航天器真空热试验装置的制作方法

[0001]
本实用新型涉及航空航天技术领域，特别涉及一种航天器真空热试验装置。


背景技术：

[0002]
为验证航天器在空间环境下的整体功能，保证航天器在轨可靠运行，要求所有航天器在地面研制阶段必须进行真空热试验考核。航天器地面真空热试验主要分为热平衡试验和热真空试验，前者以验证热控设计正确性为主要目的，重点考核热控系统维持星上各仪器设备在规定的工作温度范围内的能力，考核装星热控产品工作性能以及各种热控措施的有效性，完善热分析物理模型并为热真空试验高低温温度保持范围进行预示；后者以考核星上各仪器设备在真空条件下耐受高、低温及温度交变的能力，提早暴露星上单机、原材料、元器件及工艺缺陷，获取在不同温度环境条件下测试数据为主。
[0003]
航天器真空热试验是航天器研制工作中的重要环节，其试验目的决定了它的重要性、特殊性和风险性，试验流程复杂、试验成本高、执行周期长是其显著特点。随着我国航空航天事业的快速发展，要求航天器研制周期逐渐缩短，而整星级真空热试验所花费的时间普遍较长，成为制约航天器研制生产能力的重要因素。因此，如何在保证试验精度、尽量减小试验误差的前提下提高试验效率、缩短试验周期，是长期以来人们一直致力于解决的关键问题。
[0004]
通常情况下，影响真空热试验精度及效率的因素主要有以下几个方面：
[0005]
在热平衡试验中，由于支撑工装受热沉影响温度较低，且与航天器本体直接接触，因此会产生漏热，从而影响航天器温度达到稳定判据的时间以及热平衡试验结果的准确性；
[0006]
在热真空试验温度拉升阶段，航天器上热容较大、无主动热控区域内的单机升温速率较慢，达到热真空试验规定的高温保持温度范围所需时间较长；个别单机设备甚至无法达到热真空试验高温保持温度下限，发生欠试验；
[0007]
在真空热试验所有工况结束后的回温阶段，为防止出现结露现象而导致航天器上电子设备损坏，需等真空设备内各部分温度回复到常温后才可以打开真空设备大门。由于真空设备导轨热容较大，回温速率最慢，对于大型真空设备通常需要2～3天的时间，严重影响试验进度。


