[發明專利]航天器材料原子氧與熱循環效應試驗方法

在審

• 申請號: 201710196547.7
• 申請日: 2017-03-29
• 公開（公告）號: CN107024496A
• 公開（公告）日: 2017-08-08
• 發明（設計）人: 姜海富;周晶晶;翟睿瓊
• 申請（專利權）人: 北京衛星環境工程研究所
• 主分類號: G01N25/00
• 分類號: G01N25/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明涉及一種航天器熱試驗技術領域，具體而言，本發明涉及一種航天器材料原子氧與熱循環效應試驗方法，適用于航天器材料空間原子氧/熱循環效應的地面模擬試驗與評價。

背景技術

原子氧是低地球軌道(Low Earth Orbit，LEO)最主要的環境因素之一，它會對航天器暴露組件、材料產生非常致命的傷害，影響其在軌服役壽命。航天器在軌運行期間還要經歷熱循環的作用，溫度范圍一般在172K～566K之間，以低地球軌道90min的軌道周期為例，工作壽命30年的航天器在軌要經受17520次熱循環作用，對航天器材料的影響也是非常巨大的。研究表明，相對于單一因素，原子氧與熱循環綜合效應損傷更為嚴重，因此，研究航天器材料原子氧與熱循環綜合環境效應，獲取性能退化數據，對于航天器空間環境防護設計具有重要的意義。

目前，原子氧與熱循環綜合環境效應試驗分為順次試驗和同時試驗兩種方式。順次試驗指同一試樣在進行原子氧試驗或熱循環試驗后，再開展熱循環試驗或原子氧試驗。但由于順次試驗環境與空間實際環境存在差異，試驗結果的有效性有待提高。同時試驗指同一試樣同時進行原子氧與熱循環環境試驗，但試驗中存在低能(<0.5eV)氧離子代替原子氧(5eV左右)環境、熱循環溫度區間范圍較小、試驗流程等細節不明確的問題。當前，航天器材料種類眾多，應用場合各異，對于長壽命航天器而言，原子氧與熱循環綜合效應已經成為影響材料空間使用性能的重要問題，亟需建立相應的試驗方法，無法指導地面試驗的進行。

發明內容

本發明要解決的技術問題是提出了一種航天器材料原子氧/熱循環綜合效應試驗方法，用于指導地面模擬試驗的設計、實施，為航天器空間環境防護設計提供依據。

本發明采用了如下的技術方案：

航天器材料原子氧與熱循環效應試驗方法，包括如下步驟：

1)根據試驗要求確定原子氧源及熱循環裝置的工作時間及工作方式；

2)準備試驗試樣，并將試驗試樣在不高于10^-2Pa量級的氣壓下常溫保存24小時以上，然后對試驗試樣的初始質量、太陽吸收率、紅外發射率等性能進行測試；

3)將試驗試樣設置于真空室內的試驗靶臺上，并將試驗靶臺置于真空室中，在試驗靶臺背面設置溫度傳感器，將溫度傳感器的信號線引出真空室外，檢測試驗試樣溫度；

4)關閉真空室上所有放氣閥門，開啟真空機組，抽真空至氣壓低于5×10^-2Pa；

5)打開氣體流量計，將純氧氣送入到真空室中；

6)開啟原子氧源和熱循環裝置，進行原子氧與熱循環綜合作用試驗，并記錄開始作用的時間及試樣溫度；

7)原子氧與熱循環試驗存在以下兩種情況：a.原子氧源與熱循環裝置工作時間相同，此時采取兩種環境因素全程綜合作用方式進行試驗；b.原子氧源與熱循環裝置工作時間不同，此時應將作用時間少的原子氧或熱循環分段與相應的熱循環或原子氧進行綜合作用；

8)試驗過程中保持試驗設備參數穩定；

9)關閉原子氧源與熱循環裝置，并記錄停止綜合作用的時間；

10)關閉真空機組，待試驗試樣溫度達到常溫時，打開真空室放氣閥門復壓到常壓后，打開真空室；

11)將試驗試樣從真空室中取出，按試驗要求進行相關性能測試并記錄。

其中，試驗要求包括預先設置的相關參數，相關參數包括原子氧積分通量、原子氧束流密度、熱循環溫度、熱循環次數、升降溫速率和保溫時間等。

其中，氧氣的純度為99.9％-99.999％。

其中，原子氧源為微波源或激光源，通過法蘭接口連接于真空室室壁上。

其中，熱循環裝置由低溫單元及加熱單元構成，低溫單元通過液氮冷卻靶臺保證試樣低溫，加熱單元通過對設置于靶臺上的電阻加熱，實現對試樣的高溫控制，該熱循環裝置可通過溫度電子調節儀實現試樣溫度范圍－196℃～300℃的精確控制。

其中，靶臺為Ti板或Mo板，在真空室內垂直于原子氧束流方向放置，安裝試樣面朝向原子氧束流方向，靶臺與原子氧源在真空室上的法蘭口距離為3cm～5cm。

其中，所述的分段分三段進行，當原子氧源與熱循環裝置工作時間分別為t1和t2且t1<t2時，則[0～t2]時間內熱循環裝置全程工作，而原子氧源與熱循環裝置同時開機，工作流程為：原子氧源工作t1/3時間；停止工作(t2－t1)/2時間；原子氧源繼續工作t1/3時間，停止工作(t2－t1)/2時間；原子氧源繼續工作t1/3時間。