CN112834828A - 一种用于天线热真空试验的热控结构及方法 - Google Patents

Abstract

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℃～150℃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。

Description

一种用于天线热真空试验的热控结构及方法

技术领域

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。

背景技术

航天器天线亦称空间飞行器天线，用于卫星、飞船、空间站和深空探测器，在航天任务中，航天器天线的作用不可忽略，按照功能可将其分为有遥测、指令、跟踪、测速、数据中继、通信广播、科学探测、遥感、测向、交会雷达、着陆导航天线等等。

航天器天线在进行实际使用之前，需要经过真空试验进行验证，确定其实际性能。一般的，航天器天线的常用真空实验温度范围在-150℃～150℃，真空度为6.65×10E-3Pa，在此温度条件下对航天器天线进行电性能测试和热分布测试。

在真空热试验中，航天器天线的电性能测试需要通过吸波暗箱或电波暗室减少反射信号，防止反射信号影响测试指标的准确性甚至烧毁天线。目前，只能采用内置吸波暗箱或采用透波窗与外置暗室组合这两种方案。然而，吸波暗箱的使用温度一般为-70℃～80℃，透波窗与外置暗室组合由于采用的是有机材料，使用温度仅有-55℃～80℃，故这两种方案都不能完全达到航天器天线的热真空试验温度范围。同时，透波窗的频率范围合功率上限都小于天线的性能指标范围，也不能完全满足热真空试验的需求。

在热分布试验中，对航天器表面的热量分布进行测试。以目前的测试方式，只能通过温度传感器进行感测，温度传感器的感测方法属于定点位测试，不能测试天线的温度场分布。红外温度测试仪的使用温度也仅为-20℃～50℃，且仅能在常压环境下使用，不能应用于热真空试验。

因此，现有的天线热真空试验方法不能完全满足天线的测试要求，不经完全测试的航天器天线存在质量隐患。随着空间产品的技术发展，特别式高功率发射天线的应用，热真空试验的完整测试直接关系到产品的性能是否能够得到充分验证，也是产品质量的有效保证。因此，为了满足航天器天线产品的热真空试验需求，需要提出更为合理的技术方案，解决现有技术中存在的技术问题。

发明内容

为了克服上述内容中提到的现有技术存在的缺陷，本发明提供了一种用于天线热真空试验的热控结构及方法，旨在改进热真空试验设备的组成结构，为进行热真空试验的航天器天线等产品提供足够的试验温度条件，以进行完整的热真空试验测试，对航天器天线的产品质量和性能进行完整检测。

为了实现上述目的，本发明具体采用的技术方案是：

一种用于天线热真空试验的热控结构，与真空环境模拟试验设备配合，热控结构包括设置于真空环境模拟试验设备内的温度感应组件和吸波组件；温度感应组件包括密封的温控箱和设置于温控箱内的红外温度测试仪，温控箱的内腔连通真空环境模拟试验设备外部的供气设备并由供气设备维持设定气压，温控箱的腔体上还设置有红外光透过结构；吸波组件包括吸波暗箱和用于罩住吸波暗箱的热交换笼，热交换笼的一个方向设有开口；热控结构还包括设置在真空环境模拟试验设备内用于放置航空器天线的载物平台，载物平台用于设置待测天线且载物平台使待测天线指向开口内的吸波暗箱。

在真空环境模拟试验设备中，设置有温度调节模块，用于对真空环境模拟试验设备内的温度进行调节，以达到航天器天线所需的环境试验温度。

上述公开的热控结构，利用真空环境中热量通过辐射传递的特点，通过将发热模块与红外温度测试仪、吸波暗箱隔开，并通过外部的供气设备进行温度调控的方式将红外温度测试仪和吸波暗箱所在位置的区域温度分别控制在其正常工作的温度范围内，无论真空环境模拟试验设备内的试验温度达到什么条件，当真空环境模拟试验设备中的红外温度测试仪和吸波暗箱进行格挡后，其不受热量的直接辐射，红外温度探测仪与吸波暗箱均能够处于工作温度下，同时通过外部供气设备与温控箱的共同作用维持红外温度测试仪的工作气压，保证其能够正常工作。通过上述结构上的改进，可实现对航天器天线在-150℃～150℃范围内的性能测试试验，从而提高对航天器天线的质量把控。

进一步的，温度调节模块设置在真空环境试验模拟器内，用于调整环境的温度，可采用多种可行的方案，此处进行优化并举出其中具体可行的部分方案：对上述技术方案中公开的温度调节模块的结构进行优化，所述的温度调节模块包括发热模块和制冷模块。

