Конструкция космической электроники (ч.1)

    Для типичного геостационарного телекоммуникационного спутника есть своего рода правило 80%. Спутник подразделяют на две большие системы: платформу и полезную нагрузку. Платформа – это несущие конструкции, электропитание, двигатели, система ориентации и стабилизации и т.д., а полезная нагрузка – это связная аппаратура, которая выполняет целевую функцию. Так вот, масса платформы составляет примерно 70-80% массы космического аппарата (КА), но для стоимости самого КА соотношение обратное, 70-80% цены – это полезная нагрузка. В основном, полезная нагрузка – это электронные приборы, разного рода приемники, передатчики и модемы. Их цена в большой степени складывается из цены радиационно-стойких космических микросхем. Про космические микросхемы уже было несколько интересных статей, а вот про «железо», которое их физически связывает в рабочий прибор, еще вроде нет. Несмотря на то, что стоимость механической конструкции – это единицы процентов в общей стоимости прибора, без ее правильного проектирования невозможно обеспечить адекватную массу и надежность космической электроники. И теперь, если вы прониклись важностью и актуальностью этой темы, добро пожаловать под кат.

    В статье и серии последующих (надеюсь они будут) мы получим представление о принципах конструирования высоконадежных электронных приборов для современных негерметичных КА. Возможно, что и конструктора и разработчики индустриальной электроники почерпнут для себя некоторые полезные сведения. Сделаем пару оговорок:

1. Мы рассматриваем именно механический дизайн, не электрический и не программный.
2. Разбираем геостационарный телекоммуникационный КА и его приборы. Не марсианский спускаемый аппарат или космический телескоп. Они могут быть устроены сильно по-другому, хотя общие принципы без сомнения есть.

    Сразу немного убьем интригу и ответим на вопрос: что из себя представляет конструкция космической электроники? И самым тупым простым ответом на него будет нечто вроде – это печатная плата (или несколько плат) во фрезерованном алюминиевом корпусе (за редким исключением). А дальше начинаются нюансы: какие будут особенности у данной печатной платы по сравнению с наземной индустриальной электроникой, почему материал именно алюминий и т.д. Для того чтобы адекватно на них ответить необходимо отталкиваться от условий в которых функционируют приборы. То, что в сумрачных советских ГОСТах и ОСТах называют внешними воздействующими факторами (ВВФ). При создании прибора стойкость к каждому из ВВФ подтверждается соответствующим анализом и последующими испытаниями. Итак, перечислим эти ВВФ в порядке убывания важности (конечно, это условная градация, он все важны).

1. Радиационные воздействия.
2. Тепловые воздействия.
3. Механические воздействия.
4. Отсутствие среды (вакуум).
5. Электростатические разряды (ЭСР), или факторы электризации.
6. Электромагнитная совместимость (ЭМС).

    Можно видеть, что некоторые из ВВФ специфичны именно для космоса, а другие актуальны и для прочих отраслей. И опять оговорим, что список может корректироваться для разных типов приборов. Для приборов на внешних поверхностях могут добавляться микрометеоритные воздействия (особенно это актуально для оптики) и прочие факторы.

    И прежде, чем перейти к подробному разбору ВВФ, придется немного разобрать конструкцию самого КА. Это необходимо, т.к. ВВФ формируются не только лишь «космическим пространством», а еще «взаимодействием» с конструкцией КА. Вынужден немного разочаровать: до самой конструкции приборов в данной статье мы не дойдем. Вначале был план просто рассказать про особенности приборов и на этом остановиться. Но в процессе написания стало понятно, что простое перечисление, без объяснения почему необходимо делать так, а не иначе, не будет вызывать доверия, а только множество вопросов. А если углубляться в детали, то в одну статью это явно не влезает. Собственно, торопиться нам некуда, поэтому первая статья будет в основном про особенности конструкции КА. А потом уже, последовательно спускаясь от большого к малому, мы перейдем к конструкции приборов.

    Итак, для начала перечислим основные служебные системы спутника. Информация для справки, просто чтобы представлять, что там должно быть. Далее опять список, ничего не поделаешь.

