CN111044442B - 空间材料被动实验样品安装结构、样品模块和试验箱 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种空间材料被动实验样品安装结构、样品模块和试验箱，安装结构包括上盖板和下盖板，上盖板上开设有若干暴露孔，暴露孔上端内环侧设有一圈压边，压边上端靠近暴露孔的位置设有一圈倒角；下盖板可拆卸安装在上盖板下端，下盖板与压边之间形成用于安装样品材料的安装空间。本发明的材料被动实验样品安装结构，为实验样品材料提供有效支撑，将空间实验材料模块化处理，能够实现材料在空间原子氧剥蚀、空间高低温交变、空间高能粒子辐射、微重力、超高真空、空间碎片/微流星体撞击等极端苛刻环境下进行在轨实验。每个上盖板和下盖板之间设置一种样品材料，成为一个单独模块，部分材料模块出现问题或失效，不影响其他材料模块继续实验。

Description

空间材料被动实验样品安装结构、样品模块和试验箱

技术领域

本发明涉及航天材料暴露实验相关技术领域，具体为空间材料科学以及空间物理科学交叉学科研究领域，具体涉及空间材料被动实验样品安装结构、样品模块和试验箱。

背景技术

经过调研发现，国外如美国航空航天局(NASA)、俄航局(RSA)、欧空局(ESA)、日本航空航天局(JAXA)等著名航天机构，基于国际空间站(ISS)开展材料暴露测试以及样品实验模块的研制，根据不同的试验目的和需求，针对金属材料、无机非金属材料、高分子材料以及复合材料等材料体系，设计了多种类的材料在轨试验装置。国内对于空间材料在轨暴露实验装置开发尚未检索到相关工作。尤其是对于不同的材料体系、不同的材料实验类型(主动/被动)，没有相关的实验装置设计，不能满足我国空间站的在轨运行后，开展相关的材料暴露测试工作。

而且，应用于空间环境的机构，相对于地面上工作的机构来说，空间机构的工作差异主要由于空间环境引起，空间动力学环境与地面环境有所不同。空间环境对机构的影响主要体现在如下方面：

(1)微重力影响

由于目前航天器通常是在地面上进行装调，也就是在重力作用下进行的装调，而当航天器进入太空中，其所处环境为微重力环境，装调过程中的重力会进行释放，发生变形。零件间的摩擦力变小，系统处于自由状态，来自外界的干扰会显得更加的突出。微重力对一般的机构影响较小，但对于某些释放机构的影响较大，如太阳电池阵中的压紧机构。

(2)压力差影响

压力差的影响通常在1×10^-2Pa～1×10^-5Pa的真空范围内发生，当航天器中存在密封结构时，此密封结构的内外太差会加大，导致结构变形或损坏。

(3)真空出气影响

材料表面存在吸附或吸收的气体并溶解于材料内部，这些气体在高于1×10^-2Pa的真空度下进行释放，也即为真空出气。释放出的气体会重新凝聚在低温部件上，从而污染光学镜片、传感器以及具有光学选择特性的热控涂层，导致光学性能下降、太阳吸收率增加、温度升高。

(4)辐射传热影响

在真空环境中，辐射传热是航天器与外界的主要传热形式。因此，表面材料的辐射特性对热控功能的具有重要影响。当航天器各系统和机构未能工作在合理温度范围内时，结构件会由于所处环境温度变化而产生应力、变形甚至破裂，从而对航天器机构造成损坏。

(5)粘着与冷焊的影响

粘着与冷焊通常发生在压力为1×10^-7Pa以上的超高真空环境中。在地面上，固体表面总是吸附有机膜及其它膜，称它们为边界润滑的润滑剂，起减少摩擦系数的作用。在空间真空环境中，固体表面膜，当被部分或全部清除时，相接触的零件间会形成清洁的材料表面，进而出现不同程度的粘合现象，称为粘着。如果除去氧化膜，使表面达到原子清洁度，在一定的压力与温度的作用下，可进一步整体粘着，也就是形成冷焊。

