本发明公开一种真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，主要包括传感器接口单元、常压环境单元、测温单元、信号传输单元，传感器接口单元用于将真空热试验中试验件上的传感器与常压环境单元连接；常压环境单元用于为测温单元和信号传输单元提供模拟的大气环境；测温单元用于完成真空热试验试验件上传感器信号的采集、转换、存储与传输，与试验件保持同步运动；信号传输单元用于将转换处理的温度信号，从旋转状态传递到固定通道，以传输至空间环境模拟器外。本发明在滑环通讯中断的情况下，进行本地自动测量与数据存储，保证测温连续可靠运行，确保航天器采用太阳模拟器模拟外热流进行的真空热试验顺利可靠运行。
1.真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，主要包括传感器接口单元、常压环境单元、测温单元、信号传输单元，其中，传感器接口单元主要用于将真空热试验中被测航天器或试验件上的传感器与常压环境单元连接，将传感器信号经过常压环境单元，接入测温单元进行测温；常压环境单元主要用于为测温单元和信号传输单元提供模拟的大气环境，确保测温单元和信号传输单元正常工作；测温单元主要用于完成真空热试验被测航天器和试验件上传感器信号的采集、转换、存储与传输，测温单元安装于常压环境单元中的旋转单元上，其中，常温常压环境单元具有旋转单元和固定单元，固定单元与环境模拟器连接，旋转单元实现旋转运动并与被测航天器刚性连接，与被测航天器保持同步运动，保证温度测量的准确性与精度；且处于常压环境中，保证其仪器设备正常工作；信号传输单元主要用于将测温单元转换处理的温度信号，从旋转状态传递到固定信号通道，以传输至空间环境模拟器外，用于实时监视，并为测温单元提供运行所必须的供电。
2.如权利要求1所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，所述传感器接口单元：主要用于将航天器上的温度传感器信号传输至旋转单元，通过信号穿墙密封单元引入常温常压环境单元内，最后接入测温单元进行温度数据采集。
3.如权利要求1所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，所述常温常压环境单元：主要用于为温度测量单元和信号传输单元提供模拟大气环境，保证其工作环境，主要包括：旋转单元、固定单元、真空密封单元、环境模拟单元，所述旋转单元与固定单元为常温常压环境单元结构的主体部分，作为常压环境模拟舱连接卫星试件与真空环境模拟器；其中，所述真空密封单元主要用于为常温常压环境的模拟舱提供真空密封，所述环境模拟单元用于维持控制模拟舱的常温常压环境。
4.如权利要求1所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，所述旋转单元与被测航天器同步旋转，为传感器提供信号传输接口，为测温单元提供安装接口。
5.如权利要求1所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，所述固定单元安装在空间环境模拟器中，保持静止不动，为旋转单元提供安装接口，为信号传输到真空环境模拟器外提供接口。
6.如权利要求3所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，所述真空密封单元主要包括动密封单元、固定密封单元、信号穿墙密封单元，所述动密封单元，是为旋转单元与固定单元连接的动密封面提供真空密封，采用三道密封机构，保证旋转单元与固定单元之间连接处，在旋转单元运动和静止时漏率均能满足密封要求；所述固定密封单元，用于旋转单元与固定单元自身舱体的真空密封；所述信号穿墙密封单元，设置在旋转单元上，用于将传感器接口单元传递的传感器信号引入常温常压环境舱内，提供单线制测量通道
1000路，四线制测量通道60路，实现大型航天器真空热试验的大数据量传感器温度测量通道要求。
