本发明涉及航天器地面真空热试验领域，特别是涉及一种用于高热流密度卫星的真空热试验装置。
背景技术：
在卫星研制领域，卫星总装集成后，整星会进行力学试验、真空热试验、磁测试等大型的环境试验，以验证卫星研制的是否满足设计要求，提高卫星的可靠性。其中真空热试验对试验设备、试验模拟等要求比较高。在卫星热平衡试验中，除了要模拟真空和冷黑背景外，还要模拟太阳辐射、地球反照和地球红外辐射热流。外热流模拟是卫星热平衡试验中必须解决的核心问题之一。外热流的准确度将直接影响卫星热平衡试验的温度水平和试验误差，从而影响试验结果的分析以及在修改卫星热控设计和热数学模型中的应用。传统的卫星外热流模拟主要有太阳模拟器、红外加热器、接触式电加热器，在我国应用较多的是红外加热器和接触式电加热器两种。
在传统卫星真空热试验中，卫星的热流密度一般小于1000W/m2，卫星表面的温度不会超过200℃。接触式电加热片的工作温度一般不超过200℃，因此当卫星表面温度超过200℃时，接触式电加热片就不适合作为热流模拟的方式，需采用红外加热器进行模拟。
对于低轨道卫星，由于卫星表面受气动加热的影响，到达卫星表面的热流密度大，在120KM轨道高度时，卫星迎风面的热流达到5500W/m2，卫星迎风面的温度高，能够达到400℃以上。卫星在仿真设计后，需进行真空下的热平衡试验，以验证整星的热设计的合理性及准确性。
为解决高热流密度时真空下的热平衡试验问题，提供一种高热流密度下整星的热平衡试验装置和方法是非常必要的。
技术实现要素：
鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种用于高热流密度卫星的真空热试验装置，其能够模拟卫星在高热流密度下的外热流情况，通过试验获取卫星温度分布数据，验证热控设计的合理性，并为改进热控设计和修改热分析模型提供依据。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种用于高热流密度卫星的真空热试验装置，包括：环境模拟设备，适于提供真空热试验环境；试验卫星，位于所述环境模拟设备内，包括头部、侧面及底部；红外灯阵，位于所述环境模拟设备内，并位于所述试验卫星的外围，且与所述试验卫星的外表面相隔一定的间距；所述红外灯阵包括多个红外灯，所述红外灯依据所述试验卫星表面热流密度在所述试验卫星外围具有不同的分布密度；热流挡板，位于不同分布密度的红外灯之间，适于阻止所述红外灯之间热流的相互影响；热流模拟加热单元，位于所述环境模拟设备内，且位于所述试验卫星的底面，适于模拟所述试验卫星底面的外热流；测温电阻，位于所述环境模拟设备内，且位于所述试验卫星头部表面，适于测量所述试验卫星头部的温度；热流计，位于所述环境模拟设备内，且位于所述试验卫星的头部和侧面的表面，适于测量所述试验卫星表面的红外热流；测温系统，与所述测温电阻和所述热流计相连接，适于对所述试验卫星表面及其内部进行温度采集；外热流控制系统，与所述红外灯阵和所述热流模拟加热单元相连接，适于对所述试验卫星表面的外热流进行控制。
于本发明一实施方式中，所述环境模拟设备满足以下条件：真空度优于1.3×10-3Pa；热沉温度不高于100K；半球发射率不小于0.9。
于本发明一实施方式中，所述红外灯阵满足以下条件：所述红外灯阵辐射到规定区域的热流值满足最大吸收热流值的需要；每个规定区域内的热流分布不均匀度小于等于±10％。
于本发明一实施方式中，所述热流模拟加热单元为电加热片。
于本发明一实施方式中，所述测温电阻为铂电阻。
于本发明一实施方式中，所述热流计包括热电偶、与所述热电偶相连接的表面涂有黑漆的敏感片及位于所述热电偶及所述敏感片外围的多层隔热组件。
于本发明一实施方式中，所述测温系统包括：测温计算机、温度采样仪器及测温电缆；所述测温计算机与所述温度采样仪器相连接，所述温度采样仪器通过所述测温电缆与所述测温电阻及所述热流计相连接。
于本发明一实施方式中，所述外热流控制系统包括：电源程控计算机、程控电源及加热电缆；所述电源程控计算机与所述程控电源相连接，所述程控电源通过所述加热电缆与所述红外灯阵及所述热流模拟加热单元相连接。
于本发明一实施方式中，还包括：红外灯阵支架及红外灯阵安装杆；所述红外灯阵支架位于所述试验卫星的外围，且与所述试验卫星的外表面相隔一定的间距，适于固定所述红外灯阵安装杆、所述热流计及所述热流挡板；所述红外灯阵安装杆固定于所述红外灯阵支架上，适于安装所述红外灯阵。
于本发明一实施方式中，还包括卫星地面测试系统，所述卫星地面测试系统包括卫星综合测试计算机、综合测试电源及综合测试电缆，所述卫星综合测试计算机通过所述综合测试电缆与所述试验卫星相连接，适于对所述试验卫星的功能及性能进行测试。
