CN111323052A - 一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置 - Google Patents

Abstract

一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置，包括热环境模拟安装底板、热环境模拟试验外罩、导航敏感器、遮光罩，通过设置有加热回路的热环境模拟安装底板、热环境模拟试验外罩共同模拟导航敏感器工作所需热环境，并通过遮光罩模拟外热流，将温度边界模拟和外热流模拟两种方法相结合实现导航敏感器在火星环绕器特殊安装方式的热平衡试验，装置整体结构稳定，试验流程清晰，器材成本低，模拟效果好。

Description

一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置

技术领域

本发明涉及一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置，属于环境试验技术领域。

背景技术

我国火星自主探测任务首次使用了导航敏感器进行自主导航，导航敏感器的热环境适应能力是导航敏感器连续可靠工作的重要保证。导航敏感器在火星探测恶劣热环境下的适应能力，必须通过热平衡试验验证，以考核导航敏感器的材料、工艺的适应能力，以及大功率器件的温度降额设计，并获得温度梯度分布以修正导航敏感器的热仿真模型。

航天器产品的热平衡试验方法主要有温度边界模拟法和外热流模拟法。对于舱内设备，通常采用温度边界模拟法；对于舱外设备，采用外热流模拟法。火星环绕器的导航敏感器由线路部分和光学部分组成，线路部分安装在火星环绕器舱内，光学部分中遮光罩通过舱体开窗伸出舱外。这种情况下单一的温度边界模拟或者外热流模拟显然都已不能适用，因此需要发明一种既能模拟温度边界又能模拟外热流的热平衡试验方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，仅能通过温度边界模拟法和外热流模拟法中的一种方法进行模拟试验，不能对火星环绕其的导航敏感器进行线路部分与光学部分进行模拟的问题，提出了一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置，包括热环境模拟安装底板、热环境模拟试验外罩、导航敏感器、遮光罩，所述热环境模拟试验外罩为方型试验外罩，上表面设置有试验外罩伸出孔，其余表面均设置有加热回路，用于进行卫星热平衡试验的导航敏感器安装于热环境模拟试验外罩内，并通过热环境模拟试验外罩对导航敏感器工作所需卫星舱内导热及温度边界进行模拟，所述热环境模拟试验外罩安装于热环境模拟安装底板上，热环境模拟试验外罩包覆下的导航敏感器直接安装于热环境模拟安装底板上，并通过热环境模拟安装底板上设置的加热回路模拟卫星舱板的温度边界，所述导航敏感器的镜头向热环境模拟试验外罩上表面方向伸出，所述遮光罩设置于镜头周围对镜头进行保护，并伸出试验外罩伸出孔，所述遮光罩上设置有用于模拟导航敏感器外热流的加热回路。

所述导航敏感器镜头通过遮光罩保护并伸出试验外罩伸出孔后，试验外罩伸出孔与遮光罩间缝隙通过热控保温棉进行填充保证密闭。

所述热环境模拟试验外罩上共采用5路加热回路，其中，除试验外罩伸出孔所在安装面外，各安装面均设置有一路加热回路。

所述热环境模拟安装底板上设置的加热回路模拟的卫星舱板温度边界为导航敏感器最高工作温度。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明提供的一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置，客服了现有技术中，因只能使用温度边界模拟法和外热流模拟法中的一种方法进行模拟试验，导致无法对线路部分安装在火星环绕器舱内且光学部分中遮光罩通过舱体开窗伸出舱外的火星环绕器导航敏感器进行热平衡试验模拟的问题，适用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置和方法，分别实现导航敏感器舱内部分传导和辐射的模拟以及舱外遮光罩部分外热流的模拟，能够较为真实地模拟导航敏感器在轨热环境，试验结构稳定且成本较低，操作灵活、适用性强。

附图说明

图1为发明提供的热平衡试验装置结构示意图；

具体实施方式

一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置，由热环境模拟安装底板、热环境模拟试验外罩、导航敏感器、遮光罩组成，当导航敏感器处于在轨飞行工作状态时，将导航敏感器安装于热环境模拟试验外罩内，再将热环境模拟试验外罩直接安装于热环境模拟安装底板上，导航敏感器与热环境模拟安装底板相接触，导航敏感器的镜头通过遮光罩保护，遮光罩通过设置在热环境模拟试验外罩上表面的试验外罩伸出孔伸出外罩，以模拟导航敏感器在火星环绕器的安装方式。

热环境模拟安装底板、热环境模拟试验外罩上均设置有加热回路，热环境模拟安装底板上的加热回路用于模拟安装舱板的温度边界，且该边界温度值即为导航敏感器在当前环境下能接受的最大工作温度；

