一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法与流程

1.本发明涉及航空航天技术领域，是一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法。


背景技术：

2.航天器真空热试验是航天器研制过程中状态最复杂、耗资最大、耗时最长的试验项目之一，是提高航天器在轨可靠性的一种有效、必要的手段。空间外热流是热试验的主要模拟要素，外热流模拟是否准确直接关系到试验的成败。
3.80年代闵桂荣院士提出发展红外加热模拟作为航天器试验的主要手段，至今红外加热笼仍是模拟空间外热流最常见的方式。随着商业航天兴起，低轨卫星对研制成本和周期更加敏感，研制过程快速性与可靠性的矛盾更加突出，如何可靠高效地进行热试验成为亟待解决的问题。在传统热试验的基础上，探索一套高效可靠的整星热试验方法，对追求低成本、短周期的低轨道卫星来说，意义重大。
4.为解决这一问题，提出了一种用于卫星批量热试验的外热流模拟方法，创造性地采用真空试验设备热沉完成空间外热流模拟以及“冷、黑”环境模拟，保证卫星可靠性的前提下，达到降低研制成本缩短真空热试验周期的目的。该外热流模拟方法能节省红外加热笼(辐射板)制造费用，提高试验效率，节省试验时间，保障试验的安全性和可靠性。该方法还减少了试验中单颗卫星的资源消耗(空间资源、能量资源等)，适于低轨卫星批量化研制。
5.专利名称：一种用于微小卫星的外热流模拟装置，专利号：202020338461.0描述的是一种用于微小卫星的外热流模拟装置，包括支撑框架和加热组件。实质上仍是红外辐射板外热流模拟装置，其加热组件固定于所述支撑框架内，加热组件包括发热基板、发热基板一侧的导热片和发热基板另一侧的多个加热器。将导热片一侧朝向试验微小卫星。该发明的均匀发热的板状加热组件，增强了热流的均匀性，结构简单，易于加工，总体成本较低，适用于卫星热试验中的轨道外热流模拟。但该发明存在以下不足：
6.1、红外辐射板作为外热流模拟装置需要真空容器热沉温度越低越好。要利用液氮对热沉降温至100k以下，升降温速度慢，试验周期长，费用高；
7.2、支撑框架和加热组件通用性较差，一般只能适配一种型号卫星；
8.3、若卫星外形复杂，模拟外热流误差大大增加，而且加热组件的设计和分区会变得复杂，造成试验的安全性降低；
9.4、每个参加试验的卫星需配备单独的加热组件，试验效费比低，不适合卫星批量热试验的开展。


技术实现要素：

10.本发明为了主要应用于低轨卫星热试验技术中。目的是提高航天器热试验效率，降低试验成本，适用于卫星批量化试验。基于此，本发明提供一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法。
11.需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
12.本发明提供了一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法，本发明提供了以下技术方案：
13.一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法，所述方法包括以下步骤：
14.步骤1：分析卫星各方向外热流，将分析得到的卫星轨道外热流结果，作为输入条件；
15.步骤2：将卫星表面分为多个外热流模拟区域，确定可采用热沉模拟的区域；
16.步骤3：判断是否完全由热沉模拟外热流；
17.步骤4：当卫星表面仍然存在需要设置外热流模拟装置的区域，计算外热流模拟装置区域的控制点温度；
18.步骤5：当卫星的外热流均可采用热沉等效模拟，进行热沉模拟区域外热流归一化处理；
19.步骤6：完成热流的归一化处理后，进行热沉模拟外热流区域热沉设置温度的计算；
20.步骤7：在确定热沉设定温度后，进行试验模型仿真验证，当需进行热沉等效模拟外热流的区域的重新划分，即重新执行步骤2。
21.优选地，所述步骤2具体为：
22.将卫星表面分为n个外热流模拟区域，当区域i的ki数小于n，则认为该区域适用热沉模拟外热流，否则该区域需要设置额外的热流模拟装置，ki数通过下式计算：
[0023][0024]
其中，qi,qj分别为区域i,j的轨道到达热流密度，ci为该区域卫星对应的等效比热容，ai为该区域卫星对应的等效面积，mi为该区域卫星对应的等效质量，δt为允许误差。
[0025]
优选地，所述步骤4具体为：
[0026]
外热流模拟装置区域j采用辐射板进行温度闭环控制，控制点温度通过下式表示：
[0027][0028]
其中，q
solar-j
