Патент на изобретение №2176074

(54) СПОСОБ КОНТРОЛЯ ГЕРМЕТИЧНОСТИ ОТСЕКА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА, УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ И СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ УСТРОЙСТВА ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ КОНТРОЛЯ ГЕРМЕТИЧНОСТИ ОТСЕКА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к измерительной космической технике и может быть использовано для контроля герметичности космического аппарата (КА) и поиска места течи из отсеков КА в натурных условиях его эксплуатации. Изобретение включает контроль давления отсека, наддув отсека пробным газом и индикацию пробного газа на внешней поверхности отсека КА. При наддуве отсека в качестве пробного газа используют инертный газ с внесенными в него примесными добавками, а для его индикации на внешней поверхности используют свечение пробного газа в местах истечения под воздействием флуктуации электрических и магнитных полей и возбуждающих свечение факторов окружающего космического пространства в приповерхностном слое собственной внешней атмосферы КА. При этом измеряют параметры флуктуации электрического и магнитного поля и яркость свечения пробного газа и места нарушения герметичности определяют по максимуму флуктуации параметров электрического и магнитного поля и по максимальной яркости свечения пробного газа. Способ испытания устройства для осуществления контроля герметичности отсека непосредственно на борту КА в натурных условиях его эксплуатации предполагает создание в полости отсека балластного объема, заполнение объема пробным газом под заданным давлением и преднамеренную разгерметизацию отсека для проведения испытания устройства контроля. В качестве балластного объема можно использовать шлюзовую камеру стыковочного модуля орбитальной станции. Технический результат изобретения – повышение точности контроля герметичности в натурных условиях. 3 с. и 3 з.п. ф-лы, 1табл., 3 ил.

Изобретение относится к измерительной космической технике и может быть использовано для контроля герметичности космического аппарата (КА) и поиска места течи из отсеков КА в натурных условиях его эксплуатации. Особенно целесообразно его использование на долговременных обитаемых орбитальных станциях (ОС “Мир”, МКС и др.), для которых обеспечение герметичности отсеков является жизненно важным вопросом.

Известны способы и устройства контроля герметичности и поиска течей в металлических откачиваемых отсеках вакуумных систем на Земле (см., например, В. И. Карпов, Л.Е. Левина “Методы и аппаратура течеискания” в научно-техническом сборнике “Вакуумная техника”, Казань 1970 [1]), которые решают техническую задачу определения герметичности вакуумных объемов. При этом места нарушения герметичности называют течами, которые определяют в процессе испытания объемов на вакуумную герметичность с использованием пробных газов.

Герметизации подлежат не только вакуумные системы, но и системы, предназначенные для содержания газов под давлением, например, жилые отсеки КА. Вакуумные методы испытания на герметичность для таких объектов не всегда применимы, особенно при их эксплуатации в космосе. В аварийных ситуациях разгерметизации отсеков КА давление в них быстро падает до 0 атмосфер (космический вакуум), поэтому вакуумно-технические определения течи, натекания и др. целесообразно распространить и на космические объекты (см., например, Р.М. Тарасевич. Методы и средства проверки герметичности узлов, отсеков и систем летательных аппаратов. – МАИ, 1974 г., с. 8-16, 22-30 [2]). Способы и устройства контроля герметичности отсеков в [2] можно рассматривать как аналоги предлагаемых технических решений.

Недостатком известных аналогов в [2] является то, что при определении герметичности контролируемых объектов в качестве контролируемого параметра используется только давление. Однако при контроле герметичности изделий больших объемов вступает в действие влияние температуры содержащихся в них газов, так как при утечке из больших объемов происходят перепады и колебания смеси газов в объемах, что ведет к погрешности измерения параметров газов и снижению точности контроля герметичности. Кроме того, способ не позволяет определять локальные места течи.

Некоторые из отмеченных недостатков устраняет “Способ контроля герметичности полых изделий” по авт. св. N 1610353 (заявка N 4478874/25-28 от 02.09.88 г. М.кл. G 01 М 3/26) [3]. Согласно [3] в изделии создают избыточное давление, постоянно в течение всего времени испытания и контроля измеряют давление в центре контролируемого объема и температуру в локальных зонах на поверхности изделия несколькими термодатчиками и негерметичность определяют по полученным кривым измерения температуры и давления методом идентификации из дифференциальных уравнений, связывающих эти параметры.

Изобретение направлено на повышение достоверности контроля путем измерения двух независимых параметров процесса при испытании изделия на герметичность и на определении при этом локальных зон негерметичности. По сути решаемой технической задачи и привлекаемым техническим средствам изобретение по а. с. N 1610353 [3] наиболее близко заявляемому способу контроля герметичности отсека КА и может быть выбрано в качестве прототипа предлагаемого способа.

Недостатком прототипа применительно к изделиям космической техники в натурных условиях их эксплуатации на орбите является то, что в зоне истечения пробного газа из отсека КА в окружающем космическом пространстве (ОКП) температура поверхности не является определяющим параметром процесса в локальной зоне негерметичности.

Действительно, в реальных условиях эксплуатации КА температура поверхности отсека может меняться из-за радиационного нагрева солнечным излучением, из-за охлаждения в тени от него, из-за газодинамического воздействия реактивной струи, набегающего потока и по другим причинам, а не только из-за истечения струи пробного газа в местах нарушения герметичности. Поэтому измерение температуры при контроле герметичности не может быть определяющим параметром и не способствует точности определения локальных зон негерметичности на поверхности КА. Кроме того, методика использования в [3] пробного газа также никак не влияет на повышение чувствительности определения места течи на поверхности КА, что было экспериментально установлено на модуле “Спектр” ОС “Мир”.

