航天器

[font=宋体]　　在航天工程（包括载人与卫星）中整机包含大量的驱动器，配电器，控制器，分流调节器等中枢产品，统称为航天器单机产品。航天器单机产品是飞行器的控制中枢，在先期的环境试验过程中，如试验问题带来了产品损伤而隐患未被发现并及时处理的情况下进入航天轨道，随着隐性损伤在发射过程中通过振动、气压、温度、湿度、辐射等综合应力下出现故障，则航天器将无法完成预定功能而出现任务失败，损失很大。热循环试验是航天组件级单机产品可靠性验证的一种手段，在试验过程中如何保证产品不经受温度带来的损伤是本文研究点。[/font][font=宋体]热循环试验是一种利用[b][url=http://www.instrument.com.cn/netshow/SH101384/]高低温交变试验箱[/url][/b]对试验产品进行的预设高低温交替的应力考核，用以验证材料和产品是否达到在研发、设计、制造中预期的质量目标的一类可靠性试验。通过大温变速率可暴露产品潜在的材料与性能缺陷，经过不断地质量改进，达到可靠性提升的目的。航天单机类产品一次热循环示意图见下图[/font]1[font=宋体]所示。[/font][align=center][img=,690,375]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2022/07/202207041715501083_5128_1385_3.png!w690x375.jpg[/img][/align][font=宋体]　　展开单机热循环试验应采用电容式湿度传感器试验设备，单机温度循环试验速率为[/font]3[font=宋体]℃[/font]/min[font=宋体]～[/font]5[font=宋体]℃[/font]/min[font=宋体]，根据经验得知一般常规航天组件级单机热滞后设备温度[/font]20[font=宋体]℃左右，只要设备升温过程相对湿度小于[/font]25%[font=宋体]可避免产品表面空气降至露点温度以下出现凝露现象。[/font][font=宋体]可在升温过程中充注氮气或者露点温度小于[/font]-50[font=宋体]℃干燥空气，并根据空[url=https://insevent.instrument.com.cn/t/Mp][color=#3333ff]气相[/color][/url]对湿度进行低露点气体充注。一般经验表明低露点气体阀后压力在[/font]0.5MPa[font=宋体]以上可避免产品表面凝露。[/font][align=center][img=,600,600]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2022/07/202207041716288097_8039_1385_3.jpg!w600x600.jpg[/img][/align]

[color=#990000]摘要：本文根据公开文献报道，介绍国内在航天器尺寸高稳定性复合材料桁架结构热变形测试技术方面的研究进展，分析国内现有技术手段存在的不足和问题，并明确了尺寸高稳定性复合材料桁架的技术要求，为下一步热变形测试技术明确发展目标。[/color][color=#990000]关键词：尺寸稳定性,桁架,热变形,热膨胀系数,航天器[/color][align=center][img=,690,390]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901221809393985_5910_3384_3.jpg!w690x390.jpg[/img][/align][hr/][color=#990000][b]1. 引言[/b][/color]　　尺寸高稳定性复合材料结构是轻质、高精度航天器结构的重要发展方向，欧美国家自上世纪90年代就开始研究零膨胀、高/超高稳定性的航天器复合材料结构，并用于太空望远镜及其他光学仪器的支撑结构、天线反射面和重力梯度仪基座等。　　传统航天器结构一般只要求高刚度、高强度、轻质量，对于尺寸稳定性的要求不是很高。但近些年来，随着遥感卫星、空间探测器、太空望远镜等高精度航天器对超稳平台的需求，尺寸高稳定性复合材料结构方面的研究也逐渐得到重视。　　2010年以来，我国航天领域也开展了尺寸高稳定性复合材料结构的工程应用研究，主要用于卫星相机和其他精密仪器设备的支撑。为了满足这些仪器高分辨率有效载荷设计及安装要求，各种仪器必须具备高稳定的结构安装平台，安装平台既起支撑连接作用，又要具备耐受真空、温度影响的高的尺寸稳定性。高稳定结构在满足刚度、强度要求的基础上，应进一步满足地面温湿度环境和空间交变温度环境下的结构微变形要求。因此，高稳定结构研制须解决结构热稳定性的测试问题，以验证高稳定结构的热稳定性设计，为仿真模型修正提供依据，并对最终航天器高稳定结构进行考核和评价。　　本文将根据公开文献报道，介绍国内在航天器尺寸高稳定性复合材料桁架结构热变形测试技术领域内的研究进展，分析国内现有技术手段存在的不足和问题，并明确了尺寸高稳定性复合材料桁架的技术要求，为下一步热变形测试技术明确发展目标。[color=#990000][b]2. 国内测试技术现状[/b][/color]　　根据文献报道，2013年中国空间技术研究院研制的某卫星高稳定、高精度复合材料桁架结构，如图2-1所示，承载着敏感器、天线等精密设备。[align=center][color=#990000][img=,690,213]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901221812085502_1103_3384_3.png!w690x213.jpg[/img][/color][/align][align=center][color=#990000]图2-1 尺寸高稳定性桁架结构示意图和坐标系[/color][/align]　　根据卫星的任务要求，该桁架结构不仅需要满足承载强度要求，而且还要保证其上设备与基准的相对位置或指向关系稳定不变，即在外部环境条件变化时，其结构几何尺寸变化很小或趋于零。为了满足设备的高精度安装及在轨高稳定性的要求，必须首先保证该桁架结构的制造精度及在轨的热稳定性。　　