CN106644801A - 航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备；包括：低温舱和高温舱；低温舱和高温舱之间设置有圆筒型的直线型连通通道，连通通道内设置有由隔热板制成的开关闸门；抽真空装置的抽气嘴分别与低温舱、高温舱连通；传输机构包括传输杆，传输杆的第一端的端面上固定连接有样品架；传输杆的第二端与动力传输机构连接；用于为低温舱和高温舱充氮气的充气装置；控制系统包括用于检测低温舱内真空度的第一真空度检测仪、用于检测高温舱内真空度的第二真空度检测仪、用于检测样品架位置的第一位置传感器和第二位置传感器、用于检测航天太阳电池温度的温度传感器、位于高温舱内的原位检测装置、以及控制终端。
Description
技术领域
本发明属于航天产品地面考核验证技术领域，特别是涉及一种空间航天器用元器件、原材料等组件用高低温冲击试验台，尤其适用于空间用太阳电池阵产品。
背景技术
由于空间航天器太阳电池阵表面积大且直接暴露在空间环境中，其在轨工作时需要抵御各种严酷的空间环境考验，其中太阳电池阵在随飞行器进入和飞出地球遮挡区域时经历的高低温变化就会对其工作寿命产生严重影响。根据在轨遥测数据显示，低轨太阳电池阵表面温度变化范围在-100℃～+130℃，高轨太阳电池阵的温度变化范围在-170℃～+75℃，某些特殊任务的太阳电池阵温度变化范围可达-170℃～+150℃。在此条件下太阳阵表面的玻璃盖片、金属汇流条、导线等材料极其容易受到温度交变影响而产生热疲劳，从而降低太阳电池阵的使用寿命。
新研产品、新研型号以及继承型号的技术状态更改在实现工程应用之前，均必须根据其在轨工作环境温度范围及设计寿命进行高低温循环试验。因此，太阳电池阵试件及其元器件、原材料的高低温冲击试验是航天产品研制必备的常规试验之一。
目前共知的高低温冲击试验设备主要有两大类，分别可进行真空状态和常压状态下的温度冲击试验，可进行常压下冲击试验的设备温度范围为-170℃～120℃，基本可以满足航天产品试验需求，但由于不能进行真空状态下冲击试验，不能完全模拟空间环境真实状态；可进行真空状态下冲击试验的设备最低温度仅能达到-120℃，不能满足高轨道卫星温度冲击试验要求。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：提供一种航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，该航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备为空间产品提供快速温度冲击试验条件，可满足不同任务需求的航天器产品进行组件级高低温冲击试验。
本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：
一种航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，至少包括：
低温舱(1)和高温舱(3)；所述低温舱(1)和高温舱(3)之间设置有圆筒型的直线型连通通道，在该连通通道内设置有由隔热板制成的开关闸门；所述低温舱(1)内的下限温度为-175℃；所述高温舱(3)内的上限温度为200℃；所述高温舱(3)的升温速率为0～40℃/min；所述高温舱(3)侧壁开有一个供样品进出的圆形通孔；所述圆形通孔的中心与连通通道的中心轴位于同一直线上；所述高温舱(3)设置有照明光源；
抽真空装置(2)；所述抽真空装置(2)的抽气嘴分别与低温舱(1)、高温舱(3)连通；
传输机构(4)；所述传输机构(4)包括在上述通孔内自由伸缩的传输杆，所述传输杆的第一端的端面上固定连接有样品架；所述传输杆的第二端与动力传输机构连接；所述传输杆外层设置有螺纹管，所述螺纹管的一端与圆形通孔四周的高温舱(3)侧壁固定连接；所述螺纹管的另一端与传输杆的第二端固定连接；
用于为低温舱(1)和高温舱(3)进行充氮气的充气装置；