防止冷焊的主要方法有选用不易发生冷焊的配偶材料，采用固体润滑、脂润滑或液体润滑剂，涂覆不易发生冷焊的材料膜层等。

(6)微流星与空间碎片

空间环境中存在着微流星以及由于人类太空活动而产生的各种太空碎片，由于它们都具备较高的速度与动能，即使是很小的一个碎片与航天器发生碰撞，都极可能导致设备出现故障。因此，航天器应加强对微流星与空间碎片的防范。

(7)太阳辐照环境影响

由于太阳辐照，会使得机械结构件产生机械力，尤其是受热不均引起的热弯曲效应最大，会使得结构产生低频振动。此外，温度的变化对于机构内的润滑剂的选用影响较大，需选择抗温变性能好的润滑剂。

(8)冷黑环境影响

冷黑环境是指不考虑太阳与航天器的辐射，航天器的热辐射全部被太空吸收，没有反射的环境。冷黑环境易导致航天器上的可伸缩性机构的伸展性能，并且影响某些有机材料的性能，导致材料的老化与脆化等。

由空间环境因素导致机构出现故障的失效形式与失效机理，如表1所示。

表1空间环境因素对机构失效的影响

发明内容

本发明所要解决的技术问题是现有用于空间材料舱外暴露实验的装置，一般都是全部集成在一起，当其中一个或几个出现问题，会影响其他材料暴露实验的顺利进行。而且，现有用于空间材料舱外暴露实验装置，目前国内没有相关系统设计，国外设计整体结构简单，无法兼容多材料体系、多实验类型，而且地面安装、检测复杂，空间实验结束返回地埋后，样品安全拆卸困难，容易造成二次污染。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种空间材料被动实验样品安装结构，包括上盖板和下盖板，所述上盖板上开设有若干暴露孔，所述暴露孔上端内环侧设有一圈压边，所述压边上端靠近所述暴露孔的位置设有一圈倒角；所述下盖板可拆卸安装在所述上盖板下端，所述下盖板与所述压边之间形成用于安装样品材料的安装空间。

本发明的有益效果是：(1)本发明的材料被动实验样品安装结构，为实验样品材料提供有效支撑，将空间实验材料模块化处理，能够实现材料在空间原子氧剥蚀、空间高低温交变、空间高能粒子辐射、微重力、超高真空、空间碎片/微流星体撞击等极端苛刻环境下进行在轨实验测试。

(2)利于地面实验室安装及除水、除气、除尘处理、在轨拆卸更换以及返回地面后拆卸操作；满足结构紧凑、尺寸小、重量低、火箭发射上行阶段力学性能可靠的航天特色要求。

(3)每个上盖板和下盖板之间设置一种样品材料，成为一个单独的模块，部分材料模块出现问题或失效，不影响其他材料模块的继续实验。

(4)采用在上下盖板之间设置样品材料，利用暴露孔对样品材料进行暴露实验。首先，在上盖板压边上设置倒角，从而使材料边缘区域发生原子氧散射效应，模拟原子氧的积聚效应对航天器材料的损伤；其次，样品材料在暴露孔的中心区域的原子氧通量近似恒定，可以模拟原子氧对航天器材料剥蚀损伤；最后，材料样品会通过暴露孔受到原子氧的高速冲击(约4.5eV)，在靠近倒角的边缘处会由于散射更加明显。同时，在所有实验样品材料下方进行激光打标，可以对每个样品材料模块进行标记和编号。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。

进一步，还包括O型圈、隔离圈和支撑板，所述O型圈位于所述压边的下方，所述隔离圈位于所述O型圈下方，所述隔离圈外周侧壁与所述安装空间内侧壁相适配，所述支撑板被压接在所述隔离圈与所述下盖板之间；所述O型圈下方、支撑板上方以及隔离圈内形成所述安装空间。