针对热稳定性的考核测试，文献从桁架材料样品的热膨胀系数测试和整体桁架热变形测试两个不同尺度上进行了研究。[color=#990000]2.1. 样品热膨胀系数测试[/color]　　样品级的热膨胀系数测试分别采用了德国耐驰公司的DIL 402C 热膨胀仪和国产热膨胀仪，并进行了测试结果对比，这两种仪器都是顶杆法热膨胀仪。因为受各种因素的限制，顶杆法热膨胀仪的测量精度最多能达到-7量级的水平，在没有采用低膨胀系数标准材料进行考核和校准的前提下，所以文献得到的桁架材料热膨胀系数测量结果只能确定在-7量级，无任何测量不确定度范围。　　造成普通顶杆法热膨胀仪测量准确性无法满足低膨胀/超低膨胀材料需求的主要原因如下：　　（1）热膨胀仪中的顶杆材料一般选用的是热膨胀系数为5.3×10-7/K的熔融石英，这就限制了顶杆法热膨胀仪的测试能力。　　（2）在-5~+50℃范围内，样品温度的热电偶测温传感器和电加热控制方式很容易造成将近1℃的测量不确定度，室温附近热物理性能测试的最大误差源往往都是温度项。　　（3）在普通顶杆法热膨胀仪中，测量样品变形的位移传感器测量不确定度往往在0.5~3微米范围内，并需定期进行计量校准。有些热膨胀仪只给出测量分辨率而不给出测量不确定度（或精度和误差等）和温度漂移指标，往往很容易夸大测试能力，需谨慎对待，需采用不同热膨胀系数范围的相应标准材料进行考核和校准。[color=#990000]2.2. 桁架全场热变形测试[/color]　　针对高稳定性桁架，文献认为其整体桁架结构最小热变形仅为2微米左右，在对桁架结构进行热稳定测试时设计了以下要求：　　（1）热稳定试验测试系统理论精度至少达到微米级；　　（2）测试系统须耐受一定环境噪声、设备噪声及温度波动；　　（3）整体桁架全场测量，尽可能减少测试仪器对结构热变形的影响，理想测试方法为非接触测量。　　针对上述要求，文献提出了基于数字图像的散斑测试技术，并进行了热稳定测试研究。散斑测量装置为定制丹麦Dantec Dynamics公司的Q-400测试系统，可非接触测量全场变形，如图2-2所示。在测试开始时，被测物体表面涂有随机散斑，通过2台专用高精度CCD相机追踪温度加载前后的散斑变化；采用相关算法计算出物体表面因变形引起的变化，获得每个点的三维位移矢量，进行计算出全场每点的变形值和应变值，变形测量精度达到微米级。[align=center][color=#990000][img=,690,351]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901221812272113_6108_3384_3.jpg!w690x351.jpg[/img][/color][/align][align=center][color=#990000]图2-2 Q-400测试系统[/color][/align]　　据文献报道，被测桁架结构由杆件和接头组成，最大外包络尺寸（未安装设备）为 1532 mm×837 mm×392 mm，温度范围为20～45℃，每间隔5℃测量一次变形，测试现场照片如图2-3所示。[align=center][color=#990000][img=,690,382]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901221813028822_5623_3384_3.png!w690x382.jpg[/img][/color][/align][align=center][color=#990000]图2-3 热变形测试[/color][/align]　　整个测试过程中使桁架结构件经历7次热循环，随着循环次数增加，桁架结构变形量（天线a安装点相对敏感器c安装点的距离变化）减小，且逐渐趋于稳定，最初的变形量为3um/K，最终变形量为0.7um/K。相对于20～45℃的温度变化范围，近25℃的热循环温度变化使得桁架结构的总变形量范围应该为17.5~75um。如果天线a安装点与敏感器c安装点的间距按照1.5 m进行计算，那么相应的热膨胀系数变化范围为（0.7~3）×10-6/1.5=0.47~2×10-6/K，这与样品的热膨胀系数测试结果基本相吻合，多次热循环后的最终热膨胀系数处于一个量级。对于桁架结构上述变形量，采用数字散斑法还算能勉强进行测试，但如果桁架复合材料的热膨胀系数降低到5×10-8/K，那么桁架结构最终最小总变形量为25×1.5×5×10-8=1.9um，或0.075um/K；如果热膨胀系数再降低到1×10-8/K，桁架结构最终最小总变形量将为25×1.5×1×10-8=0.375um，或0.015um/K。对于这种微变形，再采用同量级精度的散斑法就无法进行测量，桁架结构的热变形规律基本淹没在散斑法的系统测量误差之内，而这种-8量级的超低热膨胀系数复合材料早在上世纪七八十年代NASA就应用在桁架结构中，这也是我国航天器复合材料桁架结构的必然趋势。　　综上所述，桁架结构数字散斑法热变形测试中存在以下几方面的问题：　　（1）测试前需要在桁架上涂覆散斑涂料，可能会给桁架带来影响。　　（2）在文献中，标称激光散斑测量变形的精度为1微米，这已经达到了激光散斑法的测量极限，无法满足今后低变形桁架的测试需要。　　（3）激光散斑法无法进行真空环境下的原位全场测量。　　（4）国外研究和应用桁架技术已有四十年以上的经历，对桁架及其复合材料的热膨胀系数和热变形进行过大量测试方法研究，但从未在相关报道中看到过采用散斑法测量桁架结构的热变形，绝大多数采用的都是准确性更高的激光干涉法。[b][color=#990000]3. 尺寸高稳定性复合材料桁架热变形测试要求[/color][/b]　　根据文献和国外的发展历程，对于尺寸高稳定性复合材料桁架热变形测试需要满足以下几方面的要求：　　（1）为长期控制结构在轨期间的变形，除需测量材料的热膨胀系数之外，还需测量材料的湿热膨胀系数。　　（2）为进一步降低复合材料的热膨胀系数，并获得超稳定的结构，还需深入研究复合材料的铺层设计、热膨胀系数的预测方法，同时提高样品级别的热膨胀系数测量准确性，要具备测量热膨胀系数1~5×10-8/K范围的能力。　　（3）为进一步提高复合材料桁架结构整体变形测量的准确性、减小测量不确定度，需具备模拟空间环境的真空（低气压）条件下的原位测量能力，利用真空环境消除或减弱热对流所带来的不确定度。更准确的说，要对大尺寸桁架结构0.1um的总变形量要有准确的测试能力。[color=#990000][b]4. 参考文献[/b][/color]　　（1）刘国青, 阮剑华, 罗文波, 白刚. 航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究. 航天器工程, 2014, 23(2):64-70.　　（2）马立, 杨凤龙, 陈维强, 齐卫红,李艳辉. 尺寸高稳定性复合材料桁架结构的研制. 航天器环境工程, 2016, 33(3).[align=center]~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~[/align]

