本发明属于航天器大型微波天线地面真空热试验技术领域，具体来说，本发明涉及一种用于航天器与天线联合真空热试验所用的两舱测试连接系统，用于大型微波天线参加航天器整器真空热试验时两舱连通同步测试。
背景技术：
航天器真空热试验是在规定的真空与热循环条件下验证航天器各种性能与功能的试验。它是航天器正样研制阶段多项环境模拟试验中的重要试验之一。试验的主要目的是使航天器在真空与热循环条件下暴露航天器的材料和制造工艺缺陷、排除早期失效，从而大大提高了航天器在轨运行的可靠性。
航天器热真空试验中，在模拟太空冷黑背景的同时需要对航天器上组件的温度进行控制，并进行航天器性能综合测试，测试项目的覆盖性对于提高航天器研制质量，确保任务成功非常必要。
随着我国航天器技术的发展，在航天器真空热试验中，对大型微波天线与航天器进行联合真空热试验同步测试的需求越来越多，进行航天器与天线地面试验同步测试研究工作，对于丰富航天器地面试验手段，提高航天器部组件地面真空热试验测试覆盖性有重要意义。
航天器与天线进行联合真空热试验同步测试是指航天器与天线在相同的真空低温环境下同步进行热平衡热真空试验，并进行相关的性能综合测试，该测试与在轨状态较一致；由于大型微波天线尺寸太大而空间环境模拟器尺寸有限，无法将航天器与天线置于同一容器内进行试验，需要使用两个空间环境模拟舱来分别放置航天器与天线，并通过两舱测试连接系统将两舱连通，实现大型微波天线与航天器联合真空热试验的同步试验测试。
两舱测试连接系统可推广到所有两舱并行试验测试中，具有广阔的应用前景，对于提高航天器真空热试验技术水平，提高整星及分系统热试验测试的全面性及覆盖性具有重要意义。
技术实现要素：
本发明的发明目的是提供一种用于航天器与大型微波天线在地面进行联合真空热试验用的两舱测试连接系统，该系统在多个空间模拟舱中能够获得相同的冷黑背景环境，进行航天器与大型微波天线的联合真空热试验，并进行同步性能综合测试，保证天线模拟在轨工作状态，提高航天器整器及天线测试的真实性。
本发明目的是通过如下技术方案实现的：
用于航天器与大型微波天线联合真空热试验的两舱测试连接系统，主要包括两舱真空连通装置、辅助支架、高频信号传输单元、加热单元和测量单元，其中，两舱真空连通装置由不锈钢硬管本体、本体两端分别连接的不锈钢波纹管连接端口组成，不锈钢硬管本体管路内部设置有高频信号传输单元和支撑高频信号传输单元的不锈钢架，不锈钢架采取九宫格式的密封管路散热结构，高频信号传输单元两端通过穿舱电缆经波纹管分别通入两舱，连接天线与航天器本体，实现真空热试验的同步测试；真空连通装置下方安装两个辅助支架，支架为不锈钢材质，具有水平调节功能；真空连通装置的不锈钢本体管路和两端的波纹管管路外表面都均匀分布粘贴加热单元，且在每块加热区域处对应粘贴一温度测量单元，利用程控电源供电进行温度反馈控制；通过在两舱真空连通装置的筒壁内表面及穿舱电缆上均匀布置测量单元，对整个装置进行实时温度监测。
其中，两舱真空连通装置中间本体为不锈钢硬管，占装置总长度的80％，两端为不锈钢波纹管，占装置总长度20％。
其中，不锈钢硬管与不锈钢波纹管之间采用氩弧焊接而成。
其中，两舱真空连通装置内部安装完高频信号传输单元后确保装置内部有效直径大于133mm，保证大气压1Pa量级时装置内部空间仍为粘滞流。
其中，密封管路散热结构经过打磨光滑处理，确保对高频信号传输单元具备保护、承重及有效散热的功能。
其中，辅助支架包括两个，均为不锈钢材质，并通过凹槽卡口与真空连通装置连接并紧固；支架中部安装有标准水平尺，下部为可调节式底座，使支架具备水平调节功能。
其中，高频信号传输单元由高频信号电缆和电连接器组成，电缆采用0.5mm2的屏蔽双绞铜线制成，外部包裹芳纶护套；电连接器类型根据天线与航天器测试需求特别选配；根据热分析计算，对信号电缆进行部分拆除芳纶处理，便于散热。
其中，加热单元由红外加热器、程控电源、加热电缆和上位机控制系统组成。红外加热器均匀粘贴于两舱真空连接装置外表面，程控电源通过加热器对两舱真空连通装置实行闭环温度控制，保证系统工作温度均匀性，上位机控制系统采用无超调跟踪控温算法实现系统精准控温。
其中，测量单元由热电偶、3706数采、测量电缆和上位机测量系统组成，热电偶均匀布置于装置内表面外边缘、外表面及信号传输电缆上，主要用于整个装置的温度监测及控温反馈。
本发明通过对两舱测试连接系统进行组合结构设计，结合无超调温度跟踪控制方法，解决了大型微波天线参加航天器整器真空热试验时两舱连通同步测试的技术难点，在具有大型微波天线或其它类型微波载荷的航天器进行两舱联合真空热试验时，能够满足航天器与微波载荷同步测试需求，使航天器及微波载荷得到全面考核。