1. Система энергопитания (СЭП). Ее задача выдать для потребителей электрической энергии необходимое напряжение. На больших аппаратах это обычно 100В DC. Чем меньше аппарат и его мощность тем, как правило, меньше и напряжение питания. В систему входят солнечные батареи – источник энергии, их несущие конструкции и система развертывания. Датчики ориентации солнечных батарей и привода ориентации. Привод (электродвигатель) необходим, чтобы солнечную панель можно было ориентировать на солнце при движении аппарата по орбите. Добавим аккумуляторный блок и электронный прибор, назовем его блоком питания (БП). Основные функции БП: стабилизация напряжения, выдаваемого солнечными батареями, контроль заряда-разряда аккумуляторной батареи, управление приводами батареи, раздача напряжения на остальные приборы. Состав опять же примерный, просто для понимания того, что может быть в СЭП КА.
2. Система ориентации и стабилизации (СОС). Без нее КА будет случайным образом вращаться при движении по орбите. Ему необходимы датчики, которые бы определяли его угловое положение относительно системы отчета (например, связанной с землей) и исполнительные устройства, которые бы корректировали угловое положение. Обычно используется несколько типов датчиков, разной степени точности. Магнитометры, датчики ориентации на землю относятся к грубым. Солнечный датчик, который измеряет угол между направлением на солнце и плоскостью панели, на которой он установлен, используется для более точной настройки. Он, например, может использоваться для ориентации солнечных батарей на солнце. Самый точный и сложный датчик – звездный. Он «фотографирует» видимое положение звезд и сравнивает его с картой, которая заложена в его памяти. И таким образом, очень точно вычисляет угловое положение панели, на которой установлен.
   Для телекоммуникационного спутника целевым критерием работы СОС является точность нацеливания антенн КА в нужную область на поверхности Земли. Расхождение реальной оси нацеливания антенны с теоретической должно составлять порядка 0,1..0,2° по азимуту и углу места. Соответственно, угловое положение КА должно быть еще точнее, т.к. есть погрешность установки антенн на корпусе КА.
   Исполнительными устройствами для СОС являются маховики или гиродины. Маховик может поворачивать КА в противоположную своему вращению направлению за счет реакций в опорах маховика. Необходимо минимум три маховика для корректировки углового положения, но по факту их больше, т.к. любые системы спутника обычно резервируются для надежности. Гиродин – это силовой гироскоп, он может создавать момент по нескольким осям и заменяет собой несколько маховиков, но является более сложным и дорогим устройством. Также в любом спутнике есть двигательные установки, обычно несколько, например, маршевая, для смены/удержания орбиты и довыведения, и несколько коррекционных для стабилизации. Раньше это были реактивные двигатели, работавшие на токсичном гидразине и окислителе. Сейчас их заменяют на электрореактивные двигатели. Они имеют меньшую тягу на зато больший удельный импульс (более экономичны) и в качестве рабочего тела используют инертный газ ксенон.
3. Двигатели, баки, топливную систему и блоки управления двигателями можно выделить в отдельную систему.
4. Система траекторных измерений необходима, чтобы определять координаты спутника.
5. Командо-телеметрическая система (КТС). КА должен получать сигналы управления с земли, а на землю передавать телеметрию (служебную информацию о параметрах работы). Каналы и антенны этой системы обычно отделены от полезной связной системы, т.к. полезная нагрузка, после отделения от ракеты, включается не сразу.
6. Также отдельно можно выделить бортовой компьютер управления (БКУ). Большой электронный блок, который управляет работой аппарата.
7. Система обеспечения теплового режима (СОТР).
8. Несущие конструкции (корпус КА).

    На последних двух системах мы остановимся подробнее, они в наибольшей степени и определяют конструкцию всех электронных приборов КА (в том числе, входящих в состав упомянутых выше систем).

    Эти две системы физически представляют собой почти единое целое, поэтому рассматривать их будем совместно. Итак, что собой представляет корпус современного КА? Опять простой ответ – это параллелепипед (коробочка) со стенками из сотовых панелей. Что такое сотопанель разберем попозже, пока просто запомним, что стенки имеют толщину 20-50мм, они достаточно легкие и прочные. Стенки скреплены между собой уголками на болтах/винтах. Да, вот так, без всяких нанотехнологий. Посмотрим на картинку КА с развернутыми антеннами и солнечными панелями. Так он может выглядеть на орбите.

    У геостационарного аппарата стенки нашей коробочки будут ориентированы вполне определенным образом. Панели (1) ориентированы на южный и северный полюс Землю. Они также называются панелями-радиаторами, на них (с внутренней стороны) установлено оборудованием ретранслятора и с них же сбрасывается основная часть выделяемого тепла. Крылья Солнечных батарей закреплены на данных панелях, до развертывания они закрывают их внешнюю сторону. Панели (2) называются антенными, они ориентированы на запад и восток. Эти панели обычно отличаются от панелей-радиаторов применяемыми материалами. На них установлены большие рефлектора зеркальных антенн (3) полезной нагрузки. Облучатели зеркальных антенн могут быть расположены, как на антенных панелях, так и на торцевой панели (4). Она ориентирована на землю. Эта панель обычно служит для установки разного оборудования: дополнительных антенн полезной нагрузки, антенн КТС, датчиков СОС, облучателей зеркальных антенн и т.д. Противоположный торец – это условно «низ» спутника. К нижней панели крепится адаптер, алюминиевый или углепластиковый конус с механизмами разделения (см. фото ниже).