控制系统(5)；所述控制系统(5)包括用于检测低温舱(1)内真空度的第一真空度检测仪、用于检测高温舱(3)内真空度的第二真空度检测仪、用于检测样品架位置的第一位置传感器和第二位置传感器、用于检测航天太阳电池温度的温度传感器、位于高温舱(3)内的原位检测装置、以及控制终端；所述第一位置传感器位于低温舱(1)内；所述第二位置传感器位于高温舱(3)内；所述控制终端接收第一真空度检测仪、第二真空度检测仪、温度传感器、原位检测装置、第一位置传感器和第二位置传感器的检测信号，并根据检测信号控制抽真空装置(2)、传输机构(4)、低温舱(1)和高温舱(3)的工作状态；所述控制终端与充气装置的控制端子电连接。
进一步：所述低温舱(1)的舱壁为真空夹层结构，所述低温舱(1)的舱室顶部装有液氮存储罐，所述低温舱(1)的内壁装有涂黑冷却辐射板以及液氮储槽和液氮喷雾装置；所述液氮喷雾装置的控制端子与控制终端电连接。
进一步：所述高温舱(3)的舱壁为真空夹层结构，所述高温舱(3)内安装有辐照加热装置；所述辐照加热装置的控制端子与控制终端电连接。
进一步：所述抽真空装置(2)包括一台机械泵、一台分子泵及电磁控制阀。
进一步：所述传输杆为空心结构，所述照明光源的导线、第一真空度检测仪的信号线、第二真空度检测仪的信号线、温度传感器的信号线、原位检测装置的信号线、第一位置传感器的信号线和第二位置传感器的信号线分别通过传输杆的空心腔与控制终端电连接。
进一步：所述动力传输机构包括气缸、滑轨、支撑；所述支撑的底部安装在所述滑轨上，所述气缸的伸缩杆与所述支撑固定连接；所述支撑与传输杆的第二端固定连接。
本发明具有的优点和积极效果是：
1、本发明具有温度范围为-175℃～200℃的大范围温度冲击试验能力，可满足目前全部空间型号航天产品的组件级常压温度冲击、真空温度冲击及热平衡试验需求；
2、本发明可根据用户需求提供真空及常压状态下的温度冲击试验条件，真空状态下，该装置能够提供10-3Pa级别的真空度，满足热真空试验国标要求；常压状态下，高低温冲击升降温速率可达到40℃/min以上，可实现快速温度交变，试验效率较高；
3、本发明在进行常压状态下温度冲击试验时，可先对舱体内抽真空后充氮气保护，避免试验样品在温度交变过程中受空气影响产生其他变化，影响考核结果；
4、本发明可人工设置温度冲击试验温度范围及升降温速率，全过程自动化操作，操作便捷灵活，可实现无人值守。
5、本发明在高温舱内设置了光源及原位测量装置，能实现太阳电池板等光敏器件在高低温交变过程中电性能参数的实时监测。
6、本发明优化了液氮降温设计方案，大幅降低液氮使用量，节约成本。
附图说明
图1是本发明优选实施例的结构图；
图2是本发明优选实施例的局部剖面图，主要用于显示低温舱的结构；
图3是本发明优选实施例的局部剖面图，主要用于显示高温舱的结构；
图4是本发明优选实施例的局部剖面图，主要用于显示传输机构的结构；
其中：1、低温舱；1-1、真空夹层；1-2、液氮喷雾装置；1-3、液氮储槽；1-4、第一充气装置；2、抽真空装置；3、高温舱；3-1、照明光源；3-2、第二充气装置；3-3、圆形通孔；4、传输机构；4-1、传输杆；4-2、螺纹管；4-3、支撑；4-4、气缸；4-5、滑轨；5、控制系统；6、工作台。
具体实施方式
为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹例举以下实施例，并配合附图详细说明如下：
请参阅图1至图4，一种航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，包括：
低温舱1和高温舱3；所述低温舱1和高温舱3之间设置有圆筒型的直线型连通通道，在该连通通道内设置有由隔热板制成的开关闸门；所述低温舱1内的下限温度为-175℃；所述高温舱3内的上限温度为200℃；所述高温舱3的升温速率为0～40℃/min；所述高温舱3侧壁开有一个供样品进出的圆形通孔3-3；所述圆形通孔的中心与连通通道的中心轴位于同一直线上；所述高温舱3设置有照明光源3-1；
抽真空装置2；所述抽真空装置2的抽气嘴分别与低温舱1、高温舱3连通；
