本发明涉及一种航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置及利用该装置对贮箱金属膜片进行疲劳寿命试验的方法。
背景技术：
金属膜片贮箱是一种常用的航天器推进剂贮箱，能够有效消除外界干扰引起的推进剂晃动。贮箱中的金属膜片将贮箱隔离成气腔和液腔两部分，借助气腔内增压气体对膜片产生挤压，使膜片向液腔方向发生弹塑性变形并移动，将推进剂向贮箱下游出口输送。
航天器在轨飞行时会面临推进系统在一定时期内不需要输出推进剂的情况，如通信卫星等用cmg、动量轮进行姿态控制，又如载人航天器停靠空间站后推进系统停止工作等情况。
推进剂贮箱停止工作期间，受到环境温度变化影响，推进剂会发生热胀冷缩现象，例如四氧化二氮氧化剂在10℃存储温度下的温度体膨胀系数为1.547×10-3/k，若一个贮存200l四氧化二氮的贮箱平均温度提高2℃，则推进剂体积增加0.6l。0.6l的体积增加会导致贮箱膜片发生塑性变形。
航天器在轨长期飞行期间的外热流受到太阳入射角(β角)、阳照/阴影交替、航天器舱体间遮挡等因素的综合影响，温度变化次数往往达数千次，例如轨道高度350km的航天器每1.5小时经历一次阴影阳照交替，则在轨飞行1年内将经历4240次温度变化，必然会导致推进剂体积高周次变化，进而引起贮箱膜片疲劳失效。贮箱膜片疲劳破损导致的贮箱气腔-液腔贯通将使恒压挤压式推进剂贮箱整体失效，危及航天器在轨运行安全。
为此，在金属膜片贮箱研制过程中，必须获得在推进剂剩余量一定情况下的贮箱膜片疲劳破损前的推进剂体积波动次数，即贮箱膜片疲劳寿命，用以评估贮箱是否满足在轨飞行任务要求。
通常来讲，通过对加注一定量推进剂的贮箱进行电加热温度控制，创造温度交变环境，引起推进剂体积膨胀收缩，在膜片疲劳破裂前，通过记录温度交变次数获得测量膜片疲劳寿命。
考虑到航天器推进剂贮箱在轨运行时面临真空、失重等复杂空间环境，推进剂的对流换热、传导换热等条件在地面试验时模拟难度较大。另一方面，推进剂贮箱在轨运行时的电加热温度控制系统加热功率只有30w～60w，200l推进剂升高2℃所需加热时长约1小时。对于低轨航天器推进剂贮箱在轨飞行1～2年、温度波动次数6000次～12000次来讲，要获得6000次以上的寿命需要开展6000小时(约合250天)试验。同时，为了减小试验子样数，往往需要在地面进行8倍以上的寿命验证，因此单台贮箱膜片疲劳寿命试验总时长将达到数年，显然是工程研制所无法接受的。可见，通过电加热创造推进剂体积周期性膨胀收缩的条件无法满足快速获得金属膜片贮箱膜片疲劳寿命。
技术实现要素：
本发明的目的在于解决上述问题，提供一种可以快速、准确地获得航天器贮箱金属膜片疲劳寿命的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，以及利用该装置对贮箱金属膜片进行寿命试验的方法。
为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，包括：推进剂贮箱、压力监测系统、驱动压缩装置、管路以及阀门组件；
所述推进剂贮箱包括上半球和下半球，所述上半球和所述下半球之间为可拆装结构；
所述阀门组件包括第一截止阀和第二截止阀；
所述管路包括第一管路、第二管路和第三管路；
所述第一截止阀设置在连接所述上半球的所述第一管路上；
所述驱动压缩装置设置在连接所述下半球的所述第二管路的端部；
所述第二截止阀设置在连通所述第二管路的所述第三管路上；
所述压力监测系统连接所述第二管路。
根据本发明的一个方面，所述上半球上设置有用于连接所述第一管路的增压气体入口。
根据本发明的一个方面，所述下半球上设置有用于连接所述第二管路的推进剂出口。
根据本发明的一个方面，所述压力监测系统包括：
压力传感器，设置在所述第二管路上；
压力采集器，与所述压力传感器电连接，用于为所述压力传感器供电并且测量由所述压力传感器采集到的压力信号；
工控机，与所述压力采集器电连接，用于实时记录压力测量数据。
根据本发明的一个方面，所述驱动压缩装置包括：
压缩机，连接所述第二管路的端部；
减速齿轮，减速比为n，连接所述压缩机，用于驱动所述压缩机动作；
步进电机，转速为ω，连接所述减速齿轮，用于驱动所述减速齿轮带动所述压缩机动作；
步进电机控制器，控制所述步进电机动作。
根据本发明的一个方面，所述压缩机为活塞-曲柄式压缩机。
根据本发明的一个方面，所述第一截止阀和所述第二截止阀为手动机械式截止阀。
为实现上述发明目的，本发明还提供一种利用上述航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置对贮箱金属膜片进行寿命试验的方法，包括以下步骤：
a.将待测金属膜片安装于上半球和下半球之间，金属膜片与上半球之间形成推进剂贮箱的气腔，金属膜片与下半球之间形成推进剂贮箱的液腔；
b.调节压缩机中曲柄和连杆的位置，使压缩机中活塞的行程能够满足充入下半球中工质体积波动的要求；
