郭秀才，于兆吉，鄭會明，楊力坡，李樹鵬，馬騰飛

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京100094）

0 引言

進行產(chǎn)品熱試驗時通?？刂频氖黔h(huán)境溫度，但是我國航天產(chǎn)品所依據(jù)的國家軍用標準GJB 1027A—2005[1]和相關(guān)標準要求控制產(chǎn)品本身的溫度；而且，國內(nèi)外試驗箱生產(chǎn)廠家所制造的具有控制產(chǎn)品溫度功能的設(shè)備均為單路溫度控制，只能保證產(chǎn)品控溫點上的溫度滿足試驗技術(shù)要求。

在空間熱環(huán)境可靠性試驗平臺包含的各種試驗[2]特別是常壓熱試驗中，試驗箱內(nèi)的溫度場（尤其在變溫時）并不均勻。此外，箱內(nèi)組件溫度控制點是在遠離本身熱源的安裝腳上[3]，該點溫度并不代表組件其他各部分的溫度。為了滿足組件變溫速率要求，環(huán)境溫度經(jīng)常高于組件幾十度[4]，不均勻的溫度場會造成組件局部溫度遠遠超過試驗技術(shù)要求所允許的溫度限制。這種局部溫度失控對某些電子、電工組件是極其危險的，甚至?xí)斐山M件損壞。多個組件同箱同時進行試驗時，由于各自的質(zhì)量、幾何形狀和發(fā)熱量可能不同，在使用單路控溫方式進行變溫時就會出現(xiàn)如下情況：控大組件時，小組件易超溫；控小組件時，大組件易欠溫，且不知道超溫或欠溫的量值是否在允許的范圍內(nèi)。當(dāng)組件在熱試驗中出現(xiàn)故障后，對故障原因進行分析時如不考慮上述因素，則不清楚故障是由組件本身所受的不均勻熱應(yīng)力所引起的，還是由局部溫度失控超過規(guī)定溫度限制所造成的。這就會使查找組件真正的故障原因變得困難，同時給保證航天器的可靠性和長壽命埋下隱患。

本文針對上述問題進行研究，旨在確保航天器組件在常壓溫試驗中的安全和試驗質(zhì)量。

1 試驗箱溫度場均勻性試驗研究

選用容積約為1 000L的試驗箱，利用UNIGRAPHICS軟件進行物理建模，采用網(wǎng)格生成軟件 ANSYS ICEM CFD和溫度場計算分析軟件ANSYS CFX對箱內(nèi)溫度場的均勻性進行理論分析。在箱內(nèi)設(shè)置80個銅-康銅熱電偶測溫傳感器，對試驗箱內(nèi)部溫度場進行試驗測量，并找出溫度差值最大的2個測溫點的位置。

1.1 空載試驗箱

試驗研究的溫度范圍設(shè)為-50～+80 ℃，這個溫度范圍覆蓋了大多數(shù)常壓熱循環(huán)試驗的溫度上下限。

通過對試驗箱溫度場均勻性的試驗測量和分析，可以得出：

1）恒溫階段溫度場瞬時最大溫差不超過2 ℃；

2）變溫階段，隨著試驗箱變溫速率的增大，溫度場的整體均勻性變差，溫差(Tmax?Tmin)最大達12 ℃；

3）升溫階段溫度場中溫度值相差最大的位置為靠近箱門上半部和箱內(nèi)后壁上半部。

1.2 帶負載試驗箱

將最大的模擬組件（300 mm×300 mm×300 mm）放在箱內(nèi)，在距其50 mm以外的箱內(nèi)，溫度場整體均勻性比沒有組件時的溫度場整體均勻性稍差，瞬時溫度最大差值約為2 ℃，可見負載對試驗箱溫度場均勻性的影響不大。

2 試驗箱中組件溫度試驗研究

溫度場均勻性在不同階段存在差異，因此組件本身的溫度也會在不同階段表現(xiàn)出不同的規(guī)律。

2.1 模擬組件及試驗條件

根據(jù)航天器組件的特點，選取模擬組件邊長分別為100 mm、200 mm和300 mm，外殼壁厚分別為1 mm、2 mm和3 mm，安裝腳為4個，通電功率在幾十瓦內(nèi)可調(diào)。

