Під час створення космічних апаратів ставляться високі вимоги щодо стабільності кутового положення оптичного сенсора (сканера) відносно зоряного давача його системи орієнтації при тепловому впливі в умовах польоту. В наземних умовах експериментально підтверджується стабільність кутового положення сканера відносно зоряного давача при тепловому впливі на несучу конструкцію космічного апарата при температурі, що близька до температури налагодження сканера на Землі, яка відповідає температурі його функціонування на орбіті. У зв’язку з цим актуальною проблемою є розробка методології експериментальної перевірки розміростабільності несучої конструкції космічного апарата при тепловому впливі.

         Ціллю цієї роботи є розробка технології експериментальної перевірки терморозміростабільності крупногабаритної несучої конструкції з композиційних матеріалів оптичного моноблока космічного апарата. Для експериментальної перевірки кутового положення посадкових місць сканерів та зоряних давачів звичайно застосовують лазерне обладнання. У цій статті розглянуто розроблену технологію експериментальної перевірки розміростабільності вуглепластикової крупногабаритної несучої конструкції оптичного моноблока космічного апарата при тепловому впливі. Отримані результати випробувань несучої конструкції моноблока підтвердили виконання вимог щодо стабільності кутового положення сканерів та зоряних давачів, які жорстко закріплені всередині оптичного моноблока, при тепловому впливі. Розроблена технологія дозволяє виконувати дослідження розміростабільних крупногабаритних конструкцій при тепловому впливі із застосуванням спеціально розроблених та протестованих лазерно-оптичних пристроїв, а також імітаторів сканерів та зоряних давачів.