具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

实施例1

请参考图1，本实施例提供一种航天器真空热环境模拟结构，包括真空容器10，所述真空容器10内底部设置有支撑架11；还包括固定在所述支撑架11中部的梁式框架20、若干对称固定在所述梁式框架20上的卫星安装架30、安装在卫星安装架30上的卫星40、竖直固定在所述梁式框架20上且位于相邻的卫星安装架30之间的星间主冷板50、设置在每颗卫星40底部的下冷板60；每颗所述卫星40的上表面设有上灯阵70及用于测温的温度传感器，每颗所述卫星40的下表面设有下灯阵80及用于测温的温度传感器；所述上灯阵70和下灯阵80用于加热，提供热环境。

其中，梁式框架采用双层对称式结构，具有高强度承载能力。

其中，所述卫星安装架为L型安装架。L型支架及卫星对称布置在星间主冷板50两侧，采用上述布置型式可使卫星在热试验取得较为一致的热背景及水平度变化。

其中，星间主冷板50为卧式液氮冷板，下冷板为立式液氮冷板，在热试验工装设计中，上述两种冷板可用来模拟低背景辐射热流。由于导航卫星热试验中所使用试验工装对容器的底部热沉有很大的遮挡，因此上述两种冷板的低背景辐射热流模拟对此进行了补偿，保障了试验期间卫星南板的降温效果。其中卧式液氮冷板位于L型安装架底部与下灯阵之间。

本实施例中，卫星支架的数量为2个，相应的卫星的数量为2个，分别为A卫星和B卫星；安装的时候，首先将A卫星翻转到位后通过工装将下冷板安装在A卫星正下方，A卫星连同对应的卫星支架吊装进入容器；星间冷板安装固定在双星之间；B卫星翻转到位后通过工装将其对应的下冷板安装在；B卫星正下方，以此类推,最终卫星连同卫星支架吊装进入容器；最后进行内部液氮罐路连接。

在其他实施例中，也可以根据需求将卫星的数量设置为4个，6个等双数数量，在布置的时候，采用对称布置的方式布置。

其中，上灯阵70和下灯阵80为红外灯阵，用作加热器，加热器由程控直流电源控制；上述温度传感器为热电偶，用于感应实验温度；上灯阵70上设有若干控制区，每个控制器设有一个用于测温的热电偶。

优选地，本实施例还包括用于测量卫星内压力的真空规；所述真空规通过支架安装在所述卫星的舱板上；所述卫星的舱板对应所述真空规的测量口开设有开孔；所述开孔在所述真空规固定安装后密封，真空规安装完成后使用多层保温材料和3M胶带密封舱板开孔，防止漏热。

其中，所述支架与所述卫星的舱板之间设有隔热垫片，隔热垫片为聚酰亚胺垫片。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述真空规为热阴极电离规，热阴极电离规的磁场较弱，不会对卫星上的设备产生有害影响。其中，真空规的数据通过传输电缆、真空计等设备读取。

安装的时候，首先将真空规与支架固定连接，通过隔热垫片与钛螺钉将支架固定在卫星的舱板上，真空规测量口正对舱板开孔；然后使用多层保温材料及3M胶带将卫星舱板开孔密封，防止漏热；最后使用信号控制电缆与真空规接头连接，测试导通与绝缘性能，确保连接无误。

上述真空规的测量方法，具有高可靠性，实现试验全工况的星内真空度监视，成为热试验新增除气工况的关键判据。

优选地，本实施例还包括安装在所述卫星上的水平倾角传感器、均匀设置在所述梁式框架20底部的若干水平调节机构90；所述水平调节机构90用于根据所述水平倾角传感器的信号调节梁式框架的竖直高度。

其中，如图2所示，所述水平调节机构90包括上下贯通且顶端固定在所述梁式框架底部的安装座91、从所述安装座穿91过的推杆92；所述推杆92的底端通过固定块96固定在所述支撑架11上；

所述推杆92包括位于底部的螺纹筒、螺纹连接在所述螺纹筒内的螺纹杆；

所述安装座91的底部固定有传动机箱93；所述传动箱93由电机 94驱动带动所述螺纹杆转动。电机通过蜗轮蜗杆结构带动螺纹杆转动。

所述传动机箱93的侧壁设有加热片95，所述加热片由控温仪控制加热。加热片95给传动机箱加热，同时在传动机箱93的传动组件采用真空润滑，使整套机构可适应真空低温环境。

水平调节机构经过预紧后，安装固定在承载平台的梁式框架上，试验期间可根据梁式框架的变形情况进行动态调整推杆的行程，从而精细的调节热试验时卫星的水平度。

梁式框架由于自身重力、卫星及热试验工装的重力作用发生变形，同时由于各个卫星以及参试设备质量的不同，竖直方向变形量并不一致，表现为水平倾角传感器的倾角的差别，常使用卫星水平面内2个正交方向的倾角。因此，每颗卫星上安装有两个水平倾角传感器。

热试验期间，通过控温仪控制加热片使机箱保持在常温状态。同时水平传感器的倾角通过换算，可以计算出梁式框架在竖直方向的变形量。实时控制步进电机运动，调节推杆向变形反方向运动，以补偿梁式框架的变形，使各个卫星的水平度满足要求。

例如，在本实施例中，卫星的数量为2个，每个卫星上有两个倾角传感器，水平调节机构90的数量为4个，分别设置在梁式框架的下方四个角落；四个水平倾角传感器的测量数值分别为x1,y1,x2,y2,则计算得到梁式框架各个支撑点相应的微小变形量分别为z1,z2,z3，z4；进而后控制步进电机使推杆伸长或者缩短相应的微小位移量，以达到补偿变形控制水平度的目标。例如，与变形量为z1对应的推杆，伸长-z1；与变形量为z2对应的推杆，伸长-z2；与变形量为z3对应的推杆，伸长-z3；与变形量为z4对应的推杆，伸长-z4。

通过采用高精度的水平调控系统，实现了两颗卫星在试验过程中水平度均优于1mm/1m，确保了星上热管的正常工作。

实施例2

本实施例提供一种航天器真空热环境温度调节方法，应用于实施例1所述的航天器真空热环境模拟结构，包括以下步骤：

将每个所述上灯阵和下灯阵均划分为若干个温度控制区，每个所述温度控制区通过PID运算器控制其电流信号，每个所述控制器的电流信号根据以下步骤确定：

以实验开始时间为基准开始计时；

获取当前控制周期的实时温度信号数据y_t；控制周期例如为5s，则每间隔5s获取一次温度数据；

通过以下函数确定当前控制周期的设定目标温度y:

y＝r-Δy+Δy*[1-exp(-t/T)]；

其中r为最终温度控制目标，Δy为实时温度信号数据y_t与r的差值；t为获取实时温度信号数据y_t时的时间；T为设定时间常数；

根据以下公式确定所述PID运算器的控制增量u(t)：

e(t)＝y-y_t；

其中K_p为设定的调节系数。

上述方法，通过指数式过渡过程函数曲线逐步逼近最终的温度控制目标，精准地控制调整了升降温速率，最大效果地保证系统超调量。

上述技术方案，采用了基于智能控制参数自整定技术，效率提升了 90％以上，解决了北斗三号卫星批产化热真空试验温度控制效率低及控制精度差等问题。可应用于多组MEO卫星一器双星并行热试验。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于) 具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。