卫星发动机热防护性能验证系统的制作方法

本发明涉及卫星发送机热防护技术领域，具体的，涉及一种验证卫星发动机热防护组件耐温及隔热性能的地面验证系统。

背景技术：

随着航天事业的发展，人类的探索半径的增大，卫星的轨道高度越来越高，从太阳同步、地球同步到月球、火星等，对卫星的重量要求愈来愈严苛。另一方面，高轨卫星和深空探测卫星的巡航段和轨道保持需要增加发动机的数量，而发动机工作时固壁辐射和羽流温度高达1000℃以上，对星上产品和部件均需进行热防护，发动机数量的增加使热防护的重量显著增加。

为减轻发动机热防护的重量，不得不对热防护的结构进行优化，优化后的热防护组件能否满足卫星产品和部件的热防护要求，仅靠仿真不足以消除热防护失效对卫星带来的巨大安全风险，采用真实发动机进行的高空热试车试验又非常昂贵。

为此，设计一种卫星发动机热防护组件耐温及隔热性能地面验证的试验系统，满足热防护组件结构设计的合理性与可靠性，提高卫星发送机工作时卫星的安全性是本领域技术人员当前面临并亟待解决的问题。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星发动机热防护性能验证系统。

本发明提供的一种卫星发动机热防护性能验证系统，包括空间环境模拟器、高温测温装置、电源；

所述空间环境模拟器内设置有红外灯阵、反射隔热屏、热防护组件试样，所述反射隔热屏、所述红外灯阵以及热防护组件试样三者依次平行设置；

所述红外灯阵与所述电源连接，所述热防护组件试样与所述高温测温装置连接。

一些实施例中，所述空间模拟器真空度为1.33×10^-3pa、热沉表面发射率大于0.9，热沉温度低于100k。

一些实施例中，所述空间模拟器内安装有摄像头。

一些实施例中，所述电源为功率可调节的直流电源组。

一些实施例中，所述红外灯阵的高温辐射温度范围为300℃～1100℃。

一些实施例中，所述红外灯阵由10盏功率为500w的钨丝石英灯组成，每盏所述石英灯间距为30mm。

一些实施例中，所述反射隔热屏由抛光不锈钢箔制作而成，所述反射隔热屏的尺寸为400mm×400mm。

一些实施例中，所述反射隔热屏的发射功率大于0.9。

一些实施例中，所述热防护组件试样内部粘贴有热电偶，所述热电偶为k型热电偶。

一些实施例中，所述空间环境模拟器内设有浮动冰点，所述浮动冰点外包覆有多层隔热组件。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明能够模拟发动机工作时的高温辐射，验证热防护结构设计的合理性和可靠性，提高卫星发动机工作的安全性。

2、本发明能够模拟不同发动机的高温辐射，节省时间和试验成本。

3、本发明减少高空热试车试验，节省发动机热防护的研制成本。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明卫星发动机热防护性能验证系统示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。本发明可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。

本发明提供的一种卫星发动机热防护性能验证系统，如图1所示，包括空间环境模拟器1、高温测温装置4、电源5；

所述空间模拟器1真空度为1.33×10^-3pa、热沉表面发射率大于0.9，热沉温度低于100k，空间环境模拟器保证了热防护组件试样的工作环境与卫星在轨的环境基本一致。

所述空间环境模拟器1内设置有红外灯阵2、反射隔热屏3、热防护组件试样6，所述反射隔热屏3、所述红外灯阵2以及热防护组件试样6三者依次平行放置在空间环境模拟器1内，红外灯阵2为辐射加热，能够模拟发动机工作时的高温，并且与试验试样物理隔离，保证了试验的安全性，同时红外灯阵2居中的设计，使得红外灯阵2部分辐射的热量能够通过反射隔热屏3反射到热防护组件试样6上，以便模拟热防护试样表面的高温。

将红外灯阵通过空间环境模拟器1的过渡插头和位于空间环境模拟器1外的地面直流电源连接。在热防护组件试样6上安装高温测温传感器，其通过空间环境模拟器的过渡插头与地面的高温测温装置4中的测温仪连接，组成测温系统，通过测温系统采集热防护组件试样的温度，确定其隔热及耐温性能，从而确定热防护结构设计的合理性和可靠性，同时本实验系统为地面实验系统，能够有效减少高空热试车试验，节省发动机热防护的研制成本。

所述热防护组件试样6内部粘贴有热电偶，所述热电偶为k型热电偶。所述空间模拟器1内安装有摄像头。通过热电偶的温度验证热防护组件的隔热性能，并结合空间模拟器内的摄像头验证热防护组件的耐温性能。

所述电源5为功率可调节的直流电源组，通过调节电源的输出功率，调节红外灯阵2的辐射热量，使得红外灯阵2的高温辐射温度范围达到300℃～1100℃，最大程度地与卫星发动机在空间运行过程中的真实辐射温度范围。

所述反射隔热屏3由抛光不锈钢箔制作而成，其发射功率大于0.9。发射隔热屏3的发射功率与空间模拟器1的热沉表面发射率相匹配，更好的满足实验需要，使得实验更加趋于真实值，同时反射隔热屏采用抛光不锈钢箔，利用其高反射率，将红外灯阵的辐射热量反射到试验试样表面，以使红外灯阵能够模拟上千度的高温。

所述空间环境模拟器1内设有浮动冰点，所述浮动冰点外包覆有多层隔热组件。

本发明优选以下实例提供的制作方法与相应数据：

在进行热防护组件测试时，首先制作与热防护组件的结构相同的试验试样，本实例的试样尺寸为300mm×300mm，并在试验试件内部粘贴5个k型热电偶。

根据试样尺寸设计红外灯阵，红外灯阵由10盏钨丝石英灯组成，间距为30mm，每盏石英灯功率为500w，安装在不锈钢框架上。

根据试样尺寸设计高温反射屏，反射隔热屏由抛光不锈钢箔制成，发射率大于0.9，尺寸为400mm×400mm，厚度为50μm。

将红外灯阵通过空间环境模拟器的过渡插头与模拟器外的10台120v、5a的地面直流电源连接，通过调节电源的输出功率，调节红外灯阵的辐射热量，模拟试件表面700℃的高温。

将试件内部粘贴的5个k型热电偶通过空间环境模拟器的过渡插头与地面的2700测温仪连接，组成测温系统，将浮动冰点放置在空间环境模拟器内并包覆多层隔热组件。

试验时，空间模拟器环境设置为，真空度为1.33×10^-3pa、热沉表面发射率大于0.9，热沉温度低于100k。

综上所述，本发明能够模拟发动机工作时的高温辐射，验证热防护结构设计的合理性和可靠性，提高卫星发动机工作的安全性；本发明能够模拟不同发动机的高温辐射，节省时间和试验成本；本发明减少高空热试车试验，节省发动机热防护的研制成本。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。