[发明专利]用于高热流密度卫星的真空热试验装置

说明书

技术领域

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。

发明内容

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。