是到达区域j的太阳辐射热流密度，q
albedo-j
是到达区域j的地球返照热流密度，q
earthir-j
是到达区域j的地球红外辐射热流密度，σ为斯蒂芬玻尔兹曼常数，αj为区域j的卫星表面太阳吸收率，εj区域j的卫星表面红外吸收发射率。
[0029]
优选地，所述步骤5具体为：
[0030]
将应用热沉模拟外热流区域i的热流采用公式(3)进行归一化处理：
[0031][0032]
其中，q
avg
为归一化处理后的卫星吸收热流密度，用于计算热试验中热沉设置温度，q
solar-i
是到达区域i的太阳辐射热流密度，q
albedo-i
是到达区域i的地球返照热流密度，q
earthir-i
是到达区域i的地球红外辐射热流密度，αi为区域i的卫星表面太阳吸收率，εi区域i的卫星表面红外吸收发射率，as为卫星表面积。
[0033]
优选地，所述步骤6具体为：
[0034]
真空试验设备的热沉模拟轨道外热流时需设置的温度通过下式计算：
[0035][0036]
其中，t0为真空容器热沉温度，εs为卫星表面等效发射率。
[0037]
优选地，所述步骤7具体为：
[0038]
利用δ
avg
可以衡量热试验模型的误差大小；
[0039][0040][0041]
其中，δ
avg
代表热试验平均误差，δi是单个组件热试验预示误差，η代表组件数量，ti'为第i个组件热试验预示平均温度，ti为第i个组件在轨预示平均温度。
[0042]
优选地，取热试验具体情况确定允许误差δt，应满足δt≥δt2。
[0043]
一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟系统，所述系统包括：
[0044]
数据分析模块，所述数据分析模块分析卫星各方向外热流，将分析得到的卫星轨道外热流结果，作为输入条件；
[0045]
划分模块，所述划分模块将卫星表面分为多个外热流模拟区域，确定可采用热沉模拟的区域；
[0046]
判断模块，所述判断模块判断是否完全由热沉模拟外热流；
[0047]
控制点温度确定模块，所述控制点温度确定模块在当卫星表面仍然存在需要设置外热流模拟装置的区域，计算外热流模拟装置区域的控制点温度；
[0048]
归一化模块，所述归一化模块在当卫星的外热流均可采用热沉等效模拟，进行热沉模拟区域外热流归一化处理；
[0049]
温度计算模块，所述温度计算模块完成热流的归一化处理后，进行热沉模拟外热流区域热沉设置温度的计算；
[0050]
验证模块，所述验证模块在确定热沉设定温度后，进行试验模型仿真验证，当需进行热沉等效模拟外热流的区域的重新划分。
[0051]
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行，以用于实现一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法。
[0052]
一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法。
[0053]
本发明具有以下有益效果：
[0054]
本发明与现有技术相比：
[0055]
针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种用于卫星批量热试验的外热流模拟方法，直接利用真空试验设备热沉完成空间外热流模拟和“冷、黑”环境模拟。该方法减少了试验中单颗卫星的资源消耗(空间资源、能量资源等)，适于卫星批量化研制，且对于新研卫星和批产卫星均适用；减少外热流模拟装置的使用，可降低红外加热笼设计制造的周期和费用，热试验的安全性也得到提高；试验过程中利用气氮控制热沉温度，节能环保，经济性好，热沉升降温速度快，可明显缩短热平衡，热真空的试验时长；试验方法可移植性强，可适用于太阳同步轨道，低倾角轨道等常见低轨卫星的外热流模拟。
附图说明
[0056]
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0057]
图1为一种用于卫星批量热试验的外热流模拟方法实施流程；
[0058]
图2为采用真空容器热沉模拟外热流时，卫星与真空容器的示意图；
[0059]
图3为卫星坐标系定义示意图；
[0060]
图4为不同试验方法时间和液氮消耗量对比；
[0061]
图5为热沉等效热平衡试验结果与在轨温度对比。
具体实施方式
[0062]
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0063]
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0064]
