一种基于辐射耦合传热等效模拟的瞬态热平衡试验方法及
系统
技术领域
背景技术
[0002] 目前热平衡试验根据试验状态可以分为：稳态热平衡试验和瞬变热平衡试验。所述稳态热平衡试验是在轨道周期积分平均外热流模拟和恒定内热源工作模式下，在模拟空间
真空、低温环境中，试验对象
温度由初始温度分布变化至趋于稳定的平衡温度分布的试验。所述瞬变热流模拟是更接近于卫星飞行轨道的真实空间轨道外热流环境和瞬态工作模式下的验证试验，其能够获得卫星有关组件的实际在轨工作过程中的瞬态温度变化的最高温度和最低温度，以及温度瞬态变化情况。在热平衡试验过程中，必须进行外热流模拟，而根据外热流模拟形式又可以分为：太阳灯模拟加热模拟试验、红外辐射加热模拟试验以及吸收热流模拟试验。所述太阳灯模拟试验是指在真空热器内，利用太阳
模拟器与运动模拟器，模拟卫星在轨不同飞行
姿态下的太阳照射工况，该方法具有直观、真实、数据可靠以及
精度高等特点。所述吸收热流模拟试验能够有效地模拟瞬态情况。所述红外辐射加热模拟试验由于辐射加热时间滞后性原因，不宜模拟瞬态情况。
[0003] 在卫星的热平衡试验时，所述稳态热流模拟的应用比较广泛，但是所述稳态热流模拟并非是卫星在轨运行的真实工作状态，而是一种近似和简化的情况。这种近似和简化虽然可以获取卫星温度大致的范围，但是无法反映卫星上的各仪器因受外热流或内热源的影响所产生的瞬态温度变化情况，因此无法确定各仪器在轨所处的高温、低温两个温度极值，无法判读仪器的温度能否满足指标要求。
[0004] 另外，在上述太阳灯模拟试验中所使用的太阳灯虽然比较真实，但是其存在设备体积庞大、技术较复杂、运行维护
费用高等情况，因此实现瞬态热平衡模拟比较困难。而在上述红外辐射加热模拟试验中所使用的红外笼或红外灯阵等，加热时间滞后性较大，其辅助设备容易对卫星表面产生较大的辐射遮挡影响，且模拟加热偏差和不均匀性较大，实现瞬态外热流模拟比较困难，且模拟误差要大。
[0005] 同时，随着小微型卫星技术的不断发展，卫星内部热功耗小，卫星温度受外部环境变化影响大，热平衡试验需要真实模拟卫星在轨的瞬态热环境变化，因此对实现模拟瞬态热平衡的需求显得日益突出。有鉴于此，亟需提供一种瞬态热平衡试验方法及系统以解决上述问题。
发明内容
[0006] 本发明的目的在于，提供一种基于辐射耦合传热等效模拟的瞬态热平衡试验方法，其能够在大小有限的真空试验容器内模拟卫星在轨的外热流瞬态变化情况，从而获得卫星在轨的真实温度数据，验证热设计的正确性和准确性。
[0007] 为实现上述目的，本发明提供一种基于辐射耦合传热等效模拟的瞬态热平衡试验方法，包括以下步骤：（1）计算卫星在轨运行时卫星的至少一表面的空间轨道外热流，以获取一第一外热流的模拟加热功率值；（2）计算
太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流，以获取一第二外热流的模拟加热功率值；（3）计算真空试验容器的热沉对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流，以获取一第三外热流的模拟加热功率值（；4）根据所述第一外热流的模拟加热功率值、第二外热流的模拟加热功率值和第三外热流的模拟加热功率值，获取一外热流模拟加热总功率值；（5）在卫星的至少一表面设置加热器，并且通过程控直流稳压电源所输出的一
电流加载于所述加热器，同时根据所述外热流模拟加热总功率值进行加热，以实现辐射耦合传热等效模拟。
[0008] 作为可选的技术方案，步骤（2）中进一步包括步骤：根据预设太阳能帆板外热流值和预设工况瞬态卫星总热功耗值计算太阳能帆板的瞬态温度；
[0009] 根据太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射可见性
位置关系，计算太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射交换系数；
[0010] 根据所述瞬态温度和所述辐射交换系数获取太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流。
[0011] 作为可选的技术方案，在步骤（5）中，所述加热器设置在所述卫星的至少一表面的
散热面区域或
隔热组件外层。
[0012] 作为可选的技术方案，在所述加热器上设置一热控涂层。
[0013] 本发明的另一目的在于，提供一种基于辐射耦合传热等效模拟的瞬态热平衡试验系统，包括：一第一外热流模拟加热功率获取模