На практике устройство контроля герметичности является неотъемлемой частью испытательного стенда на герметичность испытываемых изделий. Устройство контроля герметичности отсеков, наиболее близкое по технической сути заявляемому устройству контроля герметичности отсеков КА, реализовано в дренажном стенде по а.с. N 1259124 (см. Бюл. Изобретений N 35 от 23.09.1986 г. М.кл. G 01 М 3/26 [4]). Стенд содержит несколько отсеков, включающих датчики контроля давления в отсеках, трубопроводы с запорно-вентильной арматурой для напуска пробного газа в отсеки и установленные вне отсека локальные индикаторы на основе манометров, присоединяемых к отсекам с помощью дренажных трубопроводов. Соответственно способ контроля герметичности отсеков включает контроль давления в отсеке, наддув отсека пробным газом при снижении давления в отсеке и индикацию пробного газа манометрами через дренажные трубопроводы на внешней поверхности отсека.

Считая устройство контроля герметичности отсеков в [4] прототипом заявляемого устройства для осуществления способа контроля герметичности отсека КА, можно отметить в качестве его недостатка невысокую чувствительность и точность определения места течи из отсеков в реальных условиях эксплуатации КА. Учитывая сложные условия эксплуатации устройства для осуществления способа контроля герметичности отсека КА, который привлекается для решения ответственной технической задачи на борту КА в натурных орбитальных условиях, необходимо предусмотреть способ испытания работоспособности устройства в этих условиях.

Известные способы испытания изделий на герметичность (см., например, [2] ) не могут в полной мере промоделировать эти условия на Земле.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу испытания устройства контроля герметичности отсеков КА, является “Способ испытания изделия на герметичность” по а. с. N 506775 (см. Бюл. Изобретений N 10 от 15.03.1976 г. М. кл. G 01 М 3/30 [5]), который может быть взят в качестве прототипа заявляемого способа испытания.

Техническая сущность способа испытания изделия на герметичность – прототипа заключается в том, что в полости испытуемого изделия создают балластный объем, заполняют ее пробным газом под заданным давлением, выдерживают изделие под этим давлением и о герметичности изделия судят по проникновению пробного газа через его стенки. При этом балластный объем создают путем подачи в изделие технологического газа под давлением, меньшим испытательного, а пробный газ подают в количестве, обеспечивающем заполнение с заданным процентным содержанием исследуемого участка изделия.

Недостатком прототипа является невысокая точность и чувствительность способа-прототипа при его использовании в натурных условиях эксплуатации КА.

Для устранения отмеченных недостатков указанных прототипов решается комплексная техническая задача контроля герметичности отсеков КА в натурных условиях его эксплуатации. При этом задачей изобретения является повышение чувствительности индикации пробного газа на внешней поверхности отсека путем подбора пробного газа, повышение точности определения места утечки пробного газа путем измерения нескольких определяющих параметров при повышенном фоне помех и обеспечение работоспособности предлагаемых способов и устройств их осуществления путем проверки их функционирования в процессе испытания отсека на герметичность в условиях его преднамеренной разгерметизации в натурных условиях полета КА на орбите.

Решение поставленной технической задачи сформулировано в способе контроля герметичности отсека, в устройстве для осуществления способа контроля герметичности отсека КА, а также в способе испытания устройства для осуществления контроля герметичности отсека КА. При этом:
Для решения поставленной задачи в способе контроля герметичности отсека космического аппарата (КА), включающем контроль давления в отсеке, наддув отсека пробным газом при снижении давления из-за нарушения его герметичности и индикацию пробного газа на внешней поверхности отсека КА, при наддуве отсека в качестве пробного используют инертный газ с внесенными в него примесными добавками, а для его индикации на внешней поверхности отсека используют свечение пробного газа в местах истечения под воздействием флуктуации электрических и магнитных полей и возбуждающих свечение факторов окружающего космического пространства в приповерхностном слое собственной внешней атмосферы КА. При этом измеряют параметры флуктуации электрического и магнитного поля и яркость свечения пробного газа при его истечении в процессе наддува отсека пробным газом и места нарушения герметичности определяют по максимуму флуктуации параметров электрического и магнитного поля и по максимальной яркости свечения пробного газа.

Дополнительно при этом в качестве примесной добавки в инертный газ вводят галогены, например, в ксенон добавляют бром.

Дополнительно при этом в качестве примесной добавки в инертный газ вводят галогеноносители, например, в ксенон добавляют элегаз.

Для решения поставленной технической задачи в устройстве для осуществления способа контроля герметичности отсека КА, включающем датчик контроля давления в отсеке, баллон с пробным газом, трубопроводы с запорно-вентильной арматурой для напуска газа в отсек и индикаторы пробного газа на внешней поверхности отсека, дополнительно на внешней поверхности отсека в качестве индикаторов пробного газа размещены датчики электрического поля, датчики магнитного поля, оптический спектроанализатор и телевизионный координатор. В устройство введены коммутатор датчиков и общий регистратор. При этом оптическая ось спектроанализатора согласована с оптической осью телевизионного координатора, а выход спектроанализатора и выходы всех датчиков через коммутатор подключены на общий регистратор.