[color=#990000]摘要：本文针对航天器尺寸高稳定性复合材料桁架结构的热变形测试，从样品的热膨胀系数测试到桁架全场大尺寸热变形测试，全方位提出了相应的解决方案。特别针对激光干涉法在大气环境下的高精度热变形测量，介绍了上海依阳公司开展的方案性试验结果，证明了激光干涉法完全可以用于大气环境下的位移测量，尽管测量精度有所降低，但完全可以满足百纳米量级的全场热变形测量，同时也证明了此方案的可行性，为打通整个技术路线奠定了基础。　　[/color][color=#990000]关键词：尺寸稳定性,桁架,激光干涉法,热变形,热膨胀系数,航天器[/color][align=center][img=,690,387]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232018598367_8587_3384_3.jpg!w690x387.jpg[/img][/align][align=center]~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~[/align][color=#990000][b]1. 引言[/b][/color]　　从目前公开报道的相关文献来看，国内在航天器尺寸高稳定性复合材料桁架结构热变形测量方面还刚刚起步，还没找到有效可行的测试技术方向和手段，而对于尺寸高稳定性复合材料桁架的热变形测试，需要满足以下几方面的要求：　　（1）为长期控制结构在轨期间的变形，除需测量材料的热膨胀系数之外，还需测量材料的湿热膨胀系数。　　（2）为进一步降低复合材料的热膨胀系数，并获得超稳定的结构，还需深入研究复合材料的铺层设计、热膨胀系数的预测方法，同时提高样品级别的热膨胀系数测量准确性，要具备测量热膨胀系数1~5×10-8/K范围的能力。　　（3）为进一步提高复合材料桁架结构整体变形测量的准确性、减小测量不确定度，需具备模拟空间环境的真空（低气压）条件下的原位测量能力，利用真空环境消除或减弱热对流所带来的不确定度。更准确的说，要对大尺寸桁架结构0.1 um的总变形量要有准确的测试能力。　　本文针对上述要求，从样品的热膨胀系数测试到桁架全场大尺寸热变形测试，全方位提出了相应的解决方案。特别针对激光干涉法在大气环境下的高精度热变形测量，介绍了上海依阳公司开展的方案性试验结果，证明了激光干涉法完全可以用于大气环境下的位移测量，尽管测量精度有所降低，但完全可以满足百纳米量级的全场热变形测量。同时也证明了此方案的可行性，为打通整个技术路线奠定了基础。[b][color=#990000]2. 技术方案[/color][/b]　　技术方案主要针对材料样品和整体桁架两个尺度级别的测试进行设计。样品级别的热膨胀和湿膨胀系数测试还采用顶杆法，整体桁架的热变形和热膨胀系数采用目前位移测量精度最高的激光干涉法，并实现激光干涉法既可以在大气环境下又可以在真空环境下进行测量。整体技术方案如图2-1所示。[align=center][img=,500,354]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232024059437_8538_3384_3.png!w690x489.jpg[/img][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图2-1 热变形测试技术方案框图[/color][/align][color=#990000]2.1. 顶杆法高精度热膨胀系数测试方案[/color]　　为了实现样品级别的高精度-8量级热膨胀系数测量，测试方案包括以下几方面的内容：　　（1）采用传统顶杆法进行样品级别的热膨胀系数测量，顶杆的作用是将样品的尺寸变化传递出来，而不是非接触式激光干涉法直接对镜面样品表面进行测量。选择顶杆法的目的是降低样品制作难度和测量光路的调整难度。　　（2）顶杆法超低热膨胀系数测量装置放置在放置在大气环境中，由此在实现变温测量的同时，还可以进行变湿测量。另外，在大气环境下样品的辐射加热速度要比真空条件下快很多，这使得大气环境下的测试效率远高于真空条件下的测试。　　（3）普通热膨胀仪中的顶杆材料一般选用的是热膨胀系数为5.3×10-7/K的熔融石英，这限制了顶杆法热膨胀仪的测试能力。在±50℃范围内，可选用热膨胀系数小于1×10-8/K零膨胀材料，并结合基线修正，可使顶杆法具有非常高的测量精度。　　（4）在±50℃范围内，样品温度的热电偶测温传感器和电加热控制方式很容易造成将近1℃的测量不确定度，室温附近热物理性能测试的最大误差源往往都是温度项。为此选用高精度的液体循环浴加热方式和热敏电阻温度传感器，可大幅度降低温度项误差。　　（5）热膨胀测试中的位移传感器直接选用绝对测量的激光干涉仪，这样可以保证几个纳米的测量精度（不是分辨率）。　　（6）在超低热膨胀系数测试中，位移传感器随环境温度变化所带来的影响非常明显，所有高精度的位移传感器都有温漂指标。为此，要对位移传感器采取恒温措施，根据不同位移传感器的温漂指标确定传感器环境温度的稳定性和恒温手段。[color=#990000]2.2. 激光干涉法全场测试方案[/color]　　为了实现尺寸高稳定性复合材料桁架结构的全场热变形测量，如图2-1所示，测试方案选择采用激光干涉测试技术，这主要是基于以下几方面原因：　　（1）激光干涉测试技术是目前工程应用中测量精度最高的成熟技术，由于是基于波长长度的测量，所以激光干涉法是一种绝对测试方法，比较容易实现几个纳米的位移测量精度。　　