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0065]
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
[0066]
以下结合具体实施例，对本发明进行了详细说明。
[0067]
具体实施例一：
[0068]
根据图1-图5所示，本发明为解决上述技术问题采取的具体优化技术方案是：本发明涉及一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法。
[0069]
一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法，所述方法包括以下步骤：
[0070]
步骤1：分析卫星各方向外热流，将分析得到的卫星轨道外热流结果，作为输入条件；
[0071]
步骤2：将卫星表面分为多个外热流模拟区域，确定可采用热沉模拟的区域；
[0072]
所述步骤2具体为：
[0073]
将卫星表面分为n个外热流模拟区域，当区域i的ki数小于n，则认为该区域适用热沉模拟外热流，否则该区域需要设置额外的热流模拟装置，ki数通过下式计算：
[0074][0075]
其中，qi,qj分别为区域i,j的轨道到达热流密度，ci为该区域卫星对应的等效比热容，ai为该区域卫星对应的等效面积，mi为该区域卫星对应的等效质量，δt为允许误差。
[0076]
步骤3：判断是否完全由热沉模拟外热流；
[0077]
步骤4：当卫星表面仍然存在需要设置外热流模拟装置的区域，计算外热流模拟装置区域的控制点温度；
[0078]
所述步骤4具体为：
[0079]
外热流模拟装置区域j采用辐射板进行温度闭环控制，控制点温度通过下式表示：
[0080][0081]
其中，q
solar-j
是到达区域j的太阳辐射热流密度，q
albedo-j
是到达区域j的地球返照热流密度，q
earthir-j
是到达区域j的地球红外辐射热流密度，σ为斯蒂芬玻尔兹曼常数，αj为区域j的卫星表面太阳吸收率，εj区域j的卫星表面红外吸收发射率。
[0082]
步骤5：当卫星的外热流均可采用热沉等效模拟，进行热沉模拟区域外热流归一化处理；
[0083]
所述步骤5具体为：
[0084]
将应用热沉模拟外热流区域i的热流采用公式(3)进行归一化处理：
[0085][0086]
其中，q
avg
为归一化处理后的卫星吸收热流密度，用于计算热试验中热沉设置温度，q
solar-i
是到达区域i的太阳辐射热流密度，q
albedo-i
是到达区域i的地球返照热流密度，q
earthir-i
是到达区域i的地球红外辐射热流密度，αi为区域i的卫星表面太阳吸收率，εi区域i的卫星表面红外吸收发射率，as为卫星表面积。
[0087]
步骤6：完成热流的归一化处理后，进行热沉模拟外热流区域热沉设置温度的计算；
[0088]
所述步骤6具体为：
[0089]
真空试验设备的热沉模拟轨道外热流时需设置的温度通过下式计算：
[0090][0091]
其中，t0为真空容器热沉温度，εs为卫星表面等效发射率。
[0092]
步骤7：在确定热沉设定温度后，进行试验模型仿真验证，当需进行热沉等效模拟外热流的区域的重新划分，即重新执行步骤2。
[0093]
所述步骤7具体为：
[0094]
利用δ
avg
可以衡量热试验模型的误差大小；
[0095][0096][0097]
其中，δ
avg
代表热试验平均误差，δi是单个组件热试验预示误差，η代表组件数量，ti'为第i个组件热试验预示平均温度，ti为第i个组件在轨预示平均温度。
[0098]
取热试验具体情况确定允许误差δt，应满足δt≥δt2。
[0099]
本发明提供一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟系统，所述系统包括：
[0100]
数据分析模块，所述数据分析模块分析卫星各方向外热流，将分析得到的卫星轨道外热流结果，作为输入条件；
[0101]
划分模块，所述划分模块将卫星表面分为多个外热流模拟区域，确定可采用热沉模拟的区域；
[0102]
判断模块，所述判断模块判断是否完全由热沉模拟外热流；
[0103]
控制点温度确定模块，所述控制点温度确定模块在当卫星表面仍然存在需要设置外热流模拟装置的区域，计算外热流模拟装置区域的控制点温度；
[0104]
归一化模块，所述归一化模块在当卫星的外热流均可采用热沉等效模拟，进行热沉模拟区域外热流归一化处理；
[0105]