传输机构4；所述传输机构4包括在上述通孔内自由伸缩的传输杆4-1，所述传输杆的第一端的端面上固定连接有样品架；所述传输杆的第二端与动力传输机构连接；所述传输杆外层设置有螺纹管4-2，所述螺纹管的一端与圆形通孔四周的高温舱3侧壁固定连接；所述螺纹管的另一端与传输杆的第二端固定连接；
用于为低温舱1和高温舱3进行充氮气的充气装置；如图所示，充气装置包括第一充气装置1-4、第二充气装置3-2；充气装置不但能够存储气态的氮气，也能够存储液态的氮气；
控制系统5；所述控制系统5包括用于检测低温舱1内真空度的第一真空度检测仪、用于检测高温舱3内真空度的第二真空度检测仪、用于检测样品架位置的第一位置传感器和第二位置传感器、用于检测航天太阳电池温度的温度传感器、位于高温舱3内的原位检测装置、以及控制终端；所述第一位置传感器位于低温舱1内；所述第二位置传感器位于高温舱3内；所述控制终端接收第一真空度检测仪、第二真空度检测仪、温度传感器、原位检测装置、第一位置传感器和第二位置传感器的检测信号，并根据检测信号控制抽真空装置2、传输机构4、低温舱1和高温舱3的工作状态；所述控制终端与充气装置的控制端子电连接。
请参阅图2：所述低温舱1的舱壁为真空夹层1-1结构，所述低温舱1的舱室顶部装有液氮存储罐，所述低温舱1的内壁装有涂黑冷却辐射板以及液氮储槽1-3和液氮喷雾装置1-2；所述液氮喷雾装置1-2的控制端子与控制终端电连接。
请参阅图3：所述高温舱1的舱壁为真空夹层结构，所述高温舱3内安装有辐照加热装置；所述辐照加热装置的控制端子与控制终端电连接。
在上述优选实施例中：所述抽真空装置2包括一台机械泵、一台分子泵及电磁控制阀。
所述传输杆4-1为空心结构，所述照明光源的导线、第一真空度检测仪的信号线、第二真空度检测仪的信号线、温度传感器的信号线、原位检测装置的信号线、第一位置传感器的信号线和第二位置传感器的信号线分别通过传输杆的空心腔与控制终端电连接。
请参阅图4：所述动力传输机构包括气缸4-4、滑轨4-5、支撑4-3；所述支撑的底部安装在所述滑轨上，所述气缸的伸缩杆与所述支撑4-3固定连接；所述支撑与传输杆的第二端固定连接。
本发明为一种航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，可以为航天太阳电池提供快速温度冲击试验条件的环境模拟装置。针对空间用太阳电池阵温度冲击试验需求及目前公知技术中存在的技术问题，创造性的将常压状态下高低温冲击与真空状态下高低温冲击试验功能集成在一台设备上，研制一种具有常压高低温冲击、真空高低温冲击、真空热平衡试验等功能于一体的环境模拟试验装置。该装置具有-175℃～200℃的大范围冲击试验能力，可提供10-3Pa级别的真空环境，常压状态下具备40℃/min以上的升降温能力，同时可对参试样品的性能进行原位测量，可满足不同任务需求的航天器产品进行组件级高低温冲击试验。
本发明主要包括工作台6、高温舱3、低温舱1、抽真空装置2、传输机构4、控制系统5及机台。
高温舱与低温舱通过管路相连接，管路中间由活动的隔热板相隔(隔热板即为开关阀门)，试验样品放置在样品架上，由传输机构带动下可在高温舱与低温舱之间实现往复运动。高温舱舱壁为真空夹层结构，舱壁及舱内中心区域的样品架上部分别安装有辐照加热装置，实现样品加热功能。低温舱为真空夹层结构，舱室顶部装有液氮存储罐，中部样品架位置上下装有涂黑冷却辐射板以及液氮储槽和液氮喷雾装置，分别实现真空和常压下的样品降温功能。
真空系统由一台机械泵、一台分子泵及电磁控制阀构成，高温舱与样品架传输机构通过波纹管密封连接，高温舱与低温舱分别设置一个抽气通道，通过真空系统工作，使整个装置达到真空度指标要求。
传输机构主要包括波纹管密封结构、传输杆及支撑、样品架、滑轨、气缸几大部分构成。密封结构采用焊接波纹管路密封，一端连接高温舱上的法兰，一端连接传输杆支撑法兰。传输杆一端连接样品架，一端焊接电极法兰，该法兰与传输杆支撑法兰固定，原位测量装置的信号线通过传输杆中心与外部设备(控制终端)连接。
