[发明专利]微小卫星热平衡试验方法及系统

说明书

本发明提供了一种微小卫星热平衡试验方法及系统，包括：微小卫星经过正常的装星流程后，选取合适尺寸的地面空间环境模拟器，进行真空热平衡试验；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，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得到热分析修正简化模型；进行第二次微小卫星的仿真分析，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。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种微小卫星热平衡试验方法及系统。

背景技术

卫星运行在真空及冷黑的太空环境中，会收到太阳辐射、行星(如地球)反照、行星(如地球)红外辐射等外部热流，同时也会通过卫星散热面及本体向冷黑空间散热，最终实现卫星温度的动态平衡。卫星地面热模拟试验是在地面的空间环境模拟器中进行，模拟真空、冷黑背景环境。通过热平衡试验来验证卫星热控制设计及热分析模型的正确性。

卫星热平衡试验相关的文献提出多种热流加载方法，例如中国发明专利CN202010999167提出卫星热平衡试验热流采用传统的红外灯阵加载方式，中国发明专利CN201610685222提出的热试验热流模拟方法是采用外部模拟热流装置输出功率的方式，中国发明专利CN202010711821提出的卫星载荷真空热平衡试验装置采用的是电加热片和导热条组合的形式。综上所述，相关专利都是采用传统的热流加载方法进行卫星热平衡试验，并没有针对微小卫星热平衡试验的热流加载方法进行特殊设计和优化，传统热流加载方法均存在成本与精度不能兼顾的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种微小卫星热平衡试验方法及系统，以解决现有的热流加载方法均存在成本与精度不能兼顾的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种微小卫星热平衡试验方法及系统，包括：

微小卫星经过正常的装星流程后，选取合适尺寸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。

可选的，在所述的微小卫星热平衡试验方法中，

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。

可选的，在所述的微小卫星热平衡试验方法中，选取合适尺寸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；