CN109855893A - 一种航天器热试验工装 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器热试验工装，主要由进罐车、卫星支撑工装以及外热流模拟设备支撑工装三部分组成。卫星支撑工装主要由横向调节安装孔、加固支撑组件、水平调节组件、测试设备定位销、玻璃钢隔热垫块、试验工装闭环控温组件、工装固定装置构成。此外，在试验工装各方向设计调节孔，增强其适应性，简化试验流程，提高在试验过程中的可操作性及安全性，对于组网批生产卫星可缩短研制周期，节约研制成本。本发明提供的工装具有可扩展性、操作使用简单、结构刚性好、与试验产品绝缘、使用安全等特点。

Description

一种航天器热试验工装

技术领域

本发明涉及一种试验工装，具体涉及一种新型的多功能航天器热试验用支撑工装。

背景技术

真空热试验是卫星(航天器)研制技术流程中最重要的环境试验之一，其主要目的是验证热控分系统热设计合理性并考核星上各仪器设备在真空条件下耐受高、低温及温度交变的能力，提早暴露装星单机、材料、元器件及工艺缺陷。

热控系统的主要任务是控制星上各仪器和设备在各个工况下的温度均满足要求，保证电子仪器在各阶段连续稳定运行。(卫星)航天器在轨运行期间主要受到空间冷黑背景、太阳热流、地球反照热流以及红外热流等影响，根据已定轨道参数，姿态进行热仿真分析及热控设计反复迭代确认热控方案，包括星上加热器、测温通道、散热方案以及隔热设计。为验证热控系统系统设计的准确性，需在空间模拟室内(真空、冷黑、辐射)进行真空热试验。航天器真空热试验是卫星(航天器)研制过程中工作量大、费用多、占用型号研制时间较长，且是一项重要的环境试验，对于卫星(航天器)的正常工作有着重要的意义。

真空热试验是卫星(航天器)重要的环境试验，在卫星(航天器)进行真空热试验时，需要对被测试设备进行测温、加热模拟以及各分系统测试电缆连接等工作，各电缆及设备连接复杂。国内外在进行真空热试验时采用的进罐操作方法一般为：被测试设备先于试验工装进罐；试验工装先于被测试设备进罐。此外，一般的试验工装只适用于某一型号或者某一类卫星(航天器)。

第一种进罐操作方法为被测试设备先于试验工装进罐，使用该方法可在被测试设备进罐后先行进行部分测试电缆及测温、加热等线缆的连接工作，之后进行试验工装的进罐操作。在该方法中，由于罐内部分电缆已经连接完成，各分系统电缆连接复杂，在卫星(航天器)完成进罐操作后，受限于真空罐内空间位置、灯光以及视场遮挡等原因，此时在试验工装进行进罐操作的过程中，可能会对已经连接完成的电缆等造成碰撞、拉扯或机械损伤。

第二种进罐方法为试验工装先于被测试设备进罐，该种进罐方法在试验工装进罐后先行进行工装部分改装工作。在该方法中，与前一种方法类似，受限于真空罐内操作条件，在卫星(航天器)进罐过程中，也有可能对被测试设备造成碰撞损害被测试设备。对于外形尺寸较大的卫星(航天器)，在罐内进行操作时，可能会出现在不借助登高工装而无法操作的情况，使用登高工装时，工装的固定以及使用都有可能发生对被测试设备的磕碰现象发生。此外，由于被测试设备进罐后工作量较大，该种方法下需要测试人员在卫星(航天器)进罐后频繁进出真空罐，可能会对真空罐表面产生污染。

此外，以往的进罐工装设计均针对单一卫星(航天器)进行设计，具备很强的专一性。同一单位不同型号卫星均需要采用专用工装进行真空热试验，这对科研经费以及人力物力都造成不必要的浪费，该问题在不进行批生产的航天型号尤为突出。