（2）目前成熟的激光干涉测试技术，既可以测量热变形位移，又同时可以测量角度变化，非常适合桁架结构的全场热变形测量。　　（3）目前成熟的激光干涉测试技术已经解决了以往激光干涉法测量对环境振动的苛刻要求问题，不再需要特殊和昂贵的抗震减震措施，在普通实验室的一般隔振台上就可以进行高精度测量。　　激光干涉法全场测试方案是基于真空条件下的全场热变形测试，整个测试系统主要由真空系统、试验系统和测量系统三部分组成，整个测试系统放置在气浮隔振台上，如图2-2所示。[align=center][img=,690,274]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232024226897_8935_3384_3.png!w690x274.jpg[/img][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图2-2 真空型激光干涉法桁架全场热变形测试系统结构示意图[/color][/align]　　在实际测试过程中，根据被测对象情况，将激光干涉仪的分布位置设计为双端和单端测量布局两种形式。　　双端测量布局形式如图2-3所示。[align=center][color=#990000][img=,690,246]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232137181177_6207_3384_3.png!w690x246.jpg[/img][/color][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图2-3 双端测量结构示意图[/color][/align]　　双端测量布局具有以下特点：　　（1）光程差小，两端反射镜平行度要求不高，有利于保证测量精度。　　（2）多通道测量和扩展成本高，两台干涉仪只能测量一个试样。　　单端测量布局形式如图2-4所示。[align=center][color=#990000][img=,690,439]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232137381187_8450_3384_3.png!w690x439.jpg[/img][/color][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图2-4 单端测量结构示意图[/color][/align]　　单端测量布局具有以下特点：　　（1）光程差大（试件长度），两反射镜平行度要求高，可能会带来一定误差。　　（2）优点是便于今后多通道测量和扩展，一台激光器可带三台干涉仪进行三个试件测量。　　（3）关键是可以进行空载测量，确定系统误差。　　总之，对于尺寸高稳定性复合材料桁架结构的热变形高精度测量，采用真空型激光干涉法基本是国际上的主流测试方法，而且基本都是采用上述单端测量结构形式，由此可实现模拟空间真空环境的航天器桁架的原位热变形准确测量。　　尽管真空型激光干涉法可以实现很高精度的热变形原位测量，且非常适合航天器桁架结构的整体性能评价和考核，但在实际应用中还存在以下几方面的不足：　　（1）为满足庞大尺寸的航天飞行器桁架结构热变形测试，需要将整个桁架结构件完整放置在相应庞大的真空腔体内，并需要对真空腔体的光学窗口和真空度进行长时间的精确控制，以消除真空度变化带来的一系列影响，这使得整个测试系统非常复杂和造价昂贵。　　（2）在真空环境下热传递速度很慢，桁架的整体加热和控温方式很容易造成温度不均匀，而且桁架温度达到稳定需要漫长的恒温时间。因此对于大尺寸桁架的热变形测试需要采用分区加热方式，这造成加热系统也非常复杂，且恒温时间同样的漫长。　　（3）真空型激光干涉法测试系统的兼容性和灵活性较弱，需要采用巨大的真空腔体才能满足各种尺寸规格桁架的热变形测试，相应的调试工作量巨大。　　综上所述，对于航天器尺寸高稳定性复合材料桁架的热变形测量，特别是对于桁架管材和整体结构的研制和考核，更大的需求是测试简便快速、覆盖广和造价低的大气环境下的激光干涉法测试系统，在测量精度上至少要比国内目前采用的数字散斑法提高1~2个数量级。[b][color=#990000]3. 大气环境下激光干涉法位移测量试验考核[/color][/b]　　在大气环境下，大气中气体的波动会造成激光波长的改变，从而影响激光干涉法测量的准确性和稳定性，且非常容易造成试验过程中断，因此绝大多数激光干涉法测量基本都是在精确真空度控制条件下进行。　　为了考核大气环境下激光干涉法测量的准确性和稳定性，采用激光干涉仪位移测量系统，并结合各种不同的实验环境和密封手段，对不同光程长度进行了测试。[color=#990000]3.1. 可行性试验装置和方法[/color]　　可行性试验装置是在一个可拆装式木箱中放入一块0.6 m左右的石英板，石英板上分别放置参考反射镜和测量反射镜，并在石英板一侧固定激光器和干涉仪，整个木箱放置在气悬浮隔振台上，整个装置结构如图3-1所示。[align=center][color=#990000][img=,690,305]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232025524053_1160_3384_3.png!w690x305.jpg[/img][/color][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图3-1 可行性考核试验装置结构示意图[/color][/align]　　为考核方案的可行性，设计了两种测量模式，如图3-2所示。[align=center][color=#990000][img=,690,215]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232026226487_6991_3384_3.png!w690x215.jpg[/img][/color][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图3-2 测量模式示意图[/color][/align]　　在空载测量模式下，测量光和参考光都照射在一个平面反射镜上，这时激光干涉仪的位移测量值应为零。