本发明专利技术提供了一种深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置及方法，包括待测高温隔热屏，还包括试验台架、灯阵组件、反射屏、液氮真空罐组件、加热测温组件及质谱测试仪组件；所述待测高温隔热屏、所述反射屏及所述灯阵组件均设置在所述试验台架上，所述反射屏位于所述待测高温隔热屏和所述灯阵组件之间；所述试验台架设置在所述液氮真空罐组件内，所述加热测温组件连接所述待测高温隔热屏，所述质谱测试仪组件连接所述待测高温隔热屏。本发明专利技术安装方便，应用范围广，适用于对高温隔热屏或其他种类隔热组件进行不同温区特别是高温区测试。类隔热组件进行不同温区特别是高温区测试。类隔热组件进行不同温区特别是高温区测试。
【技术实现步骤摘要】
深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置及方法
[0001]本专利技术涉及空间飞行器热控技术，具体地，涉及一种深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置及方法。
技术介绍
[0002]航天器大推力发动机多采用将燃烧剂与氧化剂混合后燃烧，通过喷射高温高速气体产生推力，实现变轨等目的。天问一号火星探测器在地火转移轨道上经历多次加速、变轨、减速，轨控发动机工作时喉口温度可达1200℃，将对星体产生强烈热辐射，产生的排气羽流也将影响星内载荷仪器的正常工作；发动机不工作时，星体又将面对4K的空间冷黑背景热沉，为了保证星体和设备的安全，需要对其进行隔热设计。目前多采用的多层隔热组件通常由若干高温及中温单元组成，高温单元使用耐高温的金属箔及纤维层作为反射层和间隔层，反射层如不锈钢箔、镍箔等，中温单元则采用较轻的铝箔作为反射层。对于发动机附近的热防护，因为要阻挡高温进入飞行器内部，其重要性不言而喻，对其性能进行全面的地面测试是确保产品可靠性的重要措施。
[0003]兰州物理研究所、浙江大学等对多层隔热组件在低温下的隔热性能进行了研究，使用的方法为护热平板法或类似方法，即接触式加热法，研究目的是对低温条件下的漏热量进行测量。航天五院、上海硅酸盐研究所提出的多层隔热组件性能测试方法中采用加热丝、加热片、加热棒进行接触式加热，受热源耐温限制，测试温度不高，无法对高温隔热屏达1000℃的温度环境进行模拟测试。
[0004]公开号为CN102765488A的专利文献公开了一种载人航天器常压热试验系统及利用其进行常压热试验的方法，该系统包括内部用于设置载人航天器的隔热密封室，其外部设置有真空机组以及真空罐，真空罐用于为载人航天器内部提供真空环境，真空罐与航天器密封舱之间设置有控制真空机组运行的控制阀，隔热密封室外部还设置有冷冻除湿机组以及制冷机组，制冷机组通过液体回路连接到待测试载人航天器自身携带的中间换热器上，液体回路在上述隔热密封室内与航天器内回路通过中间换热器进行热交换。但是该专利文献仍然存在受热源耐限制，适用范围小的缺陷。
技术实现思路
[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置及方法。
[0006]根据本专利技术提供的一种深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置，包括待测高温隔热屏，还包括试验台架、灯阵组件、反射屏、液氮真空罐组件、加热测温组件及质谱测试仪组件；
[0007]所述待测高温隔热屏、所述反射屏及所述灯阵组件均设置在所述试验台架上，所述反射屏位于所述待测高温隔热屏和所述灯阵组件之间；
[0008]所述试验台架设置在所述液氮真空罐组件内，所述加热测温组件连接所述待测高
温隔热屏，所述质谱测试仪组件连接所述待测高温隔热屏。
[0009]优选的，灯阵组件包括热源、绝缘耐高温板及灯阵框架；
[0010]所述绝缘耐高温板设置在所述灯阵框架上，所述热源设置在所述绝缘耐高温板上。
[0011]优选的，所述热源为红外石英灯。
[0012]优选的，所述红外石英灯设置为多个，所述红外石英灯在绝缘耐高温板上前后交叉密排均匀布置。
[0013]优选的，所述绝缘耐高温板为云母薄板。
[0014]优选的，所述待测高温隔热屏内设置有测温元件，所述测温元件通过穿罐电缆与所述加热测温组件连接。
[0015]优选的，所述测温元件设置在所述待测高温隔热屏的高温侧、低温侧及中间层；
[0016]所述测温元件采用硅橡胶粘贴固定所述低温侧和所述中间层，所述测温元件采用胶接加焊接的双重连接型式固定在所述高温侧。
[0017]本专利技术还提供一种基于上述的深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置的测试方法，包括如下步骤：
[0018]测试准备工作步骤：根据测试对象加工制作多层试件和灯阵组件，并安装至试验台架，置入液氮真空罐组件中，完成必要的电源和加热测温组件的测试；
[0019]建立测试环境步骤：液氮真空罐组件开始抽真空，通入液氮，热沉降温至K以下；
[0020]当量导热系数测试步骤：根据需要开启前后灯阵组件前后两排灯管中的一排或两排，对多层试件进行加热，控制加热功率，使热面温度处于不同温度下，等待温度平衡，得到不同温度下多层试件内部温度分布；