附图说明
图1为本发明的适用于航天器与天线联合真空热试验的两舱测试连接系统的结构示意图。
其中，1为不锈钢硬管本体；2为不锈钢波纹管连接端子；3为辅助支架；4为水平调节旋钮；5为水平尺；6为红外加热片；9为连接支架，连接支架两端与支架3铰接，
图2本发明的不锈钢硬管本体中的密封管路散热结构示意图。
其中，7为高频信号传输单元；8为不锈钢散热支架。
具体实施方式
以下介绍的是作为本发明所述内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明的所述内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。
本发明是用于航天器与大型微波天线联合真空热试验时的进行同步测试的两舱测试连接系统，结构如图1所示，用于航天器与大型微波天线联合真空热试验的两舱测试连接系统，主要包括两舱真空连通装置、辅助支架、高频信号传输单元、加热单元和测量单元，其中，两舱真空连通装置由不锈钢硬管本体1和不锈钢波纹管连接端子2组成，管路内部为用于高频信号传输单元支撑的不锈钢架8，采取九宫格式散热设计；两舱真空连通装置下方安装两个辅助支架3，为不锈钢材质，支架中部装有水平尺5，支架底座为水平调节旋钮4，具有水平调节功能；真空连通装置外表面均匀分布粘贴红外加热片6，为保证温度控制效果，在每块加热区域处粘贴一个温度测量点，利用程控电源供电进行温度反馈控制；在装置内筒外边缘面及穿舱电缆上均匀布置测量点，对整个装置进行实时温度监测；高频信号传输单元7连接天线与航天器本体，实现真空热试验的同步测试。
在一实施方式中，两舱真空连通装置中间本体为不锈钢硬管，占装置总长度的80％，两端为不锈钢波纹管，占装置总长度20％；不锈钢硬管与不锈钢波纹管之间采用氩弧焊接而成；两舱真空连通装置焊接完成后要进行检漏，确保焊接处及整个装置的密封性能良好；两舱真空连通装置内部安装完高频信号传输单元后确保装置内部有效直径大于133mm，保证大气压1Pa量级时装置内部空间仍为粘滞流，以保证两舱粗抽阶段的真空同步性。
在一实施方式中，密封管路散热结构采取九宫格式设计，材质为不锈钢架，需经过打磨光滑处理，确保对高频信号传输单元具备保护、承重及有效散热等功能。
在图2中，显示了本发明的不锈钢硬管本体中的密封管路散热结构示意图。其中，该密封管路散热结构具有九宫格式的结构，对高频信号传输单元的信号电缆进行热分析计算，根据信号电缆在密封管路内发热均匀分布的原则进行电缆排布。
在一实施方式中，辅助支架分两个，均为不锈钢材质，并通过凹槽卡口与真空连通装置连接，并用螺钉紧固；支架中部安装有标准水平尺，下部为可调节式底座，使支架具备水平调节功能。
在一实施方式中，高频信号传输单元由高频信号电缆和电连接器组成，电缆采用0.5mm2的屏蔽双绞铜线制成，外部包裹芳纶护套；电连接器类型根据天线与航天器测试需求特别选配；根据热分析计算，对信号电缆进行部分拆除芳纶处理，便于散热。
在一实施方式中，加热单元由红外加热器、程控电源、加热电缆和上位机控制系统组成。红外加热器均匀粘贴于两舱真空连接装置外表面，并在每个加热区域粘贴测量点，程控电源通过加热器对两舱真空连通装置实行闭环温度控制，保证系统工作温度均匀性，上位机控制系统采用无超调跟踪控温算法实现系统精准控温。
在一实施方式中，测量单元由热电偶、3706数采、测量电缆和上位机测量系统组成，热电偶均匀布置于装置内表面外边缘、外表面及信号传输电缆上，主要用于整个装置的温度监测及控温反馈。
在具体实施过程中，根据两舱对接法兰的距离确定两舱真空连通装置尺寸，根据对接法兰口的尺寸确定两舱真空连通装置波纹管连接端口的尺寸。根据高频信号传输单元具体工作要求设计加热装置加热功率，按照均匀性计算结果确定加热装置安装布局。
在真空热试验期间，根据两舱测试连通系统温度控制特性，设计对应于加热装置的控制程序，温度采用热电偶测量，通过调整加热装置供电电流来控制装置温度。
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，本领域的技术人员可以依据本发明的精神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在未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明保护范围之内。