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原文传递批量化生产卫星星座系统真空热试验方法

专利名称：	批量化生产卫星星座系统真空热试验方法
摘要：	本发明提供一种批量化生产卫星星座系统真空热试验方法，将多颗卫星同时放入空间环境模拟设备，分别选取热平衡星和热真空星，热平衡星的热控状态比热真空星的恶劣；对热平衡星进行热平衡试验；在热平衡试验过程中，热平衡星上设备按在轨既定工作模式进行加电，同时对热平衡星各表面按外热流设计参数施加；并通过对各卫星的相互遮挡情况带给热平衡星的外热流影响进行仿真，对热平衡星的外热流进行实时修正；在热平衡试验过程中，热真空星上的设备均按在轨既定工作模式进行加电，但不施加外热流；热平衡试验完成后，根据热平衡试验结果确定卫星系统的热真空试验的高低温温度保持范围进行参试卫星系统的热真空试验。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	上海;31
申请人：	上海微小卫星工程中心
发明人：	林士峰;林宝军;蒋桂忠;沈苑;王国际;张军;李锴;马二瑞
专利状态：	有效
申请日期：	2019-06-19T00:00:00+0800
发布日期：	2019-08-27T00:00:00+0800
申请号：	CN201910531363.0
公开号：	CN110171584A
代理机构：	上海智晟知识产权代理事务所(特殊普通合伙)
代理人：	李镝的
分类号：	B64G7/00(2006.01);B;B64;B64G;B64G7
申请人地址：	201203 上海市浦东新区海科路99号4号楼
主权项：	1.一种批量化生产卫星星座系统真空热试验方法，所述卫星系统包括热控状态相同或相近的多颗卫星；其特征在于，所述卫星系统真空热试验方法包括：将所述多颗热控状态相同或相近的卫星同时放入空间环境模拟设备，选取其中一颗卫星作为热平衡星，其他卫星作为热真空星，所述热平衡星的热控状态比所述热真空星的热控状态恶劣；对所述热平衡星进行热平衡试验；在所述热平衡试验过程中，所述热平衡星上的设备按在轨既定工作模式进行加电，同时对所述热平衡星的各个外表面按外热流设计参数施加外热流；在所述热平衡试验过程中，通过对各个卫星的相互遮挡情况带给所述热平衡星的外热流影响进行仿真，根据仿真结果对施加给所述热平衡星的外热流进行实时修正；在所述热平衡试验过程中，所述热真空星上的设备均按在轨既定工作模式进行加电；所述热平衡星的热平衡试验完成后，根据所述热平衡试验结果确定所述卫星系统的热真空试验的温度保持范围，根据所述温度保持范围进行所述卫星系统的热真空试验。 2.如权利要求1所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，所述卫星系统真空热试验方法还包括：根据所述卫星系统中各个卫星的尺寸及数量选用所述空间环境模拟设备，所述空间环境模拟设备为立式圆柱体或卧式圆柱体；按最小试验单元摆放所述各个卫星的方位，连接电测试电缆及测温控温电缆，所述电测试电缆用于对卫星上的设备加电，所述测温控温电缆用于对所述热平衡星的外表面施加外热流；根据所述各个卫星的位置及摆放方位设计热试验工装，以使所述热试验工装的结构强度及刚度满足所述真空热试验要求，所述热试验工装包括导轨、撑杆及吊具，对与各个卫星直接接触的撑杆及吊具进行温度补偿，在所述真空热试验过程中，对所述导轨、撑杆及吊具进行主动温度控制。 3.如权利要求1所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，所述卫星系统真空热试验方法还包括：所述热平衡星的外表面具有主散热面和辅散热面；将所述多颗卫星放入所述空间环境模拟设备时，所述主散热面正对所述空间环境模拟设备的内表面，所述辅散热面正对所述空间环境模拟设备的内表面或所述热真空星的非散热面，以使所述热平衡星受所述热真空星遮挡影响最小。 4.如权利要求1所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，所述热平衡试验包括但不限于热平衡试验低温工况和热平衡试验高温工况，所述热平衡试验低温工况包括稳态低温工况、准稳态低温工况、周期性瞬态低温工况及瞬态低温工况；所述热平衡试验高温工况包括稳态高温工况、准稳态高温工况、周期性瞬态高温工况及瞬态高温工况。 5.