如上所述，本发明的用于高热流密度卫星的真空热试验装置，具有以下有益效果：1)对于卫星头部等高热流密度的区域，加大红外灯的布置密度，更准确地模拟卫星的外热流；2)根据卫星表面各区域热流密度的不同，设置热流挡板，减小各区域之间红外灯的影响，提高模拟精确度；3)对于低轨卫星，头部的温度会超过400℃，热流计无法正常使用，采用高温铂电阻进行热流测量更合理；4)卫星试验采用稳态与瞬态相结合的试验方法，对于卫星表面热流密度较小的区域，采用电加热片的方式模拟，采用周期性瞬态热平衡试验法，试验外热流按吸收热流模拟方法，按轨道周期性瞬变值模拟；红外灯阵控制区域采用平均热流的模拟方法；所以，本发明解决了航天器进行真空热试验时高温、高热流模拟的技术难点，能够模拟高温、高热流真空环境，精确获取卫星真实温度分布数据，有效验证热控设计的合理性。
附图说明
图1显示为本发明用于高热流密度卫星的真空热试验装置的结构示意图。
元件标号说明
1 环境模拟设备
2 试验卫星
3 红外灯
4 热流挡板
5 热流模拟加热单元
6 测温电阻
7 热流计
8 测温系统
81 测温计算机
82 温度采样仪器
83 测温电缆
9 外热流控制系统
91 电源程控计算机
92 程控电源
93 加热电缆
10 红外灯阵支架
11 红外灯阵安装杆
12 卫星地面测试系统
121 卫星综合测试计算机
122 综合测试电源
123 综合测试电缆
具体实施方式
以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效。
请参阅图1。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。同时，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”及“一”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。
请参阅图1，本发明提供一种用于高热流密度卫星的真空热试验装置，包括：环境模拟设备1，适于提供真空热试验环境；试验卫星2，位于所述环境模拟设备1内，包括头部、侧面及底部；红外灯阵，位于所述环境模拟设备1内，并位于所述试验卫星2的外围，且与所述试验卫星2的外表面相隔一定的间距；所述红外灯阵包括多个红外灯3，所述红外灯依据所述试验卫星2表面热流密度在所述试验卫星2外围具有不同的分布密度；热流挡板4，位于不同分布密度的红外灯之间，适于阻止所述红外灯3之间热流的相互影响；热流模拟加热单元5，位于所述环境模拟设备1内，且位于所述试验卫星2的底面，适于模拟所述试验卫星2底面的外热流；测温电阻6，位于所述环境模拟设备1内，且位于所述试验卫星2头部表面，适于测量所述试验卫星2头部的温度；热流计7，位于所述环境模拟设备1内，且位于所述试验卫星2的头部和侧面的表面，适于测量所述试验卫星2表面的红外热流；测温系统8，与所述测温电阻6和所述热流计7相连接，适于对所述试验卫星2表面及其内部进行温度采集；外热流控制系统9，与所述红外灯阵和所述热流模拟加热单元5相连接，适于对所述试验卫星2表面的外热流进行控制。
本发明所述试验卫星2是用于热平衡试验的低轨卫星，星体表面热流密度大，所述试验卫星2按设定的程序工作。
作为示例，所述环境模拟设备1满足以下条件：真空度优于1.3×10-3Pa；热沉温度不高于100K；热沉内表面吸收率系数：α≥0.9(即半球发射率大于0.9)。
需要说明的是，安装红外灯阵之前要划分不同的区域，不同区域的划分是根据试验卫星2的构型及其表面不同区域热流密度的分布情况划分的，然后根据不同区域热流密度设计并布置红外灯阵，即：热流密度较高的区域设置的红外灯3的密度也相对高，热流密度较低的区域设置的红外灯3的密度也相对低，并将不同分布密度的所述红外灯3通过所述热流挡板4隔离，以减小各区域红外灯3的热流干扰，提高温度模拟的精确度。
作为示例，所述红外灯阵满足以下条件：所述红外灯阵辐射到规定区域的热流值满足最大吸收热流值的需要；每个规定区域内的热流分布不均匀度小于等于±1 0％；且安装时应保证红外灯阵对卫星的遮挡尽量小、红外灯阵支架10的热容尽量小、各个区域之间的热流相互影响尽量小以及红外灯阵的安装位置便于调整。
作为示例，所述热流模拟加热单元5为电加热片，对于表面热流密度较小的区域采用电加热片的方式模拟，并满足同一面内同一加热回路的热流密度相同。所述热流模拟加热单元5适于模拟试验卫星2底部的外热流。
作为示例，所述测温电阻6为铂电阻。对于高温区域采用高温铂电阻进行温度采集，并控制高温区域的红外灯阵热流。
作为示例，所述热流计7包括热电偶、与所述热电偶相连接的表面涂有黑漆的敏感片及位于所述热电偶及所述敏感片外围的多层隔热组件。
