专利名称：卫星行波管热真空试验系统的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种模拟试验系统，具体说涉及一种卫星行波管热真空试验系统。
背景技术：
卫星行波管属于卫星星体内重要部组件之一，对其进行热真空试验，主要是模拟空间的真空、冷黑及太阳辐照的环境，现有的模拟试验系统主要由真空容器、热沉、真空抽气、冷媒供给、红外热流、设备测控等分系统组成，真空容器是系统的主体，高真空抽汽机组能使其获得优于I. 3 X IO-3Pa的真空度，放置在真空容器中的热沉是热部组件真空试验系统的一个重要组成部分，用铜或不锈钢金属材料制成，其内表面涂以高红外吸收率黑漆，管内通入低温冷媒后，使整个热沉的温度保持在低于-75 °C，来模拟卫星内部组件所处的空间冷黑环境；红外热流的加热装置安装在热沉与试件之间，模拟太阳对卫星部组件的辐照热流，能使试件表面温度升高到120°C ;在热真空模拟试验过程中，由于热沉与卫星行波管环境真空度一般优于I. 3 X 10_3Pa，因此，它们之间以热辐射方式换热，试验证明，现有的模拟试验装置即使把通入热沉的_75°C的冷媒变为液氮(_196°C)，也无法将发热功率70W的行波管从+70°C高温热浸区在不到4小时的时间内降到-35°C低温热浸区，无法满足降温用时小于4小时的试验技术要求。
实用新型内容本实用新型的目的是提供一种卫星行波管热真空试验系统，其可以提高环境温度与试件行波管之间的换热效率，满足试验要求。为了实现上述目的，本实用新型的技术解决方案为一种卫星行波管热真空试验系统，包括真空容器，真空容器内设有行波管平台，行波管平台上设有固定孔，行波管平台固定于升降机构上，其中，所述行波管平台为中空式腔体结构，其中空腔内设有换热管，所述换热管通过冷媒管道与制冷机组连接，所述制冷机组位于所述真空容器外。本实用新型卫星行波管热真空试验系统，其中，所述制冷机组连接有冷媒流量控制装置。本实用新型卫星行波管热真空试验系统，其中，所述行波管平台与所述升降机构之间设有隔热垫。本实用新型卫星行波管热真空试验系统，其中，所述隔热垫由聚四氟乙烯制成。本实用新型卫星行波管热真空试验系统，其中，所述行波管平台由不锈钢或铜制成。本实用新型卫星行波管热真空试验系统，其中，所述冷媒管道与换热管之间通过金属软管连接。本实用新型卫星行波管热真空试验系统，其中，所述换热管采用铜管或不锈钢管。本实用新型卫星行波管热真空试验系统，其中，所述热沉上带有冷媒管，真空容器上设有冷媒管的进出口，进出口末端带有真空容器法兰，冷媒管上进出真空容器的位置处外壁套有波纹管，波纹管远离真空容器的一端与冷媒管之间相互焊接，波纹管靠近真空容器的一端带有波纹管法兰，所述波纹管法兰与真空容器法兰同心设置并且波纹管法兰位于真空容器法兰内腔，波纹管法兰可拆卸连接有过渡法兰，过渡法兰位于波纹管法兰的轴向外侧，过渡法兰与真空容器法兰之间可拆卸连接，波纹管法兰与过渡法兰之间及过渡法兰与真空容器法兰(13)之间均设有密封装置。本实用新型卫星行波管热真空试验系统，其中，所述波纹管法兰与过渡法兰之间通过螺钉(8)相连接。本实用新型卫星行波管热真空试验系统，其中，所述过渡法兰与真空容器法兰之间通过卡钳相连接。采用上述方案后，本实用新型的卫星行波管热真空试验系统由于行波管平台的中空腔内设有换热管，通过制冷机组为换热管提供冷媒，使行波管平台温度降低，行波管与行 波管平台之间通过热传导的方式换热，极大地提高了行波管平台与试件之间的换热效率，缩短了使行波管降温的时间，解决了卫星行波管热真空试验过程中的一个技术难题。另外，行波管平台与升降机构之间设有隔热垫，减少行波管平台的热量损失。还有，行波管平台由不锈钢或铜制成，换热管采用铜管或不锈钢管，铜及不锈钢的导热性能优良，保证行波管与行波管平台之间较高的换热效率；冷媒管道与换热管之间通过金属软管连接，便于行波管平台调整位置；热沉拆卸时只需将波纹管法兰与过渡法兰之间拆开即可，既方便、快捷，又安全、可靠，并且不会对原设备造成损伤，避免浪费。
图I是本实用新型卫星行波管热真空试验系统的结构示意图；图2是本实用新型卫星行波管热真空试验系统真空容器的剖视图；图3是本实用新型卫星行波管热真空试验系统热沉冷媒管与真空容器连接部分的剖视图。
具体实施方式
如图I所示，本实用新型卫星行波管热真空试验系统，包括真空容器1，真空容器I连接有真空抽气机组11和真空抽气控制系统12，如图2所示，真空容器I内设有红外加热装置2，红外加热装置2与真空容器I之间设有热沉3，红外加热装置2内设有行波管平台4，行波管平台4上设有固定孔，行波管平台4固定于升降机构5上，行波管平台4与所述升降机构5之间设有隔热垫6，隔热垫6由聚四氟乙烯制成，行波管平台4为中空式腔体结构，其中空腔内设有换热管，换热管采用铜管或不锈钢管，换热管通过冷媒管道41与制冷机组42连接，冷媒管道41与换热管之间通过金属软管连接，以方便安装行波管时行波管平台4位置的调整，制冷机组42位于所述真空容器I外，制冷机组42连接有冷媒流量控制装置43，行波管平台4由不锈钢或铜制成，具有导热性好、真空放气率低、焊接性能优良等特点。