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.ru2
ГКНПЦ имени М.В. Хруничева, Москва, Российская Федерация
e-mail:
vladimi-shabano@yandex.ru;
malmeson@mail.ruСмоделировано 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.ru2
Khrunichev State Research and Production Space Centre,
Moscow, Russian Federation
e-mail:
vladimi-shabano@yandex.ru;
malmeson@mail.ruThe 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