一种用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统的制作方法

[0001]
本申请涉及航空、航天环境测量、地面试验技术领域，尤其涉及一种用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统。


背景技术：

[0002]
近些年来，随着人类探索宇宙活动的不断深入，多功能、高性能航天器的需求促使装配型中心舱体加可展柔性附件的结构型式得到了广泛的应用。例如大型太阳翼结构、空间桅杆结构、空间在轨构建大型结构、大型桁架等。这种结构具有尺寸大、重量轻、刚度低和热容较小的特点。
[0003]
与地面结构主要承受重力和机械载荷不同，在太空失重环境中，大型空间结构受到太阳、行星和自身仪器等的循环加热冷却，尤其是在进出地球阴影时会受到突变的太阳热流的作用，热载荷环境极其恶劣，结构温差可达200℃以上，不均匀的温度分布将会在结构内部产生不均匀的热应变，进而引发热致结构动态响应(热碾轧、热弹性冲击、热致变形、热诱发振动和热颤振)。为了在地面充分验证大型空间结构抗热致动态响应的能力，必须模拟测量其在轨热致动态响应特性。
[0004]
因此，如何在地面对大型空间结构在轨热致动态特性进行模拟、测试，是航天器验证、试验中必须解决的问题之一。然而，目前的航天器空间环境模拟容器往往针对航天器、分系统、组件的热试验设计，尽管通过泵组、大型容器、红外模拟器等方式可以模拟空间结构的温度变化特性，但缺少快速热流变化下的热致动态响应模拟测量系统，难以对其进行有效的评估。因此，设计和发明一种用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统，对于带有大型空间结构的航天器研制具有重要的现实意义。