Для решения технической задачи испытания устройства в способ испытания устройства для осуществления контроля герметичности отсека КА, заключающийся в том, что в полости отсека создают балластный объем, заполняют его пробным газом под заданным давлением, контролируют давление, осуществляют наддув объема пробным газом при снижении давления из-за его разгерметизации и индикацию пробного газа на внешней поверхности балластного объема, герметично изолированный от отсека балластный объем создают на участке поверхности, включающем контролируемую поверхность отсека. При испытании устройства для осуществления контроля герметичности отсека разгерметизацию балластного объема осуществляют преднамеренно на выделенном участке контролируемой внешней поверхности отсека. При этом о работоспособности устройства судят по индикации с его помощью пробного газа на внешней поверхности отсека.

Дополнительно в способе испытания устройства для осуществления контроля герметичности отсека КА указанные испытания проводят, используя в качестве балластного объема шлюзовую камеру стыковочного модуля орбитальной станции.

Практика эксплуатации ОС “Мир” свидетельствует об интенсивном грузопотоке на станцию с использованием стыковочного модуля для причаливания транспортных грузовых кораблей (ТГК), КА “Союз”, кораблей многоразового использования типа “Шаттл” и пилотируемых космических аппаратов. При этом всегда осуществляется наддув шлюзовой камеры стыковочного модуля и последующая его разгерметизация при их отстыковке от станции, что предложено использовать при испытании устройства контроля герметичности отсека в натурных условиях.

Предлагаемый способ контроля герметичности отсека КА иллюстрирует функциональная схема устройства для осуществления способа контроля герметичности отсека на фиг. 1, на которой показана также схема реализации способа испытания указанного устройства в натурных условиях с использованием балластного объема, размещенного в отсеке, и шлюзовой камеры стыковочного модуля, например, орбитальной космической станции (ОКС). На фиг. 2 приведена структурная схема телевизионного координатора, используемого в указанном устройстве контроля в качестве индикатора течи на поверхности КА. На фиг. 3 приведены временные диаграммы показаний, используемых в качестве индикаторов течи датчиков электрического поля, полученных при разгерметизации стыковочного модуля ОС “Мир” в момент отстыковки от него КА “Союз”.

Согласно фиг. 1 в состав КА входят отсеки 1 и 2 и шлюзовая камера 3 стыковочного модуля, на внешней поверхности 4 которых в качестве индикаторов пробного газа размещены датчики электрического поля 5, датчики магнитного поля 6, спектроанализатор 7 и телевизионный координатор 8, состоящий из телевизионной камеры 9, электронного блока 10, вычислительного устройства 11 и исполнительного органа 12, осуществляющего сканирование луча зрения координатора по контролируемой поверхности КА. Управление исполнительным органом 12 осуществляется с пульта управления 13 с использованием видеоконтрольного устройства (ВКУ) 14 и блока связи 15.

При контроле герметичности отсека источником свечения, сигнализирующим о нарушении герметичности отсека, могут стать струи рабочего или пробного газа 16, 17, 18, истекающие из места течей 19, 20, 21 на внешнюю поверхность соответствующих отсеков. Для определенности на фиг. 1 показано, что вследствие аварийной разгерметизации отсека 1 струя 16 истекает из течи 19, из-за преднамеренной разгерметизации балластного объема 22 в отсеке 2 струя 17 истекает из течи 20, а из-за преднамеренной разгерметизации шлюзовой камеры 3 стыковочного модуля из течи 21 истекает струя 18.

Для контроля давления в отсеках 1 и 2, шлюзовой камеры 3 и в балластном объеме 22 установлены датчики давления 23, которые используются при испытании этих объемов на герметичность.

При испытаниях проходные люки отсеков перекрываются крышками А, Б, В и в испытываемый отсек или объем подается пробный газ из баллона 24 с помощью запорно-вентильной арматуры 25. Кроме того, запорно-вентильная арматура установлена также в балластном объеме 22 и шлюзовой камере 3 для проведения их преднамеренной разгерметизации при испытании устройства контроля герметичности отсека в натурных условиях эксплуатации КА на орбите.

Сигналы индикаторов течи 5, 6, 7 возникают при течении струй газа 16, 17, 18 в собственной внешней атмосфере (СВА) космического аппарата вследствие воздействия ионизирующих и возбуждающих свечение факторов окружающего космического пространства (ОКП) 26. На фиг. 1 условно стрелочками показаны 26′ – набегающий ионосферный поток, 26” – поток солнечной радиации, 26”’ – поток высокоэнергетических ионизирующих частиц (p – протонов, e – электронов, – гамма излучения). Штриховой линией 27 на фиг. 1 условно показана граница СВА. При этом индикаторы течи 5, 6 – непосредственно, а спектроанализатор 7 – через монитор 28 подключены к коммутаторам 29, выходы которых подключены к общему регистратору (БЦВМ) 30. В качестве общего регистратора целесообразно использовать бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), которая обычно связана с системой ориентации и управления движением (СОУД) КА 31, что позволяет оптимизировать условия направления воздействия факторов ОКП на струи газа 16, 17, 18 при формировании в них объектов свечения.

