空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟装置及方法与流程

本发明涉及空间环境地面模拟技术领域，尤其涉及一种空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟装置及方法。

背景技术：

不同轨道高度的空间环境因其光辐射及热辐射条件不同而呈现不同的光热耦合环境。在现有的空间环境模拟试验中，由于太阳模拟器功率大，使用时需预热，无法快速由阴影切换至阳光辐照状态，且在关闭后一段时间内依然残留有热辐射，无法快速切换至阴影状态，使用非常不便，并且，背景辐射模拟器并未考虑轨道高度对辐射热流的影响，即在辐射热流模拟过程中不考虑目标与辐射块之间的距离、角度关系，通常无法准确模拟各种不同区域的光热耦合环境。

因此，如何在空间环境模拟试验系统中，有效地模拟出不同区域的光热耦合环境是一个亟待解决的问题。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种能够模拟空间不同轨道高度光热耦合环境的地面模拟装置及模拟方法。

为了实现上述目的，本发明提供了一种空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟装置，包括：太阳模拟器、背景辐射模拟器、真空室和活动热沉；

所述太阳模拟器包括多路氙灯投影光学系统；每路所述氙灯投影光学系统均包括一个用于产生系统光束的氙灯组和一个对该路系统光束进行均匀化的光学积分器；

所述太阳模拟器设于所述真空室的顶部，所述真空室顶部设有多个窗口镜，每路所述氙灯投影光学系统中的所述光学积分器均对应一个所述窗口镜，各路系统光束均透过对应的所述窗口镜照射于所述真空室内模拟的航天器模型；

所述活动热沉可移动的设于所述真空室内，位于所述窗口镜下方，能够遮挡各个所述窗口镜，并能够通入液氮制冷降温，实现阳光与阴影的快速切换；

所述背景辐射模拟器设于所述真空室内部，位于航天器模型下方；所述背景辐射模拟器包括多个弧形的辐射块以及电源和液氮源，所有辐射块先组成不同半径的圆环形区域，所有不同半径的圆环形区域同心排布构成背景辐射模拟器的整个辐射面。

优选地，所述背景辐射模拟器中，每个辐射块包括依次叠加的辐射板、加热膜、衬板和热沉；

所述辐射板用于模拟辐射热流，所有辐射块的辐射板构成背景辐射模拟器的辐射面；

所述加热膜用于加热辐射板；

所述衬板用于连接辐射板、加热膜和热沉；

所述热沉用于给辐射板、加热膜和衬板降温。

优选地，所述辐射块还包括温度传感器、温控模块、供电控制器和液氮控制器；

所述温度传感器用于实时测量辐射板的温度信号；

所述温控模块采集温度传感器测量的温度信号，与当前辐射块的温度控制目标范围值进行对比，通过温度判断，获得供电控制指令和液氮控制指令；

所述供电控制器根据温控模块的供电控制指令，完成电源供电电压控制，将电源供电输出给加热膜，控制加热膜对辐射板进行加热；

所述液氮控制器根据温控模块的液氮控制指令，完成液氮供给量控制，将液氮源的液氮输出给热沉，控制热沉对辐射板进行降温。

优选地，所述太阳模拟器中，每个所述氙灯组包括多个氙灯单元组件，每个所述氙灯单元组件均包括法兰盘、进风口、聚光镜、灯头和触发器；

其中，所述法兰盘呈圆盘状，设有用于散热的气孔；所述进风口设于所述法兰盘后侧并与所述气孔连通；所述聚光镜为椭球面镜，呈碗状，碗口向前，碗底处开设有圆形孔，所述聚光镜通过聚光镜固定架设于所述法兰盘的前侧，所述圆形孔与所述气孔连通；所述灯头穿过所述聚光镜的圆形孔设于所述法兰盘中心，其发光点位于所述聚光镜第一焦点处；所述触发器设于所述法兰盘后侧并与所述灯头连接，用于点亮所述灯头。

优选地，每个所述氙灯单元组件均包括三维调整架；

所述三维调整架包括固定端、移动端、调整架连杆和三个调节件，所述固定端设于所述法兰盘后侧，所述移动端通过三个所述调节件可移动的设于所述固定端，所述灯头的后端穿过所述法兰盘设于所述移动端，所述灯头的前端通过所述调整架连杆连接所述移动端，三个所述调节件能够调节所述移动端在三个维度上移动，带动所述灯头移动，调整灯头位置。

