具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的卫星系统的真空热试验方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

本发明的核心思想在于提供一种卫星系统的真空热试验方法，以解决现有的多星并行真空热试验方法可信性不高的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种卫星系统的真空热试验方法，所述多星真空热试验系统包括多星试验模块、单星试验模块、第一评估模块及第二评估模块，其中：所述多星试验模块被配置为对多颗卫星同时进行真空热试验，分别评估各个卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成多个第一传热量；所述单星试验模块被配置为对单颗卫星进行真空热试验，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成第二传热量；所述第一评估模块被配置为各个所述第一传热量分别与所述第二传热量进行比较，形成各个外热流比值；以及所述第一评估模块被配置为根据多星同时试验与单颗卫星试验达到相同平衡温度时的各自外热流比值，评估各个参数对所述外热流比值的影响，并调整所述各个参数以使各自所述外热流比值等于1；和/或所述第二评估模块被配置为根据多星同时试验与单颗卫星试验达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对所述温度差异的影响，调整所述各个参数以使所述各星的温度差异等于0。

<实施例一>

本实施例提供一种多星真空热试验方法，所述多星真空热试验方法包括：对多颗卫星同时进行真空热试验，分别评估各个卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成多个第一传热量；对单颗卫星进行真空热试验，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成第二传热量；各个所述第一传热量分别与所述第二传热量进行比较，形成各个外热流比值；以及根据多星同时试验与单颗卫星试验达到相同平衡温度时的各自外热流比值，评估各个参数对所述外热流比值的影响，并调整所述各个参数以使各自所述外热流比值等于1；和/或根据多星同时试验与单颗卫星试验达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对所述温度差异的影响，调整所述各个参数以使所述各星的温度差异等于0。

如图1所示，在所述的多星真空热试验方法中，所述卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况为：所述卫星为全凸表面，所述空间环境模拟设备为真空的封闭腔室，所述卫星与所述空间环境模拟设备的内表面均为漫灰表面；所述卫星与所述空间环境模拟设备的传热量为：

其中：A_A为卫星的表面积；E_bA和E_bB分别为卫星及空间环境模拟设备的内表面的黑体辐射强度；ε_A和ε_B分别为卫星及空间环境模拟设备的内表面发射率；X_A，B为表面卫星对空间环境模拟设备的内表面的辐射角系数；卫星表面温度T_A＝f(T_B，A_A，A_B，ε_A，ε_B，X_A，B)。

进一步的，在所述的多星真空热试验方法中，如图2所示，对多颗卫星同时进行真空热试验时，所述多颗卫星的数量为3颗，以其中1颗卫星2为中心呈对称分布；每个所述卫星为边长1米的正六面体，位于中心的卫星2与其他卫星1及卫星3的间距均为0.7米，所述空间环境模拟设备(真空罐)为躺倒的圆柱体，其直径为3.5米，高度为5.5米；设置所述多颗卫星内的热源相同，由表面温度均匀的红外加热笼模拟形成外热流，所述多颗卫星之间的换热为0。在所述的多星真空热试验方法中，所述中心卫星2与所述空间环境模拟设备的内表面的传热量为：

其他卫星与所述空间环境模拟设备的内表面的传热量为：

其中，A₁与A₂分别为中心卫星和其他卫星的表面积，A_KM为空间环境模拟设备内表面的表面积，E_b1、E_b2和E_bKM分别为中心卫星、其他卫星与空间环境模拟设备内表面的黑体辐射强度，ε₁、ε₂和ε_KM分别为中心卫星、其他卫星及空间环境模拟设备内表面的表面发射率，X_1，KM为中心卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数，X_2，KM为其他卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数。如图3所示，在所述的多星真空热试验方法中，卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数为：

其中：W_i为卫星外表面的长度，W_j为空间环境模拟设备内表面的长度，L为两表面之间的最短距离。在所述的多星真空热试验方法中，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况包括：设置单颗卫星外表面对空间环境模拟设备内表面的辐射角系数X_s，KM的值为1，则所述单颗卫星与所述空间环境模拟设备的内表面的传热量为：