采用上述进一步方案的有益效果是：功能类材料实验过程中往往要求对材料进行隔离保护，采用隔离圈、O型圈等多层结构设计，可以对功能类材料进行有效隔离，不接触上下盖板，满足功能类材料的在轨实验要求。

进一步，所述O型圈的内环侧超出所述隔离圈内环侧一部分。

采用上述进一步方案的有益效果是：可以对隔离圈内的功能材料进行有效压接，防止隔离圈内的功能材料移出。

进一步，还包括间隔板和弹性支撑板，所述弹性支撑板位于所述下盖板上方，所述间隔板位于所述弹性支撑板上方；所述间隔板与所述压边之间形成用于安装样品材料的安装空间。

采用上述进一步方案的有益效果是：采用弹性支撑板，可以对材料进行有效支撑，能够满足不同厚度的材料的实验要求；主要可针对空间高分子材料类实验。

进一步，所述弹性支撑板采用波浪形结构。

采用上述进一步方案的有益效果是：采用波浪形结构对材料进行弹性支撑，利用波浪形结构的容易伸展变形特性，可以根据材料厚度，快速调整支撑强度。

进一步，所述下盖板上设有若干通孔，若干所述通孔与若干所述暴露孔一一对应布置，所述上盖板与下盖板之间设有一层隔热保护板，所述隔热保护板中开设有检测孔，若干检测孔与若干所述暴露孔一一对应布置，所述隔热保护板上方设有对应所述暴露孔的位置设有金属镍盘，所述金属镍盘与所述压边间隔布置形成所述安装空间；所述金属镍盘上设有检测装置，所述检测装置穿过所述通孔后位于所述下盖板的检测孔内。

采用上述进一步方案的有益效果是：镍盘能够将材料样品与检测装置很好的隔离开，并且隔热保护板的设置，可以对检测装置起到隔热保护作用，利用检测装置可以实时检测材料样品的相关参数变化，从而评估材料在轨性能变化。

进一步，所述隔热保护板采用聚酰亚胺材质制成。

采用上述进一步方案的有益效果是：采用聚酰亚胺制成隔热保护板，能够对检测装置进行有效的隔热保护。

进一步，所述检测装置为温度传感器，所述温度传感器通过环氧树脂粘贴在所述金属镍盘上。

采用上述进一步方案的有益效果是：热控类材料在轨实验需要安装温度传感器，随时监测材料温度变化，从而评估材料在轨性能变化。采用环氧树脂粘接温度传感器和金属镍盘，连接热控材料样品，同时温度传感器周围用聚酰亚胺隔热保护，整体封装成一个热控涂层实验模块后，安装到材料样品托盘的上盖板和下盖板之间。

进一步，所述检测孔下端内侧边延伸形成有一圈内环边。

采用上述进一步方案的有益效果是：可防止检测孔内的检测装置掉出。

进一步，所述下盖板上端内凹形成一安装槽，所述上盖板适配安装在所述安装槽内。

采用上述进一步方案的有益效果是：使上盖板能够更好的快速安装在下盖板上，方便上盖板、下盖板以及其内材料的快速装配。

一种空间材料被动实验样品模块，包括样品材料以及上述的空间材料被动实验样品安装结构，所述样品材料适配安装在所述安装空间内。

本发明的材料被动实验样品模块，利用上下盖板以及针对不同样品材料的需求，将样品材料模块化处理，使每种样品都成为一个单独的模块，部分材料模块出现问题或失效，不影响其他材料模块的继续实验，还能够满足空间材料舱外暴露实验的需求。

一种试验箱，包括箱门、箱体、样品托盘以及上述一种或几种样品模块，所述样品模块安装在所述样品托盘上，所述样品托盘安装在所述箱体内，当打开箱门后，所述箱体内的样品模块露出，并使样品模块中的样品材料露出。