7.如权利要求3所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，所述环境模拟单元包括压力模拟单元、温度模拟单元、湿度模拟单元，所述压力模拟单元通过安装于常压舱内的环境检测传感器获得常温常压舱内压力信息，调节常压舱与空间环境模拟器间的送风管道气体压力，实现常压舱内模拟大气压力功能；所述温度模拟单元通过安装于常压舱内的环境检测传感器获得常温常压舱内温度信息，调节常压舱与空间环境模拟器间的送风管口气体温度，实现常压舱内模拟大气温度功能；所述湿度模拟单元通过安装于常压舱内的环境检测传感器获得常温常压舱内湿度信息，调节常压舱与空间环境模拟器间的送风管口气体湿度，最终实现常压舱内模拟大气湿度功能。
8.如权利要求1-7任一项所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，所述温度测量单元整体安装于旋转单元内，用于对真空热试验中航天器上温度传感器信号进行数据采集、信号数据处理、数据存储于传输。
9.如权利要求1-7任一项所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，所述温度测量单元包括小信号接口单元、数据采集单元、数据处理单元、传输接口单元、数据存储单元，其中，所述小信号接口单元用于接收传感器接口单元传递的被测航天器上温度传感器的信号，并将信号接入数据采集单元进行数据采集，所述数据采集单元用于对接入传感器信号进行数据采集，将传感器产生的小信号模拟量进行数模转换，变为数字量信号；所述数据处理单元用于对数据采集单元采集到的传感器信号进行处理和拟合计算，得到航天器各部位实时温度数据信息；所述传输接口都单元用于将数据采集单元采集的传感器信号和经过数据处理单元处理得到的温度信号进行传输，通过信号传输单元，将旋转运动信号转换为固定信号；所述数据存储单元主要用于对数据采集单元、数据处理单元产生的数据进行实时本地存储。
10.如权利要求9所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，传输接口单元传输100mV以下小电压，不对其信号造成干扰，并提供单线制测量通道1000路，四线制测量通道60路，满足大型航天器真空热试验的大数据量传感器温度测量通道要求。
11.如权利要求9所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，数据采集单元的采集精度不低于6位半，采集模块能完成热电偶、热敏电阻、铂电阻的数据采集。
12.如权利要求9所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，数据采集单元采用多路转换开关进行采集通道切换，将1000路单线制采集通道和60路四线制采集通道信号依次接入高精度数据采集模块。
13.如权利要求12所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，高精度数据采集模块与多路转化开关安装在3台仪器上，三台仪器配置相同，可互为备份，同时，每台仪器均配有两个高精度数据采集模块，采集模块互为备份。
14.如权利要求9所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，当传输信号为数字信号时，主要以太网传输单元进行传输，还配有485传输单元作为备份传输通道，所述以太网传输单元作为数据传输的主要通道，采用TCP/IP协议，该协议具备丢包续传功能，同时在数据传输程序中，具有断点续传功能，程序会检测每周期数据是否传输成功，支持最长30min的中断续传；所述485传输单元主要作为数据传输的备份手段，当以太网传输单元故障时，可通过485传输单元访问测温单元的FTP服务器，读取数据存储单元存储的温度数据信息。