发明内容

针对上述技术问题，为弥补现有热试验工装的不足，本发明提出一种新型的多功能航天器热试验工装，包括：

进罐装置，用于将航天器转移至热试验真空罐内；

第一支撑工装，用于支撑航天器；

第二支撑工装，用于支撑外热流模拟设备；

第一支撑工装、第二支撑工装共同置于进罐装置之上。

进一步地，试验工装具有水平调节功能、横向调节功能以及纵向调节功能。

进一步地，在第一支撑装置和航天器之间隔热且绝缘。优选地，在第一支撑装置和航天器之间装有玻璃钢隔热垫块。

进一步地，第一支撑装置主要由底板、水平调节组件、加固支撑组件与定位销组成，其中，底板上带有横向调节安装孔。第一支撑装置还包括闭环控温组件。

进一步地，进罐装置包括进罐车。进罐装置具备自动控制系统以实现自动对齐功能。进罐装置具备非油润滑系统。进罐装置以黑色聚酰亚胺膜包覆。

本发明的有益效果是：本发明提供的工装可用于简化航天器进行真空热试验进罐，优化操作流程。具有可扩展性、操作使用简单、结构刚性好、与试验产品绝缘、使用安全等特点。可广泛应用于不同型号或组网批生产卫星(航天器)真空热试验进罐操作。

附图说明

图1为本发明的一个实施例中的航天器热试验工装的结构示意图；

图2为本发明的一个实施例中的卫星(航天器)支撑工装的结构示意图；

图3为本发明的一个实施例中的外热流模拟设备的结构示意图；

附图中的各附图标记含义如下：

100 试验工装

110 进罐车

120 对接导轨

130 灯阵(红外笼)支撑杆

140 参试设备

150 进罐工装导轮

160 进罐车手持式控制装置

170 定位块

200 卫星支撑工装

210 真空罐导轨

220 横向调节安装孔

230 加固支撑组件

240 水平调节组件

250 测试设备定位销

260 玻璃钢隔热垫块

270 试验工装闭环控温组件

280 工装固定装置

300 热流模拟装置支撑工装

310 各向调节安装孔

320 外热流模拟设备

具体实施方式

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

除非另作定义，本权利要求书和说明书中所使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本说明书以及权利要求书中所使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。“一个”或者“一”等类似词语并不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“具有”等类似的词语意指出现在“包括”或者“具有”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“具有”后面列举的元件或者物件及其等同元件，并不排除其他元件或者物件。

根据卫星(航天器)研制技术流程，真空热试验是卫星(航天器)研制过程中最重要的环境试验之一。本专利公开的一种地面测试工装，旨在优化在热试验过程中进罐流程，并在设计过程中充分考虑本试验工装的扩展性，解决以往试验工装专用性问题。该试验工装的主要意义可简化试验流程，提高在试验过程中的可操作性及安全性，对于组网批生产卫星可缩短研制周期，节约研制成本。

卫星(航天器)在真空罐外进行组合安装，并进行相关试验电缆的连接及焊接工作。卫星(航天器)与试验工装的组合体使用专用进罐车转运至真空罐，该进罐车具备各方向转向及调节能力。

以下将结合附图对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果作进一步说明，以充分地了解本发明的目的、特征和效果。

如图1所示，试验工装100主要由进罐车110、卫星支撑工装200以及外热流模拟设备支撑工装300三部分组成。卫星支撑工装200主要用于支撑卫星，卫星支撑工装200和航天器之间装有50mm玻璃钢隔热垫块，保证两者之间的隔热与绝缘性能。外热流模拟设备支撑工装300主要用于支撑外热流模拟设备，外热流模拟设备采用红外灯阵或红外笼。进罐车110用于在卫星(航天器)就位后，将所有参试设备转移至真空罐内。进罐车100上表面带有对接导轨120，支撑工装通过此对接导轨120移动到位，支撑工装上部放置参试设备140，即航天器。参试设备140两侧放置灯阵(红外笼)支撑杆130。进罐车110具备自动控制系统及自动对齐功能。进罐车110具备非油润滑系统，防止污染试验设备。进罐车110采用黑色聚酰亚胺膜包覆。

