本发明专利技术涉及一种航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置及试验方法，包括：推进剂贮箱、压力监测系统、驱动压缩装置、管路以及阀门组件；所述推进剂贮箱包括上半球和下半球，所述上半球和所述下半球之间为可拆装结构；所述阀门组件包括第一截止阀和第二截止阀；所述管路包括第一管路、第二管路和第三管路；所述第一截止阀设置在连接所述上半球的所述第一管路上；所述驱动压缩装置设置在连接所述下半球的所述第二管路的端部；所述第二截止阀设置在连通所述第二管路的所述第三管路上；所述压力监测系统连接所述第二管路。根据本发明专利技术的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置及试验方法可以快速准确获得航天器贮箱金属膜片疲劳寿命。
【技术实现步骤摘要】
航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置及方法
本专利技术涉及一种航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置及利用该装置对贮箱金属膜片进行疲劳寿命试验的方法。
技术介绍
金属膜片贮箱是一种常用的航天器推进剂贮箱，能够有效消除外界干扰引起的推进剂晃动。贮箱中的金属膜片将贮箱隔离成气腔和液腔两部分，借助气腔内增压气体对膜片产生挤压，使膜片向液腔方向发生弹塑性变形并移动，将推进剂向贮箱下游出口输送。航天器在轨飞行时会面临推进系统在一定时期内不需要输出推进剂的情况，如通信卫星等用CMG、动量轮进行姿态控制，又如载人航天器停靠空间站后推进系统停止工作等情况。推进剂贮箱停止工作期间，受到环境温度变化影响，推进剂会发生热胀冷缩现象，例如四氧化二氮氧化剂在10℃存储温度下的温度体膨胀系数为1.547×10-3/K，若一个贮存200L四氧化二氮的贮箱平均温度提高2℃，则推进剂体积增加0.6L。0.6L的体积增加会导致贮箱膜片发生塑性变形。航天器在轨长期飞行期间的外热流受到太阳入射角(β角)、阳照/阴影交替、航天器舱体间遮挡等因素的综合影响，温度变化次数往往达数千次，例如轨道高度350km的航天器每1.5小时经历一次阴影阳照交替，则在轨飞行1年内将经历4240次温度变化，必然会导致推进剂体积高周次变化，进而引起贮箱膜片疲劳失效。贮箱膜片疲劳破损导致的贮箱气腔-液腔贯通将使恒压挤压式推进剂贮箱整体失效，危及航天器在轨运行安全。为此，在金属膜片贮箱研制过程中，必须获得在推进剂剩余量一定情况下的贮箱膜片疲劳破损前的推进剂体积波动次数，即贮箱膜片疲劳寿命，用以评估贮箱是否满足在轨飞行任务要求。通常来讲，通过对加注一定量推进剂的贮箱进行电加热温度控制，创造温度交变环境，引起推进剂体积膨胀收缩，在膜片疲劳破裂前，通过记录温度交变次数获得测量膜片疲劳寿命。考虑到航天器推进剂贮箱在轨运行时面临真空、失重等复杂空间环境，推进剂的对流换热、传导换热等条件在地面试验时模拟难度较大。另一方面，推进剂贮箱在轨运行时的电加热温度控制系统加热功率只有30W～60W，200L推进剂升高2℃所需加热时长约1小时。对于低轨航天器推进剂贮箱在轨飞行1～2年、温度波动次数6000次～12000次来讲，要获得6000次以上的寿命需要开展6000小时(约合250天)试验。同时，为了减小试验子样数，往往需要在地面进行8倍以上的寿命验证，因此单台贮箱膜片疲劳寿命试验总时长将达到数年，显然是工程研制所无法接受的。可见，通过电加热创造推进剂体积周期性膨胀收缩的条件无法满足快速获得金属膜片贮箱膜片疲劳寿命。
技术实现思路
本专利技术的目的在于解决上述问题，提供一种可以快速、准确地获得航天器贮箱金属膜片疲劳寿命的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，以及利用该装置对贮箱金属膜片进行寿命试验的方法。为实现上述专利技术目的，本专利技术提供一种航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，包括：推进剂贮箱、压力监测系统、驱动压缩装置、管路以及阀门组件；所述推进剂贮箱包括上半球和下半球，所述上半球和所述下半球之间为可拆装结构；所述阀门组件包括第一截止阀和第二截止阀；所述管路包括第一管路、第二管路和第三管路；所述第一截止阀设置在连接所述上半球的所述第一管路上；所述驱动压缩装置设置在连接所述下半球的所述第二管路的端部；所述第二截止阀设置在连通所述第二管路的所述第三管路上；所述压力监测系统连接所述第二管路。根据本专利技术的一个方面，所述上半球上设置有用于连接所述第一管路的增压气体入口。根据本专利技术的一个方面，所述下半球上设置有用于连接所述第二管路的推进剂出口。根据本专利技术的一个方面，所述压力监测系统包括：压力传感器，设置在所述第二管路上；压力采集器，与所述压力传感器电连接，用于为所述压力传感器供电并且测量由所述压力传感器采集到的压力信号；工控机，与所述压力采集器电连接，用于实时记录压力测量数据。根据本专利技术的一个方面，所述驱动压缩装置包括：压缩机，连接所述第二管路的端部；减速齿轮，减速比为n，连接所述压缩机，用于驱动所述压缩机动作；步进电机，转速为ω，连接所述减速齿轮，用于驱动所述减速齿轮带动所述压缩机动作；步进电机控制器，控制所述步进电机动作。根据本专利技术的一个方面，所述压缩机为活塞-曲柄式压缩机。根据本专利技术的一个方面，所述第一截止阀和所述第二截止阀为手动机械式截止阀。为实现上述专利技术目的，本专利技术还提供一种利用上述航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置对贮箱金属膜片进行寿命试验的方法，包括以下步骤：a.