优选地，所述太阳模拟器包括五路所述氙灯投影光学系统，一路为中间光路系统，另外四路为外围光路系统；

其中，所述中间光路系统包括五个所述氙灯单元组件；一个所述氙灯单元组件位于中间，其产生光束的光轴为第一主光轴；另外四个所述氙灯单元组件围绕所述第一主光轴均匀对称分布；所述中间光路系统的光学积分器与所述第一主光轴垂直；

每路所述外围光路系统均包括七个所述氙灯单元组件，分两排设置，靠近所述中间光路系统的一排设置三个所述氙灯单元组件，其中位于中间的所述氙灯单元组件其产生光束的光轴为第二主光轴；所述外围光路系统的光学积分器与所述第二主光轴垂直；四路所述外围光路系统的第二主光轴围绕所述第一主光轴均匀对称分布。

优选地，所述太阳模拟器还包括复合式制冷系统，所述复合式制冷系统和所述多路氙灯投影光学系统均设于密闭的灯室内；

所述复合式制冷系统包括循环风冷却子系统和循环水冷却子系统；

所述循环风冷却子系统包括多个表冷器；多个所述表冷器分布于多路所述氙灯投影光学系统周围，每个所述表冷器内设有多个离心风机，每个所述氙灯单元组件后侧的进风口均通过一个独立风管连接一个所述离心风机的输出端；

所述循环水冷却子系统包括系统进水管、系统回水管和多组局部水冷管；每个所述光学积分器处均设有一组所述局部水冷管；各组所述局部水冷管及各个所述表冷器内部热交换水管的进口分别与所述系统进水管连通，出口分别与所述系统回水管连通。

优选地，所述活动热沉包括至少一个热沉板，每个所述热沉板均通过滑轨设于所述真空室的内部，并能够沿所述滑轨移动；所述热沉板包括多个往复排列的制冷管道，相邻的所述制冷管道连通，用于液氮流动。

本发明还提供了一种空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟方法，采用如上述任一项所述的空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟装置，包括如下步骤：

s1、开启太阳模拟器和背景辐射模拟器，根据模拟的航天器所处区域的阳光/阴影状态，使活动热沉避让/遮挡各个窗口镜，并根据所需光辐照强度，调整太阳模拟器的输出功率；

s2、根据模拟的航天器轨道高度，以及航天器模型与背景辐射模拟器的辐射面的距离，计算背景辐射模拟器辐射面的有效辐射半径；

s3、根据计算的有效辐射半径，控制背景辐射模拟器中半径不大于所述有效辐射半径的辐射块升温至第一目标范围值，并控制背景辐射模拟器中半径大于所述有效辐射半径的辐射块降温至第二目标范围值。

优选地，所述步骤s2包括：

1)计算航天器轨道高度对背景辐射源张角θ；

其中r为背景辐射源的半径，h为航天器轨道高度；

2)计算背景辐射模拟器的辐射面有效辐射半径r；

其中h为航天器模型与背景辐射模拟器的辐射面的距离。

本发明的上述技术方案具有如下优点：本发明提供了一种空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟装置，包括太阳模拟器、背景辐射模拟器、真空室和活动热沉；活动热沉设于太阳模拟器下方，可遮挡或避让太阳模拟器发出的光束，通过太阳模拟器与活动热沉相互配合，可在真空室内模拟阳光/阴影区域的光辐射状况，通过背景辐射模拟器能够模拟不同轨道高度下航天器受到背景辐射的热辐射状况，背景辐射模拟器包括多个弧形的辐射块，能够更为准确的模拟不同轨道高度对应的背景辐射模拟器的辐射面的有效辐射半径，提升了背景辐射热流的模拟精度。

本发明还提供了一种空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟方法，根据模拟的航天器所处区域的阳光/阴影状态，使活动热沉避让/遮挡各个窗口镜，模拟阳光/阴影状态；根据不同轨道高度下航天器对背景辐射源的张角关系，实时调整背景辐射模拟器的辐射面的有效辐射半径，使有效辐射半径内的背景辐射模拟器的辐射板通过加热升温，实现辐射热流模拟；对于有效辐射半径之外的背景辐射模拟器的辐射板通过降温，降温区域的辐射热流非常低，不影响空间背景辐射模拟器辐射板总的有效辐射热流，实现了不同轨道高度下、不同辐照状态的光热耦合环境模拟。

