CN116593801A - 航天电子产品热循环试验防凝露的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种航天电子产品热循环试验防凝露的方法，用于航天电子产品热循环试验。内容包括：设计热循环试验防凝露方法的控制流程，给出流程中参数的获取方法和干燥空气或氮气的控制算法；步骤包括：在产品低温升高温的过程中，先获取产品表面温度和箱内循环空气的露点温度，然后将两者偏差值与安全裕度比较，按照控制算法控制干燥空气或氮气通断和调节干燥空气或氮气的充气速率，使产品表面温度与露点温度之间始终保持可靠的安全裕度，直至产品升温结束。
Description
技术领域
本发明涉及环境与可靠性试验相关的技术领域，特别涉及一种航天电子产品热循环试验防凝露的方法。
背景技术
航天电子产品需要按照GJB1027的要求开展热循环试验，用于验证产品设计健壮性以及能否在给定环境中可靠工作。热循环试验过程中发现，产品表面易产生凝露，使产品出现表面发黑、水渍、管脚腐蚀以及误导通等故障现象。
目前主要防凝露手段为在非密封组件做试验时，在试验箱(容器)内充干燥空气或氮气，降低试验箱内部水气含量，从而降低露点温度防止产品表面产生凝露。但在热循环试验升温过程中，由于产品热容量较大，产品表面温度滞后于试验箱内循环气体温度，当试验箱内气体湿度较大时，露点温度较高，易在产品表面形成凝露，对产品性能产生影响。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航天电子产品热循环试验防凝露的方法，利用本发明，可以在热循环试验中有效防止产品表面凝露的产生，对产品质量分析、试验设备改进和现场干燥空气设施改进等具有参考性。
为实现上述目的，本发明提供一种航天电子产品热循环试验防凝露的方法，该方法用于航天电子产品热循环试验，具体包括：
设计热循环试验防凝露方法的控制流程，给出流程中参数的获取方法和干燥空气或氮气的控制算法；在产品低温升高温的过程中，先获取产品表面温度和箱内循环空气的露点温度，然后将两者偏差值与安全裕度比较，按照控制算法控制干燥空气或氮气通断和调节干燥空气或氮气的充气速率，使产品表面温度与露点温度之间始终保持可靠的安全裕度，直至产品升温结束。
(1)干燥空气或氮气的露点温度应低于产品试验条件中的低温极限温度，最大通气速率应能匹配试验箱防凝露的需求；
(2)利用产品表面控温传感器测量获得产品表面温度Tp，利用露点仪测量或露点温度查算相图获得箱内循环气体的露点温度Td；
(3)采用风口温度变化值与产品表面温度变化值的偏差近似拟合产品表面温度Tp与露点温度Td之间偏差的安全裕度C，式(1)为安全裕度表达式：
C＝(va-vp)×V/vdmax (1)
式中：C为安全裕度；va为风口温度变化速率；vp为产品表面温度变化速率；V为试验箱气体容积，包含风道和样品区；vdmax为干燥空气或氮气充气速率最大值，按vdmax充入气体应不会造成试验箱温度波动；
(4)计算当前时刻产品表面温度与露点温度之间的偏差，并将其与安全裕度比较，判断是否存在产品表面凝露风险，若存在凝露风险，则控制干燥空气或氮气通断和调节干燥空气或氮气充气速率，从而降低箱内循环气体的露点温度；否则继续升温，在升温过程中实时获取箱内产品表面温度和露点温度，直至产品全程无凝露达到产品表面温度目标值；
控制算法用于控制干燥空气或氮气通断和调节干燥空气或氮气的充气速率，表达式为：
ε＝ε(vd,t,k) (2)
式中，vd为干燥空气或氮气充气速率；t为干燥空气或氮气通气时刻，t＝0表示断气；k表示干燥空气或氮气通断，k＝1，通气，k＝0，断气。
控制算法流程如下：
(1)初始充气时，ε＝ε(vd0,t0,k0)，vd0为初始充气速率，可取vdmax；t0为起始充气时刻，取低温转高温前t min，t＝V/vd0；
k0＝1；
(2)当Tp-Td≤C时，调整充气速率vd，使vd＝vdmax，则
ε＝ε(vdmax,ti,1)；
(3)当Tp-Td>C时，停止充气，则ε＝ε(0,0,0)。
本发明具有以下有益效果：
本发明包括：设计热循环试验防凝露方法的控制流程，给出流程中参数的获取方法和干燥空气或氮气的控制算法；在产品低温升高温的过程中，先获取产品表面温度和箱内循环空气的露点温度，然后将两者偏差值与安全裕度比较，按照控制算法控制干燥空气或氮气通断和调节干燥空气或氮气的充气速率，使产品表面温度与露点温度之间始终保持可靠的安全裕度，直至产品升温结束。