块，用于计算卫星在轨运行时卫星的至少一表面的空间轨道外热流，以获取一第一外热流的模拟加热功率值；
[0014] 一第二外热流模拟加热功率获取模块，用于计算太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流，以获取一第二外热流的模拟加热功率值；
[0015] 一第三外热流模拟加热功率获取模块，用于计算真空试验容器的热沉对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流，以获取一第三外热流的模拟加热功率值；
[0016] 一外热流模拟加热总功率值获取模块，分别与所述第一外热流模拟加热功率获取模块、第二外热流模拟加热功率获取模块以及第三外热流模拟加热功率获取模块相连，用于根据所述第一外热流的模拟加热功率值、第二外热流的模拟加热功率值和第三外热流的模拟加热功率值，获取一外热流模拟加热总功率值；
[0017] 一辐射耦合传热模块，与所述外热流模拟加热总功率值获取模块相连，用于根据所述外热流模拟加热总功率值对设置在卫星的至少一表面的加热器进行加热，以实现辐射耦合传热等效模拟，其中通过程控直流稳压电源所输出的一电流加载于所述加热器。
[0018] 作为可选的技术方案，所述第二外热流模拟加热功率获取模块进一步包括：一瞬态
温度计算单元，用于根据预设太阳能帆板外热流值和预设工况瞬态卫星总热功耗值计算太阳能帆板的瞬态温度；
[0019] 一辐射交换系数计算单元，用于根据太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射可见性位置关系计算太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射交换系数；
[0020] 一辐射加热热流获取单元，分别与所述瞬态温度计算单元和所述辐射交换系数计算单元相连，用于根据所述瞬态温度和所述辐射交换系数获取太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流。
[0021] 作为可选的技术方案，所述加热器设置在所述卫星的至少一表面的散热面区域或隔热组件外层。
[0022] 作为可选的技术方案，在所述加热器上设置一热控涂层。
[0023] 本发明的优点在于，（1）能够通过模拟卫星在轨的空间轨道外热流瞬态变化和设置卫星上的仪器设备的瞬态工作模式，获得卫星在轨的真实温度数据，以验证热设计的正确性和准确性。（2）本发明不需要在卫星周围设置
支架，也不需要在卫星表面安装热流计，避免对卫星表面产生辐射遮挡。（3）本发明适用于低热流
密度加热模拟，如阴影区外热流模拟等。（4）本发明能够对设置在卫星表面的加热器进行高精度功率输出加载，以提升外热流模拟的准确度，同时配合程控直流稳压电源以优化瞬态热流模拟的实现。（5）本发明能够实现替代太阳能帆板参加整星瞬态热平衡试验情况下，实现卫星在轨外热流瞬态变化及辐射耦合传热热流等效模拟，以及卫星上仪器设备的瞬态工作模式考核，从而节省试验空间和成本。（6）本发明具有操作性强、费用较低等特点，必将成为今后外热流模拟的一种主要的辐射耦合传热等效模拟方法以及一种发展趋势。
附图说明
[0024] 图1是本发明一
实施例中所述基于辐射耦合传热等效模拟的瞬态热平衡试验方法的步骤
流程图。
[0025] 图2是本发明一实施例中所述基于辐射耦合传热等效模拟的瞬态热平衡试验系统的架构图。
具体实施方式
[0026] 下面结合附图对本发明提供的基于辐射耦合传热等效模拟的瞬态热平衡试验及其系统具体实施方式做详细说明。
[0027] 参见图1所示，一种基于辐射耦合传热等效模拟的瞬态热平衡试验方法，包括以下步骤：
[0028] 步骤S110、计算卫星在轨运行时卫星的至少一表面的空间轨道外热流，以获取一第一外热流的模拟加热功率值；步骤S120、计算太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流，以获取一第二外热流的模拟加热功率值；步骤S130、计算真空试验容器的热沉对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流，以获取一第三外热流的模拟加热功率值；步骤S140、根据所述第一外热流的模拟加热功率值、第二外热流的模拟加热功率值和第三外热流的模拟加热功率值，获取一外热流模拟加热总功率值；步骤S150、在卫星的至少一表面设置加热器，并且通过程控直流稳压电源所输出的一电流加载于所述加热器，同时根据所述外热流模拟加热总功率值进行加热，以实现辐射耦合传热等效模拟。
