一种空间载荷热设计验证方法与流程

技术领域

本发明属于航天热控制技术领域，特别涉及一种空间载荷热设计验证方法。

背景技术：

目前我国卫星研制多采用整星单件或小批量投产模式。该模式下，每一颗卫星均需要进行热平衡试验，要求尽可能模拟航天器在轨工作的状态及其对应的外热流，以此验证卫星热设计的正确性。整个试验过程对真空设备和外热流装置要求较高，试验过程通常持续15天以上。上述热平衡试验方法中，外热流模拟采用真实外热流模拟方法（或拟真实外热流模拟方法），在空间载荷热设计验证过程中实施难度较高、准确度较差。

随着仿真技术进步和电子工业水平提高，卫星的寿命和可靠性均得到提升，与此同时，国内外航天器研制企业、机构和大学已经在探讨如何安全可靠地减少甚至取消热平衡试验。近年来，国内外重点研究的CubeSat立方星、ORS及时响应卫星等，由于其设计、制造及发射周期超短或批量大等因素，在研制过程中均采用制造后即发射的模式，不进行热平衡试验。

如，专利《批产卫星热设计验证方法》（申请号201310217460.5）提出：同平台卫星只对第一颗研制出的卫星进行一次热平衡试验验证，其他后续研制的卫星具备取消热平衡试验的前提，后续卫星可使用其批产卫星热设计验证方法进行验证。

此外，对于小批量生产的卫星和未来批量生产的航天器，目前国内航天器生产制造过程特别是热控实施过程均为人工操作，安装状态与热设计状态可能存在差异，且同一批次不同产品的安装状态可能存在差异。因此，有必要对关键部位（关键点）的热控状态进行验证。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种空间载荷热设计验证方法，能够对航天器的热控状态进行有效试验验证，又可以结合试验数据进行计算获得载荷的热平衡结果，验证热设计正确性。

为解决上述问题，本发明提供一种空间载荷热设计验证方法，包括：

对空间飞行器或载荷进行热特性试验，得到热特性试验边界条件和试验结果；

建立热分析数学模型，根据所述热特性试验边界条件和试验结果对所述热分析数学模型进行校正；

根据校正后的热分析数学模型计算获取热平衡结果。

进一步的，在上述方法中，对空间飞行器或载荷进行热特性试验，得到热特性试验边界条件和试验结果，包括：

根据热源分布、材料特性及主要热传递路径情况，设计热特性试验工况，确定测温点；

通过热特性试验，获取不同的试验工况下温度场分布、热源的数据；

分析并确定热特性试验数据的正确性、有效性，得到热特性试验边界条件和试验结果。

进一步的，在上述方法中，所述热特性试验工况包括瞬态工况或瞬态工况与稳态工况的组合，其中所述稳态工况包括高温和低温。

进一步的，在上述方法中，所述热特性试验数据的正确性、有效性包括测温数据的正确性、试验条件的满足性。

进一步的，在上述方法中，建立热分析数学模型，根据所述热特性试验边界条件和试验结果对所述热分析数学模型进行校正，包括：

根据材料、结构几何模型等参数建立初步的热分析数学模型；

试运行并分析所述热分析数学模型；

根据所述热特性试验边界条件和试验结果，校正所述热分析数学模型。

进一步的，在上述方法中，根据校正后的热分析数学模型计算获取热平衡结果，包括：

通过不同的轨道、姿态、几何和表面特征等参数，计算获取空间外热流；

将所述空间外热流纳入校正后的热分析数学模型，替换所述热特性试验边界条件并进行计算，得到不同在轨飞行状态下的热平衡结果。

进一步的，在上述方法中，计算获取空间外热流，包括：

通过两种以上的计算软件或方法获取，并结合经验模型分析，作为空间外热流数据正确性的验证。

进一步的，在上述方法中，所述初步的热分析数学模型符合基本物理规律。

进一步的，在上述方法中，所述校正后的热分析数学模型的热特性试验边界条件的计算结果与热特性试验的温度测点数据偏差绝对值小于2℃。

与现有技术相比，本发明有以下显著有益效果：

1、经实际验证，采用本发明的空间载荷热设计验证方法后，热特性试验数据正确有效，热分析数学模型与试验工况数据偏差可修正至偏差绝对值小于2℃，空间外热流数据正确，可以获得热平衡结果，满足各项技术指标要求。

2、对于低成本批量生产的卫星、外热流设计复杂或不具备外热流物理模拟条件的飞行器（载荷），本发明可作为其热状态正确性的验证手段。

3、本发明降低了航天器热设计验证的复杂性，节省了试验的时间和经费。

附图说明

图1是本发明一实施例的空间载荷热设计验证方法的流程图；

图2是本发明一实施例的空间载荷试验示例图。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1所示，本发明提供一种方法，包括：

步骤S1，对空间飞行器或载荷进行热特性试验，得到热特性试验边界条件和试验结果；

步骤S2，建立热分析数学模型，根据所述热特性试验边界条件和试验结果对所述热分析数学模型进行校正；

步骤S3，根据校正后的热分析数学模型计算获取热平衡结果。具体的，本发明的方法可简称为“试验+校正+计算”热设计验证法，通过热特性试验对航天器关键部位的热控状态进行有效试验验证，然后将热特性试验与热计算分析相结合获取空间外热流和热平衡结果，取得了高效率、高精度的结果，本发明可在空间载荷的首发件（或批量件）使用，既能够对航天器的热控状态（特别是关键部位）进行有效试验验证，又可以结合试验数据进行计算获得载荷的热平衡结果，验证热设计正确性。

