошибки приближается к
единице при возрастании длительности
сообщения Т, а следовательно, и к.
При фиксированных Т и No вероят-
ность может быть уменьшена только
путем увеличения энергии, затрачи-
ваемой на одну двоичную единицу, что,
в свою очередь, достигается либо уве-
личением средней мощности Рс> либо
уменьшением скорости R. В работе
[12] приведено значение средней вероят-
ности ошибки кодового слова, пригод-
ное для любого вида кода:
[7?о Rn]^	(4.23)
где z — длина кодового слова;
( Г
Ко = 1 — log2jl 4-ехр ------(4.24)
г» 7? дв. ед./сек
Rn — ~~гГ —----------1--•	(4.25)
D измерение/сек	'	'
Исходя из соотношения (4.23), сред-
няя вероятность ошибки, а следова-
тельно, и вероятность ошибки по край-
ней мере для одного кода в ансамбле
может быть сделана произвольно ма-
лой за счет выбора достаточно боль-
ших z, если только 7?.у составляет вели-
чину, меньшую показателя экспонен-
циальной оценки Ro. При -> оо
Яо—>1. Можно предположить как след-
ствие, что при проектировании системы
передачи, в которой РОш убывает экс-
поненциально с ростом z, можно вы-
брать z настолько большим, что числа
10Рол и 100 Рош будут достаточно ма-
лыми.
Необходимо установить, существу-
ет ли практически реализуемый код,
для которого вероятность ошибки удов-
летворяет верхней оценке, получае-
мой по формуле (4.23). Чтобы вероят-
ность ошибки удовлетворяла границе
случайного кодирования с парамет-
ром Д, необходимо, чтобы сигналы бы-
ли статистически независимыми (по-
парно) [12]. К таким сигналам относят-
ся коды с проверкой на четность. У
этих кодов слова попарно статистиче-
ски независимы и каждый код в ан-
самбле может быть построен при помо-
щи устройства, сложность которого уве-
личивается с ростом длины кодовых ог-
раничений Z:
Z = RT.	(4.26)
В последнее время проведено до-
вольно много исследований кодирую-
щих устройств с проверкой на чет-
ность, составлены каталоги оптималь-
ных, т. е. обладающих наименьшей
ошибкой Рош, двоичных кодов для слу-
чаев, когда Z и Z— к одновременно ма-
лы [12, 13]. Существующие методы на-
хождения оптимальных кодов, по су-
ществу, исчерпываются методами пере-
бора и проверки. Эти методы обычно
не могут быть применены в случаях,
когда Z или (Z— к) велики. Общий ал-
горитм построения конкретного кода,
для которого можно было бы доказать,
что вероятность ошибки оценивается
сверху соотношением (4.23), неизвес-
тен.
Пользуются также классом кодов,
связанных с их корреляционной обра-
боткой. Задача кодирования в этом слу-
чае заключается в поиске сигналов,
максимально не коррелированных меж-
Система связи АПС
223
ду собой. К этому классу кодов относят-
ся в основном ортогональные последо-
вательности. Термин «ортогональность»
означает некоррелированность сигна-
лов, т. е. максимульную их непохо-
жесть. У ортогональных кодов имеется
несколько модификаций, в том числе
биортогональные коды.
Ортогональные коды удовлетворяют
требованию [12]
Р(^ьЪ) = 0,	f=^J,	(4.27)
где р (х) — функция корреляции; Vi,
Fj — ортогональные коды.
Для этих кодов должно удовлетво-
ряться условие М = к, так как число
ортогональных векторов в М-мерном
пространстве равно М.
Биортогональные коды образуются
из векторов ортогональных кодов и их
негативов. Негатив есть код, получае-
мый из исходного заменой 1 на—1 и
наоборот. Для них должно выполняться
условие
2к = М,	(4.28)
Рассмотрим ортогональные и биор-
тогональные коды с точки зрения их
помехоустойчивости. Вероятность пра-
вильного приема ортогонального сигна-
ла выражается формулой [14]
Vexp[-v*/2]
Рпр “ 3 V2S
X [eri(v1 + V2PT/N0)]M-1dv1,
(4.29)
где — переменная интегрирования.
При М -> оо
[ 1	при р<Чп2,
ИтРош = |0	при p>In2)	0-30)
где р = PcTbl No.
Ортогональные сигналы при М -> оо
могут обеспечить безошибочную пере-
дачу со скоростью
R =	< X = lim Ср-
1 ь I*1 2^0 W-*oo
Таким образом, если полоса частот
не ограничена, а длительность сигнала
может бесконечно возрастать, то орто-
гональные коды имеют наилучшие ха-
рактеристики при М оо и скорость
передачи приближается к предельной,
т. е. происходит обмен полосы на вход-
ную мощность сигнала.
Для биортогонального кода выра-
жение ошибки приема аналогично вы-
ражению для ортогонального кода, од-
нако вероятность ошибки несколько
меньше. В табл. 11 приведены данные о
помехоустойчивости РОш обычной КИМ,
ортогонального и биортогонального ко-
дов при к = 5, из которых следует, что
при использовании биортогонального
кода система радиосвязи становится бо-
лее помехоустойчивой.
Таблица И
Рс/Рш	рош		
	КИМ неполи- рованная	ортогона- льный код	биортогональ- ный код
2	8-Ю'1	8-10-2	8-10-2
3,5	2-10-1	9-Ю"3	2-10-3
6	2-Ю"2	-+0	—0
10	1-Ю-3	-0	->0
Для ортогонального кода отношение
ширины полосы фильтра низкой часто-
ты Жг.ч к производительности источ-
ника информации R равно [14]
VFH4 __ М 2^2
A 21og2 М ~ к ’
(4.31)
где М = 2к, а для биортогонального
кода
W	M/2	9fe“2
vy н-ч __	'	±___	(4.32)
R 2 log2M А: ’
Из сравнения формул (4.31) и (4.32)
можно сделать вывод, что отношение
Ин.ч/Й для системы с биортогональны-
ми кодами вдвое меньше, чем для систе-
мы с ортогональными кодами. Кроме
224
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
того, в системе, использующей биорто-
гональные сигналы, при приеме необ-
ходимо иметь только М/2 различных
корреляторов или согласованных филь-
тров, так как остальные М/2 сигналов
имеют ту же форму, но противополож-
ный знак. Это позволяет существенно
упростить систему связи. Поэтому биор-
тогональные коды уже нашли приме-
нение в системе космической связи [15].
Для сравнения укажем, что при по-
элементном приеме некодированной
КИМ (по огибающей сигнала) для мак-
симизации P^Pui необходимо, чтобы
И^н.ч/Т? ~ 1,5 [16]. Таким образом,
при использовании простой некодиро-
ванной КИМ для получения приемле-
мой вероятности ошибки на символ
кода /?ош ~ Ю'3 величина отношения
сигнал/шум должна быть больше 10.
У корректирующих кодов существует
пороговая мощность с Рс/Лп ~ 4;
выше этой мощности корректирую-
щие коды очень эффективны. Эти коды
требуют большого числа проверочных
символов, чтобы приблизиться к верх-
ней оценке Рош. Корректирующие коды
более помехоустойчивы, чем простые,
однако они не полностью решают во-
прос о помехоустойчивости системы свя-
зи в целом. Более обнадеживающие
результаты дают ортогональные коды
LR0 > 1] [см. формулу (4.23)]. При ис-
пользовании этих кодов можно прибли-
зиться к предельному значению про-
пускной способности канала связи.
Существенным недостатком ортого-
нальных кодов следует считать необ-
ходимость расширения полосы связи,
что эквивалентно увеличению скорости
передачи R при прежней скорости опро-
са датчиков. На приемной стороне в
этом случае необходимо иметь М или
М/2 корреляционных приемников, что
чрезвычайно удорожает систему связи.
Следовательно, надо искать компромисс
между всеми кодами, чтобы у кодов бы-
ла сравнительно высокая помехоустой-
чивость и в то же время полоса, кото-
рую он занимает, сравнима с полосой
некодированной КИМ. Ниже рассмат-
ривается код, который в некоторой сте-
пени отвечает этому требованию.
В приводимом коде не все слова за-
меняются абсолютно новыми сочета-
ниями знаков (как при перекодирова-
нии ортогональными кодами), а апри-
орно известные сочетания двоичных
знаков в обычном коде заменяются но-
выми, но уже с определенными корреля-
ционными свойствами. Так как биорто-
гональные коды требуют меньшей поло-
сы по сравнению с ортогональными, то
новым кодовым сочетаниям необходимо
отдать предпочтение. Правило подоб-
ного перекодирования формулируется
следующим образом: для перекодирова-
ния сообщения надо, чтобы, во-первых,
число кодовых символов в первичном
слове было четным и, во-вторых, каж-
дая первичная кодовая комбинация
должна быть разделена на Ат/2 групп,
причем каждая пара символов (групп)
в слове должна кодироваться в опреде-
ленном порядке только ей принадле-
жащим биортогональным трехразряд-
ным кодом. Число символов в этом коде
равно четырем [см. формулу 4.28)].
Поясним это положение на примере.
Предположим, имеется восьмиразряд-
ный код (первичная информация).
Разобьем его на к/2 групп, т. е. на четы-
ре группы по два символа в группе.
Известно, что при двухразрядном ко-
дировании комбинации могут быть та-
кими: 00, 11, 01,10. Следующий этап —
перекодирование каждой этой ком-
бинации новым трехразрядным би-
ортогональным кодом, т. е. кодом, со-
держащим по четыре символа в слове.
Диодная матрица выдает команду на
включение того или иного биортого-
нального кода в соответствии с прихо-
дящей двухразрядной комбинацией,
причем новая скорость (/?', бит!сек)
вдвое больше скорости начального ко-
да. Трехразрядный биортогональный
код взят потому, что при таком постро-
ении нового кода отношение полос обыч-
ной КИМ и биортогональногокодапрак-
Система связи АПС
225
тически одинаково, а мощность, необ-
ходимая для правильного воспроизве-
дения информации, различна. Это оз-
начает, что если для приема символа
кодовой комбинации некодированной
КИМ полоса РИН.Ч. = 1,5 kJT (кг —
разрядность кода, Т — длительность
слова), то для предлагаемого биорто-
гонального кода ГИн.ч. = 2ii^2k1/2T
(fc2 — разрядность биортогонального
кода). Отношение сигнал/шум также
изменится [см. формулы (4.20) и (4.29)].
в дальнейшем будем называть детер-
минированным, улучшится по сравне-
нию с обычным некодированным двоич-
ным кодом (табл. 12; значения величи-
ны R взяты произвольно).
Применение детерминированного ко-
да для маломощных космических объ-
ектов может дать определенный выиг-
рыш в энергетике радиолинии. Прием
детерминированного кода на Земле бу-
дет намного сложнее простого поэле-
ментного приема, так как здесь необ-
Рис. 130. Блок-схема перекодирующего устройства
1	— кодирующее устройство;
2	— синхросигнал;
3	— диодная матрица;
4	— генераторы кода;
5	— детерминированный код
Блок-схема описываемого кодиру-
ющего устройства приведена на рис.
130, а временные диаграммы — на
рис. 131.
Эффективность системы связи (0)
при применении этого кода, который
ходимо иметь после детектора еще четы-
ре корреляционных приемника (раз-
личителя), пороговое и формирующее
устройства. В том случае, когда на вы-
ходе порогового устройства пик авто-
корреляционной функции превысит по-
рог, формирующее устройство должно
сформировать кодовую комбинацию, со-
ответствующую данному каналу, но
вид кода должен быть первоначальным
(т. е. должна быть сформирована ком-
бинация не из четырех символов, а из
15 Автоматические планетные станции
226
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Таблица 12		
Параметры	Некодированная	Детерминиро-
	КИМ	ванный код
Производительность источника информации 7?, дв, ед,/сек	1700	3400
Ширина полосы фильтра низких частот Жн ч, гц	2600	2600
Вероятность ошибки Рош на слово при к± = 6	1,5.10-3	1,5-Ю-з
Отношение сигнал/шум после фильтра низких частот	12,2	4,0
(^c/^m)lVHi ч Мощность передатчика Р, усл. ед.	1	0,3
Эффективность системы связи 3	0,055	0,33
в
Рис. 131. Временные диаграммы перекодирующего
устройства
а — выходной телеметрический сигнал;
б — синхросигналы с Fo = 2FTaKT;
• —сигналы с перекодирующего устройства сРК0Д =
= 2FTaKT
двух). На рис. 132 приведена блок-
схема приемного устройства.
Так как детерминированные сигналы
имеют известные кодовые комбинации,
то их можно заложить в память вычис-
лительной машины и тем самым упро-
стить процесс дешифровки сигналов.
В этом случае вычислительная машина
будет работать как коррелятор. В со-
ответствии с программой на выходе ма-
шины чможно будет получать уже гото-
вые результаты с разбивкой на каналы
в истинном масштабе времени.
14.3. Скорость опроса датчиков и ко-
личество уровней квантования анало-
гового сигнала.
Одним из требований, предъявляемых
к телеметрическим устройствам, яв-
ляется эффективное использование по-
лосы канала.
Выше нами была рассмотрена модель
сигнала, который снимается с датчика.
Эта модель представляется квазиста-
ционарным процессом, в спектральном
виде похожим на сжимающуюся и раз-
жимающуюся пружину. При обычном
кодировании отсчеты сигнала берутся
через интервал 1/(2 WQ max), несмотря на
то, что максимум спектральной плот-
ности сигнала сгруппирован в более
низкочастотной области (релеевское рас-
пределение).
Рассмотрим дискретизацию ско-
рости опроса датчиков. Подобная диск-
ретизация поможет улучшить исполь-
зование полосы канала и повысит эф-
фективность линии связи. Введем сле-
дующие обозначения: ц — частота сме-
ны микропроцессов квазистационарно-
го сигнала; тп — число дискретных
скоростей. Если W (Дсо вх) — диффе-
ренциальная функция распределения
Система связи АПС
227
ширины спектра входного сигнала, то в
результате дискретизации скорости оп-
роса W (Асовх) превращается в дискрет-
ную функцию [2]
тп
Wn (Л(1)вх) = 2 в (АсОВх Л^вхг) X
*=1
Д wBXi
X W (Д®вх) аЛ(0вх,	(4.33)
Да)вхг-1
где i — 1,2, ..., тп.
Обозначим Асовх/Асовх.д = Лд, гДе Лд —
реальная компрессия спектра с учетом
дискретизации скорости опроса датчи-
ков. При одинаковых интервалах меж-
ду дискретными значениями Дсовхг
Д^ВХ — А^ВХ.Д --
0 в х max
2т ’
п
(4.36)
где (Овхтах/2д?2п — шаг квантования
эффективной ширины спектра входного
сигнала.
Рис. 132. Блок-схема приемного устройства детерми-
нированного кода
Ниже приведены моменты первого
порядка соответственно исходной функ-
ции распределения и дискретной функ-
ции:
Лсовх = AoJbxVK (А(Овх) аА(оВх, (4.34)
о
тп	До>вхг
Д^вх.д= 2 АсОвхг И^(АсОвх)аДсОвх.
г=1	д<овхг-1	(4.35)
Для большого значения тп и равно-
мерного квантования ширины спектра
имеем
Лд—
A wbx max
Дсовх
А(Овхтах
2 т
n
(4.37)
Скорость С передачи полезной инфор-
мации в системе с усреднением состав-
ляет
С = 2Дсо log2M,
(4.38)
15*
228
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
где М — необходимое число градаций
амплитуды передаваемого сообщения.
Эффективность цт системы усредне-
ния скорости передачи информации
определим с учетом дискретизации ско-
рости опроса датчиков и потерь на
передачу дополнительной служебной
информации о смене скорости по фор-
муле [2]
С
Пт-Пдс + Ссл-
________________log2M____________
— [1 /Г) -I- l/(2mn)] [log2M + v/(21og2znn)] ’
(4.39)
где v — отношение частоты смены
микропроцессов квазистационарного
сигнала к средней ширине спектра сиг-
нала:
vmax(mn	,	^max
----- ------,	Vmax = -==—
для квазистационарного сигнала 0,1 >
Vmax 0,001, а Г| = А(Овх шах/ Д(Овх*
Для определения оптимального чис-
ла дискретных величин скорости не-
обходимо выражение (4.39) продиффе-
ренцировать по тп и приравнять нулю.
Введем в (4.39) указанное выше обо-
значение для v; тогда
Лт = =log2M|[1/T1 4- l/(2mn)] х
log2 М-\-
vmax(^n ^log^]}-1 (4.40)
Производная от выражения (4.40)
равна
б/Т) гр
- iog2 м 4- х
in — 1 \
+ =°- <4-41)
п /
Решение уравнения (4.41) дает
тп~ —— In 2flog2M + vmax х
vmax L
(1	1 \
~2---Tl10g2^  +1-П/2. (4.42)
I / vmaxj
Уравнение (4.42) позволяет найти
приближенное значение оптимального
числа дискретных скоростей в зависи-
мости от параметров квазистационарно-
го процесса ц, Vmax и необходимой точ-
ности передачи сообщений. В табл. 13 в
качестве примера представлены резуль-
таты некоторых расчетов, проведенных
по формуле (4.42) при ц=5.
Таблица 13
м	vmax	топт	'Hj’	‘Пу’		
				ТП = 3 п	mn = 5	m =10 n
2	од	39	3,74	2,59	3,05	3,48
2	1,0	4	4,79	1,78	1,73	1,60
20	0,1	156	4,54	2,69	3,26	3,87
20	1,0	16	3,01	2,43	2,74	2,97
100	0,1	237	4,67	2,70	3,30	4,0
Оценивая результаты, приведенные
в табл. 13, можно сделать вывод, что в
преобладающем большинстве случаев
значение тп явно выходит за пределы
разумных возможностей современной
техники. Поэтому если тп 4-4-5, то
при выборе числа дискретных уровней
следует руководствоваться реальными
техническими возможностями.
Таким образом, используя метод дис-
кретизации скорости опроса датчиков,
можно более полно загрузить канал свя-
зи. Было принято, что изменение спект-
ра сигналов датчиков подчинено реле-
евскому распределению, поэтому ис-
пользование дискретизации в более низ-
кочастотной области спектра даст улуч-
шение эффективности линии связи.
Рассмотрим квантование непрерыв-
ной величины, характеризуемой реле-
евской плотностью вероятности. Преж-
Система связи АПС
229
де всего, определим оценку сообщения
после декодирования [17]:
•л (к) ц-оо
S'	S^dSdS.,
рРт (**> я(Л)-Л
(4.43)
где т] (к) — пороги квантования;
Ррг (хк) — априорная вероятность сиг-
нала хк\
Ppr(xK)= $ W^dSi,
•п (К-1)
W (5, 5i) — двумерная релеевская плот-
ность, представленная в виде ряда по
ортогональным полиномам Лаггера:
52 + 52 "I
Ч J
W,Si)
SS1
— ехр
°ф
ОО
х
П=0
\
2о2 ) (»!)2 '
X
(4.44)
Здесь Оф — дисперсия нормального ква-
зигармонического процесса яр (£), огиба-
ющей которого является релеевский
процесс 5 (t), a Ln (z) — полиномы Лаг-
гера, удовлетворяющие соотношению
dn
Ln (z) = ег (zne~z).	(4.45)
az
Среднее значение, дисперсия и коэф-
фициент корреляции релеевского про-
цесса соответственно равны [17]
ms = <3ф Ул/2,
Rs(x)^R\(t).