附图说明

图1为本发明空间通用材料类被动实验样品模块的立体结构示意图；

图2为本发明空间通用材料类被动实验样品模块的立体爆炸结构示意图；

图3为本发明空间通用材料类被动实验样品模块另一实施方式的立体结构示意图；

图4为本发明功能材料类被动实验样品模块的立体结构示意图；

图5为本发明功能材料类被动实验样品模块的立体爆炸结构示意图；

图6为本发明功能材料类被动实验样品模块的侧视结构示意图；

图7为图6的A-A剖视图；

图8为本发明高分子材料类被动实验样品模块的立体结构示意图；

图9为本发明高分子材料类被动实验样品模块的侧视结构示意图；

图10为图9的B-B剖视图；

图11为本发明热控涂层材料类被动实验样品模块的立体结构示意图；

图12为本发明热控涂层材料类被动实验样品模块的立体爆炸结构示意图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

300、上盖板；301、下盖板；302、暴露孔；303、压边；304、倒角；

305、O型圈；306、隔离圈；307、支撑板；308、间隔板；309、弹性支撑板；310、通孔；311、隔热保护板；312、检测孔；313、金属镍盘；314、温度传感器；315、安装槽；

400、通用材料；401、功能类材料；402、高分子材料；403、热控涂层材料。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实施例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

实施例1

如图1-图3所示，本实施例的一种空间材料被动实验样品安装结构，包括上盖板300和下盖板301，所述上盖板300上开设有若干暴露孔302，所述暴露孔302上端内环侧设有一圈压边303，所述压边303上端靠近所述暴露孔302的位置设有一圈倒角304，具体设计倒角45°；所述下盖板301可拆卸安装在所述上盖板300下端，所述下盖板301与所述压边303之间形成用于安装材料的安装空间。

如图1-图3所示，本实施例的一种材料被动实验样品模块，包括样品材料以及上述的材料被动实验样品安装结构，所述样品材料适配安装在所述安装空间内。本实施例的样品材料可选用空间通用材料(如航天器聚合物材料、金属材料、无机非金属材料以及复合材料等)的暴露实验。

实施例2

如图4-图7所示，本实施例的一种空间材料被动实验样品安装结构，包括上盖板300和下盖板301，所述上盖板300上开设有若干暴露孔302，所述暴露孔302上端内环侧设有一圈压边303，所述压边303上端靠近所述暴露孔302的位置设有一圈倒角304，具体设计倒角45°；所述下盖板301可拆卸安装在所述上盖板300下端，所述下盖板301与所述压边303之间形成用于安装材料的安装空间。

如图4-图7所示，本实施例的样品模块还包括O型圈305、隔离圈306和支撑板307，所述O型圈305位于所述压边303的下方，所述隔离圈306位于所述O型圈305下方，所述隔离圈306外周侧壁与所述安装空间内侧壁相适配，所述支撑板307被压接在所述隔离圈306与所述下盖板301之间；所述O型圈305下方、支撑板307上方以及隔离圈306内形成所述安装空间。功能类材料实验过程中往往要求对材料进行隔离保护，采用隔离圈、O型圈等多层结构设计，可以对功能类材料进行有效隔离，不接触上下盖板，满足功能类材料的在轨实验要求。

如图7所示，本实施例的一个具体方案为，所述O型圈305的内环侧超出所述隔离圈306内环侧一部分。可以对隔离圈内的功能材料进行有效压接，防止隔离圈内的功能材料移出。

如图4-图7所示，本实施例的一种空间材料被动实验样品模块，包括样品材料以及上述的空间材料被动实验样品安装结构，所述样品材料适配安装在所述安装空间内。所述样品材料可选用功能类材料401(如，航天器光学材料、热控材料、空间环境防护涂层材料等)。

由于空间功能材料类暴露实验过程中需要对样品材料进行全局隔离保护，利用O型圈和隔离圈实验样品材料与盖板之间的隔离防护，然后再与上下盖板进行封装成组合体，可以满足在轨暴露实验测试和火箭发射上行阶段的力学性能要求。