空载测量模式常用来考核激光干涉仪的系统测量误差，即考核各种试验环境条件对激光干涉仪位移测量的影响。　　在差分测量模式下，测量光和参考光分别照射在测量反射镜和参考反射镜上，两反射镜之间的距离变化量就代表被测物热变形大小，由此来考核大气环境下空气波动对激光干涉仪位移测量稳定性的影响。[color=#990000]3.2. 考核测试条件和结果[/color]　　为了模拟不同大气环境条件，设计了以下几种试验环境，如表3-1所示。[align=center][color=#990000]表3-1 大气环境试验条件[/color][/align][align=center][img=,690,202]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232026395370_1501_3384_3.png!w690x202.jpg[/img][/align]　　在以上测试环境条件下，分别进行空载和差分两种模式测量，每种模式下的测试持续15分钟（选择更长测试时间会受到环境温度变化带来的影响），并进行多次重复测量，计算出不同环境条件和测量模式下的测量误差平均值。测量结果如表3-2所示。[align=center][color=#990000]表3-2 考核试验结果[/color][/align][align=center][img=,690,323]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232026537688_1320_3384_3.png!w690x323.jpg[/img][/align]　　由表3-2所示的测试结果可以看出，通过增加密闭形式的木箱，可以大幅度降低空调和大气环境对测量带来的影响，在狭窄的密闭空间内，即使是大气环境下也能达到纳米量级的测量精度，由此证明了密闭容器大气环境下采用激光干涉法测量热变形技术方案的可行性。[color=#990000][b]4. 参考文献[/b][/color]　　（1）刘国青, 阮剑华, 罗文波, 白刚. 航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究. 航天器工程, 2014, 23(2):64-70.　　（2）马立, 杨凤龙, 陈维强, 齐卫红,李艳辉. 尺寸高稳定性复合材料桁架结构的研制. 航天器环境工程, 2016, 33(3).[align=center]~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~[/align][align=center] [img=,690,215]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232023218793_4119_3384_3.png!w690x215.jpg[/img][/align]

摘要：航天器用各种大尺寸构件都普遍要求超低膨胀系数以保证构件尺寸的稳定性，传统热膨胀系数测试只针对长度100mm以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量，需要精确测量整个构件的超低热膨胀系数。本文对国外在大尺寸构件热膨胀系数整体测量方面的研究工作进行了综述，以了解国外技术的发展状况，给今后开展此方面工作提供参考和借鉴。1. 前言 在太空运行的各种航天器，由于没有大气层的保护，其环境温度变化很大，受阳面温度可高达上百摄氏度，而被阳面温度却在零下几十摄氏度。因此，航天器在空间环境中，由于材料的热膨胀，会引起航天器结构的尺寸变化。但是从航天器的某些部件和仪器的技术要求考虑，希望航天器的某些结构的稳定性要好，这一点对通讯卫星天线结构及敏感元件、太空望远镜的镜筒支架等的使用和安装尤为重要。尤其是卫星和望远镜桁架结构更要求其在一定的环境温度变化范围内不因热应力产生变形或者变形极小，即所谓零膨胀。 传统热膨胀系数测试只针对长度100mm以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量。为适应航天器制造的要求，特别是对于以m为长度单位的E-08/K量级材料热膨胀系数需要更加准确的测试。因此，研究航天器用复合材料工程构件的超低膨胀测试方法和相应的测试设备，具有重要的科学意义和实用价值。 本文将介绍国外在工程构件级热膨胀系数测试方法和测试设备方面所开展的工作。2. 波音公司激光扫描干涉仪在大尺寸桁架热变形测试中的应用 美国波音公司的Bond等人在1971年首次报道了多通道激光干涉仪监测大直径天线在空间模拟腔体内的热应变动态行为和大尺寸桁架热膨胀系数的测试，经过将近20年的研究并经历了三代技术的迭代，在1990年研发出扫描式激光干涉仪并在工程中得到应用。有关波音公司在多通道激光干涉仪技术上的发展进程参见文献，这里不再进行详细介绍，本文主要概述波音公司扫描式激光干涉仪在大尺寸构件热膨胀系数测试中的应用。 美国波音公司多通道激光干涉仪技术经历了三代技术发展，尽管可以实现多通道的测试，但每个通道都需要独立的光路和相应光学器件，特别在多通道同时测试时会存在众多光束和配置众多器件，这种光路和器件上的复杂性给实际工程实现带来很大困难。为此，Bond等人又开发了一种扫描式激光干涉仪并获得了专利。 扫描式激光干涉仪在理想情况下，扫描干涉仪应包含连续激光源、将激光分离为参考光和信号光的分光器以及由信号控制的信号光偏光器。所产生的控制信号致使大多数偏转信号光具有连续性，从而使得每一束偏转的信号光都指向相应的测量位置。在每个测量位置处将会对入射的偏转后的信号光进行反射从而形成反射信号光。每一束反射后的信号光与参考光重合产生干涉条纹，光电探测器读取干涉条纹形成相应的条纹信号，信号处理装置对每一束偏转信号光的条纹信号进行周期性测量，最终得出每个测量位置上位移。 一般情况下，每束反射光将会产生9条反射后的信号光束，其中包含了相应测量位置点的位置和取向信息。混合光则将每一束反射后信号光与参考光进行混合并产生一个干涉条纹图案，探测装置包含了9个光电探测器来测量相应干涉图案中相应点的辐照度并产生相应的条纹信号，信号处理器则会周期性的测量每个条纹信号的相移，从而得到测量位置处的位移变化量。