Внедрение: 2020 г.

Разработка многоразовых космических аппаратов ставит новые задачи по подтверждению возможности использования тех или иных подсистем после их возвращения на Землю по окончании космического полета. Поскольку отечественный перспективный пилотируемый транспортный корабль (ПТК) будет подвергаться воздействию тепловых потоков при спуске аппарата в атмосфере Земли, он защищен специальным теплозащитным покрытием. Особенностью ПТК является то, что та часть агрегата, которая входит в непосредственное соприкосновение с ответным стыковочным узлом, не может быть покрыта теплозащитным слоем и остается подвержена температурным нагрузкам [1].

На рисунке 1 различимо как теплозащитное покрытие, так и незащищенная плоскость стыка – металлический шпангоут с замками.

Рисунок 1. Общий вид теплозащищённого агрегата стыковочного активного возвращаемого аппарата космического корабля перспективной российской многоразовой пилотируемой транспортной системы в конфигурации спуска (без стыковочного механизма).

Поскольку разрабатываемый космический корабль многоразовый, то необходимо подтвердить возможность повторного использования стыковочного агрегата после воздействия температурных нагрузок.

В ЦНИИмаш была разработана и изготовлена специальная экспериментальная установка (ЭУ), позволяющая проводить теплостатические испытания (ТСИ) агрегата стыковочного активного (АСА) и фрагмента теплозащитного покрытия (ТЗП) возвращаемого аппарата (ВА) ПТК. Экспериментальная установка состояла из оснастки для воспроизведения нагрузок, системы измерений, датчиковой аппаратуры, кабельной сети, средств обслуживания и других приспособлений, использующиеся при подготовке и проведении испытаний. Разработанная ЭУ схематично изображена на рисунке 2.

Рисунок 2. Схема экспериментальной установки: 1 – объект испытания; 2 – стойка с инфракрасными нагревателями; 3 – кантователь; 4 – датчиковая аппаратура; 5 – система измерения; 6 – система нагружения; 7 – тиристорный регулятор.

Программная часть системы измерения и управления тепловым нагружением была реализована в среде LabView. Система состоит из двух параллельно работающих программных приложений. С помощью одного из них на управляющий контроллер поступают настройки и команды, а с помощью другого приложения передаются текущие значения температуры и теплового потока. Пользовательский интерфейс позволяет задавать настройки датчиков, количество каналов измерения и управления, задавать циклограмму нагружения, подавать команды на начало и завершение измерений и нагружения, отслеживать в режиме реального времени значения измеряемых параметров, а также ход нагружения.

Для измерения температуры в 12 зонах использовалось 16 термопар типа ХК, а для измерения температуры внутри конструкции использовалось 104 датчика термосопротивления типа ТЭП‑018. Для измерения перемещений конструкции использовались аналоговые лазерные датчики перемещения серии LAS‑Z. Все измерения и обработка результатов производилась с помощью Системы измерений и сбора данных, построенной на базе измерительных установок LTR. В состав этой системы входят измерительные модули LTR27 и LTR114. Данная система позволяла контролировать ход нагружения в реальном времени и обеспечивала оперативный анализ полученных результатов измерения. Такая оперативность позволяла быстро принимать решения о продолжении испытаний или о проведении технического осмотра объекта испытаний.

Рисунок 3. Расположение зон нагрева внешней поверхности АСА.

В результате проведения теплостатических испытаний по разработанной программе и методике, состоящих из двухцикловых нагревов по 12 температурным зонам в реальном времени агрегата стыковочного активного и фрагмента теплозащитного покрытия возвращаемого аппарата пилотируемого транспортного корабля:

• определены температуры и температурные деформации критичных элементов АСА с целью обоснования многоразовости использования, а также определения объема ремонтно-восстановительных работ при межполетном обслуживании;
• подтверждена работоспособность конструкции АСА и ТЗП в части снижения влияния температурных деформаций на конструкцию АСА и других изменений при реализации расчетных значений температур;
• подтверждена достаточность ТЗП и теплозащитной изоляции АСА;
• получены экспериментальные данные по температурному режиму конструкции АСА на стыковочной плоскости, на стыке с посадочной поверхностью ВА, в узлах и механизмах АСА при моделировании нагрева при спуске и естественного охлаждения после посадки. Температурное поле, проникающее внутрь конструкции АСА при моделировании спуска в атмосфере, не оказывает влияния на работоспособность материалов и механизмов, расположенных внутри агрегата.

Источник:
Борщев Н.О., Митин А.Ю., Эйхорн А.Н., Юранев О.А. Комплексный подход при создании установки для воспроизведения расчетного температурного режима стыковочного агрегата пилотируемого транспортного корабля и проведение испытаний для подтверждения возможности его многократного использования после возвращения с орбиты со 2‑й космической скоростью // «Орбита молодежи» и перспективы развития российской космонавтики: материалы VI Всероссийской молодежной научно-практической конференции.  – Пермь, изд-во: ПНИПУ. – 2020. – С. 269‑277.

Разработчик: Борщев Н.О., Митин А.Ю., Эйхорн А.Н., Юранев О.А. (Центральный научно-исследовательский институт машиностроения, Королев, РФ)