附图说明

图1为本发明实施例中空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟装置示意图；

图2为本发明实施例中氙灯单元组件结构示意图；

图3为本发明实施例中三维调整架和灯头的结构示意图；

图4为本发明实施例中活动热沉结构示意图；

图5为本发明实施例中活动热沉(局部)剖面示意图；

图6为本发明实施例中循环风冷却子系统示意图；

图7为本发明实施例中循环水冷却子系统示意图；

图8为本发明实施例中光学积分器结构示意图；

图9为本发明实施例中中间光路系统示意图；

图10为本发明实施例中外围光路系统示意图；

图11为本发明实施例中氙灯单元组件(共33只氙灯)布局图；

图12为本发明实施例中背景辐射模拟器的辐射块分布图；

图13为本发明实施例中辐射块的剖面结构示意图；

图14为本发明实施例中每个辐射块的温度调控原理示意图；

图15为本发明实施例中不同轨道高度背景辐射动态模拟方法中背景辐射模拟器温度判断的具体流程图。

图中：1：氙灯单元组件；11：法兰盘；12：进风口；13：触发器；14：聚光镜；15：聚光镜固定架；16：灯头；17：三维调整架；18：调整架连杆；19：航天器模型；

2：灯室；21：光学积分器；22：场镜；23：投影镜；3：真空室；31：窗口镜；41：表冷器；42：风管；43：离心风机；44：系统进水管；45：系统回水管；46：过滤器；47：排污口；48：场镜框架水冷管；49：投影镜框架水冷管；

5：活动热沉；51：制冷管道；52：翅片；

6：背景辐射模拟器；60：辐射块；61：辐射板；62：加热膜；63：衬板；64：热沉；65：温度传感器；66：温控模块；67：供电控制器；68：液氮控制器。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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的一部分实施例，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的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。

如图1所示，本发明实施例提供的一种空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟装置，包括：太阳模拟器、背景辐射模拟器6、真空室3和活动热沉5。使用时，将模拟的航天器模型19设于真空室3内，并与真空室3中安装的背景辐射模拟器1间隔一定距离。利用真空室3建立真空环境，可以模拟航天器在空间不同轨道高度受到太阳光照射和背景辐射源辐射时的环境状态。该背景辐射源是指航天器在飞行时所处空间中除太阳之外的其它辐射源。

具体地，如图1所示，太阳模拟器包括多路氙灯投影光学系统，每路氙灯投影光学系统均包括一个用于产生系统光束的氙灯组和一个对该路系统光束进行均匀化的光学积分器21。多路氙灯投影光学系统的系统光束形成的辐照光斑叠加，实现辐照面积大、均匀性好的太阳光辐照环境模拟。

太阳模拟器设于真空室3的顶部，真空室3顶部设有多个窗口镜31，窗口镜31隔绝真空室3内环境与外界环境，但能够透射光线。每路氙灯投影光学系统中的光学积分器21均对应一个窗口镜31，各路系统光束均透过对应的窗口镜31照射于真空室3内模拟的航天器模型19处，模拟阳光辐照。太阳模拟器的输出功率可根据模拟需要进行调节。

活动热沉5可移动的设于真空室3内，位于窗口镜31下方，航天器模型19上方，能够遮挡(或避让)各个窗口镜31，并能够通入液氮制冷降温，实现阳光光辐射与阴影状态的快速切换。活动热沉5通入液氮并遮挡各个窗口镜31时，阻挡太阳模拟器发出的光束，真空室3内可保持阴影状态，移动活动热沉5使光束投入真空室3，可在真空室3内模拟太阳光辐照状态，由阳光状态切换至阴影状态时，活动热沉5通入液氮并遮挡各个窗口镜31，快速吸收残留的热辐射，使真空室3内快速进入阴影状态。

背景辐射模拟器6设于真空室3内部，位于航天器模型19下方；背景辐射模拟器6包括多个弧形的辐射块以及电源和液氮源，所有辐射块60先组成不同半径的圆环形区域，所有不同半径的圆环形区域同心排布构成背景辐射模拟器6的整个辐射面。