实施例3

如图8-图10所示，本实施例的一种空间材料被动实验样品安装结构，包括上盖板300和下盖板301，所述上盖板300上开设有若干暴露孔302，所述暴露孔302上端内环侧设有一圈压边303，所述压边303上端靠近所述暴露孔302的位置设有一圈倒角304，具体设计倒角45°；所述下盖板301可拆卸安装在所述上盖板300下端，所述下盖板301与所述压边303之间形成用于安装材料的安装空间。

如图8-图10所示，本实施例的样品模块还包括间隔板308和弹性支撑板309，所述弹性支撑板309位于所述下盖板301上方，所述间隔板308位于所述弹性支撑板309上方；所述间隔板308与所述压边303之间形成用于安装材料的安装空间。采用弹性支撑板，可以对材料进行有效支撑，能够满足不同厚度的材料的实验要求；主要可针对空间高分子材料类实验。

其中，本实施例的一个优选方案为，如图10所示，所述弹性支撑板309采用波浪形结构。采用波浪形结构对材料进行弹性支撑，利用波浪形结构的容易伸展变形特性，可以根据材料厚度，快速调整支撑强度。

如图8-图10所示，本实施例的一种空间材料被动实验样品模块，包括样品材料以及上述的空间材料被动实验样品安装结构，所述样品材料适配安装在所述安装空间内。所述样品材料可选用高分子材料402。

高分子(聚合物)类材料样品在轨暴露实验对于材料厚度有一定要求，一般在几十微米至几百微米之间，因此，本实施例设置间隔板和弹性支撑板辅助与上盖板和下盖板固定装成组合体，利用波浪形结构的弹性支撑板，满足不同厚度材料的安装需求，满足在轨暴露实验测试和火箭发射上行阶段的力学性能要求。

实施例4

如图11和图12所示，本实施例的一种空间材料被动实验样品安装结构，包括上盖板300和下盖板301，所述上盖板300上开设有若干暴露孔302，所述暴露孔302上端内环侧设有一圈压边303，所述压边303上端靠近所述暴露孔302的位置设有一圈倒角304，具体设计倒角45°；所述下盖板301可拆卸安装在所述上盖板300下端，所述下盖板301与所述压边303之间形成用于安装材料的安装空间。

如图12所示，本实施例的所述下盖板301上设有若干通孔310，若干所述通孔310与若干所述暴露孔302一一对应布置，所述上盖板300与下盖板301之间设有一层隔热保护板311，所述隔热保护板311中开设有检测孔312，若干检测孔312与若干所述暴露孔302一一对应布置，所述隔热保护板311上方设有对应所述暴露孔302的位置设有金属镍盘313，所述金属镍盘313与所述压边303间隔布置形成所述安装空间；所述金属镍盘313上设有检测装置，所述检测装置穿过所述通孔后位于所述下盖板301的检测孔312内。镍盘能够将材料样品与检测装置很好的隔离开，并且隔热保护板的设置，可以对检测装置起到隔热保护作用，利用检测装置可以实时检测材料样品的相关参数变化，从而评估材料在轨性能变化。

其中，本实施例的一个优选方案为，所述隔热保护板311采用聚酰亚胺材质制成。采用聚酰亚胺制成隔热保护板，能够对检测装置进行有效的隔热保护。

其中，本实施例的一个可选方案为，所述检测装置为温度传感器314，所述温度传感器314通过环氧树脂粘贴在所述金属镍盘313上。热控类材料在轨实验需要安装温度传感器，随时监测材料温度变化，从而评估材料在轨性能变化。采用环氧树脂粘接温度传感器和金属镍盘，连接热控材料样品，同时温度传感器周围用聚酰亚胺隔热保护，整体封装成一个热控涂层实验模块后，安装到材料样品托盘的上盖板和下盖板之间。