温度计算模块，所述温度计算模块完成热流的归一化处理后，进行热沉模拟外热流区域热沉设置温度的计算；
[0106]
验证模块，所述验证模块在确定热沉设定温度后，进行试验模型仿真验证，当需进行热沉等效模拟外热流的区域的重新划分。
[0107]
本发明提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行，以用于实现一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法。
[0108]
本发明提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法。
[0109]
具体实施例二：
[0110]
本技术实施例二与实施例一的区别仅在于：
[0111]
为了实现上述目的，本发明提供技术方案如下：
[0112]
一种用于卫星批量热试验的外热流模拟方法，包括卫星轨道外热流分析，热试验中模拟外热流的热沉设置温度计算等环节。具体实施流程如图1所示。
[0113]
所述卫星所处空间热环境主要包含“冷”、“黑”、轨道外热流三方面；
[0114]
所述热试验中，真实空间环境的“冷”、“黑”、轨道外热流均可由真空试验设备的热沉模拟。
[0115]
首先，根据任务输入进行轨道类型和卫星外热流分析，判断可采用热沉等效模拟外热流的区域。对不能采用热沉等效模拟区域设置固定装置模拟外热流，然后对剩余区域进行热流归一化处理，得到该区域平均卫星吸收热流。利用吸收热流可计算得到试验中热沉应设置的温度值，达到热沉模拟“冷、黑”、外热流三重任务的目的。最后，建立仿真模型预示卫星试验结果，与卫星在轨预示数据进行对比，若误差小于允许误差δt，则认为该外热流模拟方案准确有效，否则需进行热沉等效模拟外热流的区域的重新划分。
[0116]
所述实施步骤s1中，分析卫星各方向外热流，主要包含太阳入射热流、地球反照热流和地球红外热流三部分，热流分析一般由专业工程软件完成。将分析得到的卫星轨道外热流结果，作为下一步骤分析的输入条件。
[0117]
所述实施步骤s2中，将卫星表面分为n个外热流模拟区域，当区域i的ki数小于n，则认为该区域适用热沉模拟外热流，否则该区域需要设置额外的热流模拟装置，ki数的计算方法见式(1)；
[0118][0119]
其中，qi,qj分别为区域i,j的轨道到达热流密度，ci为该区域卫星对应的等效比热容，ai为该区域卫星对应的等效面积，mi为该区域卫星对应的等效质量，δt为本次试验允许误差。
[0120]
完成s2计算步骤之后，进行判断步骤s3：若卫星的外热流均可以采用热沉等效模拟，则直接跳至步骤s5，进行外热流的归一化处理；若卫星表面仍然存在需要设置外热流模拟装置的区域，则进入步骤s4，计算外热流模拟装置区域的控制点温度。
[0121]
所述实施步骤s4中，外热流模拟装置区域j在热试验中采用辐射板进行温度闭环控制，控制点温度计算公式为：
[0122][0123]
其中，q
solar-j
是到达区域j的太阳辐射热流密度，q
albedo-j
是到达区域j的地球返照热流密度，q
earthir-j
是到达区域j的地球红外辐射热流密度，σ为斯蒂芬玻尔兹曼常数，αj为区域j的卫星表面太阳吸收率，εj区域j的卫星表面红外吸收(发射)率。
[0124]
步骤s4完成了外热流模拟装置区域j的热流模拟控制设置。
[0125]
设置完外热流模拟装置区域控制点温度，下面进入步骤s5。将应用热沉模拟外热流区域i的热流采用公式(3)进行归一化处理：
[0126][0127]
其中，q
avg
为归一化处理后的卫星吸收热流密度，用于计算热试验中热沉设置温度，q
solar-i
是到达区域i的太阳辐射热流密度，q
albedo-i
是到达区域i的地球返照热流密度，qearthir-i
是到达区域i的地球红外辐射热流密度，αi为区域i的卫星表面太阳吸收率，εi区域i的卫星表面红外吸收(发射)率，as为卫星表面积。
[0128]
完成热流的归一化处理后，进行热沉模拟外热流区域热沉设置温度的计算，即步骤s6。
[0129]
所述实施步骤s6中，真空试验设备的热沉模拟轨道外热流时需设置的温度计算公式为：
[0130][0131]
其中，t0为真空容器热沉温度，εs为卫星表面等效发射率。
[0132]
关于公式(4)推导过程如下：
[0133]
宇宙背景温度约为3k，忽略宇宙背景辐射，卫星在轨的热平衡方程为：
[0134]qsolar
+q
albedo
+q
earthir
+qn＝qo，(5)
[0135]
其中，q
solar
是卫星吸收太阳辐射的热量，q
albedo
是卫星吸收地球返照的热量，q
earthir