15.如权利要求9所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，所述信号传输单元主要用于信号与供电旋转传输，将固定端的固定信号和供电转换为连续旋转的信号接入测量单元中的传输接口单元，主要包括以太网滑环单元、低频信号滑环单元和供电滑环单元，所述以太网滑环单元采用以太网滑环接结构，用于将以太网传输单元的TCP/IP通讯旋转信号转变为固定信号，经由固定单元引出至空间环境模拟器外，提供3路以太网滑环通道，为测温单元中的三台仪器分别提供独立的通讯通道，满足真空热试验对测温单元的控制及数据监视要求；所述低频信号滑环单元，采用滑环结构，用于将485传输单元的低频通讯旋转信号转变为固定信号，经由固定单元引出至空间环境模拟器外，提供4路低频信号通道，为测温单元提供2路485传输通道，满足真空热试验对测温单元的备用数据读取要求；
所述供电滑环单元采用滑环结构，用于将空间环境模拟器外的固定供电通道转换为旋转供电通道，可提供24通道，最大电压120Vac/dc，最大电流5A的供电，为测温单元中三台数据采集仪器供电，数据采集仪器供电电压为110Vac，电流为10A，考虑实际工程中各回路电流可能分配不均及供电回路意外失效的情况，每台仪器通过4个供电回路进行供电，各回路并联，理论峰值电流为2.5A，考虑实际供电情况，整个系统在两条供电通道完全无法工作时，系统仍可稳定供电。
16.如权利要求1-7任一项所述的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，其中，大气环境包括压力、温度及湿度环境。
航天器多通道连续旋转运动温度测量系统及方法
技术领域
[0001] 本发明属于空间环境模拟技术领域，具体涉及一种在真空冷黑环境下，连续旋转运动试验件进行多通道温度测量的系统及方法。
背景技术
[0002] 人造卫星及其他航天器在进入轨道飞行阶段后，长期处于超高真空和超低温环境中，同时受空间外热流环境的影响，为了验证卫星热设计的正确性，保证卫星长期可靠的工作，以及完成各项预定的任务，在研制卫星的过程中，必须按照试验规范的规定，在空间真空(负压环境，环境压力在10-5～10-7Pa)、冷黑(无光照和低温环境，温度在-100～-270℃)背景环境下，通过空间外热流模拟下对航天器系统级和组件级进行真空热试验(包括热真空和热平衡试验)。
[0003] 采用带有太阳模拟器的太阳模拟法进行空间外热流模拟时，由太阳模拟器系统结构决定航天器需进行360°连续旋转运动模拟航天器在轨道运行时的姿态。该方法与被测试验件固定的红外模拟法不同，增加了航天器连续旋转的要求，需要将常规对固定不动航天器的温度测量系统转变为可以对连续旋转的航天器被测试验件进行温度数据采集与信号处理，并将信号传输至容器外进行航天器温度数据收集以及检测，确保航天器真空热试验获取数据完整有效。
[0004] 在常温常压环境中可通过在传输线缆中安装滑环、旋转关节等旋转传输部件实现旋转供电及常规信号传输。但是在航天器热真空试验过程中，被测试验件始终处于真空冷黑环境，且温度测量传感器多用热电偶等小信号传感器，其信号为毫伏级电压信号无法通过滑环后在进行精确测量，同时，测量信号通道数量为上千路，为每路信号单独配置滑环，工程实施与成本上均不可行。
[0005] 因此，非常有必要设计一种可在真空冷黑环境下使用的测温系统和测温方法，能够实现真空热实验需要的多通道高精度温度数据可靠采集和数据传输。
发明内容
[0006] 基于此，本发明的目的在于提供一种在真空冷黑环境下航天器多通道连续旋转运动的温度测量系统，该系统可以进行本地自动测量与数据存储，保证测温连续可靠运行，确保航天器采用太阳模拟器模拟外热流进行的真空热试验顺利可靠运行。
[0007] 本发明的另一目的在于提供一种在真空冷黑环境下航天器多通道连续旋转运动温度测量方法，该方法在航天器进行连续旋转运动时，仍可实现真空热试验所需的多通道高精度温度数据可靠采集与数据传输，使航天器可以完成采用太阳模拟器的太阳模拟法进行空间外热流模拟的真空热试验。
[0008] 本发明目的是通过如下技术方案实现的：
