1 / 17 Next Page
Information
Show Menu
1 / 17 Next Page
Page Background

ПРОЧНОСТЬ И ТЕПЛОВЫЕ РЕЖИМЫ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

DOI: 10.18698/0236-3941-2016-2-28-44

УДК 629.78

ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ МАЛОГО

КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

П.Д. Судомоин

1

,

2

,

В.А. Шабанов

2

,

К.А. Платонов

2

,

С.И. Каськов

1

1

МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, Российская Федерация

e-mail:

sudomoin.pavel@yandex.ru

;

kaskovsi@mail.ru

2

ГКНПЦ имени М.В. Хруничева, Москва, Российская Федерация

e-mail:

vladimi-shabano@yandex.ru

;

malmeson@mail.ru

Смоделировано тепловое состояние малого космического аппарата, разрабо-

таны основные составляющие тепловой математической модели. Приведено

описание средств системы обеспечения теплового режима. В качестве про-

тотипа выбран космический аппарат дистанционного зондирования Земли. В

соответствии с его конструктивным исполнением были рассчитаны кондук-

тивные тепловые связи. При заданной орбите определены тепловые потоки от

Солнца и Земли на космический аппарат; методом Монте-Карло рассчитано

взаимное переизлучение элементов его конструкции. Приведены рассчитанные

температуры элементов космического аппарата, выполнен их анализ.

Ключевые слова

:

космический аппарат, тепловая математическая модель,

сосредоточенные параметры, пассивная система, орбитальное тепловое нагру-

жение.

RESEARCH ON THERMAL CONDITIONS OF A SMALL SPACE VEHICLE

P.D. Sudomoin

1

,

2

,

V.A. Shabanov

2

,

K.A. Platonov

2

,

S.I. Kaskov

1

1

Bauman Moscow State Technical University, Moscow, Russian Federation

e-mail:

sudomoin.pavel@yandex.ru

;

kaskovsi@mail.ru

2

Khrunichev State Research and Production Space Centre,

Moscow, Russian Federation

e-mail:

vladimi-shabano@yandex.ru

;

malmeson@mail.ru

The purpose of this research is to simulate the thermal state of a small space vehicle

(SV) and to develop basic constituents of the thermal mathematical model (TMM). In

this paper we present the description of the thermal control system. As a prototype we

chose remote sensing (RS) spacecraft and in accordance with its elements and their

structural features, we calculated thermal conductive connections. Consequently, for

a given orbit we identified the external thermal effect on the space vehicle and by

means of Monte Carlo method, we calculated mutual re-emission of the vehicle design

elements. As a result, we analyzed the space vehicle elements and calculated their

temperature.

Keywords

:

space vehicle, thermal mathematical model, concentrated parameters,

passive control system, orbit thermal loads.

28 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2016. № 2