Более детально способ обнаружения свечения места течи иллюстрирует структурная схема телевизионного координатора (ТВ- координатора) на фиг. 2, на которой телевизионная камера 9 через объектив 32 ориентирована на объект свечения – струю пробного газа 16 из течи 19 на внешней поверхности КА. Электронный блок координатора составлен из видеоусилителя 33, амплитудного селектора 34, пространственного селектора 35, блока разверток 36, синхрогенератора 37 и строб-генератора 38. В ТВ-координатор входят также вычислительное устройство 11 и исполнительный орган 12, ориентирующий измерительную ось ТВ-координатора на объект свечения 16 с использованием пульта управления 13, видеоконтрольного устройства (ВКУ) 14 и блока связи 15.

На фиг. 3 приведены схема расстыковки КА “Союз” и станции “Мир” и временные диаграммы показаний датчиков электрического поля. На схеме расстыковки показаны координатные оси (+x, -х) и (+Z, -Z) и направление вектора скорости V_орбКА “Союз”. На временных диаграммах фиг. 3а, б, в, г приведены показания датчиков электрического поля на солнечной стороне: = E_(-z), и ~ E_(-z), и в тени от Солнца: = E_(+z) и ~ E^(+z).

Описание работы устройства контроля герметичности отсека КА на фиг. 1 раскрывает существо заявленных способов:
– способа контроля герметичности отсека 1 при его аварийной разгерметизации через течь 19;
– способа испытания устройства контроля герметичности отсека КА в натурных условиях путем преднамеренной разгерметизации балластного объема 22 через искусственную течь этого объема через элемент контролируемой поверхности КА (через течь 20 в этом объеме);
– пример реализации способа испытания устройства контроля герметичности отсека с использованием в качестве балластного объема шлюзовой камеры 3 стыковочного модуля ОС “Мир”.

Рассматривая в качестве примера случай аварийной разгерметизации отсека КА, можно вспомнить аварийное столкновение 25 июня 1997 г. транспортного грузового корабля (ТГК) “Прогресс-34” с ОС “Мир”, после которого давление в отсеках станции начало падать. После закрытия проходного люка модуля “Спектр” и наддува станции воздухом давление в разгерметизированном модуле “Спектр” упало до 0 атмосфер, а в остальных отсеках станции возросло и стабилизировалось на уровне 690 мм рт.ст.

Контроль давления в отсеках ОС “Мир” осуществлялся с помощью размещенных в них датчиков давления. После аварийной разгерметизации модуля “Спектр” неоднократно предпринимались попытки определения места течи, в том числе с “американской помощью”. Когда корабль “Атлантис” 03 октября 1997 г. отстыковался от ОС “Мир” и делал запланированный облет станции, экипаж станции подал в поврежденный модуль “Спектр” несколько кубометров воздуха. Во время наддува вели наблюдение из иллюминаторов ОС “Мир” и с борта американского “шаттла”, однако обнаружить место течи не удалось.

Была попытка обнаружить место течи с использованием для наддува цветного пробного газа и зарегистрировать место течи с использованием кинофотоаппаратуры ОС “Мир” и оптико-электронной аппаратуры с борта корабля “Атлантис”, которая также окончилась неудачей, что свидетельствует о неэффективности средств и методов поиска течи [2], используемых на Земле, при их применении в космических условиях эксплуатации КА.

Как показывают исследования авторов в ином составе (см., например, Пушкин Н.М., Кузин Г.А., Соколов В.А. и др. “Электризация орбитального комплекса “Мир – Квант” при движении в ионосфере”, Тезисы докладов Всесоюзного семинара по электрофизике горения, г. Челябинск, 1991, с. 71-73 [6]), при функционировании КА на орбите процессы, связанные с выпуском воздуха и других газов из аппарата, могут не только интенсивно воздействовать на СВА, но и оказывать влияние на работу оптических, оптико-электронных и электрофизических приборов, которые можно использовать в качестве индикаторов течи на борту КА.

Так при расстыковке орбитального комплекса “Мир – Квант” с аппаратом “Союз” происходит выпуск остатков воздуха из переходного отсека в окружающую плазменную среду. При этом нарушается плазменная обстановка вокруг комплекса, происходят интенсивная флуктуация электрического поля в приповерхностном слое СВА и интенсивная ионизация выпущенного воздуха. Все это сопровождается плазменными неустойчивостями и колебаниями, что видно из временных диаграмм на фиг. 3. Длительность процессов составляет от нескольких секунд до 1,5 мин. Интенсивность и длительность процессов на освещенной поверхности комплекса больше, чем на неосвещенной. В начальный момент на освещенной части поверхности могут отмечаться постоянные электрические поля с амплитудой до ~ 10 кВ/м, а также флуктуации электрического поля с частотой 0,5-2 Гц и амплитудой 3-4 кВ/м, которые приводят к электрическим разрядам в истекающей газовой среде.

Таким образом, при выпуске пробного газа создаются необходимые условия для его индикации на поверхности КА. Однако эти же условия возбуждения свечения реализуются и для других газов СВА, что приводит к росту помехового фона и затрудняет обнаружение места течи. Для обеспечения необходимого превышения полезного сигнала над помехой на выходе индикаторов течи целесообразно использование в качестве источников свечения в местах истечения пробного газа селективных излучателей ультрафиолетового излучения, в которых образование излучательных центров происходит в результате плазмохимических реакций в плазме низкой концентрации, которые реализуются при истечении пробного газа из мест течи в приповерхностный слой СВА космического аппарата. При этом излучающая область плазмохимической реакции образуется при введении различных примесных добавок в свободно истекающую струю пробного газа и при возбуждении электрического разряда в излучающей среде (см. Непрерывные плазмохимические источники света. Физические исследования. / Под ред. Ф.Н. Любченко.- М.: БИОР, 1997 г. [7]).