本发明提供了一种空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟装置，包括太阳模拟器、背景辐射模拟器、真空室和活动热沉，通过太阳模拟器和活动热沉相互配合能够实现阳光区域与阴影区域的模拟，通过背景辐射模拟器能够实现空间中不同轨道高度时背景辐射的模拟。该装置能够实现阳光阴影光辐射快速切换，并模拟不同轨道高度的背景辐射状况，使用时，将模拟的航天器模型置于真空室内，可模拟空间不同轨道高度光热耦合环境。

优选地，如图2所示，每个氙灯组包括多个氙灯单元组件1，每个氙灯单元组件1均包括法兰盘11、进风口12、聚光镜14、灯头16和触发器13。

其中，法兰盘11呈圆盘状，法兰盘11上设有用于散热的气孔。进风口12设于法兰盘11后侧并与法兰盘11上的气孔连通，方便空气流动。聚光镜14为椭球面镜，即聚光面为椭球面的一部分。聚光镜14整体呈碗状，碗口向前，碗底处开设有圆形孔，用于安装灯头16和通风散热。如图2所示，聚光镜14通过聚光镜固定架15设于法兰盘11的前侧，圆形孔与气孔连通。优选地，聚光镜固定架15为环形结构，聚光镜14碗口部分通过多个螺钉与聚光镜固定架15连接。理想状态下，聚光镜14应与聚光镜固定架15同心设置，即聚光镜14碗底圆形孔、聚光镜14碗口和聚光镜固定架15三者圆心位于同一直线，但实际安装时，无法确保聚光镜14恰好设置于最佳位置，调节各个螺钉的旋入深度，可在一定范围内调整聚光镜14相对于法兰盘11的倾角，即聚光镜14相对于安装平面的倾角，使得聚光镜14能够更好的汇聚灯头16发出的光线。如图2所示，灯头16的电极穿过聚光镜14的圆形孔设于法兰盘11中心，灯头16的发光点位于聚光镜14第一焦点处。触发器13设于法兰盘11后侧并与灯头16的电极连接，用于点亮灯头16。

优选地，如图2和图3所示，每个氙灯单元组件1均包括三维调整架17。三维调整架17包括固定端、移动端、调整架连杆18和三个调节件。其中，固定端设于法兰盘11后侧，移动端通过三个调节件可移动的设于固定端，灯头16的后端穿过法兰盘11设于移动端，灯头16的前端通过调整架连杆18连接至移动端，确保灯头16不易发生偏斜。优选地，法兰盘11还设有通孔，调整架连杆18穿过法兰盘11的通孔并可在通孔内移动。

每个调节件能够调节移动端相对于固定端在一个维度上移动，三个调节件能够调节移动端在三个维度上移动。如图3所示，优选地，调节件包括调节杆，转动调节杆时，移动端相对于固定端移动，三个调节杆的调节方向相互垂直，一个调节杆的调节方向垂直法兰盘11。当调节三维调整架17中的调节件时，移动端移动，调整架连杆18也随之移动，能够带动灯头16移动，实现调整灯头16的具体位置。

活动热沉5包括至少一个热沉板，每个热沉板均通过滑轨设于真空室3的内部，并能够沿各自的滑轨移动，进一步优选地，滑轨行程的起点和终点设有挡块和限位开关，用于限制热沉板的可移动范围。优选地，如图4所示，活动热沉5包括一个圆形的热沉板，通过滑轨设于真空室3一侧，可移至各个窗口镜31正下方(如图4中虚线所示活动热沉)，完全遮挡各窗口镜31，或移至一侧避让各窗口镜31(如图4中实线所示活动热沉)，不影响各路系统光束照射在航天器模型19上。在其他实施方式中，也可采用多个热沉板组成的活动热沉5，例如将若干个热沉板周向均匀设置在窗口镜31下方，以类似相机快门的形式实现完全遮挡/避让各窗口镜31。

优选地，热沉板包括多个往复排列的制冷管道51，相邻的制冷管道51连通，用于液氮流动。如图4和图5所示，热沉板包括多个直管，各直管的一端与相邻的直管连通，另一端与另一相邻的直管连通，各个直管连通，构成液氮制冷的流动通路。进一步优选地，如图4所示，热沉板连接有两根金属软管，分别用于输入、输出液氮。采用金属软管输入、输出液氮，活动热沉5移动时金属软管可跟随热沉板移动，灵活性更好。