試驗的溫度范圍選定為-50～+80 ℃，高低溫保持 1 h，變溫速率分別為 1 ℃/min、2 ℃/min、3 ℃/min和4 ℃/min。選定不同位置擺放組件，其在試驗箱中的高度居中，并距箱內(nèi)壁＞100 mm。

每個模擬組件溫度測量點共10個，4個布置在安裝腳處，其他6個分別設(shè)置在組件的6個面中心處。

2.2 單組件溫度試驗研究

2.2.1 變溫速率的影響

選取的模擬組件（邊長300 mm、厚度1 mm）放置在試驗箱中心位置，在不同的變溫速率下進行試驗，結(jié)果見表1。

表1 不同變溫速率下的組件溫度試驗結(jié)果Table 1 Results of unit temperature test with different temperature transition rates

根據(jù)試驗結(jié)果，下面中心的溫度滯后多，對控制點的跟蹤性很差；變溫速率越大，試驗箱溫度場均勻性越差，組件溫度場均勻性也越差。試驗中4 ℃/min升溫時組件溫度場均勻性最差。

2.2.2 組件大小的影響

1）組件越大，其安裝腳處和面中心的溫度場均勻性越差；

2）所有階段均為上面和下面的中心溫差較大，邊長300 mm的組件在升溫速率為4 ℃/min時達到25.16 ℃；不計下面溫度時，上面和后面的中心溫差較大，邊長 300 mm 的組件在升溫速率為 4 ℃/min時達到15.07 ℃。

2.2.3 組件厚度的影響

選取不同厚度的模擬組件（邊長300 mm），試驗變溫速率為4 ℃/min，將組件置于試驗箱中心位置進行試驗，結(jié)果見表2。

表2 不同厚度組件的溫度場試驗結(jié)果Table 2 Thermal field test result for units of different thicknesses

由表可知：

1）組件越薄，其安裝腳處和面中心的溫度場均勻性越好；

2）不同厚度組件，上面和下面的中心溫差較大，最大達28.53 ℃；不計下面時，上面和后面的中心溫差較大，最大達19.40 ℃。

2.2.4 組件擺放位置的影響

選取邊長300 mm、厚度1 mm的模擬組件，分別放在箱內(nèi)中間、前端、后端、左端和右端。變溫速率為 4 ℃/min時的試驗結(jié)果表明，安裝腳之間或面中心之間溫差與組件具體位置有關(guān)，其中組件在前端時上面與下面中心最大溫差為34.10 ℃。

2.2.5 加熱功率的影響

選取邊長300 mm、厚度1 mm的模擬組件，置于試驗箱中間位置，加熱功率分別為10 W、40 W和100 W，試驗變溫速率為4 ℃/min。不考慮距離加熱源最近的下面，試驗結(jié)果是組件的加熱功率越大，其安裝腳處和面中心的溫度場均勻性越差。

2.3 多組件溫度試驗研究

研究了大小相同2組件和大小不同2組件以及大小相同3組件和大小不同3組件同時置于一個試驗箱中進行試驗的情況。結(jié)果表明，將尺寸相同的組件前后放置時，組件的溫度場均勻性最好。

3 組件多路溫度測控技術(shù)

試驗箱溫度場在變溫過程中的均勻性比較差，組件本身各部分的溫差也比較大，現(xiàn)有的單路控制方法已不能保證組件的安全和試驗質(zhì)量，因此，必須研究新的控制方法，確定組件最佳溫度控制點和最佳控制模式。

3.1 組件多路溫度測控系統(tǒng)