4 = (2- л/2)о|,
(4.46)
Подставив (4.44) в (4.43), будем иметь
где
з Г (тг — 0,5)
Л-бф-	»	(4.48)
z (к)
Bn=ol \ e~z'Ln(Zi) dzlf (4.49)
z (л-D
г1 = 5Ж, z(fc) = |й‘]Х
z (*-!) = [/гк-1]2/2бф.
(4.50)
Используя полученные формулы, по
уравнению (4.47) можно рассчитать оп-
тимальные значения оценки, соответ-
ствующие различным сигналам х (к =
= 1,2,3, ...). Для этого необходимо
знать величину дисперсии сообщения
коэффициент корреляции Rs (т) и по-
роги квантования. Коэффициент кор-
реляции и дисперсию можно вычислить
по формуле (4.1), а пороги квантования
hk — по методу, описанному ниже.
Введем функцию [17]
/(*»>-
(4.51)
Подставив сюда выражения (4.44) и
(4.47), будем иметь
°ф £	( (л№))21
/<w,>>=-iT24Vlx
Х ТПр Г (п — °>5)	(4.52)
ИЛИ
/ m = 4- {$* (х?) + 5‘ (х*«)}.	(4.53)
Полученные формулы методом по-
следовательных приближений позво-
ляют произвести численный расчет оп-
тимальных порогов квантования и уров-
ней оценки 5* (хк). Процедура опреде-
ления этих величин следующая. Преж-
де всего, по формуле (4.52) с требуемой
точностью необходимо построить гра-
фик функции f (Л(Л)). Начиная расчет,
следует задаться произвольными зна-
чениями уровней оценки S (хк) при к =
= 1,2, М. После этого по формуле
(4.53) рассчитываются соответствую-
щие им значения функции / (Л(/с)) при
к = 1,2, ..., М — 1. Далее по графику
функции / (Л(/с)) определяются значе-
ния порогов квантования h№.
230
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
При ограничении на скорость переда-
чи квантования сообщение по времени
и число уровней связаны равенством
log2M
1 —----—•	0.54)
Из (4.54) видно, что при фиксирован-
ной скорости передачи импульсов с
увеличением числа уровней повышает-
ся точность системы. Ввиду уменьше-
ния ошибки квантования по уровню
увеличивается шаг квантования по вре-
мени и, следовательно, растет ошибка
дискретизации. В этих случаях выбор
оптимального соотношения между па-
раметрами системы Т и М не очевиден.
В формулу для расчета среднего
квадрата ошибки [17]
т
82 = <3g [1 — (1 — бо) 4- Rs (?)	(4.55)
о
число уровней не входит, от него зави-
сит только табличная величина ej,.
которая является также средним квад-
ратом ошибки, но нормированной от-
носительно дисперсии сообщения а|;
поэтому получить аналитическое вы-
ражение для расчета оптимальных пара-
метров невозможно.
Для определения оптимальных пара-
метров можно произвести расчет сред-
него квадрата ошибки для разного чис-
ла уровней квантования при заданном
значении скорости передачи импульсов
в канале и по полученным данным выб-
рать значение М, при котором ошибка
минимальна.
Рассмотрим в качестве примера дво-
ичный канал со скоростью передачи им-
пульсов R [дв. ед./сек]. Помехи в канале
отсутствуют. Возьмем одномерный мар-
ковский процесс, описываемый корре-
ляционной функцией
/?s(r) = exp [— А(отах/т].	(4.56)
Умножим правую и левую части равен-
ства (4.55) на Дсотах, полученные вы-
жения подставим в формулу (4.56)
и произведем интегрирование. Получим
— 2 —10g2M
2	2 л /л 2\1 — С	И
82 = 6S 1 — (1 — 8q)-----«П---Г7--- а~ .
L	21og2M Дсо
(4.57)
Результаты расчета средней квадратич-
ной ошибки, проведенные по этой фор-
муле, представлены в табл. 14.
Таблица 14
В/Дсо	Af = 2	4	8	16	32
10'1	1	1	1	1	1
1	0,8	0,8	0,8	0,8	0,8
10	0,5	0,5	0,5	0,5	0,5
ю2	0,5	0,2	8.10-2	7.10-2	7.10-2
10s	0,5	0,2	6-10-2	2-10-2	8.IO-3
При действии помех в канале связи за-
дача выбора оптимальных параметров
системы связи усложняется.
В процессе разработки системы свя-
зи в целом могут быть заданы сигналы
на входе приемника (Рс) и спектраль-
ная плотность шума (7V0). Предполо-
жим, что длительность двоичных сиг-
налов ти = 1/7?. В случае увели-
чения скорости передачи 2?, с одной
стороны, будет уменьшаться ошибка
дискретизации сообщения, с другой,—
ввиду уменьшения энергии сигналов,
увеличится число ошибок, вызванных
действием помех в канале связи.
Рассмотрим методику расчета средне-
квадратичных ошибок в канале с шу-
мами. Предположим, что заданы вели-
чины Рс, Nq и ЛИ/щах. Средний квад-
рат ошибки для всей системы связи
при оптимальном кодировании равен [17]
е2 = 8? 4- 8^,	(4.58)
где 81 — средний квадрат ошибки кван-
тования, определяемый формулой (4.57);
82 — средний квадрат ошибки декоди-
рования. Величина 82 определяется
формулой
т
82 = 6saLPош 7?s (t) dr, (4.59)
о
Система связи АПС
231
где аъ — коэффициент, зависящий от
сообщения, вида кода и разрядности
(aL = 6,1 при М = 8, аь = 7,6 при
М = 16, aL = 9,5 при М = 32).
Определим е*, используя формулы
(4.55) и (4.59):
Дсо
— 2 — 10g2 Af
2 D 1 — е R	R
e2 - ssaLPoul —
где Рош — вероятность ошибочного при-
ема элемента кода. Обычно в расчеты
Рош входит соотношение сигнал/шум,
которое может быть записано следую-
щим образом:
2£	/ 2РС \ / Д(0 \
АоДсошах	к АоАо Л Р Г
(4.61)
Первый сомножитель в правой части
уравнения (4.61) задан, а второй яв-
ляется независимой переменной. Изме-
няя Л/Дю и М, можно рассчитать со-
ответствующие значения среднего квад-
рата ошибки. В табл. 15 в качестве при-
мера приведены результаты расчета
зависимости среднеквадратичной ошиб-
ки от Ми R/Дсо при Pc/Nq Да) = 500.
Таблица 15
Н/Дсо	М = 2	4	8	16	32
1	0,8	0,8	0,8	0,8	0,8
10	0,6	0,5	0,5	0,5	0,5
100	0,5	0,2	8-Ю"2	6-Ю-2	7-10-2
1000	0,8	0,8	0,9	0,9	0,9
Из данных таблицы видно, что наибо-
лее точная система связи с квантова-
нием на 16 уровней при скорости пере-
дачи R = 100 Дю.
Таким образом, для обеспечения оп-
тимальной работы системы связи не-
обходимо, чтобы эффективно использо-
валась пропускная способность кана-
ла связи, т. е. использовалась дискре-
тизация скорости опроса датчиков. Не
следует также чрезмерно увеличивать
количество уровней квантования из-за
мнимого увеличения точности. Число
уровней квантования необходимо со-
измерять с параметрами радиолинии.
14.4. Накопление и воспроизведение
информации.
Для записи долговременной информа-
ции между сеансами связи, компрес-
сии спектра сигнала, запоминания конт-
рольных величин в устройствах устра-
нения и избыточности и т. д. исполь-
зуются запоминающие устройства. Их
применение в некоторой степени услож-
няет аппаратурную систему связи. Тем
не менее в ряде случаев использование
запоминающих устройств обязательно,
так как физические процессы, проис-
ходящие в космосе, не всегда могут быть
зафиксированы во время непосредствен-
ной передачи [18]. В [19] рассмотрена
зависимость активности каналов (N)
от периодичности опроса (Т). Напри-
мер, при периодичности Т = 7 сек
число активных датчиков не превышает
10—15% из всей суммы датчиков (точ-
ность измерения параметров ~3%).
При периодичности сеансов непо-
средственной передачи около 20 час
большое количество полезной инфор-
мации будет не зарегистрировано. Пред-
положим, что АПС доставлена на лун-
ную поверхность. Но, поскольку Луну
нельзя увидеть с Земли в любое время
суток, следует воспользоваться дан-
ными о длительности радиовидимости
Луны, которые ежегодно публикуются
в астрономическом календаре. Величи-
на радиовидимости Луны колеблется
ОТ T’min ~ з час до Ттах ~ 9 час.
Если принять rmin за основу как на-
иболее вероятную величину, то пауза
между сеансами связи составит при-
мерно 20 час. Следовательно, в данном
случае система связи без введения запо-
минающих устройств будет малоип-
формативной.
Особенно они необходимы в случаях
работы АПС на поверхности планет: в
таких случаях эта необходимость дик-
232
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
L------------------------------------------1
Рис. 133. Примерная блок-схема системы уменьшения
избыточности
туется не только кратковременностью
радиовидимости, но и энергетикой ра-
диолиний.
При введении запоминающих уст-
ройств в состав аппаратуры АПС ре-
шается еще одна важная проблема —
компрессия спектра сигнала. Если,
непосредственная запись с датчиков
осуществляется медленно или, наобо-
рот, быстро, то при воспроизведении
показаний датчиков информацию мож-
но передавать уже с совершенно дру-
гой скоростью, которая выбирается из
условий верности приема на Земле.
Чтобы охватывать большее число ак-
тивных датчиков, обычно устанавли-
вается периодичность опроса (из апри-
орно известных данных), поэтому в по-
следнее время наиболее предпочтитель-
ными стали старт-стопные запоминаю-
щие устройства. Принцип их работы
заключается в том, что в момент начала
работы кодирующего устройства вклю-
чается запись, а по окончании кадра
запись останавливается. При воспро-
изведении кадры идут один за другим
без пауз.
Рассмотрим применение запоминаю-
щих устройств в системе связи КИМ с
уменьшением избыточности. Принцип
построения блока уменьшения избы-
точности показан на рис. 133.
Устройство сравнения представляет
собой арифметический блок, способный
различать и исключать избыточные вы-
борки данных.
Запоминающее устройство контроль-
ных величин используется для хране-
ния констант (допуски, приоритет, ал-
горитм и т. д.), команд и переменных.
Так как эти контрольные величины
могут иметь разные значения для от-
дельных каналов, емкость запоминаю-
щих устройств должна быть пропор-
циональна числу каналов передачи дан-
ных. Число двоичных знаков, требую-
щихся для каждой контрольной вели-
чины, зависит от типа применяемых
специальных команд, гибкости системы
и концепций, положенных в основу по-
строения системы.
Буферное запоминающее устройство
представляет собой элемент системы,
необходимый для реализации возникаю-
щих возможностей сокращения инфор-
мации. Буферный каскад имеет конеч-
ную емкость, вследствие чего возника-
ет вероятность потери данных при его
перегрузке. Емкость буферного каска-
да ограничивается допустимым весом и
размерами. На выходе буферного запо-
минающего устройства создаются уп-
равляющие сигналы, соответствующие
разным степеням его накопления, с по-
мощью которых регулируется средняя
скорость ввода данных.
В системе КИМ с уменьшением избы-
точности роль основного запоминаю-
щего устройства выполняет буферное
запоминающее устройство. Степень ис-
пользования запоминающего устрой-
Система связи АПС
233
ства в этой системе наиболее высока,
причем заполняется только та инфор-
мация, которая несет наиболее сущест-
венные данные.
Таким образом, учитывая долговре-
менное пребывание АПС на планете и
разнообразность физических явлений,
измеряемых телеметрическим устрой-
ством, введение в состав аппаратуры
АПС запоминающего устройства необ-
ходимо.
14.5. Эффективность системы связи.
Рассмотрим пути повышения информа-
ционной эффективности системы связи,
выражаемой обычно соотношением
Я/Яо = h,	(4.62)
где h — относительная энтропия, а
м
н = — 2 Pi ^SzPi,	(4.63)
1=1
HQ = log2 M,	(4.64)
Избыточность информации
Г = 1 — H/Hq.	(4.65)
Максимизация h достигается при Я =
= Я0. По теореме Шеннона [20], чтобы
энтропия Я была максимальной, необ-
ходимо, чтобы сообщение имело на-
ибольшую неопределенность.
В работе [19] показано, что при од-
ном цикле опроса число активных кана-
лов, т. е. каналов, несущих неизбыточ-
ную информацию, составляет пример-
но 6—8% от общего числа каналов.
Следовательно, с борта объекта пере-
дается заведомо много избыточной ин-
формации, и информационная эффек-
тивность системы связи очень низка.
Задача улучшения этого параметра ли-
нии связи вызвана необходимостью эко-
номии энергетики бортовой системы,
уменьшения емкости бортового запоми-
нающего устройства, сокращения вре-
мени обработки информации, поступаю-
щей на приемный пункт, а также дру-
гими причинами, взаимодействующими
с перечисленными.
Рассмотрим некоторые способы по-
вышения информационной эффектив-
ности за счет уменьшения естественной
избыточности сообщений. В отличие
от известных методов сжатия [22] пред-
лагается устройство, состоящее из поли-
номиального предсказателя, режим ко-
торого определяется апертурными ал-
горитмами, и блока декорреляции, ре-
жим работы которого определяется ал-
горитмами преобразования Фурье или
Уолша. Блок-схема телеметрического
Сигналы с датчиков
I I I I I
Коммутатор
t
Полиномиальный
предсказатель
I
Декоррелятор
I
Кодирующее
устройство
I
Блок адресации
К запоминающему устройству
Рис. 134. Блок-схема устройства сокращения избы-
точности
устройства, включающего указанные
блоки, представлена на рис. 134.
Рассмотрение устройства начнем с
полиномиального предсказателя. Пусть
задана среднеквадратичная ошибка £2
при равномерной дискретизации, при-
чем можно пренебречь высокочастот-
ными составляющими с <ов.ч. = Д(о^>
> А (Отах» вероятность появления ко-
234
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
торых равна Р 10”в -н 10"9. Тогда
интервал дискретизации определяется
по заданным £2 и Р.
Предполагая относительные ошиб-
ки при квантовании выборок малыми,
можно пренебречь ими и считать сиг-
нал, подаваемый на бок сжатия, не-
прерывным. В этих условиях подсчет
фактора сжатия выполняется по фор-
муле
До,шах
7£сж =	Кст (Дсо) W (Дсо) d (Дсо), (4.66)
о
где Л’ст — коэффициент сжатия при
стационарном входном сигнале блока
устранения избыточности, а интегри-
рование с весом W (Дсо) учитывает не-
стационарность процесса £ (Z).
Для получения среднеквадратичной
ошибки при использовании адаптив-
ной дискретизации, так же как и при
использовании равномерной дискре-
тизации, Д/д -* 0? что в пределе дает
непрерывное считывание, иначе ошибки
будут обусловлены не только методом
сжатия, но и конечной величиной Д^д
Д£. При этих предположениях слу-
чайный процесс £ (t) можно рассмат-
ривать как компоненту многомерного
марковского процесса [3].
Ниже дается расчет эффективности
алгоритмов предсказания нулевого
(ПНП) и первого (ППП) порядков [21].
Выбор этих алгоритмов связан с тем,
что они находят широкое использова-
ние как легко технически реализуемые
методы сокращения естественной избы-
точности в аналоговых сообщениях [22].
В качестве модели сообщения взят
дифференцируемый нормальный стаци-
онарный процесс с нулевым средним
и корреляционной функцией
В (т)= <з2е"а Iт I ^cos [Зт 4- -j- sin р | т |) .
Поскольку обычно частота считыва-
ния процесса значительно превосходит
ширину его спектра Д/, то в последую-
щем считывание полагаем непрерывным.
Процесс U (t) с заданной корреля-
ционной функцией можно рассматри-
вать как стационарное решение уравне-
ния [3]
(4.67)
где Е (0 — «белый» шум, а у2 = а2 + р2.
Определение эффективности алго-
ритмов ПНП и ППП сводится к на-
хождению распределения времени 0
между «безызбыточными» отсчетами
[22]. Последнее может быть найдено как
интеграл по заданной допусковой обла-
сти D от решения двумерного второго
уравнения Колмогорова [3], соответ-
ствующего уравнению (4.67):
ТГ + 37, (**') -	1(г!й+2«Ю К'1 -
— 2<52ау2	= 0	(4.68)
при начальном условии
т= t =0,	W=& (у у— Ху) 5 (у2— х2) (4.69)
и граничном условии с > t, yt -+ Kit
У1~~*	Уг %2-
Границы допусковой области Ki (t) =
= It + Xi — и K2 (t) = It +	+
+ Дгг (2 Дх — ширина апертуры), при-
чем для ПНП наклон I = 0, для ППП
I = х2 (допусковая полоса направляет-
ся по производной, что отличает этот
метод ППП от рассматриваемого в [23]).
Решение уравнения (4.68) при ус-
ловиях (4.69) трудно найти, поэтому рас-
смотрим приближенное решение при
нулевых граничных условиях:
lim W = lim W = 0,	(4.70)
Уг->К2
где W = W (t; y^ y2; 0; xt; x2).
В этом случае для постоянных границ
и К2 (для ПНП) можно использовать
метод дополнительных источников [24].
При этом решение уравнения (4.68)
Система связи АПС
235
можно представить линейной комби-
нацией фундаментальных решений
(«; ь; 0; Ж):
W(f,y;0;x)^Wo(t; у;О;х) —
- Т1ИЛ) (у; 0; гх) — т2^0 (f; j 5 0; г2), (4.71)
где Xt = (хи; г22) и г2 = (х)2; х21) —
координаты дополнительных источни-
ков, симметрично располагаемых отно-
сительно точки х = (xi\ я2), т. е. =
= xt — 2Дх, х^ = —х2, x2i = Xi —
— 2&Х, Х22 = —х2.
Фундаментальное решение представ-
ляет собой двумерный нормальный за-
кон [3]
Wo(t;y-,O;x) =	1 X
2пУ КпКг,-^
Х ехр {“	у1—
I I/ (^11^22	-**12) 1
— 2ЛГ12 (ух— yj) (у2— й)+-^22(.У2—j/2)] j" »
(4.72)
где yt, у2, Кц, К1г, Кгг определяются
выражениями
Ух= е"“т cos 0т + -|-(х2+ o^i) sin 0т
У 2 = (TaT|x2COS0T —
— (yj *1 + -J- *2) sin 0T] »
Kxx = G2 (1 - 2^ [X - -g- cos 2 0т +
+ -j- sin 2 0т]} ,	(4.73)
^12= ^-^(1-cos 20т),
X22= TV{1 -^-^[1 -^-cos20t-
— -yr sin 20т]} .
В общем случае не удается найти
постоянные коэффициенты интенсивно-
стей у! и у2 дополнительных источни-
ков, удовлетворяющих условиям непре-
рывности плотности вероятности W (Г,
У\ 0; х) [24]. Поэтому выбираем и у2
из условия равенства нулю плотности
вероятности на границах допусковой
полосы D в среднем за время наблю-
дения tH. При этом искомые коэффици-
енты находим из системы алгебраиче-
ских уравнений
*н	*н
Wo (Kf, t; х) dt = y1^ Wo (Ki, t\ ях) dt+
о	0
+ T2 W0(Ki,t]x2)dt9
о
(4.74)
гн	rH
jj Wo (K2; t; x) dt = 4x^ WQ(K2, f, Xx) dt 4-
b	0
fu
+ T2 § W0(K2;t;x2)dt9
0
где Wo (K; t\ x) — одномерные плот-
ности вероятностей. Решение этой си-
стемы рассмотрено в работе [24].
