專利名稱：衛星行波管熱真空試驗系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種模擬試驗系統，具體說涉及一種衛星行波管熱真空試驗系統。
背景技術：
衛星行波管屬于衛星星體內重要部組件之一， 對其進行熱真空試驗，主要是模擬空間的真空、冷黑及太陽輻照的環境，現有的模擬試驗系統主要由真空容器、熱沉、真空抽氣、冷媒供給、紅外熱流、設備測控等分系統組成，真空容器是系統的主體，高真空抽汽機組能使其獲得優于I. 3 X IO-3Pa的真空度，放置在真空容器中的熱沉是熱部組件真空試驗系統的一個重要組成部分，用銅或不銹鋼金屬材料制成，其內表面涂以高紅外吸收率黑漆，管內通入低溫冷媒后，使整個熱沉的溫度保持在低于-75 °C，來模擬衛星內部組件所處的空間冷黑環境；紅外熱流的加熱裝置安裝在熱沉與試件之間，模擬太陽對衛星部組件的輻照熱流，能使試件表面溫度升高到120°C ;在熱真空模擬試驗過程中，由于熱沉與衛星行波管環境真空度一般優于I. 3 X 10_3Pa，因此，它們之間以熱輻射方式換熱，試驗證明，現有的模擬試驗裝置即使把通入熱沉的_75°C的冷媒變為液氮(_196°C)，也無法將發熱功率70W的行波管從+70°C高溫熱浸區在不到4小時的時間內降到-35°C低溫熱浸區，無法滿足降溫用時小于4小時的試驗技術要求。
發明內容
本發明的目的是提供一種衛星行波管熱真空試驗系統，其可以提高環境溫度與試件行波管之間的換熱效率，滿足試驗要求。為了實現上述目的，本發明的技術解決方案為一種衛星行波管熱真空試驗系統，包括真空容器，真空容器內設有行波管平臺，行波管平臺上設有固定孔，行波管平臺固定于升降機構上，其中，所述行波管平臺為中空式腔體結構，其中空腔內設有換熱管，所述換熱管通過冷媒管道與制冷機組連接，所述制冷機組位于所述真空容器外。本發明衛星行波管熱真空試驗系統，其中，所述制冷機組連接有冷媒流量控制裝置。本發明衛星行波管熱真空試驗系統，其中，所述行波管平臺與所述升降機構之間設有隔熱墊。本發明衛星行波管熱真空試驗系統，其中，所述隔熱墊由聚四氟乙烯制成。本發明衛星行波管熱真空試驗系統，其中，所述行波管平臺由不銹鋼或銅制成。本發明衛星行波管熱真空試驗系統，其中，所述冷媒管道與換熱管之間通過金屬軟管連接。本發明衛星行波管熱真空試驗系統，其中，所述換熱管采用銅管或不銹鋼管。 本發明衛星行波管熱真空試驗系統，其中，所述熱沉上帶有冷媒管，真空容器上設有冷媒管的進出口，進出口末端帶有真空容器法蘭，冷媒管上進出真空容器的位置處外壁套有波紋管，波紋管遠離真空容器的一端與冷媒管之間相互焊接，波紋管靠近真空容器的一端帶有波紋管法蘭，所述波紋管法蘭與真空容器法蘭同心設置并且波紋管法蘭位于真空容器法蘭內腔，波紋管法蘭可拆卸連接有過渡法蘭，過渡法蘭位于波紋管法蘭的軸向外側，過渡法蘭與真空容器法蘭之間可拆卸連接，波紋管法蘭與過渡法蘭之間及過渡法蘭與真空容器法蘭(13)之間均設有密封裝置。本發明衛星行波管熱真空試驗系統，其中，所述波紋管法蘭與過渡法蘭之間通過螺釘(8)相連接。本發明衛星行波管熱真空試驗系統，其中，所述過渡法蘭與真空容器法蘭之間通過卡鉗相連接。采用上述方案后，本發明的衛星行波管熱真空試驗系統由于行波管平臺的中空腔內設有換熱管，通過制冷機組為換熱管提供冷媒，使行波管平臺溫度降低，行波管與行波管平臺之間通過熱傳導的方式換熱，極大地提高了行波管平臺與試件之間的換熱效率，縮短了使行波管降溫的時間，解決了衛星行波管熱真空試驗過程中的一個技術難題。 