Exigences générales pour les essais thermiques sous vide des engins spatiaux

Lors du développement des engins spatiaux, Test thermique sous videDes équipements de simulation thermique sont utilisés pour simuler des environnements tels que le vide poussé, le froid extrême, le rayonnement solaire et les hautes températures. La norme *GJB 3758A-2019 : Méthodes de simulation thermique pour les essais thermiques spatiaux* définit les exigences spécifiques relatives à ces équipements ; nous les examinerons ci-dessous.

Exigences générales relatives aux équipements d'essais thermiques sous vide pour engins spatiaux :

Équipement de test : Instruments Huanyi Équipement de test thermique sous vide

Norme d'essai : GJB 3758A-2019 Méthodes de simulation thermique pour les essais thermiques spatiaux des engins spatiaux

Exigences clés :

I. Pression :

La pression à l'intérieur de l'équipement d'essai thermo-vide doit être contrôlée pendant l'essai. Pour les engins spatiaux ou modules non pressurisés, la pression ne doit pas dépasser 1,3 × 10² Pa ; pour les engins spatiaux ou modules pressurisés, la pression ne doit pas dépasser 6,0 × 10² Pa.

II. Dimensions :

Les dimensions de l'environnement spatial Chambre de simulation doit permettre de répondre aux exigences d'installation et de fonctionnement de l'article d'essai et de son outillage associé, et doit satisfaire aux critères suivants :

a) Lors de la simulation d'un flux de chaleur externe à l'aide de la méthode du flux de chaleur incident au cours d'un test d'équilibre thermique, le rapport entre la dimension caractéristique de la chambre de simulation de l'environnement spatial et celle du vaisseau spatial ne doit généralement pas être inférieur à 3 ;

b) Lors de la simulation du flux de chaleur externe à l'aide de la méthode du flux de chaleur absorbé ou de la méthode de température équivalente du puits de chaleur radiatif au cours d'un test d'équilibre thermique, le rapport entre la dimension caractéristique de la chambre de simulation de l'environnement spatial et celle du vaisseau spatial ne doit généralement pas être inférieur à 2.

III. Dissipateur thermique :

Les exigences relatives au dissipateur thermique sont les suivantes :

a) Lors de la simulation du flux de chaleur externe pour les tests d'équilibre thermique, la température de surface du dissipateur thermique ne doit pas dépasser 100 K ; pour la surface du dissipateur thermique faisant face au vaisseau spatial, l'absorptance solaire ne doit pas être inférieure à 0,95 et l'émissivité hémisphérique ne doit pas être inférieure à 0,90 ;

b) Lorsqu'un simulateur solaire est utilisé pour simuler le flux de chaleur externe lors des tests d'équilibre thermique, la température de la surface mobile du dissipateur thermique simulant l'ombre de la Terre ne doit pas dépasser 100 K ;

c) Lors de la simulation de température pour les tests thermiques sous vide, le dissipateur thermique doit répondre aux exigences de test à haute et basse température du vaisseau spatial.

IV. Flux thermique de fond :

Lors de la simulation du flux de chaleur externe pour les essais d'équilibre thermique, le flux de chaleur de fond de l'équipement d'essai thermique sous vide ne doit pas dépasser 10 W/m².

V. Structure de support des tests :

Les exigences relatives à la structure de soutien aux essais du véhicule spatial sont les suivantes :

a) Il doit généralement posséder la capacité d'ajuster et de maintenir le vaisseau spatial en position horizontale ;

b) Il doit pouvoir résister au vide et aux environnements de test à basse température ;

c) Sa résistance et sa rigidité doivent répondre aux exigences de support du vaisseau spatial et du dispositif de simulation thermique, tout en intégrant une marge de sécurité adéquate ;

d) Ses interfaces mécaniques doivent répondre aux exigences d'accouplement avec le vaisseau spatial ;

e) Des mesures telles que l'isolation thermique ou le contrôle actif de la température doivent être mises en œuvre aux points de connexion entre la structure de support d'essai et le vaisseau spatial afin de minimiser le transfert de chaleur par conduction à travers la structure de support, ainsi que de réduire l'obstruction et l'exposition à la chaleur rayonnante affectant le vaisseau spatial.