是卫星吸收地球红外辐射的热量，qn是内部热源，qo是卫星向外辐射热量。
[0136]
假定卫星为全凸表面，在轨平均吸收热流为q
avg
(即q
solar
，q
albedo
，q
earthir
的平均)。卫星达到热平衡状态后，在轨平衡方程可写为：
[0137][0138]
其中，ta为卫星在轨表面温度。
[0139]
在卫星热试验中，忽略试验工装对卫星和热沉换热的遮挡，试验的热平衡方程为：
[0140][0141]
其中，ts为试验状态卫星表面温度，ε0为真空容器表面发射率，a0为热沉表面面积。根据公式(6)、(7)可得：
[0142][0143]
试验和在轨的卫星表面温度基本相等，即ta≈ts。当卫星表面积和热沉表面积相差足够大，热沉发射率足够高时，可认为那么由方程(8)可求得热沉等效热平衡试验方法中热沉应设置的温度：
[0144][0145]
由于近似所带来的误差可以表示为：
[0146][0147]
其中，
[0148]
由公式(9)，当as/a0＜0.1，ε0＞0.9时，热沉等效试验方法模型的原理误差小于1℃。
[0149]
公式(4)推导完毕。
[0150]
最后，将计算好的外热流模拟方法以及控制温度进行仿真校核。
[0151]
在所述实施步骤s7，在确定试验中热沉设定温度后，需进行试验模型仿真验证，将试验模型验证结果与在轨预示结果相比，满足允许误差δt，即可认为该试验外热流模拟方式合理，否则需进行热沉等效模拟外热流的区域的重新划分，即重新执行步骤s2。
[0152]
利用δ
avg
可以衡量热试验模型的误差大小。
[0153][0154][0155]
其中，δ
avg
代表热试验平均误差，δi是单个组件热试验预示误差，η代表组件数量，ti'为第i个组件热试验预示平均温度，ti为第i个组件在轨预示平均温度。
[0156]
一般地，取热试验具体情况确定允许误差δt，应满足δt≥δt2。
[0157]
本发明利用真空试验设备热沉完成空间外热流模拟和“冷、黑”模拟三重任务，保证卫星可靠性的前提下，达到降低研制成本缩短真空热试验周期的目的。该外热流模拟方法能节省红外加热笼(辐射板)制造费用，提高试验效率，节省试验时间，保障试验的安全性和可靠性；此外，该方法还减少了试验中单颗卫星的资源消耗(空间资源、能量资源等)，适于卫星批量化研制。
[0158]
每颗星可节约红外加热笼(辐射板)设计、制造费用数万元至几十万元不等。与卫星的传统热试验相比，试验周期缩短1/3，每小时减少液氮消耗量1倍以上，单次试验可节约能源消耗(经济支出)70％以上。
[0159]
图2为采用真空容器热沉模拟外热流时，卫星与真空容器的示意图，可以看出，在卫星和真空容器热沉之间没有红外加热笼(辐射板)等外热流模拟装置。
[0160]
某光学遥感卫星的轨道设计为535km的sso轨道，降交点地方时为11：00am，整星质量约230kg，包络尺寸为785
×
1140
×
1800mm，卫星固连坐标如下图3所示，描述如下。
[0161]
·
原点o：卫星对接环与火箭适配器对接平面圆中心；
[0162]
·
oz：与光轴方向平行，指向光学相机；
[0163]
·
ox：在卫星对接面内，与卫星飞行方向同向；
[0164]
·
oy：按右手法则确定。
[0165]
首先，对卫星进行在轨外热流分析。根据卫星构型、尺寸、飞行轨道参数、飞行姿态等，计算了卫星各表面上的到达外热流(太阳辐射、地球反照、地球红外辐射)的轨道平均热流密度下表1所示。
[0166]
表1卫星对日定向时到达各区域外表面的平均外热流密度(w/m2)
[0167][0168]
根据各区域外热流分析结果，利用公式(1)进行判别，根据计算，除卫星底板(-z)区域外，其他区域均可采用热沉等效进行轨道外热流模拟，卫星底板(-z)采用红外辐射板配合热流计进行热流闭环控制达到模拟该区域外热流的目的。
[0169]
先利用公式(2)计算卫星-z面辐射板热流计闭环控制点温度设置值。根据表中-z面冬至日(近日点)、夏至日(远日点)平均热流情况，计算对应的试验高温工况、低温工况控制点温度设定值分别为37.3℃、-19.6℃。
[0170]
然后根据卫星表面光学属性和公式(3)，对卫星除-z面以外的其他区域热流进行归一化处理，可计算得卫星冬至日(近日点)吸收平均热流为q
avg
＝84w/m2，夏至日(远日点)吸收平均热流为q
avg
＝58w/m2。再根据公式(4)可计算得该卫星在热试验高温工况中，采用热沉模拟轨道外热流应设置的温度为-50℃；低温工况中热沉应设置的温度为-70℃。相比传统热流模拟方法的-170℃热沉温度，试验中应用本发明设定的热沉温度高，可采用气氮进行温度控制，具有能耗低，温度调节速度快等优点。
