Claims (1)
1. Устройство измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов, включающее металлический токопроводящий чувствительный элемент, размещенный на электроизолирующей подложке, отличающееся тем, что устройство выполнено из двух рядом расположенных сборок, в каждой из которых чувствительный элемент на электроизолирующей подложке установлен внутри корпуса соответствующей сборки; корпус каждой из сборок выполнен из материала с высокой теплопроводностью и электроизолирован от чувствительного элемента на подложке; упомянутые корпуса выполнены в виде правильной прямой призмы и/или кругового прямого цилиндра; площади оснований корпусов каждой из двух сборок (so1 и so2) и площади боковых поверхностей корпусов этих сборок (sб1 и sб2) отвечают соотношениям sб1<so1 и sб2<so2, а высоты корпусов этих сборок (h1 и h2) и характерные размеры оснований этих корпусов (L1 и L2) отвечают соотношениям h1<<L1 и h2<<L2; для каждой из сборок одно основание корпуса выполнено с максимально высоким коэффициентом теплового излучения (ε1 max>0,5 и ε2 max>0,5), а другое основание и боковая поверхность корпуса для каждой сборки выполнены с минимальным коэффициентом теплового излучения (ε1 min<0,5 и ε2 min<0,5); причем основание корпуса первой сборки с ε1 max установлено параллельно поверхности контролируемого участка космического аппарата и направлено в противоположную от него сторону, а основание корпуса второй сборки с ε2 max установлено параллельно поверхности контролируемого участка космического аппарата и направлено в его сторону.
1. A device for measuring the intensity of radiant flux during thermal vacuum tests of spacecraft, including a metal conductive sensitive element placed on an insulating substrate, characterized in that the device is made of two adjacent assemblies, in each of which a sensitive element on an insulating substrate is installed inside the housing of the corresponding assembly ; the housing of each of the assemblies is made of a material with high thermal conductivity and is electrically insulated from the sensing element on the substrate; said bodies are made in the form of a regular straight prism and / or circular straight cylinder; the base areas of the housings of each of the two assemblies (s o1 and s o2 ) and the area of the side surfaces of the housings of these assemblies (s b1 and s b2 ) correspond to the relations s b1 <s o1 and s b2 <s o2 , and the heights of the shells of these assemblies (h 1 and h 2 ) and the characteristic sizes of the bases of these buildings (L 1 and L 2 ) correspond to the relations h 1 << L 1 and h 2 << L 2 ; for each of the assemblies, one housing base is made with the highest possible coefficient of thermal radiation (ε 1 max > 0.5 and ε 2 max > 0.5), and the other base and side surface of the housing for each assembly is made with a minimum coefficient of thermal radiation (ε 1 min <0.5 and ε 2 min <0.5); moreover, the base of the body of the first assembly with ε 1 max is installed parallel to the surface of the controlled portion of the spacecraft and directed in the opposite direction from it, and the base of the body of the second assembly with ε 2 max is installed parallel to the surface of the controlled portion of the spacecraft and directed towards it.