将待测金属膜片安装于上半球和下半球之间，金属膜片与上半球之间形成推进剂贮箱的气腔，金属膜片与下半球之间形成推进剂贮箱的液腔；b.调节压缩机中曲柄和连杆的位置，使压缩机中活塞的行程能够满足充入下半球中工质体积波动的要求；c.开启压力监控系统，同时设置步进电机的转速；d.对液腔、压缩机的液缸以及管路进行抽真空处理；e.向管路和液腔充入工质，记录充入工质的体积为V1；f.向气腔内充入高压氮气挤压金属膜片，然后记录第二截止阀出口处流出的工质体积V2，直到液腔内剩余体积达到试验所需体积V0＝V1-V2；g.打开第一截止阀，使气腔与大气连通，通过工控机记录压力传感器此时的大气压P1；h.启动步进电机，记录电机启动时间T1，通过工控机记录每一个工作循环下的管路的压力最大值，直至记录到金属膜片破裂时管路的压力最大值P2等于P1时，表明储箱膜片已发生疲劳破损，此时步进电机的运行时间为T2，根据公式公式N＝(ΔT×ω)/n求出金属膜片的疲劳寿命。根据本专利技术的根据本专利技术的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置及试验方法取得有益效果是：可以快速、准确获得航天器贮箱金属膜片疲劳寿命，显著提高推进剂贮箱膜片疲劳寿命试验效率、缩短试验周期。此外，本试验装置不仅可以测量航天器用贮箱金属膜片的疲劳寿命，也可以测量金属膜盒贮箱、流体回路储能器等航天产品的疲劳寿命，具备通用性。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，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他的附图。图1示意性表示根据本专利技术的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置的结构布置图；图2示意性表示根据本专利技术的推进剂贮箱的结构布置的正面剖视图；图3示意性表示根据本专利技术图2中的a部放大图；图4示意性表示根据本专利技术的一种实施方式的驱动压缩装置的结构布置图。具体实施方式为了更清楚地说明本专利技术实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，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他的附图。在针对本专利技术的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，其特征在于，包括：推进剂贮箱(1)、压力监测系统(2)、驱动压缩装置(3)、管路(4)以及阀门组件(5)；所述推进剂贮箱(1)包括上半球(101)和下半球(102)，所述上半球(101)和所述下半球(102)之间为可拆装结构；所述阀门组件(5)包括第一截止阀(501)和第二截止阀(502)；所述管路(4)包括第一管路(401)、第二管路(402)和第三管路(403)；所述第一截止阀(501)设置在连接所述上半球(101)的所述第一管路(401)上；所述驱动压缩装置(3)设置在连接所述下半球(102)的所述第二管路(402)的端部；所述第二截止阀(502)设置在连通所述第二管路(402)的所述第三管路(403)上；所述压力监测系统(2)连接所述第二管路(402)。
【技术特征摘要】
1.一种航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，其特征在于，包括：推进剂贮箱(1)、压力监测系统(2)、驱动压缩装置(3)、管路(4)以及阀门组件(5)；所述推进剂贮箱(1)包括上半球(101)和下半球(102)，所述上半球(101)和所述下半球(102)之间为可拆装结构；所述阀门组件(5)包括第一截止阀(501)和第二截止阀(502)；所述管路(4)包括第一管路(401)、第二管路(402)和第三管路(403)；所述第一截止阀(501)设置在连接所述上半球(101)的所述第一管路(401)上；所述驱动压缩装置(3)设置在连接所述下半球(102)的所述第二管路(402)的端部；所述第二截止阀(502)设置在连通所述第二管路(402)的所述第三管路(403)上；所述压力监测系统(2)连接所述第二管路(402)。2.根据权利要求1所述的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，其特征在于，所述上半球(101)上设置有用于连接所述第一管路(401)的增压气体入口(1011)。3.根据权利要求1所述的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，其特征在于，所述下半球(102)上设置有用于连接所述第二管路(402)的推进剂出口(4021)。4.根据权利要求1所述的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，其特征在于，所述压力监测系统(2)包括：压力传感器(201)，设置在所述第二管路(402)上；压力采集器(202)，与所述压力传感器(201)电连接，用于为所述压力传感器(201)供电并且测量由所述压力传感器(201)采集到的压力信号；工控机(203)，与所述压力采集器(202)电连接，用于实时记录压力测量数据。5.根据权利要求1所述的航天器推进剂用贮箱金属膜片的疲劳寿命试验装置，其特征在于，所述驱动压缩装置(3)包括：压缩机(301)，连接所述第二管路(402)的端部；减速齿轮(302)，减速比为n，连接所述压缩机(301)，...
【专利技术属性】
技术研发人员：邵立民，
申请(专利权)人：北京空间技术研制试验中心，
类型：发明
国别省市：北京,11
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