    Узкой частью адаптер стыкуется к нижней панели КА, а широкой к разгонному блоку или ракете. При срабатывании системы разделения адаптер отделяется от нижней поверхности и остается на ракете, а спутник «летит» дальше. Срабатывание систем разделения является причиной ударных воздействий на оборудование КА, одного из типов механических воздействий (п.3 списка ВВФ).

    В транспортном положении (при выведении) солнечные батареи и рефлектора зеркальных антенн спутника сложены и зачекованы – механически закреплены в специальных устройствах, гайках разделения. Типов гаек разделения несколько, это не обязательно пиротехнические устройства, но внутри них в любом случае есть достаточно мощные пружины, которые «выталкивают» раскладываемую конструкцию или болт, которым она зачекована. Поэтому совсем избавиться от ударных нагрузок не получается.

    На фото КА в сложенном состоянии, закрепленный на поворотном механизме для манипуляций в сборочном цеху. Закреплен он через адаптер.

    Для любопытствующих, вот примеры раскрытия солнечных батарей при наземных испытаниях.

    Внимательный зритель мог обратить внимание, что на секциях солнечных батарей установлены траверсы, от них идут тросики к подвижным балкам наверху. Точка подвеса может перемещаться по двум координатам: балка перемещается по направляющим вдоль линии развертывания и точка подвеса перемещается по балке поперек. Такие системы поддержки называются системами обезвешивания. Дело в том, что крупные раскрываемые системы спутника не предназначены для работы при действии силы тяжести, иначе они бы получались слишком массивные. Поэтому влияние силы тяжести приходится компенсировать. То же самое касается и крупных зеркальных антенн. Правда, если для раскрытия батарей достаточно перемещения точки подвеса по двум координатам, то для антенны необходимы три координаты. Можно использовать более сложную механическую систему.

    А можно подвесить антенну на воздушном шарике, подъемная сила которого равна весу подвижной части конструкции.

    Да, очередная нанотехнология на службе спутникостроителей. Совсем внимательный зритель мог заметить, что на рефлекторе с внешней стороны закреплены некие фермы и грузы. С помощью этих грузов центр масс подвижной части конструкции выводится в точку подвеса.

    Мы немного разобрались, как выглядит КА снаружи. Теперь заглянем внутрь.

    Для больших КА несущая конструкция дополнительно усиливается углепластиковой трубой (5), которая является опорой или «скелетом» всей несущей конструкции. Панели-радиаторы (6), с установленным на внутренней стороне оборудованием ретранслятора вместе с верхней панелью образуют П-образную конструкцию. Она «одевается» на трубу и прикручивается к ее верхнему торцу, а внизу крепится к нижнему отсеку (7), собранному из нескольких небольших сотопанелей. В этом нижнем отсеке могут располагать аккумуляторы и двигатели, а внутри трубы (5) или на ней – баки с рабочим телом или топливом для двигательных установок. Наиболее тяжелые компоненты стараются располагать ближе к адаптеру, т.к. вся конструкция спутника закреплена на ракете только через адаптер и является консольно закрепленной балкой. С точки зрения прочности и жесткости выгодно смещать центр тяжести к адаптеру.

    П-образную конструкцию из панелей-радиаторов и верхней панели можно назвать модулем полезной нагрузки (МПН). Это довольно условное деление. Антенны тоже входят в полезную нагрузку, но монтируются отдельно. П-образная конструкция, как самостоятельная сборочная единица, существует благодаря тому, что ее удобно одевать на трубу в таком виде, а также можно ее отправить в другой цех или контрагентам, которые занимаются сборкой ретранслятора. Как выглядит модуль полезной нагрузки можно посмотреть на фотографиях.

    Собственно само оборудование ретранслятора – это множество приборов установленных на плоскости панелей-радиаторов (с внутренней стороны) и объединенных кабелями или волноводами. Как это выглядит в процессе сборки можно посмотреть на фото.

    Трубу с нижним отсеком обычно называют модулем служебных систем (МСС). Его внешний вид представлен на фото.

    А вот модуль служебных систем и рядом модуль полезной нагрузки, «одетый» на трубу.

    Процесс «одевания» модуля полезной нагрузки на модуль служебных систем можно наблюдать здесь.

    После того, как П-образную конструкцию МПН «одели» на МСС остается закрепить с двух открытых боков антенные панели. Рефлектора и облучатели устанавливаются на антенные панели заранее. Процесс установки и юстировки антенн – это тема для отдельной статьи, пока не будем его затрагивать. После установки антенных панелей получается уже готовая «коробочка». Далее на нее навешивается внешнее оборудование: солнечные батареи, датчики и т.д. Ура, мы собрали спутник! Уже можно отправляться на космодром? Нельзя. Спутнику предстоит еще длинный цикл наземных испытаний, в ходе которого его десять раз разберут и соберут, ведь обязательно что-то пойдет не так.