控制系统包含真空检测与控制、液氮注入控制与检测与报警、低温舱烘烤及温度检测与控制、高温舱加热器及温度检测、控制与报警、辐照光源及信号输出、传输机构往复运动、样品电性能测试、缺水报警等。
工作台上放置冷热舱室、支撑架以及触摸屏；正面设置电控面板及电控抽屉；后面及两侧为装饰围板；底面铺底面板，用于放置电磁阀、排水装置等。
下面结合附图1至图4对本发明进行说明：
在设备工作台上分别安装了高温舱及低温舱两个主体舱室，两舱室直接通过一个可上下移动的隔热板连通，在控制系统中选择真空或常压模式，并在控制终端中设置温度冲击范围和升降温速率后，在控制终端的自动控制下，由传输机构带动样品架在高温舱及低温舱之间往复运动。当样品在高温舱时，位置传感器检测到样品到位信号后，通过控制辐照加热装置通过控制电流大小，利用热辐射或对流换热的方式给样品进行加热，当安装在样品上的温度传感器检测到样品温度达到设置要求值时，控制系统自动降低加热装置电流，保持样品温度，达到用户设置保温时间后，控制系统打开隔热板，由传输机构带动样品架由高温舱移动至低温舱内，并通过传输机构上的隔热板实现高温舱与低温舱之间的隔离。控制系统检测到样品到位信号后，根据试验环境设置模式(真空或常压)通过控制冷却辐射板或液氮喷雾装置中的液氮流量给样品进行降温并控制降温速率，当安装在样品上的温度传感器检测到样品温度达到设置要求值时，控制系统减少液氮输出流量，保持样品温度，达到用户设置保温时间后，由传输机构带动样品架由低温舱移动至高温舱内，并将隔热板关闭，开始下一次温度冲击试验，当循环次数达到用户设定要求时，控制系统将样品停留在高温舱内，并关闭全部程序，等待取出样品。
本发明为一种具有真空及常压两种试验工况，可以为空间产品提供快速温度冲击试验条件的环境模拟装置，该装置可实现真空高低温冲击试验、常压高低温冲击试验以及热真空试验，具体方法详细说明如下：
1)真空状态高低温冲击试验
首先沿传输机构导轨方向打开高温舱舱门，将需要进行温度冲击的试验件固定在样品架上，将舱门关闭后锁紧，通过控制系统的触摸屏选择真空模式并设置试验真空度、温度冲击范围、试验次数等条件，点击运行按钮，当两舱真空度指标达到要求后系统开始按照上述工作方法进行工作。样品在高温区时，在辐照加热装置作用下，通过热辐射作用使样品加热，此时控制系统打开液氮杜瓦瓶的液相开关，向低温舱的冷却辐射板中通入液氮，流量以维持低温舱设置温度为准，两舱之间靠隔热板阻隔辐射换热，样品进入低温舱后，冷却辐射板中液氮流量增加，通过辐射换热方式降低样品温度，液氮汽化同时带走舱内热量，通过液氮储罐排出舱体，如此往复循环，实现真空状态下高低温冲击试验目的。当样品停留在高温舱内时，可打开光源，通过原位测量装置对样品进行外观观察、性能检测或加电测试。
2)常压状态高低温冲击试验
首先沿传输机构导轨方向打开高温舱舱门，将需要进行温度冲击的试验件固定在样品架上，将舱门关闭后锁紧，通过控制系统的触摸屏选择常压模式并设置试验温度冲击范围、升降温速率、试验次数等条件，点击运行按钮，控制系统自动将高温舱及低温舱抽真空，当真空度达到10-3Pa后，控制系统打开液氮杜瓦瓶的气相开关，向两舱内充氮气，恢复常压后，系统开始按照上述工作方法进行工作。样品在高温区时，在辐照加热装置作用下，通过对流换热方式使样品加热，此时低温舱的液氮喷雾装置中开始流入液氮，流量以维持低温舱设置温度为准，两舱之间靠隔热板减少对流换热，样品进入低温舱后，液氮喷雾装置中液氮流量增加，通过液氮喷淋直接降低样品温度，利用液氮汽化带走样品热量后直接排出舱体，如此往复循环，实现常压状态下高低温冲击试验目的，根据样品材料状态，试验升降温速率可达到40℃/min以上。当样品停留在高温舱内时，可打开光源，通过原位测量装置对样品进行外观观察、性能检测或加电测试。
3)热平衡(热真空)试验
首先沿传输机构导轨方向打开高温舱舱门，将需要进行热平衡试验的样品固定在样品架上，将舱门关闭后锁紧，通过控制系统的触摸屏选择真空模式并设置试验真空度、样品温度、高温停留时间等条件，点击运行按钮，当两舱真空度指标达到要求后系统开始通过控制辐照加热装置，通过热辐射作用使样品加热，当样品温度达到设定值后，控制系统可通过控制辐照加热装置电流，维持样品温度保持在设定值，当保温时间达到设定值后，控制系统自动关闭加热系统，在此期间，可通过原位测量装置对样品进行性能检测或加电测试，从而实现热平衡试验功能。
