大型步入式载人航天器的常压热试验系统的制作方法

本发明属于载人航天器地面试验技术领域，具体涉及一种用于载人航天器地面热循环试验的大型步入式常压热试验系统。

背景技术：

在航天器的研制过程中，对航天器进行整星级地面试验考核是一个非常重要的环节.这些系统级地面试验一般包括力学试验、热试验、电性试验等。它们不仅能够考核设计，还可以消除元器件的早期失效.提高航天器的可靠性，而其中的热试验则是进行可靠性筛选最为重要的试验。如gjbl027a《运载器、上面级和航天器试验要求》中说明的，“含有电工、电子元器件的电工和电子组件要经过热真空和热循环试验的多次热循环应力，目的是通过环境应力筛选来发现可能导致产品早期失效的潜在质量缺陷。”

目前我国研制的载人航天器尺寸越来越大，尤其是空间站项目，单体舱段的高度超过了16m，直径达到4.8m，发射前需要开展热试验进行考核和验证。由于大型航天器热真空试验系统庞大复杂，建立空间环境的过程十分缓慢，维持模拟空间环境各项指标需要多项保障条件的不间断支持，资源耗费量巨大。同时，热真空试验需要相当高的真空度要求，真空度一旦变坏特别是进入放电区，往往会造成测试加电设备真空放电，使电子元器件损坏，因此热真空试验相当风险较大。

与热真空热试验相比，采用常压热试验系统开展的热循环试验更经济、安全，同样能实现对航天器进行热环境应力筛选的目的。但是，常规的常压热试验系统尺寸小，仅适合开展单机或小型部组件的热循环试验。大尺寸空间的常压热试验系统的环境控制存在空间温度均匀性差、控制温区窄的问题。

行业一般采取模拟室外部配备大型加热和制冷系统，通过复杂的风道和保温措施将气体引入/导出模拟室内，解决大尺寸空间温度均匀性和极限低温控制的问题，这导致系统过于复杂，且大量风道占用模拟室内部空间，增加建设和后期维护成本。本发明采用嵌装在模拟室顶部的10组集成化气体处理单元实现空间内的断面循环流场，模拟室内气体工质自循环，解决了21m(长)×8m(宽)×7m(高)大尺寸空间内低于-160℃和优于2℃的温度均匀性控制问题，系统简单，空间占比小。气体处理单元内集成电加热器、液氮喷淋单元和风机，可实现-160℃至120℃的宽温区调节；气体处理单元采取模块化设计，每组可独立工作，之间互不影响，单组故障时对模拟室内的工作温度和影响小，保证了整套系统的连续可靠运行。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种空间合理、温区宽泛、功能完善、指标优良的大型步入式常压热试验系统，不仅能够精确控制试验空间温度场，还能够解决常规常压热试验设备存在的结霜结露问题，为航天器能够开展长期有效的热性能指标考核验证提供手段。本发明能够填补国内对大型载人航天器底面进行常压热循环试验所需的大型常压热环境模拟系统的空白，为大型载人航天器进行地面常压热循环试验提供了技术保障。

本发明目的是通过如下技术方案实现的：

用于载人航天器热循环试验的大型步入式常压热试验系统，主要包括模拟室、气体处理分系统、加热分系统、制冷分系统、除湿与换气分系统、温度测量分系统与设备控制分系统，模拟室内配置有导轨和试验架车，用于将载人航天器直接推入常压热试验系统；气体处理分系统由多组分布式的气体处理单元构成，通过风机循环保证整个试验空间温度场均匀可控；加热分系统由分散于气体处理单元内的多组电加热器组成，电加热器位于进风口一侧，用于整个试验空间升温；制冷分系统由分散于气体处理单元内的多组液氮喷淋单元组成，液氮喷淋单元位于电加热器与风机之间，用于整个试验空间降温，除湿与换气系统包括液氮吸湿冷板、氮气管道和排风风机，试验前通过长时间氮气置换和液氮吸湿冷板吸附，实现试验空间内部露点温度低于-70℃；温度测量分系统由模拟室内多组空间温度场测温传感器和多组试件测温传感器、标准测温法兰、测量线路和控制器组成，实现试验件温度与模拟室空间温度场测量、监视与存储；设备控制分系统利用上位机与plc构成，控制电加热器输出功率、液氮喷淋量以及风机运行频率，实现试验空间温度场的控制。