优选地，每个制冷管道51均设有两个翅片52，两个翅片52分设于该制冷管道51的两侧，相对于该制冷管道51中心对称，例如图5所示，两个翅片52均固定设于制冷管道51上、下方(即靠近、远离窗口镜31的一侧)，并分别向两不同的侧向延伸。两个翅片52均沿制冷管道51轴向延伸，优选与制冷管道51等长，翅片52和制冷管道51覆盖区域即为降温区域。

进一步优选地，翅片52边缘处形成斜向翻边，如图5所示，相邻两个制冷管道51之间的相邻两个翅片52覆盖区域重叠，两个翅片52边缘处的斜向翻边相对间隔设置，并不接触。设置翅片52能够有效扩大液氮制冷降温的范围，有助于活动热沉5降温。制冷管道51优选为不锈钢材质，翅片52优选为铜材质。

由于制冷时，液氮在制冷管道51中流动，活动热沉5受均匀辐射热负荷时，制冷管道51处温度t1最低，远离制冷管道51的翅片52边缘斜向翻边温度t2最高，最大温差δt可表示为：

其中，q表示辐射热负荷，l表示相邻两制冷管道51中心间距，b表示翅片52厚度，k表示翅片52热导率。两制冷管道51中心间距l不应过大，避免翅片52边缘与制冷管道51的温差过高，影响活动热沉5遮挡各系统光束的效果。

优选地，活动热沉5采用活动热沉电机驱动，由于活动热沉5中间所受热负荷大于边缘，为防止活动热沉电机接受太多的热量而损坏，活动热沉电机设于活动热沉5的一侧，并且活动热沉电机上设有防辐射屏，减少吸收太阳模拟器的热量。

在一个优选的实施方式中，太阳模拟器还包括复合式制冷系统，如图6和图7所示，复合式制冷系统包括循环风冷却子系统和循环水冷却子系统。其中，循环风冷却子系统包括多个表冷器41。多个表冷器41分布于多路氙灯投影光学系统周围，如图6所示，每个表冷器41内设有多个离心风机43，每个氙灯单元组件1后侧的进风口12均通过一个独立的风管42连接一个离心风机43的输出端，风管42可为刚性或柔性风管，各个氙灯单元组件1的前侧为开放式结构。图6中箭头所示为风流动方向，每个离心风机43通过独立风管42将冷却后的空气送入氙灯单元组件1，冷空气经氙灯单元组件1后被加热，由于表冷器41内部离心风机43提供负压力，将热空气重新吸入表冷器41内，与其内部的热交换水管进行热交换后冷却，再由离心风机43通过独立风管42送入氙灯单元组件1，形成风冷循环。由于存在表冷器41对空气进行降温，该循环风冷却子系统冷却效率较高，可为各氙灯单元散热。

如图7所示，循环水冷却子系统包括系统进水管44、系统回水管45和多组局部水冷管。每个光学积分器21处均设有一组局部水冷管。各组局部水冷管及各个表冷器41内部热交换水管的进口均分别与系统进水管44连通，出口均分别与系统回水管45连通，即各组局部水冷管及各个表冷器41内部热交换水管连通于系统进水管44和系统回水管45之间，形成多支路并联水冷循环。

此外，该太阳模拟器根据被冷却部件的不同要求，分设循环水冷却以及循环风冷却两个部分实现制冷。循环风冷主要对各个氙灯单元散热，系统结构简单，可靠性高，安全性好，氙灯单元可长时间正常工作。循环水冷对其他部分散热，水冷却管路口径小，容易拆装，且噪音低。

优选地，如图7所示，循环水冷却子系统的系统进水管44还设有过滤器46，循环水先经过滤器46过滤后，再流入各组局部水冷管及各个表冷器41内部热交换水管中。系统进水管44和系统回水管45端部均设有排污口47，便于排污。进一步优选地，各组局部水冷管及各个表冷器41所在支路设有阀门和监控仪表，用于单独控制该支路的制冷工作状态。

在一种优选的实施方式中，该太阳模拟器还包括密闭的灯室2，复合式制冷系统和多路氙灯投影光学系统均设于灯室2内，系统进水管44和系统回水管45优选为环绕灯室2设置，便于接入各支路的水管。