如图12所示，本实施例的所述检测孔312下端内侧边延伸形成有一圈内环边。可防止检测孔312内的检测装置掉出。

如图11和图12所示，本实施例的一种空间材料被动实验样品模块，包括样品材料以及上述的空间材料被动实验样品安装结构，所述样品材料适配安装在所述安装空间内。具体可将所述样品材料涂覆在金属镍盘313上，所述样品材料可选用热控涂层材料403。

热控涂层材料类在进行空间暴露实验需要安装温度传感器，实时监测涂层材料的温度变化，从而评估材料在空间环境协同作用下的使役性能变化情况。热控涂层材料样品通过航天器规定的涂覆工艺均匀的涂覆在金属镍盘至上，涂层厚度取决于具体的暴露实验要求。金属镍盘与温度传感器通过环氧树脂进行胶接连接，温度传感器测量数据信号，实时传输至存储器。整个测试过程中，为了保证温度传感器测量的准确性和有效性，采用聚酰亚胺板对温度传感器与周围结构进行隔离保护。涂覆热控涂层材料的金属镍盘、温度传感器、聚酰亚胺隔离板与上盖板和下盖板封装成为组合体，之后组合体安装于材料试验箱中的样品托盘上，满足在轨暴露实验和火箭发射上行阶段的力学性能要求。

其中，上述实施例中，参考图12所示，所述下盖板301上端内凹形成一安装槽315，所述上盖板300适配安装在所述安装槽315内。使上盖板能够更好的快速安装在下盖板上，方便上盖板、下盖板以及其内材料的快速装配。

另外，上述实施例中，暴露孔302可选用圆孔、矩形孔等任意形状，可实现圆形样品材料、矩形样品材料或其他形状样品材料的在轨暴露测试。而且，所述上盖板300上可以只设置一个暴露孔302，也可以设置多个暴露孔302，多个暴露孔302在上盖板300上的排布可以根据需要任意排布。

实施例5

本实施例的一种试验箱，包括箱门、箱体、样品托盘以及上述实施例中的一种或几种样品模块，所述样品模块安装在所述样品托盘上，所述样品托盘安装在所述箱体内，当打开箱门后，所述箱体内的样品模块露出，并使样品模块中的样品材料露出。

本发明的空间材料被动实验样品安装结构以及样品模块，能够实现如下效果：

(1)利用安装结构为实验样品材料提供有效支撑，将空间实验材料模块化处理，能够实现材料在空间原子氧剥蚀、空间高低温交变、空间高能粒子辐射、微重力、超高真空、空间碎片/微流星体撞击等极端苛刻环境下进行在轨实验测试。

(2)利于地面实验室安装及除水、除气、除尘处理、在轨拆卸更换以及返回地面后拆卸操作；满足结构紧凑、尺寸小、重量低、火箭发射上行阶段力学性能可靠的航天特色要求。

(3)每个上盖板和下盖板之间设置一种样品材料，成为一个单独的模块，部分材料模块出现问题或失效，不影响其他材料模块的继续实验。

(4)由于空间原子氧对样品材料的影响分为3个方面，即：原子氧剥蚀(物理化学反应)、原子氧散射(边缘积聚效应)、原子氧的高速冲击(约4.5eV)。空间原子氧的3种综合效应对材料的在轨使役行为和使役性能产生影响。材料暴露样品模块设计，必须可实现对原子氧上述3种作用的综合效应模拟。本发明采用在上下盖板之间设置样品材料，利用暴露孔对样品材料进行暴露实验。首先，在上盖板压边上设置倒角，具体设计倒角45°，从而使材料边缘区域发生原子氧散射效应，模拟原子氧的积聚效应对航天器材料的损伤；其次，样品材料在暴露孔的中心区域的原子氧通量近似恒定，可以模拟原子氧对航天器材料剥蚀损伤；最后，材料样品会通过暴露孔受到原子氧的高速冲击(约4.5eV)，在靠近倒角的边缘处会由于散射更加明显。同时，在所有实验样品材料下方进行激光打标，可以对每个样品材料模块进行标记和编号。

