尘埃行星热真空模拟舱的制作方法

1.本发明涉及行星环境模拟装置技术领域，特别是涉及一种尘埃行星热真空模拟舱。


背景技术：

2.月球和火星的行星表面环境会对诸如着陆器、探测器、辅助机器人和科学仪器等行星表面探测器件的运行和性能产生重大影响。特别是，1969年至1972年间阿波罗11号至17号登月任务亲身经历了月球尘埃的影响。悬浮的月球尘埃促使了阿波罗任务eva套装外手套的大量磨损。月球尘埃还通过eva套装覆盖进入阿波罗着陆舱，造成着陆机组人员体验到“火药味”。
3.阿波罗17号的宇航员在月球表面进行了月球喷射物和陨石实验，研究月球喷出物和陨石。leam(月球喷射物和陨石实验仪器)设计目的是探测被陨石撞击后飞溅到月球表面的二次粒子，并可以探测一次微陨石的能量、速度和方向。leam具有三个传感器(一个指向上，一个指向东，一个指向西)，可以记录微小粒子的速度、能量和方向。leam每天早上都会看到大量的粒子，其中大部分的粒子是来自东方或西方，而不是从上面或下面，速度通常比预计的月球喷出物要慢。而且，每次月球日出后几个小时，实验的温度都会飙升到如此之高，以至于leam因为过热而不得不关掉。据推测，这是由于带电的月球尘埃粘附在月球表面，使月球表面变暗，因此实验包裹吸收了入射的阳光，导致了加热。
4.在先前的月球尘埃计划期间，对月球尘埃模拟物对光学和机械系统影响的相关测试表明，悬浮的月球尘埃模拟物，特别是含有纳米相铁的模拟物(在月球表面将会遇到)可以显著降低光学孔的光学透过率。细小的尘埃也会渗入机械组件的标称密封件，并导致马达加速磨损和卡住(例如用于“勇气号”和“机遇号”火星探测器的机动性)。因此，在模拟悬浮和带电粉尘环境下进行相关的真空测试对于确保所选技术在月球表面可靠运行至关重要。
5.为了使设备和仪器符合要求，必须覆盖月球或火星工作表面环境的预期温度范围。月球表面温度在极地永久阴影区-247℃(26k)和日照区 12℃(96k)之间变化。火星上的昼夜温度变化从夜晚的-15℃(120k)到白天的 20℃(29k)。一个月球日(即月球自转一圈)大约相当于28个地球日，半个月球日(即月球一个白天或一个夜晚)大约相当于14个地球日。现有的尘埃行星热真空模拟装置一般持续运行时间不超过14个地球日，这样一来影响行星表面探测器件的测试准确性。


技术实现要素：

6.基于此，有必要针对现有的尘埃行星热真空模拟装置一般持续运行时间不超过14个地球日，这样一来影响行星表面探测器件的测试准确性的问题，提供一种尘埃行星热真空模拟舱。
7.一种尘埃行星热真空模拟舱，包括：
8.舱体，所述舱体内部设置有样品台；
9.真空系统，所述真空系统用于对所述舱体的内部进行抽真空；
10.温度控制系统，所述温度控制系统设于所述舱体上，所述温度控制系统用于控制所述舱体内的温度；
11.光照模拟系统，所述光照模拟系统设于所述舱体上，所述光照模拟系统用于照射所述样品台；
12.粉尘分配系统，所述粉尘分配系统设于所述舱体内，所述粉尘配系统用于在所述舱体内喷洒粉尘；以及
13.控制系统，所述真空系统、所述光照模拟系统、所述温度控制系统及所述粉尘分配系统均与所述控制系统电连接，所述控制系统用于控制所述真空系统、所述光照模拟系统、所述温度控制系统以及所述粉尘分配系统工作。
14.上述尘埃行星热真空模拟舱，通过舱体、真空系统、温度控制系统、光照模拟系统、粉尘分配系统以及控制系统的配合能使尘埃行星热真空模拟舱持续运行21个地球日，更接近尘埃行星的实际环境，从而有效提高行星表面探测器件的测试准确性。
15.在其中一个实施例中，所述真空系统包括粗抽真空泵、分子泵及低温泵，所述粗抽真空泵用于对所述舱体进行粗抽真空；所述分子泵用于对所述舱体进行细抽真空；所述低温泵用于在低温状态下对所述舱体进行抽真空。
16.在其中一个实施例中，所述光照模拟系统包括光照模拟器，所述光照模拟器向所述样品台提供辐照度为800w/m2的光源。
17.在其中一个实施例中，所述舱体包括主舱体、前盖及锁紧装置，所述主舱体设置有开口，所述前盖封设于所述开口，所述前盖通过所述锁紧装置与所述主舱体密封连接。
