本实用新型专利技术公开了一种空间执行机构热真空测试装置，包括：实验舱、热沉装置、负载系统舱、电磁制动子系统、隔热屏和密封法兰；实验舱，通过密封法兰与负载系统舱连接且连通，内部设置有待测空间执行机构；热沉装置，设置在实验舱的内部；电磁制动子系统，设置在负载系统舱内，通过机械传动机构与待测空间执行机构传动连接；隔热屏，设置在实验舱和负载系统舱的连通处。本实用新型专利技术通过电磁制动子系统和机械传动机构通过机械连接的方式为实验舱内的待测空间执行机构传递阻力矩，负载力矩传递路径无衰减，适用于各种大小负载的加载，能够适用于输出力矩较小的空间执行机构的测试。同时，通过隔热屏将实验舱和负载系统舱之间温度场彼此独立。场彼此独立。场彼此独立。
【技术实现步骤摘要】
一种空间执行机构热真空测试装置
[0001]本技术属于空间执行机构热真空测试
，具体涉及一种空间执行机构热真空测试装置。
技术介绍
[0002]随着航天技术向着智能化、精准化、经济化发展，要求各类舱外单机具备可展开性以适应火箭整流罩尺寸、可跟踪性适应航天器信号传递与捕获，这些需要都需要空间执行机构作为执行单元完成预定动作，因此空间执行机构在航天领域应用越来越广泛，比如卫星帆板展开机构、火星探测器驱动机构、大型天线展开机构等。这些单机通常承担航天器的重要功能，空间执行机构也因此成为了航天器性能优劣的重要组成部分，甚至成败的关键因素之一，故空间执行机构的空间环境适应性、可靠性等试验项目已经成为了单机研制的必要环节。特别是空间环境与地面环境不同，可能导致空间执行机构出现热不匹配阻力增大甚至卡死现象、润滑失效、摩擦增大、动力减弱、寿命缩短等现象时有发生，热真空试验逐渐成为暴露空间执行机构设计、加工、制造、装配等环节缺陷的最重要环节。
[0003]空间执行机构作为动力源，在热真空环境下必须要测试其在真实负载下的性能，现有带载测试系统可分为如下两类：
[0004](1)热真空系统内恒定负载或阶梯负载系统，如图1所示。可见通过恒定负载或串联多块恒定负载形成阶梯负载的方式，可为空间执行机构提供相对稳定、准确的负载源。此方式有比较大的局限性，主要体现为：
[0005]①
由于启动过程加速度作用以及负载晃动，初始阶段负载不稳，需要较长的负载稳定阶段，导致需要的热真空设备尺寸较大；特别是阶梯负载测试时，由于多块负载均需要稳定阶段，要求热真空设备的尺寸要求更大；
[0006]②
由于负载运行路程限制，无法满足与空间执行机构需要长时间单方向测试需求；
[0007]由于在负载提升过程中负载晃动难以完全避免，故不适用于精密空间执行机构的高精度负载测试。
[0008](2)热真空系统外制动负载系统，如图2所示。此种方式通过磁流体密封传递系统，将热真空系统外制动系统产生的负载传递作用至热真空系统内的空间执行机构上，此方式相比上述的第(1)种热真空系统内恒定/阶梯负载系统，解决了对热真空设备的尺寸需求的问题以及无法长时间单向转动测试的问题。但此方式依然存在无法克服的缺陷：磁流体密封传动系统阻力矩一般＞0.5Nm，可满足大型空间执行机构(输出力矩＞10Nm)，负载误差(该误差包含磁流体密封传动系统阻力矩)可满足测试要求，但是对于微特空间执行机构(输出力矩＜10Nm)的测试，加载的负载值较小，负载误差要求更小，但是，磁流体密封传动系统阻力矩无法忽视，导致负载传递误差过大(实际加载的负载值超过所需的负载值)，影响了测试结果甚至无法正常使用。
技术实现思路
[0009]为了解决现有技术中存在的上述问题，本技术提供了一种空间执行机构热真空测试装置。本技术要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
[0010]一种空间执行机构热真空测试装置，包括：实验舱、热沉装置、负载系统舱、电磁制动子系统、隔热屏和密封法兰；
[0011]所述实验舱，通过密封法兰与所述负载系统舱连接且连通，内部设置有待测空间执行机构；
[0012]所述热沉装置，设置在所述实验舱的内部；
[0013]所述电磁制动子系统，设置在所述负载系统舱内，通过机械传动机构与所述待测空间执行机构传动连接；
[0014]所述隔热屏，设置在所述实验舱和所述负载系统舱的连通处。
[0015]在本技术的一个实施例中，所述机械传动机构，包括：传动轴和联轴器；所述电磁制动子系统，包括：电磁制动机构和扭矩传感器；