再进一步，所述的发热模块至少包括电热丝、电热板中的一种。采用电热丝或者电热板，在通电的情况下发热以提高真空环境试验模拟器内的温度。

再进一步，所述的制冷模块可采用包括冷凝管、空压机、蒸发器和气阀组件等在内的部件组成，制冷模块通电后工作能够降低真空环境试验模拟器内的温度。

进一步的，温控箱的作用是为红外温度测试仪提供正常工作的环境条件，包括温度条件和气压条件，此处对温控箱的结构进行优化说明，举出如下一种具体可行的方案：所述的温控箱包括用于容纳红外温度测试仪的封闭箱体，封闭箱体的外表面覆盖有若干换热冷板，换热冷板中设置有换热通道结构，换热通道结构接入所述的供气设备并用于气体流通换热。这样设置时，温控箱内部的温度得到有效的控制，通过外部的供气设备进行调节，将温控箱内的温度调控在适宜的范围内，以方便红外温度测试仪正常工作；同时，红外温度测试仪在正常工作时对气压有一定的敏感度和要求，故通过外部供气设备可调节封闭箱体内的气压，使其保持在适宜的范围内，方便红外温度测试仪工作。

再进一步，在封闭箱体的外部设置换热冷板，能够将封闭箱体处的热量迅速转移，具体的换热方式多种多样，换热冷板的结构也并不唯一确定，此处进行优化并举出如下一种可行的方案：所述的换热通道结构的进气端连通从供气设备的供气管路进气的进气管，换热通道结构的出气端连通将气流导回供气设备的回气管路的出气管。这样设置时，通过供气设备提供稳定的流动气体，通过供气管路进入换热通道结构，在换热通道结构完成换热之后进入回气管路并将封闭箱体处的热量带走，从而实现封闭箱体处的温度控制。

进一步的，在封闭箱体内部，其温度保持在较为稳定的范围，为了更好地将红外温度测试仪的工作温度进行维持，在设置红外温度测试仪时进行改进，具体的：所述的封闭箱体的内壁面与红外温度测试仪的距离为5cm～10cm。这样设置时，能够更好地使红外温度测试仪与封闭箱体外的温度环境隔离，保持红外温度测试仪自身的工作温度。

进一步的，由于红外温度测试仪设置在密封箱体内，当红外温度测试仪工作获取数据后需要对外传输，同时还需保持密封箱体的密封性，故此处对密封箱体的结构进行优化，举出如下具体可行的方案：所述的红外光透过结构包括设置在封闭箱体上的红外玻璃，红外玻璃的作用是方便红外温度测试仪在工作过程中进行温度测试。

再进一步，封闭箱体上还设置有真空密封连接器，红外温度探测仪通过真空密封连接器与外部的测控计算机连接通讯，真空密封连接器的作用是确保红外温度测试仪的在与外部传输数据时，密封箱体的密封性能，从而保障红外温度测试仪的工作环境条件。

进一步的，对供气设备的作用是保持换热区域的温度值在适宜范围，故此处进行优化并举出如下具体可行的方案：所述的供气设备为恒温供气设备。恒温供气能够起到更好的温度条件保障。

进一步的，热交换笼的作用是将吸波暗箱与温度调节模块进行隔离，避免设备的温度影响吸波暗箱的工作状态。对上述技术方案中公开的热交换笼进行优化改进，具体举出如下可行的方案：所述的热交换笼包括笼体，吸波暗箱设置在笼体内，笼体的外表面设置有若干换热管，换热管的进气端连通供气设备的供气管路，换热管的出气端回连至供气设备的回气管路。当航天器天线进入试验时，朝向吸波暗箱发射电磁波，吸波暗箱将电磁波吸收，同时吸波暗箱的温度升高；与温控箱类似的原理，当供气设备对笼体的换热管进行供气时，笼体能将自身周边和吸波暗箱处的热量转移，使笼体内的温度保持在适合吸波暗箱工作的温度范围。

进一步的，为了更好地隔离吸波暗箱与笼体外的温度环境，此处进行优化并举出如下具体可行的方案：所述的笼体的内壁面与吸波暗箱之间的距离为5cm～10cm。

上述内容对用于热真空试验的控热结构进行了说明，本发明还公开了相应的热真空试验方法，具体如下：

一种用于天线热真空试验的方法，通过真空环境模拟试验设备进行，具体的，所述的真空环境模拟试验设备设置有上述内容公开的热控结构。

与现有技术相比，本发明具有的有益效果是：

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℃～150℃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。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅表示出了本发明的部分实施例，因此不应看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它相关的附图。