其中，A_s为单颗卫星的表面积；E_bs为单颗卫星的黑体辐射强度；ε_s为单颗卫星的表面发射率。在所述的多星真空热试验方法中，根据多星同时试验与单颗卫星试验达到相同平衡温度时的各自外热流比值，评估各个参数对所述外热流比值的影响，调整所述各个参数以使各自所述外热流比值等于1包括：定义多星同时试验与单颗星试验时达到相同平衡温度时的各自外热流比值

其中，C_1s及C_2s的值则分别反映了φ_1，KM与φ_s，KM，以及φ_2，KM与φ_s，KM的差异大小；设置A₁＝A₂＝A_s，ε₁＝ε₂＝ε_s＝ε_h，对比当卫星达到相同平衡温度(即T₁＝T_s、T₂＝T_s)时的外热流差异，则

当X_1，KM和X_2，KM等于1时，A_s/A_KM越小、ε_h越小，则C_1s及C_2s的值越大且越接近于1，调整X_1，KM、X_2，KM、A_s/A_KM和/或ε_h的值。

具体的，在所述的多星真空热试验方法中，根据多星同时试验与单颗卫星试验达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对所述温度差异的影响，调整所述各个参数以使所述各星的温度差异等于0包括：设置φ_1，KM＝φ_s，KM，φ_2，KM＝φ_s，KM，则：

设置A₁＝A₂＝A_s，ε₁＝ε₂＝ε_s＝ε_h，则：

当C_1s及C_2s的值越接近于1时，各星的温度差异越接近0；增大卫星与热沉之间的角系数、减小卫星表面积与热沉内表面积之比A_s/A_KM或者减小卫星表面发射率ε_h。

如图4所示，在所述的多星真空热试验方法中，所述多星真空热试验方法还包括：根据卫星的几何尺寸，选择合适规格的空间环境模拟设备和同时试验的卫星数量，使得卫星表面积与空间环境模拟设备内表面积之比等于0，使卫星之间的布局距离尽量远；试验时按照卫星技术状态，在卫星之间的相对面包覆多层隔热组件，在卫星的主散热面面向空间环境模拟设备内表面，降低同时试验时卫星之间的温差以及各星与单颗星试验时的温差。

综上，上述实施例对卫星系统的真空热试验方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

<实施例二>

本实施例提供一种多星真空热试验系统，所述多星真空热试验系统包括多星试验模块、单星试验模块、第一评估模块及第二评估模块，其中：所述多星试验模块被配置为对多颗卫星同时进行真空热试验，分别评估各个卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成多个第一传热量；所述单星试验模块被配置为对单颗卫星进行真空热试验，计算单颗卫星与空间环境模拟设备的内表面的热平衡情况，形成第二传热量；所述第一评估模块被配置为各个所述第一传热量分别与所述第二传热量进行比较，形成各个外热流比值；所述第一评估模块被配置为根据多星同时试验与单颗卫星试验达到相同平衡温度时的各自外热流比值，评估各个参数对所述外热流比值的影响，调整所述各个参数以使各自所述外热流比值等于1；和/或所述第二评估模块被配置为根据多星同时试验与单颗卫星试验达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对所述温度差异的影响，调整所述各个参数以使所述各星的温度差异等于0。

在本发明提供的卫星系统的真空热试验方法中，通过根据多星同时试验与单颗卫星试验达到相同平衡温度时的各自外热流比值，评估各个参数对外热流比值的影响，调整各个参数以使各自外热流比值等于1；和/或根据多星同时试验与单颗卫星试验达到热平衡状态且相同外热流时各星的温度差异，评估各个参数对温度差异的影响，调整各个参数以使各星的温度差异等于0，实现了多星同时试验与单星单独试验时，外热流情况尽量相似或各星的温度尽量无差异，提高了多星同时试验与单星单独试验时两者的相似度，提高了单颗卫星进行热平衡试验，根据热平衡试验结果确定卫星系统的热真空试验的温度保持范围的可信度。