[0009] 真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统，主要包括传感器接口单元(100)、常压环境单元(200)、测温单元(300)、信号传输单元(400)，其中，传感器接口单元(100)主要用于将真空热试验中被测航天器或试验件上的传感器与常压环境单元连接，将传感器信号经过常压环境单元(200)，接入测温单元(300)进行测温；常压环境单元(200)主要用于为测温单元(300)和信号传输单元(400)提供模拟的大气环境，确保测温单元(300)和信号传输单元(400)正常工作；测温单元(300)主要用于完成真空热试验被测航天器和试验件上传感器信号的采集、转换、存储与传输，测温单元(300)安装于常压环境单元(200)中的旋转单元(210)上，其中，常温常压环境单元具有旋转单元和固定单元，固定单元与环境模拟器连接，旋转单元实现旋转运动并与被测航天器刚性连接，与被测航天器保持同步运动，保证温度测量的准确性与精度；且处于常压环境中，保证其仪器设备正常工作；信号传输单元(400)主要用于将测温单元(300)转换处理的温度信号，从旋转状态传递到固定通道，以传输至空间环境模拟器外，用于实时监视，并为测温单元(300))提供运行所必须的供电。
[0010] 其中，所述传感器接口单元(100)：主要用于将航天器上的温度传感器信号传输至旋转单元(210)，通过信号穿墙密封单元(223)引入常温常压环境单元(200)内，最后接入测温单元(300)进行温度数据采集。
[0011] 其中，所述常温常压环境单元(200)：主要用于为温度测量单元(300)和信号传输单元(400)提供模拟大气环境，保证其工作环境，主要包括：旋转单元(210)、固定单元(220)、真空密封单元(230)、环境模拟单元(240)，所述旋转单元(210)与固定单元(220)为常温常压环境单元结构的主体部分，作为常压环境模拟舱连接卫星试件与真空环境模拟器；其中，所述真空密封单元(230)主要用于为常温常压环境的模拟舱提供真空密封，所述环境模拟单元(240)用于维持控制模拟舱的常温常压环境。
[0012] 其中，所述旋转单元(210)与被测航天器同步旋转，为传感器提供信号传输接口，为测温单元(300)提供安装接口。
[0013] 其中，所述固定单元(220)安装在空间环境模拟器中，保持静止不动，为旋转单元提供安装接口，为信号传输到真空环境模拟器外提供接口。
[0014] 其中，所述真空密封单元(230)主要包括动密封单元(231)、固定密封单元(232)、信号穿墙密封单元(233)，所述动密封单元(231)，是为旋转单元(210)与固定单元(220)连接的动密封面提供真空密封，采用三道密封机构，保证旋转单元与固定单元之间连接处，在旋转单元运动和静止时漏率均能满足密封要求；所述固定密封单元(232)，用于旋转单元(210)与固定单元(220)自身舱体的真空密封；所述信号穿墙密封单元(233)，设置在旋转单元上，用于将传感器接口单元(100)传递的传感器信号引入常温常压环境舱内，提供单线制测量通道1000路，四线制测量通道60路，实现大型航天器真空热试验的大数据量传感器温度测量通道要求。
[0015] 其中，所述环境模拟单元(240)包括压力模拟单元(241)、温度模拟单元(242)、湿度模拟单元(243)，所述压力模拟单元(241)通过安装于常压舱内的环境检测传感器获得常温常压舱内压力信息，调节常压舱与空间环境模拟器间的送风管道气体压力，实现常压舱内模拟大气压力功能；所述温度模拟单元(242)通过安装于常压舱内的环境检测传感器获得常温常压舱内温度信息，调节常压舱与空间环境模拟器间的送风管口气体温度，实现常压舱内模拟大气温度功能；所述湿度模拟单元(243)通过安装于常压舱内的环境检测传感器获得常温常压舱内湿度信息，调节常压舱与空间环境模拟器间的送风管口气体湿度，最终实现常压舱内模拟大气湿度功能。
[0016] 其中，所述测量单元(300)整体安装于旋转单元(210)内，用于对真空热试验中航天器上温度传感器信号进行数据采集、信号数据处理、数据存储于传输。
