大型航天器机构常压温度梯度试验系统的制作方法

本发明属于航天器地面热试验领域，具体涉及一种航天器地面常压温度梯度试验系统与相应方法，通过在地面常压环境下实现大型机构的温度梯度模拟及相应热、力特性测试。

背景技术：

随着我国航天任务的多样化和航天型号的发展，出于航天器对地观测、通信等的要求，越来越多的航天器装备了以展开桁架、大型展开天线、机械臂等为代表的大型展开机构，其上通常具有大量运动部件甚至单机设备，为了对其在极端温度环境下的工作能力进行验证并对早期缺陷进行筛除，通常使用常压热循环设备进行验证。

近些年来，随着航天器大型机构上载荷的精密化，其对机构本身的精度亦提出了严铬的要求，国外诸多在轨异常及故障表明，当大型机构整体处于允许温度范围内，但其上存在较大温度梯度，继而引起热变形时，亦可能对其上载荷的成像、通信等正常功能产生极大影响，如何确保大型机构在允许工作范围内，但本身存在较大温度梯度时的工作状态进行验证亦成为尚需解决的难题之一。美国《星座计划环境鉴定和验收试验要求》等标准中亦提及若机械结构、太阳电池翼、光学部件等有需求，则应当进行温度梯度试验(Thermal Gradient Test)，但该标准中仅提及使用真空环模设备进行该类试验，对于现在10m以上的大型机构已经很难适用，存在成本高、实施复杂等问题。

中国发明专利“CN201210270054.0载人航天器常压热试验系统及方法”已提及在常压环境下模拟载人航天器舱外热流以达到对舱内热设计进行验 证考核的目的，但其仅针对具有密封舱的航天器，不能适用于航天器大型机构的极端温度梯度下的力学测量。而目前在真空热试验中使用的相应测试设备均难以适应于常压热试验环境，如非接触测温、形变测量系统难以承受直接强制对流换热的高低温影响；红外灯阵、加热片等加热手段需要考虑强制对流带走的大量热，可能导致加热能力不足等问题。

因此，设计和发明一种可在常压下对大型机构温度梯度实现低成本、快速模拟，并对其热、力性能进行测试的系统具有积极的现实意义。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种在常压环境下实现航天器大型结构在温度梯度下实现测量的系统和方法，满足未来航天器大型结构的试验、测试需求，并兼具一定的扩展能力。

为解决上述问题，本发明采用的技术方案如下：

大型航天器机构常压温度梯度试验系统，包括常压试验设备、温度测量系统、温度梯度控制系统、力学特性测量系统、重力卸载系统、运动模拟工装及支撑设备，常压试验设备提供对试件及其它系统的支撑、容纳功能并具有±100℃以上的温度模拟范围及3℃/min以上的升降温速率；温度测量系统由温度传感器、电连接器、电缆、参考点、多路转换开关、数据采集设备及采集控制器构成，在大型机构表面及工装固定温度传感器，连接相应电缆后，由外部数据采集设备进行采集，提供500点以上的温度测量能力；温度梯度模拟系统由加热装置、电缆、电连接器、程控电源及相应机柜、温度梯度控制控制器构成，单个机柜及配套电缆实现15路以上的加热能力，控制器对试件温度进行计算，得出各个回路需要的电流；力学特性测量主要由应变片、电缆、电连接器及相应采集设备、控制器构成；非接触测量系统包括红外热成像仪、光学形变测量仪，均设置于密封筒体内，通过风机驱动常温空气与之进行对流换热维持其处于工作温度内，重力系统使用悬吊卸载系统，对试件悬挂满足零重力下形变模拟的要求，并进行试件的极端温度零重 力展开试验；工装及支撑设备安装于容器内，为试件、加热装置、零重力悬吊提供支撑，并为电缆、非接触测温等设备提供安装接口。

其中，常压试验设备具有30m²以上容积。

其中，加热装置为加热片或红外石英灯。

其中，力学特性测量由接触式应变测量及非接触形变测量构成，其中接触式应变测量系统主要由应变片、电缆、电连接器及相应采集设备、控制器构成，在试验中进行试件表面应变的采集。

其中，光学形变测量系统使用双相机成像方式进行形变测量。

进一步地，非接触测温、形变测量相机均设置于密封筒体内，通过Y27系列穿墙密封电连接器在保证密封性的基础上实现与容器外控制器的连接，并通过风机驱动常温空气与常压试验设备进行对流换热维持其处于工作温度内。