如果进一步的发展，干涉仪可以设法在相应的第一和第二频率处对信号光和参考光进行调制，信号处理后所得到的参考信号的频率等于第一和第二频率之差。 这种扫描式激光干涉仪的光路俯视图如图 2-1所示，这种扫描式激光干涉仪的光路设计可以用来对放置在密闭环境12中试件10的热变形进行测量，特别是这种干涉仪测试光路设计还适合用于测量试件10上21-24位置处的相对位移，由此可见这种干涉仪可以很方便的扩展用于测量10个以上位置的相对位移。http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610311050_615393_0_3.png图 2-1 波音公司激光扫描干涉仪光路结构示意图 激光器30发出一连续激光束32，激光束32穿过旋转偏振器34形成新的光束36，光束36穿过偏振光分光器38被分割为参考光束40和信号光束42。采用旋转偏振器34的目的是实现参考光和信号光相对光强的调整而不用对光学器件进行重新准直。参考光束40经过声光调制器（AOM）50形成调制后的参考光束52，参考光束52经过一系列反射镜54-56照射到声光偏转器（AOD）90。 同时，信号光束42经过声光调制器（AOM）60形成调制后的信号光束62，信号光束62穿过中继透镜照射到半波片66，半波片66改变信号光束62为水平偏振光以匹配参考光束的偏振方向。改变为水平偏振方向的信号光62经过中继反射镜68和70进入过滤/合成器80。过滤/合成器80包含一个作为空间过滤器或光束清洁器使得信号光空间连续性更好作用的椭圆微型反射镜。经过空间过滤后的信号光62经微型反射镜反射后通过透镜84和反射镜86照射到声光偏转器（AOD）90。 声光偏转器（AOD）90经信号控制将信号光62在水平面内偏转成四束信号光束91-94，同时声光偏转器（AOD）90还将参考光52偏转为四束参考光96-99。虽然偏转后的参考光束与偏转后的信号光都偏转了相同角度，但由于反射镜56略微处于反射镜86上方使得偏转后的信号光与参考光并未重叠，如图 2-2所示，因此偏转后的参考光束96-99全部照射在球面反射镜100上并全部按照原光路全部返回AOD 90中。AOD 90将这些反射回的参考光全部转换为一单数参考光72。球面镜100的取向确定需要使得反射回的参考光72位置略微高于经反射镜56反射的入射过来的参考光52。参考光72经过中继反射镜74和76的反射进入并透过透镜组78进入滤波/合成器80。在这种光路安排中，参考光两次通过AOD 90以便补偿信号光在AOD中的频率漂移。http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610311050_615394_0_3.png图 2-2 声光偏转器光路示意图 偏转的信号光束91-94经过球面反射镜100上方照射到中继反射镜111-114上，通过这些中继反射镜，偏转后的信号光束91-94分别依次指向试件10上的21-24位置所对应的测量结构件121-124。偏转后的信号光束91经反射镜111、反射镜130、透镜组132、反射镜134和反射镜136照射到测量结构件121处。采用同样方式，偏转后的信号光束92经过反射镜112、反射镜138、透镜组140和反射镜142照射到测量结构件122处。偏转后的信号光束93经过反射镜113、透镜组144、反射镜146和反射镜148照射到测量结构件123处。最终，偏转后的信号光束94经过反射镜114、透镜组150、反射镜152和反射镜154照射到测试结构件124处。这样每个测量结构件中121-124处都会接收到一束偏转后的信号光，由此共产生9束偏转后的信号光，这9束信号光将按照原光路返回到AOD 90中。这9束由测量结构件121-124产生的偏转后的信号光分别被指定编号为101-104。AOD 90将产生9束偏转后信号光束经反射镜86反射后形成一组信号光116并通过透镜组84进入滤波/合成器80，并在滤波/合成器80中的微型反射镜上形成9束信号光束的衍射图案，此衍射图案要原大于微型反射镜，由此微型反射镜使得偏转信号光的光学损失较低。滤波/合成器80通过透镜组84接收了9束偏转后的信号光束，滤波/合成器80将每束偏转后的信号光与通过透镜组78接收到反射后的参考光束72进行汇合，每束汇合后的信号和参考光束入射到9只光电探测器阵列118中的一只光电探测器上。每束信号和参考光的汇合都会产生一个干涉图案，相应的光电探测器测量干涉图案中辐照度得到相应的条纹电子信号。如果参考光和信号光的光程发生变化，则会引起干涉图案位置偏移，从而产生随时间变化的条纹电子信号，由此可以检测试件10的位移变化。http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2016/10/201610311050_615395_0_3.png图 2-3 测量结构件结构示意图 测量结构件如123的结构如图 2-3所示，主要包括准直器160、参考结构162和测试板164。准直器160和参考结构162

[b]一、建设背景[/b]伴随着中国航天事业的发展，试验室内的检验、检测业务量与日俱增，新试验基地的建设逐步落成，如何加强试验业务管理, 提升试验室内业务承载量？如何科学高效的管理试验任务、分配试验资源，提升试验业务综合管理能力，成了试验室当给前急需思考、解决的问题。通过对试验室内的业务情况进行深入了解、分析，需要通过信息化的手段建设试验室信息化管理系统（以下简称“LIMS”），通过LIMS来管理航天卫星实验室在生产和经营、管理和决策、研究和开发、市场和销售等各方面广泛应用现代信息技术，建立现代企业信息系统，从而不断提高生产、经营、管理、决策及研究开发方面的能力、水平和效率，有效监控试验全过程、提高试验资源使用效率、降低试验成本、综合提高试验管理水平提供基础，形成试验生命周期的智能化管理，最终提高我国航空行业的核心竞争力。[b]二、某卫星研究所现状分析[/b]北京某卫星研究所承担中国载人航天器系列、导航卫星系列、通信卫星系列、对地观测卫星系列、月球与深空探测卫星系列、科学实验卫星系列和返回式卫星系列等航天器的总装、集成与专业测试、环境试验工作，具备各类航天器空间环境模拟试验设备及地面机械支持设备、设施的研制能力，已建成较为完善的航天器总装、环境试验及AIT 地面设备研制与设施建设的技术体系与服务体系。