在本发明的一个实施例中，首先进行多星试验可行性理论分析，为探究卫星在真空罐内温度的影响因素，进行理论分析。热试验的理论基础是图1所示的两个漫灰表面组成的封闭腔的辐射传热系统，其中A为全凸表面，类似于真空罐内的航天器，B为封闭腔，类似于真空罐。

A、B之间的传热量可写为：

式中：A_A为A的表面积；E_bA和E_bB分别为A、B的黑体辐射强度；ε_A和ε_B分别为A、B表面发射率；X_A，B为表面A对B的辐射角系数。可见卫星表面温度T_A＝f(T_B，A_A，A_B，ε_A，ε_B，X_A，B)。

如图2所示的以三颗卫星为例，进行三星同时试验的物理建模和计算。三颗星在罐内的位置如图2所示，1、2、3分别为卫星编号，卫星为1m的正六面体，彼此间距为0.7m，真空罐直径3.5m，深5.5m，并作如下简化与假设：卫星内热源相同，外热流由红外加热笼进行模拟，为表面温度均匀的等温体；不考虑卫星之间的所有形式的热交换，仅考虑彼此之间对热沉的遮挡，即预先假设三颗星温差不大，彼此间的换热相对于与热沉之间的换热可忽略。由于对称性，仅分析卫星1与卫星2的差异。

参考两个漫灰表面组成的封闭腔的辐射传热系统，分别针对卫星1与真空罐(用下标KM表示)和卫星2与真空罐可写出如下热平衡式：

工程上对于图3所示的两平行表面的角系数计算方法如下：

同时计算单颗星试验状态下的换热量用于比较，下标用s(意为single)表示，根据X_s，KM＝1，有

定义多星同时试验与单颗星试验时达到相同平衡温度时的各自外热流之比

C_1s及C_2s的值则分别反映了φ_1，KM与φ_s，KM，以及φ_2，KM与φ_s，KM的差异大小。模型中A₁＝A₂＝A_s，ε₁＝ε₂＝ε_s＝ε_h，对比当卫星达到相同平衡温度(即T₁＝T_s、T₂＝T_s)时的外热流差异，有

若考虑相同外热流的情况，则可计算出热平衡状态时各星的温度差异，分别令φ_1，KM＝φ_s，KM，φ_2，KM＝φ_s，KM，可得

通常真空罐热沉表面温度和表面发射率为定值，分析可知，X_1，KM和X_2，KM越大、A_s/A_KM越小、ε_h越小，则C_1s及C_2s的值越大且越接近于1，因此在试验中，为减小同时试验时与单颗星试验时的温度差异，应设法增大卫星与热沉之间的角系数、减小卫星表面积与热沉内表面积之比A_s/A_KM或者减小卫星表面发射率ε_h。

由此可知，在实际试验中，根据现有卫星的几何尺寸，需选择合适规格的真空罐和同时试验的卫星数量，使得卫星表面积与热沉内表面积之比较小，同时在布局上应当使卫星之间的距离尽量远，且能够相互错开，减小遮挡效应，从而增大卫星对热沉的角系数。卫星表面发射率ε_h的影响，分析如下。

具体的，将X_1,KM＝0.913，X_2,KM＝0.826，A_s/A_KM≈0.075，ε_KM＝0.9代入表达式，并取几种典型的卫星表面发射率0.9(黑漆)、0.85(白漆)、0.6(聚酰亚胺薄膜)、0.03(多层组件当量发射率)，计算结果如表1所示。

表1ε_h的变化与C_1s及C_2s的关系

从表中数据可以看出，随着ε_h的减小，C_1s及C_2s的值显著增大且越接近于1，即多星试验时的各卫星与其各自单独试验相比的热流差异越小。其中卫星2由于两面受遮挡，相比对卫星1，卫星2与单颗星条件下的热流差异较大。

C2s/C1s的值表征了多星同时试验时，各卫星之间的热流差异，同样随着ε_h的减小，C2s/C1s的值越接近于1，即各星之间的热流差异越小。

基于表1的结果，可进一步得到各星温度之间的差异随ε_h的变化关系，假定热沉温度T_KM＝100K，分别取T_s＝305K、T_s＝265K分析高低温端的各星温度差异，计算结果如表2、表3所示。