Для нашего случая целесообразно
взять tn равным времени корреляции
тк процесса и (£).
Вероятность пребывания процесса
и (f) в допусковой области D [3]
-|-оо Кг
Лтнп (Т) = W (т; у; 0; х) dyYdy2,
—оо Ki
(4.75)
которая связана с искомым распреде-
лением времени 0 соотношением [3]
I4-’6'
Для определения эффективности
ППП рассмотрим процесс V (t) =
— и (f)+ т (Q, где т (t) = — It. Траек-
тории со процессов и (t) и V (£), рас-
сматриваемых в соответствующих до-
пусковых областях Dq и Dt, порожда-
ют вероятностные меры PQ и Рт, при-
чем Рт абсолютно непрерывна относи-
тельно Ро [25]. В соответствии с теоре-
236
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
мой Радона — Никодима существует
функционал / (ш) = dPmldPQ такой,
что
Рт= J j{ti>)dP.	(4.77)
В работе [25] доказывается, что ме-
жду вероятностными мерами Ро и Рт,
индуцированными на выборочных функ-
циях процесса и (t) с заданной корре-
ляционной функцией и средним зна-
чением 0 — тп, соответственно сущест-
вует связь
/ (u, т) = exp {(и, m)R-(т,	,
(4.78)
где (Л, g)R — скалярное произведение
двух функций в гильбертовом простран-
стве Н с воспроизводящим ядром R.
Последнее для заданной корреляцион-
ной функции определяется соотноше-
нием
(Л, ё)н = (4б2ат2)-1{^ (Л" + 2ah + т2Л) х
X (g" + 2ag + y2g) dt + 4ау2Л (0) +
+ 4аЛ'(0) g'(0)} .	(4.79)
Для большинства телеметрируемых
процессов можно считать 0=0. Тогда
с учетом (4.79) функционал (4.78), опу-
ская громоздкие выкладки, можно
представить в виде
/(и, т) = ехр {— (4з2а3) 1 [ 3a2Z(u(Z) —
— и(0)) + 2a3ltu(t) -}-a4Z u(t)tdt +
о
+ 2lu' (Z) (2 + at) + 2alu' (0) + х
X (2 + aZ)3 + -|- a/2.	(4.80)
Для малых апертур (Дх о) можно
для ПНП положить и (Z) = и (0) =
= zp Тогда с учетом (4.77) — (4.79) для
ППП получим выражение вероятности
пребывания процесса и (t) в допуско-
вой области Di (I = х2):
7)ппп(0~ {ехр [— (4з2а3)-1] х
— <30
X {cP/Z^ (2 + t/2) + 2aZx2 + х
X (2 + aZ)3 +	+ а/(2 + at) у2] X
хН-Дх
X W (Z; Xi, х2 0; уц у2) dy^ dy2, (4.81)
Xi—Дх
где у2 = uf (Z), х$ = uf (0).
Выражение (4.81) непосредственным
интегрированием можно привести к бо-
лее обозримому виду:
Р (Z) « ехр [ - В (t) + A2 (t) X
X {ехр [— A (Z) у2] [Ф (xi, у-, кх) —
—	У1< — Ml — Ti х
X ехр [— A (t)yi2] [Ф (хх; £а1; кх) —
— Ф (xi, 121;	Та X
X ехр [ — A (t) у12] [Ф (xi, y\i, кх) —
— Ф(^1»^ц»	,	(4.82)
где введены обозначения:
Л(0= [4a2a8]-1aZ(2 + aZ),
B(t) = [4o2a3]-1 [0^(2 + t/2) +
+ aZx2 + 4“ <2 + a<)3 +4“ uZ’
Ф (?) — интеграл вероятностей.
Формула (4.82) является общей: при
I = 0 получаем Р (Z) = Рпнп и при I =/=
=/= О Р (t) = Рппп W-
Среднее значение времени между
«безызбыточными» отсчетами находит-
ся из выражения [3]
оо
e=^P(t)dt.	(4.83)
О
Система связи АПС
237
Результаты решения для ПНП и
ППП представлены в табл. 16 в соот-
ветствии с формулами (4.81) и (4.82).
Анализ этих результатов позволяет
сделать следующие выводы:
—	метод ППП имеет более высокую
эффективность при малых апертурах;
—	модель «гладкого» процесса дает
гораздо большие величины, чем мо-
дель «недифференцируемого» процесса.
Используя полученные данные о 9,
можно вычислить коэффициент сжатия
сж ^сж=1 + 6 —~ 9
где т0 — интервал корреляции сигнала,
т — интервал его дискретизации (рис.
135).
В дополнение к общепринятому мето-
ду устранения избыточности с помощью
полиномиальных предсказателей пред-
лагается еще один блок-декоррелятор.
Основная его задача — устранение кор-
релированных или взаимозависимых
отсчетов в отобранной группе датчи-
ков.
Группировка датчиков — это объ-
единение определенных научных из-
мерений при их телеметрической обра-
ботке вокруг одного «приоритетного»
явления, которое закономерно связано
с группой явлений. Например, увели-
чение энергии космических лучей вы-
зывает на Земле магнитные бури и по-
лярные сияния, а увеличение энергии
коротковолнового излучения Солнца
вызывает в атмосфере Земли изменения
Таблица 16
		ПНП			ППП		
Х1	Xi	Дх = 0,01	Дх = 0,05 ‘	Дх = 0,10	Дх = 0,01	Дх = 0,05	Дх = 0,10
0	0	0,07	0,21	0,51	0,07	0,21	0,51
0,01		0,06	0,16	0,52	0,05	0,13	0,47
0,025		0,04	0,15	0,54	0,03	0,09	0,41
0,5		0,02	0,12	0,42	0,01	0,05	0,30
1	0	0,06	0,17	0,50	0,06	0,17	0,50
0,01		0,05	0,19	0,52	0,10	0,22	0,49
0,025		0,04	0,21	0,52	0,09	0,19	0,45
0,5		0,02	0,13	0,51	0,05	0,10	0,31
—0,01		0,04	0,16	0,47	0,18	0,28	0,59
—0,025		0,03	0,12	0,41	0,21	0,34	0,63
-0,5		0,01	0,09	0,33	0,25	0,28	0,64
2	0	0,06	0,16	0,47	0,06	0,16	0,47
0,01		0,07	0,17	0,48	0,09	0,25	0,45
0,025		0,08	0,19	0,52	0,07	0,19	0,41
0,5		0,10	0,16	0,53	0,05	0,15	0,36
1		0,08	0,12	0,49	0,03	0,10	0,27
-0,01		0,05	0,11	0,45	0,12	0,26	0,57
-0,025		0,04	0,10	0,39	0,32	0,37	0,63
-0,5		0,03	0,08	0,33	0,37	0,31	0,69
—1		0,02	0,05	0,29	0,29	0,25	0,68
0		0,048	0,14	0,46	0,125	0,205	0,49
238
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
давления, температуры и плотности.
Особенно ярко выражена взаимосвязь
энергии магнитного или электрическо-
го поля с электронной концентрацией.
На рис. 136 показаны временные ди-
аграммы напряженности магнитного
поля и электронной концентрации, сня-
тые вблизи поверхности Венеры совет-
ским космическим аппаратом «Вене-
ра-3».
На рис. 137 приведены аппроксими-
рованные взаимная корреляционная
Рис. 135. Зависимость от типа предсказателя
и от отношения т/т0
функция (ВКФ) двух процессов — на-
пряженности магнитного поля и кон-
центрации электронов — и автокорре-
ляционная функция (АКФ) магнитного
поля. На диаграммах видны характер-
ные особенности этих явлений: экспо-
ненциальный спад функции и перио-
дическая составляющая с частотой,
равной р.
Обе эти функции могут быть опи-
саны одним и тем же выражением:
R(т)еглх (cos рт + sinр| т |
Коэффициент взаимной корреляции
напряженности магнитного поля и кон-
центрации электронов равен пример-
но 0,7.
Поскольку большинство процессов в
космосе связано или с магнитным по-
лем, или с потоками заряженных ча-
стиц, подробный статистический анализ
рассмотренных выше явлений целесо-
образен.
Приведенные предпосылки оправда-
ны для обоснования применения мето-
да декорреляции группового сигнала,
так как известно, что при декорреляции
взаимозависимых сигналов часть их
обращается в достаточно малые вели-
чины, в результате за счет уменьшения
количества сигналов в группе получа-
ется дополнительное уменьшение есте-
ственной избыточности исходной ин-
формации.
Алгоритм преобразования временных
отсчетов в декоррелированные сигналы
выглядит следующим образом:
Nx = Wx,
где Nx = хх, х2, ..., xn — исходные от-
счеты сигналов; X = хг, ..., хп —
декоррелированные сигналы — коэф-
фициенты Фурье, Уолша и т. д.;
W — матрица преобразования.
В случае преобразования по методу
Фурье необходимо умножать исход-
ные отсчеты (/к) на ортогональные
функции cos или sin (oKt и просум-
мировать их. В результате этой опера-
ции получаются коэффициенты Фурье
(Ао, Ai, ..., Ап). В случае преобра-
зования по методу Фурье — Уолша по-
требуются подобные же операции, но
по технической реализации они будут
выглядеть несколько иначе.
Поясним принцип преобразования
Фурье — Уолша. Пусть дана дискрет-
Система связи iAIIC
239
ная по времени и по уровню случайная
функция {Д (/)} на интервале (0, 1).
Число дискретных интервалов по вре-
мени равно 2П, где п — целое число;
число дискретных уровней равно т.
Число возможных дискретных реали-
заций функции {fK (t)} на интервале
(О, 1) равно т2П.
Представим конкретную реализацию
случайной функции {fk (£)} Д (t) на
интервале (0,1) в виде обобщенного ря-
да Фурье по ортонормированной на том
Концентрация электронов
Время
Рис. 136. Временные диаграммы напряженности маг-
нитного поля и электронной концентрации
же интервале времени системе функ-
ций Уолша:
N
ft (t) = aitiWitt),	(4.84)
i=0
где aHi — г-й коэффициент Фурье
функции Д (£), Wi (t) — i-я функция
Уолша.
Для заданного семейства функций
{Д (t)} и известного интервала дискре-
тизации по времени 1/2п число N в
(4.84) есть число функций Уолша в
обобщенном ряде Фурье, причем N =
= 2П с нумерацией от i = 0 до i =
= N' = 2П — 1. Число возможных
сумм (4.84) равно числу возможных ди-
скретных функций {Д (t)} = т2П, если
предположить, что каждая функция
Уолша может принимать т возможных
значений по уровню.
Алгоритм вычисления обобщенных
коэффициентов Фурье реализует функ-
циональную операцию вида
1
aki = //с (0	(4.85)
о
Для вычисления по формуле (4.85) 2П
коэффициентов обобщенного ряда Фу-
рье функции Д (/) необходимо выпол-
нить 2П операций умножения и 2П опе-
раций интегрирования.
240
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Рис. 137. Автокорреляционная функция магнитного
поля и взаимная корреляционная функция магнитного
поля и электронной концентрации
Рассмотрим алгоритм вычисления
коэффициентов обобщенного ряда Фу-
рье, при реализации которого не ис-
пользуется операция умножения.
Дискретная функция fk (t) подается
на дискретное суммирующее устройст-
во, на выходе которого в дискретные
моменты времени AZz (интервал дис-
кретизации) получаются числа
N	N'	N'
2 aki 2 Wi (Л<) = 2 h (ДО = fN-, (4.86)
1= о	I =0	1=0
где N' = 0, 1, 2, N.
Выражение (4.86) при N* = 0, 1, ...
...,7V представляет собой систему ли-
нейных уравнений относительно неиз-
вестных коэффициентов обобщенного
Рис. 138. Блок-схема вычисления обобщенных коэф-
фициентов Фурье
ряда Фурье aki (i = 0, 1, 2, ..., TV) с
известными коэффициентами^ (Д£)
и правыми частями уравнений
N’
2 /идо.
1=0
Решение системы линейных уравне-
ний (4.86) возможно производить с по-
мощью матриц из активных сопротив-
лений. Блок-схема вычисления обоб-
щенных коэффициентов Фурье функции
{fk {t)} по ортонормированной системе
функций Уолша приведена на рис. 138.
Значения коэффициентов Фурье для
2n = 23 = 8 следующие:
1 N
ак° = ~8~	/в,
aKi = “4* ГА — 0,5/8],
1
= — [/2 — /в — 0,5/8],	(4.87)
1
~ ~ If2 — ft	/в + 0,5/8],
i
ак* = ~ (Л /з /5 — /7 + 0>5/8],
~ l/х /з /4 — /5 + /7 — 0>5/8],
=
+ /з— /4+ /5— /в+ /7-/в] .
Алгоритмы сжатия проанализирова-
ны на ЭВМ. В расчете использовано
преобразование Фурье. По алгоритму
преобразования Nx = Y массив слу-
чайных чисел х, имеющих нормальное
распределение, дискретно умножался
на корреляционные матрицы, значения
которых выбирались в диапазоне от
0,1 до 0,95.
Полученные новые числа Yk преоб-
разовывались по алгоритмам (4.85) и
Система связи АПС
241
(4.88):
N,2
= Ykcosmk^-,
к=1
(4.88)
N/2-1
Вт = -^Г 2 Yksiamk^~.
к=1
При вычислении коэффициентов Фу-
рье использовались алгоритмы (4.85) и
Фурье — Уолша (4.88). Программа для
исследования алгоритмов (4.83), (4.85)
и (4.88) приведена на рис. 139.
Результаты вычисления коэффици-
ентов сжатия в зависимости от коэф-
фициента корреляции между датчиками
в группе приведены в табл. 17. Число
датчиков в группе N = 8.
Оказалось, что при обработке сиг-
нала блоком декорреляции коэффи-
циент сжатия даже при слабой корре-
ляции сравним по эффективности с
полиномиальными предсказателями.
Аналогичные данные получены для
метода Фурье — Уолша.
Таким образом, при применении двух
блоков — полиномиального предсказа-
теля и декоррелятора — коэффици-
ент сжатия зависит от коэффициента
корреляции между источниками ин-
тервала дискретизации и допустимой
среднеквадратичной ошибки. На рис. 140
приведена итоговая диаграмма зна-
чений коэффициентов сжатия при ис-
пользовании метода предсказателя ну-
левого порядка и декорреляции при
среднеквадратичной ошибке 1 %.
Цифровые датчики в системе переда-
чи данных выдают бинарный сигнал,
подобный случайному телеграфному си-
гналу, при этом информация содер-
жится в моментах перехода последнего
через нуль. Следовательно, необхо-
димо передавать сигнал лишь в те мо-
менты времени, когда происходит сме-
на полярности бинарного сигнала. Оп-
ределение этих моментов времени мо-
жет быть осуществлено основным бло-
Рис. 139. Блок-схема программы вычисления ГСсн.
242
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Таблица 17
Коэффициент корреляции	0,1	0.3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	0,95
Коэффициент сжатия Ксж
Ая = 0,01]	1,11	1,15	1,2	1,27	1,37	1,5	1,65	1,9	2,3
Ая = 0,05	1,17	1,22	1,35	1,52	1,61	1,8	2,15	3,1	4,0
ком сжатия с предсказывающим ал-
горитмом нулевого порядка, т. е. при
переходе к троичному коду. Такое пе-
рекодирование сигнала может быть осу-
ществлено и более простым путем: пос-
ле каждого бинарного датчика ставят-
ся дифференцирующая цель и формиро-
ватель. При этом достигается эконо-
мия в емкости запоминающего устрой-
ства в основном блоке.
Если не интересоваться помехоустой-
чивостью, то перекодирование сигнала
может осуществляться снова в бинар-
ный код с использованием Хд-преоб-
разования [10], однако передача тро-
ичного сигнала позволяет вести допол-
нительный контроль за передаваемой
полярностью, что противодействует на-
коплению ошибок при б-модуляции.
Для определения эффективности пе-
рекодирования сигналов цифровых
датчиков необходимо подсчитать фак-
тор сжатия, а значит, определить ста-
тистические характеристики интерва-
лов времени между сменами полярно-
стей. Это можно проделать методами тео-
рии массового обслуживания [4, 5].
В качестве математической модели
сигнала в первом приближении можно
выбрать пуассоновский поток, харак-
теризуемый мгновенной плотностью
к (0 [5, 9]. Закон распределения вре-
мени между двумя соседними сменами
полярности (точками) определяется вы-
ражением [4]
<0/в (О = Go +
f>0,
(4.89)
где — начало отсчета, совпадающее
с первым из двух соседних перемен
знака.
Рассмотрим стационарный и неста-
ционарный пуассоновские потоки то-
чек при условии, что появление точек
может быть только в дискретные момен-
ты времени t = tk = кТ, где к = 0, 1,
2, ... Такая модель сигнала подобна
случайному телеграфному сигналу при
передаче информации равномерным ко-
дом [16]. Для него функция
t
Л(£о, 0 = ^X(z) dz	(4.90)
t0
является разрывной. Этот поток назы-
вается сингулярным [4].
Для первого случая можно положить,
что Х(0 = Ч = const. При этом мы
пренебрежем дискретностью интерва-
лов времени между сменами полярно-
стей в некоторых цифровых сигналах
при достаточно малой величине дискре-
тизации, т. е. время переходов через
нуль считаем непрерывным. Тогда бу-
дет применим показательный закон рас-
пределения интервалов времени ме-
жду производными двух соседних смен
полярностей:
W(t) = ke~\ £>0,	(4.91)
где X — параметр, характеризующий
число переходов через нуль в единицу
времени.
Интервал опроса Д£ выберем из ус-
ловия, что вероятность перехода через
нуль за время t № меньше Р =
Система связи АПС
243
= 10~3 -г- 10 в. Отсюда легко опреде-
лить, что
kt = — In (X — Р)/Х.	(4.92)
Среднее значение величины ktA и ее
дисперсия распределения равны соот-
ветственно [26]
дт" 1	2	1
ЫА = —,	6 =	•	(4-93)
Тогда коэффициент сжатия без учета
адресной информации
1
Лсж “ м ~	1п(1 —Р)‘	<4-94)
Учет дополнительного числа двоич-
ных единиц на адрес аналогичен слу-
чаю сжатия непрерывной информации.
Здесь, однако, передается не ампли-
тудное значение, а только адрес. Тогда
имеем
„ 1
Лсж - log2 A In (1 — Р) ’	<4-95)
Можно ожидать, что при числе датчи-
ков N = 50 и вероятности Р = 10“3 -
-ь 10~6 величина коэффициента сжатия
Кст = Ю2 -S- 105. Такие большие зна-
чения ЛГСж получились за счет предпо-
ложения о непрерывности времени сле-
дования случайных перемен знака.