Используя результаты исследований, проведенных в [7], целесообразно рекомендовать в качестве пробного газа инертные газы с примесными добавками, которые в местах истечения пробного газа в результате плазмохимических реакций в приповерхностном слое СВА создают селективные источники ультрафиолетового излучения. Эти источники обеспечивают на выходе индикаторов пробного газа существенное превышение полезного сигнала над фоновым уровнем. Кроме того, инертные газы практически отсутствуют в штатных космических условиях эксплуатации в СВА космических аппаратов, а примесные добавки обеспечивают высокую эффективность формирования излучательных центров, что иллюстрирует таблица 1 (см. Таблицу 5.4 в [7] на с. 131).

Пиковые значения плотности излучения из области плазмохимических реакций приведены в таблице в конце описания.

В дополнительных пунктах предлагаемого изобретения на способ из инертных газов рекомендован ксенон, а в качестве примесных добавок – бром или элегаз, которые не имеют противопоказаний для применения на борту КА. Ксенон и примесную добавку можно хранить и транспортировать в общем баллоне, так как они в обычных условиях хранения не взаимодействуют, их можно использовать на борту КА непосредственно в жилых отсеках. Поэтому далее предполагается, что ксенон и выбранная добавка, например, элегаз хранятся согласно фиг. 1 в общем баллоне 24 и могут быть использованы с помощью запорно-вентильной арматуры 25 для наддува аварийно разгерметизированного отсека 1, в котором по показаниям датчика давления 23 произошла разгерметизация, а его проходные люки перекрыты крышками А и Б.

При наддуве пробного газа из течи 19 истекает струя 16 в СВА 27. При истечении струи в зоне течи нарушается плазменная обстановка, происходит интенсивная флуктуация параметров электрического и магнитного поля, особенно вблизи течи 19, и в связи с этим интенсивная ионизация выпущенного пробного газа вблизи течи 19. В результате создаются условия для протекания плазмохимических реакций в пробном газе в приповерхностном слое СВА с образованием излучательных центров над местом его истечения. При этом параметры флуктуации электрического и магнитного полей регистрируют соответственно датчиками 5 и 6, расположенными вблизи места течи 19, и через коммутатор 29 выводят на общий регистратор 30. А селективное ультрафиолетовое излучение струи 16 над местом истечения 19 дистанционно обнаруживается координатором 8, уточняется и фиксируется в ультрафиолетовом диапазоне спектра спектроанализатором 7, а сигнал на его выходе транспортируется через монитор 28 и коммутатор 29 на общий регистратор 30.

Излучательные центры над местом течи 19 формируют в струе 16 источник свечения, который при дистанционном зондировании регистрируется телевизионной камерой 9 ТВ-координатора 8. Если при этом сориентировать измерительную ось ТВ-координатора на объект свечения, то на этот же объект будет сориентирована согласованная с этой осью измерительная ось спектроанализатора 7.

Ориентацию измерительных осей регистрирующих приборов осуществляет космонавт-оператор с помощью пульта управления 13, видеоконтрольного устройства (ВКУ) 14 и блока связи 15. Для этого оператор регистрирует объект свечения на экране ВКУ 14, на котором он одновременно наблюдает “окно слежения” в виде подвижного перекрестия или засвеченного квадрата, сформированного в ВКУ из поступивших через блок связи 15 сигналов блока электроники 10 ТВ-координатора 8. Эти же сигналы из блока электроники поступают в вычислительное устройство 12, в котором определяется отклонение измерительной оси ТВ-координатора от направления на объект свечения. Оператор с помощью пульта управления 13 совмещает подвижное перекрестие (окно слежения) с объектом свечения. Соответствующие команды через блок связи 15 поступают на вычислительное устройство 11, в котором определены сигналы рассогласования, обусловленные несовпадением измерительной оси ТВ-координатора и направлением на объект свечения, которые используются при формировании сигналов управления, поступающих на исполнительный орган 12. Исполнительный орган 12 разворачивает ось телекамеры 9 ТВ-координатора 8 на объект свечения. При этом подвижное перекрестие на экране ВКУ совмещается с неподвижным перекрестием, расположенным в центре экрана, что свидетельствует о завершении ориентации измерительных осей ТВ-координатора 8 и спектроанализатора 7 на объект свечения.

Более подробно структурная схема ТВ-координатора приведена на фиг. 2. На фиг. 2 из течи 19 истекает струя пробного газа 16, свечение которого с помощью объектива 32 проецируется на фотокатод телевизионной камеры 9. Телевизионный растр по всей площади фотокатода создается за счет развертывающих напряжений, поступающих из блока разверток 36. Видиосигналы с выхода телевизионной камеры 9 поступают в видиоусилитель 33 и далее на вход амплитудного селектора 34. Амплитудный селектор выделяет видеоимпульсы, амплитуды которых заключены в определенном интервале U_min < U_u < U_max.