图1为本发明公开的热控结构的组成结构示意图。

上述附图中，各个标记所表示的含义为：1、真空环境模拟试验设备；2、温度调节模块；3、封闭箱体；4、红外温度测试仪；5、换热冷板；6、红外光透过结构；7、航天器天线；8、载物平台；9、吸波暗箱；10、笼体；11、换热管；12、供气管路；13、供气设备。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步阐释。

在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。本文公开的特定结构和功能细节仅用于描述本发明的示例实施例。然而，可用很多备选的形式来体现本发明，并且不应当理解为本发明限制在本文阐述的实施例中。

实施例1

本实施例针对现有的热真空试验设备仅能在有限的温度条件下进行，不能完全满足航天器天线7的热真空试验温度范围的情况，改进了一种用于热真空试验的热控结构，配合现有的真空环境试验模拟设备可完全满足航天器天线7在全部温度条件下的热真空试验。

具体的，本实施例所公开的技术方案为：

一种用于天线热真空试验的热控结构，与真空环境模拟试验设备1配合，热控结构包括设置于真空环境模拟试验设备1内的温度感应组件和吸波组件；温度感应组件包括密封的温控箱和设置于温控箱内的红外温度测试仪4，温控箱的内腔连通真空环境模拟试验设备1外部的供气设备13并由供气设备13维持设定气压，温控箱的腔体上还设置有红外光透过结构6；吸波组件包括吸波暗箱9和用于罩住吸波暗箱9的热交换笼，热交换笼的一个方向设有开口；热控结构还包括设置在真空环境模拟试验设备1内用于放置航空器天线的载物平台8，载物平台8用于设置待测天线且载物平台8使待测天线指向开口内的吸波暗箱9。

在真空环境模拟试验设备1中，设置有温度调节模块2，用于对真空环境模拟试验设备1内的温度进行调节，以达到航天器天线7所需的环境试验温度。

上述公开的热控结构，利用真空环境中热量通过辐射传递的特点，通过将发热模块与红外温度测试仪4、吸波暗箱9隔开，并通过外部的供气设备13进行温度调控的方式将红外温度测试仪4和吸波暗箱9所在位置的区域温度分别控制在其正常工作的温度范围内，无论真空环境模拟试验设备1内的试验温度达到什么条件，当真空环境模拟试验设备1中的红外温度测试仪4和吸波暗箱9进行格挡后，其不受热量的直接辐射，红外温度探测仪与吸波暗箱9均能够处于工作温度下，同时通过外部供气设备13与温控箱的共同作用维持红外温度测试仪4的工作气压，保证其能够正常工作。通过上述结构上的改进，可实现对航天器天线7在-150℃～150℃范围内的性能测试试验，从而提高对航天器天线7的质量把控。

优选的，上述公开的发热模块，通过电控的方式可实现升温和制冷，达到-150℃和150℃的环境温度调节。

具体的，温度调节模块2设置在真空环境试验模拟器内，用于调整环境的温度，可采用多种可行的方案，此处进行优化并举出其中具体可行的部分方案：对上述技术方案中公开的温度调节模块2的结构进行优化，所述的温度调节模块2包括发热模块和制冷模块，发热模块至少包括电热丝、电热板中的一种；采用电热丝或者电热板，在通电的情况下发热以提高真空环境试验模拟器内的温度。同时，制冷模块可采用包括冷凝管、空压机、蒸发器和气阀组件等在内的部件组成，制冷模块通电后工作能够降低真空环境试验模拟器内的温度。

温控箱的作用是为红外温度测试仪4提供正常工作的环境条件，包括温度条件和气压条件，此处对温控箱的结构进行优化说明，采用如下一种具体可行的方案：所述的温控箱包括用于容纳红外温度测试仪4的封闭箱体3，封闭箱体3的外表面覆盖有若干换热冷板5，换热冷板5中设置有换热通道结构，换热通道结构接入所述的供气设备13并用于气体流通换热。这样设置时，温控箱内部的温度得到有效的控制，通过外部的供气设备13进行调节，将温控箱内的温度调控在适宜的范围内，以方便红外温度测试仪4正常工作；同时，红外温度测试仪4在正常工作时对气压有一定的敏感度和要求，故通过外部供气设备13可调节封闭箱体3内的气压，使其保持在适宜的范围内，方便红外温度测试仪4工作。