技术实现要素：

[0008]
本实用新型的目的在于提供一种航天器真空热试验装置，以解决现有的航天器真空热试验试验效率低的问题。
[0009]
本实用新型的目的还在于提供一种航天器真空热试验装置，以解决现有的航天器真空热试验试验精度低的问题。
[0010]
为解决上述技术问题，本实用新型提供一种航天器真空热试验装置，包括真空舱，所述真空舱容置导轨、导轨之上的支撑工装、以及支撑工装之上的航天器，还包括：
[0011]
第一温度调节装置，被布置在所述支撑工装与所述航天器的连接端部；
[0012]
第二温度调节装置，被布置在所述航天器的大热容区域，所述航天器的大热容区域的热容大于阈值；
[0013]
第三温度调节装置，被布置在导轨上。
[0014]
可选的，在所述的航天器真空热试验装置中，所述第一温度调节装置、所述第二温度调节装置及所述第三温度调节装置包括粘贴接触式加热器和温度传感器。
[0015]
可选的，在所述的航天器真空热试验装置中，
[0016]
所述粘贴接触式加热器包括聚酰亚胺薄膜电加热器；
[0017]
所述粘贴接触式加热器包括主加热器和备份加热器；
[0018]
所述粘贴接触式加热器的粘贴剂为硅橡胶或聚酰亚胺双面胶；
[0019]
所述温度传感器包括热电偶、热敏电阻或铂电阻。
[0020]
可选的，在所述的航天器真空热试验装置中，所述第一温度调节装置在热平衡试验时将支撑工装的温度调节为该试验工况下航天器本体温度。
[0021]
可选的，在所述的航天器真空热试验装置中，所述第二温度调节装置在热真空试验时将所述大热容区域的温度调节为单机高温保持范围的下限值。
[0022]
可选的，在所述的航天器真空热试验装置中，所述第三温度调节装置在真空热试验各个工况结束后的回温阶段将导轨的温度调节为常温。
[0023]
可选的，在所述的航天器真空热试验装置中，所述大热容区域包括所述航天器的顶面。
[0024]
在本实用新型提供的航天器真空热试验装置中，通过第一温度调节装置布置在支撑工装与航天器的连接端部，第二温度调节装置布置在航天器的大热容区域，航天器的大热容区域的热容大于阈值，第三温度调节装置布置在导轨上，实现了第一温度调节装置对支撑工装与航天器的连接端部进行温度调节，避免支撑工装漏热影响航天器真空热试验试验精度的缺陷，第二温度调节装置对大热容区域进行温度调节，使其尽快达到温度要求，第三温度调节装置对导轨进行温度调节，使其在回温阶段尽快回温，避免了航天器真空热试验试验效率低的缺陷。
[0025]
具体的，在所述航天器热平衡试验阶段，为使得航天器温度能够尽快达到温度稳定判据要求，同时减小因漏热造成的试验误差，需将与航天器直接接触的支撑工装温度调整到与航天器本体温度相近。在支撑工装上粘贴接触式加热器以及温度传感器，并进行闭环控温，目标温度为航天器上靠近支撑工装位置处的温度值。
[0026]
进一步的，在所述航天器热真空试验升温阶段，为提高升温速率，避免发生欠试验，可在大热容区域(事先该区域无主动热控)粘贴接触式加热器和温度传感器，当目标温度达到高温保持温度范围低限时，减小相应加热器功率或关闭加热器。
[0027]
更进一步的，在所述真空热试验所有试验工况结束后的回温阶段，真空设备导轨由于热容较大，回温速度最慢，因此可在导轨上粘贴接触式加热器及温度传感器，并根据导轨温度水平适当调节加热功率。当导轨回复至常温时，关闭相应加热器。
附图说明
[0028]
图1是本实用新型一实施例航天器真空热试验装置示意图；
[0029]
图2是本实用新型一实施例第一温度调节装置与支撑工装安装示意图；
[0030]
图3是本实用新型一实施例第二温度调节装置与大热容区域安装示意图；
[0031]
图4是本实用新型一实施例第三温度调节装置与导轨安装示意图；
[0032]
图中所示：
[0033]
100-支撑工装
[0034]
110-支撑工装滚轮
[0035]
120-支撑工装杆件
[0036]
130-第一温度调节装置的粘贴接触式加热器
[0037]
140-第一温度调节装置的温度传感器
[0038]
200-航天器
[0039]
210-航天器任一结构板
[0040]
220-航天器结构板上的大热容区域
[0041]
230-第二温度调节装置的粘贴接触式加热器
[0042]
240-第二温度调节装置的温度传感器
[0043]
300-真空舱
[0044]
310-真空设备热沉
[0045]
320-导轨
[0046]
330-第三温度调节装置的粘贴接触式加热器
[0047]
340-第三温度调节装置的温度传感器。
具体实施方式
[0048]
以下结合附图和具体实施例对本实用新型提出的航天器真空热试验装置作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本实用新型的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本实用新型实施例的目的。
[0049]
另外，除非另行说明，本实用新型的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
[0050]
本实用新型的核心思想在于提供一种航天器真空热试验装置，以解决现有的航天器真空热试验试验效率低的问题。
[0051]
本实用新型的核心思想还在于提供一种航天器真空热试验装置，以解决现有的航天器真空热试验试验精度低的问题。