[0017] 进一步地，所述测量单元(300)包括小信号接口单元(310)、数据采集单元(320)、数据处理单元(330)、传输接口单元(340)、数据存储单元(350)，其中，所述小信号接口单元(310)用于接收传感器接口单元(100)传递的被测航天器上温度传感器的信号，并将信号接入数据采集单元(320)进行数据采集，所述数据采集单元(320)用于对接入传感器信号进行数据采集，将传感器产生的小信号模拟量进行数模转换，变为数字量信号；所述数据处理单元(330)用于对数据采集单元(320)采集到的传感器信号进行处理和拟合计算，得到航天器各部位实时温度数据信息；所述传输接口都单元(340)用于将数据采集单元(320)采集的传感器信号和经过数据处理单元(330)处理得到的温度信号进行传输，通过信号传输单元(400)，将旋转运动信号转换为固定信号；所述数据存储单元(350)主要用于对数据采集单元(320)、数据处理单元(330)产生的数据进行实时本地存储。
[0018] 其中，传输接口单元(340)传输100mV以下小电压，不对其信号造成干扰，并提供单线制测量通道1000路，四线制测量通道60路，满足大型航天器真空热试验的大数据量传感器温度测量通道要求。
[0019] 其中，数据采集单元(320)的采集精度不低于6位半(或AD转换精度不低于24位)，采集模块能完成热电偶、热敏电阻、铂电阻的数据采集。
[0020] 进一步地，数据采集单元(320)采用多路转换开关进行采集通道切换，将1000路单线制采集通道和60路四线制采集通道信号依次接入高精度数据采集模块。
[0021] 其中，高精度数据采集模块与多路转化开关安装在3台仪器上，三台仪器配置相同，可互为备份，同时，每台仪器均配有两个高精度数据采集模块，采集模块互为备份。
[0022] 其中，所述数据存储单元的存储空间可保存不小于2年的连续不间断数据进行存储。
[0023] 其中，当传输信号为数字信号时，主要以太网传输单元(341)进行传输，还配有485传输单元(342)作为备份传输通道，所述以太网传输单元(341)作为数据传输的主要通道，采用TCP/IP协议，该协议具备丢包续传功能，同时在数据传输程序中，具有断点续传功能，程序会检测每周期数据是否传输成功，支持最长30min的中断续传；所述485传输单元(342)主要作为数据传输的备份手段，当以太网传输单元(341)故障时，可通过485传输单元访问测温单元(300)的FTP服务器，读取数据存储单元(350)存储的温度数据信息。
[0024] 其中，所述信号传输单元(400)主要用于信号与供电等旋转传输，将固定端的固定信号和供电转换为连续旋转的信号接入测温单元(300)中的传输接口单元(340)，主要包括以太网滑环单元(410)、低频信号滑环单元(420)和供电滑环单元(430)，所述以太网滑环单元(410)采用以太网滑环接结构，用于将以太网传输单元(341)的TCP/IP通讯旋转信号转变为固定信号，经由固定单元(220)引出至空间环境模拟器外，提供3路以太网滑环通道，为测温单元(300)中的三台仪器分别提供独立的通讯通道，满足真空热试验对测温单元的控制及数据监视要求；所述低频信号滑环单元(420)，采用滑环结构，用于将485传输单元(342)的低频通讯旋转信号转变为固定信号，经由固定单元(220)引出至空间环境模拟器外，提供4路低频信号通道，为测温单元(300)提供2路485传输通道(一用一备)，满足真空热试验对测温单元的备用数据读取要求；所述供电滑环单元(430)采用滑环结构，用于将空间环境模拟器外的固定供电通道转换为旋转供电通道，可提供24通道，最大电压120Vac/dc，最大电流5A的供电，为测温单元(300)中三台数据采集仪器供电，数据采集仪器供电电压为
110Vac，电流为10A，考虑实际工程中各回路电流可能分配不均及供电回路意外失效的情况，每台仪器通过4个供电回路(8通道)进行供电，各回路并联，理论峰值电流为2.5A，考虑实际供电情况，整个系统在两条供电通道完全无法工作时，系统仍可稳定供电。
[0025] 其中，大气环境包括压力、温度及湿度环境。
[0026] 本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量方法，包括以下步骤：
