CN212158487U - 模拟太空骤变温场环境的形变测量装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种模拟太空骤变温场环境的形变测量装置。本实用新型对太阳翼中温度特别敏感的部件设计了检测平台，测量部件在骤变温场下的形变量，判断其是否符合要求。本实用新型的骤变温场模拟均采用非接触式升降温，升温采用热辐射，降温采用液氮冷却，两种形式不但可达到太阳翼工作环境温度的要求，而且较传统方案，能更快速升温降温。传统测量三维形变的方式基本为接触式，会产生较大误差，本实用新型采用激光测距，并用三棱镜折射放大的原理，使得结果更加精确。
Description
技术领域
本实用新型属于形变测试领域，尤其涉及一种模拟太空骤变温场环境的形变测量装置。
背景技术
太阳翼在外太空中的工作环境恶劣，巨大的温差就是其一要素，太阳翼表温朝阳面可达一百摄氏度以上，背阴面可达零下一百摄氏度以下。而在地面测试中，很难对大型太阳翼整体进行温度模拟测试。因此对太阳翼的温度敏感性检测主要为测量太阳翼组件中的敏感部件在骤变温场环境下的形变。
由于温度敏感部件体积小，其形变通常难以通过肉眼观测，而基于图像视觉处理的系统或设备造价昂贵、数据处理过程复杂，其对微小形变的捕获和处理能力非常有限，且其还要求图像采集区域不能有障碍物干扰。同时为了模拟太空环境的温度骤变，必须使用快速的升温或冷却方法，现有技术对于此技术内容的报道较少。
实用新型内容
本实用新型的目的即是克服现有技术的不足，提供了一种模拟太空骤变温场环境的形变测量装置。
本实用新型的模拟太空骤变温场环境的形变测量装置包括带有舱门的可密闭舱室，所述的可密闭舱室内设有激光形变测试组件、液氮制冷装置、微波制热装置、工作台和温度传感器；
所述的液氮制冷装置位于可密闭舱室的顶部，其设有液氮出口和用于连接外部供给装置的液氮输入口；所述的微波制热装置用于可密闭舱室内的升温；所述激光形变测试组件有三个，每个激光形变测试组件均包括一个激光发射器、激光感光面和三棱镜；在同一个激光形变测试组件内，激光发射器的发射光束经试件反射后，反射光由三棱镜折射成垂直于激光感光面的光束并照射在激光感光面上。
所述的工作台设在可密闭舱室底部中央，用于承载试件。
作为本实用新型的优选方案，所述的微波制热装置包括微波发生器和安装在微波发生器外围的微波散热组件。
作为本实用新型的优选方案，所述的激光感光面表面覆盖有耐高温保护膜。
作为本实用新型的优选方案，所述的三棱镜材质为石英玻璃，三棱镜为直角三棱镜，直角三棱镜的斜面角度及激光发射器的激光发射角度的关系满足；激光发射器的发射光束经试件反射后照射在直角三棱镜的斜面上；且反射光由三棱镜折射成垂直于激光感光面的光束，并出射到激光感光面上，激光感光面与三棱镜的一个直角面平行布置。
作为本实用新型的优选方案，所述的舱门带有密封隔温条。
本实用新型提供了一种适用于模拟太空环境温度骤变的加热/冷却及形变观测方案，其中冷却环节采用液氮冷却。由于液态冷却时易产生“烟雾”，无法使用图像采集系统进行图像的采集，本实用新型采用激光进行形变的示踪，通过三棱镜对形变进行放大，通过激光感光面进行放大量的读取。
附图说明
图1为本实用新型测试装置的结构示意图；
图2为测试装置的正视图；
图3为测试装置的俯视图；
图4为测试装置的右视图；
图5为可密闭舱室的外部示意图；
图6为激光光路示意图；
图7为激光光路俯视图；
图8为三棱镜放大原理图，实线所示光路为形变前光路，虚线为形变后光路。
具体实施方式
下面结合说明书附图和实施例对本实用新型做进一步的说明。
如图1-4所示，本实用新型的模拟太空骤变温场环境的形变测量装置包括带有舱门12的可密闭舱室，所述的可密闭舱室内设有激光形变测试组件、液氮制冷装置2、微波制热装置3、工作台9；
