多星真空热试验方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种多星真空热试验方法及系统，包括：对多颗卫星同时进行真空热试验，分别评估各个卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成多个第一传热量；对单颗卫星进行真空热试验，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成第二传热量；各个第一传热量分别与第二传热量进行比较，形成各个外热流比值；根据多星同时试验与单颗卫星试验达到相同平衡温度时的各自外热流比值，评估各个参数对外热流比值的影响，调整各个参数以使各自外热流比值接近1；和/或根据多星同时试验与单颗卫星试验达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对温度差异的影响，调整各个参数以使各星的温度差异接近0。

【技术实现步骤摘要】
多星真空热试验方法及系统
本专利技术涉及航空航天
，特别涉及一种多星真空热试验方法及系统。
技术介绍
目前卫星产业正在朝着小型化，批量化的方向发展，高效地进行真空热试验是适应批量卫星快速灵活的生产发展需求、降低研制周期、提高效费比的有效方式。航天器热控系统任务是在已定轨道、姿态及工作模式条件下，保证星上所有仪器设备满足其温度指标要求。为验证航天器在空间环境下的整体功能，保证航天器在轨可靠运行，就要求所有航天器在地面研制阶段必须进行真空热试验考核，其中最重要的、最复杂的、周期最长的试验是在空间环境模拟设备内进行的整星真空热试验。航天器地面真空热试验分为热平衡试验和热真空试验，前者以验证热控设计正确性为主要目的，重点考核热控系统维持星上各仪器设备在规定的工作温度范围内的能力，考核装星热控产品工作性能以及各种热控措施的有效性，完善热分析物理模型并为热真空试验高低温温度保持范围进行预示；后者以考核星上各仪器设备在真空条件下耐受高、低温及温度交变的能力，提早暴露星上单机、原材料、元器件及工艺缺陷，获取在不同温度环境条件下测试数据为主。在现有的多星并行真空热试验方法中，通常仅对单颗卫星进行热平衡试验，根据热平衡试验结果确定卫星系统的热真空试验的温度保持范围，根据温度保持范围进行卫星系统的热真空试验。这种方法需要凭设计人员的经验来进行试验设计，可靠性及可信性不高，容易发生试验结果与实际使用时数据差别太大，造成不必要的经济损失的情况。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种多星真空热试验方法及系统，以解决现有的多星并行真空热试验方法可信性不高的问题。为解决上述技术问题，本专利技术提供一种多星真空热试验方法，所述多星真空热试验方法包括：对多颗卫星同时进行真空热试验，分别评估各个卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成多个第一传热量；对单颗卫星进行真空热试验，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成第二传热量；各个所述第一传热量分别与所述第二传热量进行比较，形成各个外热流比值；以及根据多星同时试验与单颗卫星试验时，达到相同平衡温度时的各自外热流比值，和/或达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对所述外热流比值的影响，并调整所述各个参数以使各自所述外热流比值接近1，和或使各星的温度差异接近0。可选的，在所述的多星真空热试验方法中，所述卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况为：所述卫星为全凸表面，所述空间环境模拟设备为真空的封闭腔室，所述卫星与所述空间环境模拟设备的内表面均为漫灰表面；所述卫星与所述空间环境模拟设备的的传热量为：其中：AA为卫星的表面积；EbA和EbB分别为卫星及空间环境模拟设备的内表面的黑体辐射强度；εA和εB分别为卫星及空间环境模拟设备的内表面发射率；XA,B为表面卫星对空间环境模拟设备的内表面的辐射角系数；卫星表面温度TA＝f(TB,AA,AB,εA,εB,XA,B)。可选的，在所述的多星真空热试验方法中，对多颗卫星同时进行真空热试验时，所述多颗卫星的数量为3颗，以其中1颗卫星为中心呈对称分布；每个所述卫星为边长1米的正六面体，位于中心的卫星与其他卫星的间距均为0.7米，所述空间环境模拟设备为圆柱体，其直径为3.5米，高度为5.5米；设置所述多颗卫星内的热源相同，由表面温度均匀的红外加热笼模拟形成外热流，所述多颗卫星之间的换热为0。可选的，在所述的多星真空热试验方法中，所述中心卫星与所述空间环境模拟设备的内表面的传热量为：其他卫星与所述空间环境模拟设备的内表面的传热量为：其中，A1与A2分别为中心卫星和其他卫星的表面积，AKM为空间环境模拟设备内表面的表面积，Eb1、Eb2和EbKM分别为中心卫星、其他卫星与空间环境模拟设备内表面的黑体辐射强度，ε1、ε2和εKM分别为中心卫星、其他卫星及空间环境模拟设备内表面的表面发射率，X1,KM为中心卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数，X2,KM为其他卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数。可选的，在所述的多星真空热试验方法中，卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数为：其中：Wi为卫星外表面的长度，Wj为空间环境模拟设备内表面的长度，L为两表面之间的最短距离。可选的，在所述的多星真空热试验方法中，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况包括：设置单颗卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数Xs,KM的值为1，则所述单颗卫星与所述空间环境模拟设备的内表面的传热量为：其中，As为单颗卫星的表面积；Ebs为单颗卫星的黑体辐射强度；εs为单颗卫星的表面发射率。可选的，在所述的多星真空热试验方法中，根据多星同时试验与单颗卫星试验达到相同平衡温度时的各自外热流比值，评估各个参数对所述外热流比值的影响，调整所述各个参数以使各自所述外热流比值接近1包括：定义多星同时试验与单颗星试验时达到相同平衡温度时的各自外热流比值其中，C1s及C2s的值则分别反映了φ1,KM与φs,KM，以及φ2,KM与φs,KM的差异大小；设置A1＝A2＝As，ε1＝ε2＝εs＝εh，对比当卫星达到相同平衡温度(即T1＝Ts、T2＝Ts)时的外热流差异，则当X1,KM和X2,KM接近1时，As/AKM越小、εh越小，则C1s及C2s的值越大且越接近于1，调整X1,KM、X2,KM、As/AKM和/或εh的值。可选的，在所述的多星真空热试验方法中，根据多星同时试验与单颗卫星试验达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对所述温度差异的影响，调整所述各个参数以使所述各星的温度差异接近0包括：设置φ1,KM＝φs,KM，φ2,KM＝φs,KM，则：设置A1＝A2＝As，ε1＝ε2＝εs＝εh，则：当C1s及C2s的值越接近于1时，各星的温度差异接近0；增大卫星与热沉之间的角系数、减小卫星表面积与热沉内表面积之比As/AKM或者减小卫星表面发射率εh。可选的，在所述的多星真空热试验方法中，所述多星真空热试验方法还包括：根据卫星的几何尺寸，选择合适规格的空间环境模拟设备和同时试验的卫星数量，使得卫星表面积与空间环境模拟设备内表面积之比接近0，使卫星之间的布局距离尽量远；试验时按照卫星技术状态，在卫星之间的相对面包覆多层隔热组件，在卫星的主散热面面向空间环境模拟设备内表面，降低同时试验时卫星之间的温差以及各星与单颗星试验时的温差。本专利技术还提供一种多星真空热试验系统，所述多星真空热试验系统包括多星试验模块、单星试验模块、第一评估模块及第二评估模块，其中：所述多星试验模块被配置为对多颗卫星同时进行真空热试验，分别评估各个卫星与空间环境本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种多星真空热试验方法，其特征在于，所述多星真空热试验方法包括：/n对多颗卫星同时进行真空热试验，分别评估各个卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成多个第一传热量；/n对单颗卫星进行真空热试验，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成第二传热量；/n各个所述第一传热量分别与所述第二传热量进行比较，形成各个外热流比值；以及/n根据多星同时试验与单颗卫星试验时，达到相同平衡温度时的各自外热流比值，和/或达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对所述外热流比值的影响，并调整所述各个参数以使各自所述外热流比值接近1，和或使各星的温度差异接近0。/n