    Теперь, получив общее представление о несущих конструкциях КА, перейдем, как и было обещано, к разбору конструкции сотовых панелей. По своей структуре сотовая панель напоминает картон, только из алюминия, или других материалов (антенные панели обычно делают из углепластика).

    На картинке мы можем видеть структуру панели. Два тонких алюминиевых листа, обычно 0,3-0,5мм толщиной, между ними шестиугольные «соты» из алюминиевой фольги, высотой от 20 до 50мм. Если кто-то желает ознакомиться с технологией изготовления сотозаполнителя подробнее, можно начать с этих ссылок
www.kuranty.pro/sotovyiy-zapolnitel/obzor1 (отечественный производитель)
www.plascore.com/honeycomb/honeycomb-cores/aluminum (иностранный производитель)

    На листы, с внутренней стороны, наносят пленочный клей (эпоксидный), затем весь пакет отправляют в печь. После полимеризации клея у нас готовая панель для установки приборов? К сожалению, все не так просто. В сотопанели, как таковой, нет ничего особо «космического». Похожие технологии применяются не только в авиации и космосе. Но сотопанель для КА имеет ряд дополнительных элементов. Первое что необходимо – это резьбовые отверстия внутри панелей. Мы ведь помним, что панели между собой скручиваются с помощью уголков и винтов/болтов. Пример на рисунке.

    Как же организовать резьбовые отверстия внутри подобной конструкции? Есть способ: в сотозаполнителе сверлим выборки и устанавливаем в них алюминиевые втулки с резьбовым отверстием, а затем заливаем эпоксидным компаундом. Компаунд заполнит соты и будет надежно удерживать втулку в панели. Примеры разрезанной по втулке сотопанели на картинках.

    Такие втулки называют закладными элементами. В принципе, в структуру сотозаполнителя можно вклеивать что угодно, например, фланцы, кронштейны и т.п. Типы и количество закладных элементов ограничены лишь фантазией конструктора. Примеры на картинках.

    Необходимо пояснить, что панель со всеми закладными элементами склеивается в единой технологической операции. Т.е. сверлятся листы обшивки, делаются выборки в сотозаполнителе, устанавливаются втулки и фланцы, а затем все вместе отправляется в печь. Склеенную сотопанель тоже можно сверлить и что-нибудь туда доклеивать, но это уже проходит по разделу «ремонтные операции».

    Если есть желание еще полюбоваться на сотопанели в разных вариациях, можно открыть каталог производителя.
www.apco-technologies.eu/apco-content/uploads/2018/04/Catalogue-PdV-LR.pdf

    Итак, у нас есть достаточно прочная и жесткая панель с резьбовыми отверстиями, на которую уже можно прикручивать приборы полезной нагрузки? Опять нет. Чтобы сотопанель могла носить гордое имя «панель-радиатор КА» в нее необходимо интегрировать (вклеить) еще одну систему. Возможно, вы догадались, что это система обеспечения теплового режима (СОТР). И прежде чем перейти к интеграции данной системы, необходимо немного разобраться, как вообще устроен теплообмен КА.

    Из трех видов теплопередачи в космосе у нас остается всего два. Конвекция исключается, современные спутники делаются негерметичными, как и большинство приборов внутри. Так получается легче и надежнее. Герметичные бочки старых аппаратов тяжелые по сравнению с сотовыми панелями и обеспечить надежную герметизацию в течение 15 лет (стандартный срок службы современных геостационарных КА) очень тяжело. Кондуктивный теплообмен возможен только внутри спутника, сбросить тепловую мощность в окружающее пространство можно только излучением. Посмотрим на следующую картинку.

