热真空试验

摘要： 为降低真空环境下产品的控温风险,以热真空试验的控温系统为研究对象,分析串级PID温度控制原理,在串级PID控制算法基础上进行多分区及参数自整定,提出一种适用于大滞后性系统的产品控温方法。试验验证结果表明,应用此控温方法对某卫星功率放大器热真空试验进行控温,实现了较高的精度(达到±0.5°C)和较小的超调量(仅0.7°C),升、降温速率≥1.5°C/mm。

摘要： 红外高光谱大气探测仪Ⅱ型(HIRAS-Ⅱ)是一台傅里叶变换光谱仪,搭载于世界首颗民用晨昏轨道气象卫星FY-3E上,其研制过程在FY-3D/HIRAS-I产品基础上,重点提升了探测器灵敏度、光谱和辐射定标精度等方面。仪器发射前进行了全面的热真空定标试验,其中非线性订正作为辐射定标过程的重要环节,对辐射定标精度具有重要影响。针对HIRAS-Ⅱ长波和中波1红外探测器产生的非线性效应,通过缩放带内光谱对原始数据作非线性订正,采用最小化不同温度点复原光谱各波数点的响应度分布和最小化变温黑体定标偏差分布两种方法推导非线性系数。对比辐射定标数据作非线性订正前后的光谱亮温偏差,结果表明,经过非线性订正后的辐射定标精度得到了明显提升。

摘要： 文章制定了航天器结构板表面污染物成分鉴定与来源解析的技术方案,并根据该方案采用衰减全反射傅里叶变换红外光谱(Attenuated Total Reflection Fourier Transform Infrared,ATR-FTIR)检测技术对航天器热真空试验后结构板表面的白色污染物进行成分鉴定,结果表明污染物的主要成分为酰胺类物质。将疑似污染物来源物质的ATR-FTIR光谱图与污染物光谱图进行对比分析,推断出航天器结构板表面污染物来源于热真空试验过程中含胶热缩管内层的热熔胶,并通过验证试验证明了污染物来源推断的正确性。研究可为航天器污染物的预防和控制提供技术支持。

摘要： 星载多工器是卫星有效载荷分系统中的关键部件;须对其在热真空环境下的插入损耗、波动等射频性能进行准确测量,以真实反映产品的应用性能.经过分析多工器测试系统原理组成以及导致多工器热真空试验测试数据不准确及不稳定的各项因素,确定测试电缆性能随温度变化是影响多工器热真空试验测试精度的主要因素后,给出5种改进方法,包括:以参考电缆辅助说明测试电缆变化;采用波导阵测试系统;测试电缆实施热控包覆;运用时域分析计算并剔除测试电缆变化;测试电缆多通道实时校准.最后,汇总对比这些改进方法的应用效果,推荐测试电缆多通道实时校准为最佳,为行业提高星载多工器的热真空试验测试精度提供参考.

摘要： 为将低等级探测器应用于宇航等高可靠性应用环境,对探测器进行可靠性环境试验考核至关重要.本文提出了一种探测器的热真空实验方法,对多种型号星载探测器进行热真空环境考核试验,通过对比热真空环境试验前后探测器的相对光谱响应率、暗电流、制冷器驱动电流、探测器制冷特性等参数的变化,分析各型号探测器热真空环境的适应性,从而在早期暴露可能存在质量及其他缺陷的产品,筛选出性能最优产品用于宇航产品.试验结果表明,参试的探测器在热真空环境试验考核和筛选之后的各项性能指标满足设计要求,具有很好的可靠性,可以满足航天载荷应用需求.

摘要： 对于大功率反射面天线体制多通道高分辨率星载合成孔径雷达(SAR),传统风冷散热热真空试验存在多通道幅相一致性难以保证,以及微放电隐患较大、可验证性低的问题.为此,文章提出应用水冷散热的星载SAR热真空试验设计.首先,设计水冷散热星载SAR热真空试验测试模式和测试系统;然后,梳理多通道成像和测试安全性等热真空试验特点;最后,从测试设备特性、系统链路、热控设计等多个方面重点分析多通道幅相一致性和大功率传输及散热等设计关键点.通过设备测试检验和热控仿真分析进行验证,结果表明:热真空试验设计能够满足星载SAR热真空试验测试的通道幅相要求,同时可以提高测试安全性,证明了水冷散热应用于星载SAR热真空试验的可行性和优势.