[0027] 首先，将测温传感器信号连接到系统中，包括被测试验件中的热电偶、热敏电阻和铂电阻等传感器信号接入测温系统，然后进行通道配置、传感器参数配置，建立真空冷黑环境后，系统上电，启动，即可自动完成温度数据采集、记录、显示等功能。
[0028] 与现有技术相比，本发明具有如下优点：目前国内对连续旋转物体进行测量，测量通道都较少，主要以单通道或少数通道为主，且被测信号较容易通过滑环传输，同时系统多运行与大气环境，对特殊真空冷黑环境下运行的对多通道小信号的连续旋转温度测量。法可以进行1000路高精度温度测量，将温度数据采集仪器安装在被测试验件下方，与被测航天器同步旋转，传感器模拟量信号在本地进行A/D转换为数字信号，同时进行数据处理，再将处理后的数据信息通过通讯滑环传输到地面监视端，进行实时数据监视。温度数据采集仪器安装有本地控制器，在滑环通讯中断的情况下，可以进行本地自动测量与数据存储，保证测温连续可靠运行，确保航天器采用太阳模拟器模拟外热流进行的真空热试验顺利可靠运行。附图说明：
[0029] 为了更清楚的说明本发明实施例，下面将对实施例中所需要使用的附图做简单介绍。
[0030] 图1为本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统的结构框图；
[0031] 图2为本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统中真空密封单元结构框图；
[0032] 图3为本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统中环境模拟单元结构框图；
[0033] 图4为本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统中传输接口单元框图；
[0034] 图5为本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统中信号传输单元框图；
具体实施方式
[0035] 以下介绍的是作为本发明内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。
[0036] 如图1所示，其示出一种真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统。该测量系统包括传感器接口单元(100)、常温常压环境单元(200)、测温单元(300)、信号传输单元(400)。传感器接口单元(100)：主要用于将航天器上的温度传感器信号传输至旋转单元(210)，通过信号穿墙密封单元(223)引入常温常压环境单元(200)内，最后接入测温单元(300)进行温度数据采集。常温常压环境单元(200)：主要用于为温度测量单元(300)和信号传输单元(400)提供模拟大气环境(包括压力、温度及湿度环境)，保证测温单元和信号传输单元正常工作。所述测量单元(300)整体安装于旋转单元(210)内，用于对真空热试验中航天器上温度传感器信号进行数据采集、信号数据处理、数据存储于传输等。信号传输单元(400)主要用于信号与供电等旋转传输，将固定端的固定信号和供电转换为可以连续旋转的信号接入测温单元(300)。常温常压环境单元主要包括：旋转单元(210)、固定单元(220)、真空密封单元(230)、环境模拟单元(240)。其中，所述旋转单元(210)与固定单元(220)为常温常压环境单元结构主体部分，为一个常压环境模拟舱，连接卫星试件与真空环境模拟器。所述旋转单元(210)与被测航天器同步旋转，为传感器提供信号传输接口，为测温单元(300)提供安装接口。所述固定单元(220)安装在空间环境模拟器中，保持静止不动，为旋转单元提供安装接口。为信号传输到真空环境模拟器外提供接口。
