JPH04159200A - 宇宙環境試験装置 - Google Patents
宇宙環境試験装置Info
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- JPH04159200A JPH04159200A JP2284603A JP28460390A JPH04159200A JP H04159200 A JPH04159200 A JP H04159200A JP 2284603 A JP2284603 A JP 2284603A JP 28460390 A JP28460390 A JP 28460390A JP H04159200 A JPH04159200 A JP H04159200A
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- 239000001307 helium Substances 0.000 claims abstract description 20
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- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 20
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 16
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- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 claims description 12
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- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 40
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G7/00—Simulating cosmonautic conditions, e.g. for conditioning crews
- B64G2007/005—Space simulation vacuum chambers
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、宇宙環境と路間等の高真空、極低温の環境を
形成し、人工衛星等の宇宙空間で使用される各種機器の
試験、特に長時間の試験を行うのに適した宇宙環境試験
装置に関する。
形成し、人工衛星等の宇宙空間で使用される各種機器の
試験、特に長時間の試験を行うのに適した宇宙環境試験
装置に関する。
宇宙環境試験装置（スペースチェンバー）は、真空容器
の内部にシュラウド又はシールドと呼ばれる熱吸収壁を
設置して宇宙の冷暗黒を模擬するとともに、真空容器の
内部を真空ポンプで真空排気して宇宙の高真空を模擬す
るものである。
の内部にシュラウド又はシールドと呼ばれる熱吸収壁を
設置して宇宙の冷暗黒を模擬するとともに、真空容器の
内部を真空ポンプで真空排気して宇宙の高真空を模擬す
るものである。
宇宙の冷暗黒は、無限の熱吸収体の性質を持ち、その温
度は３にといわれている。地上で人工衛星等の発熱体の
試験を行う際には、該人工衛星等を前記シュラウド内に
収容して行っているが、試験を行う雰囲気を３Ｋにまで
冷却することは不可能に近い。このため、熱誤差の評価
から、シュラウドを１００に以下に冷却して、宇宙の冷
暗黒を模擬するのが一般的であり、その寒冷源としては
、主に液体窒素が用いられてきている。
度は３にといわれている。地上で人工衛星等の発熱体の
試験を行う際には、該人工衛星等を前記シュラウド内に
収容して行っているが、試験を行う雰囲気を３Ｋにまで
冷却することは不可能に近い。このため、熱誤差の評価
から、シュラウドを１００に以下に冷却して、宇宙の冷
暗黒を模擬するのが一般的であり、その寒冷源としては
、主に液体窒素が用いられてきている。
さらに、前記真空容器内に放出ガスの多い試験体を収容
して高真空に排気するためには、非常に大きなポンプを
用いて排気する必要があるが、このような場合には、真