摘要： 为了提高大功率通信卫星整星热真空试验的控温精度、降低控温风险,设计了一种应用PID闭环控制技术对星上热管网络进行闭环控温进而对整星温度进行自动控制的方法.在某大功率通信卫星整星热真空试验中,进行了星上典型热分区的PID参数自整定试验,并参考自整定试验结果确定了星上PID自动控温参数,应用PID闭环自动控温方法对卫星进行整个热真空试验过程的自动控温,控温精度达到±0.5°C,满足试验控温要求,提高了试验控温的准确性与安全性.

摘要： 目的 提高卫星热真空试验的热电偶实施效率,提升实施结果和试验结果的一致性.方法 基于逆向思维的方法,将正常流程中后实施的星上工作转移至星下提前实施,即首先完成热电偶的分区和路径规划工作,再在星下完成热电偶的模板制作和焊连电连接器工作,最后在星上完成热电偶的粘贴工作.结果 实现了星上工作星下化,星下工作辅线化,辅线工作单元化,并在卫星热真空试验中成功应用.结论 工艺方法合理可行,操作方便,主线工作效率提升267%,现场实施一致性提高,并降低了热电偶引线损伤的可能性.%Objective To improve the implementation efficiency of thermocouple for satellite thermal vacuum test, and im-prove the consistency of implementation result and test result. Methods The on-satellite tasks in normal process weretransferredto off-satellite operation star in advance based on reverse thinking. Firstly, partition and path planning of the thermocouple was completed. Secondly, template of thermocouple were made and welded to the electric connectors. Finally, the thermocouple was pasted onto the satellite. Results Off-satellite operation for the on-satellite tasks, subordinate line operation for the off-satellite tasks, and unit operation for the subordinate line were achieved and were successfully applied in the thermal vacuum test of satellite. Conclusion The technique is reasonable, feasible and easy to operate. In this way, the efficiency of the principle line is increased by 267%, thus improving the consistency of on-site implementation and reducing the possibility of damaging the lead of thermocouple.

摘要： 在航天器进行热真空试验的过程中,航天器内部的气体压力是影响试验进程、乃至航天器设备安全的重要参数之一.电子设备的测试必须避开这些真空放电区,否则将给航天器造成巨大的损害.本文对4颗航天器实际真空热试验中环模容器与航天器内气体压力变化的曲线进行初步分析,建立了分子流态下星体内真空度等效性的理论模型,并进行计算,给出了环模容器避开星内设备低气压放电区的气体压力条件的建议.

摘要： 本文在LabVIEW平台的基础上设计并开发了一套基于Modbus RTU协议的热真空试验温控系统,该控制方法即结合了LabVIEW平台软件开发的灵活性,又结合了和控制器进行串口通讯的稳定性.该温控系统方法在热真空试验温控系统中进行测试,达到预期目标,控温效果好,功能性强,系统稳定性高。

摘要： 随着深空探测和载人航天、高分对地观测项目的逐步深入，航天器热平衡试验和热真空试验的要求越来越来越高，要实现低温工况热流准确模拟以及提高环模设备的低温降温能力，必须在环模设备设计、试验方案设计、试验工装设计、试验设备管理等方面重视低温环境模拟及其降温实现。本文介绍的几种常见措施，在试验中得到了部分应用，效果明显，可供参考。但限于产品及环模设备、工装等技术状态复杂，进行详细的热控分析有较大困难。在实际应用时，应尽可能同时采用多种措施，节约成本，缩短试验周期，避免试验条件无法满足甚至试验中断。

摘要： 太阳电池板热真空试验具有较强的非线性，难以建立系统的解析式模型。本课题采用不依赖于精确数学模型的模糊控制，试验结果表明，本模糊控制算法可以很好的解决这个问题，在实际试验时，通过细化控制经验，可以减少试验过程中的人为干预，提高试验自动化水平。

摘要： 热真空试验设备主要为航天产品组件提供高真空、冷热环境及冷黑背景,模拟航天器及其组件在轨各种模式下的工作性能指标是否满足设计要求.热真空设备主要模拟空间两个参数,即高真空环境和冷热环境.本文介绍了VM1000型热真空试验设备的参数设计指标、设备组成及设备研制过程,并对设备的进行真空、温度等相关性能参数的测试,验证设计参数是否满足要求.

摘要： 以某小卫星热真空试验为研究对象，建立其参加热真空试验的热仿真模型，对试验过程进行了仿真分析，预示了试验的过程，通过与试验数据的比较得到了比较完善的热分析模型。对热真空试验中红外加热笼采用单/双面发黑两种设计对热试验的影响进行了分析，利用热分析模型对采用两种设计的红外茏的试验过程进行了仿真，结果表明单面发黑以减小覆盖系数的设计方案对热试验具有更好的的适应性.