[0037] 参见图2，图2为本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统中真空密封单元框图，其中，所述真空密封单元(230)主要用于为常温常压环境的模拟舱提供真空密封，主要包括动密封单元(231)、固定密封单元(232)、信号穿墙密封单元(233)。动密封单元(231)，是为旋转单元(210)与固定单元(220)连接的动密封面提供真空密封，采用三道密封机构，保证旋转单元与固定单元之间连接处，在旋转单元运动和静止时漏率均能满足使用要求。固定密封单元(232)，用于旋转单元(210)与固定单元(220)自身舱体的真空密封。包括若干密封法兰，保证常温常压舱漏率复合使用要求，使舱体能够在真空冷黑环境中达到密封的常温、常压、恒湿的独立环境。信号穿墙密封单元(233)，该单元在旋转单元上，用于将传感器接口单元(100)传递的传感器信号引入常温常压环境舱内，提供单线制测量通道1000路，四线制测量通道60路，满足大型航天器真空热试验的大数据量传感器温度测量通道要求。
[0038] 参见图3，图3显示了本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统中环境模拟单元结构框图；本发明的环境模拟单元(240)用于维持控制模拟舱的常温常压环境，其中包括压力模拟单元(241)、温度模拟单元(242)、湿度模拟单元(243)。其中，所述压力模拟单元(241)通过安装于常压舱内的环境检测传感器获得常温常压舱内压力信息，调节常压舱与空间环境模拟器间的送风管道气体压力，最终实现常压舱内模拟大气压力功能；温度模拟单元(242)通过安装于常压舱内的环境检测传感器获得常温常压舱内温度信息，调节常压舱与空间环境模拟器间的送风管口气体温度，最终实现常压舱内模拟大气温度功能；湿度模拟单元(243)通过安装于常压舱内的环境检测传感器获得常温常压舱内湿度信息，调节常压舱与空间环境模拟器间的送风管口气体湿度，最终实现常压舱内模拟大气湿度功能。测量单元(300)包括小信号接口单元(310)、数据采集单元(320)、数据处理单元(330)、传输接口都单元(340)、数据存储单元(350)，小信号接口单元(310)用于接收传感器接口单元(100)传递的被测航天器上温度传感器的信号，并将信号接入数据采集单元(320)进行数据采集。接口单元传输100mV以下小电压，不对其信号造成干扰，并可以提供单线制测量通道1000路，四线制测量通道60路，满足大型航天器真空热试验的大数据量传感器温度测量通道要求。数据采集单元(320)用于对接入传感器信号进行数据采集，将传感器产生的小信号模拟量进行数模转换，变为数字量信号。该单元核心是高精度数据采集模块，采集精度不低于6位半(或AD转换精度不低于24位)，采集模块可以完成热电偶、热敏电阻、铂电阻的数据采集。同时，采用多路转换开关进行采集通道切换，将1000路单线制采集通道和60路四线制采集通道信号依次接入高精度数据采集模块。为提高数据采集单元的可靠性，高精度数据采集模块与多路转化开关安装在3台仪器上，三台仪器配置相同，可互为备份。同时，每台仪器均配有两个高精度数据采集模块，采集模块互为备份。降低单个模块或单台仪器故障对整个温度测量系统的影响，提高系统的可靠性。数据处理单元(330)用于对数据采集单元(320)采集到的传感器信号进行处理和拟合计算，得到航天器各部位实时温度数据信息。
[0039] 参见图4，图4为本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统中传输接口单元框图；其中的传输接口都单元(340)用于将数据采集单元(320)采集的传感器信号和经过数据处理单元(330)处理得到的温度信号进行传输，通过信号传输单元(400)，将旋转运动信号转换为固定信号。传输信号为数字信号，主要以太网传输单元(341)进行传输，还配有485传输单元(342)作为备份传输通道。以太网传输单元(341)作为数据传输的主要通道，采用TCP/IP协议，该协议具备丢包续传功能，提高数据传输的可靠性，同时在数据传输程序中，设计有断点续传功能，程序会检测每周期数据是否传输成功，如信号传输单元(400)、固定单元(220)中的通讯线路或传输接口单元自身发生故障，导致传输失败，程序会进行记录，当通讯恢复正常，会自动续传通讯中断期间的全部数据包，可支持最长30min的中断续传，确保数据包传输的可靠性与完整性，确保真空热试验顺利进行。