[实用新型]一种太空机载环境下的热源模拟装置

权利要求书

1.一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：

包括热源模块(1)、压电陶瓷片(2)、内圈连接件(3)、内圈支架(4)、外圈连接件(5)、外圈支架(6)；

其中，热源模块(1)包括底部绝热层(104)，底部绝热层(104)的顶面开设凹槽，凹槽内放置电阻加热片(103)，凹槽上部设有顶部绝热层(101)和热沉(102)；

底部绝热层(104)的侧面安装压电陶瓷片(2)；压电陶瓷片(2)的一端与内圈连接件(3)固连；内圈支架(4)开设有环形滑道，内圈连接件(3)的底部与环形滑道连接，可沿滑道轨迹运动；内圈支架(4)与外圈连接件(5)紧固连接；外圈支架(6)设有环形滑道，外圈连接件(5)的底部与外圈支架(6)的环形滑道连接，可沿滑道轨迹运动。

2.根据权利要求1所述的一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：

所述内圈连接件(3)和外圈连接件(5)分别通过定位装置将其固定在内圈支架(4)、外圈支架(6)上指定的位置。

3.根据权利要求2所述的一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：

内圈支架(4)上开设有弧形孔，弧形孔与其环形滑道对应，定位装置为螺栓和螺母，螺栓一端固定在内圈连接件(3)上，另一端伸出弧形孔并与螺母配合。

4.根据权利要求3所述的一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：

所述热源模块(1)与顶部绝热层(101)可拆卸连接，便于更换不同的热沉(102)以开展实验研究。

5.根据权利要求1-4任一所述的一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：

所述底部绝热层(104)和顶部绝热层(101)选用低导热系数材料，以阻止热量沿周向传递。

6.根据权利要求5所述的一种太空机载环境下的热源模拟装置，其特征在于：

所述内圈支架(4)和外圈支架(6)上均刻有0°～180°的角度分度，所述内圈连接件(3)和外圈连接件(5)的几何中轴线上刻有辅助线，用于对齐刻度。