所述的液氮制冷装置2位于可密闭舱室的顶部，其设有液氮出口和用于连接外部供给装置的液氮输入口13；所述的微波制热装置3用于可密闭舱室内的升温；所述激光形变测试组件有三个，三个激光形变测试组件相互独立，分别用于检测试件X、Y、Z三个方向的形变；每个激光形变测试组件均包括一个激光发射器1、激光感光面6和三棱镜7；在同一个激光形变测试组件内，激光发射器1 的发射光束经试件反射后，反射光由三棱镜7折射成垂直于激光感光面6的光束并照射在激光感光面6上。
所述的工作台9设在可密闭舱室底部中央，用于承载试件15。
作为本实用新型的一种可选方式，所述的微波制热装置3包括微波发生器5 和安装在微波发生器5外围的微波散热组件4。微波散热组件可由A6063-T5或 AL1060材料制成，用于扩散微波热量。
作为本实用新型的一种可选方式，所述的激光感光面6表面覆盖有耐高温保护膜。耐高温保护膜采用PET作为基材，表面涂以耐高温丙烯酸胶粘剂而成。
作为本实用新型的一种可选方式，所述的三棱镜7材质为石英玻璃，耐热温度达1600℃，远远低于环境温度；三棱镜7为直角三棱镜，直角三棱镜的斜面角度面对反射光束。在选定的发射激光波长和直角三棱镜的折射系数下，直角三棱镜与试件的反射光束之间的角度应满足：激光发射器1的发射光束经试件反射后，反射光与三棱镜7的角度使得折射光垂直于激光感光面6(同时垂直于直角三棱镜的一个直角面)，如图8所示。
如图3-8所示，激光形变测试组件包括测试Z方向的激光形变测试组件(Z 测试组件)、测试X方向的激光形变测试组件(X测试组件)和测试Y方向的激光形变测试组件(Y测试组件)；其中X,Y,Z方向为直角坐标系的三个坐标轴方向(两两垂直)。
Z测试组件包括Z向激光发射器1-3、Z向三棱镜7-3和Z向激光感光面6-3；在本实施例的一种布置方案中，Z向激光发射器1-3布置于可密闭舱室顶部，Z 向三棱镜7-3和Z向激光感光面6-3的底部设有可升降支架用于调节三棱镜和激光感光面的高度。Z向激光发射器1-3发射的光照射在试件的顶部，经反射后照向Z向三棱镜7-3，然后经Z向三棱镜7-3折射后垂直照射在Z向激光感光面6-3 上。
X测试组件包括X向激光发射器1-2、X向三棱镜7-2和X向激光感光面6-2；X向激光发射器1-2、X向三棱镜7-2和X向激光感光面6-2均布置在可密闭舱室的底部；X向激光发射器1-2发射的激光照射试件的一个竖直侧面，经反射后照向X向三棱镜7-2，然后经X向三棱镜7-2折射后垂直照射在X向激光感光面 6-2。
Y测试组件包括Y向激光发射器1-1、Y向三棱镜7-1和Y向激光感光面6-1； Y向激光发射器1-1、Y向三棱镜7-1和Y向激光感光面6-1均布置在可密闭舱室的底部；Y向激光发射器1-1发射的激光照射试件的一个竖直侧面，经反射后照向Y向三棱镜7-1，然后经Y向三棱镜7-1折射后垂直照射在Y向激光感光面 6-1。
本实用新型的试件15应尽量选择或加工成长方体，便于激光发射器、三棱镜和激光感光面的布置，并可测试得到X,Y,Z三个方向的形变。若不为长方体，则应使得试件的各个面为平面，此时需调整三棱镜和激光感光面的位置，使得同组激光形变测试组件中的激光发射器1的发射光束经试件反射后，反射光与三棱镜7的角度使得折射光垂直于激光感光面6；此时测试得到的形变并非X,Y,Z方向，而是试件在激光发射器照射的平面的法向方向的形变。
本实用新型的三个激光形变测试组件是独立工作的，可以只选择其中的一个或两个工作；例如只关注试件在Z方向的形变时，只需启动Z测试组件。
如图4所示，在本实施例中，所述的舱门12带有密封隔温条。可密闭舱室设有隔温保护外壳10、底座11，液氮输入口13位于可密闭舱室顶部，闭舱室底部还设置氮气收集口，用于收集氮气，并可根据需要对可密闭舱室进行抽气。
如图5所示，本实施例的产品可以按如下方法进行测试：
将待测物(太阳翼中的温度敏感部件)放置在工作台9上，调整三个激光器 1的角度，配合激光器1的角度调整激光感光面6和三个三棱镜7的角度。
加热时，开启微波制热装置3，通过微波发生器5和微波散热组件4使得测量平台的密闭空间内温度急速上升，达到预设值；降温时，开启液氮制冷装置2 使得温度急速下降，达到预设值。
温度传感器8可以实时测量密闭空间内的温度，从而控制制热装置和制冷装置。