[0052]
为实现上述思想，本实用新型提供了一种航天器真空热试验装置，包括：包括真空舱，所述真空舱容置导轨、导轨之上的支撑工装、以及支撑工装之上的航天器，还包括：第一温度调节装置，被布置在所述支撑工装与所述航天器的连接端部；第二温度调节装置，被布置在所述航天器的大热容区域，所述航天器的大热容区域的热容大于阈值；第三温度调节装置，被布置在导轨上。
[0053]
本实用新型还提供了一种提高航天器真空热试验精度及效率的热控处理方法，分别在支撑工装100、航天器上大热容区域220(例如，在无主动热控的航天器任一结构板210
处)以及真空设备导轨320上粘贴接触式加热器和温度传感器，对目标区域进行温度控制，解决了支撑工装100漏热影响航天器200温度达到稳定判据的时间以及热平衡试验结果的准确性的问题；还解决了航天器200上热容较大、无主动热控区域内的单机升温速率较慢、易发生欠试验的问题，进一步解决了真空设备导轨320回温速率慢的问题。
[0054]
在本实用新型的一个实施例中，所述接触式加热器通常选择但不仅限于聚酰亚胺薄膜电加热器；
[0055]
在本实用新型的一个实施例中，所述接触式加热器可进行主备份冗余设计；
[0056]
在本实用新型的一个实施例中，所述接触式加热器粘贴剂可选用硅橡胶或聚酰亚胺双面胶；
[0057]
在本实用新型的一个实施例中，所述温度传感器可根据温度范围及精度要求，选择热电偶、热敏电阻或铂电阻等；
[0058]
在本实用新型的一个实施例中，热平衡试验期间将支撑工装温度传感器闭环控温的目标温度设置为该试验工况下航天器本体温度；
[0059]
在本实用新型的一个实施例中，在热真空试验升温阶段，根据各个单机实时温度及升温速率适当调整加热器功率；当区域内单机温度达到高温保持阶段温度范围的下限时，适当减小相应加热器功率或关闭加热器；
[0060]
在本实用新型的一个实施例中，在真空热试验各个工况结束后的回温阶段，监测真空设备导轨温度传感器数据，并适当调整功率大小。当导轨回复至常温时，关闭导轨上接触式加热器。
[0061]
本实用新型通过粘贴接触式加热器和温度传感器，对目标区域进行温度控制，从而提高真空热试验精度及效率。在航天器支撑工装上粘贴接触式加热器和温度传感器，并将目标温度控制在与航天器本体温度相近的水平，能够有效减少支撑工装漏热，提高热平衡试验结果的准确性，并减少温度达到试验工况温度稳定判据的时间；在航天器大热容、无主动热控区域粘贴接触式加热器和温度传感器，能够显著提高热真空试验从低温保持阶段到高温保持阶段的升温速率，节约时间，同时避免个别组件因温度无法达到高温保持温度范围而发生欠试验；在试验设备导轨处粘贴接触式加热器和温度传感器，能够增加回温阶段导轨的回温速率，有效缩短回温时间。
[0062]
本实用新型所用接触式加热器通常(但不限于)为聚酰亚胺薄膜电加热器。加热器尺寸可根据目标区域外形、结构布局进行设计；加热器阻值可根据目标区域热容、温度要求以及控制电源量程范围进行设计；为防止单点失效，提高试验可靠性，加热器可进行主备份设计；加热器粘贴时，粘贴剂可选用硅橡胶或聚酰亚胺双面胶。
[0063]
本实用新型所用温度传感器可根据温度范围及精度要求，选择热电偶、热敏电阻或铂电阻等等。温度传感器数量和位置选择通常参考目标区域内加热器排布，并能够充分表征目标区域温度水平，便于闭环控温。
[0064]
图2为本实用新型的一个较佳实施例中，航天器支撑工装热控处理示意图。在支撑工装杆件120靠近与航天器200接触的位置，第一温度调节装置的粘贴接触式加热器130和温度传感器140，温度控制方式为闭环控温。热平衡试验期间，将闭环控温的目标温度设置为该试验工况下航天器本体温度。
[0065]
图3为本实用新型的一个较佳实施例中，航天器大热容、无主动热控区域热控处理
示意图。在航天器大热容区域220上安装的第二温度调节装置的粘贴触式加热器230和温度传感器240。在热真空试验升温阶段，根据各个单机实时温度及升温速率适当调整加热器功率，当区域内单机温度达到高温保持阶段温度范围的下限时，适当减小相应加热器功率或关闭加热器。
[0066]
图4为本实用新型的一个较佳实施例中，真空设备导轨热控处理示意图。在真空设备导轨320上均匀安装的第三温度调节装置的粘贴接触式加热器330和温度传感器340，粘贴接触式加热器330和温度传感器340交错排列。在真空热试验各个工况结束后的回温阶段，开启接触式加热器330，并监温度度传感器340数据，期间可适当调整接触式加热器330功率大小。当监测到温度传感器340温度已回复至常温，关闭接触式加热器330。
[0067]
综上，上述实施例对航天器真空热试验装置的不同构型进行了详细说明，当然，本实用新型包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本实用新型所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
[0068]
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
[0069]
上述描述仅是对本实用新型较佳实施例的描述，并非对本实用新型范围的任何限定，本实用新型领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。