优选地，太阳模拟器中每路氙灯投影光学系统中的光学积分器21均对应一个窗口镜31，各路系统光束均通过对应的窗口镜31透出灯室2，照射于航天器模型19。优选地，如图1所示，真空室为真空球罐，航天器模型19设于真空球罐内，各个窗口镜31设于真空球罐的顶部，灯室2位于各窗口镜31上方。进一步优选地，灯室2内壁还铺设有吸声材料，可吸收产生的噪音。

由于循环风冷却子系统设置在密闭的灯室2内，被氙灯单元加热的热空气经过灯室2内的表冷器41，与表冷器41内部热交换水管的循环水产生热交换，热量被循环水冷却子系统带走，热空气降温为冷空气，由各个进风口12吹至氙灯单元，对氙灯单元组件1降温，实现闭式循环风冷。可避免系统产生的热量直接排放到室外，并且，避免了直接从室外采风带来的灰尘颗粒吸附在灯表面上，降低了空气过滤的要求。

优选地，如图8所示，每个光学积分器21均包括一组对应的场镜22和投影镜23，场镜22位于其所在的氙灯投影光学系统中聚光镜14的第二焦点处，即同一氙灯组中各个聚光镜14的第二焦点重合于场镜22处，场镜22用于将聚光镜14出瞳成像到对应的投影镜23上，投影镜23设于场镜22远离聚光镜14的一侧，用于将对应的场镜22成像并重叠到航天器模型19同一位置，在航天器模型19模拟太阳光辐照。

在一个优选的实施方式中，场镜22包括场镜框架和多个场镜单元透镜，场镜框架设有多个蜂巢结构的通光孔，每个蜂巢结构的通光孔内镶嵌一个场镜单元透镜。投影镜23包括投影镜框架和多个投影镜单元透镜，投影镜框架设有多个圆形的通光孔，每个圆形的通光孔内镶嵌一个投影镜单元透镜。场镜框架和投影镜框架平行同心设置，即场镜框架和投影镜框架的中心连线与二者的法向平行，场镜框架和投影镜框架可采用4个导向杆平行同心联接。优选地，场镜框架和投影镜框架整体为圆形，各个通光孔的位置以阵列形式排列为正六边形。进一步优选地，场镜框架选用不锈钢制造，且在面向聚光镜14方向的表面镀金属反射膜，用来降低场镜框架吸收热量。投影镜框架选用铜制造。

优选地，每组局部水冷管包括场镜框架水冷管48和投影镜框架水冷管49，场镜框架水冷管48设于安装场镜的场镜框架处，环绕各个场镜单元透镜。投影镜框架水冷管49设于安装投影镜的投影镜框架处，环绕各个投影镜单元透镜。进一步优选地，场镜框架水冷管48嵌设于场镜框架边缘处，投影镜框架水冷管49嵌设于投影镜框架边缘处。

如图9至图11所示，在一个优选的实施方式中，该太阳模拟器包括五路氙灯投影光学系统，一路为中间光路系统，另外四路为外围光路系统。

其中，如图9所示，中间光路系统包括五个氙灯单元组件1，一个氙灯单元组件1位于中间，其产生光束的光轴为第一主光轴。另外四个氙灯单元组件1沿周向围绕第一主光轴且均匀对称分布。中间光路系统的光学积分器21(及其对应的窗口镜31)与第一主光轴垂直。优选地，四个氙灯单元组件1产生的各光束的光轴与第一主光轴的夹角均为10°。

如图10所示，每路外围光路系统均包括七个氙灯单元组件1，分两排设置，靠近中间光路系统的一排设置三个氙灯单元组件1，其中，位于该排三个氙灯单元组件1中间的氙灯单元组件1所产生光束的光轴为第二主光轴。外围光路系统的光学积分器21(及其对应的窗口镜31)与其第二主光轴垂直。优选地，远离中间光路系统的另一排设置的四个氙灯单元组件1中，位于最边缘的两个氙灯单元组件1所产生光束的光轴与该路外围光路系统的第二主光轴夹角为12.3°。四路外围光路系统的第二主光轴沿周向围绕第一主光轴均匀对称分布，整体的各个氙灯单元组件1(共33个)排列方式如图11所示。