經(jīng)過研究，采用多通道信號溫度測控系統(tǒng)。

3.1.1 溫度測控系統(tǒng)技術(shù)指標

1）輸入：6路輸入通道，采集溫度傳感器信號；

輸出：1路輸出通道，輸出標準電流信號。2）系統(tǒng)精度：±1 ℃。

3）手控模式：采用任意一個輸入通道值作為輸出值。

4）自動控制模式：可采用最快值控制、最慢值控制和中間值控制。

最快值控制是指在升溫和高溫階段取輸入通道中所有測量值的最大值作為輸出值，降溫和低溫階段取輸入通道中所有測量值的最小值作為輸出值（MIL-STD-1540C[5]規(guī)定，在組件熱循環(huán)試驗中，組件控制溫度由首先達到高或低驗收或鑒定溫度限的組件決定）；

最慢值控制是指在升溫和高溫階段采用輸入通道中所有測量值的最小值作為輸出值，降溫和低溫階段取所有測量值的最大值作為輸出值；

中間值控制是指采用輸入通道中所有測量值的中間值作為輸出值。

5）實時顯示：在計算機上明確顯示各個通道的溫度測量值和輸出的溫度值等。

3.1.2 溫度測控系統(tǒng)組成

根據(jù)系統(tǒng)技術(shù)要求和控制需要，溫度測控系統(tǒng)分為如圖1所示的幾個功能模塊。

圖1 溫度測控系統(tǒng)設(shè)計框圖Fig. 1 Design frame of the temperature measurement and the control system

3.2 單組件多路溫度測控試驗方法

選取邊長為300 mm的模擬組件進行試驗，試驗控制溫度為高溫 80 ℃，低溫 50 ℃，組件變溫速率為5 ℃/min。

3.2.1 控制安裝腳溫度，組件無熱源

選取4個控溫點固定在組件安裝腳上，試驗數(shù)據(jù)見表3。

表3 單組件安裝腳溫度控制試驗數(shù)據(jù)Table 3 Temperature control test data at the fixed bolt position in single unit

由試驗數(shù)據(jù)可以看出：用最慢值控制，降溫過程溫度整體偏差為負，升溫過程溫度整體偏差為正；用最快值控制則相反，降溫過程溫度整體偏差為正，升溫過程溫度整體偏差為負；用中間值控制，實際溫度接近設(shè)定值，升降溫過程溫度存在正負偏差。

3.2.2 控制安裝腳溫度，組件帶熱源

模擬組件加熱源功率為40 W，控制方式為中間值控制。試驗數(shù)據(jù)表明組件是否有熱源對系統(tǒng)的控制偏差范圍影響不大。

3.2.3 控制面中心溫度，組件無熱源

在試驗中，有時選產(chǎn)品的某一個面作為控制點，因此采用模擬組件進行6個面的控制試驗。傳感器粘貼位置為：1通道位于下面中心，6通道位于上面中心，2、3、4、5通道分別位于后、左、前、右面中心，試驗數(shù)據(jù)見表4。

表4 單組件側(cè)面中心控制試驗數(shù)據(jù)Table 4 Temperature control test data for single unit at the side center

由于組件下面風(fēng)速最小，一般不作為控制點，僅使用5個面來控制，試驗數(shù)據(jù)見表5。

表5 單組件側(cè)面中心最慢值控制試驗數(shù)據(jù)Table 5 The slowest temperature control test data of single unit at the side center

對比表4與表5可以看出，使用5個面控制時，變溫過程中第2～第6通道的溫度過沖程度大幅減小。因此，溫度控制點在面中心時，組件下面溫度不應(yīng)當(dāng)被選定為控制溫度。

3.2.4 控制面中心溫度，組件帶熱源

模擬組件加熱源功率為40 W，控制方式為中間值控制，試驗數(shù)據(jù)見表6。

表6 單組件側(cè)面中心中間值控制，組件帶熱源試驗數(shù)據(jù)Table 6 The middle-value temperature control test data for single unit with heat source at the side center

因為模擬組件的加熱源處于組件底部，第1通道的溫度在高低溫保持和降溫過程中都比其他通道的高很多，所以當(dāng)組件有內(nèi)熱源時，不宜選擇靠近內(nèi)熱源的面為試驗溫度控制面。