其中，模拟室的空间1000m³以上，优选1200m³以上。

进一步地，整个试验空间温度场的均匀性优于2℃。

进一步地，整个试验空间升温到最高温度达120℃。

进一步地，整个试验空间降温到最低实现-160℃。

其中，模拟室顶部在长度方向均匀分布10组以上的气体处理单元，每组气体处理单元后进风、前出风，模拟室气体从进风口进入气体处理单元，经加热或降温处理后，再由高转速风机加速送出排风口，形成模拟室内的断面循环流场。

其中，每组气体处理单元集成1组电加热器、1组液氮喷淋单元和2台离心风机。

其中，电加热器采用镍铬合金加热丝作为发热器件，采用多层云母板作为加热丝中间的支撑，加热线使用高温导线与外部电路进行连接。

其中，离心风机提供40000m³/h的流量，实现模拟室中心区域气体风速不小于0.5m/s，保证模拟室空间内的温度均匀性。

其中，液氮吸湿冷板分系统由供液储槽、胀板热沉和管路及仪器仪表构成，胀板热沉由不锈钢板水压膨胀制成，表面布置测温传感器，热沉进液管路连接供液储槽，排液管路连接室外放空，排液管路设置远程电控阀，根据热沉表面测温传感器温度情况控制开关。

本发明实现了大试验空间、宽温区、高温度均匀性、低湿度以及长期运行稳定可靠的常压热环境模拟能力。利用本系统开展的常压热循环试验比热真空试验更安全，灵活性更高，连续运行时间更长，对产品考核更充分。

附图说明

图1为本发明的大型步入式载人航天器常压热试验系统的结构示意图，其中：1模拟室、2排风风机、3设备控制分系统、4气体处理分系统(气体处理单元组)、5温度测量分系统、6液氮吸湿冷板、7氮气管道、8测温点。

图2为本发明的大型步入式载人航天器常压热试验系统的断面循环风场示意图，

其中：21模拟室、22液氮喷淋单元管路入口、23气体处理单元。

图3为本发明系统中气体处理单元的结构示意图，

其中：31电加热器、32液氮喷淋单元、33风机。

图4为本发明系统中的移动式液氮除湿单元的结构示意图，

其中：41辅助循环风机，42液氮冷板、43液氮管路、44参数测量与控制模块。

具体实施方式

以下介绍的是作为本发明所述内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明的所述内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。

图1是本发明的大型步入式载人航天器常压热试验系统的结构示意图，主要包括模拟室1、排风风机2、设备控制分系统3、气体处理分系统(气体处理单元组)4、温度测量分系统5、液氮吸湿冷板6、氮气管道7、测温点8。其中，模拟室1的空间1200m³以上，其底部配置有导轨和试验架车，试验架车承载载人航天器并沿着导轨滑动，以用于将载人航天器直接推入常压热试验系统的模拟室1内；排风风机2设置在模拟室1一侧外部，通过设备控制分系统3控制，在模拟室1进行氮气置换时排出气体；气体处理分系统(气体处理单元组)4在设备控制分系统3的控制下运行，实现模拟室1内气体工质的循环和温度控制；温度测量分系统5由多组测温点8、标准测温法兰、测量线路和控制器组成，实现试验件温度与模拟室1空间温度场测量、监视与存储；液氮吸湿冷板6在模拟室1进行氮气置换时工作，对模拟室1内气体工作除湿。