[0029] 以下将对上述步骤做详细说明。
[0030] 步骤S110：计算卫星在轨运行时卫星的至少一表面的空间轨道外热流，以获取一第一外热流的模拟加热功率值。
[0031] 卫星为一种
航天器，卫星在轨道上运行时，相对于太阳、地球的位置及方向是在不断变化的。因此，星体表面各部位接受到的太阳辐照、地球红外辐射和地球反照热流也是在变化的，即星体表面的空间轨道外热流是随着卫星在轨飞行而不断变化的。因此，采用瞬变热流模拟方法进行卫星热平衡试验，比采用稳态热流模拟方法进行卫星热平衡试验，更接近卫星在轨飞行的真实热环境；同时，星上仪器根据在轨瞬态工作模式运行，由此可以获得卫星的相关组件的最高温度和最低温度以及温度的瞬时变化情况。
[0032] 在本发明实施中，所述卫星表面的数量为多个，下文的情况相同，而在其他实施例中，卫星表面的数量不限于多个，也可以为一个。
[0033] 根据卫星的结构模型信息、卫星的轨道信息以及飞行姿态信息计算出卫星在轨运行时卫星的至少一表面的空间轨道外热流，以至获取一第一外热流的模拟加热功率值。
[0034] 步骤S120：计算太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流，以获取一第二外热流的模拟加热功率值。
[0035] 在步骤S120中，进一步包括可选步骤：
[0036] （a）：根据预设太阳能帆板外热流值和预设工况瞬态卫星总热功耗值计算太阳能帆板的瞬态温度。
[0037] 预设太阳能帆板外热流的模拟加热功率值是根据所述卫星的结构模型而被确定的，并且可以通过专用
软件计算获得。
[0038] 太阳能帆板的功能是提供
能源（此处为
电能）给卫星内部的仪器，它通过将吸收的太阳
能量部分转化为卫星内部的仪器工作所需的电能，其余在自身转变为热；同时，考虑地球红外辐射对帆板的加热，可以获得太阳能帆板在轨空间轨道外热流。卫星在轨空间真空低温环境下，太阳能帆板所受空间轨道外热流加热、星体外表面所受空间轨道外热流加热，以及卫星预设工作模式下内热源的释放，根据整星（包括太阳能帆板）的传热模型（包括帆板与卫星本体之间辐射耦合传热），分析卫星预设工况下太阳能帆板的瞬态温度。
[0039] 由于卫星进出阴影区以及卫星姿态指向变化，造成星体表面空间轨道外热流变化，以至使整星瞬态温度发生变化，因此瞬态温度可以为一变化值。
[0040] （b）：根据太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射可见性位置关系计算太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射交换系数。
[0041] 在本发明实施例中，由于卫星表面的数量为多个，太阳能帆板的数量为多个，每一太阳能帆板对卫星的多个表面的位置关系不同，因此需要计算所有太阳能帆板对所述卫星的多个表面的辐射交换系数。
[0042] （c）：根据所述太阳能帆板的瞬态温度和所述太阳能帆板表面与卫星表面之间的辐射交换系数获取太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射传热热流。
[0043] 由于卫星具有多个表面甚至同一个面上的不同位置处的表面热辐射特性不同，因此需要分别处理，亦即计算所有太阳能帆板对卫星各个表面的辐射加热热流。
[0044] 通过对太阳能帆板的瞬态温度以及太阳能帆板表面与星体各表面之间的辐射交换系数的计算，以获得太阳能帆板对卫星各个表面的辐射传热热流，其中所述辐射传热热流可以通过以下公式表示，G=σ•ε•A•F•（T14-T24），其中σ是玻尔兹曼常数，ε是太阳能帆板表面的红外半球辐射率，F是太阳能帆板对卫星表面的辐射交换系数，T1是太阳能帆板的瞬态温度，T2是卫星表面的瞬态温度，上标4表示四次方，A是帆
板面积。
[0045] 通过上述步骤，能够实现替代太阳能帆板参与整星热平衡试验，将太阳能帆板对卫星表面的辐射传热热流
叠加至卫星表面空间轨道外热流模拟中一并模拟，而不需要带帆板参加整星试验，从而节省试验空间和成本。
[0046] 步骤S130：计算真空试验容器的热沉对所述卫星的至少一表面的辐射传热热流，以获取一第三外热流的模拟加热功率值。
[0047] 卫星在轨空间低温背景
