1) thermal vacuum test for separate module
分舱热真空试验
2) vacuum thermal test
真空热试验
1.
Application of space environment simulation technique in CE-1 vacuum thermal tests;
“嫦娥一号”卫星真空热试验中的技术关键
2.
Anti-disturbance design of infrared heating cage in vacuum thermal test for satellite
卫星真空热试验用红外加热笼抗热干扰设计
3.
The design of infrared heating cage used in vacuum thermal test for spacecraft
卫星真空热试验用红外加热笼工艺设计
3) thermal vacuum test
热真空试验
1.
Networked centralized testing and controlling technology for small thermal vacuum test equipment;
小型热真空试验设备网络化集群测控技术
2.
This paper compares three commonly used system identification methods applied to test data derived from two separate thermal vacuum tests and a multi-loop measurement.
文章选取两次航天器热真空试验、多个回路实际测量数据,通过比较常见的3种辨识方法的辨识效果,认为相对于其它两种辨识方法,近似极大似然递推算法具有抗干扰能力强、适应不同噪声环境、参数稳定收敛等优点。
3.
In this paper,a method for thermal design and calculation of infrared heating cage in thermal vacuum test is described,which introduces the concept of"valid radiation"to design and calculate the function of heating cage.
文章介绍了一种航天器热真空试验用红外加热笼热设计计算的方法,提出了利用"有效辐射"的概念进行热设计计算的一般方法,并结合一次试验,进行了加热笼热设计计算的验证。
4) thermal vacuum test facility
热真空试验设备
1.
Low temperature environment is simulated by using a cascade refrigeration system in the thermal vacuum test facility of spacecraft subassembly.
卫星部组件热真空试验设备制冷系统提供试验设备的冷黑环境。
5) Mauned thermal vacuum tests
载人热真空试验
补充资料：热真空试验
模拟航天器在空间的真空、冷黑和太阳辐射环境的一种地面试验。单机（部件）、分系统和航天器整体都进行这种试验。在模拟试验时，试件多处于工作状态并测量其工作参数和环境参数。
真空环境模拟 航天器所处的环境真空度为13.3～13.3×10-10毫帕（10-4～10-14毫米汞柱）,从传热学的角度看，13.3毫帕的真空度已能满足航天器热物理性状效应模拟的需要。为了节约试验费用，热真空试验采用的真空度通常定为优于13.3毫帕。为了考核和研究某些活动部件、伸展机构的干摩擦、冷焊性能和研究材料在真空条件下的升华、重量损失、老化等效应，需要在更高的真空度和其他空间环境因素的组合下进行试验，这时可在中小型空间模拟器中获得 13.3×10-1～13.3×10-10毫帕（10-5～10-14毫米汞柱）的真空度。
冷黑环境模拟 宇宙空间的热背景温度为4K，吸收系数为1,相当于一个理想的黑体。在地面模拟这种热沉效应时，通常采用液氮冷却的黑辐射屏，屏的模拟温度低于100K,吸收系数大于0.9。当模拟室与航天器特征尺寸比大于2∶1时，热模拟误差小于1％,这样的误差可以通过理论计算加以修正。对于遥感器的定标试验，热沉背景温度应低于20K。
太阳辐照环境模拟 太阳电磁辐射相当于一个6000K的黑体辐射,是航天器的主要外热源。环地航天器在轨道上还受到地球反照和地球红外辐射。太阳模拟器通常采用碳弧灯或高压短弧氙灯作光源，配以离轴式、同轴式或发散式光学系统来造成一定的辐照强度、光谱、均匀性和准直角，以模拟太阳光的强度和能谱分布。由于太阳模拟器的制造和试验耗费甚巨，对于大多数形状不太复杂的航天器多采用热通量模拟的方法来代替太阳模拟。所用的加热器有红外加热器、石英灯阵、笼式电阻片、贴片式电阻加热器、电热管及其组合等形式。这种?椒ǖ娜钡闶遣荒苣Ｄ馓艄獾哪芷缀妥贾倍取６杂谛巫锤丛拥暮教炱骱吞舻绯匾怼⑻裘舾衅鳌⒋笮吞煜呓峁沟忍厥獠考匀恍枰锰裟Ｄ馄鹘蟹帐匝椤?(见彩图)
真空环境模拟 航天器所处的环境真空度为13.3～13.3×10-10毫帕（10-4～10-14毫米汞柱）,从传热学的角度看，13.3毫帕的真空度已能满足航天器热物理性状效应模拟的需要。为了节约试验费用，热真空试验采用的真空度通常定为优于13.3毫帕。为了考核和研究某些活动部件、伸展机构的干摩擦、冷焊性能和研究材料在真空条件下的升华、重量损失、老化等效应，需要在更高的真空度和其他空间环境因素的组合下进行试验，这时可在中小型空间模拟器中获得 13.3×10-1～13.3×10-10毫帕（10-5～10-14毫米汞柱）的真空度。
冷黑环境模拟 宇宙空间的热背景温度为4K，吸收系数为1,相当于一个理想的黑体。在地面模拟这种热沉效应时，通常采用液氮冷却的黑辐射屏，屏的模拟温度低于100K,吸收系数大于0.9。当模拟室与航天器特征尺寸比大于2∶1时，热模拟误差小于1％,这样的误差可以通过理论计算加以修正。对于遥感器的定标试验，热沉背景温度应低于20K。
太阳辐照环境模拟 太阳电磁辐射相当于一个6000K的黑体辐射,是航天器的主要外热源。环地航天器在轨道上还受到地球反照和地球红外辐射。太阳模拟器通常采用碳弧灯或高压短弧氙灯作光源，配以离轴式、同轴式或发散式光学系统来造成一定的辐照强度、光谱、均匀性和准直角，以模拟太阳光的强度和能谱分布。由于太阳模拟器的制造和试验耗费甚巨，对于大多数形状不太复杂的航天器多采用热通量模拟的方法来代替太阳模拟。所用的加热器有红外加热器、石英灯阵、笼式电阻片、贴片式电阻加热器、电热管及其组合等形式。这种?椒ǖ娜钡闶遣荒苣Ｄ馓艄獾哪芷缀妥贾倍取６杂谛巫锤丛拥暮教炱骱吞舻绯匾怼⑻裘舾衅鳌⒋笮吞煜呓峁沟忍厥獠考匀恍枰锰裟Ｄ馄鹘蟹帐匝椤?(见彩图)
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条