激光器1发射的光束照射在待测物体上，反射光透过三棱镜7，折射后呈现在激光感光面6上，感光面6可以记录光束所在位置，当环境温度变化时，待测物发生微小形变，这时感光面6上的光束由于三棱镜7的放大作用，位移放大，实线所示光路为形变前光路，虚线为形变后光路。通过观察和记录此刻三个方向的位移变化，可以知道试件在骤变温场下的变化情况。
由于骤变温场下的形变变化是一个动态过程，本实用新型主要用于定性观察试件多个方向的微小三维形变的过程。本实用新型也可粗略计算骤变温场下的三维形变，若为了精度要求需要定量计算形变，则需考虑温度对腔室内折射率的影响，可测量密闭空间内的温度，实时计算出空间内气体的折射率，再根据空间气体的折射率和三棱镜的折射率计算出待测物真实形变。
Claims (8)
1.一种模拟太空骤变温场环境的形变测量装置，其特征在于包括带有舱门(12)的可密闭舱室，所述的可密闭舱室内设有激光形变测试组件、液氮制冷装置(2)、微波制热装置(3)、工作台(9)和温度传感器(8)；
所述的液氮制冷装置(2)位于可密闭舱室的顶部，其设有液氮出口和用于连接外部液氮供给装置的液氮输入口(13)；所述的微波制热装置(3)位于可密闭舱室一侧内壁上；所述激光形变测试组件有三个，三个激光形变测试组件相互独立，分别用于检测试件X、Y、Z三个方向的形变；每个激光形变测试组件均包括一个激光发射器(1)、一个激光感光面(6)和一个三棱镜(7)；在同一个激光形变测试组件内，激光发射器(1)的发射光束经试件反射后，反射光由三棱镜(7)折射成垂直于激光感光面(6)的光束并照射在激光感光面(6)上；
所述的工作台(9)设在可密闭舱室底部中央，用于承载试件。
2.根据权利要求1所述的模拟太空骤变温场环境的形变测量装置，其特征在于所述的微波制热装置(3)包括微波发生器(5)和安装在微波发生器(5)外围的微波散热组件(4)。
3.根据权利要求1所述的模拟太空骤变温场环境的形变测量装置，其特征在于，测试Z方向的激光形变测试组件中，激光发射器布置于可密闭舱室顶部，三棱镜的底部设有可升降支架用于调节三棱镜的高度。
4.根据权利要求1所述的模拟太空骤变温场环境的形变测量装置，其特征在于，测试X方向的激光形变测试组件中，激光发射器、三棱镜和激光感光面均布置在可密闭舱室的底部。
5.根据权利要求1所述的模拟太空骤变温场环境的形变测量装置，其特征在于，测试Y方向的激光形变测试组件中，激光发射器、三棱镜和激光感光面均布置在可密闭舱室的底部。
6.根据权利要求1所述的模拟太空骤变温场环境的形变测量装置，其特征在于所述的激光感光面(6)表面覆盖有耐高温保护膜。
7.根据权利要求1所述的模拟太空骤变温场环境的形变测量装置，其特征在于所述的三棱镜(7)材质为石英玻璃，三棱镜(7)为直角三棱镜，激光发射器(1)的发射光束经试件反射后照射在直角三棱镜的斜面上；且反射光由三棱镜(7)折射成垂直于激光感光面(6)的光束，并出射到激光感光面(6)上，激光感光面(6)与三棱镜(7)的一个直角面平行布置。
8.根据权利要求1所述的模拟太空骤变温场环境的形变测量装置，其特征在于所述的舱门(12)带有密封隔温条。
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN202020637347.8U CN212158487U (zh) | 2020-04-24 | 2020-04-24 | 模拟太空骤变温场环境的形变测量装置 |
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| CN202020637347.8U Active CN212158487U (zh) | 2020-04-24 | 2020-04-24 | 模拟太空骤变温场环境的形变测量装置 |
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2020
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