[0171]
综上，试验中外热流模拟方法为：卫星-z区域采用红外辐射板进行热流模拟，卫星其他区域采用热沉等效模拟外热流，并以此建立试验仿真模型，与在轨仿真模型进行校核，校核通过后开展正式试验。
[0172]
和传统热试验相比，利用热沉等效模拟空间外热流的热试验既保证了卫星研制的可靠性，还较大地减少了热试验的周期和设备使用的成本。根据该卫星热试验的结果统计，传统热试验共计耗时约300h，每小时消耗液氮的体积约为0.7m3，而热沉等效热试验耗时约为200h，每小时消耗液氮的体积约为0.3m3，试验周期缩短1/3，每小时减少液氮消耗量1倍以上。具体数据整理如图4所示。
[0173]
该应用实例中，真空容器热沉为圆柱状结构，直径为6m，长度为12m，故热沉表面积与卫星表面积之比大于10，热沉表面发射率大于0.9，根据公式(9)，热试验结果的误差应在
1℃以内。
[0174]
对比分析该卫星的热试验结果和在轨飞行数据，如图5所示：
[0175]
根据在轨飞行数据，利用公式(10)(11)进行分析，该星的热试验的误差为0.9℃。说明本外热流模拟方法的误差与预期相符合，该方法在热试验中能够具有较好的精度，能达到热试验的各项目的。
[0176]
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或n个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“n个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更n个用于实现定制逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。在流程图中表示或在此以其他方式描述的逻辑和/或步骤，例如，可以被认为是用于实现逻辑功能的可执行指令的定序列表，可以具体实现在任何计算机可读介质中，以供指令执行系统、装置或设备(如基于计算机的系统、包括处理器的系统或其他可以从指令执行系统、装置或设备取指令并执行指令的系统)使用，或结合这些指令执行系统、装置或设备而使用。就本说明书而言，"计算机可读介质"可以是任何可以包含、存储、通信、传播或传输程序以供指令执行系统、装置或设备或结合这些指令执行系统、装置或设备而使用的装置。计算机可读介质的更具体的示例(非穷尽性列表)包括以下：具有一个或n个布线的电连接部(电子装置)，便携式计算机盘盒(磁装置)，随机存取存储器(ram)，只读存储器(rom)，可擦除可编辑只读存储器(eprom或闪速存储器)，光纤装置，以及便携式光盘只读存储器(cdrom)。另外，计算机可读介质甚至可以是可在其上打印所述程序的纸或其他合适的介质，因为可以例如通过对纸或其他介质进行光学扫描，接着进行编辑、解译或必要时以其他合适方式进行处理来以电子方式获得所述程序，然后将其存储在计算机存储器中。应当理解，本发明的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施方式中，n个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。如，如果用硬件来实现和在另一实施方式中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(pga)，现场可编程门阵列(fpga)等。
[0177]
以上所述仅是一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法的优选实施方式，一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于该思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本领域的技术人员来
说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和变化，这些改进和变化也应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法，其特征是：所述方法包括以下步骤：步骤1：分析卫星各方向外热流，将分析得到的卫星轨道外热流结果，作为输入条件；步骤2：将卫星表面分为多个外热流模拟区域，确定可采用热沉模拟的区域；步骤3：判断是否完全由热沉模拟外热流；步骤4：当卫星表面仍然存在需要设置外热流模拟装置的区域，计算外热流模拟装置区域的控制点温度；步骤5：当卫星的外热流均可采用热沉等效模拟，进行热沉模拟区域外热流归一化处理；步骤6：完成热流的归一化处理后，进行热沉模拟外热流区域热沉设置温度的计算；步骤7：在确定热沉设定温度后，进行试验模型仿真验证，当需进行热沉等效模拟外热流的区域的重新划分，即重新执行步骤2。2.根据权利要求1所述的方法，其特征是：所述步骤2具体为：将卫星表面分为n个外热流模拟区域，当区域i的k