Отселектированные по амплитуде видеоимпульсы в виде униполярного нормированного по амплитуде сигнала подаются в пространственный селектор 35, который обеспечивает слежение за положением объекта свечения в пространстве двух измерений: угол места (протяженность объекта свечения над местом течи) и азимут (направление на объект свечения). Слежение осуществляется с помощью специальных стробов (“окно слежения”), подаваемых со строб-генератора 38. Отселектированный видиосигнал объекта свечения поступает в вычислительное устройство 11, в котором вычисляются сигналы рассогласования между центром площади изображения свечения объекта и центром строба (“окно”) U_y, U_Z, а также между центром развертки (центр фотокатода) и центром “окна” U_y, U_z. Синхронизацию работ при пространственно-временном преобразовании сигналов осуществляет синхрогенератор 37, который управляет (синхронизирует работу) блоком разверток 36 и строб-генератором 38.

Оператор, используя пульт управления 13, на экране ВКУ 14 совмещает подвижное перекрестие с центром объекта свечения. При этом через блок связи 15 на вычислительное устройство 11 поступает команда, согласно которой сигналы рассогласования U_y , U_Z, сдвигают пространственные стробы таким образом, чтобы центр (окна) совпал с центром объекта свечения, т.е. осуществляется слежение за объектом в пределах (“окна”). Аналогично сигналы U_y и U_z используют как управляющие для поворота телекамеры ТВ-координатора 8 таким образом, чтобы ее ось поля зрения была направлена на объект свечения.

Соответственно на центр площади объекта свечения будет ориентирована измерительная ось спектроанализатора 7, согласованная с измерительной осью ТВ-координатора 8. Сигналы спектроанализатора выведены на монитор 28, выход которого через коммутатор 23 связан с общим регистратором (БЦВМ) 30, который может определить места течи 19 и согласовать их с координатами, полученными на основе измерения датчиками электрического 5 и магнитного поля 6.

Контроль присутствия пробного газа на поверхности 4 КА несколькими (тремя) индикаторами течи повышает достоверность определения герметичности отсека и вероятность определения места течи при разгерметизации отсека. Анализ показания индикаторов 5, 6, 7 с помощью общего регистратора – БЦВМ 30 позволяет указать вероятное место течи 19. При необходимости повышения чувствительности индикаторов 5, 6, 7, общий регистратор – БЦВМ 30 и СОУД 31 изменяют ориентацию КА преимущественно в направлении одного из факторов ОКП, например, в направлении воздействия солнечной радиации 26. Это показано на фиг. 3 направлением координатной оси (-z).

Как видно из фиг. 3, сигналы датчиков электрического поля =E_(-z) и ~ E_(-z) при расстыковке КА “Союз” и ОС “Мир”, т.е. при разгерметизации стыковочного модуля и выпуске из него остатков воздуха, существенно выше на солнечной стороне (в направлении -z). Поэтому эти датчики позволяют оперативно (за 0,1 с) зафиксировать начало разгерметизации стыковочного модуля после 322 секунды момента расстыковки КА “Союз” и ОС “Мир”. Датчики на теневой стороне (в направлении +z) момент начала расстыковки КА не чувствуют. Сигналы полной разгерметизации (322,2 – 324,5 с) у датчиков на теневой стороне также существенно ниже аналогичных показаний датчиков на солнечной стороне.

Таким образом, путем оптимальной ориентации датчиков- индикаторов пробного газа можно дополнительно повысить их чувствительность, используя воздействие факторов ОКП и флуктуацию электрического и магнитного поля в приповерхностном слое СВА в местах истечения пробного газа на поверхность КА при наддуве отсека 1 специально подобранной смесью инертного газа (ксенона) и примеси к нему в виде галогена или галогеноносителя, например, элегаза. При этом контроль присутствия пробного газа на поверхности КА вблизи места истечения осуществляется одновременно в процессе наддува и независимо тремя индикаторами течи, основанными на принципиально разных физических явлениях: электрическое поле, магнитное поле, селективное оптическое излучение в УФ-диапазоне спектра. Все это составляет существо предлагаемого способа контроля герметичности отсека КА.

Как показали аварийные работы по восстановлению живучести модуля “Спектр” после его столкновения с ТГК-34, используемые на Земле методы и средства контроля герметичности и поиска течи (см., например, [2]) оказались неэффективными в натурных условиях эксплуатации КА на орбите, что указало на необходимость апробации предлагаемого устройства контроля герметичности при поисках течи непосредственно на борту КА. Это возможно, по мнению авторов, путем создания в отсеке КА балластного объема с искусственной течью в контролируемой предлагаемым устройством зоне поверхности КА. Согласно предложенному авторами способу испытания устройства для осуществления контроля герметичности отсека создают балластный объем 22 в отсеке 2 с регулируемой течью через запорно-вентельную арматуру 25 на поверхность 4 отсека, где размещены датчики электрического 5, магнитного 6 полей, спектроанализатор 7 и ТВ-координатор 8 испытываемого устройства контроля. Заполняют объем пробным газом из баллона 24 до заданного давления, которое контролируют датчиком 23. Преднамеренно осуществляют разгерметизацию балластного объема 22 через течь 20, пользуясь запорно-вентельной арматурой 25 в балластном объеме, которая дистанционно управляется от блока связи 15 (на фиг. 1 не показана, а только обозначена стрелками a связь). Осуществляют наддув объема пробным газом при снижении в нем давления из-за его разгерметизации ниже испытательного уровня, установленного по программе испытаний. Осуществляют индикацию пробного газа на контролируемым устройством контроля герметичности участке внешней поверхности упомянутыми индикаторами 5, 6, 7, 8. При этом о работоспособности устройства контроля герметичности отсека судят по результатам индикации с его помощью пробного газа на внешней поверхности отсека КА в натурных условиях его эксплуатации, регистрируя показания индикаторов 5, 6, 7 через коммутаторы 29 на общий регистратор 30.