空容器の内部、シュラウド内に極低温排気面、即ちクラ
イオパネルを組み込んで、該クライオパネルを２０に以
下に冷却し、窒素等のガスを凝結排気するクライオポン
プとして機能させる必要があった。このクライオパネル
の冷却源には、従来からヘリウム冷凍機から供給される
ヘリウムが用いられている。
して高真空に排気するためには、非常に大きなポンプを
用いて排気する必要があるが、このような場合には、真
空容器の内部、シュラウド内に極低温排気面、即ちクラ
イオパネルを組み込んで、該クライオパネルを２０に以
下に冷却し、窒素等のガスを凝結排気するクライオポン
プとして機能させる必要があった。このクライオパネル
の冷却源には、従来からヘリウム冷凍機から供給される
ヘリウムが用いられている。
また、試験完了後に真空容器内を常温まで加温する際に
は、一般に、窒素ガスをシーニラウドに導入することに
より行われていた。
は、一般に、窒素ガスをシーニラウドに導入することに
より行われていた。
第２図は一般的な宇宙環境試験装置の構成を示すもので
、特にンユラウドとクライオパネルの冷却システムの系
統を表したものである。図中、１は真空容器であって、
該真空容器コ。内にシュラウド２とクライオパネル３と
が設置され、それぞれ液体窒素供給系４とヘリウム冷凍
機５とに接続されている。また、真空容器１には、補助
排気系６として、真空容器］内を大気圧からシュラウド
２とクライオパネル３とによる冷却か可能な真空度まで
排気する粗引排気系と、クライオパネル３が冷却され、
クライオポンプとして機能するまで高真空を維持する高
真空排気系とが設けられている。
、特にンユラウドとクライオパネルの冷却システムの系
統を表したものである。図中、１は真空容器であって、
該真空容器コ。内にシュラウド２とクライオパネル３と
が設置され、それぞれ液体窒素供給系４とヘリウム冷凍
機５とに接続されている。また、真空容器１には、補助
排気系６として、真空容器］内を大気圧からシュラウド
２とクライオパネル３とによる冷却か可能な真空度まで
排気する粗引排気系と、クライオパネル３が冷却され、
クライオポンプとして機能するまで高真空を維持する高
真空排気系とが設けられている。
一般に、前記粗引排気系には油回転ポンプやメカニカル
ブースタポンプ等の低真空用のポンプが使用され、高真
空排気系にはターボ分子ポンプなどの高真空用ポンプが
使用されている。
ブースタポンプ等の低真空用のポンプが使用され、高真
空排気系にはターボ分子ポンプなどの高真空用ポンプが
使用されている。
前記液体窒素供給系４は、液体窒素ポンプ７゜気液分離
器８．液体窒素貯槽９等により構成され、タンクローリ
−１０により供給される液体窒素を前記シュラウド２に
循環させ、該シュラウド２を冷却するように形成されて
いる。
器８．液体窒素貯槽９等により構成され、タンクローリ
−１０により供給される液体窒素を前記シュラウド２に
循環させ、該シュラウド２を冷却するように形成されて
いる。
上記構成の宇宙環境試験装置は、ンユラウト２とクライ
オパネル３の冷却用として液体窒素供給系４とヘリウム
冷凍機５との２系統を有しているため、構成が複雑にな
るだけでなく、液体窒素を使用する点から、各部に高圧
ガスに対する配慮を施さなければならず、その設計、製
作に多大な時間とコストを要していた。
オパネル３の冷却用として液体窒素供給系４とヘリウム
冷凍機５との２系統を有しているため、構成が複雑にな
るだけでなく、液体窒素を使用する点から、各部に高圧
ガスに対する配慮を施さなければならず、その設計、製
作に多大な時間とコストを要していた。
また、上記宇宙環境試験装置を使用して試験を行うには
、まず前記補助排気系６を作動させた後にシュラウド２
の冷却を開始し、さらにシュラウド２が所定温度以下に
なってからクライオパネル３の冷却を開始する必要があ
り、液体窒素供給系４とヘリウム冷凍機５とを個別に運
転管理する必要があり、運転管理の面からも改善が望ま
れている。
、まず前記補助排気系６を作動させた後にシュラウド２
の冷却を開始し、さらにシュラウド２が所定温度以下に
なってからクライオパネル３の冷却を開始する必要があ
り、液体窒素供給系４とヘリウム冷凍機５とを個別に運
転管理する必要があり、運転管理の面からも改善が望ま
れている。
さらに、運転開始以前に、あらかじめ液体窒素供給系４