环境温度接近4K，在4K的真实深冷空间环境下，空间环境对卫星表面的背景辐射加热量很小，可以近似忽略不计。而在地面空间环境模拟设备内，其低温热沉背景温度接近100K，此时热沉对星体表面的辐射加热量不可忽略，需要从外热流模拟加载步骤中扣除真空试验容器的热沉背景对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流（即第三外热流的模拟加热功率值），其中外热流加载步骤是指通过精确控制程控直流稳压输出一电流以控制实际加载到加热器上的功率，在步骤S150中有详细说明。
[0048] 步骤S140：根据所述第一外热流的模拟加热功率值、第二外热流的模拟加热功率值和第三外热流的模拟加热功率值，获取一外热流模拟加热总功率值。
[0049] 即，模拟加热总功率=第一外热流的模拟加热功率值+第二外热流的模拟加热功率值-第三外热流的模拟加热功率值。
[0050] 卫星在轨过程，卫星表面的空间轨道外热流是不断变化的。在设定的热平衡试验工况下卫星表面的外热流一般以一个轨道时间为周期，周期性变化，或多个轨道周期时间的大周期变化。太阳能帆板对所述卫星的多个表面的辐射加热热流随太阳能帆板的温度变化而变化的，即由太阳能帆板的空间轨道外热流以及太阳能帆板和卫星本体之间的辐射耦合传热过程决定的，也是周期变化的。而真空试验容器的热沉背景辐射加热热流对卫星不同表面为一确定值。因此，外热流模拟加热总功率值也为周期性变化值，可以实现周期性瞬态模拟。
[0051] 步骤S150：在卫星的至少一表面设置加热器，并且通过程控直流稳压电源所输出的一电流加载于所述加热器，根据所述外热流模拟加热总功率值进行加热，以实现辐射耦合传热等效模拟。
[0052] 其中，所述加热器可以设置在所述卫星的至少一表面的散热面区域，以等效模拟在相应位置的外热流。在本发明实施例中，所述加热器为一加热片。在所述加热片表面
喷涂卫星对应区域所设计的热控涂层。当然，在所述加热片上也可以采用等效红外半球辐射率的代用涂层。所述代用涂层为地面热平衡试验的代用品，其成本较低，但其红外辐射特性却与实际热控涂层基本一致。
[0053] 另外，所述加热器（例如加热片）也可以设置在所述卫星的至少一表面的多层隔热组件外层，以等效模拟相应位置多层隔热组件的外热流。在多层隔热组件的最外层
薄膜（相当于热控涂层）的内表面设置（例如通过粘贴方式）加热片，以等效模拟在相应位置多层隔热组件外层的外热流。
[0054] 在本发明实施中，在卫星的每一个表面上均设有加热片。所述加热片不仅可以设置在卫星表面的散热面区域，还可以设置在卫星表面的多层隔热组件外层。
[0055] 通过精确控制程控直流稳压电源所输出的一电流对卫星表面的加热器（即散热面区域或多层隔热组件外层的加热片）进行外热流加热模拟，并且根据所述外热流模拟加热总功率值进行加热控制，以达到辐射耦合传热等效模拟。其中，所述辐射耦合传热除了包括卫星各个表面所受到的外热流，还包括两部分耦合加热热流。一部分是根据整星（包括太阳能帆板）的传热模型（包括太阳能帆板与卫星本体之间辐射耦合传热），通过分析获得卫星预设工况下太阳能帆板的瞬态温度；并且根据太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射可见性位置关系，计算太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射交换系数；由所述太阳能帆板的瞬态温度和所述太阳能帆板与卫星的至少一表面的辐射交换系数获取太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流。另一部分是根据计算的真空试验容器低温背景对卫星表面的辐射交换系数，结合真空容器内低温热沉背景温度（100K），得到真空试验容器内低温热沉背景对卫星表面的辐射加热热流。
[0056] 通过采用程控直流稳压电源进行远程电流控制具有以下优点：其一，能确保输出电流精度控制误差不超过±1%；其二，采用电流控制可以忽略远距离
导线传输造成的控制误差，避免因采用
电压控制而造成远距离压降所带来的影响；其三，采用程控直流稳压电源能够根据实际情况实时加载星体外表面的瞬态外热流。
[0057]
现有技术是通过红外笼、红外灯阵或太阳灯的辐照来实现外热流加热模拟，其具有延时性，控制的偏差和对表面加热的不均匀性较大（一般在5%~10%左右），对于低热流密度(<50W/m2)的模拟偏差则会更大。与现有技术相比，本发明是通过程控直流稳压电源进行远程电流控制，以实现外热流模拟，即通过实时控制输出电流值的大小以获得相应所需的加热功率值，由于其实时性强，因此本发明可以通过控制输出电流随时间的变化，实现外热流随时间的瞬态变化模拟，以体现本发明的瞬态特性。本发明不仅能够对设置在卫星表面的加热器所产生的功率值进行高精度控制，以提升外热流模拟的准确度，而且配合程控直流稳压电源能够优化瞬态热流模拟的实现。