优选地，各路氙灯投影光学系统产生的系统光束发散角不大于15°，以获得更好的辐照效果，避免航天器模型19光强分布不均。

在本发明的一个优选的实施例中，背景辐射模拟器6的辐射块60如图12所示的排布，形成7个圆环，从内向外分别为第1环至第7环。优选地，为保证系统供电统一，将每环内部的辐射块60都设计为大小相当的弧形。每块弧形的辐射块60作为一个独立的加热模块。本发明可以每块弧形的辐射块的外径或者内外径平均值作为当前辐射块的半径。例如，当背景辐射模拟器的辐射面有效辐射半径的计算结果为3.4m时，将半径不大于3.4m的第1环至第3环的辐射块升温至249k～254k，将半径大于3.4m的第4环至第7环的辐射块降温至145k～150k。

优选地，请参阅图13，为根据本发明的背景辐射模拟器中辐射块的剖面结构示意图。背景辐射模拟器的每个辐射块60包括依次叠加的辐射块61、加热膜62、衬板63和热沉64。辐射块61用于模拟辐射热流，所有辐射块60的辐射块61构成背景辐射模拟器的辐射面，加热膜62是辐射块61的加热源，衬板63用于连接辐射块61、加热膜62和热沉64，热沉64用于给辐射块61、加热膜62和衬板63进行降温。

图14为背景辐射模拟器中每个辐射块的温度调控原理示意图，优选地，辐射块60还包括温度调控装置，由温度传感器65、温控模块66、供电控制器67和液氮控制器68组成。温度传感器65用于实时测量辐射块61的温度信号。加热膜62位于辐射块61辐射热流的反方向，加热膜62的一侧紧贴辐射块61；衬板63的一侧与加热膜62和辐射块61连接，衬板63的另一侧与热沉64连接；温度传感器65位于辐射块61辐射热流的反方向，紧贴辐射块61。供电控制器67接收温控模块66的控制指令，完成电源供电电压控制，将电源供电输出给加热膜13，加热膜13根据电源供电电压值的不同输出不同的加热功率，对辐射块61进行加热；液氮控制器68接收温控模块66的控制指令，完成液氮供给量控制，将液氮源的液氮输出给热沉64；热沉64为多孔结构，液氮源经液氮控制器调控流量后流过热沉64的多孔结构，达到为辐射块61、加热膜62和衬板63进行降温的目的。每个辐射块60内的温控模块66、供电控制器67、液氮控制器68、辐射块61、加热膜62、衬板63、热沉64、温度传感器65均为独立闭环控制通路，不同辐射块之间的组件不交叉。每个辐射块的辐射板均可进行独立的升温或降温控制。

本发明还提供了一种空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟方法，采用如上述任一项所述的空间不同轨道高度光热耦合环境地面模拟装置，包括如下步骤：

s1、开启太阳模拟器和背景辐射模拟器，根据模拟的航天器所处区域的阳光/阴影状态，使活动热沉避让/遮挡各个窗口镜，并根据所需光辐照强度，调整太阳模拟器的输出功率，以模拟不同光强的光辐照环境。

s2、根据模拟的航天器轨道高度，以及航天器模型与背景辐射模拟器的辐射面的距离，计算背景辐射模拟器辐射面的有效辐射半径。

s3、根据计算的有效辐射半径，控制背景辐射模拟器中半径不大于所述有效辐射半径的辐射块升温至第一目标范围值，并控制背景辐射模拟器中半径大于所述有效辐射半径的辐射块降温至第二目标范围值。

本发明通过上述步骤，可以根据不同光辐照环境状态、不同轨道高度下航天器对背景辐射源的张角关系，切换阳光/阴影状态，实时调整背景辐射模拟器的辐射面的有效辐射半径，使有效辐射半径内的背景辐射模拟器的辐射板通过加热升温，实现太阳光辐照/阴影区域光辐照模拟和背景辐射热流模拟；该方法能够快速切换阳光/阴影状态，且对于有效辐射半径之外的背景辐射模拟器的辐射板通过降温，降温区域的辐射热流非常低，不影响空间背景辐射模拟器辐射板总的有效辐射热流，实现了不同辐照状态、不同轨道高度下动态模拟效果。