18.在其中一个实施例中，所述温度控制系统包括热沉机构，所述热沉机构包括热沉罩、前热沉板、后热沉板及红外辐射器，所述热沉罩设于所述主舱体内，所述热沉罩罩设于所述样品台外，所述前热沉板与所述后热沉板封设于所述热沉罩的两端，所述前热沉板设于所述前盖上，所述后热沉板设于所述主舱体远离所述前盖的端部，所述红外辐射器固定装设于所述热沉罩面向所述样品台的一侧，所述热沉罩面向所述样品台的端面、所述前热沉板朝向所述样品台的端面以及所述后热沉板朝向所述样品台的端面均涂布有黑色涂层，所述主舱体与所述热沉罩之间设置有隔热层。
19.在其中一个实施例中，所述温度控制系统还包括温度控制机构，所述温度控制机构包括主管道、前管道、后管道、下管道及液氮供应组件，所述主管道套装于所述热沉罩外，所述前管道设于所述前盖与所述前热沉板之间，所述后管道设于所述主舱体与所述后热沉板之间，所述后管道与所述主管道连通，所述下管道设于所述样品台，所述液氮供应组件的数量为两组，一组所述液氮供应组件为所述后管道及所述主管道供应液氮，另一组所述液氮供应组件为所述前管道及所述下管道供应液氮；所述液氮供应组件包括液氮供应罐及连接所述液氮供应罐的循环温度控制器。
20.在其中一个实施例中，所述粉尘分配系统包括导电板及连接所述导电板的粉尘分配组件，所述粉尘分配组件为多组，多组所述粉尘分配组件呈阵列排列设置于所述导电板上，所述导电板用于对所述粉尘分配组件内的粉尘进行充电。
21.在其中一个实施例中，所述粉尘分配组件包括粉尘盒、设于所述粉尘盒内的粉尘
搅拌装置及设于所述粉尘盒内的粉尘分散器，所述粉尘搅拌装置设于所述粉尘盒内，所述粉尘搅拌装置用于对所述粉尘盒内的粉尘进行搅拌以使粉尘产生速率，所述粉尘分散器用于将具有速率的粉尘分散出去。
22.在其中一个实施例中，所述尘埃行星热真空模拟舱还包括移动机构，所述移动机构包括安装架、滚轮、连接轴、外导轨、内导轨及移动驱动器，所述前盖与所述安装架固定连接，所述前盖通过所述滚轮滑动连接所述外导轨，所述滚轮成对间隔设置于所述安装架上，每对所述滚轮之间通过所述连接轴同步连接，所述移动驱动器固定连接所述安装架，连接其中一对所述滚轮的所述连接轴与所述移动驱动器传动连接；所述样品台与所述前盖固定连接，所述内导轨固定设置于所述主舱体内，所述样品台通过所述滚轮滑动连接所述内导轨。
23.在其中一个实施例中，所述尘埃行星热真空模拟舱还包括温度检测机构，所述温度检测机构设于所述舱体内，所述温度检测机构与所述控制系统电连接，所述温度检测机构包括k型热电偶及t型热电偶。
附图说明
24.图1为本发明之一种实施方式的尘埃行星热真空模拟舱的组装结构图；
25.图2为如图1所示尘埃行星热真空模拟舱的内部结构图；
26.图3为如图1所示尘埃行星热真空模拟舱中锁紧装置的组装结构图；
27.图4为如图1所示尘埃行星热真空模拟舱中真空系统的结构示意图；
28.图5为如图1所示尘埃行星热真空模拟舱中控制系统的结构示意图；
29.图6为如图1所示尘埃行星热真空模拟舱长时间运行试验结果图；
30.图7为尘埃行星热真空模拟舱完成长时间运行试验后负载有尘埃的样品台图；
31.图8为k型热电偶与t型热电偶液氮浸渍试验结果图。
32.附图中标号的含义为：
33.100-尘埃行星热真空模拟舱；
34.10-舱体，11-主舱体，12-前盖，13-样品台，14-锁紧装置，141-固定架，142-卡勾，143-固定板，144-第一卡接杆，145-第二卡接杆，146-锁紧驱动器，147-导向杆，148-导向槽；
35.20-移动机构，21-安装架，22-滚轮，23-连接轴，24-外导轨；
36.30-真空系统，31-粗抽真空泵，32-分子泵，33-低温泵；
37.40-温度控制系统，41-热沉罩，42-前热沉板，43-后热沉板，44-主管道，45-前管道，46-后管道，47-下管道；
38.50-光照模拟系统；
39.60-粉尘分配系统；
40.70-控制系统，71-数据设定模块，72-数据采集模块，73-健康监测模块，74-控制模块。