В процессе испытания устройства контроля герметичности отсека КА определяется фоновый уровень свечения по показаниям индикаторов 5, 6, 7 при отсутствии течи, минимальное превышение фонового уровня – чувствительность индикаторов, оптимальный уровень сигнала индикаторов (путем регулировки давления в балластном объеме 22 и его измерения датчиком 23). При необходимости можно добиться увеличения давления в балластном объеме 22 путем наддува пробного газа из баллона 24 с помощью запорно-вентильной арматуры 25 и соответствующего увеличения сигналов индикаторов течи 5, 6, 7. Некоторое увеличение сигналов индикаторов дает оптимизация ориентации контролируемой поверхности отсека КА навстречу воздействию факторов ОКП. Более кардинальное влияние на сигналы индикаторов в конкретных условиях эксплуатации КА на орбите можно получить, подбирая соотношение компонентов смеси галоген – инертный газ и галогеноноситель – инертный газ в соответствии с таблицей (см. таблицу 5, 4 в [7] на с. 131).

Пример реализации способа испытания устройства контроля герметичности отсека КА с использованием в качестве балластного объема шлюзовой камеры стыковочного модуля ОС “Мир” осуществляется следующим образом (см. фиг. 1).

Шлюзовая камера 3 изолируется от отсека 2 герметичной крышкой В со штуцером, к которому через запорно-вентильную арматуру 25 подсоединен баллон 24 с пробным газом. Искусственная течь 21 через запорно-вентильную арматуру 25 в шлюзовой камере связана с ее объемом. Давление в объеме щлюзовой камере контролируется датчиком давления 23. Струя 18 пробного газа из течи 21 дистанционно регулируется запорно-вентельной арматурой 25, контролируется на поверхности КА датчиками электрического (5) и магнитного (6) полей, а также спектроанализатором 7 и ТВ-координатором 8, которые могут быть развернуты на 180^o в направлении на струю 18 пробного газа. Регулируемая запорно-вентильная арматура 25 в шлюзовой камере 3 управляется космонавтом-оператором из отсека 2 через блок связи 15 (на фиг. 1 связь не показана, а обозначена стрелками б).

Испытание устройства контроля герметичности отсека с использованием шлюзовой камеры 3 проводится аналогично его испытанию с использованием балластного объема 22. Перед испытанием шлюзовая камера 3 освобождается от рабочего газа с помощью запорно-вентильной арматуры 25 через искусственную течь 21. Из баллона 24 с помощью связанной с ним запорно-вентильной арматуры 25 через штуцер в крышке B проходного люка шлюзовая камера заполняется пробным газом до уровня давления, который определяется программой испытаний и контролируется датчиком давления 23.

В начале испытаний устройства контроля герметичности отсека КА при закрытой запорно-вентильной арматуре 25 в шлюзовой камере 3 на контролируемой поверхности 4 регистрирует фоновый уровень электрических и магнитных полей и свечения пробного газа индикаторами течи 5, 6, 7, 8 и записывает его на общий регистратор 30. После этого космонавт-оператор осуществляет минимальный напуск пробного газа с помощью дистанционного управления через блок связи 15 запорно-вентильной арматурой 25 в шлюзовой камере 3 и через ВКУ 14 и монитор 28 наблюдает и фиксирует минимальное превышение полезного сигнала над фоновым уровнем в индикаторах течи 5, 6, 7, 8 и определяет это как чувствительность индикаторов. При этом через коммутатор 29 на общем регистраторе 30 регистрируется сигнал спектроанализатора 7 и сигналы датчиков электрического (5) и магнитного (6) полей. Осуществляя напуск (наддув) пробного газа в шлюзовую камеру 3 и соответственно с помощью запорно-вентельной арматуры 25 в шлюзовой камере увеличивая струю 18 через преднамеренную течь 21, можно увеличивать напряженности электрических и магнитных полей вблизи течи 21 и яркость свечения струи 18 пробного газа, что должно при нормальной работоспособности индикаторов течи 5, 6, 7, 8 привести к увеличению сигналов на их выходах.

По экспериментальным данным, полученным датчиками электрического поля (= E_(+z)) и переменного электрического поля (~ E_(-z)) на солнечной стороне на поверхности ОС “Мир” вблизи стыковочного модуля, =E_(-z) при истечении газа из модуля возрастает в несколько раз и достигает значения 6-10 кВ/м, а ~ E_(-z) достигает значения 3-4 кВ/м [6].

Существенное увеличение образования излучательных центров из-за роста энерговклада в плазмохимические реакции приводит к селективному росту яркости объекта свечения – струи пробного газа на поверхности КА [7]. Приведенные экспериментальные данные, в том числе полученные на борту КА, свидетельствуют, что при испытаниях устройства осуществления контроля герметичности отсеков КА можно реализовать регулируемые тестовые сигналы для проверки работоспособности индикаторов течи 5, 6, 7 на поверхности КА в широком диапазоне параметров, характерных для натурных условий эксплуатации КА.

Таким образом, определение мест негерметичности и утечки воздуха из внутренних обитаемых отсеков орбитальных станций является актуальной технической задачей, решаемой данным комплексным изобретением. Особенно это стало очевидным после ситуации, связанной со столкновением КА “Прогресс-Т” с модулем “Спектр” ОС “Мир”.