c.开启压力监控系统，同时设置步进电机的转速；
d.对液腔、压缩机的液缸以及管路进行抽真空处理；
e.向管路和液腔充入工质，记录充入工质的体积为v1；
f.向气腔内充入高压氮气挤压金属膜片，然后记录第二截止阀出口处流出的工质体积v2，直到液腔内剩余体积达到试验所需体积v0＝v1-v2；
g.打开第一截止阀，使气腔与大气连通，通过工控机记录压力传感器此时的大气压p1；
h.启动步进电机，记录电机启动时间t1，通过工控机记录每一个工作循环下的管路的压力最大值，直至记录到金属膜片破裂时管路的压力最大值p2等于p1时，表明储箱膜片已发生疲劳破损，此时步进电机的运行时间为t2，根据公式公式n＝(δt×ω)/n求出金属膜片的疲劳寿命。
根据本发明的根据本发明的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置及试验方法取得有益效果是：可以快速、准确获得航天器贮箱金属膜片疲劳寿命，显著提高推进剂贮箱膜片疲劳寿命试验效率、缩短试验周期。
此外，本试验装置不仅可以测量航天器用贮箱金属膜片的疲劳寿命，也可以测量金属膜盒贮箱、流体回路储能器等航天产品的疲劳寿命，具备通用性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性表示根据本发明的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置的结构布置图；
图2示意性表示根据本发明的推进剂贮箱的结构布置的正面剖视图；
图3示意性表示根据本发明图2中的a部放大图；
图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的驱动压缩装置的结构布置图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
图1示意性表示根据本发明的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置的结构布置图。如图1所示，根据本发明的一种实施方式的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置包括推进剂贮箱1、压力监测系统2、驱动压缩装置3、管路4和阀门组件5。
在本实施方式中，推进剂贮箱1整体呈球形体，其由上半球101和下半球组成，上半球101和下半球102之间为可拆装的结构。如图1所示，待测贮箱金属膜片安装在根据本发明的试验装置中时，安装位置位于上半球101和下半球102的大概结合部位置，即推进剂贮箱1的中间位置。在本发明中，待测贮箱金属膜片是先与下半球102固定连接，连接好以后将上半球101扣合在其上，与下半球102和金属膜片构成的组合体相连接。在本发明中，将待测金属膜片安装在推进剂贮箱1中以后，金属膜片与推进剂贮箱1的上半球101之间形成用于充气的气腔，金属膜片与推进剂贮箱1的下半球102之间形成用于充入液体推进剂的液腔。在本发明中的试验装置在进行试验时，因为航天器推进剂一般为一甲基肼、四氧化二氮等易燃易爆、有毒、强腐蚀液体，出于安全性考虑，采用纯净水、乙二醇水溶液等作为工质替代航天器推进剂进行试验。
图2示意性表示根据本发明的推进剂贮箱的结构布置的正面剖视图；图3示意性表示根据本发明图2中的a部放大图。
如图2和图3所示，下半球102上设置有支撑环6，在本实施方式中，支撑环6是通过法兰和螺丝固定在下半球102上的。待测贮箱金属膜片通过支撑环固定在下半球102上，然后再将上半球101与下半球102扣合连接。图2所示的是金属膜片置于推进剂贮箱1内为充入压力气体时的状态，所以推进剂贮箱1内的气腔体积较小。
如图1所示，阀门组件5包括第一截止阀501和第二截止阀502。管路4包括第一管路401、第二管路402和第三管路403。在本实施方式中，第一管路401是与上半球101连接的，如图2所示，上半球101上设置有一个增压气体入口1011，第一管路401即是通过此增压气体入口1011与上半球101相互连通。在本实施方式中，第一截止阀501设置在第一管路401上，用于控制推进剂贮箱1的气腔与大气或者外接高压气体的连通和隔离。在本实施方式中，第二管路402和第三管路403相互连接并且连通，第二管路402的一端与下半球102连通，而另一端则与驱动压缩装置3连接。如图2所示，下半球102上设置有一个推进剂出口4021，第二管路402即是通过此推进剂出口4021与下半球102相互连通。如图1所示，第二截止阀502设置在第三管路403上，用于控制工质的加注或者排放。在本实施方式中，第一截止阀501和第二截止阀502为手动机械式截止阀。当然，在本发明中，第一截止阀501和第二截止阀502也可以为其他任何形式的截止阀，只要能够起到控制管路通断的作用即属于本发明技术方案的限定范围。