[0021]热冲击测试步骤：关闭灯阵组件，待多层热面降至预定初始温度后，开启灯阵组件的两排灯管，模拟大功率发动机或辐射热源开机工作，对多层试件进行大功率加热，经历与发动机或辐射热源工作时长相等的时间的加热后，关闭灯阵组件，记录热冲击过程中，待测高温隔热屏各测点的数据；
[0022]隔热性能分析步骤：根据当量导热系数测试步骤中得到的多层试件内部温度分布，分析计算多层当量导热系数；
[0023]耐温冲击性能分析步骤：根据热冲击测试步骤中得到的数据分析热冲击试验的有效性，分析预测在轨条件下低温侧温升速率；
[0024]耐温性能分析步骤：根据当量导热系数测试步骤和热冲击测试步骤中得到的升温及平衡曲线，判断高温隔热屏内部材料性质是否发生改变，如某测点温度曲线在试验中发生畸变，记录发生改变时对应测点的温度值，试验结束真空罐开罐后，检查试件状态，确认材料是否发生变化。
[0025]优选的，所述当量导热系数测试步骤中，试验工况由低温向高温逐个完成。
[0026]优选的，所述热冲击测试步骤，记录热冲击过程中，高温隔热屏各测点到达的最高温、升温速率、及多层内部温度分布。
[0027]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0028]1、本专利技术所述装置结构简单、搭建方便，可加工专用装置，可根据需要对测试位及灯阵进行数量拓展，以满足一次完成对不同种类、不同批次产品试件的测试的要求；
[0029]2、本专利技术采用非接触式高热流密度加热，有模拟真实度高，测试结果置信度高的优点；
[0030]3、本专利技术所述测试方法及分析方法简单，可快速对产品性能进行全面评价；
[0031]4、本专利技术安装方便，应用范围广，适用于对高温隔热屏或其他种类隔热组件进行不同温区特别是高温区测试；
[0032]5、本专利技术有模拟真实度高，测试结果置信度高的优点；
[0033]6、本专利技术可对材料在真空极端高温或极端低温条件下的可凝挥发性质进行测量和分析，可以间接判断材料在真空高温下挥发对光电设备的影响；
[0034]7、本专利技术结构简单，测试方法简单，具备多种热性能、挥发性能分析功能，可快速对产品综合性能进行全面评价。
附图说明
[0035]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0036]图1是本专利技术测试装置的示意图；
[0037]图2是本专利技术的灯阵组成的结构示意图；
[0038]图3是高温侧金属箔表面测温元件固定方法示意图；
[0039]图4是本专利技术典型当量导热系数测试曲线。
[0040]图中示出：
[004本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置，包括待测高温隔热屏(2)，其特征在于，还包括试验台架(1)、灯阵组件(3)、反射屏(4)、液氮真空罐组件(5)、加热测温组件(6)及质谱测试仪组件(7)；所述待测高温隔热屏(2)、所述反射屏(4)及所述灯阵组件(3)均设置在所述试验台架(1)上，所述反射屏(4)位于所述待测高温隔热屏(2)和所述灯阵组件(3)之间；所述试验台架(1)设置在所述液氮真空罐组件(5)内，所述加热测温组件(6)连接所述待测高温隔热屏(2)，所述质谱测试仪组件(7)连接所述待测高温隔热屏(2)。2.根据权利要求1所述的深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置，其特征在于，灯阵组件(3)包括热源(8)、绝缘耐高温板(9)及灯阵框架(10)；所述绝缘耐高温板(9)设置在所述灯阵框架(10)上，所述热源(8)设置在所述绝缘耐高温板(9)上。3.根据权利要求2所述的深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置，其特征在于，所述热源(8)为红外石英灯。4.根据权利要求3所述的深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置，其特征在于，所述红外石英灯设置为多个，所述红外石英灯在绝缘耐高温板(9)上前后交叉密排均匀布置。5.根据权利要求2所述的深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置，其特征在于，所述绝缘耐高温板(9)为云母薄板。6.根据权利要求1所述的深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置，其特征在于，所述待测高温隔热屏(2)内设置有测温元件(16)，所述测温元件(16)通过穿罐电缆与所述加热测温组件(6)连接。7.根据权利要求6所述的深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置，其特征在于，所述测温元件(16)设置在所述待测高温隔热屏(2)的高温侧、低温侧及中间层；所述测温元件(16)采用硅橡胶粘贴固定所述低温侧和所述中间层，所述测温元件(16)采用胶接加焊接的双重连接型式固定在所述高温侧。8....
【专利技术属性】
技术研发人员：庞乐，代善良，王晓占，赵凯璇，张鹏，季琨，孙敬文，
申请(专利权)人：上海卫星装备研究所，
类型：发明
国别省市：
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