i
数小于n，则认为该区域适用热沉模拟外热流，否则该区域需要设置额外的热流模拟装置，k
i
数通过下式计算：其中，q
i
,q
j
分别为区域i,j的轨道到达热流密度，c
i
为该区域卫星对应的等效比热容，a
i
为该区域卫星对应的等效面积，m
i
为该区域卫星对应的等效质量，δt为允许误差。3.根据权利要求2所述的方法，其特征是：所述步骤4具体为：外热流模拟装置区域j采用辐射板进行温度闭环控制，控制点温度通过下式表示：其中，q
solar-j
是到达区域j的太阳辐射热流密度，q
albedo-j
是到达区域j的地球返照热流密度，q
earthir-j
是到达区域j的地球红外辐射热流密度，σ为斯蒂芬玻尔兹曼常数，α
j
为区域j的卫星表面太阳吸收率，ε
j
区域j的卫星表面红外吸收发射率。4.根据权利要求3所述的方法，其特征是：所述步骤5具体为：将应用热沉模拟外热流区域i的热流采用公式(3)进行归一化处理：其中，q
avg
为归一化处理后的卫星吸收热流密度，用于计算热试验中热沉设置温度，q
solar-i
是到达区域i的太阳辐射热流密度，q
albedo-i
是到达区域i的地球返照热流密度，q
earthir-i
是到达区域i的地球红外辐射热流密度，α
i
为区域i的卫星表面太阳吸收率，ε
i
区域i的卫星表面红外吸收发射率，a
s
为卫星表面积。5.根据权利要求4所述的方法，其特征是：所述步骤6具体为：真空试验设备的热沉模拟轨道外热流时需设置的温度通过下式计算：
其中，t0为真空容器热沉温度，ε
s
为卫星表面等效发射率。6.根据权利要求5所述的方法，其特征是：所述步骤7具体为：利用δ
avg
可以衡量热试验模型的误差大小；可以衡量热试验模型的误差大小；其中，δ
avg
代表热试验平均误差，δ
i
是单个组件热试验预示误差，η代表组件数量，t
i
'为第i个组件热试验预示平均温度，t
i
为第i个组件在轨预示平均温度。7.根据权利要求6所述的方法，其特征是：取热试验具体情况确定允许误差δt，应满足δt≥δt2。8.一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟系统，其特征是：所述系统包括：数据分析模块，所述数据分析模块分析卫星各方向外热流，将分析得到的卫星轨道外热流结果，作为输入条件；划分模块，所述划分模块将卫星表面分为多个外热流模拟区域，确定可采用热沉模拟的区域；判断模块，所述判断模块判断是否完全由热沉模拟外热流；控制点温度确定模块，所述控制点温度确定模块在当卫星表面仍然存在需要设置外热流模拟装置的区域，计算外热流模拟装置区域的控制点温度；归一化模块，所述归一化模块在当卫星的外热流均可采用热沉等效模拟，进行热沉模拟区域外热流归一化处理；温度计算模块，所述温度计算模块完成热流的归一化处理后，进行热沉模拟外热流区域热沉设置温度的计算；验证模块，所述验证模块在确定热沉设定温度后，进行试验模型仿真验证，当需进行热沉等效模拟外热流的区域的重新划分。9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行，以用于实现如权利要求1-7的方法。10.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征是：所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-7的方法。

技术总结
本发明是一种用于低轨卫星批量热试验的外热流模拟方法。本发明涉及航空航天技术领域，本发明利用真空试验设备热沉完成空间外热流模拟和“冷、黑”环境模拟。该方法减少了试验中单颗卫星的资源消耗，适于卫星批量化研制，且对于新研卫星和批产卫星均适用；减少外热流模拟装置的使用，可降低红外加热笼设计制造的周期和费用，热试验的安全性也得到提高；试验过程中利用气氮控制热沉温度，节能环保，经济性好，热沉升降温速度快，可明显缩短热平衡，热真空的试验时长；试验方法可移植性强，可适用于太阳同步轨道，低倾角轨道等常见低轨卫星的外热流模拟。外热流模拟。外热流模拟。


技术研发人员：孔林 柏添 姜峰 孙强强 王殿君 李强 张源博 王建超 李必胜
受保护的技术使用者：长光卫星技术股份有限公司
技术研发日：2023.02.22
技术公布日：2023/6/26