图2为本发明的大型步入式载人航天器常压热试验系统中断面循环风场示意图，主要包括模拟室21、液氮喷淋单元管路入口22、气体处理单元23。其中，10组气体处理单元23均布在模拟室21顶部，工作时，气体处理单元23内部电加热器或液氮喷淋单元根据升降温需求工作，分机开启，气体处理单元23后进风、前出风，多组气体处理单元23协同，在模拟室21空间内形成断面循环流场。

图3为本发明系统中气体处理单元的结构示意图，主要包括31电加热器、32液氮喷淋单元、33风机，气体处理单元作为相对独立的单元吊挂安装于试验系统箱体顶板上。其中，电加热器位于气体处理单元回气一侧，液氮喷淋单元位于气体处理单元中间，风机位于气体处理单元排放风一侧。试验过程中，风机始终处于工作状态，电加热器和液氮喷淋单元则根据控制系统的指令工作。

图4为本发明系统中的移动式液氮除湿单元的结构示意图，主要包括41辅助循环风机，42液氮冷板、43液氮管路、44参数测量与控制模块，移动式除湿单元作为相对独立的单元放置于试验箱体底板上。其中，辅助循环风机位于液氮除湿单元顶部，液氮冷板位于液氮除湿单元中下部，液氮管路由液氮除湿单元外部穿入内部与液氮冷板相连接，参数测量与控制模块位于液氮除湿单元侧面。试验过程中，根据试验系统湿度与目标湿度的差异开启液氮除湿单元，首先利用参数测量与控制模块开启辅助风机，由供液管路送入液氮，经液氮冷板放空，根据湿度环境要求控制液氮冷板表面温度，达到控制湿度的目标。

大型步入式载人航天器常压热试验系统的使用过程如下：

在航天器在模拟室内安装完毕，关闭模拟室大门后，首先进行氮气除湿置换过程，即利用氮气管道将液氮汽化的高纯氮气输送至模拟室空间，经气体处理单元循环搅拌，当模拟室内表压大于100pa时，启动排风风机。以此工作方式为主，保持氮气输送不间断，根据压力情况排风气体，实现置换过程，一般持续时间不小于4h，将试验空间内气体湿度降低至-50℃以下。然后开启液氮吸湿冷板供液阀门，使液氮吸湿冷板表面温度低于-150℃，吸附试验空间内部剩余水蒸汽。除湿过程完毕，此时试验空间内露点温度低于-70℃，不会再形成结霜结露现象。

除湿完成后，开展常压热试验流程，根据试验确定的试验工况温度，设备控制分系统自动开启气体处理单元内电热器或液氮喷淋单元阀门，并加大气体处理单元循环风机频率，开始升温或降温；设备控制分系统远程控制电加热器功率、液氮喷淋量以及风机运行频率，使经过升温或降温处理的循环气体进入试验空间，同时由温度测量分系统检测模拟室空间以及航天器的温度，实现试验空间温度场的控制。模拟室空间温度到达相应温区和均匀性要求后，保持模拟室空间温度，航天器可根据需要开展各项性能指标测试。如此反复，根据航天器不同工况要求的温区范围开展试验空间升降温操作，按顺序完成相应工况条件下的测试。单个气体处理单元内加热器加热功率极值为100kw，液氮喷淋单元的制冷功率极值为128kw，液氮消耗量为50.4m3/h，可实现模拟室内5℃/min的升温速率和7℃/min的降温速率，最大温度可达120℃，最低温度可达-160℃，在多组大流量离心风机的驱动下，中心区域气体风速不小于0.5m/s，整个试验空间温度场的均匀性优于2℃。

最后是试验停机过程，通过气体处理单元控制模拟室空间温度至常温，待航天器温度到达常温后，静置均温。然后开启模拟室大门，开启循环风机，进行模拟室内外气体置换，使模拟室空间内氧浓度恢复至正常水平。

尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，本领域的技术人员可以依据本发明的精神对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用在未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明保护范围之内。