[发明专利]微小卫星热平衡试验方法及系统

权利要求书

1.一种微小卫星热平衡试验方法，其特征在于，包括：

微小卫星经过正常的装星流程后，选取合适的地面空间环境模拟器，进行真空热平衡试验；

建立微小卫星的热分析初始简化模型，使用热分析简化初始模型进行第一次微小卫星的仿真分析，在第一次微小卫星的仿真分析中屏蔽外热流，得到第一仿真结果；

将真空热平衡试验的试验结果与第一仿真结果进行对比，分析得到温度分布差异，根据温度分布差异判断所述试验结果与热设计结果的偏差；

根据试验结果与热设计结果的偏差，修正热分析初始简化模型中所设置的参数，得到热分析修正简化模型；

使用热分析修正简化模型进行第二次微小卫星的仿真分析，在第二次微小卫星的仿真分析中，重新加载外热流进行仿真分析，得到第二仿真结果；

将第二仿真结果作为微小卫星实际在轨工况的温度，并将所述第二仿真结果与温度指标要求进行对比，以判断热设计的合理性。

2.如权利要求1所述的微小卫星热平衡试验方法，其特征在于，

在第一次微小卫星的仿真分析中屏蔽外热流，以计算微小卫星在无外热流的情况下，微小卫星的温度及需要补偿的加热功率；

根据试验结果与热设计结果的偏差，修正热分析初始简化模型中所设置的参数，以使热分析修正简化模型能够反应微小卫星真实的热控状态。

3.如权利要求1所述的微小卫星热平衡试验方法，其特征在于，选取合适的地面空间环境模拟器包括：

使得地面空间环境模拟器与微小卫星的体积比大于2：1。

所述地面空间环境模拟器采用液氮制冷，壁面热沉温度低于100K，以模拟太空中4K背景温度；

地面空间环境模拟器采用机械泵加分子泵的组合将内部真空度保持在优于1.3×10-3Pa；

地面空间环境模拟器的热沉内表面的半球红外发射率大于0.9。

4.如权利要求3所述的微小卫星热平衡试验方法，其特征在于，还包括：

微小卫星通过支撑或吊装的方式放置于地面空间环境模拟器中；

地面空间环境模拟器中的微小卫星通过罐内转接电缆与罐壁的法兰盘连接，外部测试设备通过罐外转接电缆与罐壁的法兰盘连接，以使地面测试和采集设备与罐内试验的微小卫星进行通讯、测试和供电。

5.如权利要求1所述的微小卫星热平衡试验方法，其特征在于，还包括：

步骤101，微小卫星的实物装星；

步骤102，对微小卫星进行罐内无热流的热平衡试验，试验中微小卫星由外部电源按在轨的光照阴影进行供电，微小卫星内部的各单机按在轨实际任务模式进行工作，星上的控温加热回路均处于闭环控制状态；

步骤103，根据微小卫星的实际状态创建热分析初始简化模型；

步骤104，根据无热流热平衡试验的罐内状态，屏蔽外热流，进行一轮仿真分析。

6.如权利要求5所述的微小卫星热平衡试验方法，其特征在于，还包括：

步骤105，将步骤102的试验结果与步骤104的仿真结果进行对比，分析温度差异结果及温度差异原因；

步骤106，调整热分析初始简化模型中的热参数，对热分析初始简化模型进行校核及修正，热分析初始简化模型的热参数包括表面辐射特性和各组件之间的接触热阻；

步骤107，使用经过校核后的热分析修正简化模型，同时加入外热流模块，按卫星实际的轨道及姿态再进行一轮仿真分析；

步骤108，分析步骤107得到的在轨状态的温度结果；

步骤109，将步骤108分析的结果与技术要求进行对比，以判断星上各单机的温度是否满足技术要求，若满足则结束热设计，若不满足则对热设计进行修改。