作为示例，所述测温系统8包括：测温计算机81、温度采样仪器82及测温电缆83；所述测温计算机81与所述温度采样仪器82相连接，所述温度采样仪器82通过所述测温电缆83与所述测温电阻6及所述热流计7相连接。所述测温系统8用于对卫星表面及卫星内部的温度传感器(热电偶、热敏电阻、铂电阻)进行温度采集。
作为示例，所述外热流控制系统9包括：电源程控计算机91、程控电源92及加热电缆93；所述电源程控计算机91与所述程控电源92相连接，所述程控电源92通过所述加热电缆93与所述红外灯阵及所述热流模拟加热单元5相连接。通过电源程控计算机91来控制地面程控电源92的功率，以实现到达卫星表面的热流满足试验要求。
作为示例，所述用于高热流密度卫星的真空热试验装置还包括：红外灯阵支架10及红外灯阵安装杆11；所述红外灯阵支架10位于所述试验卫星2的外围，且与所述试验卫星2的外表面相隔一定的间距，适于固定所述红外灯阵安装杆11、所述热流计7及所述热流挡板4；所述红外灯阵安装杆11固定于所述红外灯阵支架10上，适于安装所述红外灯阵。所述红外灯阵支架10的作用还包括避免所述红外灯阵安装杆11、所述热流计7、所述热流挡板4及其他部件触及所述试验卫星2表面。
作为示例，所述真空热试验装置还包括卫星地面测试系统12，所述卫星地面测试系统12包括卫星综合测试计算机121、综合测试电源122及综合测试电缆123，所述卫星综合测试计算机121通过所述综合测试电缆123与所述试验卫星2相连接，适于对所述试验卫星2进行全面的功能及性能测试。
本发明的真空热试验装置对应的真空热试验方法具体包括以下步骤：
(1)在建立卫星模型的基础上，在仿真软件中设定卫星飞行轨道及卫星在轨飞行时的姿态，从而确定了卫星模型在飞行时各个面相对地球和太阳的位置，再通过仿真计算卫星在轨运行时卫星各外表面的空间轨道外热流Q1，计算太阳能帆板对卫星各外表面的辐射加热热流Q2，计算真空试验容器的热层对所述卫星各外表面的辐射加热热流Q3，从而获得卫星各外表面外热流模拟加热总功率值(三者之和也即为卫星各表面的总热流密度)：Q总＝Q1+Q2-Q3。
(2)确定热平衡试验外热流模拟装置(如太阳模拟器、红外加热器或接触式电加热器的一种或几种的组合)：
1)本发明优选使用红外加热器(红外灯阵)，则针对卫星形状尺寸设计红外灯阵，安装固定于卫星周围，并在卫星各面安装热流计，试验时反复调节红外灯阵加电功率，使到达卫星表面热流密度与不同工况下上述外热流模拟加热总功率一致，实现辐射耦合传热等效模拟。
卫星表面的热流密度计算方法为：q＝Q总/A＝σT4，式中：q为到达卫星表面的热流密度，W/m2；σ为黑体辐射常数，5.67×10-8W/(m2·K4)；T为热流计敏感片温度，K；A为卫星计算表面面积，m2；
2)本发明优选使用接触式加热器(加热片)模拟低温区域的外热流，则在散热面表面设置加热器，满足同一面内同一加热回路的热流密度相同，采用硅橡胶或聚酰亚胺双面胶粘贴在散热面的外表面，热平衡试验时通过程控直流稳压电源输出一电流加载于所述加热回路，同时根据不同工况下上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，也即通过加热器的功率直接来模拟卫星表面吸收的平均外热流。
(3)本发明采用稳态与瞬态相结合的试验方法，红外加热器模拟外热流适用于稳态热平衡试验，用于热流密度高于1000W/m2，表面温度高于200℃的高温环境模拟；接触式加热器适用于瞬态热平衡试验，表面温度-200℃～200℃的较低环境温度模拟。热平衡试验方法是按卫星运行的轨道周期进行，即按一个运行周期内仪器设备工作模式和外热流值重复进行若干个周期的循环试验直至航天器的温度达到周期稳定，也即所述试验卫星各所述区域温度达到平衡。
如上所述，本发明的用于高热流密度卫星的真空热试验装置，通过对卫星头部等高热流密度的区域，加大红外灯的布置密度，更准确地模拟卫星的外热流；根据卫星表面各区域热流密度的不同，设置热流挡板，减小各区域之间红外灯的影响，提高模拟精确度；由于低轨卫星头部的温度超过400℃，热流计无法正常使用，采用高温铂电阻进行热流测量更合理；卫星真空热试验采用稳态与瞬态相结合的试验方法，对于卫星表面热流密度较小的区域，采用电加热片的方式模拟，并采用周期性瞬态热平衡试验法，试验外热流按吸收热流模拟方法，按轨道周期性瞬变值模拟；红外灯阵控制区域采用平均热流的模拟方法。所以，本发明解决了航天器进行真空热试验时高温、高热流模拟的技术难点，具备了相应的试验装置和试验方法，能够完成整星真空下的热平衡试验方法，精确获取卫星真实温度分布数据，有效验证热控设计的合理性。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。