进一步的，在上述方法中，步骤S1，对空间飞行器或载荷进行热特性试验，得到热特性试验边界条件和试验结果，包括：

根据热源分布、材料特性及主要热传递路径情况，设计热特性试验工况，确定测温点；

通过热特性试验，获取不同的试验工况下温度场分布、热源的数据；

分析并确定热特性试验数据的正确性、有效性，得到热特性试验边界条件和试验结果。具体的，设计特定的热特性试验工况，通过获取不同的热特性试验状态下温度场（温度点）分布、热源等数据，以此分析实际热传递的特征，其目的在于校验材料特性、关键热传递路径的接触导热系数（接触热阻）等参数。

进一步的，在上述方法中，所述热特性试验工况包括瞬态工况或瞬态工况与稳态工况的组合，其中所述稳态工况包括高温和低温。

进一步的，在上述方法中，所述热特性试验数据的正确性、有效性包括测温数据的正确性、试验条件的满足性。具体的，热特性试验数据的正确性、有效性覆盖范围包括但不限于测温数据的正确性、试验条件的满足性。

进一步的，在上述方法中，步骤S2，建立热分析数学模型，根据所述热特性试验边界条件和试验结果对所述热分析数学模型进行校正，包括：

根据材料、结构几何模型等参数建立初步的热分析数学模型；

试运行并分析所述热分析数学模型；

根据所述热特性试验边界条件和试验结果，校正所述热分析数学模型。具体的，建立空间载荷热分析数学模型，使用热特性试验边界进行试运行、分析，根据不同试验工况下热特性试验所获取的数据，校正稳态和瞬态工况的热分析数学模型，其目的在于确保热分析数学模型真实反映空间载荷的热特性。

进一步的，在上述方法中，步骤S3，根据校正后的热分析数学模型计算获取热平衡结果，包括：

通过不同的轨道、姿态、几何和表面特征等参数，计算获取空间外热流；

将所述空间外热流纳入校正后的热分析数学模型，替换所述热特性试验边界条件并进行计算，得到不同在轨飞行状态下的热平衡结果。具体的，通过虚拟施加空间外热流计算获取在轨热平衡结果。对于不同的轨道、姿态、几何和表面特征等参数，通过计算获取空间外热流，并将其替换热特性试验边界条件，纳入热分析数学模型进行，计算得到不同在轨飞行状态下的热平衡结果。

进一步的，在上述方法中，计算获取空间外热流，包括：

通过两种以上的计算软件或方法获取，并结合经验模型分析，作为空间外热流数据正确性的验证。

进一步的，在上述方法中，所述初步的热分析数学模型符合基本物理规律。

进一步的，在上述方法中，所述校正后的热分析数学模型的热特性试验边界条件的计算结果与热特性试验的温度测点数据偏差绝对值小于2℃。具体的，校正后的热分析数学模型（热特性试验边界条件）计算结果与热特性试验温度测点数据偏差绝对值小于2℃（典型工况，覆盖95%的温度测点）。

与现有技术相比，本发明有以下显著有益效果：

1、经实际验证，采用本发明的空间载荷热设计验证方法后，热特性试验数据正确有效，热分析数学模型与试验工况数据偏差可修正至偏差绝对值小于2℃，空间外热流数据正确，可以获得热平衡结果，满足各项技术指标要求。

2、对于低成本批量生产的卫星、外热流设计复杂或不具备外热流物理模拟条件的飞行器（载荷），本发明可作为其热状态正确性的验证手段。

3、本发明降低了航天器热设计验证的复杂性，节省了试验的时间和经费。

下面结合具体实施例对本方面进行详细说明。

请参阅图2，图2为上述过程第一步的热特性试验状态。载荷(1)安装在模拟安装面（2）上，形成组合体。组合体通过隔热垫（3）安装在真空罐停放架（4）上。真空罐（5）为液氮热沉，温度<100K,红外半球发射率>0.95。

步骤一中的热特性试验工况包括稳态工况和瞬态工况，工况设定的原则为能够反映主要热传递路径的热通量和温度变化。本实施例中，对模拟安装面（2）的状态、载荷（1）的内热源等进行交叉对比，设定了若干稳态工况；选取了若干稳态工况的过渡过程作为瞬态工况。步骤一中热特性试验数据的正确性、有效性覆盖范围包括但不限于测温数据的正确性、试验条件的满足性。

本实施例中，空间载荷安装在空间飞行器平台的表面，其与飞行器平台的热接口包括安装接触界面换热、飞行器平台与空间载荷之间的辐射换热等。

本实施例中，采用不同的测温方法和途径进行温度数据比对，同时对比测定设备真空度等参数，验证测温数据的正确性和试验条件的满足性。本实施例中，步骤二的热分析数学模型采用有限元模型，真空罐内壁作为环境边界条件，初步热分析数学模型经确认符合基本物理规律。通过图2所示的真空热特性试验，获取热特性试验数据后对有限元热分析数学模型进行校正。校正后的热分析数学模型（热特性试验边界条件）计算结果与热特性试验温度测点数据偏差绝对值小于2℃。本实施例中，将步骤二中的真空罐内壁边界条件替换为空间外热流边界，使用修正后的热分析数学模型进行计算，获取热平衡结果。

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。

专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。