以上对本发明的实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。
Claims (6)
1.一种航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，其特征在于：至少包括：
低温舱(1)和高温舱(3)；所述低温舱(1)和高温舱(3)之间设置有圆筒型的直线型连通通道，在该连通通道内设置有由隔热板制成的开关闸门；所述低温舱(1)内的下限温度为-175℃；所述高温舱(3)内的上限温度为200℃；所述高温舱(3)的升温速率为0～40℃/min；所述高温舱(3)侧壁开有一个供样品进出的圆形通孔；所述圆形通孔的中心与连通通道的中心轴位于同一直线上；所述高温舱(3)设置有照明光源；
抽真空装置(2)；所述抽真空装置(2)的抽气嘴分别与低温舱(1)、高温舱(3)连通；
传输机构(4)；所述传输机构(4)包括在上述通孔内自由伸缩的传输杆，所述传输杆的第一端的端面上固定连接有样品架；所述传输杆的第二端与动力传输机构连接；所述传输杆外层设置有螺纹管，所述螺纹管的一端与圆形通孔四周的高温舱(3)侧壁固定连接；所述螺纹管的另一端与传输杆的第二端固定连接；
用于为低温舱(1)和高温舱(3)进行充氮气的充气装置；
控制系统(5)；所述控制系统(5)包括用于检测低温舱(1)内真空度的第一真空度检测仪、用于检测高温舱(3)内真空度的第二真空度检测仪、用于检测样品架位置的第一位置传感器和第二位置传感器、用于检测航天太阳电池温度的温度传感器、位于高温舱(3)内的原位检测装置、以及控制终端；所述第一位置传感器位于低温舱(1)内；所述第二位置传感器位于高温舱(3)内；所述控制终端接收第一真空度检测仪、第二真空度检测仪、温度传感器、原位检测装置、第一位置传感器和第二位置传感器的检测信号，并根据检测信号控制抽真空装置(2)、传输机构(4)、低温舱(1)和高温舱(3)的工作状态；所述控制终端与充气装置的控制端子电连接。
2.根据权利要求1所述航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，其特征在于：所述低温舱(1)的舱壁为真空夹层结构，所述低温舱(1)的舱室顶部装有液氮存储罐，所述低温舱(1)的内壁装有涂黑冷却辐射板以及液氮储槽和液氮喷雾装置；所述液氮喷雾装置的控制端子与控制终端电连接。
3.根据权利要求1所述航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，其特征在于：所述高温舱(3)的舱壁为真空夹层结构，所述高温舱(3)内安装有辐照加热装置；所述辐照加热装置的控制端子与控制终端电连接。
4.根据权利要求1所述航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，其特征在于：所述抽真空装置(2)包括一台机械泵、一台分子泵及电磁控制阀。
5.根据权利要求1所述航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，其特征在于：所述传输杆为空心结构，所述照明光源的导线、第一真空度检测仪的信号线、第二真空度检测仪的信号线、温度传感器的信号线、原位检测装置的信号线、第一位置传感器的信号线和第二位置传感器的信号线分别通过传输杆的空心腔与控制终端电连接。
6.根据权利要求1所述航天太阳电池用双工况高低温冲击测试设备，其特征在于：所述动力传输机构包括气缸、滑轨、支撑；所述支撑的底部安装在所述滑轨上，所述气缸的伸缩杆与所述支撑固定连接；所述支撑与传输杆的第二端固定连接。
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