具体实施方式
41.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明
的具体实施方式做详细的说明。在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似改进，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。
42.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
43.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
44.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
45.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
46.需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“上”、“下”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的，并不表示是唯一的实施方式。
47.请参阅图1至图8，为本发明一实施方式的尘埃行星热真空模拟舱100，包括舱体10、真空系统30、温度控制系统40、光照模拟系统50、粉尘分配系统60以及控制系统70，所述真空系统30、温度控制系统40、光照模拟系统50以及粉尘分配系统60均与控制系统70电连接。
48.结合图1和图2所示，所述舱体10包括主舱体11、前盖12、样品台13以及锁紧装置14，所述主舱体11设置有开口，所述前盖12封盖开口，所述前盖12通过锁紧装置14与主舱体11密封连接，所述样品台13与前盖12固定连接。该样品台13的尺寸为2.2m
×
3.5m，该样品台13具有一个中心钻孔，用于行星钻机测试中。该样品台13被设计成可负载高达2000kg的试验件和/或粉尘模拟物，该样品台13可容纳的试验件的体积为2.2m
×
2.2m
×
2.2m。
49.结合图1至图3所示，所述锁紧装置14包括固定架141、卡勾142、固定板143、第一卡接杆144、第二卡接杆145及锁紧驱动器146，所述固定架141固定装设于主舱体11上，所述锁紧驱动器146固定装设于固定架141上，所述卡勾142与锁紧驱动器146传动连接，所述固定
板143固定设置于前盖12，所述第一卡接杆144固定装设于卡勾142靠近前盖12的端部，所述第二卡接杆145固定于固定板143上，所述第二卡接杆145的数量为两个，两个所述第二卡接杆145之间间隔设置，所述第一卡接杆144的轴线与第二卡接杆145的轴线相互垂直。
50.结合图1至图3所示，所述锁紧装置14还包括导向杆147，所述固定架141上设置有导向槽148，所述导向杆147固定装设于卡勾142上，所述导向杆147的端部插入导向槽148中，所述锁紧驱动器146驱使卡勾142朝主舱体11方向移动，所述卡勾142带着导向杆147沿着导向槽148移动，卡勾142远离主舱体11的端部卡入两个第二卡接杆145之间，所述第一卡接杆144与第二卡接杆145相抵接，前盖12与主舱体11密封连接。
51.结合图1至图2所示，所述尘埃行星热真空模拟舱100还包括移动机构20，所述移动机构20包括安装架21、滚轮22、连接轴23、外导轨24、内导轨及移动驱动器，所述前盖12与所述安装架21固定连接，所述前盖12通过滚轮22滑动连接外导轨24，所述滚轮22成对间隔设置于安装架21及样品台13，每对安装于安装架21上的滚轮22之间通过连接轴23同步连接，所述移动驱动器固定连接安装架21，连接其中一对滚轮22的连接轴23与移动驱动器传动连接；所述样品台13与前盖12固定连接，所述内导轨固定设置于主舱体11内，所述样品台13通过滚轮22滑动连接内导轨。