目前，此卫星研究所正在筹备新实验室，新实验室主要承接机电产品环境与可靠性试验，试验项目包括盐雾、腐蚀性、振动、冲击、离心、碰撞、跌落、失重、噪声、冲击波、寿命等，购置的设备有盐雾腐蚀试验机、振动台、离心机等，伴随着新实验室土建工作的开展，实验室信息化也在同步进行。[b]三、实验室信息化建设目标1、建设综合测试能力管理品台[/b]对试验中的试验元素进行全方位的拆解，组成试验业务能力库，形成独立的、颗粒度清晰细致的能力库，形成每个试验元素数据库，把试验元素形成规范的参数库，以结构化的方式进行管理，通过对各个试验元素的灵活组合，可以生成不同的试验模板，满足各种试验要求的需求，满足试验管理的扩展性、灵活性要求，提高试验管理的规范性。[b]2、建设覆盖全试验生命周期的管理平台[/b]试验业务流程各个环节的流转，通过系统在线方式进行驱动，在系统中给出醒目和便捷的提醒，能够实时、直观地展示从试验委托发起一直到试验完成的整个过程，并能够有效监控试验进度和试验过程中出现的异常，同时能够快速向委托方反馈试验进展和结果，提高试验执行效率。[b]3、建设智能化实验室管理平台[/b]通过“LIMS”实验室信息管理系统建设，以实验室为中心，将人员、仪器、实验方法、环境、文件等实验室资源有机结合起来，并通过人脸识别技术、USBKey技术建设智能化实验室管理平台。智能化实验室管理平台实现了网上分配任务、检测数据自动采集、快速发布、信息共享、分析报告自动生成、质量保证体系、成本控制、人员量化考核等功能。通过实验室信息管理系统的建设，全方位地对试验业务流转提供管理服务，达到试验业务自动化运行、信息化管理和无纸化办公，提高工作效率、降低运行成本，促进实验室整体能力的提升。[b]4、建设统一管理、高效利用的试验资源平台[/b]建立覆盖所有试验资源的统一数据库，包括试验设备库、工装夹具库、耗材库、人员库等，实现各个试验资源的结构化管理，实现试验资源与试验过程的集成，跟踪试验资源的使用情况和运转状态。同时实现各个试验资源库与能力库的集成，作为试验能力库的要素，有效的辅助试验能力的评估、辅助试验任务的流转，达到试验资源的高效利用。[b]四、主体流程[/b]试验室内的试验任务来源于外部单位（以下简称“委托人”），主要进行航天器产品的环境与可靠性试验。委托人需要试验室进行试验检测时需提供委托单，并将委托单、样品一并送到试验室，试验室会根据委托单中描述的需求来检查样品、对样品进行拍照确认，待试验室人员检查无误后则确认接收该委托单。委托单接收后，试验室会根据委托单中描述的需求撰写方案并进行试验，试验后将测试报告发送给委托人，具体作业流程步骤如下图：[img=,690,356]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/04/201904121526451594_4721_3464770_3.jpg!w690x356.jpg[/img][b]五、技术架构[/b]技术架构包括五个层面，第一层面是基础支撑组件，提供系统在性能处理、负载处理、备份处理方面的功能，具体包括连接池监控、SQL监控、URL监控、Session监控、API调用监控、应用负载均衡、数据备份；第二层面是技术配置组件，提供试验业务需要的基础技术组件，包括表单/模型配置、流程配置、业务系统接口配置、门户配置、消息配置、菜单配置、控件配置；第三层面是业务配置组件，这层提供与试验业务相关的组件配置，包括采集规则配置、试验记录配置、报告模板配置、统计配置、编号规则配置；第四层面试验业务模块组件，提供可供直接利用的业务模块，包括项目管理、试验业务管理、数据中心、能力管理、资源管理等模块；第五层面是访问端的支持，可以支持PC终端、平板终端、手机终端。[img=,690,827]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/04/201904121526129574_4261_3464770_3.jpg!w690x827.jpg[/img][b]六、神鹰LIMS功能概述[/b]神鹰LIMS是天健通泰科技在神鹰TDM多年成功经验的背景下，面向标准化实验室推出的又一个具有行业领先技术的实验室信息管理系统软件。具有独立自主知识产权，可以针对客户需求做出迅速调整的成熟软件系统。LIMS实验室管理系统满足ISO/IEC：17025体系的全部要求，对实验室的资源、样品、分析任务、实验结果、质量控制等进行合理有效的科学管理。[b][url=http://www.digitaltest.cn/page-2.html]LIMS管理系统[/url][/b]可保证您实验室数据的完整性、合法性以及可追溯性；极大地减少了实验室管理的人工成本，使得错综复杂的流程管理能够有条不紊的进行。

电连接器是航天系统工程重要的配套接口元件，散布在各个系统和部位，负责着信号和能量的传输。其连接好坏，直接关系到整个系统的安全可靠运行。由电连接器互连组成各种电路，从高频到低频、从圆形到矩形、从通过上百安培的大电流连接器到通过微弱信号的高密度连接器、从普通印制板连接器到快速分离脱落等特种连接器，几乎所有类型品种的电连接器在航天系统工程中都得到了大量应用。[align=center][img=,600,600]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2022/07/202207051712261616_9654_1385_3.jpg!w600x600.jpg[/img][/align]　　例如某型号地面设备就使用了各种电连接器400套。任何一个电连接器接点失灵，都将导致航天器的发射和飞行失败。战术导弹弹体内的导引头、战斗机、发动机、自动驾驶仪等关键部件，都是通过由电连接器为基础器件，使成百上千个接点的电缆网组成一个完整的武器互连系统，一个接点出现故障，即会导致整个武器系统的失效。　　为确保电连接器长时间使用的质量和可靠度能通过各种试验找出问题，并解决这一系列问题当中的方案。那么电连接器是能够通过使用[b][url=http://www.instrument.com.cn/netshow/C27531.htm]盐雾试验箱[/url][/b]测试出范围。　　试验条件：　　试验温度：35±2℃　　相对湿度：90%~95%　　盐溶液浓度：5%　　盐雾沉降量：1.2ml/h（收集面积80cm2）　　盐溶液pH值：6.5~7.2　　试验周期：本试验采用GJB150.11A-2009推荐使用交替进行24h的盐雾和24h干燥两种状态共96h（2个喷雾温润阶段和2个干燥阶段）的试验程序。　　经验证明，这种交变方式和1试验时间，能提供比连续喷雾96h更接近真实暴露情况的盐雾试验结果，并且有更大的潜在破坏性。因为，在从温润状态到干燥状态的转变过程中，腐蚀速率更高。