[0016]所述传动轴，一端通过所述联轴器与所述待测空间执行机构的输出轴传动连接，另一端穿过所述密封法兰和所述隔热屏与所述电磁制动机构传动连接；所述联轴器位于所述实验舱内；
[0017]所述扭矩传感器，位于所述负载系统舱内，设置在所述传动轴上；
[0018]所述负载系统舱内设置有温度调节装置。
[0019]在本技术的一个实施例中，所述隔热屏，设置在所述密封法兰的中部区域；
[0020]所述隔热屏为环形结构。
[0021]在本技术的一个实施例中，还包括：设置在所述实验舱内的三维位置调节平台和轴对准装置；
[0022]所述轴对准装置，设置在所述联轴器的两侧；
[0023]所述待测空间执行机构设置在所述三维位置调节平台上。
[0024]在本技术的一个实施例中，所述温度调节装置设置在所述负载系统舱的内壁上；
[0025]所述热沉装置，设置在所述实验舱的内壁上。
[0026]本技术的有益效果：
[0027]本技术通过电磁制动子系统和机械传动机构通过机械连接的方式为实验舱内的待测空间执行机构传递阻力矩，负载力矩传递路径无衰减，传递的负载误差较小，适用于各种大小负载的加载，能够适用于输出力矩较小的空间执行机构的测试，满足其负载加载要求；且实验舱和负载系统舱通过密封法兰连通均形成真空环境，两个舱内压力平衡，进一步减小力矩传递的阻力，减小了负载传递的误差。同时，通过隔热屏将实验舱和负载系统舱之间温度场彼此独立，负载系统舱中的各个机构工作温度不会被实验舱内的温度影响。此外，通过密封法兰将实验舱和负载系统舱连接，结构简单。
[0028]以下将结合附图及实施例对本技术做进一步详细说明。
附图说明
[0029]图1是现有技术提供的一种测试系统的结构示意图；
[0030]图2是现有技术提供的另一种测试系统的结构示意图；
[0031]图3是本技术实施例提供的一种空间执行机构热真空测试装置的结构示意图；
[0032]图4是本技术实施例提供的三维位置调节平台和轴对准装置的结构示意图；
[0033]图5是本技术实施例提供的另一种空间执行机构热真空测试装置的结构示意图；
[0034]图6是本技术实施例提供的一种空间执行机构热真空测试系统的结构示意图。
[0035]附图标记说明：
[0036]10
‑
实验舱；11
‑
热沉装置；12
‑
三维位置调节平台；13
‑
轴对准装置；20
‑
负载系统舱；21
‑
电磁制动机构；22
‑
扭矩传感器；23
‑
温度调节装置；30
‑
隔热屏；40
‑
密封法兰；50
‑
待测空间执行机构；61
‑
传动轴；62
‑
联轴器；70
‑
数据采集与控制子系统。
具体实施方式
[0037]下面结合具体实施例对本技术做进一步详细的描述，但本技术的实施方式不限于此。
[0038]实施例一
[0039]请参见图3，一种空间执行机构热真本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种空间执行机构热真空测试装置，其特征在于，包括：实验舱(10)、热沉装置(11)、负载系统舱(20)、电磁制动子系统、隔热屏(30)和密封法兰(40)；所述实验舱(10)，通过密封法兰(40)与所述负载系统舱(20)连接且连通，内部设置有待测空间执行机构(50)；所述热沉装置(11)，设置在所述实验舱(10)的内部；所述电磁制动子系统，设置在所述负载系统舱(20)内，通过机械传动机构与所述待测空间执行机构(50)传动连接；所述隔热屏(30)，设置在所述实验舱(10)和所述负载系统舱(20)的连通处。2.根据权利要求1所述的一种空间执行机构热真空测试装置，其特征在于，所述机械传动机构，包括：传动轴(61)和联轴器(62)；所述电磁制动子系统，包括：电磁制动机构(21)和扭矩传感器(22)；所述传动轴(61)，一端通过所述联轴器(62)与所述待测空间执行机构(50)的输出轴传动连接，另一端穿过所述密封法兰(40)和所述隔热屏(30...
【专利技术属性】
技术研发人员：黄振国，肖英，
申请(专利权)人：陕西奥来泽环境测试技术服务有限公司，
类型：新型
国别省市：
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