Установка для проведения испытаний стойкости к термоударам приборов космического назначения
INSTALLATION FOR TESTING RESISTANCE TO THERMAL SHOCKS OF SPACE DEVICES

Изобретение относится к технике для проведения испытаний, а именно для исследования устойчивости к воздействию резких температурных колебаний, и может быть использовано при испытаниях на термоудар приборов космического назначения.
Из уровня техники известно устройство для испытаний на термоудар, в котором испытуемое изделие установлено с возможностью поочередного соединения с магистралью горячей и магистралью холодной среды. Изделие соединено посредством вентиля, емкости и вентиля с вакуумным насосом. На трубопроводах установлены трехходовые краны. Изделие подвергают термоудару воздействием сред разной температуры. Вакуумным насосом откачивают профилированные полости изделия и регулирующей аппаратуры. Установка трехходовых кранов устраняет застойные зоны, возникающие при переключении с одной температурной среды на другую, что повышает точность испытаний за счет создания заданного перепада температур при термоударе (см. SU 1490600, 30.06.1989) (1).
К недостаткам известного технического решения (1) относится невозможность соблюдения условий испытаний при воздействии температур от 83 до 473 К, что не позволяет достоверно оценить работоспособность устройств, температуры эксплуатации которых находятся в указанном диапазоне.
Наиболее близким аналогом заявленного устройства является устройство для термоциклических испытаний образцов (см. SU1753364A1, 07.08.1992), содержащее соосно установленные и соединенные между собой посредством переходника камеру нагрева и камеру охлаждения в виде сосуда Дьюара со средством отвода среды в атмосферу и контейнер для размещения образцов с механизмом его перемещения из одной камеры в другую, причем на боковой поверхности переходника выполнена перфорация.
Недостатком наиболее близкого аналога (2) является сложность контроля и управления процессом испытания образцов, а также необходимость вынужденной остановки процесса испытаний при смене сосуда Дьюара, а также то, что размеры испытываемых образцов ограничены размерами сосуда Дьюара.
Техническим результатом заявленного изобретения является повышение технологичности процесса испытания образцов, обусловленное обеспечением контроля и управления процессом испытания образцов, а также обеспечением беспрерывной работы установки при смене сосуда Дьюара и возможности испытания образцов не ограниченных размерами сосуда Дьюара.
Технический результат достигается за счет создания установки для проведения испытаний стойкости к термоударам приборов космического назначения, содержащей соединенные между собой камеры охлаждения и нагрева с нагревателем, контейнер для размещения образцов, выполненный с возможностью перемещения между камерами на тяге и сосуд Дьюара, установка размещена на станине с возможностью перемещения для обеспечения замены сосуда Дьюара и снабжена датчиками температуры в камере нагрева, в камере охлаждения, в контейнере для образцов и датчиком температуры сжиженного газа и счётчиком испытательных циклов, камера охлаждения соединена с сосудом Дьюара посредством отверстия в термоизолирующей трубке, размещенной внутри сосуда Дьюара и на которой с возможностью замены и размещения с натягом установлен сосуд Дьюара, снабженный управляемым испарителем.
В частном варианте исполнения нагреватель снабжен терморегулятором.
В частном варианте исполнения в камерах охлаждения и нагрева выполнены отверстия для регулирования давления сжиженного газа.
В еще одном частном варианте исполнения сосуд Дьюара снабжен датчиком отсутствия сжиженного газа.
В другом частном варианте исполнения датчик выполнен звуковым.
В частном варианте исполнения на станине выполнен трапециевидный паз для обеспечения перемещения установки.
В частном варианте исполнения установка снабжена таймерами выдержки в камере нагрева и охлаждения.
В частном варианте исполнения установка снабжена стойкой управления, размещенной на штативе, который выполнен с обеспечением возможности перемещения и изменения высоты, на котором посредством соединительного элемента размещена станина.
Заявленное изобретение проиллюстрировано следующими чертежами:
Фиг.1 - общая схема установки для проведения испытаний стойкости к термоударам приборов космического назначения;
Фиг.2 - блок-схема установки для проведения испытаний стойкости к термоударам приборов космического назначения;
на которых отмеченные позиции отображают следующее:
1 - механизм перемещения контейнера;
2 - камера нагрева;
3 - контейнер для размещения образцов;
4 - регулируемый нагреватель;
5 - кварцевая труба;
6 - технологическое отверстие для стравливания паров жидкого азота;
7 - камера охлаждения;
8 – управляемый испаритель;
9 - сосуд Дьюара;
10 – камера из термоизолирующего материала;
11 – термоизолирующая трубка;
12 - станина;
13  - стойка управления;
14  - управляемый испаритель;
15 - датчик температуры в камере нагрева;
16 - датчик температуры в камере охлаждения;
17 - датчик температуры в контейнере для образцов;
18 - датчик температуры сжиженного газа;
19 - датчик отсутствия сжиженного газа;
20 - таймер выдержки в камере нагрева;
21 - таймер выдержки в камере охлаждения;
22 - счётчик испытательных циклов.