优选的，所述的封闭箱体3采用铝合金材料制成，设置在封闭箱体3内的红外温度测试仪4的正常工作温度范围是-20℃～50℃，环境压力为常压，最大发热量约13W。

在封闭箱体3的外部设置换热冷板5，能够将封闭箱体3处的热量迅速转移，具体的换热方式多种多样，换热冷板5的结构也并不唯一确定，此处进行优化并采用如下一种可行的方案：所述的换热通道结构的进气端连通从供气设备13的供气管路12进气的进气管，换热通道结构的出气端连通将气流导回供气设备13的回气管路的出气管。这样设置时，通过供气设备13提供稳定的流动气体，通过供气管路12进入换热通道结构，在换热通道结构完成换热之后进入回气管路并将封闭箱体3处的热量带走，从而实现封闭箱体3处的温度控制。

优选的，所述的换热冷板5采用铜材料制成，换热通道结构为设置在换热冷板5上的若干气流通道。

在封闭箱体3内部，其温度保持在较为稳定的范围，为了更好地将红外温度测试仪4的工作温度进行维持，在设置红外温度测试仪4时进行改进，具体的可采用如下一种具体可行的方案：所述的封闭箱体3的内壁面与红外温度测试仪4的距离为5cm～10cm。这样设置时，能够更好地使红外温度测试仪4与封闭箱体3外的温度环境隔离，保持红外温度测试仪4自身的工作温度。

由于红外温度测试仪4设置在密封箱体内，当红外温度测试仪4工作获取数据后需要对外传输，同时还需保持密封箱体的密封性，故此处对密封箱体的结构进行优化，举出如下具体可行的方案：所述的红外光透过结构6包括设置在封闭箱体3上的红外玻璃，红外玻璃的作用是方便红外温度测试仪4在工作过程中进行温度测试。

在封闭箱体3上还设置有真空密封连接器，红外温度探测仪通过真空密封连接器与外部的测控计算机连接通讯。真空密封连接器的作用是确保红外温度测试仪4的在与外部传输数据时，密封箱体的密封性能，从而保障红外温度测试仪4的工作环境条件。

对供气设备13的作用是保持换热区域的温度值在适宜范围，故此处进行优化并举出如下具体可行的方案：所述的供气设备13为恒温供气设备13。恒温供气能够起到更好的温度条件保障。

热交换笼的作用是将吸波暗箱9与温度调节模块2进行隔离，避免设备的温度影响吸波暗箱9的工作状态。对上述技术方案中公开的热交换笼进行优化改进，具体采用如下可行的方案：所述的热交换笼包括笼体10，吸波暗箱9设置在笼体10内，笼体10的外表面设置有若干换热管11，换热管11的进气端连通供气设备13的供气管路12，换热管11的出气端回连至供气设备13的回气管路。当航天器天线7进入试验时，朝向吸波暗箱9发射电磁波，吸波暗箱9将电磁波吸收，同时吸波暗箱9的温度升高；与温控箱类似的原理，当供气设备13对笼体10的换热管11进行供气时，笼体10能将自身周边和吸波暗箱9处的热量转移，使笼体10内的温度保持在适合吸波暗箱9工作的温度范围。

优选的，所述的笼体10采用铝合金材料制成，换热管11采用铜管。

为了更好地隔离吸波暗箱9与笼体10外的温度环境，此处进行优化并举出如下具体可行的方案：所述的笼体10的内壁面与吸波暗箱9之间的距离为5cm～10cm。

实施例2

上述实施例的内容对用于热真空试验的控热结构进行了说明，本发明还公开了相应的热真空试验方法，具体如下：

一种用于天线热真空试验的方法，通过真空环境模拟试验设备进行，具体的，所述的真空环境模拟试验设备设置有上述内容公开的热控结构。

在本实施例中，采用的供气设备为恒温供气机，其提供的气体作为冷媒，是经过油水分离处理的洁净空气进行加热或制冷，冷媒通过密封管道输送到热交换笼和温控箱，经过热交换后返回恒温供气机，以此实现温度的调节。