[img]http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2009/11/200911021037_179720_1634653_3.jpg[/img]钱学森（1911年12月11日—2009年10月31日8时6分），著名物理学家、火箭专家。　　浙江杭州人，汉族，1959年8月加入中国共产党，博士学位，中将军衔，被誉为“中国航天之父”“中国导弹之父”“中国火箭之父”“导弹之王”，2007年被评为感动中国年度人物。　　1934年毕业于交通大学机械工程系，1934年在美国麻省理工学院和加利福尼亚理工大学学习。1935年赴美国研究航空工程和空气动力学，1938年获加利福尼亚理工学院博士学位，后留在美国任讲师、副教授、教授以及超音速实验室主任和古根罕喷气推进研究中心主任，并从事火箭研究。　　1950年开始争取回归祖国，当时美国海军次长金布尔说：“钱学森无论走到哪里，都抵得上5个师的兵力，我宁可把他击毙在美国也不能让他离开。”因此钱学森受到美国政府迫害，失去自由，历经5年于1955年才回到祖国。　　1955年10月，经过周恩来总理外交上的不断努力，钱学森冲破种种阻力回国后，1959年加入中国共产党。曾任中国科学院力学研究所所长，第七机械工业部副部长，国防科工委副主任等职；现任中国科技协会名誉主席等职。　　钱学森与胡锦涛总书记钱学森为中国火箭和导弹技术的发展提出了极为重要的实施方案。1958年4月起，他长期担任火箭导弹和航天器研制的技术领导职务，对中国火箭导弹和航天事业的发展作出了重大贡献。钱学森曾是全国政协副主席、中国科学院数理化学部委员、中国宇航学会名誉理事长、中国科技协会主席。1991年10月，国务院、中央军委授予钱学森“国家杰出贡献科学家”荣誉称号和一级英雄模范奖章。　　2009年10月31日上午8时6分在北京去世，享年98岁。

http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2010/12/201012192018_268282_1978540_3.jpg其中第四项航天航天技术的研究与探索无法查询到相关期刊

美航天局探测器发现有外来物质闯入太阳系http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2012/02/201202032311_347722_1611037_3.jpg美国航空航天局2008年成功发射的星际边界探测器（IBEX）近日发现有外来物质正从星际空间闯入太阳系。（效果图）　　美国航空航天局的星际边界探测器（IBEX）自2008年成功发射以来，为科学家的研究带来了不少有价值的信息。近日星际边界探测器又有了新的发现，目前有外来物质正从星际空间闯入太阳系，这一发现可能会帮助人们了解太阳系的形成方式和地点、促其形成的力量以及银河系中其它星体的历史。　　十多年前，尤利西斯号探测器在太阳系的星际边界地带发现了氦元素的存在，而IBEX探测器此次又发现另外三种元素，即氢、氧和氖，这三种是新的星体和行星形成的必备元素，也是人类生存发展不可缺少的。　　上述三种元素是老恒星逐渐衰老所释放的产物。“开始的时候只有氢和氦，这两种元素形成了第一批恒星，当这些星体发生瓦解并消亡时，就会将它们自身的组成元素、包括核聚变产生的新元素全部喷到星际空间中，”新罕布什尔州一所大学的教授、洛斯阿拉莫斯实验室IBEX项目研究员埃伯哈德·默比乌斯说。　　IBEX新近拍到的这些照片可以让研究人员了解到更多关于银河系周边的信息。“通过对这些外来物质的分析，我们可以推断出我们广袤宇宙的演变过程，或许还可以对银河系中的其它星系和行星系有更深入的了解，”默比乌斯说。　　圣安东尼奥西南研究所（Southwest Research Institute）科学家、IBEX首席研究员戴维·麦科马斯说：“太阳系与它外部存在的空间是不一样的，这表明两种可能：一种是太阳系演变成了银河系中更独立的、氧气更充足的一部分；另一种可能是大量孕育生命的氧气被困在星际尘埃颗粒或者冰块中，不能在太空中自由流动。”　　科学家们希望借助新发现帮助确定银河系和太阳风层之间边界区星际媒介的形成物质。星际边界地带非常重要，因为它像一个防护罩一样，保护太阳系内空间免受星际空间中大量危险的宇宙射线的侵袭。

[b][color=#cc0000]欢迎航天英雄凯旋归来！7[img=,690,517]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2022/04/202204172335139546_7982_1841897_3.jpg!w690x517.jpg[/img][/color][/b]

[b][color=#cc0000][b]欢迎航天英雄凯旋归来！1[/b][/color][/b][img=,690,1270]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2022/04/202204161322108454_3098_1841897_3.jpg!w690x1270.jpg[/img]

[b][color=#cc0000]欢迎航天英雄凯旋归来！4[/color][img=,491,355]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2022/04/202204172332544478_1467_1841897_3.jpg!w491x355.jpg[/img][color=#cc0000][/color][/b]