技术实现要素：

[0005]
本申请的目的是针对以上问题，提供一种用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统。
[0006]
本申请提供一种用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统，包括真空容器、设置在所述真空容器外部的控制器以及设置在所述真空容器内部的热沉子系统、试验件支架、红外辐射子系统、瞬态热流模拟装置、激光位移测量子系统以及应变测量子系统；
[0007]
所述真空容器，配置用于提供太空压力环境；
[0008]
所述热沉子系统，配置用于模拟太空冷黑环境；
[0009]
所述试验件支架，配置用于固定试验件；
[0010]
所述红外辐射子系统，设置在所述试验件支架的一侧，配置用于模拟试验件在轨所收到的外热流；
[0011]
所述瞬态热流模拟装置，设置在所述试验件支架与所述红外辐射子系统之间，配置用于对所述红外辐射子系统的红外辐射进行遮挡/打开，以模拟空间结构进出地影时所受到的热流照射变化速率；
[0012]
所述激光位移测量子系统，配置用于获取试验件在不同方向上的振动位移随时间的变化曲线，并传送至所述控制器；
[0013]
所述应变测量子系统，配置用于测量试验件的拉应变和剪切应变。
[0014]
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述真空容器内的压力小于10-3
pa。
[0015]
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述热沉子系统通过液氮将热沉温度控制在100k
±
5k。
[0016]
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述红外辐射子系统包括红外支架；所述红外支架上设有多个等间隔排列的抛物面反射罩；所述抛物面反射罩的开口端朝向所述试验件支架；所述抛物面反射罩的焦点处设有红外灯。
[0017]
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述瞬态热流模拟装置包括底座、驱动电机以及遮挡装置；所述驱动电机固定安装在所述底座上，所述遮挡装置为百叶窗结构，包括隔热框架以及平行并列设置在所述隔热框架内的多个隔热挡板；所述隔热挡板通过旋转轴可转动连接在所述隔热框架上；所述驱动电机通过链条以及所述旋转轴驱动所有所述隔热挡板做同步旋转运动。
[0018]
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述激光位移测量子系统包括激光位移计；所述激光位移计安装在所述试验件支架上；所述激光位移计的外壳上粘贴有加热片和温度传感器。
[0019]
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述应变测量子系统包括设置在所述真空容器外部的应变仪以及粘贴在试验件上的多组应变片；所述应变片通过穿舱气密电连接器组与所述应变仪相连接。
[0020]
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述试验件支架安装在隔振导轨上。
[0021]
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述真空容器内还设有摄像子系统；所述摄像子系统配置用于视频监控或机器视觉测量。
[0022]
与现有技术相比，本申请的有益效果：本发明用于大型空间结构热致动态响应特性的地面试验，结构简单、可靠性高，可以模拟大型空间结构快速进出地影时所受到的外热流的变化，对空间结构的热致动态响应特性进行测量，以对空间结构热致动态响应对航天器本体的影响进行验证、评估，解决了在地面对空间结构的热致动态响应进行模拟、测量的关键问题。
附图说明
[0023]
图1为本申请实施例提供的用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统的结构示意图；
[0024]
图2为本申请实施例提供的用于大型空间结构热致动态响应特性的瞬态热流模拟装置的结构示意图。
[0025]
图中所述文字标注表示为：
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1、真空容器；2、抽气子系统；3、热沉子系统；4、试验件支架；5、试验件；6、隔振导轨；7、红外支架；8、抛物面反射罩；9、红外灯；10、瞬态热流模拟装置；11、激光位移计；12、控制器；13、应变片；14、应变仪；15、摄像子系统；16、穿舱气密电连接器组；17、测量线缆；18、热电偶；19、隔热挡板；20、底座；21、链条；22、驱动电机。
具体实施方式
[0027]
为了使本领域技术人员更好地理解本申请的技术方案，下面结合附图对本申请进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本申请的保护范围有任何的限制作用。
[0028]
请参考图1和图2，本实施例提供一种用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统，用于对大型空间结构截断试验件5进行热致振动试验。该试验系统包括真空容器1、设置在所述真空容器1外部的控制器12以及设置在所述真空容器1内部的热沉子系统3、试验件支架4、红外辐射子系统、瞬态热流模拟装置10、激光位移测量子系统以及应变测量子系统。
[0029]