    На ней мы видим внешние тепловые нагрузки КА. Источник всех внешних нагрузок – это солнце. Прямой поток солнечного излучения примерно равен $$. Он колеблется, в зависимости от расстояния от Земли до Солнца в течение года: $$ минимум и $$ максимум. Тепловой поток «прилетающий» на панель определяется простым выражением:
1400•sin(угла между плоскостью панели и направлением на Солнце)•ε.
Где ε – это коэффициент излучения (или степень черноты), про него подробнее поговорим чуть позже. Предположим, что наша панель покрыта «абсолютно» черной краской (ε=1) и ориентирована строго перпендикулярно солнечным лучам. Внутреннее тепловое сопротивлением между двумя сторонами панели бесконечное, это некий идеальный термоизолятор. Что будет происходить с ее температурным полем. Плотность собственного излучения нагретого тела определяется законом Стефана-Больцмана. Он имеет довольно просто вид:
$$
T – температура тела в Кельвинах, а σ постоянная равна 5,67•10^-8 Вт/(м²•K⁴). Чтобы панель находилась в тепловом равновесии, излучаемый тепловой поток должен быть равен получаемому от Солнца, т.е. $$. Путем несложных вычислений можно определить, что равновесная температура будет равна примерно 120°С. А температура обратной стороны панели, обращенной в космос, будет равна «температуре» космического пространства. Это условная температура равная температуре абсолютно черного тела, излучающего поток энергии равный потоку тепловой энергии, всегда присутствующей в космическом пространстве. Источником данной энергии является реликтовое излучение, считается, что оно возникло в результате большого взрыва. Его температура равна 3 К. Для практических расчетов ей легко можно пренебречь, т.к. по закону Стефана-Больцмана плотность энергии пропорциональна четвертой степени температуры и для 3 К она будет ничтожна мала. Возвращаясь к нашей условной панели ее солнечная сторона будет нагрета до 120°С, а затененная охлаждена до -270°С. Нечто подобное происходит с солнечными батареями, они всегда должны быть развернуты перпендикулярно Солнцу. Их реальные температуры конечно меньше, т.к. их пластинки далеко не идеальный теплоизолятор и часть тепловой энергии излучается с затененной стороны. Но термоциклирование в диапазоне примерно ±100°С они должны выдерживать. Радиоэлектронная аппаратура в таких условиях нормально функционировать не сможет.

    Кроме потока $$ у нас есть еще две дополнительных нагрузки. Они с одной стороны меньше, но с другой стороны учитывать их сложнее. Это тепловое излучение Земли, нагреваемой Солнцем и часть излучения Солнца, отраженная атмосферой и поверхностью Земли. Какая часть солнечного излучения поглотится, а какая отразится, определяется величиной альбедо (α). Это коэффициент равный (1 — ε). Как правило, считается, что солнечное излучение отражается от Земли диффузно, т.е. у отраженного излучения нет направления отражения, вся энергия равномерно отражается во все стороны.

    Посмотрим на картинку, полученную по результатам многолетних измерений специальной миссии NASA «Clouds and Earth Radiant Energy System (CERES)»

    Величины потока и альбедо приведены к условному радиусу, от которого происходит излучение и отражение – это верхняя граница плотной атмосферы, радиус Земли + 12км. В зависимости от высоты орбиты они естественно будут уменьшаться пропорционально увеличению площади сферы с радиусом орбиты. Мы видим, что альбедо и тепловой поток сильно меняются в зависимости от широты и долготы. И, в целом, они примерно обратны друг другу, на полюсах высокий альбедо (свет хорошо отражается) и низкая температура (тепловой поток), а на экваторе наоборот. Посмотрим на следующую картинку.

    Для целей теплового расчета КА берут крайние средние значения: «максимальный средний тепловой поток (средний за виток, полученный за все время 5-летних измерений для конкретного наклонения орбиты, на картинке солнечная синхронная орбита) и максимальный средний альбедо» и оба минимума. Также к этим максимумам добавляем максимальный поток от Солнца ($$), а к минимумам минимальный поток от Солнца (1322). Также учитывается деградация характеристик оптических покрытий. Расчет ведут с постоянными значениями для всего витка. Такой расчет весьма консервативен (что для космоса стандартный подход), т.к. в реальности альбедо и тепловой поток обычно примерно обратны, а здесь берутся крайние значения. Это называется «горячий» и «холодный» случай. «Горячий» определяет максимальную рабочую температуру эксплутации приборов, «холодный» соответственно минимальную. Под температурой приборов понимается температура посадочной поверхности прибора (температура внутренней обшивки панелей-радиаторов). Внутри самих приборов температуры естественно выше (если в них есть источники тепла). «Холодный» случай также используется для расчета требуемой мощности обогревателей для ситуации, когда полезная нагрузка (основной источник тепла) отключена, и спутник не должен замерзать.

    Картинки взяты из этой статьи, кто хочет, может погрузиться в вопрос поглубже.
ttu-ir.tdl.org/bitstream/handle/2346/72957/ICES_2017_142.pdf?sequence=1&isAllowed=y

    Естественно, что необходимо учитывать движение КА по орбите, при котором углы поворота панелей относительно солнца постоянно изменяются, Земля вращается и т.д. Вручную этим давно никто не занимается. Используются специальные модули для CAE-систем, которые умеют учитывать повороты модели КА при движении по разным типам орбит. Например, MSC Thermica.