图2为本发明的一个实例中的卫星支撑工装200组成示意图。卫星支撑工装200主要由横向调节安装孔220、加固支撑组件230、水平调节组件240、测试设备定位销250、玻璃钢隔热垫块260、试验工装闭环控温组件270等各部分组成。试验工装与卫星(航天器)连接处安装闭环控温组件270，具备自闭环控温能力，调节工装与参试设备之间的温差，减少在试验过程中试验工装与参试设备之间的热量交换，影响试验结果的准确性。试验工装可进行水平、横向及纵向调节能力，能够适用于不同型号卫星(航天器)。卫星支撑工装200采用特殊的加固结构，可以承受2000kg以下参试设备进行试验。

支撑装置具备结构简单、对卫星(航天器)热试验过程中散热面遮挡少。支撑装置具备水平调节能力，保证满足试验过程中参试设备满足水平度要求。支撑装置具备与参试设备绝缘及隔热的能力。支撑装置具备可以根据不同参试设备进行适应性调节的能力。支撑装置满足大部分卫星(航天器)设计负载要求。支撑装置具备闭环温度控制能力。

在一些实例中，卫星(航天器)与试验工装组合体使用进罐车手持式控制装置160运输至真空罐前。将进罐工装导轮150与真空罐导轨210对齐后，可将被测试设备转移至真空罐内，位置调整完毕后，使用定位块170以及工装固定装置280将上述设备固定于真空罐内。

在一些实例中，可以使用水平调节组件240对参试设备进行水平调节，以利于在试验过程中卫星(航天器)使用的热管等组件能够正常工作。

图3为本申请的一个实例中的热流模拟设备支撑工装300的示意图。该支撑工装300由铝制型材杆组成，为增加其适应性，型材上增加各向调节安装孔310。外热流模拟设备支撑工装300可根据试验要求进行相应的调整。外热流模拟设备320包括但不限于红外灯阵或红外加热笼，也可为其他外热流模拟装置。

在热试验过程中，首先对进罐车110进行调试，主要对各方向转向功能等控制功能进行检查。确认完成后，将卫星支撑工装200以及热流模拟设备支撑工装300的组合体吊装在进罐车110上并安装完成。上述工作完成后，即可将被测试设备吊装于卫星支撑工装200之上。由于在吊装过程中，需将热流模拟设备支撑工装300上方框架拆除，在被测试设备就位后，可将上述框架安装完毕。在上述组合体安装完成后，即可进行相关试验电缆(外热流模拟设备电缆、测温电缆)的连接。上述工作完成后，即可进行组合体的进罐操作。

以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种航天器热试验工装，其特征在于，包括：

进罐装置，用于将所述航天器转移至热试验真空罐内；

第一支撑工装，用于支撑所述航天器；

第二支撑工装，用于支撑外热流模拟设备；

所述第一支撑工装、所述第二支撑工装共同置于所述进罐装置之上。

2.根据权利要求1所述的一种航天器热试验工装，其特征在于，所述试验工装具有水平调节功能、横向调节功能以及纵向调节功能。

3.根据权利要求1所述的一种航天器热试验工装，其特征在于，在所述第一支撑装置和所述航天器之间隔热且绝缘。

4.根据权利要求3所述的一种航天器热试验工装，其特征在于，在所述第一支撑装置和所述航天器之间装有玻璃钢隔热垫块。

5.根据权利要求1所述的一种航天器热试验工装，其特征在于，所述第一支撑装置主要由底板、水平调节组件、加固支撑组件与定位销组成，其中，所述底板上带有横向调节安装孔。

6.根据权利要求5所述的一种航天器热试验工装，其特征在于，所述第一支撑装置还包括闭环控温组件。

7.根据权利要求1所述的一种航天器热试验工装，其特征在于，所述进罐装置包括进罐车。

8.根据权利要求1所述的一种航天器热试验工装，其特征在于，所述进罐装置具备自动控制系统以实现自动对齐功能。

9.根据权利要求1所述的一种航天器热试验工装，其特征在于，所述进罐装置具备非油润滑系统。

10.根据权利要求1所述的一种航天器热试验工装，其特征在于，所述进罐装置以黑色聚酰亚胺膜包覆。