应用此方法可以精确有效防止热循环试验过程中产品表面产生凝露，相对于试验全程充气或试验升温过程充气的方式，能充分利用试验资源，节省试验成本，提高试验效率。此外，采集的风口温度、相对湿度、产品表面温度等信息能够完全复现产品凝露或不凝露过程，对产品质量分析、试验设备改进和现场干燥空气或氮气选用及设施改进等具有参考意义。
本发明提出的方法通过控制干燥空气或氮气通断和充气速率，能保证产品表面温度始终大于箱内气体露点温度，从而有效控制凝露产生。同时试验过程中采集的风口温度、相对湿度、产品表面温度等信息能够完全复现产品凝露或不凝露过程，对产品质量分析、试验设备改进和现场干燥空气或氮气设施改进等具有参考意义。
本发明的航天电子产品热循环试验防凝露的方法，通过获取产品表面温度值和露点温度值并比较，并根据两者差值计算确定干燥空气通断时刻、充入速率等参数，控制产品表面温度始终高于露点温度，能够有效防止凝露产生。
附图说明
图1为本发明的防凝露自动控制流程图；
图2为本发明优选实施例提供的控制结果图。
具体实施方式
以下将结合本发明的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述和讨论，显然，这里所描述的仅仅是本发明的一部分实例，并不是全部的实例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
为了便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例为例作进一步的解释说明，且各个实施例不构成对本发明实施例的限定。
图1为本发明的防凝露自动控制流程图，本实施例所提供的航天电子产品热循环试验防凝露的方法，该方法运行于航天电子产品热循环试验，具体包括：
某航天电子产品热循环试验条件为：温度范围-40℃～60℃；温度保持时间4h；温度变化率5℃/min；采用表面控温。试验过程中采用铸铝块作为模拟负载，模拟负载重20kg，与产品重量相近，能够模拟产品状态。试验现场干燥空气压力0.4Kpa，露点温度-50℃，试验现场大气环境温度28℃，相对湿度65％。试验过程中，低温转高温阶段按照控制方法对干燥空气进行控制，控制参数如表1所示：
表1：控制参数表
| 序号 | 控制参数值 | 数据来源 |
| 1 | va＝11℃/min | 根据产品试验曲线计算 |
| 2 | vp＝5℃/min | 根据产品试验曲线计算 |
| 3 | V＝1200L | 根据设备参数获取 |
| 4 | vdmax＝180L/min | 试验箱允许的最大干燥气体流速 |
| 5 | C＝40℃ | 根据公式(1)计算 |
| 6 | vd0＝vdmax | 初始充气速率取干燥空气最大流速 |
| 7 | t＝7min | t＝V/vd0 |
控制流程为：
①初始时刻，ε＝ε(180,t转-7,1)，即在低温转高温提前7min按照180L/min流速向试验箱内充入干燥空气，保证箱内循环气体全部被干燥空气置换；
②获取Tp和Td，分别为Tp＝-40℃，Td＝-62℃，Tp-Td＝22℃≤40℃，ε＝ε(180,ti,1)；
③获取Tp和Td，分别为Tp＝23.5℃，Td＝-17.5℃，Tp-Td＝41℃＞40℃，即干燥空气通入约13min后，ε＝ε(0,0,0)，停止充入干燥空气。
控制结果见图2，图2中曲线包含凝露和未凝露两种状态。凝露状态是干燥空气充气速率为120L/min的试验曲线，未凝露状态是采用自动控制方法的试验曲线。凝露状态下，由于低速率的干燥空气无法快速置换出试验箱内环境大气，且随着温度上升，冷凝器上霜迅速融解，导致空气中水分子含量急剧增加，露点温度急剧升高，短时间内超过产品表面温度，从而产生大量凝露；未凝露状态，经算法控制的干燥空气能够快速置换试验箱内气体，保证露点温度始终低于样品表面温度，且在停止充气后，露点温度仍逐步稳定，虽有轻微上浮，但依旧维持在较低水平，与产品表面温度保持安全裕度。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，对本发明所做的变形或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述的权利要求的保护范围为准。