К настоящему времени практически отсутствуют методы и средства выявления мест негерметичности, пригодные для применения в условиях космоса. Существующие средства контроля мест негерметичности являются или слишком громоздкими, или не апробированы и не доработаны для эксплуатации в условиях ОС. Разработанные авторами данного изобретения способы и устройства, апробированные на борту КА и в стендовых условиях, позволили создать средства контроля герметичности и определения места утечки воздушной среды из отсеков. Эти средства основаны на использовании оптических и электрофизических явлений, возникающих на внешней поверхности КА при утечке специальных газовых компонентов (пробных газов), введенных в контролируемый отсек КА.

Источники информации
1. В. И. Карпов, Л.Е. Левина. Методы и аппаратура течеискания.- В научно-техническом сборнике “Вакуумная техника”, Казань, 1970 г.

2. P.M. Тарасевич. Методы и средства проверки герметичности узлов, отсеков и систем летательных аппаратов.- МАИ, 1974 г.

3. Г. М. Гурвич. Способ контроля герметичности полых изделий.- А.с. N 1610353 (заявка N 447887 4/25-28 от 02.09.1988 г.).

4. В. Н. Болотин. Дренажный стенд Болотина для испытания на герметичность.- А.с. N 1259124 (заявка N 3893850/25-28 от 13.05.1985 г.).

5. В. И. Барышников, В.И. Ивкин. Способ испытания изделий на герметичность.- А.с. N 506775 (заявка N 1709968/25-28 от 29.10 1971 г.).

6. Н.М. Пушкин, Г.А. Кузин, В.А. Соколов и др. Электризация орбитального комплекса “Мир-Квант” при движении в ионосфере.- Тезисы докладов Всесоюзного семинара по электрофизике горения, Челябинск, 1991 г., с. 71-73.

7. Непрерывные плазмохимические источники света.- Физические исследования./ Под ред. Ф.Н. Любченко.- М.: “БИОР”, 1997 г.

Формула изобретения

1. Способ контроля герметичности отсека космического аппарата (КА), включающий контроль давления в отсеке, наддув отсека пробным газом при снижении давления из-за нарушения его герметичности и индикацию пробного газа на внешней поверхности отсека КА, отличающийся тем, что при наддуве отсека в качестве пробного используют инертный газ с внесенными в него примесными добавками, а для его индикации на внешней поверхности отсека используют свечение пробного газа в местах истечения под воздействием флуктуации электрических и магнитных полей и возбуждающих свечение факторов окружающего космического пространства в приповерхностном слое собственной внешней атмосферы КА, при этом измеряют параметры флуктуации электрического и магнитного поля и яркость свечения пробного газа при его истечении в процессе наддува отсека пробным газом и места нарушения герметичности определяют по максимуму флуктуаций параметров электрического и магнитного поля и по максимальной яркости свечения пробного газа.

2. Способ контроля герметичности отсека по п.1, отличающийся тем, что в качестве примесной добавки в инертный газ вводят галогены.

3. Способ контроля герметичности отсека по п.1, отличающийся тем, что в качестве примесной добавки в инертный газ вводят галогеноносители.

4. Устройство для осуществления способа контроля герметичности отсека КА, включающее датчик контроля давления в отсеке, баллон с пробным газом, трубопроводы с запорно-вентильной арматурой для напуска газа в отсек и индикаторы пробного газа на внешней поверхности отсека, отличающееся тем, что на внешней поверхности отсека в качестве индикаторов пробного газа дополнительно размещены датчики электрического поля, датчики магнитного поля, оптический спектроанализатор и телевизионный координатор, а в устройство введены коммутатор датчиков и общий регистратор, при этом оптическая ось спектроанализатора согласована с оптической осью телевизионного координатора, а выход спектроанализатора и выходы всех датчиков через коммутатор подключены на общий регистратор.

5. Способ испытания устройства для осуществления контроля герметичности отсека КА, заключающийся в том, что в полости отсека создают балластный объем, заполняют его пробным газом под заданным давлением, контролируют давление, осуществляют наддув объема пробным газом при снижении давления из-за разгерметизации и индикацию пробного газа на внешней поверхности балластного объема, отличающийся тем, что герметично изолированный от отсека балластный объем создают на участке поверхности, включающем контролируемую поверхность отсека, а разгерметизацию балластного объема осуществляют преднамеренно на выделенном участке контролируемой внешней поверхности отсека и о работоспособности устройства для осуществления контроля герметичности отсека при его испытании судят по индикации с его помощью пробного газа на внешней поверхности отсека.

6. Способ испытания устройства для осуществления контроля герметичности отсека КА по п. 5, отличающийся тем, что испытания проводят, используя в качестве балластного объема шлюзовую камеру стыковочного модуля орбитальной станции.

РИСУНКИ

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 27.08.2005

Извещение опубликовано: 10.10.2006 БИ: 28/2006

NF4A Восстановление действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение

Дата, с которой действие патента восстановлено: 27.04.2009

Извещение опубликовано: 27.04.2009 БИ: 12/2009

TK4A Поправки к публикациям сведений об изобретениях в бюллетенях “Изобретения (заявки и патенты)” и “Изобретения. Полезные модели”

Напечатано: (73) Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (RU)

Следует читать: (73) Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения» (RU)

Номер и год публикации бюллетеня: 32-2001

Код раздела: FG4A

Извещение опубликовано: 20.10.2009 БИ: 29/2009