Во втором случае расчет Кст можно
провести, предполагая, что поток точек
регулярный, а вероятность Р3 переме-
ны знака в моменты времени k/Т не
меняется. Тогда при условии, что за
время {к — 1) перемен знака не бы-
ло, в моменты кТ0 вероятность переме-
ны знака такова:
P(O = P(*To)= Р*.	(4.96)
Отсюда легко подсчитать средний ин-
тервал времени между соседними точ-
ками
оо
Д? = кТ0 = 2 крз = 2Г0, Рз = 0,5.
fc=l
(4.97)
Очевидно, что с учетом передачи адре-
са временного сжатия не будет. Однако
можно предположить, что учет послед-
ствия и нестационарное™ вероятности
перемены знака Р3 = Р3 (t) даст ве-
личину Асж^> 1- Приведенные данные
позволяют в первом приближении по-
ложительно ответить на вопрос о при-
менении алгоритмов сжатия к сигна-
лам цифровых датчиков.
Интересная особенность появляется
в системе связи, когда в ней применя-
ется устройство сжатия информации.
Рис. 140. Итоговая диаграмма КС)К Для разных
значений коэффициента корреляции
Известно, что энергетическая эффек-
тивность системы связи зависит от ряда
факторов. К этим факторам относятся
скорость передачи информации (7?),
обобщенный выигрыш системы связи
(В), полоса приемника до детектора
(Р7в.ч) и необходимое отношение веро-
ятностей PclPiu после фильтра низкой
частоты (ТУн.ч)-
16*
2ДЬ
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Формула для расчета эффективности
системы связи записывается в виде [27]
о	ВВ
Р — ру ip ip )	•	(4.98)
уув.ч. Hc/rm'wHi4
В этой формуле величины В и Жгч не
должны изменяться в зависимости от
того, применяется ли система сжатия
или нет. Это утверждение основывается
на том, что если будут сравниваться
две системы — одна с устранением из-
быточности, а другая без нее, то обе
эти системы необходимо ставить в оди-
наковые условия и по скорости пере-
дачи двоичных единиц в секунду, и по
полосе, и по обобщенному выигрышу.
Остаются два параметра в формуле
(4.98), которые могут претерпевать
изменения в зависимости от построе-
ния системы связи,— это скорость пере-
дачи информации R и отношение сиг-
нал/шум, которое увеличивается при
повышении энтропийности сжатых дан-
ных.
В первом случае, когда в передачу
информации не вносится никаких из-
менений, эффективность системы свя-
зи постоянна во все время передачи ин-
формации. Во втором случае структу-
ра сигнала будет меняться в зависимо-
сти от статистических особенностей со-
общения. В некоторых случаях, когда
сообщение меняется от измерения к из-
мерению и коэффициент Кст равен
примерно единице, эффективность свя-
зи может полностью определиться по
формуле (4.98).
В большинстве случаев избыточность
всегда присутствует в сообщении. При
применении системы сжатия условно
как бы передается вся информация, ка-
кой она была, и поэтому скорость пере-
дачи информации, если она формально
осталась прежней, возрастает пропор-
ционально KCiK. Это утверждение пре-
жде всего основывается на том, что,
как бы ни была сжата информация,
при приеме и обработке необходимо
восстанавливать ее в истинном мас-
штабе времени и заполнять пропуски
от отбракованных каналов прежними
данными.
Введем термин условная эффектив-
ность системы связи, который показы-
вает, во сколько раз увеличилась эф-
фективность системы связи при учете
статистических свойств сообщений, вос-
станавливаемых при приеме в темпе
передачи. Формула (4.98) в новой ее
записи будет иметь вид
ВКсп{В
Р ру /р /р у •	(4.99)
кИв.ч ^сГшЧГнч
На первый взгляд может показаться,
что если коэффициент сжатия будет
достаточно высоким, то эффективность
может достичь своего предельного зна-
чения, но практически обычно получа-
ется, что Кст лежит в пределах 10—15
[19]. Таким образом, система уменьше-
ния избыточности улучшает энергети-
ческую эффективность, но полностью
решить проблему она не может.
Решение проблемы р-эффективности
лежит в совместном улучшении инфор-
мационной эффективности и помехоус-
тойчивости кодов. В то же время нель-
зя беспредельно уменьшать избыточ-
ность информации, так как при ее вос-
становлении можно потерять точностные
характеристики исходного сообщения.
Существуют определенные требования
при приеме информации и на вероят-
ность ошибки РОш на двоичную едини-
цу, и на отношение скорости передачи
информации R к максимальной частоте
сообщения (а) [17]. Так, при исполь-
зовании критерия среднеквадратич-
ной ошибки 82 на РОш и В/a наклады-
ваются жесткие требования, выражаю-
щиеся формулой [17] для одномерной
марковской модели сообщения
1 _ e(2a/R) log2L
е2 = aLPom----21oga£----(4-100)
где R = 2атах 1од2 LN, атах — мак-
симальная частота сообщения, снима-
емого с датчика; L — число уровней
отсчета; N — число датчиков.
Система связи АПС
245
Вычисления по формуле (4.100) по-
казывают, что минимум среднеквадра-
тичной ошибки достигается при отно-
шении 7?/а = 100. С учетом этой фор-
мулы оптимум коэффициента сжатия
может быть выражен так:
Кс™ = 100а (0 ’	(4.101)
где а (t) — случайное значение часто-
ты сообщения, подчиняющееся релеев-
скому закону распределения
а*
ттг / \	а’	2°а
РИ(а) =—— е	.	(4.102)
2
где оа — дисперсия.
В качестве примера рассмотрим теле-
метрическое устройство со следую-
щими данными: L = 16, N = 16,
ОСтах == ЮО гц, Рот == 10 CCl = 7
(коэффициент, зависящий от выбранно-
го типа кода), число дискретных зна-
чений а (£) = 30. По (4.101) при ми-
нимальном значении а (£) = 3 гц
Kcw = 40, а при максимальном a (?) =
= 100 гц Кст = 1,3. При этом средне-
квадратичная ошибка декодирования
составляет 3%. Таким образом, в сис-
теме сжатия необходимо подходить не
только с точки зрения информативно-
сти сообщения, но и безошибочного вос-
становления информации. В США сис-
темы сжатия использовались при ис-
пытаниях ракет «Поларис» и «Аджена».
При допусках на точность (апертуру)
около 2 и 1% применение предсказа-
теля нулевого порядка дало соответ-
ственно Кс>к = 30 и 12, интерполятора
нулевого порядка 40 и 22, а интерполя-
тора первого порядка 80 и 36. При
обработке телевизионной информации
с ИСЗ «Тирос» с помощью интерполято-
ра первого порядка с допуском на точ-
ность 3% 2fc« = Ю [18].
14.6. Параметры радиолинии.
Основная задача АПС — передача с
помощью сигналов информации о физи-
ко-химических явлениях на планетах.
Рассмотрим вопросы, связанные с
прохождением сигнала от автоматиче-
ской станции до Земли. Основным па-
раметром в радиолинии является от-
ношение сигнал/шум, так как от него
зависит верность принимаемой инфор-
мации.
Уравнение связи в случае активной
передачи записывается в виде [27]
Pt = S.k(T0 + TBn)W
16Д2Г1Г2/У1
GiD2r\
(4.103)
где Pt — необходимая мощность из-
лучения бортового передатчика; 5б —
отношение сигнал/шум на входе детек-
тора; к — константа Больцмана; Го —
эквивалентная температура собствен-
ных шумов приемника; Твн — экви-
валентная температура внешних шу-
мов; W — ширина полосы пропуска-
ния приемника до детектора; R — рас-
стояние от приемного пункта до АПС;
Гь Г2 — коэффициенты поглощения
радиоволн соответственно в атмосфере
Земли и атмосфере планеты; — ко-
эффициент запаса, учитывающий поля-
ризационные потери, потери в антенно-
фидерном тракте, потери из-за нерав-
номерности диаграммы направленности
и потери на неточность наведения на-
земной антенны на АПС; — коэффи-
циент усиления антенны АПС; D2 —
диаметр наземной антенны; ц — коэф-
фициент использования площади ан-
тенны.
Рассмотрим формулу (4.103).
Одним из ограничивающих факторов
радиосвязи являются шумы радио-
приемного устройства — шумы аппа-
ратуры То и внешние шумы Гвн- Сум-
марная температура шумов составляет
= То + Т
вн*
При современном уровне развития ра-
диофизики TQ может быть уменьшена
вплоть до нескольких градусов. Твн —
величина, превышающая Гов несколько
десятков, а иногда и сотен раз.
246
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Источниками внешних шумов сле-
дует считать галактические шумы и
шумы планеты, с которой устанавли-
вается связь. Эффективная температу-
ра шумов в антенне, обусловленная
галактическими шумами, в случае на-
правления приемной антенны в центр
галактики равна [27] Га. гал ^Х24469°К,
где X — длина волны, м.
Эффективная температура шумов в
антенне, обусловленная шумами пла-
неты (температура поверхности плане-
ты Т = Гпл), равна [3]
пл = ^пл’ @1	$2»	(4.104)
где Qi — угловой размер планеты при
наблюдении ее с Земли, равный отно-
шению диаметра планеты Di к расстоя-
нию R; Q2 = VP 2 — ширина диаграм-
мы направленности приемной антенны.
Учитывая изложенное, уравнение
(4.103) может быть записано в виде
Pt = s6k [ То + АЛ4469 + —Тпл J х
16Д2
х W
(4.105)
He менее серьезным фактором, ог-
раничивающим связь, являются ан-
тенные системы. Целесообразность при-
менения остронаправленных или всена-
правленных антенн в системе связи с
АПС зависит от метода доставки объекта
на поверхность планеты, а также от
ориентации антенн на Землю.
Если АПС будет отстреливаться от
посадочной капсулы в сторону и в кап-
суле не предусмотрена система наведе-
ния антенны, то антенна должна быть
всенаправленной. Если же АПС уста-
навливает космонавт, он орентирует ан-
тенны на Землю по датчикам, и в этом
случае антенна может быть остронаправ-
ленной. Антенна может быть ос.трона-
правленнойи в том случае, если АПС от-
стреливается в сторону, но в станции
предусмотрена система наведения ан-
тенн. Для всенаправленной антенны мо-
жно рассмотреть два случая [3].
1.	Сильный сигнал
(4.106)
где Sm — отношение сигнал/шум по-
сле низкочастотного фильтра; Wm —
полоса фильтра низкой частоты; W —
полоса приемника на радиочастоте.
При ограниченной мощности излу-
чения бортового передатчика соотно-
шение (4.106) реализуется в случае по-
чти полной компенсации смещения ча-
стоты вследствие эффекта Доплера и
различных нестабильностей. Из-за ма-
лой эффективности антенны АПС имеет
смысл рассматривать передачу инфор-
мации (КИМ) с малой скоростью.
Зная рабочую частоту радиолинии
/0, можно найти требуемую точность
компенсации смещения частоты vHecT +
+ Vд. При условии (4.106) отношение
сигнал/шум на входе детектора будет
определяться выражением
2Ж
S(0)^Sm-й?- ,	(4.107)
и уравнение связи запишется в виде
Pt = 2SmWm
16Л^
[O2D2, “I
То + № 469 Гпл] х
(4.108)
Дифференцируя Pt по X, получаем
уравнение для определения оптималь-
ной длины волны
4,4 (log 1опт) = log ( Q15g5 "Л ) • (4.109)
В (4.109) диаметр антенны D2 является
величиной, которую можно увеличи-
вать, чтобы уменьшить энергетиче-
ские затраты на радиолинию. Однако
диаметр антенны нельзя увеличивать
беспредельно, так как при этом умень-
шается к. п. д. антенны и возрастает
уровень боковых лепестков. Критиче-
ская длина волны при данном диамет-
ре D2 находится из условия
= 165^2,	(4.110)
Система связи АПС
247
где а = X/16Z)2 — относительная точ-
ность изготовления зеркала антенны.
2.	Слабый сигнал
Sm —
2W
т
W
(4.111)
Этот случай наиболее часто встреча-
ется в практике космической связи.
При малом отношении сигнал/шум це-
лесообразно использовать квадратич-
ный детектор, при этом
S6 1,27]/ 4-Sm-^.
(4.112)
16Д2
Уравнение связи принимает вид:
Л = 1,27)/±SmWmW х
Г	O2D2T
Xfc[r0 + A.2,4469+ 2Х njl-
(4.113)
где W = 3f0 (vHeCT + v„).
При заданном диаметре наземной ан-
тенны D2 оптимальная с точки зрения
энергетики рабочая волна находится
из условия минимума (4.113):
502D2T
Х2п4т 1780 = То + 	у;—-	(4.114)
Максимальная величина коэффици-
ента усиления передающей остронапра-
вленной антенны АПС ограничивается
углом обзора земной поверхности с
планеты. В случае работы с Луны ши-
рина лепестка диаграммы направлен-
ности Q2 = 2а + у ~ 12° (а — угол
обзора Луны, у — угол либрации).
Ширина диаграммы при работе с пла-
нет может быть еще меньше:
•	7?|)	.	Г) о
а = arcsin —г;——- = 1 ч- 3 ,
Ло + /г
где RQ — радиус Земли; h — расстоя-
ние.
С учетом диаграммы направленности
коэффициент усиления антенны
л2П2/г	1
=	12	=	Q~
1 — COS —гр
(4.115)
А2
Подставляя значение
связи, получаем
Pt = Sok
[Го + Х2Л469 +
16Д2Хг
X W
Gi в уравнение
0№пл1 v
A2 J Х
(4.116)
Оптимальная с точки зрения энер-
гетики длина волны X равна А,0Пт =
где *Х-2 = 16oZ>2.
Полоса пропускания приемника до
детектора также является одним из важ-
ных факторов радиосвязи. Полоса про-
пускания выбирается с учетом спектра
сигнала, нестабильности частоты и сдви-
га частоты из-за эффекта Доплера.
Рассмотрим влияние эффекта Допле-
ра для случая, когда АПС находится на
поверхности планеты:
(4.117)
где vt — скорость движения планеты
относительно Земли; /0 — несущая ча-
стота; с — скорость света.
С учетом угловых скоростей планеты
и Земли и расстояния между коррес-
пондирующими пунктами
Afmax = ~~	^0^з1» (4.118)
где Q = co 1 — со 2 — разность между
угловыми скоростями планеты и Зем-
ли; — радиус орбиты Земли; RQi —
радиус планеты; Ro — радиус Земли;
со! — угловая скорость вращения пла-
неты; со3 — угловая скорость Земли.
Смещение частоты вызывается также
нестабильностью источника несущей
частоты радиопередатчика. При ис-
пользовании Z/C-генератора vHeCT ~
ж 10“3, а при стабилизации колеба-
ний при помощи кварца vнест = 10“7н-
-4- 10“5, причем величина 10“б получа-
ется без термостатирования кварцево-
го генератора, а величина 10“7 — при
термостатировании генератора. В объ-
ектах, находящихся на дальних пла-
нетах, из-за неудовлетворительных со-
248
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
отношений сигнал/шум желательно
иметь более узкие полосы W, а следо-
вательно, высокостабильные генерато-
ры С VHecT = Ю~7. Если на АПС ис-
пользуются частоты радиопередатчика
в диапазоне от 100 Мгц до 10 Ггц, то
затуханием их в атмосферах Земли и
планет можно пренебречь.
В табл. 18 приведены результаты рас-
чета параметров радиолинии, исходя
из следующих данных:
—	скорость передачи информации
40 дв.ед./сек в обычной телеметрии;
—	вероятность ошибки на слово при
kr = 6 равна 1,5-10"3;
—	скорость передачи информации
при детерминированном коде 80 дв.
ед./сек (с учетом наличия на борту АПС
запоминающего устройства и системы
сжатия информации);
—	диаметр наземной антенны 25 м;
—	Ли.о приемной аппаратуры 50° К;
—	нестабильность источника колеба-
ний бортового передатчика 10~7;
—	модуляция фазовая, ф = 120°.
Из таблицы можно сделать выводы:
1) при передаче узкополосной теле-
метрической информации с поверхно-
сти Луны можно применять изотропную
всенаправленную антенну, при переда-
че планет — остронаправленную;
2) применение детерминированного
кода и его декодирования не только по-
вышает эффективность системы связи,
но и способствует уменьшению мощ-
ности передатчика АПС.
Таблица 18
Параметр	Луна		Марс		Венера	
	детермини- рованный код	КИМ	детермини- рованный код	КИМ	детермини- рованный код	КИМ
^ОПТ’	0,23	Всенаправленная антенна 0,23	0,56	0,56			0,16	0,16
WB. ч, гЧ	2-103	2-103	1,2-104	1,2-104	3,2-104	2-Ю*
То, ° К	50	50	50	50	50	50
Твн, °К	200	200	1	1	1	1
°к	250	250	51	51	51	51
Р/, виг	0,2	0,6	104	3104	1,5-Ю3	4,5-Ю3
	4	12,2	4	12,2	4	12,2
Wm, гц	60	60	60	60	60	60
S<s	0.16	0,366	0,16	0,366	0,16	0,366
Gi	1	1	1	1	1	1
\>пт * М	0,23	Остронаправленная антенна 0,23	0,06	0,06			0,08	0,08
ТГВ ч, гц	1,2-103	1,2-103	1,2-1(H	1,2-104	3,2-104	3,2-104
То, °К	50	50	50	50	50	50
твн, °к	200	200	1	1	1	1
°К	250	250	51	51	51	51
Л, вт	0,017	0,051	0,36	1,44	0,1	0,3
	4	12,2	4	12,2	4	12,2
Wmi гц	60	60	60	60	60	60
	0,16	0,36	0,16	0,36	0,16	0,36
Gi	23	23	5,5-Ю3	5,5-Ю3	3-103	3-Ю3
ГЛАВА 15
Аппаратурные особенности
автоматических планетных
станций
Для обеспечения передачи информации
только в периоды радиовидимости пла-
неты в состав аппаратуры АПС долж-
но входить устройство, обеспечиваю-
щее временные интервалы работы и
пауз. Этим устройством может быть
или автономный прибор с заданной
программой работы, или командное
устройство, управляемое с Земли. При-
менение того или иного устройства дик-
туется энергетикой АПС.
Длительность сеанса связи зависит
от количества накопленной информации,
скорости передачи, мощности радиопе-
редающего устройства, энергоемкости
АПС и продолжительности существова-
ния данной станции. Для наиболее пол-
ного исследования физико-химических
характеристик планеты желательно дли-
тельное пребывание станции на плане-
те, при этом переданные сигналы дол-
жны нести максимум информации.
Напомним меры, которые помогают
минимизировать объем, скорость пере-
дачи и мощность радиопередающего
устройства,— это применение системы
уменьшения избыточности, детермини-
рованного кода и остронаправленных
антенн. Служебные функции сбора и
передачи информации выполняют такие
приборы АПС: передатчик, программно
временное устройство или командный
приемник, телеметрическое устройство
с системой уменьшения избыточности,
система ориентации антенн, перекоди-
рующее устройство и некоторые другие
вспомогательные приборы. На рис. 141
приведена блок-схема системы сбора и
передачи информации. Рассмотрим вза-
имодействие описанных устройств.
При доставке АПС на поверхность
планеты должно сработать автоматиче-
ское устройство, запускающее про-
граммно-временное устройство; через
определенное время оно выдаст команду
на раскрытие антенн и включение теле-
метрического устройства. После пер-
вого опроса датчиков в системе умень-
шения избыточности (в блоке хранения
констант) соберутся первые измерения,
которые также непосредственно пере-
даются в буферное запоминающее уст-
ройство. При втором опросе датчиков
происходит исключение излишней ин-
формации, а неизбыточная направля-
ется в буферное запоминающее устрой-
ство. Так будет продолжаться до его
заполнения. По истечении определен-
ного времени от командного приемни-
ка или программно-временного устрой-
ства поступит команда о передаче ин-
формации на приемное устройство.