如图3所示，热沉3上带有冷媒管31，真空容器I上设有冷媒管31的进出口，进出口末端带有真空容器法兰13，冷媒管31上进出真空容器I的位置处外壁套有波纹管32，波纹管32远离真空容器I的一端与冷媒管31之间相互焊接，波纹管32靠近真空容器I的一端带有波纹管法兰321，波纹管法兰321与真空容器法兰13同心设置并且波纹管法兰321位于真空容器法兰13内腔，过渡法兰7位于波纹管法兰321的轴向外侧，波纹管法兰321与过渡法兰7通过螺钉8可拆卸连接，过渡法兰7与真空容器法兰13之间通过卡钳9可拆卸连接，波纹管法兰321与过渡法兰7之间及过渡法兰7与真空容器法兰13之间均设有密封圈。在试验过程中，将试件行波管通过行波管平台4上的固定孔固定于行波管平台4上，通过真空抽气控制系统12控制真空抽气机组11对真空容器I进行抽真空,达到试验所需I. 3X 10_3Pa真空度，然后通过红外加热装置2对行波管7进行热流加热，使得行波管7在试验要求时间内温度达到+70°C的高温热浸区；再通过热沉3和通入冷媒的行波管平台4对行波管7进行循环冷却，使得行波管7在试验要求时间内从+70°C高温热浸区降温到_35°C低温热浸区；采用本实用新型的行波管热真空试验系统，使得行波管7在+70°C高温区到_35°C低温区的热循环过程中，行波管从_35°C高温区升到+70°C低温区，当高温热浸试验时间达到时，停止热流加热，再从+70°C高温区降到-35°C低温区，用时均小于3小·时，热真空试验过程中温控精度达到±0. 3°C，均优于试验技术要求。需要拆卸热沉时，只需拆下螺钉8，即可将冷媒管31从真空容器I上拆下，将热沉3从真空容器I中拉出，维修或更换。本实用新型卫星行波管热真空试验系统适用于发热功率几十瓦至数百瓦的卫星行波管热真空试验。以上所述实施例仅仅是对本实用新型的优选实施方式进行描述，并非对本实用新型的范围进行限定，在不脱离本实用新型设计精神的前提下，本领域普通工程技术人员对本实用新型的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本实用新型的权利要求书确定的保护范围内。
权利要求1.一种卫星行波管热真空试验系统，包括真空容器(I)、热沉(3)，真空容器(I)内设有行波管平台(4)，行波管平台(4)上设有固定孔，行波管平台(4)固定于升降机构(5)上，其特征在于所述行波管平台(4)为中空式腔体结构，其中空腔内设有换热管，所述换热管通过冷媒管道(41)与制冷机组(42 )连接，所述制冷机组(42 )位于所述真空容器(I)外。
2.如权利要求I所述的卫星行波管热真空试验系统，其特征在于所述制冷机组(42)连接有冷媒流量控制装置(43 )。
3.如权利要求2所述的卫星行波管热真空试验系统，其特征在于所述行波管平台(4)与所述升降机构(5 )之间设有隔热垫(6 )。
4.如权利要求3所述的卫星行波管热真空试验系统，其特征在于所述隔热垫(6)由聚四氟乙烯制成。
5.如权利要求4所述的卫星行波管热真空试验系统，其特征在于所述行波管平台(4)由不锈钢或铜制成。
6.如权利要求5所述的卫星行波管热真空试验系统，其特征在于所述冷媒管道(41)与换热管之间通过金属软管连接。
7.如权利要求6所述的卫星行波管热真空试验系统，其特征在于所述换热管采用铜管或不锈钢管。
8.如权利要求7所述的卫星行波管热真空试验系统，其特征在于所述热沉(3)上带有冷媒管(31)，真空容器(I)上设有冷媒管(31)的进出口，进出口末端带有真空容器法兰(13)，冷媒管(31)上进出真空容器(I)的位置处外壁套有波纹管(32)，波纹管(32)远离真空容器(I)的一端与冷媒管(31)之间相互焊接，波纹管(32 )靠近真空容器(I)的一端带有波纹管法兰(321)，所述波纹管法兰(321)与真空容器法兰(13)同心设置并且波纹管法兰(321)位于真空容器法兰(13)内腔，波纹管法兰(321)可拆卸连接有过渡法兰(7)，过渡法兰(7)位于波纹管法兰(321)的轴向外侧，过渡法兰(7)与真空容器法兰(13)之间可拆卸连接，波纹管法兰(321)与过渡法兰(7)之间及过渡法兰(7)与真空容器法兰(13)之间均设有密封装置。
9.如权利要求8所述的卫星行波管热真空试验系统，其特征在于所述波纹管法兰(321)与过渡法兰(7)之间通过螺钉(8)相连接。
10.如权利要求9所述的卫星行波管热真空试验系统，其特征在于所述过渡法兰(7)与真空容器法兰(13 )之间通过卡钳(9 )相连接。
专利摘要一种卫星行波管热真空试验系统，包括真空容器，真空容器内设有行波管平台，行波管平台固定于升降机构上，其中，所述行波管平台为中空式腔体结构，其中空腔内设有换热管，所述换热管通过冷媒管道与制冷机组连接，所述制冷机组位于所述真空容器外。本实用新型的卫星行波管热真空试验系统行波管与行波管平台之间通过热传导的方式换热，极大地提高了行波管平台与试件之间的换热效率，缩短了使行波管降温的时间，解决了卫星行波管热真空试验过程中的一个技术难题。
文档编号G01R31/24GK202748445SQ201220400638
公开日2013年2月20日 申请日期2012年8月13日 优先权日2012年8月13日
发明者程广河 申请人:北京合丰天成科技有限公司