本发明的空间材料被动实验样品安装结构以及样品模块，可用于实现金属材料、无机非金属材料、高分子材料及复合材料在轨进行空间环境暴露测试，基于空间站及其它航天器平台，试验及分析材料在轨的使役行为和使役性能变化，为航天器设计及空间科学有效载荷开发提供材料空间服役性能基础数据库以及为新型材料开发提供基础科学依据。本发明针对金属材料、无机非金属材料、高分子材料、复合材料等多类材料体系基于空间站平台及其它航天器平台(如卫星、飞船等)，进行材料在轨暴露试验测试需求，设计了模块化材料暴露试验装置，满足空间原子氧剥蚀、空间高低温交变、空间高能粒子辐射、微重力、超高真空、空间碎片/微流星体撞击等苛刻空间环境下开展材料暴露试验测试要求，满足材料在轨主动及被动两种试验类型测试要求，同时设计装置满足结构紧凑、超集成化、模块化、重量及尺寸最小化的航天领域特殊要求。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；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或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种空间材料被动实验样品模块，其特征在于，包括样品材料以及一种空间材料被动实验样品安装结构，一种空间材料被动实验样品安装结构，包括上盖板和下盖板，所述上盖板上开设有若干暴露孔，所述暴露孔上端内环侧设有一圈压边，所述压边上端靠近所述暴露孔的位置设有一圈倒角；所述下盖板可拆卸安装在所述上盖板下端，所述下盖板与所述压边之间形成用于安装样品材料的安装空间；所述样品材料适配安装在所述安装空间内；

所述样品材料选用功能类材料，所述一种空间材料被动实验样品安装结构还包括O型圈、隔离圈和支撑板，所述O型圈位于所述压边的下方，所述隔离圈位于所述O型圈下方，所述隔离圈外周侧壁与所述安装空间内侧壁相适配，所述支撑板被压接在所述隔离圈与所述下盖板之间；所述O型圈下方、支撑板上方以及隔离圈内形成所述安装空间；

或，所述样品材料选用高分子材料，所述一种空间材料被动实验样品安装结构还包括间隔板和弹性支撑板，所述弹性支撑板位于所述下盖板上方，所述间隔板位于所述弹性支撑板上方；所述间隔板与所述压边之间形成用于安装样品材料的安装空间；

或，所述样品材料选用热控涂层材料，所述下盖板上设有若干通孔，若干所述通孔与若干所述暴露孔一一对应布置，所述上盖板与下盖板之间设有一层隔热保护板，所述隔热保护板中开设有检测孔，若干检测孔与若干所述暴露孔一一对应布置，所述隔热保护板上方设有对应所述暴露孔的位置设有金属镍盘，所述金属镍盘与所述压边间隔布置形成所述安装空间；所述金属镍盘上设有检测装置，所述检测装置穿过所述通孔后位于所述下盖板的检测孔内。

2.根据权利要求1所述一种空间材料被动实验样品模块，其特征在于，所述O型圈的内环侧超出所述隔离圈内环侧一部分。

3.根据权利要求1所述一种空间材料被动实验样品模块，其特征在于，所述弹性支撑板采用波浪形结构。

4.根据权利要求1所述一种空间材料被动实验样品模块，其特征在于，所述检测装置为温度传感器，所述温度传感器通过环氧树脂粘贴在所述金属镍盘上。

5.根据权利要求1至4任一项所述一种空间材料被动实验样品模块，其特征在于，所述下盖板上端内凹形成一安装槽，所述上盖板适配安装在所述安装槽内。

6.一种试验箱，其特征在于，包括箱门、箱体、样品托盘以及权利要求1至5任一项所述的样品模块，所述样品模块安装在所述样品托盘上，所述样品托盘安装在所述箱体内，当打开箱门后，所述箱体内的样品模块露出，并使样品模块中的样品材料露出。

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