【技术特征摘要】
1.一种多星真空热试验方法，其特征在于，所述多星真空热试验方法包括：
对多颗卫星同时进行真空热试验，分别评估各个卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成多个第一传热量；
对单颗卫星进行真空热试验，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成第二传热量；
各个所述第一传热量分别与所述第二传热量进行比较，形成各个外热流比值；以及
根据多星同时试验与单颗卫星试验时，达到相同平衡温度时的各自外热流比值，和/或达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对所述外热流比值的影响，并调整所述各个参数以使各自所述外热流比值接近1，和或使各星的温度差异接近0。


2.如权利要求1所述的多星真空热试验方法，其特征在于，所述卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况为：
所述卫星为全凸表面，所述空间环境模拟设备为真空的封闭腔室，所述卫星与所述空间环境模拟设备的内表面均为漫灰表面；
所述卫星与所述空间环境模拟设备的的传热量为：



Eb＝σT4；
其中：AA为卫星的表面积；EbA和EbB分别为卫星及空间环境模拟设备的内表面的黑体辐射强度；εA和εB分别为卫星及空间环境模拟设备的内表面发射率；XA,B为表面卫星对空间环境模拟设备的内表面的辐射角系数；
卫星表面温度TA＝f(TB,AA,AB,εA,εB,XA,B)。


3.如权利要求2所述的多星真空热试验方法，其特征在于，对多颗卫星同时进行真空热试验时，所述多颗卫星的数量为3颗，以其中1颗卫星为中心呈对称分布；
每个所述卫星为边长1米的正六面体，位于中心的卫星与其他卫星的间距均为0.7米，所述空间环境模拟设备为圆柱体，其直径为3.5米，高度为5.5米；
设置所述多颗卫星内的热源相同，由表面温度均匀的红外加热笼模拟形成外热流，所述多颗卫星之间的换热为0。


4.如权利要求3所述的多星真空热试验方法，其特征在于，所述中心卫星与所述空间环境模拟设备的内表面的传热量为：



其他卫星与所述空间环境模拟设备的内表面的传热量为：



其中，A1与A2分别为中心卫星和其他卫星的表面积，AKM为空间环境模拟设备内表面的表面积，Eb1、Eb2和EbKM分别为中心卫星、其他卫星与空间环境模拟设备内表面的黑体辐射强度，ε1、ε2和εKM分别为中心卫星、其他卫星及空间环境模拟设备内表面的表面发射率，X1,KM为中心卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数，X2,KM为其他卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数。


5.如权利要求4所述的多星真空热试验方法，其特征在于，卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数为：



Wi＝wi/L
Wj＝wj/L；
其中：Wi为卫星外表面的长度，Wj为空间环境模拟设备内表面的长度，L为两表面之间的最短距离。


6.如权利要求5所述的多星真空热试验方法，其特征在于，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况包括：
设置单颗卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数Xs,KM的值为1，则所述单颗卫星与所述空间环境模拟设备的内表面的传...

【专利技术属性】
技术研发人员：张晓峰，刘红，程睿，梁旭文，吴立，冯建朝，高扬，诸成，刘会杰，
申请(专利权)人：中国科学院微小卫星创新研究院，上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：上海;31