优选的，恒温供气机供气温度5℃～15℃可调，供气量220kg/h，供气压力不低于5bar。冷却机组可采用制冷压缩机或自来水和加热棒进行供气温度控制。

当冷却媒介为无水无油的低露点压缩空气时，设定空气的进气温度为10℃，回气温度为20℃，空气流量210kg/h时，可保证热交换笼内表面温度为25℃。

在进行试验时，通过温度控制模块可调节真空环境试验模拟设备内的温度为-150℃～150℃；供气设备调节温控箱内的气压条件至10E-3Pa量级，

吸波暗箱工作温度为-70℃～80℃，最大发热量约600W，无环境压力限制。经过计算，当热交换笼内表面温度为25℃时，吸波暗箱的表面温度可控制在-50℃～50℃区间，满足吸波暗箱的使用要求。

经过实测，当试验环境温度为-150℃(150℃)和5.5×10-4Pa，恒温供气机控制温度10℃情况下，吸波暗箱外表温度为-30℃(60℃)，满足吸波暗箱使用要求。

同时，红外温度测试仪工作温度为-20℃～50℃，环境压力为常压，最大发热量约13W。经过计算，当温控箱内表面温度为25℃时，红外温度测试仪表面温度可控制在0℃～30℃区间，满足红外温度测试仪的使用要求。

以上即为本发明列举的实施方式，但本发明不局限于上述可选的实施方式，本领域技术人员可根据上述方式相互任意组合得到其他多种实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的实施方式。上述具体实施方式不应理解成对本发明的保护范围的限制，本发明的保护范围应当以权利要求书中界定的为准，并且说明书可以用于解释权利要求书。

Claims (10)

1.一种用于天线热真空试验的热控结构，与真空环境模拟试验设备(1)配合，其特征在于：热控结构包括设置于真空环境模拟试验设备(1)内的温度感应组件和吸波组件；温度感应组件包括密封的温控箱和设置于温控箱内的红外温度测试仪(4)，温控箱的内腔连通真空环境模拟试验设备(1)外部的供气设备(13)并由供气设备(13)维持设定气压，温控箱的腔体上还设置有红外光透过结构(6)；吸波组件包括吸波暗箱(9)和用于罩住吸波暗箱(9)的热交换笼，热交换笼的一个方向设有开口；热控结构还包括设置在真空环境模拟试验设备(1)内用于放置航空器天线的载物平台(8)，载物平台(8)用于设置待测天线且载物平台(8)使待测天线指向开口内的吸波暗箱(9)。

2.根据权利要求1所述的用于天线热真空试验的热控结构，其特征在于：所述的温控箱包括用于容纳红外温度测试仪(4)的封闭箱体(3)，封闭箱体(3)的外表面覆盖有若干换热冷板(5)，换热冷板(5)中设置有换热通道结构，换热通道结构接入所述的供气设备(13)并用于气体流通换热。

3.根据权利要求2所述的用于天线热真空试验的热控结构，其特征在于：所述的换热通道结构的进气端连通从供气设备(13)的供气管路(12)进气的进气管，换热通道结构的出气端连通将气流导回供气设备(13)的回气管路的出气管。

4.根据权利要求2或3所述的用于天线热真空试验的热控结构，其特征在于：所述的封闭箱体(3)的内壁面与红外温度测试仪(4)的距离为5cm～10cm。

5.根据权利要求2或3所述的用于天线热真空试验的热控结构，其特征在于：所述的红外光透过结构(6)包括设置在封闭箱体(3)上的红外玻璃。

6.根据权利要求2或3所述的用于天线热真空试验的热控结构，其特征在于：所述的封闭箱体(3)上还设置有真空密封连接器，红外温度探测仪通过真空密封连接器与外部的测控计算机连接通讯。

7.根据权利要求1、2或3所述的用于天线热真空试验的热控结构，其特征在于：所述的供气设备(13)为恒温供气设备(13)。

8.根据权利要求1所述的用于天线热真空试验的热控结构，其特征在于：所述的热交换笼包括笼体(10)，吸波暗箱(9)设置在笼体(10)内，笼体(10)上设置有若干换热管(11)，换热管(11)的进气端连通供气设备(13)的供气管路(12)，换热管(11)的出气端回连至供气设备(13)的回气管路。

9.根据权利要求8所述的用于天线热真空试验的热控结构，其特征在于：所述的笼体(10)的内壁面与吸波暗箱(9)之间的距离为5cm～10cm。

10.一种用于天线热真空试验的方法，通过真空环境模拟试验设备(1)进行，其特征在于：所述的真空环境模拟试验设备(1)设置有权利要求1～9中任一项所述的热控结构。

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