В этом случае телеметрическое устрой-
ство прекратит свою работу. Перед
включением радиопередающего уст-
ройства система ориентации проверит
наведение антенн на Землю. Телемет-
рическая информация с буферного за-
поминающего устройства будет посту-
пать на вход модулятора радиопередат-
чика через кодирующее устройство. По-
сле съема всей информации с буферного
запоминающего устройства аппаратура
вернется в исходное состояние.
17 Автоматические планетные станции
250
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Рис. 141. Блок-схема системы сбора и передачи ин-
формации
1 — система ориентации антенн;
2 — передатчик;
3 — перекодирующее устройство;
4 — система уменьшения избыточности;
5 — телеметрическое устройство;
6 — датчики и научная аппаратура;
7 — программно-временнбе устройство
Рассмотрим некоторые приборы ап-
паратуры сбора и передачи информа-
ции АПС.
Радиопередающее устройство. Радио-
передатчик является одним из важней-
ших приборов любого КА. Независимо
от выполняемых им функций передат-
чик должен удовлетворять основному
требованию — иметь максимальный
к. п. д., что должно свести к минимуму
потребление энергии. Мощность, фак-
тически излучаемая передающей ан-
тенной, всегда меньше, чем мощность
на выходе передатчика (за счет к. п. д.
антенны и потерь в фидере). Электрон-
ные лампы обеспечивают на ряде ча-
стот большую мощность, чем полупро-
водниковые приборы, однако обычно
стараются использовать полупроводни-
ки из-за их малого веса, малого потреб-
ления энергии и высокой надежности.
В полупроводниковых передатчиках
наряду с транзисторными усилителями
и умножителями применяются варак-
торные умножители частоты, особенно
в тех случаях, когда необходимо иметь
на борту стабильный по частоте сверх-
высокочастотный генератор средней
мощности. Умножители, в которых ис-
пользуются диоды из арсенида галлия,
могут генерировать десятки ватт при ко-
эффициенте преобразования 80% в диа-
пазоне метровых и дециметровых волн
и сотни милливатт — в диапазоне сан-
тиметровых волн [28].
Для получения большой выходной
мощности варакторы могут быть вклю-
чены параллельно. При возбуждении
цепочки варакторных умножителей
частоты от транзисторного кварцевого
генератора можно получить мощность
порядка нескольких ватт. Транзистор-
ный автогенератор должен работать
на частоте, обеспечивающей высокий
к. п. д. Наибольший к. п. д. и более
высокую выходную мощность можно
получить, вводя транзисторные усили-
тели между каскадами умножителей.
В предыдущей главе были приведены
значения частот радиопередающего
устройства АПС, лежащие на границе
между дециметровыми и сантиметровы-
ми диапазонами волн. Описанный вы-
ше принцип построения радиопередаю-
щего устройства вполне применим к пе-
редатчику АПС. С учетом применения
детерминированного кода и приведен-
ных частот излучения выходная мощ-
ность лежит в диапазоне десятых до-
лей ватта, что позволяет использовать
полупроводниковые элементы.
Рассмотрим еще одну особенность
радиопередатчика — отвод тепла. На
АПС нежелательно применение воздуш-
ного или жидкостного принудительно-
го охлаждения передатчиков. Взаим-
ное расположение элементов, рассеи-
вающих энергию, должно обеспечивать
максимальные отвод и излучение тепла.
Поэтому рациональное расположение
деталей передатчика около панелей с
большой поверхностью, рассеивающей
тепло, с использованием медных шин
для связи со смежными конструктивны-
ми элементами создает пути для тепло-
отвода и теплоизлучения и уменьшает
термическое сопротивление между ис-
Аппаратурные особенности АПС
251
Рис. 142. Блок-схема радиопередатчика с Рвых 4вт
при Л = 400 Мгц и к. п. д. ~ 20 4- 30%
точниками тепла и его поглотителями.
Охлаждение элементов, рассеивающих
энергию в условиях космического прост-
ранства, может быть осуществлено
только путем термической проводимо-
сти на тепловой поглотитель (радиа-
тор), излучающий тепло в космос.
Вопрос о миниатюризации радиопе-
редатчиков может решаться путем при-
менения модулей СВЧ. Каждый СВЧ-
каскад рассматривается как единая
конструкция из транзистора или варак-
тора со встроенными резонаторами.
Таким образом, комплексное решение
проблемы уменьшения веса, увеличе-
ния к. п. д. и улучшения теплоотвода
будет способствовать улучшению экс-
плуатационных свойств радиопередат-
чика (рис. 142).
Телеметрическое устройство с системой
уменьшения избыточности. Это уст-
ройство обычно состоит из трех блоков:
коммутатора каналов, аналого-цифро-
вого преобразователя и блока управ-
ления работой телеметрического уст-
ройства. Взаимодействие и работа каж-
дого блока подробно описаны в рабо-
тах [29, 30]. На рис. 143 приведена
блок-схема такого устройства. Мы рас-
смотрим лишь принципиально новый
узел телеметрического устройства —
систему уменьшения избыточности. Она
представлена в комплексе с научными
приборами и коммутирующим блоком.
Основная идея построения телемет-
рической системы, в которой путем си-
стематизации и анализа показаний
датчиков сокращена до минимума из-
быточность передаваемой информации,
заключается в следующем [31, 32]. Мно-
жество датчиков, показания которых
отображают различные физические про-
цессы, разбивается на подмножества —
группы однородных по природе и ха-
рактеру изменения по времени изме-
ряемых физических величин датчиков.
В каждой группе выделяется, если это
возможно, приоритетный датчик, по-
казания которого в силу корреляции с
показаниями датчиков группы опре-
деляют ценность информации всей
группы датчиков. Датчики, показания
которых по своей физической природе
не коррелированы, и цифровые датчики
выделяются в особые группы. Снятие
информации с датчиков (опрос) произ-
водится с постоянной скоростью.
Процедура уменьшения избыточно-
сти показаний датчиков состоит из не-
скольких этапов. На первом этапе ана-
лизируются показания приоритетных
датчиков и исключаются из потока ин-
формации те группы датчиков, в кото-
рых не произошло существенного из-
менения в показаниях приоритетного
датчика на различных интервалах оп-
роса.
Аналогичным образом уменьшается
избыточность некоррелированных дат-
чиков. В этом случае анализируются
показания каждого некоррелированно-
17*
252
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
го датчика и принимается решение о
ценности информации. Сокращение из-
быточности показаний цифровых дат-
чиков основано на применении разност-
ных методов. На втором этапе группа
показаний аналоговых коррелирован-
ных датчиков исследуется с помощью
дискретного преобразования Фурье на
линейную независимость, после чего
из общего потока информации исклю-
чаются линейно зависимые отсчеты по-
казаний датчиков.
отсчетов показаний датчиков имеет
реальный масштаб времени, фиксиро-
ванную длительность и известный по-
рядок следования отсчетов показаний
датчиков, что позволяет произвести
адресацию неизбыточных отсчетоц по-
казаний датчиков.
Адресация неизбыточных отсчетов
ведется с помощью генератора адреса
и заключается в наложении кодового
признака на сигнал каждого датчика,
при этом используется идея кодового
Рис. 143. Блок-схема телеметрического устройства
с системой проверки на четность
Равномерная последовательность от-
счетов показаний датчиков, отображаю-
щая телеметрическую информацию на
отрезке времени, равном времени опро-
са всех датчиков, после процедуры со-
кращения избыточности превращается
в неравномерную по времени последова-
тельность отсчетов.
Неравномерная последовательность
разделения сигналов. Начало и конец
неравномерной последовательности от-
счетов показаний датчиков (или время
одного опроса всех датчиков системы)
фиксируются двумя синхросигналами.
Все указанные операции по адресации
показаний датчиков ведутся в реаль-
ном масштабе времени.
Сжатие во времени телеметрической
информации производится в блоке опе-
ративной памяти за счет времени суще-
ствования исключенных из потока ин-
Аппаратурные особенности АПС
253
формации избыточных отсчетов и групп
отсчетов показаний датчиков. На рис.
144 и 145 приведены функциональная
схема уменьшения избыточности теле-
метрической информации и необходи-
мые диаграммы.
Рассмотрим построение телеметри-
ческой системы, предназначенной для
обработки научной информации. Пред-
полагается, что система имеет N дат-
чиков с аналоговыми и цифровыми вы-
ходными напряжениями. Известны при-
Рис. 144. Функциональная схема системы уменьше-
ния избыточности телеметрической информации
рода и характерные особенности из-
меряемых физических процессов, ото-
бражаемых показаниями датчиков, а
также максимально возможный дина-
мический диапазон и максимальная ши-
рина спектра сигналов датчиков.
Время опроса всех датчиков (длитель-
ность кадра) для данной системы
фиксировано и равно NT, где Т>
> 9?----v “ интеРвал времени между
max;V
соседними отсчетами показаний раз-
личных датчиков в кадре. Обработка
информации в рассматриваемой теле-
метрической системе поясняется функ-
циональной схемой (см. рис. 144) и
диаграммами сигнала в различных точ-
ках функциональной схемы, приведен-
ными на рис. 145.
Условная реализация показаний ана-
логовых датчиков системы на выходе
коммутатора на отрезке времени, рав-
ном трем кадрам, изображена на рис.
145. Соседние кадры разнесены по вре-
мени на величину ДТ синхросигнала —
длительность синхронизирующих слов,
необходимых в дальнейшем для адре-
сации каждого кадра, что условно пока-
зано на рис. 145, А вертикальными раз-
делительными линиями между кадрами.
Структура каждого кадра следующая.
Интервал времени ДТкорр в начале
каждого кадра занимают отсчеты кор-
254
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
релированных групп датчиков, ин-
тервал времени ДТнекорр — отсчеты не-
коррелированных датчиков, а интер-
вал времени ДТ^цифр отводится под
показания цифровых датчиков.
Сигнал с выхода коммутатора по-
ступает на вход преобразователя «ана-
лог — цифра» и через ключ № 1 —
на вход блока уменьшения группо-
вой избыточности. Сигнал на выхо-
де преобразователя «аналог — цифра»
в закодированном виде представлен на
ной ключ в точку С (см. рис. 144).
Сигнал в точке С показан на рис. 145, С,
Блок уменьшения групповой избы-
точности, на вход которого через
ключ № 1 поступают только показания
коррелированных датчиков, на основе
дискретного преобразования Фурье ана-
лизирует показания датчиков для оп-
ределения линейно зависимых (избы-
точных) отсчетов [1,2]. При наличии
в группе избыточных отсчетов указан-
ный блок вырабатывает команду «зап-
АТ синхросигнала
Т кадра-
Т кадр;
ДГ синхросигнала
Некоррели- /Время опроса
рованпые / цифровых датчиков
датчики /
Коррелированные
датчики
ДГ синхросигнала
Т кадра
Т кадра-
Т
Т кадра
Рис. 145. Временные диаграммы системы уменьшения
избыточности телеметрической информации
рис. 145, В. Указанный преобразова-
тель производит задержку информации
в процессе работы на время Т — интер-
вал времени между соседними отсче-
тами показаний датчиков в кадре. Циф-
ровой сигнал с выхода преобразователя
«аналог — цифра» поступает в основ-
ной блок уменьшения избыточности
и через блок задержки — на основ-
рет», поступающую на основной ключ,
что приводит к исключению из об-
щего потока цифровой информации
(точка Е на рис. 144) кодовых комби-
наций, соответствующих избыточным от-
счетам показаний группы датчиков.
Сигнал в точке Е условно показан на
рис. 145, Е. В основном блоке умень-
шения избыточности сравниваются по-
казания приоритетных датчиков на
интервале времени, равном длитель-
ности двух кадров.
Аппаратурные особенности АПС
255
Сигнал В (см. рис.145) задерживает-
ся в основном блоке на время кадра, а
затем сравниваются в цифровой форме
показания приоритетных датчиков. В
случае, если изменение показаний при-
оритетного датчика по двум кадрам
не превосходит допустимой величины,
блок вырабатывает команду «запрет»
на всю группу показаний датчиков, в
состав которой входит указанный при-
оритетный датчик. Команда «запрет»
от основного блока уменьшения избы-
точности поступает на основной ключ,
на выходе которого из общего потока
цифровой информации исключаются из-
быточные группы показаний датчиков
(сигнал Е на рис. 145).
Сигналы цифровых датчиков обраба-
тываются в устройстве перекодирова-
ния (см. рис. 144). В данном устрой-
стве параллельный код (параллельные
выходы датчиков) преобразуется в по-
следовательный код с одновременной
операцией уменьшения избыточности
показаний цифровых датчиков.
Уменьшение избыточности показа-
ний цифровых датчиков основано на
применении разностных методов коди-
рования информации [13]. При исполь-
зовании разностных методов кодирова-
ния информации передаются не абсо-
лютные значения показаний датчиков,
а условные сигналы смены полярно-
стей в показаниях датчиков; при не-
изменных показаниях датчика на раз-
личных интервалах опроса передается
нулевой сигнал-пауза. Исключение со-
вокупности пауз в сигнале, отобража-
ющем показания цифровых датчиков,
позволяет сжать сигнал во времени,
т. е. осуществить уменьшение избы-
точности цифрового сигнала.
Сигнал на выходе устройства переко-
дирования в условном виде показан
на рис. 145, F. Как видно из сравнения
рис. 145, Е и 145, F, закодированные
сигналы аналоговых датчиков и сиг-
налы цифровых датчиков не перекрыва-
ются во времени (это обеспечивается
ключом № 2, см. рис. 144), имеют ре-
альный масштаб времени и известный
порядок следования номеров анало-
говых и цифровых датчиков.
На основе указанных структурных
свойств сигналов может быть произ-
ведена адресация закодированных от-
счетов показаний аналоговых и цифро-
вых датчиков. Адресация показаний
датчиков ведется с помощью генера-
тора адреса системы (см. рис. 144) и
осуществляется наложением кодовых
признаков на сигналы от различных
датчиков [22]. Функционально эта опе-
рация сводится к перемножению сиг-
налов, показанных на рис. 145, Е и
145, F, на специальный сигнал генера-
тора адреса.
Сигнал на выходе перемножителя
(см. рис. 123) в условном виде показан
на рис. 145, G. Этот сигнал поступает
далее на суммирующее устройство, где
к нему добавляются синхросигналы,
фиксирующие начало и конец каждого
кадра. Сформированный таким обра-
зом сигнал подается далее на блок опе-
ративной памяти, где происходит
сжатие сигнала во времени. Блок опе-
ративной памяти производит старт-
стопную запись сигналов, поступающих
на его вход (рис. 144, К). Сигнал с
выхода блока оперативной памяти по-
ступает далее в передающие каскады
системы. Восстановление сигнала на
приемном конце телеметрической сис-
темы возможно на основе принципов
кодового разделения сигналов [22].
ГЛАВА 16
Системы
энергопитания
На первых советских и американских
лунных спускаемых аппаратах («Луна-
9», «Луна-13», «Сервейер») были уста-
новлены электрохимические источники
энергии (аккумуляторы) и фотоэлек-
трические преобразователи солнечной
энергии (солнечные батареи), которые
обеспечивали работоспособность авто-
матических станций в течение несколь-
ких месяцев. Однако малый ресурс ра-
боты аккумуляторов, а также зависи-
мость эффективности солнечных бата-
рей от солнечного освещения делают
невозможным использование этих сис-
тем для продолжительной работы в ус-
ловиях отсутствия солнечного излу-
чения, а также на поверхности пла-
нет, имеющих плотную атмосферу или
далеко удаленных от Солнца.
Разработка источников энергии на
радиоактивных изотопах и топливных
элементов позволила до некоторой сте-
пени решить задачу сравнительно про-
должительного обеспечения энергией
АПС. Термоэлектрические генераторы
на изотопах и топливные элементы были
успешно использованы для питания ап-
паратуры на космических аппаратах
«Сервейер» и «Аполлон».
К сожалению, высокая стоимость ра-
диоактивных изотопов и необходимость
в надежной защите научного и служеб-
ного оборудования от проникающей ра-
диации, присущей некоторым видам
изотопов, несколько ограничивают их
использование. В то же время необ-
ходимо решить задачи регенерации ра-
бочих веществ в топливных элементах
для поддержания их длительной рабо-
тоспособности.
Таким образом, одной из основных
задач при создании малых АПС явля-
ется разработка небольшой и надежной
энергоустановки, удовлетворяющей та-
ким требованиям, как: 1) надежность;
2) продолжительный срок службы;
3) высокая удельная мощность; 4) ма-
лый вес и компактность; 5) радиацион-
ная стойкость. Следует отметить, что
каждый отдельный случай применения
источника энергии должен быть под-
робно исследован.
Ниже кратко рассматриваются ос-
новные имеющиеся в настоящее вре-
мя и перспективные системы энерго-
питания, дается описание принципа
их работы и анализ с точки зрения ис-
пользования на малых АПС.
16.1.	Химические источники тока.
Химические источники энергии (галь-
ванические элементы, батареи и ак-
кумуляторы) были основными источ-
никами питания первых космических
объектов, так как благодаря своей на-
дежности, удобству в эксплуатации и
высокой удельной мощности они обес-
печивали энергопотребление аппара-
туры КА в течение непродолжительного
периода времени. В настоящее время,
когда решение задач полета к планетам и
создания автоматических станций на
поверхности планет стало реальностью,
химические источники тока постепен-
Системы энергопитания
257
но вытесняются более совершенными
энергетическими системами (солнечные
батареи, термоэлектрические преобра-
зователи на изотопах, топливные эле-
менты и т. д.). В то же время химические
аккумуляторы и батареи очень удоб-
ны для питания оборудования КА во
время старта, полетов по «теневой» ор-
бите, а также для сравнительно дли-
тельной работы в сочетании с другими
источниками энергии, когда использо-
вание последних становится или не-
возможным (солнечные батареи в тени),
или слишком дорогим (радиоизотоп-
ные генераторы). Вследствие этого про-
должаются широкие работы по созда-
нию бортовых химических источников
тока, удовлетворяющих высокой энер-
гоемкости, долговечности, работоспо-
собности в широком интервале темпе-
ратур, высокой удельной мощности,
удобству в эксплуатации.
Мы не будем подробно останавливать-
ся на рассмотрении окислительно-вос-
становительных процессов, протекаю-
щих на электродах химического эле-
мента, так как данный вопрос широко
освещен в литературе.
По характеру работы химические ис-
точники тока делятся на две следую-
щие группы:
1)	первичные источники тока — галь-
ванические элементы и батареи, допу-
скающие однократное использование
заключенных в них активных материа-
лов;
2)	вторичные источники — электри-
ческие аккумуляторы, работоспособ-
ность которых может быть восстанов-
лена путем заряда с помощью посторон-
него источника электроэнергии.
Первичные химические источники то-
ка. К первичным источникам тока от-
носятся марганцевоцинковые элемен-
ты и батареи, получившие широкое
промышленное распространение (ба-
тареи «Крона», «Полет», КБС и др.).