52.如图4所示，所述真空系统30包括粗抽真空泵31、分子泵32及低温泵33，所述粗抽真空泵31用于对所述舱体10进行粗抽真空；所述分子泵32用于对所述舱体10进行细抽真空；所述低温泵33用于在低温状态下对所述舱体10进行抽真空。在舱体10内温度为20℃且没有尘埃的状态下，舱体10内的真空压力小于10-7
torr；在舱体10内温度为60℃且有尘埃的状态下，舱体10内的真空压力小于10-5
torr；在舱体10内温度为-60℃且有尘埃的状态下，舱体10内的真空压力小于10-8
torr。
53.结合图1和图2所示，所述温度控制系统40设于舱体10上，所述温度控制系统40用于控制舱体10内的温度。所述温度控制系统40包括热沉机构，所述热沉机构包括热沉罩41、前热沉板42及后热沉板43，所述热沉罩41设于主舱体11内，所述热沉罩41罩设于样品台13外，所述前热沉板42与后热沉板43封设于热沉罩41的两端，所述前热沉板42固定装设于前盖12上，所述后热沉板43设于主舱体11远离前盖12的端部。
54.进一步地，所述热沉罩41面向样品台13的端面、前热沉板42朝向样品台13的端面以及后热沉板43朝向样品台13的端面均涂布有黑色涂层。黑色涂层的设置能模拟尘埃行星在夜晚时的状态。
55.进一步地，所述主舱体11与所述热沉罩41之间设置有隔热层，隔热层能有效提高热沉罩41的隔热性能，最大限度地减少与主舱体11之间的热交换。
56.进一步地，所述热沉机构还包括红外辐射器(图未示)，所述红外辐射器固定装设于热沉罩41面向样品台13的一侧。所述红外辐射器的数量为多个，多个红外辐射器均匀分布于热沉罩41上。所述红外辐射器为红外辐射灯。
57.结合图1和图2所示，所述温度控制系统40还包括温度控制机构，所述温度控制机构包括主管道44、前管道45、后管道46、下管道47及液氮供应组件，所述主管道44套装于热沉罩41外，所述前管道45设于前盖12与前热沉板42之间，所述后管道46设于主舱体11与后热沉板43之间，所述后管道46与主管道44连通，所述下管道47设于样品台13。
58.所述液氮供应组件设于舱体10外，所述液氮供应组件的数量为两组，一组所述液
氮供应组件为后管道46及主管道44供应液氮，另一组所述液氮供应组件为前管道45及下管道47供应液氮；所述液氮供应组件包括液氮供应罐及连接所述液氮供应罐的循环温度控制器，其中一个液氮供应罐通过循环温度控制器与后管道46连通，另一个液氮供应罐通过循环温度控制器与前管道45及下管道47连通，如此在一组液氮供应组件中液氮供应罐的液氮供应结束时，有另一组液氮供应组件中液氮供应罐向舱体10供应液氮，确保在冷却过程中不会停止对舱体10的冷却，使本尘埃行星热真空模拟舱100能长时间运行。
59.所述循环温度控制器包括冷却器及加热器，所述冷却器用于对液氮进行降温；所述加热器用于对液氮进行升温。其中，所述冷却器及加热器内设置有用于与液氮进行换热的冷却液。所述冷却液为c2冷却液或c5冷却液。
60.进一步地，温度控制系统40在工作的过程中，所述冷却器及加热器中可以使用c2冷却液；在上述情况下叠加红外辐射器处于关闭状态时，舱体10内的温度控制范围在-60℃～60℃。
61.进一步地，温度控制系统40在工作的过程中，所述冷却器使用c5冷却液，而加热器中使用c2冷却液；在上述情况下叠加红外辐射器处于关闭状态时，舱体10内的温度控制范围在-40℃～120℃。
62.进一步地，在同时使用c2液氮与c5液氮(即所述冷却器使用c5冷却液，而加热器中使用c2冷却液)叠加红外辐射器处于工作状态时，舱体10内的温度控制范围在-194℃～120℃。
63.工作时，液氮自液氮供应罐经冷却器冷却后进入后管道46、主管道44、前管道45及下管道47，为热试验提供试验所需的低温背景，模拟太空的冷黑环境。试验工况结束后，液氮自液氮供应罐经加热器加热后进入后管道46、主管道44、前管道45及下管道47，使舱体10内的温度恢复到室温，以便舱体10复压打开。
