[发明专利]一种地面热试验低温目标红外辐射测量装置及方法

说明书

技术领域

本发明提出了一种地面热试验低温目标红外辐射测量装置及方法，属于试验与低温测试技术领域。

背景技术

航天器热试验(热真空试验、热平衡试验的统称)是航天器发射前必须经历的一项重要地面考核。航天器真空热试验在真空(真空度10^-3Pa以下)、冷黑(环境温度约100K)环境下进行，试验件表面温度可达到150K((-123℃))甚至更低，传统上一般采用热电偶或热敏电阻等接触测量手段监测试验件表面温度。近年来，由于红外热像仪具有不干扰试验件运动、可以直观分析航天器表面温度场分布等显著优点，逐渐在航天器试验中得到应用。以往试验应用时，通常将红外热像仪放置在真空罐外，通过红外窗口对模拟环境内目标进行测量，受到热像仪噪声、测量路径杂散辐射、低温定标能力等因素限制，对-40℃以下低温目标不具备测量能力，无法实现-40℃以下低温目标的准确测量。红外热成像设备低温测量能力不足严重制约了其在航天器热试验中的进一步应用。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有手段的不足，提供一种地面热试验低温目标红外辐射测量装置及方法，能够实现150K(-123℃)甚至更低温度目标的非接触红外特性测量，且能够直接工作在热试验环境内，测量精度高。

本发明的技术方案是：一种地面热试验低温目标红外辐射测量装置，包括测量装置和控制机柜；所述测量装置包括设备舱主体结构、红外光学窗口、密封型充放气阀门及接口、密封型电连接器、温度传感器、压力传感器、加热片、多层隔热组件、热控电路、托架、红外热像仪、舱内控制系统；所述设备舱主体结构包括舱体、前盖、后盖；红外光学窗口安装在前盖上，后盖上安装密封型电连接器和密封型充放气阀门及接口；红外热像仪安装在设备舱体内的托架上，用于采集目标信息；舱体内表面粘贴加热片；舱体内布置多点温度传感器、压力传感器，并通过热控电路控制舱体内的温度；前盖外表面采用多层隔热组件包覆；所述舱体内控制系统用于舱内设备供电、环境监测与数据采集，将采集到的数据发送给控制机柜。

所述测量装置放置在真空罐内，控制机柜放置在真空罐外。

在所述设备舱体内的上方和后部安装有换热风扇，并在出风口安装V型导流板。

所述舱体内控制系统包括DC/DC电源变换模块、光纤转换模块、环境采集模块；其中DC/DC电源变换模块用于为红外热像仪及其他舱内设备供电；光纤转换模块用于将红外热像仪的图像信号转换成光信号并传送给舱外；环境采集模块用于采集舱内温度和压力数据，并将采集结果通过RS485总线传送给舱外。

所述设备舱主体结构材料为304不锈钢，舱内、外表面喷涂热控黑漆。

所述密封型充放气阀门及接口包括阀门、接口和堵头，阀门采用手动截止阀，充放气接口采用37°球形接口，并用堵头密封。

所述舱体与前盖和后盖之间用法兰连接，在法兰接口处采用航空丁晴橡胶密封圈。

所述红外热像仪倾斜安装在设备舱体内的托架上，倾角为13°。

所述测量装置和控制机柜通过安装在真空罐上的穿墙插座相连。

一种利用上述测量装置进行地面热试验低温目标红外辐射测量的方法，步骤如下：

1)试验前打开设备舱前盖，将红外热像仪安装在设备舱内，安装后通过密封型充放气接口用氮气置换其中空气，保证舱内压力1～1.2大气压，10分钟后关闭充气口，加盖堵头防止漏气；

2)对设备舱整体进行气密性检查；

3)将所述测量装置安装在真空低温容器中，通过穿墙插头完成罐内外电缆连接；

4)试验时设备舱体内环境温度和压力通过温度传感器、压力传感器实时监测，并利用加热片、多层隔热组件、热控电路控制舱内环境温度到设定值；

5)热像仪启动测量，通过舱内控制系统完成数据采集。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)采用密闭性能高的舱体结构，舱体接口法兰面加工粗糙度要求优于0.8mm/m²，法兰接口处采用两道密封方式密封，密封圈选用O型航空丁晴橡胶密封圈。装置可长时间(不小于30天)直接工作在真空低温环境内，有效的减少了罐外测量路径杂散辐射对测量的影响，提高了测量精度。

(2)采用设备舱内风扇、导流板、内壁黑漆等措施，提高红外热像仪与舱体热交换速度，利用辐射换热和主动热控，实现红外热像仪光学系统工作温度在-60℃～30℃范围内可设置，当控制光学系统工作在低温状态时，有效降低红外热像仪系统噪声，大幅提高了低温测量能力，能够测量150K(-123℃)甚至更低温目标，且具有较好线性。