其中，常压试验设备外的高纯氮供给通过高纯氮管路对红外热成像仪、光学形变测量仪进行冷却。

其中，程控电源由多台程控电源组成。

其中，运动模拟工装具有红外灯阵的随动加热功能，由红外灯阵、支架、伺服电机系统组成。

其中，密封筒包括金属筒体，两端设置有密封法兰，前密封法兰固定锗玻璃或石英玻璃，穿墙电连接器固定于后密封法兰上，提供信号、供电的传输能力。

本发明大型航天器机构常压温度梯度试验系统及方法相对于真空温度梯度试验，具有结构简单、实施便捷、成本较低等问题，解决了大型机构很难在地面进行温度梯度试验的问题。利用常压设备实现较低的背景温度，在此之上分别对机构上各处具有温度要求的点进行加热，使其达到要求的温度梯度，并使用系统中的接触、非接触力学特性测量手段进行测量，满足了相关型号的需求。

附图说明

图.1为本发明的大型航天器机构常压温度梯度试验系统图，图中，101为现有航天器大型常压热试验设备；102、103分别为常压热试验系统的送风口和回风口；104为试件；105为加热设备(红外灯阵)；106为运动模拟工装，可以实现红外灯阵与试件的协同展开试验能力；107为重力卸载系统，可以实现试件的零重力试验；108为光学形变测量系统，可在高低温环境下对试件的形变进行测量；109为红外热成像系统，可在高低温环境下对试件整体的温度场进行测量；110为高纯氮管路，111为高纯氮供给，通过向光学形变测量和红外热成像系统供常温高纯氮气以保证其温度在一定范围内；112为加热电缆，113为测量电缆，114为测量机柜，由数采仪器和多路转换开关等构成，115为程控电源，由多台程控电源组成。

图2为本发明的大型航天器机构常压温度梯度试验系统中的温度测量系统与温度梯度控制系统的电连接示意图，图中，105为加热装置，201为热电偶温度传感器，202为热电偶测温系统中的铂电阻参考点，112为加热电缆，113为测量电缆，115为程控电源，207为多路转换开关，208为数采设备(207与208均位于114测量机柜内)，209为交换机，210为终端控制器，211为数据交互服务器。

图3为本发明的大型航天器机构常压温度梯度试验系统中的非接触温度测量系统与非接触形变测量系统外部的密封筒示意图，301为锗玻璃(非接触温度测量系统)或石英玻璃(非接触形变测量系统)，固定于前法兰上，302为金属筒体，由不锈钢制成，前后具有密封法兰，303为穿墙电连接器，固定于后法兰上，提供信号、供电的传输能力，304为内部的热像仪或测量摄像机，305为换热进气管路，通过管路供给常温纯氮气，306为测量控制器，完成仪器的测量、控制功能。

图4为利用本发明的大型航天器机构常压温度梯度试验系统进行试验的流程图。

具体实施方式

以下参照附图对本发明的大型航天器机构常压温度梯度试验系统及方法进行详细说明，但该描述仅仅示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。

图1为本发明的大型航天器机构常压温度梯度试验系统图，如图1中所示，本发明的大型航天器机构常压温度梯度试验系统包含用于容纳大型航天器机构试件的常压温度循环设备101以及设备内部设置的温度梯度控制系统(例如红外热成像系统109)、温度测量系统、力学特性测量系统(包括光学形变测量系统108)、重力卸载系统107及运动模拟工装106等。常压试验设备101提供对试件104及其它系统的支撑、容纳功能并具有±100℃以上的温度模拟范围及3℃/min以上的升降温速率；温度测量系统由温度传感器、电连接器、测量电缆113、参考点、多路转换开关、数据采集设备及采集控制器构成，在大型机构表面及工装固定温度传感器，连接相应测量电缆113后，由外部数据采集设备进行采集，提供500点以上的温度测量能力；温度梯度模拟系统由加热装置105(例如红外灯阵)、电缆、电连接器、程控电源115及相应测量机柜114、温度梯度控制控制器构成，单个机柜114及配套电缆实现115路以上的加热能力，控制器对试件温度进行计算，得出各个回路需要的电流；力学特性测量系统主要由应变片、电缆、电连接器及相应采集设备、控制器构成；非接触测量系统包括红外热成像仪109、光学形变测量仪108，均设置于密封筒体内，通过风机驱动常温空气经由进风口102和出风口103与常压温度循环设备101进行对流换热维持其处于工作温度内，重力卸载系统107使用悬吊卸载系统，对试件104悬挂满足零重力下形变模拟的要求，并进行试件104的极端温度零重力展开试验；工装及支撑设备安装于容器内，为试件、加热装置、零重力悬吊提供支撑，并为供电电缆112、非接触测温等设备提供安装接口。

如图2为测控连接，如图中所见使用基于热电偶201和参考点202的方 式进行测温，并使用多路转换开关207、数采仪器208的方式实现多路温度数据采集，使用网络交换机209实现整系统的链接，通过服务器211实现数据交互，在计算机210上进行试验状态的调整。