热环境模拟试验外罩除试验外罩伸出孔安装面外其余各面均设置有一路加热回路，用于控制外罩表面温度，对导航敏感器工作所需卫星舱内导热及温度边界进行模拟；

加热回路的控温点，即控温热偶可在热环境模拟安装底板、热环境模拟试验外罩表面均匀分布，也可单独设置控温点，热环境模拟试验外罩上表面开有试验外罩伸出孔，导航敏感器遮光罩伸出后，导航敏感器遮光罩按照在轨状态实施热控多层包覆，在热控多层上贴电加热器用于模拟外热流，其中，所需外热流大小根据外部仿真软件进行计算，过加热器回路施加到导航敏感器遮光罩外表面，因遮光罩外包覆多层，因此加热片粘贴于多层外表面，完成装置整体结构设置后，在试验过程中允许根据试验的实际情况，对外热流施加功率进行调整。

导航敏感器镜头通过遮光罩保护并伸出试验外罩伸出孔后，试验外罩伸出孔与遮光罩间缝隙通过热控多层或热控保温棉进行填充保证密闭。

下面结合具体实施例进行进一步说明：

在本实施例中，如图1所示，1为热环境模拟安装底板，2为热环境模拟试验外罩，3为导航敏感器，4为遮光罩，5为试验外罩伸出孔；

热环境模拟安装底板选取厚度为5mm的铝板支撑，代替导航敏感器在火星环绕器上安装的结构板，受试产品即导航敏感器按实际接口状态安装到底板。

热环境模拟试验外罩为厚度为1mm的铝板焊接支撑，用于模拟导航敏感器安装在火星环绕器舱内的导热和辐射边界条件，其内表面的红外发射率不低于0.85，外罩尺寸要求充分包络受试产品；导航敏感器的遮光罩通过外罩上的试验外罩伸出孔伸出。

导航敏感器内部和其外表面、热环境模拟安装底板、热环境模拟试验外罩上均设置有测温热热偶进行测温，测温热偶的布局具体为：

热环境模拟安装底板内表面温度测量点2个；热环境模拟试验外罩左侧内表面温度测量点2个；热环境模拟试验外罩右侧内表面温度测量点2个；热环境模拟试验外罩顶部内表面温度测量点2个；热环境模拟试验外罩后部内表面温度测量点2个；热环境模拟试验外罩前部内表面温度测量点2个；热环境模拟安装底板外表面对应导航敏感器安装面下的温度测量点1个；各测温点尽量平均分布。

热环境模拟试验外罩尽量采用5路加热回路，每面布置一个加热回路，可以单独控制每面的温度，避免由于内外环境变化导致的外罩温度过大；热环境模拟安装底板外表面布置1路加热回路，进行极端高温工况试验时模拟温度边界应外导航敏感器最高工作温度，温度控制点应为导航敏感器温度监测点，该温度检测点应避免与大功率器件直接接触，且应代表整个导航敏感器的平均温度。

火星环绕器飞行阶段从地火转移轨道到环火轨道再到科学探测轨道，导航敏感器所受外热流随太阳强度变化而变化，为考核极端高温工况，采用地火转移轨道近日点太阳强度1414W/m2，按轨道周期平均值计算外热流。

按照上述方法将装置在热真空模拟室内进行机械和电气连接，即可启动真空泵、启动液氮流程，建立符合要求的真空室压力和热沉温度，通过调节加热回路大小，保证导航敏感器满足边界条件，当导航敏感器满足工况稳定判据时，表明其内部已达到热平衡，可结束该工况试验。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置，其特征在于：包括热环境模拟安装底板、热环境模拟试验外罩、导航敏感器、遮光罩，所述热环境模拟试验外罩为方型试验外罩，上表面设置有试验外罩伸出孔，其余表面均设置有加热回路，用于进行卫星热平衡试验的导航敏感器安装于热环境模拟试验外罩内，并通过热环境模拟试验外罩对导航敏感器工作所需卫星舱内导热及温度边界进行模拟，所述热环境模拟试验外罩安装于热环境模拟安装底板上，热环境模拟试验外罩包覆下的导航敏感器直接安装于热环境模拟安装底板上，并通过热环境模拟安装底板上设置的加热回路模拟卫星舱板的温度边界，所述导航敏感器的镜头向热环境模拟试验外罩上表面方向伸出，所述遮光罩设置于镜头周围对镜头进行保护，并伸出试验外罩伸出孔，所述遮光罩上设置有用于模拟导航敏感器外热流的加热回路。

2.根据权利要求1所述的一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置，其特征在于：所述导航敏感器镜头通过遮光罩保护并伸出试验外罩伸出孔后，试验外罩伸出孔与遮光罩间缝隙通过热控保温棉进行填充保证密闭。

3.根据权利要求1所述的一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置，其特征在于：所述热环境模拟试验外罩上共采用5路加热回路，其中，除试验外罩伸出孔所在安装面外，各安装面均设置有一路加热回路。

4.根据权利要求1所述的一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置，其特征在于：所述热环境模拟安装底板上设置的加热回路模拟的卫星舱板温度边界为导航敏感器最高工作温度。

Images