优选地，步骤s1中，开启太阳模拟器对太阳模拟器进行预热前，移动活动热沉5遮挡各窗口镜31并向活动热沉5通入液氮制冷降温，使真空室3内保持阴影状态。太阳模拟器预热完毕后，若模拟的航天器所处区域为阳光状态，则移开活动热沉5，太阳模拟器发射的光束通过各窗口镜31到达真空室3内航天器模型19，模拟阳光光辐射状态。若模拟的航天器所处区域为阴影状态，则使活动热沉5遮挡各窗口镜31，使真空室3内保持阴影状态。并且，若由阳光状态切换至阴影状态，通入液氮的活动热沉5能够吸收太阳模拟器残留热辐射，可快速将真空室3内由阳光辐照状态切换为阴影状态。

优选地，步骤s2包括：

1)计算航天器轨道高度对背景辐射源张角θ；

其中r为背景辐射源的半径，h为航天器轨道高度；

2)计算背景辐射模拟器的辐射面有效辐射半径r；

其中h为航天器模型与背景辐射模拟器的辐射面的距离。

优选地，步骤s3中控制辐射块升温至第一目标范围值，或者降温至第二目标范围值的步骤均可以通过以下方法实现：

1)每个辐射块60通过温控模块66采集温度传感器65测量的温度信号，与当前辐射块的温度控制目标范围值进行对比，通过温度判断，获得供电控制指令和液氮控制指令，供电控制指令发送给供电控制器，液氮控制指令发送给液氮控制器；

2)供电控制器67接收温控模块66的供电控制指令，完成电源供电电压控制，将电源供电输出给加热膜62，控制加热膜62进行加热；同时，液氮控制器68根据温控模块66的液氮控制指令，完成液氮供给量控制，将液氮源的液氮输出给热沉64，控制热沉64进行降温。其中加热膜62根据电源供电电压对辐射块61进行加热，辐射块61模拟辐射热流；热沉64根据液氮输入量对辐射块61、加热膜62和衬板63进行降温。

本发明还对辐射块的温度控制方法进行研究，并通过优化的控制流程使其能够快速且准确地将辐射块的温度控制至目标范围值。如图15所示，优选地，上述步骤1)中温度判断的具体步骤为：

步骤一、温控模块66内设定温度控制目标范围内的值t0，实时采集温度传感器65测量的温度信号t；

步骤二、判断t-t0<tmin是否成立，本实施例中tmin为-50k；若成立，向液氮控制器68发出液氮不供给指令，向供电控制器67发出电源供电电压值为u1指令，u1取值为100v，加热膜62在供电电压100v情况下，输出最大加热功率，进入步骤七；若不成立，进入步骤三；

步骤三、判断t-t0<tl是否成立，本实施例中tl为-2k；若成立，向液氮控制器68发出液氮不供给指令，向供电控制器67发出电源供电电压值为u2指令，u2取值为45v，加热膜62在供电电压45v情况下，输出正常加热功率，进入步骤七；若不成立，进入步骤四；

步骤四、判断th<t-t0<tmax是否成立，本实施例中tmax为100k，th为20k；若成立，向供电控制器67发出电源不输出指令，向液氮控制器68发出液氮供给量为最大供给量的y％的指令，本实施例中液氮控制器68的液氮初始供给量占最大供给量的百分比的比值y为5～10，进入步骤七；若不成立，进入步骤五；

步骤五、判断t-t0>tmax是否成立；若成立，向供电控制器67发出电源不输出指令，向液氮控制器68发出液氮供给量为最大供给量的(y+5)％的指令，进入步骤七；若不成立，进入步骤六；

步骤六、判断t-t0>tn是否成立，本实施例中tn为2k；若成立，向供电控制器67发出电源不输出指令，向液氮控制器68发出液氮不供给指令，自然降温，进入步骤七；若不成立，进入步骤七；

步骤七、温度判断结束，等待进入下一温度判断循环周期。

优选地，该方法还包括：当模拟的航天器光辐照环境变化时，重复执行步骤s1，当模拟的航天器轨道高度变化时，重复执行步骤s2至步骤s3。

需要明确的是，本发明并不局限于上文所描述并在图中示出的特定配置和处理。为了简明起见，这里省略了对已知方法的详细描述。在上述实施例中，描述和示出了若干具体的步骤作为示例。但是，本发明的方法过程并不限于所描述和示出的具体步骤，本领域的技术人员可以在领会本发明的精神后，作出各种改变、修改和添加，或者改变步骤之间的顺序或者若干步骤同时执行。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。