另外，行波管平臺與升降機構之間設有隔熱墊，減少行波管平臺的熱量損失。還有，行波管平臺由不銹鋼或銅制成，換熱管采用銅管或不銹鋼管，銅及不銹鋼的導熱性能優良，保證行波管與行波管平臺之間較高的換熱效率；冷媒管道與換熱管之間通過金屬軟管連接，便于行波管平臺調整位置；熱沉拆卸時只需將波紋管法蘭與過渡法蘭之間拆開即可，既方便、快捷，又安全、可靠，并且不會對原設備造成損傷，避免浪費。
圖I是本發明衛星行波管熱真空試驗系統的結構示意圖；圖2是本發明衛星行波管熱真空試驗系統真空容器的剖視圖；圖3是本發明衛星行波管熱真空試驗系統熱沉冷媒管與真空容器連接部分的剖視圖。
具體實施例方式如圖I所示，本發明衛星行波管熱真空試驗系統，包括真空容器1，真空容器I連接有真空抽氣機組11和真空抽氣控制系統12，如圖2所示，真空容器I內設有紅外加熱裝置2，紅外加熱裝置2與真空容器I之間設有熱沉3，紅外加熱裝置2內設有行波管平臺4，行波管平臺4上設有固定孔，行波管平臺4固定于升降機構5上，行波管平臺4與所述升降機構5之間設有隔熱墊6，隔熱墊6由聚四氟乙烯制成，行波管平臺4為中空式腔體結構，其中空腔內設有換熱管，換熱管采用銅管或不銹鋼管，換熱管通過冷媒管道41與制冷機組42連接，冷媒管道41與換熱管之間通過金屬軟管連接，以方便安裝行波管時行波管平臺4位置的調整，制冷機組42位于所述真空容器I外，制冷機組42連接有冷媒流量控制裝置43，行波管平臺4由不銹鋼或銅制成，具有導熱性好、真空放氣率低、焊接性能優良等特點。如圖3所示，熱沉3上帶有冷媒管31，真空容器I上設有冷媒管31的進出口，進出口末端帶有真空容器法蘭13，冷媒管31上進出真空容器I的位置處外壁套有波紋管32，波紋管32遠離真空容器I的一端與冷媒管31之間相互焊接，波紋管32靠近真空容器I的一端帶有波紋管法蘭321，波紋管法蘭321與真空容器法蘭13同心設置并且波紋管法蘭321位于真空容器法蘭13內腔，過渡法蘭7位于波紋管法蘭321的軸向外側，波紋管法蘭321與過渡法蘭7通過螺釘8可拆卸連接，過渡法蘭7與真空容器法蘭13之間通過卡鉗9可拆卸連接，波紋管法蘭321與過渡法蘭7之間及過渡法蘭7與真空容器法蘭13之間均設有密封圈。在試驗過程中，將試件行波管通過行波管平臺4上的固定孔固定于行波管平臺4上，通過真空抽氣控制系統12控制真空抽氣機組11對真空容器I進行抽真空,達到試驗所需I. 3X 10_3Pa真空度，然后通過紅外加熱裝置2對行波管7進行熱流加熱，使得行波管7在試驗要求時間內溫度達到+70°C的高溫熱浸區；再通過熱沉3和通入冷媒的行波管平臺4對行波管7進行循環冷卻，使得行波管7在試驗要求時間內從+70°C高溫熱浸區降溫到_35°C低溫熱浸區；采用本發明的行波管熱真空試驗系統，使得行波管7在+70°C高溫區到_35°C低溫區的熱循環過程中，行波管從_35°C高溫區升到+70°C低溫區，當高溫熱浸試驗時間達到時，停止熱流加熱，再從+70°C高溫區降到-35°C低溫區，用時均小于3小時，熱真空試驗過程中溫控精度達到±0. 3°C，均優于試驗技術要求。需要拆卸熱沉時，只需拆下螺釘8，即可將冷媒管31從真空容器I上拆下，將熱沉3從真空容器I中拉出，維修或更換。