Несмотря на простоту технологии про-
изводства и другие достоинства, мар-
ганцевоцинковые элементы имеют
крупные недостатки, исключающие их
применение на КА: 1) малую удельную
энергию; 2) резко падающее по мере
разряда элемента разрядное напряже-
ние; 3) узкий интервал рабочих тем-
ператур (— 30 -т- + 60° С); 4) недо-
статочную вибростойкость.
На первых искусственных спутниках
Земли широко применялись окисно-
ртутные элементы, которые лишены мно-
гих недостатков, свойственных элемен-
там марганцевоцинковой системы. Ос-
новное достоинство этих элементов —
устойчивое постоянство э.д.с. в тече-
ние длительного периода времени, осо-
бенно при разряде малыми токами.
Кроме того, этим элементам присущи
высокая вибростойкость (до 200 g)
Таблица 19
Тип элемента	Емкость, а«ч	Рабочая температура, град	Сохранность, месяцы	Размеры		Вес, г
				диаметр, Л1-Л1	высота, мм	
О Р-3	1,8	-5-+70	18	25,7	13,5	30,0
ОР-4	2,8	-5-+70	18	30,1	14,1	40,0
ОР-4К	1,6	-5^+70	12	30 1	9,4	28,0
РЦ 83-Х	1,5	—30-J-+50	12	30,1	9,4	28,2
РЦ 84	2,5	0^-+50	28	30,1	14,0	45,0
РЦ 85	2,5	0->+50	28	30,1	14,0	39,5
РЦ 85-Х	2,5	—30^-+50	18	30,1	14,0	39,5
РЦ 93	13,0	0-+50	6	31,0	60,0	170,0
258
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Рис. 146. Разрядные кривые сереброцинковых ак-
кумуляторов емкостью 20 а • час (разряд током 2а
после двухчасовой выдержки в холодильной камере)
и широкий интервал рабочих темпе-
ратур (+ 40 ч----30° С). Следует от-
метить, что работоспособность окисно-
ртутного элемента после пребывания
при низкой температуре может быть
восстановлена путем его прогрева. В
последнее время для питания аппарату-
ры некоторых космических объектов с
малым временем существования ис-
пользуется разновидность окиснортут-
ных элементов — ртутноцинковые эле-
менты. Характеристики некоторых оки-
снортутных элементов представлены в
табл. 19.
Все окиснортутные элементы обла-
дают высокой удельной энергией (80—
110 вт*час'1кг).
Несмотря на ряд положительных ка-
честв, особенно у окиснортутных эле-
ментов, первичные источники тока
нецелесообразно использовать на АПС
в связи с их малой энергоемкостью и
невозможностью повторной зарядки
элемента.
Вторичные химические источники тока.
Основное достоинство вторичных источ-
ников тока (электрических аккумуля-
торов) заключается в возможности мно-
гократного их использования путем
подзарядки другими источниками элек-
троэнергии. По этой причине электри-
ческие аккумуляторы широко исполь-
зуются на всех КА. Среди электричес-
ких аккумуляторов наиболее широкое
использование в космической технике
нашли кадмийникелевые, серебро-
кадмиевые, сереброцинковые и никель-
цинковые аккумуляторы. Все эти ак-
кумуляторы обладают высокой удель-
ной мощностью, надежностью, широким
интервалом рабочих температур. В то
же время следует обратить внимание
на важный недостаток, присущий ще-
лочным кадмийникелевым аккумулято-
рам,— выделение газообразного кис-
лорода на положительном электроде,
вследствие чего герметичность такого
аккумулятора затрудняется.
Сереброцинковые и сереброкадмие-
вые аккумуляторы лишены этого не-
достатка. Кроме того, существенным
преимуществом этих аккумуляторов пе-
ред другими типами следует считать
большую допустимую плотность тока
(до 0,5 а/см2) и малое внутреннее соп-
ротивление. Это дает возможность эф-
фективно использовать эти аккумулято-
ры при импульсной нагрузке. Нормаль-
ные рабочие температуры сереброцин-
ковых аккумуляторов заключены в диа-
пазоне — 30 ——Н 70° С. Зависимость
разрядного напряжения этих аккуму-
ляторов от температуры представлена
на рис. 146. Сравнительная характе-
ристика некоторых типов аккумуля-
торов приведена в табл. 20.
Новые разработки аккумуляторов
ведутся по пути увеличения их удель-
ной энергии, надежности, расширения
диапазона рабочих температур, сниже-
ния их стоимости и увеличения числа
зарядно-разрядных циклов.
В заключение отметим, что в сочета-
нии с другими источниками электро-
энергии электрические аккумуляторы
можно считать одним из основных ис-
точников питания автоматических пла-
нетных станций.
16.2.	Фотоэлектрические преобразова-
тели солнечной энергии.
Солнечные батареи, использующие фо-
тоэлектрический эффект непосредст-
Системы энергопитания
259
венного преобразования солнечного из-
лучения в электрическую энергию, яв-
ляются в настоящее время одним из
основных источников электрического
питания космических объектов.
Если мощность первых солнечных
батарей не превышала нескольких де-
сятков ватт, что наводило на мысль об
ограниченном их использовании, то
последние исследования в этой области
выявили возможность получения с их
помощью мощности порядка несколь-
ких десятков киловатт. В настоящее
время для солнечных фотоэлементов
наиболее подходит монокристалличе-
ский четырехвалентпый кремний вы-
сокой чистоты, в который методом тер-
мической диффузии вносят примеси пя-
тивалентного фосфора и трехвалент-
ного бора.
При поглощении фотоэлектрическим
элементом солнечного излучения, пред-
ставляющего собой поток фотонов, про-
исходит следующее явление. Если энер-
гия фотона превышает так называемую
энергию активации атомов кремния,
то при поглощении этого фотона воз-
никает пара избыточных носителей за-
ряда (электрон + дырка). В результате
интенсивного облучения солнечного эле-
мента накапливаются положительные
и отрицательные заряды, что приводит
к образованию э.д.с., достигающей
нескольких десятых вольта.
Следует отметить, что потери на от-
ражение в кремниевых элементах состав-
ляют 30% от падающего солнечного из-
лучения. Кроме того, имеет место не-
полное поглощение солнечной энер-
гии, что снижает общий к.п.д. сол-
нечного элемента. Часть солнечной
энергии, которая при идеальных ус-
ловиях может быть преобразована в
электрическую энергию, показана на
рис. 147 (заштрихованная область).
В кремниевых элементах могут быть
использованы фотоны с длиной волны
не более 1,15 мк, поскольку их энер-
гия больше энергии активации, состав-
ляющей 1,07 эв. Фотоны с длиной вол-
ны, меньшей 1,15 мк, отдают свою из-
быточную энергию кристаллической ре-
шетке, которая вследствие этого терми-
чески возбуждается.
В интервале длин волн ниже 0,4 мк
и выше 1,15 мк чувствительность крем-
ниевых солнечных элементов с точки
зрения превращения солнечной энер-
гии в электрическую значительно ниже,
чем внутри этого диапазона. Вследст-
вие этого можно использовать ультра-
фиолетовые и инфракрасные покрытия
для уменьшения поглощения солнеч-
ного излучения в этой области и сни-
жения тем самым рабочей температуры,
так как падение напряжения в кремни-
евом солнечном элементе составляет
0,5% на градус повышения темпера-
туры.
Схематическое изображение типич-
ного кремниевого элемента солнечной
батареи представлено на рис. 148.
Эффективность солнечных элемен-
тов в значительной мере зависит от ра-
Таблица 20
Тип аккумуляторов	Удельная энергия		Рабочая температура, град	Рабочее напряже- ние, в	Срок службы		Потеря емкости за 3 ме- сяца, %
	ат • час	ат-час			циклы	месяцы	
	кг	л					
Кадмийникелевые	24	70	+5-S-+30	1,45	300	204-30	До 30
Сереброцинковые	130	200	—40-^+70	1,5	100	154-18	5-10
Сереброкадмиевые	70	130	—304- +зо	1,15	300	154-18	0-5
Никельцинковые	65	110	-304-+40	1,65	100	154-18	До 20
260
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Рис. 147. Спектр солнечного излучения и его исполь-
зование в кремниевых солнечных батареях
1 — солнечный спектр;
2 — световая чувствительность кремниевых элементов
бочей температуры, которая не должна
превышать 100° С (рис. 149 [33]).
По указанным причинам к.п.д. со-
временных солнечных фотопреобразо-
вателей не превышает 11—14%. В на-
стоящее время как полупроводник на-
иболее перспективен арсенид галия,
теоретический к.п.д. которого дости-
гает 25%. Приведенный ниже график
(рис. 150) позволяет судить об эф-
фективности материалов, используе-
мых в солнечных фотопреобразователях
[33]. В то же время следует отметить,
что к.п.д. других устройств, исполь-
зующих непосредственное преобразо-
вание солнечной энергии в электриче-
скую, например фотогальванических
элементов, составляет 1% и ниже.
Рис. 148. Схема типичного к ремниевого элемента
В последние годы разрабатываются
различные способы повышения эффек-
тивности солнечных элементов, кото-
рые сводятся в основном к применению
просветляющих и защитных покрытий,
уменьшению числа контактов между
элементами за счет увеличения размера
ячейки, использованию специальных
покрытий в инфракрасной и ультрафио-
летовой областях спектра и т. д.
Интересными представляются ра-
боты по использованию фотопреобразо-
вателей с концентраторами солнечного
излучения, что позволяет за счет интен-
сивности падающей радиации умень-
шить число элементов при той же отда-
ваемой мощности. Установлено, что
степень концентрации не должна пре-
вышать 2,5 во избежание значительного
перегрева солнечных элементов.
На рис. 151 представлен наиболее
подходящий для использования в кос-
мосе V-образный концентратор, сте-
пенью концентрации не более 1,9.
С целью получения больших мощно-
стей в последние годы ведутся широкие
исследования по изготовлению кремни-
евых солнечных элементов из дендрит-
ных лент, а также по созданию тонкопле-
ночных элементов на основе таких
полупроводниковых соединений, как
CdS, GaAs, CdTe и GaP. Одно из пре-
имуществ использования дендритных
лент заключается в возможности полу-
чения элементов большой площади, при
этом уменьшается число соединений при
их коммутации (в 15 раз по сравнению с
элементами размерами 1x2 см). В
настоящее время из дендритных лент
изготовляют элементы размерами 30 X
X 1 X 0,05 см с к.п.д. 8%.
Солнечные батареи могут быть из-
готовлены из монокристаллических эле-
ментов, дендритных лент и тонкопле-
ночных элементов. В настоящее время
в основном применяются солнечные ба-
тареи первого типа.
Имеется много способов установки
солнечных элементов. Панели солнеч-
Системы энергопитания
261
пых батарей могут крепиться непо-
средственно на корпусе КА, либо на
выносных неориентированных лопа-
стях, либо на выносных панелях, ори-
ентированных перпендикулярно на-
правлению на Солнце. Последний спо-
соб наиболее эффективен, но требует
дополнительного привода для осуще-
ствления ориентации. Современные
солнечные батареи позволяют полу-
чать до 100 вт с 1 м2 поверхности при
прямом освещении Солнцем.
В заключение следует отметить, что
вследствие высокой эффективности, обу-
словленной прямым преобразованием
солнечной энергии в электрическую,
солнечные фотоэлектрические преоб-
разователи не имеют конкуренции при
интенсивном солнечном облучении.
К сожалению, использование только
солнечных батарей для питания малых
автоматических станций на поверхно-
сти планет с непрозрачной атмосферой
(Венера) или при слишком слабой ин-
тенсивности солнечного облучения
(Марс), а также в условиях прерывисто-
го солнечного облучения (Луна) со-
вершенно неприемлемо или требует для
получения достаточной мощности зна-
чительных габаритов и весов.
16.3.	Термоэлектрические генераторы.
Принцип работы термоэлектрического
генератора основан на эффекте Зеебе-
ка [34], сущность которого состоит в
том, что в замкнутой электрической
цепи, состоящей из разнородных мате-
риалов, возникает термо-э.д.с., если
места контактов поддерживаются при
разных температурах. Ее величина в
основном зависит от рода металлов и
сплавов, составляющих цепь, и от
разности температур «горячего» и «хо-
лодного» спаев.
В настоящее время в качестве энер-
гетических термоэлементов широко
употребляются сильнолегированные
полупроводниковые соединения и спла-
вы. Выбор материалов термоэлемента —
определяющий фактор при проекти-
ровании термоэлектрического генера-
тора, так как его к.п.д. зависит глав-
ным образом от термоэлектрической
добротности материала z.
В режиме наибольшей внешней мощ-
ности, которая обеспечивается тем, что
Рис. 149. Зависимость силы тока кремниевого эле-
мента от напряжения для различных значений рабочей
температуры
Рис. 150. Теоретическая эффективность материалов,
используемых в солнечных фотопреобразователях
262
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Рис. 151. Схематическое изображение V-образного
солнечного концентратора (размеры в миллиметрах)
омическое сопротивление нагрузки под-
бирается равным сопротивлению термо-
элементов, к.п.д. ц на материалах
р — n-типа равен
_______________1______________
Х 1 + 2 (zTi)-i - 0,25 (Л - Т2) Т"1 ’
где 7\ — температура «горячих» спа-
ев, °К; Т2 — температура «холодных»
спаев, °К; z — термоэлектрическая доб-
ротность р — п-пары, °C"1.
Рис. 152. Зависимость термоэлектрической добротное
ти некоторых материалов p-типа от температуры
1 — BiaSbTe3 4- 0,56% Se;
2 — BiaSbTe3 4- 0,28% Ag 4-0,5% Se;
3 — (BiSb)aTe3;
4 — (GeTe)0>95 (BiTe3)0j051;
5 — GeTe;
6 — p Sip.7 Gco,3
На графиках (рис. 152 и 153) приве-
дены зависимости термоэлектрической
добротности некоторых материалов
р — n-типа от температуры.
В зависимости от первичного источ-
ника тепла термоэлектрические гене-
раторы разделяются на радиоизотоп-
ные и солнечные.
Радиоизотопные термоэлектрические
генераторы. Одним из способов под-
держания высокой температуры на «го-
рячих» спаях термоэлектрического ге-
нератора следует считать использова-
ние тепловой энергии, образующейся
при распаде радиоактивных изотопов.
Такое сочетание термоэлектрического
генератора с радиоизотопами вследст-
вие высокой эффективности и надеж-
ности нашло широкое применение в КА
для исследования как межпланетного
пространства, так и поверхности Луны
и планет. Радиоизотопные источники
энергии особенно удобны для продол-
жительной работы на поверхности пла-
нет, имеющих плотную, непрозрачную
для Солнца атмосферу, когда другие
источники энергии или непригодны (сол-
нечные батареи), или продолжитель-
ность их работы ограничена (элект-
рические аккумуляторы, топливные
элементы).
Таким образом, основные преимуще-
ства радиоизотопных термоэлектриче-
ских генераторов следующие:
1)	продолжительный срок службы
(даже при отсутствии солнечного об-
лучения);
2)	высокая надежность и удельная
мощность;
3)	простота регулирования;
4)	возможность работы в условиях
высокой радиации.
В качестве горючего в термоэлектри-
ческих генераторах могут применяться
различные радиоактивные изотопы; ха-
рактеристики некоторых из них пред-
ставлены в табл. 21 [35].
Радиоизотопы представляют собой
уникальное топливо, обеспечивающее
высокую плотность энергии. В то же
Системы энергопитания
263
Таблица 21
Изотоп	Вид излучения	Период полураспада	Топливо	Удель- ный вес топлива, 8‘СМ~3	Теплота распада, втп-г-1	Темпера- тура плавле- ния, град	Область применения
р021Э	а	138 суток	Ро	9,3	141	154	Станция с малым сроком службы
Ст242	а; (7)	163 суток	Ст2О3	10,7	110	1500	То же
Ст244	а; (7)	18 суток	—	—	2,8	—	Очень перспективен для долгодействую- щих АПС
Ри238	«; (7)	86,4 года	РиС	13,6	0,52	1650	Долгодействующие станции
Се144	Жесткое 7-излучение 3 3	285 суток	СеО2	7,12	21	2600	Станции с малым сроком службы
Рт147		2,6 года	Рт2О3	6,6	0,31	1500	Долгодействующие станции
Cs137	3	33 года	CsCl	3,97	0,22	646	То же
Sr9)	3; (7)	27,7 года	SrTiCb	4,0	0,25	1600	Предпочтителен в наземных установках
Примечание. У полония-210,		кюрия-242 и кюрия-244 защита легкая, у плутония-238 —					’Средняя, у церия-144,
прометия-147, цезия-137, стронция-90 — тяжелая.							
Таблица 22
Генератор	«Снэп-38»	«Снэп-9А»	«Снэп-11»	«Снэп-17»	«Снэп-19»	«Снэп-27»
Ресурс работы, годы	5	6	0,25	5(3)	3	1
Мощность в конце работы, вт	2,7	25,0	18,6—25	25-30	22-30	50
Топливо	Плутоний-	Плутоний-	Кюрий-	Стронций-	Плутоний-	Плутоний-
Характеристики в конце работы	238	238	242	90	238	238
напряжение, в	2,7	6,4	з,о	6,6	4,75	14
ток, а	1,0	4,6	8,33	3,8	4,65	4
нагрузка, ом Габаритные раз- меры	3,0	2,0	0,42	1,75	1,02	3,5
длина, см	13,97	24,13	27,94	31,75	24,74	45,97
диаметр, см	12,19	50,80	45,72	16,76	13,56	39,88
Вес, кГ	2,1	12,3 Спутник	13,6	11,4	9,6	16,5
Объект установки	Спутник		Программа	Спутники	Спутники	Программа
	«Транзит-4»	«Транзит-5»	«Сервейер»	связи	«Нимбу с»	«Аполлон»
264
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
время радиоизотопам присущи некото-
рые отрицательные качества. Главным
из этих недостатков, помимо высокой
стоимости, является радиоактивное
излучение.
Существуют четыре основных типа
ядерного излучения, опасного для че-
ловека и разрушительного для обору-
дования:
1)	у-кванты высокой энергии, т. е.
рентгеновские лучи, возникающие в
процессе распада изотопов;
2)	нейтроны, появляющиесяпри спон-
танном делении тяжелых элементов;
3)	0-частицы, возникающие в резуль-
тате ядерного распада;
4)	а-частицы.
Из перечисленных типов излучения
только у-кванты и 0-частицы приводят
к наиболее серьезным повреждениям.
Не рассматривая влияния этих излу-
чений на обслуживающий персонал,
следует отметить, что интенсивные у-
и 0-излучения вызывают ионизацию
Рис. 153. Зависимость термоэлектрической добротно-
сти некоторых материалов п-типа от температуры
7 — 20Bi2Te3 4- Bi2Se3 4- 0,5% CuBr;
2	— В18Те2>48е0 e -I- 0,05% CuBr;
3	— Bi2Te24 Se0 e 4-0,10% CuBr;
4	— Bi2Te2Se 4- 0,05% CuBr;
5	— PbTe 4- 0,04% Bi;
6	— Bi2Te3 4- 0,085% CuBr;
7	—Bi2Te3Se 4-0,10% CuBr;
8	—PbTe 4- 0,10% Bi;
9	—PbTe 4-0,15% Bi;
10	— PbTe 4- 0,07% Bi;
11	— Bi2Te2Se;
72 n ^io,7^cO,3
и возбуждение атомов вещества, что
особенно опасно для используемой ап-
паратуры.