3.3 多組件多路溫度測控試驗方法

3.3.1 大小不同模擬組件溫度測控

采用2個大小不同的模擬組件進行試驗，6個溫度傳感器的粘貼位置見圖2，試驗數(shù)據(jù)見表7。

圖2 2個模擬組件溫度傳感器粘貼位置示意Fig. 2 The positions of temperature sensors for two sample units

根據(jù)試驗數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)控大組件時，小組件容易超溫；控小組件時，大組件易欠溫。因此，可根據(jù)組件溫度偏差要求進行控制模式的選擇。

3.3.2 大小相同模擬組件溫度測控

采用3個大小相同的模擬組件進行試驗，6個溫度傳感器的粘貼位置如圖3所示。

圖3 3個模擬組件溫度傳感器粘貼位置示意Fig. 3 The positions of temperature sensors for three sample units

試驗表明：相同尺寸的多個組件同時進行試驗時，將傳感器貼在試驗件外側(cè)安裝腳處，試驗結(jié)果和單件控制時的結(jié)果基本一致。

3.4 小結(jié)

根據(jù)上述研究，可以得出如下結(jié)論：

1）組件多路溫度測控系統(tǒng)的3種自動控制模式能夠滿足試驗要求，用最快值控制時組件所有控溫點都不超溫，用最慢值控制時組件所有控溫點都不欠溫，用中間值控制時整個組件的平均溫度值接近設(shè)定值。

2）選用組件安裝腳溫度進行控制時，溫度差值較小。應(yīng)選取遠離熱源的安裝腳并根據(jù)試驗要求選擇控制模式。

3）選用組件面中心溫度進行控制時，溫度差值較大。應(yīng)根據(jù)試驗要求選擇控制模式，注意避免選用底面和靠近熱源的面。

4）多組件同箱試驗時，應(yīng)將溫度傳感器貼于試驗件的外側(cè)并選擇相應(yīng)的控制模式。

4 結(jié)束語

本文從試驗箱溫度場均勻性、組件溫度場分布和組件多路溫度測控系統(tǒng)等方面進行了研究，給出了試驗箱溫度均勻性最好的區(qū)域及該區(qū)域的最大溫差。通過對組件安裝腳和面中心的溫度場測量研究，明確了試驗箱變溫速率，組件大小、厚薄、位置和內(nèi)熱源等參數(shù)對組件溫度場的影響，發(fā)現(xiàn)變溫速率越快、組件越大、組件越厚、組件發(fā)熱功率越大，組件溫度場均勻性越差。研究還得出了多組件同箱試驗情況下對溫度場均勻性影響最小的放置方式。通過對多路溫度測控試驗方法的研究，使得組件在試驗箱中處于溫度可控的狀態(tài)，徹底解決了組件在試驗過程中特別是在變溫過程中單一控溫點無法解決的組件局部溫度失控問題，確保了航天器組件在常壓熱試驗中的安全，提高了試驗質(zhì)量。

（References）

[1]GJB 1027A—2005 運載器、上面級和航天器試驗要求[S],2005-12

[2]馮偉泉. 航天器單機級環(huán)境可靠性試驗[J]. 航天器環(huán)境工程, 2005, 22(5): 249-252 Feng Weiquan. Spacecraft instrument environment reliability test[J]. Spacecraft Environment Engineering,2005, 22(5): 249-252

[3]劉峰. 試論航天器可靠性試驗[J]. 航天器環(huán)境工程,2002, 19(4): 1-5 Liu Feng. Discussion on spacecraft environmental reliability test[J]. Spacecraft Environment Engineering,2002, 19(4): 1-5

[4]郭秀才, 馮偉泉, 鄭會明, 等. 衛(wèi)星電子組件高加速壽命試驗技術(shù)研究[J]. 航天器環(huán)境工程, 2011, 28(5):454-458 Guo Xiucai, Feng Weiquan, Zheng Huiming, et al.HALT technology for satellite electronic components[J].Spacecraft Environment Engineering, 2011, 28(5): 454-458

[5]MIL-STD-1540C Test requirements for launch, upperstage, and space vehicles[S], 1994-10