    Итак, мы выяснили, что на КА прилетает $$ непосредственно от Солнца, $$ теплового излучения Земли и скажем $$ отраженного. Правда, это для низкоорбитального КА. Для ГСО эти дополнительные потоки будут во много раз меньше, т.к. радиус ГСО в 6 раз больше радиуса Земли. Но ведь есть еще собственная мощность. Для современных телекоммуникационных КА она может доходить до 15 кВт. А сколько могут сбросить в космос радиаторы с коэффициентом излучения ε=1, например, при +50°С (стандартная максимальная рабочая температура панели для МПН). Используя тот же закон Стефана-Больцмана получим всего 600 Вт с одного м². Не очень-то и много. Проблема здесь кроется в том, что для теплообмена излучением важна только площадь проекции радиатора на холодную поверхность (на которую он излучает), а ребра, как у радиаторов для теплообмена конвекцией, бесполезны. Ребра будут переизлучать энергию друг на друга, и такой радиатор все равно будет работать, как плоская панель. Соответственно площадь наших панелей-радиаторов, обращенных в космос должна быть не меньше 25 м². Уже не мало, и не забываем про тепловые нагрузки, описанные выше. От них, в идеале, надо избавиться. Чтобы приблизиться к этому идеалу используют терморегулирующие покрытия, которые создают нужные коэффициенты поглощения и отражения (α и ε) внешних и внутренних поверхностей КА для определенного спектра электромагнитного излучения.

    Для понимания сути терморегулирующих покрытий надо знать закон Планка, описывающий спектральную плотность излучения абсолютного черного тела определенной температуры. С уменьшением температуры тела максимум спектральной плотности смещается в область длинноволнового излучения. Посмотрим на такой график.

    Мы видим спектры излучения для практически интересующих нас температур. Температура поверхности солнца – это оптический диапазон и «комнатная» температура (температура приборов внутри КА и Земли) – инфракрасный диапазон. Для нагретых тел коэффициенты излучения и поглощения для конкретной температуры равны (εи=εп). Т.е. если тело/покрытие хорошо поглощает излучение, например, инфракрасного спектра, то оно столь же хорошо его излучает. Для наших спектров можно придумать четыре типа терморегулирующих покрытий.

1. Хорошо поглощает/излучает оба спектра (оптический и инфракрасный). Это уже упомянутая черная краска.
2. Хорошо поглощает/излучает инфракрасный спектр, отражает оптический. Это будет покрытие для внешней стороны панелей-радиаторов. Они должны хорошо излучать инфракрасные волны в космос, но не нагреваться от солнца.
3. Хорошо поглощает/излучает оптический спектр, не излучает инфракрасный. Такие покрытия нам собственно без надобности, даже если они существуют.
4. Хорошо отражают оба спектра.

    Теперь разберемся, что собой представляют эти покрытия и для чего применяются на конкретных поверхностях КА. Черная краска (или черная пленка, наклеенная на плоские поверхности) используется внутри КА. Краска (пленка) любого другого цвета, кроме белого, будет иметь сходные свойства. Все внутренние поверхности КА, и также поверхности приборов желательно зачернить, чтобы немного уменьшить внутренние тепловые сопротивления. Почти всегда стремятся к тому, чтобы температура по всей площади панелей-радиаторов была одинаковой, при этом они будут максимально эффективно сбрасывать тепло и общая температура будет минимальной. Основной путь передачи тепла по панелям конечно кондуктивный, чернение лишь немного помогает снизить температуру приборов на 1-2°.

    Терморегулирующее покрытие второго типа – это, например, белая краска. Она хорошо излучает в инфракрасном диапазоне, если для черной краски ε=0,95, для белой он лишь немного хуже, порядка 0,85..0,9. При этом для обычной белой краски альбедо (коэффициент отражения солнечного излучения) будет порядка 0,7, а для специальной «космической» может достигать 0,9. В принципе, 0,9 уже достаточно, чтобы обеспечить тепловой режим КА. Но, к сожалению, с «космическими» красками есть две проблемы. Они механически весьма непрочные с плохой адгезией к окрашиваемым поверхностям. А также под действием солнечной радиации и микрометеоритов они меняют цвет и их оптические свойства сильно проседают за 15 лет САС, что приводит к перегреву аппарата. Для панелей-радиаторов используют более продвинутое покрытие, называемое солнечным отражателем. По сути, он представляет собой зеркало. На пластинку из кварцевого стекла с одной стороны наносят напыление из серебра. Пластинки наклеивают на панель-радиатор с внешней стороны. Стекло хорошо излучает в инфракрасном диапазоне, ε порядка 0,8, а солнечные лучи отражают от серебряного напыления с α до 0,95. Характеристики солнечных отражателей деградируют гораздо меньше, чем у белой краски.

     Вот как выглядит внешняя сторона панели-радиатора.

    Перейдем к четвертому типу покрытий. Оно работает как термоизолятор, например, антенные панели, одна из которых обращена к Солнцу обычно термоизолируют. На них все равно нет приборов МПН и их делают углепластиковыми из-за чего обеспечить для них большую теплопроводность затруднительно, что делает их бесполезными в качестве радиатора. Конечно, такая конструкция это скорее некий устоявшийся шаблон для больших геостационарных аппаратов. Можно сделать все грани спутника из сотопанелей-радиаторов, чтобы улучшить охлаждение. Пример наиболее эффективного термоизолирующего покрытия приведен на фото.