所述真空容器1，配置用于提供试验用的太空压力环境，用于对大型空间结构在轨压力环境的模拟，具体地可通过抽气子系统2来确保真空容器1内的压力保持在10-3
pa以下，从而保证大型空间结构热致动态响应不受空气对流的影响。此处所述抽气子系统2一般由真空机组、管路以及阀组等组成，由于为现有技术，此处不作详细描述。
[0030]
所述热沉子系统3，配置用于模拟大型空间结构在轨所受到的太空冷黑环境；具体地通过液氮将热沉温度控制在100k左右，比如100k
±
5k，从而保证大型空间结构与冷黑背景环境的换热模拟误差小于10％。
[0031]
所述试验件支架4，配置用于固定试验件5；试验支架安装在隔振导轨6上，以保证试验支架不受环境振动干扰。此处所述试验件5用于模拟大型空间结构(比例如空间桁架、大型天线、在轨构建结构等)在轨的热学特性和力学特性，可以截取大型空间结构的局部结构作为试验件5，即截断试验件，当试验件5为截断试验件时，需要在试验件5的端部增加配重以等效整体试验件的力学特性，保证试验件5的基频和大型空间结构的基频相一致。试验件5的受热流直射面和非直射面均粘贴有热电偶18，以测量试验件5的温度变化。
[0032]
所述红外辐射子系统，设置在所述试验件支架4的一侧，配置用于模拟试验件5在轨所受到的外热流情况；所述红外辐射子系统包括红外支架7；所述红外支架7上设有多个等间隔排列的抛物面反射罩8；反射罩采用抛物面形式设计，且在其表面进行镀金处理，有利于保证红外灯9对试验件5的照射具有准直特性；所述抛物面反射罩8的开口端朝向所述试验件支架4；所述抛物面反射罩8的焦点处设有红外灯9。
[0033]
请进一步参考图2，所述瞬态热流模拟装置10，设置在所述试验件支架4与所述红外辐射子系统之间，配置用于对所述红外辐射子系统的红外辐射进行遮挡/打开，以模拟空间结构进出地影时所受到的热流照射变化速率。具体地，所述瞬态热流模拟装置10包括底座20、驱动电机22以及遮挡装置；所述驱动电机22为速度可控的步进电机，固定安装在所述底座20上；所述遮挡装置为百叶窗结构，包括隔热框架以及平行并列设置在所述隔热框架内的多个隔热挡板19；所述隔热挡板19通过旋转轴可转动连接在所述隔热框架上，在使用时，驱动电机22的输出轴通过链条21以及旋转轴驱动所有隔热挡板19做同步旋转运动，从而遮挡/打开红外灯9的照射，从而模拟大型空间结构快速进出地影时所受到的外热流的变化。
[0034]
所述激光位移测量子系统，配置用于获取试验件5在不同方向上的振动位移随时间的变化曲线，并传送至所述控制器12，以获取试验件5在真空热环境下的热致动态响应特性。所述激光位移测量子系统采用poe供电接口，包括激光位移计11；所述激光位移计11安
装在所述试验件支架4上，但不局限于不知在试验件5位移的最大处，为保证激光位移计11在真空环境下的使用性能，需要做如下处理：所述激光位移计11的外壳上粘贴有加热片和温度传感器，此处温度传感器可以为热电偶传感器或者是热敏电阻传感器，通过温度传感器测量得到的温度数据来控制加热片的加热功率，以保证激光位移计11在低温环境时的温度仍保持在工作温度范围。
[0035]
所述应变测量子系统，配置用于测量试验件5的应变数据，例如拉应变和剪切应变。所述应变测量子系统包括设置在所述真空容器1外部的应变仪14以及粘贴在试验件5上的多组二轴电阻应变片13；此处的应变片13为能适用于高低温环境的应变片13，并采取高温固化处理，以保证应变片13与试验件5之间的粘结。所述应变片13通过穿舱气密电连接器组16与所述应变仪14相连接，来对试验件5所承受的拉应变和剪切应变进行测量。
[0036]
进一步的，所述真空容器1内还设有摄像子系统15；所述摄像子系统15配置用于视频监控或机器视觉测量。所述摄像子系统15可以为监控相机，用于视频监控，对试验件5的状态进行监控和记录；所述摄像子系统15还可以为机器视觉相机或高速相机，用于机器视觉测量，具体地可根据具体测量需求来选择，比如通过多组机器视觉相机对多层隔热组件表面粘贴的靶点进行位移测量，可选取千兆以太网接口的basler相机等。
[0037]
进一步的，所述穿舱气密电连接器组16设置在所述真空容器1的器壁上，所述穿舱气密电连接器组16包括多个电连接器，电连接器的数量视需要而定，电连接器型号可以选择y27a
ⅲ-
2237tklw、y27a
ⅲ-
2237zjb4h和y27a
ⅲ-
2237tk1l等，穿舱气密电连接器组16可在保证真空容器1气密性的前提下保证电路的连通。
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激光位移计11、摄像子系统15以及热电偶18均通过测量线缆17以及穿舱气密电连接器组16与位于真空容器1外部的控制器12相连接，测量线缆17位于真空容器1内的部分为聚四氟乙烯以太网电缆，以适应100k左右的低温环境。本实施例中控制器12为计算机。
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本申请实施例提供的用于大型空间结构热致动态响应特性的试验系统，用于大型空间结构热致动态响应特性的地面试验，结构简单、可靠性高，可以模拟大型空间结构快速进出地影时所受到的外热流的变化，对空间结构的热致动态响应特性进行测量，以对空间结构热致动态响应对航天器本体的影响进行验证、评估，解决了在地面对空间结构的热致动态响应进行模拟、测量的关键问题。
[0040]
本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。以上所述仅是本申请的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本申请的保护范围。