[发明专利]一种航天器热试验工装

说明书

本发明涉及一种航天器热试验工装，主要由进罐车、卫星支撑工装以及外热流模拟设备支撑工装三部分组成。卫星支撑工装主要由横向调节安装孔、加固支撑组件、水平调节组件、测试设备定位销、玻璃钢隔热垫块、试验工装闭环控温组件、工装固定装置构成。此外，在试验工装各方向设计调节孔，增强其适应性，简化试验流程，提高在试验过程中的可操作性及安全性，对于组网批生产卫星可缩短研制周期，节约研制成本。本发明提供的工装具有可扩展性、操作使用简单、结构刚性好、与试验产品绝缘、使用安全等特点。

技术领域

本发明涉及一种试验工装，具体涉及一种新型的多功能航天器热试验用支撑工装。

背景技术

真空热试验是卫星(航天器)研制技术流程中最重要的环境试验之一，其主要目的是验证热控分系统热设计合理性并考核星上各仪器设备在真空条件下耐受高、低温及温度交变的能力，提早暴露装星单机、材料、元器件及工艺缺陷。

热控系统的主要任务是控制星上各仪器和设备在各个工况下的温度均满足要求，保证电子仪器在各阶段连续稳定运行。(卫星)航天器在轨运行期间主要受到空间冷黑背景、太阳热流、地球反照热流以及红外热流等影响，根据已定轨道参数，姿态进行热仿真分析及热控设计反复迭代确认热控方案，包括星上加热器、测温通道、散热方案以及隔热设计。为验证热控系统系统设计的准确性，需在空间模拟室内(真空、冷黑、辐射)进行真空热试验。航天器真空热试验是卫星(航天器)研制过程中工作量大、费用多、占用型号研制时间较长，且是一项重要的环境试验，对于卫星(航天器)的正常工作有着重要的意义。

真空热试验是卫星(航天器)重要的环境试验，在卫星(航天器)进行真空热试验时，需要对被测试设备进行测温、加热模拟以及各分系统测试电缆连接等工作，各电缆及设备连接复杂。国内外在进行真空热试验时采用的进罐操作方法一般为：被测试设备先于试验工装进罐；试验工装先于被测试设备进罐。此外，一般的试验工装只适用于某一型号或者某一类卫星(航天器)。

第一种进罐操作方法为被测试设备先于试验工装进罐，使用该方法可在被测试设备进罐后先行进行部分测试电缆及测温、加热等线缆的连接工作，之后进行试验工装的进罐操作。在该方法中，由于罐内部分电缆已经连接完成，各分系统电缆连接复杂，在卫星(航天器)完成进罐操作后，受限于真空罐内空间位置、灯光以及视场遮挡等原因，此时在试验工装进行进罐操作的过程中，可能会对已经连接完成的电缆等造成碰撞、拉扯或机械损伤。

第二种进罐方法为试验工装先于被测试设备进罐，该种进罐方法在试验工装进罐后先行进行工装部分改装工作。在该方法中，与前一种方法类似，受限于真空罐内操作条件，在卫星(航天器)进罐过程中，也有可能对被测试设备造成碰撞损害被测试设备。对于外形尺寸较大的卫星(航天器)，在罐内进行操作时，可能会出现在不借助登高工装而无法操作的情况，使用登高工装时，工装的固定以及使用都有可能发生对被测试设备的磕碰现象发生。此外，由于被测试设备进罐后工作量较大，该种方法下需要测试人员在卫星(航天器)进罐后频繁进出真空罐，可能会对真空罐表面产生污染。

此外，以往的进罐工装设计均针对单一卫星(航天器)进行设计，具备很强的专一性。同一单位不同型号卫星均需要采用专用工装进行真空热试验，这对科研经费以及人力物力都造成不必要的浪费，该问题在不进行批生产的航天型号尤为突出。

发明内容

针对上述技术问题，为弥补现有热试验工装的不足，本发明提出一种新型的多功能航天器热试验工装，包括：

进罐装置，用于将航天器转移至热试验真空罐内；

第一支撑工装，用于支撑航天器；

第二支撑工装，用于支撑外热流模拟设备；

第一支撑工装、第二支撑工装共同置于进罐装置之上。

进一步地，试验工装具有水平调节功能、横向调节功能以及纵向调节功能。