    Эта золотистая пленка называется экранно-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ). Она состоит из нескольких слоев пленки (для космоса обычно полиимидной) на которую напылен тонкий слой металла: золота, серебра или алюминия. Перечисленные металлы имеют очень низкий коэффициент излучения для обоих спектров, оптического и инфракрасного. Их ε будет порядка 0,05 для алюминия и 0,03 для золота и серебра. Правда это верно для тонкой однородной фольги или полированного металла. У обычной алюминиевой детали этот коэффициент будет выше из-за шероховатости поверхности (излучение переотражается от микронеровностей и у него выше шанс поглотиться), а также покрытия или оксилов на поверхности. ЭВТИ состоит из нескольких слоев металлизированной пленки, между которыми проложена сетка для уменьшения кондуктивной теплопередачи. Как это выглядит внутри видно на фото.

    Каждый слой дает коэффициент отражения в интересном нам диапазоне электромагнитного излучения порядка 0,95. Т.е. второй слой пленки поглотит всего 0,05•0,05 прилетевшей извне энергии (если не учитывать кондуктивную теплопередачу). В целом, энергия, которая проникает под такую защиту ничтожна. ЭВТИ не всегда снаружи красивая и блестящая, наружный слой может быть черным, как на одном из первых фото, где КА закреплен на поворотном механизме. Такую ЭВТИ используют, например, для верхней панели КА, где расположены датчики ориентации и нежелательно, чтобы солнечные блики, отраженные от блестящей поверхности их засвечивали. Верхний слой естественно будет сильно нагреваться, но если общее количество слоев достаточно, то теплопередача все равно будет минимальна. Несмотря на металлизацию по своим конструкционным свойствам ЭВТИ – это ткань. И обращаются с ней примерно, как с текстильным материалом. К панелям его обычно крепят на липучки (hook and loop fasteners по-иностранному, или Velcro – название фирмы). К матам ЭВТИ липучки пришиваются или приклеиваются. В случае приклейки весь мат ЭВТИ рядом с местом приклейки скрепляется специальной пластиковой булавкой. Конструкцию можно посмотреть на картинке.

    Насколько я понимаю, прошитая ЭВТИ имеет меньшее тепловое сопротивление в месте прошивки из-за того, что слои сильно прижимаются друг к другу и кондуктивная теплопередача улучшается, поэтому способ с булавками и приклейкой более прогрессивен. Маленькие белые ленточки на черной ЭВТИ, на уже упомянутом выше фото, как раз должны закрывать места установки булавок.

    Также можно ознакомиться с каталогом российского производителя.
www.niikam.ru/products.html

    Если в процессе испытаний в одном из матов образовался разрыв или дырка, а заменить его целиком уже нет возможности, то вызывают специально обученного космического инженера со специальными космическими нитками и иголкой, и он, или она, чаще этим занимаются представительницы прекрасного пола, зашивают разрыв или ставят заплатку. В общем, небольшой кружок кройки и шитья в дружной семье спутникостроителей.

    С данной составляющей СОТР, мы вроде разобрались. Теперь разберемся с тем, как обеспечивается кондуктивный теплообмен внутри КА. Сама по себе сотопанель не очень хороший проводник тепла, несмотря на то, что она алюминиевая. Ее внешние листы весьма тонкие, а сотозаполнитель практически пустой. Его обычная плотность порядка 50 кг/м3, а плотность например АМг6 2640 кг/м3, это значит, что теплопроводность сотозаполнителя будет в 2640/50 раз меньше, чем у алюминия. Если поставить приборы просто на сотопанель, то под ними, на стороне панели, обращенной в космос, будут горячие пятна, а остальная панель будет холодной. Необходимо распределить тепло по всей панели и ключевую роль в этом играют тепловые трубы (ТТ), встроенные внутрь панели-радиатора. Тепловые трубы для космоса отличаются от обычных компьютерных трубок. Для тех, кто не помнит принципы работы тепловой трубы небольшое пояснение.