485传输单元(342)主要作为数据传输的备份手段，当以太网传输单元(341)故障时，可通过485传输单元访问测温单元(300)的FTP服务器，读取数据存储单元(350)存储的温度数据信息。数据存储单元(350)主要用于对数据采集单元(320)、数据处理单元(330)产生的数据进行实时本地存储，存储空间可保存不小于2年的连续不间断数据进行存储，即使通讯长时间故障，数据也不会丢失，影响真空热试验数据分析与评估。由于整个测温单元需要与被测航天器同步旋转摆动，不可避免会产生震动和晃动，所以存储介质采用固体硬盘，避免传统机械硬盘在震动或晃动条件下无法正常读取磁盘、或磁盘损坏问题，提高本地存储的可靠性。
[0040] 参见图5，图5为本发明的真空冷黑环境下的航天器多通道连续旋转运动温度测量系统中信号传输单元框图；其中，信号传输单元(400)主要用于信号与供电等旋转传输，将固定端的固定信号和供电转换为可以连续旋转的信号接入测温单元(300)。主要包括以太网滑环单元(410)、低频信号滑环单元(420)和供电滑环单元(430)。以太网滑环单元(410)采用以太网滑环接结构，用于将以太网传输单元(341)的TCP/IP通讯旋转信号转变为固定信号，经由固定单元(220)引出至空间环境模拟器外，可提供3路以太网滑环通道，为测温单元(300)中的三台仪器分别提供独立的通讯通道，满足真空热试验对测温单元的控制及数据监视要求。低频信号滑环单元(420)，采用滑环结构，用于将485传输单元(342)的低频通讯旋转信号转变为固定信号，经由固定单元(220)引出至空间环境模拟器外，可提供4路低频信号通道，为测温单元(300)提供2路485传输通道(一用一备)，满足真空热试验对测温单元的备用数据读取要求。供电滑环单元(430)采用滑环结构，用于将空间环境模拟器外的固定供电通道转换为旋转供电通道，可提供24通道，最大电压120Vac/dc，最大电流5A的供电，为测温单元(300)中三台数据采集仪器供电，数据采集仪器供电电压为110Vac，电流为10A，考虑实际工程中各回路电流可能分配不均及供电回路意外失效的情况，每台仪器通过4个供电回路(8通道)进行供电，各回路并联，理论峰值电流为2.5A，考虑实际供电情况，整个系统在两条供电通道完全无法工作时，系统仍可稳定供电。
[0041] 在一具体的实施方式中，测温仪器需要安装在运动模拟器端，与航天器运动保持一致，将旋转的温度测量信号变为相对静止的测量信号，测温仪器同时配备相应控制器，可本地控制，使温度测量仪器不需要远程控制计算机下，进行自动完成温度信号数据测采集以及数据处理。经温度测量仪器以及控制器测量到的温度数据，通过信号传输以太网滑环将数据传送至总控系统完成航天器外表面温度的测量、显示及储存。
[0042] 由于整个测温单元需要与被测航天器同步旋转摆动，不可避免会产生震动和晃动，所以存储介质采用固体硬盘，避免传统机械硬盘在震动或晃动条件下无法正常读取磁盘、或磁盘损坏问题，提高本地存储的可靠性。
[0043] 本发明涉及的一种用于真空冷黑环境的航天器多通道连续旋转运动测温方法，重新设计了整套温度测量系统，可在真空冷黑环境下，对连续旋转运动的航天器温度传感器进行高精度测量，为采用太阳模拟器的太阳模拟法进行空间外热流模拟的真空热试验提供完整可靠的航天器温度数据。创新的将数据采集设备放置于真空冷黑环境中，与被测航天器同步旋转，同时解决了上千通道滑环工程难以实现，以及小信号无法通过滑环进行精确测量的技术难题。在此基础上，考虑到数据采集设备放置于真空冷黑环境中，通讯等需经过滑环等一系列运动设备，将数据处理和数据存储功能进行本地数据处理与存储，防止由于通讯回路不稳定造成的数据丢失，进一步提高系统的可靠性，为采用太阳模拟器进行真空热试验能够最终完成奠定基础。
[0044] 尽管上文对本发明专利的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我们可以依据本发明专利的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明专利的保护范围之内。