В настоящее время вес элементов
конструкции радиационной защиты ра-
диоизотопных термоэлектрических ге-
нераторов составляет до 80% от общего
веса генератора.
На рис. 154 и 155 приведены зависи-
мости толщины защиты некоторых а-
и 0-излучателей от тепловой мощно-
сти [36].
Системы энергопитания
265
На рис. 156 и 157 представлены ти-
пичные схемы устройства космических
термоэлектрических генераторов, а в
табл. 22 приведены основные данные
радиоизотопных термоэлектрических
генераторов США.
Генератор «Снэп-27» мощностью 50 вт
разработан по заказу НАСА для обес-
печения энергией аппаратуры, уста-
навливаемой на поверхности Луны по
программе «Аполлон». Приборы, раз-
мещенные в контейнере, должны соби-
(25—50 вт), использующие энергию
распада радиоактивных изотопов плу-
тония-238 (для станций со временем су-
ществования более 1 года) и полония-
210 (для станций со временем сущест-
вования 1—2 месяца). В связи с огра-
ниченными возможностями производ-
ства этих изотопов они будут при-
меняться для разовых ответственных
задач, которые не могут быть решены
при помощи химических источников
тока и солнечных батарей, например
Рис. 154. Зависимость толщины защиты а-излуча-
телей от тепловой мощности
Рис. 155. Зависимость толщины защиты 0-излуча-
телей от тепловой мощности
рать и передавать на Землю информа-
цию в течение 6—12 месяцев после от-
лета космонавтов. Наибольшая тем-
пература горячих спаев 549° С, холод-
ных 273° С; расчетный к.п.д. 4%.
Можно ожидать, что в космических
системах в ближайшие годы будут при-
менены радиоизотопные термоэлектри-
ческие генераторы малой мощности
для работы при отсутствии освещения.
Солнечные термоэлектрические гене-
раторы. Это те генераторы, в которых
энергия солнечного излучения исполь-
зуется для разогрева «горячих» термо-
спаев и которые из-за своих потенциаль-
ных преимуществ перед солнечными ба-
тареями очень перспективны. Наиболее
эффективны солнечные термоэлектриче-
18 Автоматические планетные станции
266
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
ские генераторы на космических кораб-
лях при полетах к Солнцу и ближайшим
к Солнцу планетам, когда рабочаятемпе-
ратура будет составлять несколько сотен
градусов. Так, например, если тепловой
поток солнечной энергии у поверхно-
сти Земли составляет 1370 вт!м\ то
на планетах Меркурий и Венера он
будет соответственно 9290 и 2700 emiM2.
Кроме того, при использовании тепло-
вого аккумулятора солнечные термо-
электрические генераторы могут обеспе-
точности ориентации на Солнце. Ос-
новной недостаток — низкий к.п.д.
Концентрация солнечной энергии по-
зволяет получить очень высокие тем-
пературы горячих спаев термоэлемен-
тов, что ведет к значительному повыше-
нию к.п.д. В настоящее время раз-
рабатываются и исследуются концент-
раторы нескольких типов: концентра-
тор Френеля, надувной, целиковый,
лепестковый, зонтичный и другие виды
(рис. 158). С точки зрения температуры
170 мм----------------------------
Рис. 156. Схема термоэлектрического генератора
на стронции
чить работоспособность аппаратуры при
полете по «теневой» орбите.
В настоящее время такие генера-
торы разрабатываются в форме пло-
ских панелей (без концентраторов)
и с солнечными концентраторами. До-
стоинством плоских солнечных термо-
электрических генераторов является
сравнительно невысокие требования к
наиболее привлекателен целиковый
концентратор, позволяющий получить
температуру около 1900° С.
Основные характеристики некоторых
концентраторов приведены в табл. 23
[37].
Большой интерес представляет ком-
бинация солнечного термоэлектриче-
ского генератора с тепловым аккуму-
лятором. В этом случае в фокусе сол-
нечного концентратора на горячих спа-
ях солнечного термоэлектрического ге-
Системы энергопитания
267
нератора размещается вещество с боль-
шой теплотой плавления. Под воздей-
ствием солнечной энергии вещество
теплового аккумулятора плавится, под-
держивая постоянной температуру го-
рячих спаев термоэлементов. При по-
лете по «теневой» части орбиты рас-
плавленное вещество теплового ак-
кумулятора затвердевает, отдавая за-
пасенное тепло преобразователю энер-
гии. Следовательно, тепловой акку-
мулятор обеспечивает работу солнеч-
ного термоэлектрического генератора
в тени в течение отрезка времени, со-
измеримого со временем освещения.
Наилучшими термо аккумулирующи-
ми материалами следует считать гидрид
и фторид лития (LiH, LiF) с темпера-
турой плавления 673 и 845° С соответ-
ственно (теплота плавления составляет
— 650 и 325 ккал • кг-1 • час'1).
Возможная конструкция солнеч-
ных термоэлектрических генерато-
ров с тепловым аккумулятором пока-
зана на рис. 159.
Несмотря на ряд положительных ка-
честв солнечных термоэлектрических ге-
нераторов, следует отметить и некото-
рые недостатки, тормозящие их ши-
рокое применение в космосе: трудность
создания концентраторов с высокими
Рис. 158. Типы концентраторов солнечной энергии
а — концентратор Френеля;
б — целиковый;
в — лепестковый;
г — зонтичный
Рис. 157. Термоэлектрический генератор, разработан-
ный по программе «Аполлон»
оптическими характеристиками и необ-
ходимость точной ориентации на
Солнце в пределах + 0°,5 для получе-
ния достаточно высокого к.п.д. По-
этому в настоящее время солнечные тер-
моэлектрические генераторы не конку-
рентоспособны с солнечными батареями
и радиоизотопными термоэлектричес-
кими генераторами.
16.4. Топливные элементы (электрохи-
мические генераторы).
Принцип работы топливных элементов
аналогичен принципу работы обычных
химических источников тока (сухих
элементов, аккумуляторов). В этих эле-
ментах электрическая энергия расходу-
ется в виде разряда, при этом количество
активного вещества электродов (анода
и катода) уменьшается. При полной вы-
работке химической энергии разряд
18*
268
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Рис. 15У. Возможная конструкция солнечного термо-
электрического генератора с тепловым аккумулятором
элемента прекращается. Однако если
вещества, служащие в качестве анода и
катода, будут непрерывно восполнять-
ся, то разряд элементов может быть бес-
конечен.
Устройства, которые позволяют дли-
тельное время получать электроэнер-
гию таким образом, и есть топливные
элементы, или электрохимические ге-
нераторы.
Таким образом, отличие топливных
элементов от химических источников
тока состоит в расположении активных
веществ. Если в химических источниках
тока они конструктивно связаны с
электродами и весь их запас заключен
внутри источника тока, то в топливных
элементах активные вещества хранятся
отдельно и постоянно подаются в зону
электрохимической реакции.
Электроды топливных элементов, вы-
полняющие роль катализаторов и то-
коотводов, в процессе работы не расхо-
дуются и могли бы работать неограни-
ченное время, если бы не различные об-
стоятельства, ограничивающие срок их
службы.
В качестве активного вещества от-
рицательного электрода в топливных
элементах используется либо природ-
ное топливо (например, природный газ,
содержащий углеводороды), либо ве-
щество, которое легко может быть по-
лучено из природного топлива (водо-
род, окись углерода, водяной газ и т. д.).
Активным веществом положительного
электрода чаще всего служит кислород
воздуха или чистый кислород.
Как уже отмечалось, активные ве-
щества хранятся отдельно от топлив-
ного элемента и подаются по мере р ас-
хода.
В этом отношении топливный эле-
мент подобен тепловым машинам,
однако существенное отличие топлив-
ных элементов от тепловых машин
заключается в механизме преобразова-
ния энергии. Кроме того, важнейшее
преимущество топливных элементов пе-
ред тепловыми машинами состоит в том,
что они могут иметь в принципе го-
раздо более высокий к.п.д. Действи-
Таблица 23
Тип концентратора	Конструкция	Телесный угол, град	Диаметр, м	Отража- тельная способ- ность	Удельный вес, фунт/фут*
Френеля	Электролизованный никель	40,0	1,22	0,85	0,46
Надувной	Натянутый майлар	53,1	1,31	—	0,03
Надувной	Лепестки майлара	60,0	3,05	—	3,82
Цели новый	Электролизованный никель	61,5	1,67	0,89—0,9	0,96
Лепестковый	То же	53,1	1,31	—	0,3
Зонтичный	60 алюминиевых ребер	90,0	3,05	0,83	0,11
п майлар
Электроды
Рис. 160. Схема во дородно-кислородного топливного
элемента
Рис. 161. Вольт-амперные характеристики Н2 — О2-
топливного элемента
тельно, в соответствии со вторым за-
коном термодинамики к.п.д. любой
тепловой машины не может превышать
величину
“Птах — 1	»
где 7\ и Т2 — соответственно мини-
мальная и максимальная абсолютные
температуры теплового цикла.
Практически к.п.д. различных теп-
ловых машин не превышает 35—40% у
турбинных установок и 25—30% у
двигателей внутреннего сгорания.
При непосредственном преобразова-
нии химической энергии в электриче-
скую максимальный к.п.д. уже не
ограничен этим уравнением и может
быть (в зависимости от знака теплового
эффекта токообразующей реакции) мень-
ше, больше или равен 100%. Макси-
мальный к.п.д. преобразования хи-
мической энергии в электрическую вы-
ражается уравнением
A I T^S
Птах=Я-----q— ,
где Т — абсолютная температура; A S —
приращение энтропии; Q — тепло-
вой эффект токообразующей реакции.
Когда к.п.д. превышает 100%, это
означает, что токообразующая реакция
протекает с поглощением тепла. В сов-
ременных топливных элементах к.п.д.
достигает 55—60%, а при разряде ма-
лыми токами даже 60—70%.
Кроме высокого к.п.д. топливные
элементы имеют еще ряд достоинств, ос-
новные из которых — высокая удельная
мощность, отсутствие движущихся ча-
стей, вибрации, шума и т. д. В настоя-
щее время существует большое разно-
образие типов топливных элементов,
отличающихся по видам применяемых
топлив, окислителя и составу электро-
лита, по эксплуатационным условиям
(температура, давление), типам элек-
тродов и т. п.
В качестве топлива, помимо водорода,
используются различные типы спиртов,
жидкие и газообразные углеводороды,
гидразин, аммиак, окись углерода.
В качестве окислителя применяются,
кроме кислорода, галоиды (хлор, бром),
перекись водорода, азотная кислота.
В качестве электролита используются
щелочи и кислоты.
Рассмотрим принцип работы электро-
химического генератора на примере
наиболее распространенного низко-
температурного водородно-кислород-
ного топливного элемента (рис. 160).
Два электрода, представляющие со-
бой пластины из материалов с электрон-
ной проводимостью, делят объем ка-
270
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
меры на три части; средняя заполняется
электролитом, а к обеим боковым под-
водятся активные вещества — газооб-
разные водород и кислород. Основой
электродов может служить никелевая
сетка, к которой припекается слой по-
ристого никеля. На основу наносятся
слой активированного угля и слой угля,
смешанного с катализатором. В каче-
стве катализатора водородного элект-
рода могут служить очень малые добавки
платины или бористого никеля. Ката-
Рис. 162. Принципиальная схема работы топливного
элемента с ионообменной мембраной
лизаторы кислородного электрода —
серебро, осмий или окись кобальта.
В качестве электролита могут служить
растворы щелочи или кислоты.
Активные водород и кислород рас-
пространяются внутри пластин, сопри-
касаясь с проникающим электролитом.
Основная трудность при разработке
топливных элементов с газообразными
активными веществами состоит в соз-
дании устойчивой границы соприкос-
новения трех фаз (газовой, жидкой и
твердой). Такая граница либо может
создаваться конструированием специ-
альных электродов с заданной пори-
стостью, либо регулироваться с по-
мощью внешнего или капиллярного
давлений. Известны также электроды,
которые смачиваются электролитом
лишь частично (вращающиеся элект-
роды).
Электроды при насыщении их актив-
ными веществами и электролитом при-
ходят в рабочее состояние и называют-
ся газовыми электродами. При включе-
нии газовых электродов во внешнюю
цепь и при наличии активаций водорода
и кислорода, при осуществлении каж-
дой из которых происходят реакции
окисления и восстановления, образует-
ся энергия. Существуют два способа
активации: с помощью катализаторов и
с повышением температуры.
Системы энергопитания
271
Еще в 1965 г. были получены подоб-
ные топливные элементы с плотностью
тока 200 mclIcm2, и э.д.с., примерно
равной 0,8 в. При увеличении плотно-
сти тока резко возрастает температура
(особенно на аноде), что приводит к
необходимости принудительного ох-
лаждения топливного элемента.
Современные электрохимические ге-
нераторы в зависимости от рабочей
температуры можно грубо классифи-
цировать на низкотемпературные (Zp
250° С) и высокотемпературные (£р >
> 250° С). Для низкотемпературных
топливных элементов основная труд-
ность заключается в электрокатализе,
т. е. в повышении плотности тока с ис-
пользованием материалов электродов.
Для высокотемпературных топливных
элементов возникает проблема устой-
чивости материалов при сильнокорро-
зионном действии электролитов.
На рис. 161 представлены типичные
вольт-амперные кривые Н2 —(^-топ-
ливного элемента. Электролитом слу-
жит раствор КОН.
Высокие характеристики Н2 — О2-
топливных элементов с жидким элек-
тролитом позволили использовать их
при орбитальных полетах и при ис-
следовании Луны по программе
«Аполлон». В этом случае использова-
лась батарея топливных элементов мощ-
ностью 2 кет (при длительной работе
мощность снижалась до 1 кет) и напря-
жением 29 е. Общий вес батареи со-
ставлял 810 кг. Рабочая температура
около 82° С.
В 1958 г. Грабб [38] предложил ин-
тересный вариант Н2 —О 2-топливного
элемента, электролитом в котором слу-
жат ионообменные мембраны. Прин-
цип работы топливного элемента с ионо-
обменной мембраной поясняется на
рис. 162. Ионообменная мембрана по-
мещена между двумя электродами, ко-
торые в данном случае образованы тон-
кой проволочной сеткой из титано-пал-
ладиевого сплава, вставленной в тон-
кий слой платиновой черни. В процессе
Топливо
Подвод
энергии
Продукты реакции
Рис. 163. Принципиальная схема работы регенератив-
ного топливного элемента
работы водород и кислород поступают
в соответствующие камеры, где проис-
ходит их активация. Электроны атомов
водорода направляются во внешнюю
цепь, образуя электрический ток. Ионы
водорода проходят через мембрану и
вместе с ионизированным кислородом
образуют на кислородном электроде
воду.
В настоящее время ведутся широкие
исследования различных типов топлив-
ных элементов с металлокерамическими
электродами, электродами на пластмас-
совой основе, с капиллярными мембра-
нами, на растворимом жидком топливе,
гидразине и т. д. Особый интерес вызы-
вает возможность создания топливных
элементов на основе долго сохраняюще-
гося ракетного топлива, что очень важ-
но при длительных полетах. Следует
отметить, что криогенное хранение во-
дорода и кислорода достаточно сложно,
а хранение водорода в сжатом состоя-
нии (до 200 атм) приводит к тому, что
вес баллонов возрастает в 100 и более
раз по сравнению с весом самого водо-
рода.
Первые результаты, полученные при
исследовании несимметричного диме-
тилгидразина и двуокиси азота в ка-
честве топлива и окислителя [39], по-
зволяют надеяться на перспективность
их использования в топливных элемен-
тах. Протекающая при этом реакция
272
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
окисления
(CH3)2N — NH2 + 4Н2О ->
2 СО2 + Н2 + 16Н+ + 16е”
обеспечивает высокую выходную мощ-
ность.
Очень перспективны, особенно для
обеспечения электроэнергией аппара-
туры космических станций с большим
сроком существования, так называемые
регенеративные топливные элементы, в
которых образующиеся в процессе элек-
Рис. 164. Принципиальная схема работы регенератив-
ного топливного элемента с термической реакцией
трохимической реакции продукты вновь
восстанавливаются в исходные актив-
ные вещества и подаются в топливный
элемент (рис. 163).
В зависимости от способа регенера-
ции различают регенеративные топ-
ливные элементы с термической, хи-
мической, фотохимической и радиохи-
мической реакцией. Примером топлив-
ного элемента с термической реакцией
служит система с гидридом лития (LiH).
Принципиальная схема такой установ-
ки представлена на рис. 164.
Электролитом служит эвтектика LiH.
Топливный элемент работает при тем-
пературе 450° С. Продукты реакции
диссоциируются в регенераторе при
температуре t = 850° С. Напряжение
холостого хода такой системы составля-
ет их.х = 0,6 в. При нагрузке током
плотностью 160 ма!см2 напряжение спа-
дает до 0,3 в. Данная система требует
дальнейшего исследования и усовер-
шенствования, но в сочетании с любым
источником тепловой энергии (особенно
солнечным концентратором) она очень
заманчива.
16.5. Термоэмиссионные преобразова-
тели.
Элементарным прототипом термоэмис-
сионного преобразователя служит элект-
ронная лампа — диод. Было обнару-
жено, что ток в радиолампе не обра-
щается в нуль, когда внешнее напря-
жение, приложенное к ней, равно
нулю. Следовательно, радиолампа с
подогреваемым катодом может служить
генератором электрической энергии.
Работу термоэмиссионного преоб-
разователя на примере диода можно
представить следующим образом. Под-
водимое к катоду тепло сообщает элек-
тронам катода энергию, превышающую
работу выхода электронов из материала
катода. Электронный газ, проходя меж-
электродное пространство, погло-
щается анодом, отдвая часть своей энер-
гии, равную работе выхода из анода.
Энергия, поглощаемая электронами при
эмиссии из катода при высокой темпе-
ратуре, больше выделяемой при по-
глощении на холодном аноде. В ре-
зультате электронный газ в аноде об-
ладает избыточной энергией, которую
можно использовать при движении его
от анода к катоду по внешней цепи (в
нагрузке). Этот процесс эффективен
только в том случае, езли электронная
Системы энергопитания
273
эмиссия достаточно велика, что воз-
можно лишь при температуре термока-
тода 1200-2200° К.
В 1959 г. академик А. Ф. Иоффе
предложил вакуумный преобразова-
тель, состоящий из горячего катода с
большой работой выхода и холодного
анода с малой работой выхода. В этом
случае напряжение, снимаемое с пре-
образователя, составляло величину,
приблизительно равную разности ра-
бот выхода катода и анода.
иона. Вероятность этого процесса ве-
лика, если работа выхода поверх-
ности катода выше потенциала иониза-
ции нейтрального атома. Следователь-
но, введение в межэлектродное про-
странство атомов элемента с низким
потенциалом ионизации приводит к об-
разованию плазмы.
В качестве такого элемента с низким
потенциалом ионизации применяется це-
зий. Введение цезия в межэлектродноо
пространство позволило при сравни-
Рис. 165. Возможная конструкция термоэмиссионного
п реобразовател я
Основным недостатком этого преоб-
разователя было очень малое расстояние
между электродами (10-3 — 10"4 см).
При увеличении зазора ток, снимае-
мый с преобразователя, резко падал.