64.主管道44中流动的液氮与热沉罩41进行对流换热将冷量/热量传递给热沉罩41，后管道46中流动的液氮与后热沉板43进行对流换热将冷量/热量传递给后热沉板43，前管道45中流动的液氮与前热沉板42进行对流换热将冷量/热量传递给前热沉板42，热沉罩41、前热沉板42及后热沉板43通过辐射传播方式将冷量/热量传递给试验件，下管道47中流动的液氮与样品台13进行对流换热，将冷量传递给样品台13上的试验件。
65.通过热沉机构与温度控制机构配合使舱体10从室温到60℃，再到-60℃，再回到室温，整个热循环所用时间小于1小时。
66.结合图1和图2所示，所述光照模拟系统50设于舱体10上，所述光照模拟系统50用于照射样品台13。所述光照模拟系统50包括光照模拟器，所述主舱体11的顶端设置有透光窗，所述光照模拟器所发出的光穿过透光窗照射样品台13。
67.进一步地，所述光照模拟器为hmi金属卤化物光源。该hmi金属卤化物光源的聚焦可变，该hmi金属卤化物光源的强度也可变。
68.进一步地，该hmi金属卤化物光源的功率为1800w；该hmi金属卤化物光源真空中的光通量为150000流明。该hmi金属卤化物光源可向样品台13提供的辐照度高达800w/m2。
69.进一步地，当hmi金属卤化物光源将聚焦调节到样品台13中心时，该hmi金属卤化物光源向样品台13中心提供的辐照度可超过8000w/m2。
70.结合图1和图2所示，所述粉尘分配系统60包括导电板(图未标)及连接导电板的粉
尘分配组件(图未标)，所述粉尘分配组件为多组，多组所述粉尘分配组件呈阵列排列设置于导电板上，所述导电板用于对粉尘分配组件内的粉尘进行充电。
71.所述粉尘分配组件包括粉尘盒(图未示)、设于粉尘盒内的粉尘搅拌装置(图未示)及设于粉尘盒内的粉尘分散器(图未标)，所述粉尘搅拌装置设于粉尘盒内，所述粉尘搅拌装置用于对粉尘盒内的粉尘进行搅拌以使粉尘产生速率，所述粉尘分散器用于将具有速率的粉尘分散出去。
72.所述尘埃行星热真空模拟舱100还包括真空压力表(图未示)，所述真空压力表装设于舱体10内，所述真空压力表与控制系统70电连接，所述真空压力表用于实时检测舱体10内的真空压力值。
73.所述尘埃行星热真空模拟舱100还包括温度检测机构(图未示)，所述温度检测机构设于舱体10内，所述温度检测机构与控制系统70电连接，所述温度检测机构用于实时检测舱体10内的温度值。所述温度检测机构包括k型热电偶及t型热电偶。通过k型热电偶及t型热电偶的配合使用能有效提高温度检测准确度。
74.所述尘埃行星热真空模拟舱100还包括排气机构(图未示)，所述排气机构包括排气管及电磁阀，所述排气管连通舱体10，所述电磁阀装设于排气管上，所述电磁阀与控制系统70电连接。
75.所述尘埃行星热真空模拟舱100还包括氧气水平监测器(图未示)，所述氧气水平监测器设于舱体10内，所述氧气水平监测器用于监测舱体10内的氧气水平，所述氧气水平监测器与控制系统70电连接。
76.所述尘埃行星热真空模拟舱100还包括真空馈通(图未标)，所述真空馈通装设于舱体10上。所述真空馈通与真空系统30电连接，通过真空馈通能使舱体10内的被测物在真空状态下与外界进行电连接。
77.如图5所示，所述控制系统70包括数据设定模块71、数据采集模块72、健康监测模块73以及控制模块74，所述数据设定模块71、数据采集模块72以及健康监测模块73均与控制模块74连接，
78.如图5所示，所述数据设定模块71用于设定尘埃行星热真空模拟舱100工作时的各种参数以及设定尘埃行星热真空模拟舱100工作程序。
79.如图5所示，所述数据采集模块72用于采集数据，其中，数据来源包括真空压力表的测试数据、温度检测机构的测试数据、红外辐射器的状态信号、循环温度控制器的状态信号、锁紧驱动器146的状态信号、移动驱动器的状态信号、粗抽真空泵31的状态信号、分子泵32的状态信号、低温泵33的状态信号、光照模拟器的状态信号、导电板充电电流值、搅拌装置的状态信号、粉尘分配器分散通量、电磁阀的状态信号、氧气水平监测器的的测试数据、真空馈通的工作信号等等。