に用いる液体窒素の購入計画を立案して、その受入れ管
理を行う必要があり、スケジュールの調整等の運用面で
も面倒なものであった。
に用いる液体窒素の購入計画を立案して、その受入れ管
理を行う必要があり、スケジュールの調整等の運用面で
も面倒なものであった。
特に、人工衛星の姿勢制御に用いられるイオンエンジン
の試験等は、他の試験に比べて極めて長時間を要するた
め、上記液体窒素も大量に必要であり、該液体窒素の管
理が面倒であった。また、上記のような複雑な構成のも
のでは、長期に亙って確実な作動を継続させるための整
備も容易なものではなかった。
の試験等は、他の試験に比べて極めて長時間を要するた
め、上記液体窒素も大量に必要であり、該液体窒素の管
理が面倒であった。また、上記のような複雑な構成のも
のでは、長期に亙って確実な作動を継続させるための整
備も容易なものではなかった。
そこで本発明は、簡単な構成で真空容器内の真空排気と
冷却、及び加温とを効率よく行うことができるとともに
全自動運転も可能で、特に長時間の試験を行うのに好適
な宇宙環境試験装置を提供することを目的としている。
冷却、及び加温とを効率よく行うことができるとともに
全自動運転も可能で、特に長時間の試験を行うのに好適
な宇宙環境試験装置を提供することを目的としている。
上記した目的を達成するために、本発明の宇宙環境試験
装置は、シュラウドやシールドなどの熱吸収壁及び極低
温排気面、即ちクライオパネルを装備し、該熱吸収壁及
び極低温排気面により冷却を行う宇宙環境試験装置にお
いて、前記熱吸収壁と極低温排気面の冷却及び該熱吸収
壁と極低温排気面の加温を行う熱媒体を供給する１台の
ヘリウム冷凍機を、熱媒体供給回路を介して前記熱吸収
壁及び極低温排気面に接続したことを特徴とし、ている
。
装置は、シュラウドやシールドなどの熱吸収壁及び極低
温排気面、即ちクライオパネルを装備し、該熱吸収壁及
び極低温排気面により冷却を行う宇宙環境試験装置にお
いて、前記熱吸収壁と極低温排気面の冷却及び該熱吸収
壁と極低温排気面の加温を行う熱媒体を供給する１台の
ヘリウム冷凍機を、熱媒体供給回路を介して前記熱吸収
壁及び極低温排気面に接続したことを特徴とし、ている
。
以下、本発明を第１図に示す一実施例に基づいてさらに
詳細に説明する。
詳細に説明する。
本発明の宇宙環境試験装置１１は、真空容器１２内に熱
吸収壁であるシュラウド１３と極低温排気面であるクラ
イオパネル１４とを設置するとともに、両者を１台のヘ
リウム冷凍機１５に接続し、シュラウド］３とクライオ
パネル１４とを１台のヘリウム冷凍機１５で冷却及び加
温するように形成したもので、ヘリウム冷凍機１５には
、シュラウド１３を１００に以下に冷却する熱媒体供給
回路１．５ ａと、クライオパネル１４を２０に以下に
冷却するための熱媒体供給回路１５ｂとが設けられてい
る。
吸収壁であるシュラウド１３と極低温排気面であるクラ
イオパネル１４とを設置するとともに、両者を１台のヘ
リウム冷凍機１５に接続し、シュラウド］３とクライオ
パネル１４とを１台のヘリウム冷凍機１５で冷却及び加
温するように形成したもので、ヘリウム冷凍機１５には
、シュラウド１３を１００に以下に冷却する熱媒体供給
回路１．５ ａと、クライオパネル１４を２０に以下に
冷却するための熱媒体供給回路１５ｂとが設けられてい
る。
また、真空容器１２には、従来の宇宙環境試験装置と同
様に、真空容器１２内を大気圧からシュラウド］３とク
ライオパネル１４とによる冷却が可能な真空度まで排気
する油回転ポンプやメカニカルブースタポンプ等の低真
空用のポンプを用いた粗引排気系と、クライオパネル１
４が冷却されてクライオポンプとして機能するまで高真
空を維持するターボ分子ポンプ等の高真空用ポンプを用
いた高真空排気系とから構成された補助排気系１６が設
けられている。
様に、真空容器１２内を大気圧からシュラウド］３とク
ライオパネル１４とによる冷却が可能な真空度まで排気
する油回転ポンプやメカニカルブースタポンプ等の低真
空用のポンプを用いた粗引排気系と、クライオパネル１
４が冷却されてクライオポンプとして機能するまで高真
空を維持するターボ分子ポンプ等の高真空用ポンプを用
いた高真空排気系とから構成された補助排気系１６が設
けられている。
このように、真空容器１２内に設置するシュラウド１３