表2ε_h的变化与的关系(T_s＝305K)(温度单位：K)

表3ε_h的变化与关系(T_s＝265K)(温度单位：K)

表中数据可知，在相同外热流条件下，卫星1、卫星2的平衡温度均比单颗星的条件下高，且随着卫星表面发射率的降低，温差也减小。当卫星表面全包覆多层隔热组件时，在高低温端的温差均小于0.5℃。卫星2与单颗星试验时的温差大致是卫星1与单颗星试验时的温差的两倍。对比表2和表3可知平衡温度升高，多星试验时与单颗星试验时的也温差略微增大。因此试验时应按照卫星技术状态，包覆多层隔热组件，且尽量包覆完整，减小漏热，可以降低同时试验时卫星之间的温差以及与单颗星试验时的温差。

基于以上分析，并结合项目实际情况，采用了三颗星同时进入KM3真空罐进行热真空试验的方案。卫星在罐内的布置如图4所示，卫星±Y面为主散热面，±X面则主要包覆多层隔热组件，安装时将-Y面朝向热沉，±X面彼此相对，从而降低卫星之间的热干扰。

其次，基于某项目的试验及飞行验证，以三星同时试验为背景及方案，根据某型号的研制要求，3年完成一个由15颗卫星组成的低成本星座从方案到发射试验的全部工作。为降低研制经费和研制周期，采用了三颗星同时进行热试验的方案。试验在KM3空间环境模拟器内进行，卫星在罐内的布置如图4所示。参试卫星为正样发射星，推进贮箱内无模拟液；太阳帆板不参加试验；外热流采用红外加热笼进行模拟。试验中采用红外加热笼模拟外热流，结合星上主动加热器进行联合控温，完成四个高低温循环，每一次升降温至预期温度后进入高低温温度保持阶段的测试。

试验结果包括热真空温度场控制情况，通常热真空试验的试验控温判定依据为卫星的典型单机或者重点重要单机的温度指标，该项目的热真空试验控制点单机为蓄电池。某一组卫星蓄电池组的升降温曲线如图5所示。从图中可以看出，每一次热试验经历四个高低温循环，在同一组卫星的试验中，三颗卫星的温度曲线重合度较好，说明三颗星升降温速率基本一致，高低温保持温度基本一致，表明三颗星同时试验控温满足试验大纲要求，该方案通过了试验验证。

试验结果包括各组卫星试验时间统计及高效可行的结论：五组卫星热真空试验分别花费7天、7天、8天、8天、8天，累积共38天，若每颗星单独进行单次6天的试验则需90天，可见采用三颗星同时试验的方式，可节省57.8％的试验时间，试验次数也由15次降低为5次，试验成本也大幅降低，同时降低了测试的时间和人力成本，大大提高了试验的效费比。

在轨飞行验证表面，目前所有在轨卫星工作正常，各项性能满足指标要求，且前12颗卫星均先后达到设计寿命，超期服役阶段，卫星工作正常。在轨飞行表明，三颗星同时进行热试验的方法，可以充分考核卫星在真空热环境下的工作性能。

目前卫星产业正在朝着小型化，批量化的方向发展，高效地进行真空热试验是适应批量卫星快速灵活的生产发展需求、降低研制周期、提高效费比的有效方式。

本发明提出的多星真空热试验方法提出，多星同时热试验时，卫星对热沉的角系数越大、卫星表面积与热沉表面积之比越小、卫星表面发射率越低，同等热流条件下卫星之间的温度差异则越小，且与单颗星试验时的差异也越小，或者同时试验时达到热平衡温度时的外热流差异也越小。

本发明提出的多星真空热试验方法在既有的卫星表面特性条件下，同时试验时，合理组织卫星的布局和朝向可有效降低卫星之间的差异性，从而提高热平衡试验的温度场一致性并降低热真空试验时的控温难度。

某项目的三颗星同时试验方案能够节省57.8％的试验时间，试验成本、测试成本和人力成本也大幅降低，大大提高了试验的效费比，该项目的在轨运行情况表明，多星同时热试验真实有效，考核充分。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。