如权利要求4所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，所述热平衡试验高温工况的外热流根据所述热平衡星的寿命末期、冬至日附近、最大热流轨道参数仿真结果进行设置，并根据各个卫星的遮挡情况进行修正，以使所述热平衡星按最大热耗模式进行工作，获取热平衡试验高温工况温度结果；所述热平衡试验低温工况的外热流根据所述热平衡星的寿命初期，夏至日附近、最小热流轨道参数仿真结果进行设置，并根据各个卫星的遮挡情况进行修正，以使所述热平衡星按最小热耗模式进行工作，获取热平衡试验低温工况温度结果。 6.如权利要求5所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，所述热真空试验根据所述温度保持范围进行若干高低温循环，在热真空试验的高低温循环过程中：通过设置辅助升温加热器及外热流模拟热源对所述热平衡星和所述热真空星进行升温操作，在升降温过程中将各个卫星设置为相同的加电状态及热控状态；所述温度保持范围中的最高温度根据所述热平衡试验高温工况温度结果进行确定，温度保持范围中的最低温度根据所述热平衡试验低温工况温度结果进行确定；通过关闭所述辅助升温加热器及所述外热流模拟热源对所述热平衡星和所述热真空星进行降温操作；对各个卫星的测试状态及遥测参数进行采集、比较及分析，判断各个卫星的卫星状态和性能是否一致，发现并定位异常数据及参数，处理潜在故障。 7.如权利要求6所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，在热真空试验的高低温循环过程中：在所述热真空试验的高温保持阶段内，80％以上测温点温度比所述热平衡试验高温工况温度结果高10℃～15℃，且低于验收级最高试验温度；在所述热真空试验的低温保持阶段内，20％以上测温点温度比所述热平衡试验低温工况温度结果低5℃～15℃，且高于验收级最低试验温度。 8.如权利要求6所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，所述卫星系统真空热试验方法还包括：在所述热平衡试验进行前，对所述卫星系统进行初始测试，所述初始测试包括低气压测试工况、热控软件测试工况及整星高温出气工况；在所述热真空试验完成后，对所述卫星系统进行真空老练试验。 9.如权利要求8所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，在所述低气压测试工况下，对所述空间环境模拟设备进行抽真空操作，保持各个卫星的最小系统设备处于加电状态，以使所述空间环境模拟设备内部的真空度由1000Pa降低至0.1Pa，监视各个卫星的加电状态及遥测参数，最小系统设备为卫星发射时的加电设备。 10.如权利要求8所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，在所述热控软件测试工况下，根据热控软件模块控温阈值及所述辅助升温加热器所允许的最低温度确定各个卫星温度控制区间；测试所述热控软件模块维持整星温度的能力；进行所述热控软件模块的开关控制逻辑测试和比例控制逻辑测试；进行整星安全模式及热控软件模块最小功能测试；进行所述辅助升温加热器开环测试及闭环测试。 11.如权利要求8所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，在整星高温出气工况下，使用所述辅助升温加热器、所述外热流模拟热源及星体主动热控加热器升高所述卫星系统的温度，以使所述卫星系统的温度比所述最大热流轨道参数仿真结果高5℃～10℃并保持，保持时间大于24小时，对各个卫星的结构板、装星单机、电缆及装星辅料进行放气。 12.如权利要求8所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，所述真空老练试验包括：在所述空间环境模拟设备内，通过所述辅助升温加热器调节各个卫星的温度，同时各个卫星均按在轨既定工作模式进行加电，对各个卫星的电性能进行测试，模拟老练加速测试。 13.如权利要求1所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，所述卫星系统中包括使用星敏感器定姿的卫星，在使用星敏感器定姿的卫星上安装星图模拟器，对其进行闭环姿控软件测试，对所述星图模拟器进行主动温度控制及温度监测。 14.如权利要求1所述的卫星系统真空热试验方法，其特征在于，所述热平衡星及所述热真空星的主散热面处设置可移动辐射屏；所述卫星系统的大功率设备处设置电阻硅管和电离硅管；在所述热平衡星处设置热沉设备。
所属类别：	发明专利