80.如图5所示，控制模块74用于控制红外辐射器、循环温度控制器、锁紧驱动器146、移动驱动器、粗抽真空泵31、分子泵32、低温泵33、光照模拟器、导电板、搅拌装置、粉尘分配器、电磁阀以及真空馈通的工作。
81.如图5所示，健康监测模块73中存储有异常数据阈值，工作时，数据采集模块72将采集到的数据传送至健康监测模块73中，健康监测模块73将采集到的数据与相应的异常数据阈值进行对比，当采集到的数据处于异常数据阈值内时，健康监测模块73产生异常信息
并将异常信息发送至控制模具中，控制模块74根据接收到的异常信息调整相应器件工作状态。
82.进一步地，当控制模块74无法调整该器件工作状态便会发出相应的异常提醒。例如，在舱体10上设置警报器，控制模块74控制警报器工作，又或者在舱体10上设置多种不同颜色的警示灯，控制模块74控制相应的警示灯亮起等等。
83.尘埃行星热真空模拟舱100长时间运行试验
84.试验准备：
85.三个试验件：一个由带有真空旋转馈通的外部电机驱动的旋转机械装置，一个由三节太阳能电池和具有受控热负荷的被动散热器组成的表面装置，以及一个使用激光和光接收器的光学测试装置；
86.法拉第杯；
87.质量传感器。
88.试验步骤：将三个试验件放置在样品台13上，并将法拉第杯及质量传感器装设于样品台13上，使尘埃行星热真空模拟舱100按如下所示测试脚本循环21次(测试脚本单个周期时间大约为24小时)，期间收集相应器件的数据，并记录下来形成图表，如图6所示；需要注意的是在循环之前需确保舱体10内处于真空状态。
89.测试脚本：
90.预循环:
91.·
泵降至0.2torr
92.·
模拟物开始分散速率为0.01rph(每小时转数)
93.·
在状态1到5之间循环
94.状态1:
95.·
最小压力《10-7
torr
96.·
加热至 60℃
97.·
浸泡5小时
98.状态2:
99.·
冷却至-60℃
100.·
浸泡5小时
101.状态3:
102.·
加热至 60℃
103.·
浸泡5小时
104.·
打开照明1小时
105.·
照明强度为50％，持续1小时状态4:
106.·
关闭照明
107.·
冷却至-60℃
108.·
浸泡1小时
109.·
打开照明
110.·
浸泡2小时状态5:
111.·
关闭照明
112.·
压力为1torr
113.·
加热至 22℃
114.·
浸泡2小时
115.后循环:
116.·
等待两小时
117.·
通风系统
118.上述中所使用的粉尘为航天局提供的月球尘埃模拟物。
119.测试结果：
120.由图6可知，样品台13的温度按照22℃到60℃，再到-60℃，再到60℃，再到-60℃，再到22℃的顺序循环，与测试脚本中关于舱体10温度的设定相符，舱体10内的真空压力在10-7
torr与0.2torr之间循环，与测试脚本中关于舱体10内真空压力的设定相符；光照模拟器打开时长及间隔时间与测试脚本中关于光照模拟器工作设定相符；由此可知，本发明所述尘埃行星热真空模拟舱100能持续运行21个地球日。由图7可知，在真空和带电条件下，样品台13上的粉尘分散相对均匀。
121.热电偶校准试验：
122.试验准备：
123.k型电热偶；
124.t型电热偶；
125.试验步骤：使k型电热偶及t型电热偶在压力值为1的环境中分别浸入液氮中，并将k型电热偶及t型电热偶浸入液氮过程中的温度变化记录下来形成图表，如图8所示；
126.试验结果：
127.k型电热偶检测到的最低温度：t＝84.44k(-188.7℃)
128.t型电热偶检测到的最低温度：t＝79.01k(-194.1℃)
129.结论：结合图8及试验结果可知，由于液氮在压力值为1时的沸腾温度为-195.79℃，k型热电偶的误差达到7℃，而t型热电偶的误差仅为1.66℃；这样可以证明本发明所述尘埃行星热真空模拟舱100的温度检测机构的温度检测准确度高。
130.以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
131.以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。