在本实施方式中，压力监测系统2连接第二管路402，用于实时监测第二管路402和液腔中工质的压力。如图1所示，压力监测系统2包括压力传感器201、压力采集器202和工控机203。在本实施方式中，压力传感器201设置在第二管路402上，用于监测第二管路402中的液体压力。压力采集器202与压力传感器201电连接，用于为压力传感器201供电并且测量由压力传感器201采集到的压力信号。工控机203与压力采集器202电连接，用于实时记录由压力采集器202测得的压力数据。如此设置使得根据本发明的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置能够随时感知液腔和管路中液体的压力变化，使得试验具有保障，并且试验结果精准。
如图1所示，驱动压缩装置3包括压缩机301、减速齿轮302、步进电机303和步进电机控制器304。在本实施方式中，压缩机301连接第二管路402的端部。减速齿轮302连接压缩机301，用于驱动压缩机301动作。步进电机控制器304用于控制步进电机303动作，从而驱动减速齿轮302带动压缩机301动作。
图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的驱动压缩装置的结构布置图。如图4所示，在本实施方式中，压缩机301为活塞-曲柄式压缩机，即压缩机301具有液缸3011、位于液缸3011中能够往复移动的活塞3012、与活塞3012连接的连杆3013以及与连杆3013连接的曲柄3014。如图3所示，第二管路402的端部与液缸3011连通。
根据本发明的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置的上述结构设置，本发明还提供一种利用该试验装置进行寿命试验的方法，包括以下步骤：
a.将待测金属膜片安装于上半球101和下半球102之间，金属膜片与上半球101之间形成推进剂贮箱1的气腔，金属膜片与下半球102之间形成推进剂贮箱1的液腔；
b.调节压缩机301中曲柄和连杆的接合点位置s，使压缩机301中活塞的行程δs能够满足充入下半球102中工质体积波动δv的要求；
c.开启压力监控系统2，同时设置步进电机303的转速ω；
d.关闭第一截止阀501，外接抽真空设备连接第二截止阀502的出口，打开第二截止阀502，启动抽真空设备对液腔、压缩机301的液缸3011以及管路4进行抽真空处理；
e.抽真空完成后，关闭第二截止阀502，移除抽真空设备，将加注设备与第二截止阀502的出口连接，打开第二截止阀502，通过加注设备向管路4和液腔充入工质，记录充入工质的体积为v1；
f.工质加注完成后，关闭第二截止阀502，移除加注设备，在第二截止阀502出口处放置一个量杯，并且将量杯放在电子秤上，向气腔内充入高压氮气挤压金属膜片，然后计算第二截止阀502出口处流出的工质(流入量杯的工质)体积v2，直到液腔内剩余体积达到试验所需体积v0＝v1-v2，此时关闭第一截止阀501，停止充入氮气；
在此步骤中，通过将高压氮气瓶经减压阀连接到贮箱气腔的第一截止阀501的出口，打开第一截止阀501，打开高压氮气瓶阀门，气瓶输出的氮气经减压阀减压后送到气腔中，气腔内的压力升高后挤压金属膜片向下(即向液腔方向)移动，液腔中的工质收到挤压后通过第二截止阀502的出口流出至量杯中。
g.打开第一截止阀501，使气腔与大气连通，通过工控机203记录压力传感器201此时的大气压p1；
h.启动步进电机303，记录电机启动时间t1，通过工控机203记录每一个工作循环下的管路4的压力最大值，直至记录到管路4的压力最大值p2等于p1，表明金属膜片发生疲劳破裂，此时步进电机303的运行时间为t2，根据疲劳寿命公式求出金属膜片的疲劳寿命。
根据本发明的一种实施方式，在上述b步骤中，液缸直径为
根据本发明的上述方法，实际上，步进电机303启动后，压缩机301的3012活塞每往复一次，贮箱金属膜片在工质的推动下就波动一次，管路4内液体压力由高到低波动一次。当金属膜片因疲劳而破裂时，贮箱液腔与气腔连通，管路4内最高压力必然降低，则通过读取工控机203获得的压力变化数据可获得膜片破裂的确切时间t2(即膜片破裂时步进电机303的运行时间)，从而获得膜片完好的时间长度δt＝t2-t1(单位：min)，结合电机转速ω、齿轮减速比n可获得膜片破裂前经历的推进剂体积波动次数n，从而获得膜片疲劳寿命，疲劳寿命计算公式为：n＝(δt×ω)/n。
根据本发明的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置及试验方法，可以快速、准确获得航天器贮箱金属膜片疲劳寿命，显著提高推进剂贮箱膜片疲劳寿命试验效率、缩短试验周期。
本试验装置不仅可以测量航天器用贮箱金属膜片的疲劳寿命，也可以测量金属膜盒贮箱、流体回路储能器等航天产品的疲劳寿命。
以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。