    Компьютерная ТТ состоит из герметизированной медной трубы, порошкообразного заполнителя (фитиля) и заправлена водой (теплоноситель). Такие трубки можно применять и в космосе, если производитель проведет необходимые квалификационные испытания. Единственное их ограничение – они будут замерзать при минусовой температуре. Но при плюсовой будут оттаивать, и работать как обычно. Иногда их применяют внутри приборов. Конструкция ТТ для сотопанелей отличается. Мы рассмотрим только один тип трубы – тепловая труба с аксиальными канавками, который используется в подавляющем большинстве аппаратов (более сложные типы, возможно, рассмотрим в следующих статьях). Материал ТТ диктует материал самих панелей-радиаторов. Они алюминиевые, трубки в них опять же вклеиваются, поэтому материал с другим коэффициентом теплового расширения (КТР) не подойдет. У меди и алюминия они отличаются, не очень сильно, но клеевые соединения в данном случае очень длинные, поэтому то, что не критично, например, внутри приборов, критично для сотопанелей. Также, ограничивающим фактором видимо служит удельный вес меди, трубы будут слишком тяжелые для сотопанелей. Аксиальная ТТ представляет собой тянутый алюминиевый профиль с канавками внутри. Фитиля внутри нет. Это сознательное упрощение и облегчение массы, т.к. труба работает в условиях невесомости и небольшого капиллярного эффекта, создаваемого канавками достаточно. Правда при термовакуумных испытаниях приходится располагать КА так, чтобы трубы были параллельно земле. При отклонении даже в несколько градусов они перестают работать. Пример профиля на фото.

    У профиля обычно полки с одной или с двух сторон, которыми труба приклеивается к обшивкам сотопанели изнутри. Вот как выглядит сотопанель в разрезе.

    Аксиальные ТТ заправляют не водой, а аммиаком, или смесью других, тоже токсичных веществ. Водой заправлять нельзя, т.к. в условиях, образующихся внутри ТТ она будет сильно корродировать с алюминием. Дополнительный бонус в том, что такой теплоноситель работает при отрицательных температурах, до -40°С. Данная температура обычно является температурой «холодного старта» для приборов МПН. Т.е. температурой, при которой они первый раз включаются после развертывания КА на рабочей орбите. В дальнейшем термоциклирование приборов происходит в более узком диапазоне температур, обычно -10…+50 (рабочий диапазон температур). В отечественных КА верхнюю границу обычно делают не более +40 из-за низкой надежности нашей элементной базы.

    При установке приборов необходимо располагать их над полками тепловых труб. Трубы внутри панелей обычно прямые, изогнутые внутри панелей мне лично не встречались, хотя это возможно. Они могут идти как поперек, так и вдоль длинной стороны панели. Либо часть поперек и часть перпендикулярно, если позволяет толщина панели. Или приклеиваться снаружи панели со стороны где установлены приборы. Обычно основная часть труб идет поперек панели. Они распределяют тепло, выделяемое приборами по короткой стороне радиатора. Если площадь такого куска панели недостаточна для сброса тепла, выделяемого приборами в данной области, то необходимо распределить тепло вдоль панели (по длинной стороне) с помощью перпендикулярных труб. Пример, где такие перпендикулярные трубы приклеены снаружи на фото.

    С помощью изогнутых труб можно перераспределять тепло между разными панелями. Пример на фото.

    На самом деле собирать тепло с поперечных труб и распределять его между панелями можно с помощью жидкостного контура. Он обеспечит меньшие тепловые сопротивления и обеспечит большую гибкость в плане компоновки приборов на панели: можно расположить больше источников тепла в одном месте, если это удобно из прочих соображений (длины кабелей и волноводов например). Но это при условии, если удается сохранить столько же высокую надежность системы с насосами и клапанами, как у пассивной системы из тепловых труб. Кому интересно, может ознакомиться с сайтом производителя или презентацией.
www.bradford-space.com/products-avionics-mechanically-pumped-fluid-loop.php
tfaws.nasa.gov/TFAWS04/Website/program/Speakers/TFAWS2004PresentationonMechLoops-v1.pdf

    Осталось добавить в нашу систему СОТР нагреватели и электронные блоки, которые будут управлять их работой. Нагреватели устроены довольно просто – две полиимидные пленки, между которыми вклеен резистивный контур.

    Их наклеивают на панели над полками ТТ на площадях свободных от приборов. Чисто для справки: полиимидная пленка с нанесенным акриловым адгезивом вполне легитимный «космический скотч» (kapton), который может использоваться для срочной доработки нашего КА.

    Собственно на этом хотелось бы завершить первую статью. Мы получили общее представление о несущих конструкциях КА и более подробно разобрали функционирование СОТР. Надеюсь стало понятно, как определяются максимальные и минимальные температуры посадочной поверхности для приборов внутри спутника. Для тех, кто хочет узнать больше о СОТР и теплообмене КА рекомендуется книга «Spacecraft Thermal Control Handbook, David G. Gilmore». В ней масса всего интересного: описаны разного рода экзотические устройства, типа раскрываемых радиаторов, тепловых аккумуляторов или переключателей теплового интерфейса. Про тепловые трубы мне также нравится книжка «Тепловые трубы для охлаждения и термостатирования радиоэлектронной аппаратуры, В.А. Алексеев, В.А. Арефьев». В следующей статье планирую рассмотреть механические нагрузки (вибрации и удары), воздействующие на КА и то, как они преобразуются в механические нагрузки на приборы.

    Спасибо за внимание!