Установка для проведения испытаний стойкости к термоударам приборов космического назначения состоит из следующих основных составных частей: камера охлаждения (7), камера нагрева (2), сосуд Дьюара (9). Контейнер для размещения образцов для испытаний (3) размещен на тяге и перемещается между камерами охлаждения и нагрева. Камера нагрева (2) нагревается посредством регулируемого терморегулятором нагревателя (4). Охлаждение образцов проводят в камере охлаждения (7), которая охлаждается сжиженным газом (например, азотом), который проходит по термоизолирующей трубке (11), размещенной внутри сосуда Дьюара (9). Режим охлаждения в камере охлаждения (7) регулируется при помощи управляемого испарителя (8), размещенного в сосуде Дьюара (9). Установка размещена на станине (12) и может перемещаться за счет выполнения в станине трапециевидного паза для замены сосуда Дьюара, при этом процесс испытания образцов не прерывается. Сосуд Дьюара (9) после сигнала датчика отсутствия сжиженного газа (19) снимают с термоизолирующей трубки (11), на которую он посажен с натягом и меняют его на новый. Установка снабжена датчиками температуры в камере нагрева (15), в камере охлаждения (16), в контейнере для образцов (17), датчиком температуры сжиженного газа (18), а также таймерами выдержки в камере нагрева (20) и охлаждения (21) и  счётчик испытательных циклов (22). Показания датчиков выводятся на стойке управления (13), при помощи которой также выставляется время выдержки образцов и регулируется охлаждение и нагрев. Стойка управления размещена на штативе, длина которого может изменяться. Штатив также может перемещаться посредством закрепленных на нем роликов. Станина (12) укреплена при помощи соединительных элементов на штативе и таким образом вся установка может перемещаться в трех плоскостях.
Точность измерений температуры обеспечивается наличием платиновых датчиков температуры с точностью измерения ± 0,2 % в четырёх зонах. Испытательный стенд обеспечивает проведение граничных испытаний и может быть использован в исследовательских целях.
Заявленная установка была использована при реализации группового испытания стойкости к термоударам бескорпусных диодов для солнечных батарей космических аппаратов. Микроэлектронные приборы подвергали воздействию ряду непрерывно следующих друг за другом испытательных циклов. Каждый цикл состоял из следующих этапов: диоды, предварительно помещённые в контейнер (4), помещали в камеру нагрева (2) посредством механизма перемещения контейнера (1), значение температуры, в которой заранее довели до верхнего рабочего значения температуры эксплуатации микроэлектронных приборов, и выдерживали при этой температуре до достижения теплового равновесия в течение требуемого времени в инертной среде азота в герметичной камере; после выдержки в камере тепла микроэлектронные приборы переносили в камеру охлаждения (7) посредством механизма перемещения контейнера (1), значение температуры, в которой заранее довели до нижнего рабочего значения температуры эксплуатации устройств и выдерживали испытываемые устройства до достижения теплового равновесия в течение требуемого времени в инертной среде азота в герметичной камере с регулируемыми характеристиками за счёт наличия управляемого испарителя (8) жидкого азота и системы поддержания стабильного потока паров жидкого азота в испытуемой камере, что обеспечивало независимость от условий окружающей среды. Первая итерация перемещения в камеру нагрева и последующая выдержка необходима для удаления с поверхности бескорпусных диодов влаги. После окончания последнего цикла объекты испытаний выдерживали при комнатной температуре при воздействии потока сжатого азота, температурой 295 ± 2 К, до достижения теплового равновесия во избежание образования конденсата на микроэлектронном приборе.
Установка для проведения испытаний стойкости к термоударам приборов космического назначения позволяет проводить граничные испытания, испытания на воздействие быстрого изменения температуры, термоциклирования в температурном интервале от 83 до 473 К при скорости изменения температуры dT/dτ от 10 К/с и точности измерения температуры ± 4 К. Основное преимущество предложенного решения заключается в возможности быстрого охлаждения изделий до заданной температуры за счет интенсивного обдува их парами азота. При этом обеспечена независимость тепловых режимов камер нагрева и охлаждения. Также обеспечен контроль и управление процессом испытания образцов и возможность беспрерывной работы установки при смене сосуда Дьюара. Также выполнение камеры охлаждения вне сосуда Дьюара позволяет не ограничивать размеры образцов размерами камеры Дьюара.