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本發明衛星行波管熱真空試驗系統適用于發熱功率幾十瓦至數百瓦的衛星行波管熱真空試驗。以上所述實施例僅僅是對本發明的優選實施方式進行描述，并非對本發明的范圍進行限定，在不脫離本發明設計精神的前提下，本領域普通工程技術人員對本發明的技術方案作出的各種變形和改進，均應落入本發明的權利要求書確定的保護范圍內。
權利要求
1.一種衛星行波管熱真空試驗系統，包括真空容器(I)、熱沉(3)，真空容器(I)內設有行波管平臺(4)，行波管平臺(4)上設有固定孔，行波管平臺(4)固定于升降機構(5)上，其特征在于所述行波管平臺(4)為中空式腔體結構，其中空腔內設有換熱管，所述換熱管通過冷媒管道(41)與制冷機組(42 )連接，所述制冷機組(42 )位于所述真空容器(I)外。
2.如權利要求I所述的衛星行波管熱真空試驗系統，其特征在于所述制冷機組(42)連接有冷媒流量控制裝置(43 )。
3.如權利要求2所述的衛星行波管熱真空試驗系統，其特征在于所述行波管平臺(4)與所述升降機構(5 )之間設有隔熱墊(6 )。
4.如權利要求3所述的衛星行波管熱真空試驗系統，其特征在于所述隔熱墊(6)由聚四氟乙烯制成。
5.如權利要求4所述的衛星行波管熱真空試驗系統，其特征在于所述行波管平臺(4)由不銹鋼或銅制成。
6.如權利要求5所述的衛星行波管熱真空試驗系統，其特征在于所述冷媒管道(41)與換熱管之間通過金屬軟管連接。
7.如權利要求6所述的衛星行波管熱真空試驗系統，其特征在于所述換熱管采用銅管或不銹鋼管。
8.如權利要求7所述的衛星行波管熱真空試驗系統，其特征在于所述熱沉(3)上帶有冷媒管(31)，真空容器(I)上設有冷媒管(31)的進出口，進出口末端帶有真空容器法蘭(13)，冷媒管(31)上進出真空容器(I)的位置處外壁套有波紋管(32)，波紋管(32)遠離真空容器(I)的一端與冷媒管(31)之間相互焊接，波紋管(32 )靠近真空容器(I)的一端帶有波紋管法蘭(321)，所述波紋管法蘭(321)與真空容器法蘭(13)同心設置并且波紋管法蘭(321)位于真空容器法蘭(13)內腔，波紋管法蘭(321)可拆卸連接有過渡法蘭(7)，過渡法蘭(7)位于波紋管法蘭(321)的軸向外側，過渡法蘭(7)與真空容器法蘭(13)之間可拆卸連接，波紋管法蘭(321)與過渡法蘭(7)之間及過渡法蘭(7)與真空容器法蘭(13)之間均設有密封裝置。
9.如權利要求8所述的衛星行波管熱真空試驗系統，其特征在于所述波紋管法蘭(321)與過渡法蘭(7)之間通過螺釘(8)相連接。
10.如權利要求9所述的衛星行波管熱真空試驗系統，其特征在于所述過渡法蘭(7)與真空容器法蘭(13 )之間通過卡鉗(9 )相連接。
全文摘要
一種衛星行波管熱真空試驗系統，包括真空容器，真空容器內設有行波管平臺，行波管平臺固定于升降機構上，其中，所述行波管平臺為中空式腔體結構，其中空腔內設有換熱管，所述換熱管通過冷媒管道與制冷機組連接，所述制冷機組位于所述真空容器外。本發明的衛星行波管熱真空試驗系統行波管與行波管平臺之間通過熱傳導的方式換熱，極大地提高了行波管平臺與試件之間的換熱效率，縮短了使行波管降溫的時間，解決了衛星行波管熱真空試驗過程中的一個技術難題。
文檔編號G01R31/24GK102818978SQ20121028727
公開日2012年12月12日 申請日期2012年8月13日 優先權日2012年8月13日
發明者程廣河 申請人:北京合豐天成科技有限公司