В 1929 г. Ленгмюр [40] показал, что
нейтральный атом, попадая на поверх-
ность с большой работой выхода, может
отдать ей электрон и отразиться в виде
тельно больших межэлектродных рас-
стояниях повысить давление внутри
термоэмиссионного преобразователя с
10"4—10'3 до 1—10 мм рт. ст.
К началу 60-х годов стало ясно, что
создание термоэмиссионного преобра-
зователя — вполне реальная задача. Ос-
новные преимущества таких преобра-
зователей — отсутствие движущихся ча-
стей, они не требуют создания силь-
ных магнитных полей, имеют высокий
к. п. д. преобразования.
274
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
Первые термоэмиссионные преобра-
зователи низкого давления, у которых
давление паров цезия составляло 0,1 мм
рт. ст., давали мощность 10 вт!см2
при к.п.д. 10%, температуре катода
до 2300° К и расстоянии между элект-
родами до 1 мм, Преобразователи высо-
кого давления (1—10 мм рт. ст.) име-
ли мощность уже до 40 вт/см2 при тем-
пературе катода около 2200° К и рас-
стоянии между электродами 100 мк.
При этом были получены значения
время еще находится на стадии лабора-
торных образцов, имеющих ограничен-
ный срок службы. Основные пути уве-
личения их эффективности — повыше-
ние температуры катода до технологи-
чески возможного предела и исполь-
зование для снижения работы выхода
катодов вместо цезия щелочноземель-
ных металлов типа бария. Все это поз-
воляет надеяться, что в ближайшем
будущем термоэмиссионные преобра-
зователи в совокупности с радиоизотоп-
Рис. 166. Значения к. п. д. существующих (прямая
штриховка) и перспективных (косая штриховка)
энергосистем
к.п.д. около 20%. На рис. 165 показано
поперечное сечение лабораторного тер-
моэмиссионного преобразователя.
Следует отметить, что, несмотря на
высокий к.п.д. преобразования и срав-
нительную простоту конструкции, ра-
бота в области создания термоэмисси-
онных преобразователей в настоящее
ными источниками тепла найдут при-
менение для энергообеспечения малых
планетных станций.
В данной главе были рассмотрены
лишь наиболее известные системы энер-
гопитания. Можно было бы упомянуть
о ядерных батареях, непосредственно
преобразующих энергию радиоактив-
ного распада в электрическую, но име-
ющих очень низкие уровни мощности
(менее 1 мквт), тепловые циклы Брай-
тона и Ренкина, топливные элементы
Системы энергопитания
275
с тепловой регенерацией с помощью
радиоизотопов и т. д. Однако большин-
ство из этих систем еще несовершенно,
находится в стадии разработок и не
может быть применено для энергообес-
печения планетных станций.
На рис. 166 приведены значения к.п.д.
существующих и перспективных энер-
госистем. Очевидно, что солнечные ба-
тареи и солнечные термоэлектрические
генераторы очень эффективны лишь
при наличии хорошей освещенности.
Химические источники тока и топлив-
ные элементы очень удобны при срав-
нительно непродолжительном исполь-
зовании.
В общем случае задача длительного
энергопитания планетных станций мо-
жет быть решена лишь путем комбина-
ции нескольких различных энерге-
тических систем (солнечные батареи -|-
+ электрические аккумуляторы, сол-
нечные батареи 4- топливные элементы,
электрические аккумуляторы + термо-
электрические генераторы на изото-
пах или солнечные термоэлектрические
и т. д.).
Однако наиболее удобной системой
энергопитания, удовлетворяющей боль-
шинству требований по обеспечению
электроэнергией малых планетных стан-
ций в течение продолжительного вре-
мени при крайне неблагоприятных
условиях, можно считать термоэлект-
рические генераторы на радиоактив-
ных изотопах, использующие в качестве
горючего радиоизотопы с преимущест-
венным a-излучением (полоний-210,
плутоний-238, кюрий-242). Такие ге-
нераторы могут обеспечивать планет-
ные станции как электрической, так
и тепловой энергией во избежание пе-
реохлаждения аппаратуры. Кроме то-
го, можно надеяться, что в ближайшем
будущем будут достигнуты большие
успехи в области разработки термоэмис-
сионных преобразователей и особен-
но регенеративных топливных элемен-
тов, которые могут стать основными ис-
точниками энергопитания.
Следует еще раз подчеркнуть, что
задача обеспечения энергией малых АПС
в течение продолжительного времени
очень сложна и требует индивидуаль-
ного подхода к каждому конкретному
случаю с учетом всех обстоятельств.
Литература к четвертой части
I.	Д. Бендат. Основы теории случайных шумов и
ее применения. M., «Наука», 1965.
2.	А. Н. Свенсон, А. А. Смердов. Системы передач
информации со статистическим усреднением. Ки-
ев, «Наукова думка», 1967.
3.	А. А. Свешников. Прикладные методы теории
случайных функций. M., «Наука», 1968.
4.	Б. В. Гнеденко, И. Н. Коваленко. Введение в
теорию массового обслуживания. M., «Наука»,
1966.
5.	Е. С. Вентцель. Теория вероятностей. М., «Нау-
ка», 1964.
6.	Л. Девиссон. Теоретический анализ систем сжа-
тия данных.— ТИИЭР, 1968, 1, № 3.
7.	А. Т. Баруча-Рид. Элементы теории марковских
процессов и их приложения. М., «Наука», 1969.
8.	Б. В. Гнеденко. Курс теории вероятности.
М., Изд-во АН СССР, 1961.
9.	Б. Р. Левин. Теоретические основы статистиче-
ской радиотехники. М., «Советское радио», 1966.
10.	А. П. Мановцев. Введение в цифровую радиоте-
леметрию . М., «Энергия», 1967.
И. Теория информации и ее приложения. Сб. пере-
водов под ред. А. А. Харкевича, М., Физматгиз,
1959.
12.	Дж. Воаенкрафт, И. Джекобе. Теоретические ос-
новы техники связи. М., «Мир», 1969.
13.	Болсер, Сильверман. Кодирование при передаче
данных с постоянной скоростью. — В сб. «Коды
с обнаружением и исправлением ошибок». М.,
ИЛ, 1956.
14.	С. Голомб. Цифровые методы в космической
связи. М., «Связь», 1969.
15.	Н. Т. Петрович, М. К. Размахни. Системы свя-
зи с шумоподобными сигналами. М., «Советское
радио», 1969.
16.	Л. М. Финк. Теория передачи дискретных со-
общений. М., «Советское радио», 1963.
17.	А. И. Величкин. Теория дискретной передачи
непрерывных сообщений. М., «Советское радио»,
1970.
18.	Воздушно-космическая телеметрия. Сб. материа-
лов. Перев. под ред. К. Н. Трофимова. М., Воен-
издат, 1968.
276
Средства сбора и передачи информации и системы энергопитания
19.	Ю. К. Ходарев, В. П. Евдокимов, В. М. Пок-
расс. Статистический анализ данных, получен-
ных с дальних космических аппаратов.— В сб.
«Аппаратура, используемая в космических иссле-
дованиях». М., «Наука», 1972.
20.	К. Шеннон. Связь при наличии шума.— В сб.
«Работы по теории информации и кибернетике».
М., ИЛ, 1963.
21.	В. А. Свириденко, В. И. Березин. Эффектив-
ность полиномиальных методов сокращения из-
быточности в аналоговом сообщении.— Тезисы
докл. на II научн.-техн. конф, по космической
радиосвязи (Москва, 1971 г.), 1971.
22.	А. Эрман. Анализ некоторых способов сжатия
полосы частот путем устранения избыточности.—
ТИИЭР, 1967, 1, № 3.
23.	I. Е. Medlin. Sampled — Data Prediction for
Telemetry Bandwidth Compression.— IEEE Trans,
V-set-U, March 1965.
24.	Г. В. Обрезков. Вероятность достижения гра-
ницы в нелинейных системах авторегулирова-
ния.— Изв. АН СССР. Техническая кибернети-
ка, 1968, № 3.
25.	Е. Parzen. Regression Analysis of Continuous
parameter Time Series.— Proc. 4-th Sympos. Bar-
kley, 1960, v. I.
26.	A. M. Заездный. Основы расчетов по статистиче-
ской радиотехнике. М., «Связь», 1965.
27.	Н. Т. Петрович, Е. Ф. Каменев. Вопросы кос-
мической радиосвязи. М., «Советское радио»,
1965.
28.	Г. Н. Крэсснер. Дж. В. Михаелс. Введение в
системы космической связи. М., «Связь», 1967.
29.	И. М. Тепляков. Радиотелеметрия. М., «Совет-
ское радио», 1966.
30.	В. Б. Смолов и др. Полупроводниковые кодирую-
щие и декодирующие преобразователи напряже-
ния. М., «Энергия», 1967.
31.	В. И. Березин, М. В. Назаров. Метод группи-
ровок в системе сжатия информации. Докл.
на Национальной телеметрической конференции
(США, 1971 г.). Препринт. М., ИКИ АН СССР,
1971.
32.	М. В. Назаров, В. И. Березин, В. А. Свириденко
и др. Система передачи телеметрических сообще-
ний с повышенной информативностью.— Тезисы
докладов на II науч.-техн. конф, по космической
радиосвязи (Москва, 1971 г.), 1971.
33.	Прямое преобразование энергии. Сб. статей, пе-
рев. с англ. М., «Мир», 1969.
34.	Т. Seebek. Uber den Magnetismus dergalvansichen
Kette. 1821.
35.	E. Zills. Kernenergie als Energielieferant fur
Raumstationen.— Luftfahrt-Zubehor, 1967, H.
11/12.
36.	У. Корлисс, Д. Харви. Источники энергии на
радиоактивных изотопах. М., «Мир», 1967.
37.	G. С. Szego. Space Power Systems State of the
Art.— J. Spacecraft and Rockets, 1965, 2, N 5.
38.	W. T. Grubb. Comparison of Platinum and its
Group VIII Nearest Neighbours as Anode Elect-
rocatalysts in Propane — Phosphoric Acid Fuel
Cells.— J. Electrochem. Soc., 1966, 113, N 2.
39.	D. B. Boies, L. G. Forgala. Storable Propellant
Fuel Cells.— Electrochem. Technol., 1967, N 5,
7—8.
40.	J. Langmuir. The Interaction of Electrones and
Positive Ion Space Charges in Catode Sheaths. —
Phys. Rev., 1929, 33.
Оглавление
ПРЕДИСЛОВИЕ
3
ВВЕДЕНИЕ ............................................... 5
Часть первая
ПЕРСПЕКТИВЫ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
С ПОМОЩЬЮ
АВТОМАТИЧЕСКИХ ПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ	И
Глава 1. Изучение Луны и планет . . .13
1.1.	Изучение сейсмической активно-
сти ..........................  ....	13
1.2.	Уточнение фигуры и законов движе-
ния Луны............................13
1.3.	Опыты по обнаружению ионосферы 14
1.4.	Определение электрических и акус-
тических характеристик Луны ... 15
1.5.	Определение теплофизических харак-
теристик грунта и измерение тепло-
вых потоков.........................15
Глава 2. Астрофизические исследова-
ния .............................17
2.1.	Наблюдения за Землей...........17
2.2.	Наблюдения за	Солнцем..........18
2.3.	Обнаружение и	изучение космичес-
ких тел малых	размеров........19
Глава 3. Научно-технические и техноло-
гические задачи планетных станций 20
3.1.	Навигация и связь..............20
3.2.	Испытание материалов и механизмов 21
3.3.	Изыскание природных ресурсов для
работы планетных станций ... .22
3.4.	Проверка условий жизни и поиск
ее форм..............................22
Глава 4. Краткие сведения об условиях
на поверхности планет............24
4.1.	Общие характеристики.............24
4.2.	Тепловые и оптические характеристи-
ки ...................................25
4.3.	Условия радиосвязи и ориентации 26
4.4.	Сравнение условий на поверхности
планет................................27
Литература к введению и первой части 28
Часть вторая
ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЗАДАННОГО ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА
АВТОМАТИЧЕСКИХ ПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ	29
Глава 5. Основные сведения о лучистом
теплообмене тел ......................34
5.1.	Характеристики излучения . . . . 34
5.2.	Определение понятий собственного,
падающего, эффективного и резуль-
тирующего излучений тел ... .36
5.3.	Основные закономерности собст-
венного излучения абсолютно чер-
ных и серых тел.......................37
5.4.	Лучистый теплообмен двух тел,
произвольно расположенных в про-
странстве. Коэффициенты облучен-
ности ..............................40
5.5.	Свойства лучистых потоков......42
5.6.	Лучистый теплообмен двух плоских
тел, разделенных экранами ... .45
Приложение..........................48
278
Оглавление
Глава 6. Статический расчет теплового
режима автоматических планетных
станции .........................57
6.1.	Вывод основного уравнения, опре-
деляющего тепловое состояние кос-
мических аппаратов................. 57
6.2.	Методика расчета теплофизических
характеристик системы обеспечения
теплового режима....................62
6.3.	Определение понятий пассивной и
активной систем обеспечения тепло-
вого режима.........................66
6.4.	Определение мощности активной сис-
темы обеспечения теплового режима 68
Глава 7. Основные элементы систем обес-
печения теплового режима ... . 70
7.1.	Экрано-вакуумная тепловая изоля-
ция ................................ 70
7.2.	Терморегулирующие покрытия . . 73
7.3.	Тепловые аккумуляторы...........81
7.4.	Испарители......................88
7.5.	Радиационные теплообменники ... 92
Глава 8. Теплопроводы............... 97
8.1.	Жидкостные и газовые теплопро-
воды .............................. 97
8.2.	Паровые теплопроводы...........101
8.3.	Лучистые теплопроводы..........105
8.4.	Выбор оптимальной толщины изо-
ляции теплопроводов ............... 106
Глава 9. Динамический тепловой расчет
автоматических планетных станций ИЗ
9.1.	Суммарная и эффективная теплоем-
кости космического аппарата ... ИЗ
9.2.	Экспериментальное определение
эффективной и суммарной тепло-
емкости и проникающего теплово-
го потока...........................114
9.3.	Примеры динамического теплово-
го расчета космического аппарата 116
Глава 10. Методика наземных тепловых
испытаний автоматических планет-
ных станций.........................120
10.1.	Методика определения допусти-
мой погрешности имитации теп-
лофизических свойств окружаю-
щей космической среды...............123
10.2.	Допустимое давление остаточного
газа в вакуумных камерах ... 123
10.3.	Допустимая погрешность степе-
ни черноты имитатора излуче-
ния окружающей космической
среды...............................125
10.4.	Допустимая погрешность темпе-
ратуры имитатора излучения ок-
ружающей космической среды . . 127
10.5.	Допустимая погрешность коэф-
фициента облученности наруж-
ной поверхности КА с имитато-
ром излучения окружающей кос-
мической среды......................130
10.6.	Допустимые погрешности вели-
чины, спектрального состава и
однородности лучистого пото-
ка, имитирующего солнечное из-
лучение ............................132
10.7.	Допустимый угол расхождения
лучистого потока, имитирующе-
го солнечное излучение..............133
10.8.	Имитаторы космического ваку-
ума ................................136
10.9.	Имитаторы излучения свобод-
ного космоса........................138
10.10.	Имитаторы излучения поверхности
небесного тела......................140
10.11.	Имитаторы солнечного излуче-
ния ................................146
10.12.	Продолжительность тепловых
испытаний Тдта......................153
Литература ко второй части..........156
Часть третья
КОНСТРУКЦИЯ АВТОМАТИЧЕСКИХ ПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ
И СПОСОБЫ ДОСТАВКИ ИХ НА ПОВЕРХНОСТЬ ПЛАНЕТ	157
Глава И. Требования к конструкции . . 158
11.1.	Вес и размеры................158
11.2.	Надежность...................158
11.3.	Работа в вакууме.............159
11.4.	Работа в условиях радиационно-
го облучения и воздействия ме-
теорных частиц.....................163
11.5.	Действие линейных и вибрацион-
ных перегрузок......................166
11.6.	Специальные требования, предъ-
являемые к конструкции пла-
нетной станции......................166
Оглавление
279
Глава 12. Доставка автоматических пла-
нетных станций на поверхность
планет.........................167
12.1.	Способы доставки станций . ... 167
12.2.	Спуск на планету, имеющую
атмосферу, и требования к кон-
струкции ...........................170
12.3.	Амортизация удара при посадке
станции.............................172
12.4.	Ориентация станции на поверх-
ности ..............................176
12.5.	Передвижение станции по по-
верхности ..........................179
12.6.	Средства отделения............179
12.7.	Материалы.....................183
12.8.	Испытания конструкций.........187
Глава 13. Конструирование радиоэлек-
тронного оборудования автомати-
ческих планетных станций ... 188
13.1.	Размещение радиоэлектронной ап-
паратуры и некоторые вопросы ее
конструирования.....................188
13.2.	Электромагнитная совместимость
радиоэлектронной аппаратуры . .193
13.3.	Влияние ионизирующего излуче-
ния на работу радиоэлектронной
аппаратуры.........................196
13.4.	Механические воздействия на ра-
диоэлектронную аппаратуру . . . 204
13.5.	Тепловой режим радиоэлектрон-
ной аппаратуры.....................208
Литература к третьей части..........215
Часть четвертая
СРЕДСТВА СБОРА И ПЕРЕДАЧИ ИНФОРМАЦИИ
И СИСТЕМЫ ЭНЕРГОПИТАНИЯ
Глава 14. Система связи автоматической
планетной станции..............217
14.1.	Характеристики источников ин-
формации ...........................217
14.2.	Выбор метода кодирования .... 220
14.3.	Скорость опроса датчиков и ко-
личество уровней квантования
аналогового сигнала.................226
14.4.	Накопление и воспроизведение
информации........................  231
14.5.	Эффективность системы	связи . . 233
14.6.	Параметры радиолинии..........245
216
Глава 15. Аппаратурные особенности ав-
томатических планетных станций 249
Глава 16. Системы энергопитания . . . 256
16.1.	Химические источники тока . . 256
16.2.	Фотоэлектрические преобразова-
тели солнечной энергии .... 258
16.3.	Термоэлектрические генераторы . 261
16.4.	Топливные элементы (электрохи-
мические генераторы) ...............267
16.5.	Термоэмиссионные преобразова-
тели ...............................272
Литература к четвертой части........275
АВТОМАТИЧЕСКИЕ ПЛАНЕТНЫЕ
СТАНЦИИ
В. В. Андреянов, В. В. Артамонов,
И. Т. Атманов, В. И. Березин, В. М. Жукин,
В. С. Трошин, В. Б. Черенков
Утверждено к печати
Институтом космических исследований АН СССР
Редактор £0. Г. Гуревич
Художник Б. И. Астафьев
Художественный редактор А. А. Киселева
Технический редактор Н. Д. Новичкова
Графики Е. Е. Барк, В. Н. Невзорова
Цинкограф А. А. Тууль
Сдано в набор 16/1 1973 г.
Подписано к печати 1/XI 1973 г.
Формат 70x100/16
Бумага для глубокой печати, № 1
Усл. печ. л. 22,58. Уч.-изд. л. 24,5
Тираж 1800. Т-14184* Тип. зак. 1768
Цена 2 р. 22 к.
Издательство «Наука»
103717 ГСП, Москва, К-62, Подсосенский пер., 21
2-я типография издательства «Наука»
121099, Москва, Г-99, Шубинский пер., 10