如图3为图1中非接触测温、非接触形变测量的系统，其中前玻璃301、金属筒体302、相机或热像仪304固定完成后，安装尾部电连接器303，与舱外测量控制器306连接，并安装通风换热管路305，在试验中进行测量。

在具体实施中，常压温度循环系统使用现有的常压温度循环箱，通常可具有3m以上试件的试验能力，依据试件所需的尺寸、所需模拟的温度范围、升降温速率、洁净度、隔振等参数进行选取；温度梯度控制系统主要由灯阵或加热片等加热设备(如使用中国专利CN200720305004.6，题目为“一种用于航天器真空热试验中的单灯及由其构成的红外灯阵”中的红外灯阵作为加热装置进行加热)、供电线缆使用30芯电缆、电连接器使用Y2-36系列电连接器、程控电源在一具体实施中选取安捷伦N5750电源、控制控制器构成，其中加热设备的功率、布局需要根据试验件所需的试验条件进行设计，并针对到达功率、均匀性等关键参数进行基于光线追踪的辐射热计算分析、验证，计算中应当考虑常压温度循环箱内部强制对流所带走的热量，以确保可使试件达到所要求的温度梯度。

在另一具体实施方式中，加热装置还可以设置加热片来代替红外灯阵。

温度测量系统使用基于热电偶+参考点的接触式温度测量系统及基于红外热成像的非接触测温系统，其中接触式温度测量系统包括热电偶、电缆、铂电阻参考点、多路转换开关、数采设备、采集控制器等，其均为现有热试验设备，根据所需测量点数选取(参见郭赣.真空热试验的温度测量系统[J].航天器环境工程.2009,Vol.26(2):33-36)；非接触式测温系统由多套热成像仪(如使用专利“CN201210321279.4一种红外热像仪低温测温的辐射定标方法”及专利CN201110417131.6用于真空低温环境的红外热波检测系统中的热诚成像仪)、保护工装、云台、电缆、控制控制器组成，在试验中可对试 件全表面温度进行测量。

力学特性测量系统主要根据所需测量的参数选取，其中应变测量系统一般包括应变片(选用航天11院生产的耐低温应变片)、电缆、应变仪等，可根据需要点数进行选取，非接触测量系统具有接触形变测量系统(可参考蒋山平等.真空低温环境下卫星天线变形摄影测量技术[R].光学工程.2013 Vol.4)，其中的低温测量使用中国专利“CN201210321279.4一种红外热像仪低温测温的辐射定标方法”及专利CN201110417131.6用于真空低温环境的红外热波检测系统进行；

运动模拟工装用于完成红外灯阵的随动加热等功能，由红外灯阵、支架、伺服电机系统等组成，可以在试验中实现同步移动(可参考孙兴华等.真空热试验红外加热笼运动驱动系统设计.装备环境工程.2014,Vol.2)。

重力卸载系统与工装系统与试件外形、所需试验类型有关，需要根据试验要求进行设计

如图4为典型的航天器大型机构温度梯度试验方法，包括如下步骤：

根据轨道热分析结果或试验输入，建立热分析模型，一般使用Thermal Desktop软件进行，模型中需要包括常压试验设备、试件、加热设备、工装等，根据设备条件通过准则数分析确定强制对流带走的热量，针对试件的最极端状态进行仿真(一般包括最高温、最低温、最大温度梯度)，确保设计能满足试验条件并具有一定的余量；

根据试验所需测量范围、测量点数选取测量系统，含数采设备、应变仪、热电偶、应变片等；

根据试件等重量设计工装、悬吊系统，确保系统能承受重量并具有一定余量，根据需要安装非接触温度测量及非接触形变测量系统，调整可视角度；

试验准备，将各个系统组合，连接电连接器，并进行相应测试；

试验开机，一般需要根据设备操作规程进行；

调整常压设备温度为设备低温值；

启动温度梯度控制系统，程序根据需要调整机构各个部位温度至预定值，系统控制试件表面温度梯度与要求值一致；

若需要模拟系统在极端温度梯度下的展开、移动等能力，启动试件内的移动机构，并启动系统内的运动工装，使红外灯阵与试件随动，达到同步加热的目的；

达到温度拉偏范围后，对系统在极端温度梯度下的力学特性进行测试，如应力、形变等特性，并保存数据；

进行下一工况模拟，完成后进行停机、数据分析。

北京卫星环境工程研究所已经针对某3m以上试件开展试验，通过本专利所述方法设计了加热、测量系统，在300mm左右范围内实现了60℃以上的温度梯度，并维持在改温度梯度(误差<±2℃)的条件下进行了应变、应力测量，达到了试验目的，验证了系统的功能与性能。

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，我们可以依据本发明的构想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仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范围之内。