摘要： 从美国NASA新一代载人航天器猎户座飞船地面验证试验出发,介绍NASA格伦研究中心的振动、噪声以及热真空试验系统,其中包括大推力三轴六自由度振动试验系统(MVF)、大型混响室、大型真空罐的系统组成和试验能力.通过与国内试验能力进行比较,指出我国航天器地面验证试验的欠缺和不足,并为我国航天器环境验证试验提出了建议与发展方向.

摘要： 为满足我国首个卷筒式伸杆机构热真空试验需求,研制了一套真空高低温环境下水平展开的零重力补偿装置试验系统.本文介绍了该试验设备的技术指标和系统组成,分析了关键要素并进行了试验验证.结果表明,卷筒式伸杆机构空间环境模拟装置的工作原理可行、设计方案合理、各项技术指标均满足设计要求,已顺利完成了电磁监测卫星卷筒式伸杆机构热真空试验,满足了地面水平展开试验的测试需求.作为卷筒式伸杆机构测试的关键设备,使得我国首个卷筒式伸杆机构研制取得阶段性成功奠定了坚实的基础,使得产品研制能力迈上了一个新台阶.

摘要： 航天器部组件在总装和部装前需要按照规定进行真空环境下的多次冷热交变考核,以检验部组件耐受高低温和真空环境的工作性能是否满足飞行需求.由于部组件的工作机理不同、表面热特性、安装方式、质量等有很大差异,对于有降温速率较快或冷浸温度目标值较低要求的试验,实施结果经常无法满足任务书要求.本文针对影响产品低温实现的因素进行了分析,给出了增强降温能力的措施.

摘要： 为进一步改善空间用氢镍电池的热设计，降低电池组的轴向温差，对电池壳体以及卡套的结构进行了设计改进，同时引入新的结构件材料(镁合金)来提高电池组散热能力;改进后的电池组件进行了热学仿真分析、经验公式的定性分析、低真空温差试验和电池组热真空试验,验证结果表明，电池组轴向温差与改进前相比降低了39%，电池组的热设计得到了大幅度改善。

摘要： 本发明公开了一种用于长寿命催化剂高真空模拟热试的真空试验装置，包括由真空试验舱、真空缓冲罐、罗茨真空泵、滑阀真空泵、真空插板阀、尾气处理单元等部分。本发明可为20N及以下真空推力器提供极限真空度为5×10-2Pa的真空环境。

摘要： 本实用新型公开了一种用于航天器真空热试验的不锈钢板式热沉结构，该热沉结构包括两块不锈钢板，一块平板上模压出若干个凹坑，在凹坑底部背面与另一块平板通过点焊连接，两层板材周边焊接密封，并根据不同真空热试验设备的空间分布设置液氮管路的进液口和出液口，并在液氮管路进出口位置实施密封焊接，以保证液氮可以在板材的夹层间流通。本实用新型的热沉具有高强度、高耐腐蚀性特点，并具有较长的使用寿命，热沉整体漏率优于5×10-11Pa·m3/s。

摘要： 本发明公开了一种用于热真空试验的热沉的温度控制系统，主要包括制冷系统、载冷剂冷却器、载冷剂加热与温控系统、循环泵、载冷剂缓冲容器及热沉系统，载冷剂加热与温控系统包括分别用于主热沉加热和温度控制的载冷剂加热器与温度控制器和用于辅热沉加热和温度控制的载冷剂加热器和温度控制器，以通过它们对进入到热沉中的载冷剂温度进行控制。本发明也公开了温度控制方法。与现有技术相比，本发明能够对热沉温度进行定点调节，不需要红外电加热设备即可实现试验件的温度调节及控制，简化了系统，提高了控温精度。

摘要： 本发明公开了一种真空箱置于恒温箱内的热真空试验装置，包括恒温箱、真空箱、带梯形槽的不锈钢底板、真空抽气系统、磁流体密封轴、驱动加载装置和被测工件，真空箱、带梯形槽的不锈钢底板、磁流体密封轴、驱动加载装置和被测工件均在恒温箱内，真空箱、驱动加载装置和被测工件设置在带梯形槽的不锈钢底板上，所述驱动加载装置设置在真空箱外部，所述被测工件设置在真空箱内部，磁流体密封轴设置在真空箱和驱动加载装置之间，用于连接真空箱内的被测工件和真空箱外的驱动加载装置，本发明将真空箱、驱动加载装置和被测工件设置在带梯形槽的不锈钢底板上，无需各个安装平台的姿态调整，简化了调节机构和调节过程，提高了系统刚度，从而提高了试验精度。