Claims (7)
1.一种航天电子产品热循环试验防凝露的方法，用于航天电子产品热循环试验，其特征在于空气或氮气，包括：
设置干燥空气或氮气的露点温度低于产品试验条件中的低温极限温度，最大通气速率匹配试验箱防凝露的需求；
利用航天电子产品表面的控温传感器测量获得航天电子产品表面温度Tp，利用露点仪测量或露点温度查算相图获得箱内循环气体的露点温度Td；
采用风口温度变化值与航天电子产品表面温度变化值的偏差，近似拟合产品表面温度Tp与露点温度Td之间第一偏差的安全裕度；
计算当前时刻的航天电子产品表面温度与露点温度之间的第二偏差，并将所述第二偏差与安全裕度进行比较，判断是否存在航天电子产品表面凝露风险，
若存在凝露风险，则控制干燥空气或氮气的通断和控制调节干燥空气或氮气的充气速率，从而降低箱内循环气体的露点温度。
2.根据权利要求1所述的航天电子产品热循环试验防凝露的方法，其特征在于，判断是否存在航天电子产品表面凝露风险之后，还包括：
若不存在凝露风险，则继续升温，在升温过程中实时获取箱内航天电子产品表面温度和露点温度，直至航天电子产品全程无凝露，达到航天电子产品的表面温度目标值。
3.根据权利要求1所述的航天电子产品热循环试验防凝露的方法，其特征在于，采用风口温度变化值与航天电子产品表面温度变化值的偏差，近似拟合产品表面温度Tp与露点温度Td之间第一偏差的安全裕度，包括：根据式(1)得到安全裕度：
C＝(va-vp)×V/vdmax (1)
式中，C为安全裕度；va为风口温度变化速率；vp为产品表面温度变化速率；V为试验箱气体容积，包含风道和样品区；vdmax为干燥空气或氮气的充气速率最大值，按vdmax充入气体应不会造成试验箱温度波动。
4.根据权利要求1所述的航天电子产品热循环试验防凝露的方法，其特征在于，控制干燥空气或氮气的通断和控制调节干燥空气或氮气的充气速率空气或氮气空气或氮气，包括：
根据控制算法表达式(2)，控制干燥空气或氮气的通断和控制调节干燥空气或氮气的充气速率：
ε＝ε(vd,t,k) (2)
式中，vd为干燥空气或氮气的充气速率；t为干燥空气或氮气通气时刻，t＝0表示断气；k表示干燥空气或氮气的通断，k＝1，通气，k＝0，断气。
5.根据权利要求4所述的航天电子产品热循环试验防凝露的方法，其特征在于，根据控制算法表达式(2)，控制干燥空气或氮气的通断和控制调节干燥空气或氮气的充气速率，包括：
初始充气时，ε＝ε(vd0,t0,k0)，vd0为初始充气速率，可取vdmax；t0为起始充气时刻，取低温转高温前t min，t＝V/vd0；k0＝1。
6.根据权利要求4所述的航天电子产品热循环试验防凝露的方法，其特征在于，根据控制算法表达式(2)，控制干燥空气或氮气的通断和控制调节干燥空气或氮气的充气速率，包括：
当Tp-Td≤C时，调整充气速率vd，使vd＝vdmax，则ε＝ε(vdmax,ti,1)。
7.根据权利要求4所述的航天电子产品热循环试验防凝露的方法，其特征在于，根据控制算法表达式(2)，控制干燥空气或氮气的通断和控制调节干燥空气或氮气的充气速率，包括：
当Tp-Td>C时，停止充气，则ε＝ε(0,0,0)。
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| CN202310505392.6A CN116593801A (zh) | 2023-05-06 | 2023-05-06 | 航天电子产品热循环试验防凝露的方法 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117628799A (zh) * | 2023-11-28 | 2024-03-01 | 中科科凌(北京)科技有限公司 | 一种抗凝露方法及装置 |
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2023
- 2023-05-06 CN CN202310505392.6A patent/CN116593801A/zh active Pending
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