とクライオパネル１４とを、該シュラウド１３とクライ
オパネル１４の冷却、及び該シュラウド１３とクライオ
パネル１４の加温を行うそれぞれの熱媒体供給回路１５
ａ、１５ｂを介して１台のヘリウム冷凍機１５に接続す
ることにより、宇宙環境試験装置１１の構成を簡略化で
きるとともに、液体窒素を用いるための配慮、即ち高圧
ガス取扱いにおける配慮や、液体窒素の購入管理等の配
慮を行う必要が無くなり、製造面たけてなく運転管理面
においても大幅な改善を図ることができる。特に試験期
間の長いイオンエンジンの試験等に際しては、液体窒素
の管理が不要になることや、装置の簡略化による整備の
容易性の向上により、長期間の試験を効率よく確実に行
うことが可能となる。
とクライオパネル１４とを、該シュラウド１３とクライ
オパネル１４の冷却、及び該シュラウド１３とクライオ
パネル１４の加温を行うそれぞれの熱媒体供給回路１５
ａ、１５ｂを介して１台のヘリウム冷凍機１５に接続す
ることにより、宇宙環境試験装置１１の構成を簡略化で
きるとともに、液体窒素を用いるための配慮、即ち高圧
ガス取扱いにおける配慮や、液体窒素の購入管理等の配
慮を行う必要が無くなり、製造面たけてなく運転管理面
においても大幅な改善を図ることができる。特に試験期
間の長いイオンエンジンの試験等に際しては、液体窒素
の管理が不要になることや、装置の簡略化による整備の
容易性の向上により、長期間の試験を効率よく確実に行
うことが可能となる。
さらに試験完了後の加温も、従来はシュラウドにのみ窒
素ガスを導入して行っていたが、本発明では、前記シュ
ラウド１３とクライオパネル１４の両方に熱媒体供給回
路１５ａ、１５ｂを介して加温用のヘリウムを導入でき
るので、加温時間の短縮も図ることができる。
素ガスを導入して行っていたが、本発明では、前記シュ
ラウド１３とクライオパネル１４の両方に熱媒体供給回
路１５ａ、１５ｂを介して加温用のヘリウムを導入でき
るので、加温時間の短縮も図ることができる。
また、シュラウド１３及びクライオパネル１４の冷却及
び加温は、前記ヘリウム冷凍機１５のみを制御すること
で行うことができるので、該ヘリウム冷凍機１５に冷凍
機搭載型制御用計算機を装備することにより、シュラウ
ド１３及びクライオパネル１４の冷却及び加温を全自動
で行うことが可能となり、運転操作性の改善も図れる。
び加温は、前記ヘリウム冷凍機１５のみを制御すること
で行うことができるので、該ヘリウム冷凍機１５に冷凍
機搭載型制御用計算機を装備することにより、シュラウ
ド１３及びクライオパネル１４の冷却及び加温を全自動
で行うことが可能となり、運転操作性の改善も図れる。
さらに、前記クライオパネル１４に吸着材を接着してお
くことにより、ヘリウム等のガスを排気可能とするクラ
イオソープションポンプとしての機能を持たせることが
でき、より高真空状態を得ることができる。
くことにより、ヘリウム等のガスを排気可能とするクラ
イオソープションポンプとしての機能を持たせることが
でき、より高真空状態を得ることができる。
以上説明したように、本発明によれば、１台のヘリウム
冷凍機を使用して熱吸収壁及び極低温排気面の冷却及び
加温を同時に行えるため、液体窒素の使用のための高圧
ガス対策を施した供給設備が不要となり、また、液体窒
素の使用計画の立案と受入れ管理を行う必要も無くなる
とともに、熱吸収壁及び極低温排気面の冷却及び加温を
単一の操作で行えること、コンピュータによって運転が
行えることから、宇宙環境試験装置の装置構成の簡略化
とともに、運転容易性と操作性を大幅に改善することが
できる。
冷凍機を使用して熱吸収壁及び極低温排気面の冷却及び
加温を同時に行えるため、液体窒素の使用のための高圧
ガス対策を施した供給設備が不要となり、また、液体窒
素の使用計画の立案と受入れ管理を行う必要も無くなる
とともに、熱吸収壁及び極低温排気面の冷却及び加温を
単一の操作で行えること、コンピュータによって運転が
行えることから、宇宙環境試験装置の装置構成の簡略化
とともに、運転容易性と操作性を大幅に改善することが
できる。
第１図は本発明の宇宙環境試験装置の一実施例を示す系
統図、第２図は従来の宇宙環境試験装置の一例を示す系
統図である。 １１・・・宇宙環境試験装置 １２・・・真空容器１
３・・・シュラウド １４・・・クライオパネル１５