摘要： 本发明公开了一种加热装置置于真空箱箱壁的热真空试验装置，包括真空箱、试验底板、第一底板、第二底板、真空箱底板、真空抽气系统、磁流体密封轴、驱动加载装置和被测工件，第一底板、第二底板和真空箱底板均通过螺栓安装在试验底板上，驱动加载装置安装在第一底板和第二底板上，真空箱安装在真空箱底板上，被测工件设置在真空箱内部，安装在真空箱底板上，磁流体密封轴设置在真空箱和驱动加载装置之间，用于连接真空箱内的被测工件和真空箱外的驱动加载装置；本发明安装过程中不需要进行各个安装平台的姿态调整，简化了调节机构和调节过程，提高了系统刚度，从而提高了试验精度。

摘要： 本发明提供了一种红外灯阵加热及活动热沉装置和太阳电池板热真空试验方法，包括：真空罐、红外灯阵、铝合金挡板、太阳电池板、活动热沉、程控直流电源、温度数据采集器和温度控制计算机；红外灯阵、铝合金挡板、太阳电池板以及活动热沉均安装在真空罐内；红外灯阵通过支撑件安装在太阳电池板的正面；铝合金挡板布置在红外灯阵和太阳电池板的四周；活动热沉安装在太阳电池板的背面；程控直流电源与真空罐连接，太阳电池板与温度数据采集器连接，温度数据采集器和温度控制计算机互连，程控直流电源与温度控制计算机互连。本发明解决了太阳电池板热真空试验时无法精准控制电池板温度的问题，提高了试验结果的可靠性。

摘要： 本发明涉及热真空环境测试技术领域，具体涉及一种用于天线热真空试验的热控结构及方法。本发明通过设置温控箱对红外温度测试仪进行隔离，同时通过笼体对吸波暗箱进行隔离，在保证航天器天线热真空试验的温度达到‑150°C～150°C范围时，红外温度测试仪和吸波暗箱处还能保持其正常的工作温度和气压，满足了航天器天线的热真空试验条件，通过试验达到的测试结果更加准确可靠。

摘要： 本发明公开了一种用于热真空试验的热沉的温度控制系统，主要包括制冷系统、载冷剂冷却器、载冷剂加热与温控系统、循环泵、载冷剂缓冲容器及热沉系统，载冷剂加热与温控系统包括分别用于主热沉加热和温度控制的载冷剂加热器与温度控制器和用于辅热沉加热和温度控制的载冷剂加热器和温度控制器，以通过它们对进入到热沉中的载冷剂温度进行控制。本发明也公开了温度控制方法。与现有技术相比，本发明能够对热沉温度进行定点调节，不需要红外电加热设备即可实现试验件的温度调节及控制，简化了系统，提高了控温精度。

摘要： 本实用新型公开了一种真空箱置于恒温箱内的热真空试验装置，包括恒温箱、真空箱、带梯形槽的不锈钢底板、真空抽气系统、磁流体密封轴、驱动加载装置和被测工件，真空箱、带梯形槽的不锈钢底板、磁流体密封轴、驱动加载装置和被测工件均在恒温箱内，真空箱、驱动加载装置和被测工件设置在带梯形槽的不锈钢底板上，所述驱动加载装置设置在真空箱外部，所述被测工件设置在真空箱内部，磁流体密封轴设置在真空箱和驱动加载装置之间，本实用新型将真空箱、驱动加载装置和被测工件设置在带梯形槽的不锈钢底板上，无需各个安装平台的姿态调整，简化了调节机构和调节过程，提高了系统刚度，从而提高了试验精度。

摘要： 本实用新型公开了一种加热装置置于真空箱箱壁的热真空试验装置，包括真空箱、试验底板、第一底板、第二底板、真空箱底板、真空抽气系统、磁流体密封轴、驱动加载装置和被测工件，第一底板、第二底板和真空箱底板均通过螺栓安装在试验底板上，驱动加载装置安装在第一底板和第二底板上，真空箱安装在真空箱底板上，被测工件设置在真空箱内部，安装在真空箱底板上，磁流体密封轴设置在真空箱和驱动加载装置之间，用于连接真空箱内的被测工件和真空箱外的驱动加载装置；本实用新型安装过程中不需要进行各个安装平台的姿态调整，简化了调节机构和调节过程，提高了系统刚度，从而提高了试验精度。