[0058] 另外，在现有技术的红外辐射加热模拟中，需要将红外笼或红外灯阵通过支架设置在卫星的周围，并且在卫星表面安装热流计，用于测量入射热流，从而控制红外笼等实际加载热流。但是卫星表面实际上需要直接面向真空试验容器的热沉（真空试验容器内壁），若将红外笼或红外灯阵设置在卫星的周围，则会在一定程度上遮挡卫星表面面向真空试验容器的热沉面积，以至与真实情况产生差别。而本发明能够避免对卫星表面产生遮挡，而电流控制精度高，对于低热流模拟场合控制精度较高，尤其阴影区的低热流模拟。其中上述低热流模拟是指外热流较小的情况，若外热流较小则相应的加载电流值也较小，因此本发明能够对设置在卫星表面的加热器所产生的功率值进行高精度控制，以提升外热流模拟的准确度。当然，本发明不限于低热流模拟试验。
[0059] 本发明的另一目的在于，提供一种基于辐射耦合传热等效模拟的瞬态热平衡试验系统，包括：一第一外热流模拟加热功率获取模块210、一第二外热流模拟加热功率获取模块220、一第三外热流模拟加热功率获取模块230、一外热流模拟加热总功率值获取模块240和一辐射耦合传热模块250，如图2所示。
[0060] 其中，所述第一外热流模拟加热功率获取模块210，用于计算卫星在轨运行时卫星的至少一表面的外热流，以获取一第一外热流的模拟加热功率值。
[0061] 所述第二外热流模拟加热功率获取模块220，用于计算太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流，以获取一第二外热流的模拟加热功率值。
[0062] 所述第三外热流模拟加热功率获取模块230，用于计算真空试验容器的热沉对所述卫星的至少一表面的辐射加热热流，以获取一第三外热流的模拟加热功率值。
[0063] 所述外热流模拟加热总功率值获取模块240，分别与所述第一外热流模拟加热功率获取模块210、所述第二外热流模拟加热功率获取模块220以及所述第三外热流模拟加热功率获取模块230相连，用于根据所述第一外热流的模拟加热功率值、第二外热流的模拟加热功率值和第三外热流的模拟加热功率值，获取一外热流模拟加热总功率值；
[0064] 所述辐射耦合传热模块250，与所述外热流模拟加热总功率值获取模块240相连，用于根据所述外热流模拟加热总功率值对设置在卫星的至少一表面的加热器进行加热，以实现辐射耦合传热等效模拟，其中通过程控直流稳压电源所输出的一电流加载于所述加热器。
[0065] 在本实施例中，所述第二外热流模拟加热功率获取模块220可以包括以下可选组件：一瞬态温度计算单元221、一辐射交换系数计算单元222和一辐射加热热流获取单元223。其中，所述瞬态温度计算单元221，用于根据预设太阳能帆板外热流值和预设工况瞬态卫星总热功耗值计算太阳能帆板的瞬态温度。所述辐射交换系数计算单元222，用于根据太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射可见性位置关系计算太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射交换系数。所述辐射加热热流获取单元223，分别与所述瞬态温度计算单元221和所述辐射交换系数计算单元222相连，用于根据所述瞬态温度和所述辐射交换系数获取太阳能帆板对所述卫星的至少一表面的辐射传热热流。
[0066] 另外，在本实施例中，所述加热器（例如加热片）不仅可以设置在所述卫星的至少一表面的散热面区域，还可以设置在所述卫星的至少一表面的多层隔热组件外层。通过精确控制程控直流稳压电源输出的电流对设置在卫星表面的加热片进行远程功率加载，并且根据所述外热流模拟加热总功率值进行加热，以达到辐射耦合传热等效模拟。
[0067] 与现有技术相比，本发明是通过程控直流稳压电源进行远程电流控制，以实现外热流模拟，即通过实时地改变电流值大小以获得相应所需的功率值，由于其实时性高，因此本发明可以通过控制输出电流随时间的变化，实现外热流随时间的瞬态变化模拟，以体现本发明的瞬态特性。本发明不仅能够对设置在卫星表面的加热器所产生的功率值进行高精度控制，以提升外热流模拟的准确度，而且配合程控直流稳压电源能够优化瞬态热流模拟的实现。
[0068] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