・・・ヘリウム冷凍機 １５ａ、１５ｂ・・・熱媒体
供給回路 １６・・・補助排気系
統図、第２図は従来の宇宙環境試験装置の一例を示す系
統図である。 １１・・・宇宙環境試験装置 １２・・・真空容器１
３・・・シュラウド １４・・・クライオパネル１５
・・・ヘリウム冷凍機 １５ａ、１５ｂ・・・熱媒体
供給回路 １６・・・補助排気系
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、熱吸収壁及び極低温排気面を装備し、該熱吸収壁及
び極低温排気面により冷却を行う宇宙環境試験装置にお
いて、前記熱吸収壁と極低温排気面の冷却及び該熱吸収
壁と極低温排気面の加温を行う熱媒体を供給する１台の
ヘリウム冷凍機を、熱媒体供給回路を介して前記熱吸収
壁及び極低温排気面に接続したことを特徴とする宇宙環
境試験装置。 ２、前記熱吸収壁及び極低温排気面の冷却・加温を全自
動で行う冷凍機搭載型制御用計算機を備えたことを特徴
とする請求項１記載の宇宙環境試験装置。 ３、前記極低温排気面に吸着材を接着してクライオソー
プションポンプとして使用することを特徴とする請求項
１記載の宇宙環境試験装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2284603A JP3069910B2 (ja) | 1990-10-23 | 1990-10-23 | 宇宙環境試験装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2284603A JP3069910B2 (ja) | 1990-10-23 | 1990-10-23 | 宇宙環境試験装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04159200A true JPH04159200A (ja) | 1992-06-02 |
| JP3069910B2 JP3069910B2 (ja) | 2000-07-24 |
Family
ID=17680598
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2284603A Expired - Fee Related JP3069910B2 (ja) | 1990-10-23 | 1990-10-23 | 宇宙環境試験装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3069910B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105090000A (zh) * | 2015-07-17 | 2015-11-25 | 北京航空航天大学 | 一种空间环境模拟器粗抽真空系统的故障诊断方法 |
| CN106184831A (zh) * | 2016-06-29 | 2016-12-07 | 上海微小卫星工程中心 | 用于高热流密度卫星的真空热试验装置 |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11738892B2 (en) * | 2020-12-28 | 2023-08-29 | Raytheon Company | Space seeker motion test method |
-
1990
- 1990-10-23 JP JP2284603A patent/JP3069910B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105090000A (zh) * | 2015-07-17 | 2015-11-25 | 北京航空航天大学 | 一种空间环境模拟器粗抽真空系统的故障诊断方法 |
| CN106184831A (zh) * | 2016-06-29 | 2016-12-07 | 上海微小卫星工程中心 | 用于高热流密度卫星的真空热试验装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3069910B2 (ja) | 2000-07-24 |
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