[发明专利]卫星系统的真空热试验方法

说明书

本发明提供了一种卫星系统的真空热试验方法，包括：进行多星试验可行性理论分析，以探究卫星在真空罐内温度的影响因素，进行理论分析；热试验的理论基础为两个漫灰表面组成的封闭腔的辐射传热系统，其中全凸表面的封闭腔类似于真空罐内的航天器，外侧的封闭腔类似于真空罐；进行多星同时试验和单星单独试验；通过多星同时试验与单星单独试验时，外热流情况尽量相似或各星的温度尽量无差异，提高多星同时试验与单星单独试验时两者的相似度，提高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的可信度。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种卫星系统的真空热试验方法。

背景技术

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。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星系统的真空热试验方法，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，本发明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：

进行多星试验可行性理论分析，以探究卫星在真空罐内温度的影响因素，进行理论分析；

热试验的理论基础为两个漫灰表面组成的封闭腔的辐射传热系统，其中全凸表面的封闭腔类似于真空罐内的航天器，外侧的封闭腔类似于真空罐；

进行多星同时试验和单星单独试验；

通过多星同时试验与单星单独试验时，外热流情况尽量相似或各星的温度尽量无差异，提高多星同时试验与单星单独试验时两者的相似度，提高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的可信度。

可选的，在所述的卫星系统的真空热试验方法中，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传热量为：