熱平衡試驗

航天器熱平衡試驗是在模擬空間熱環境條件下，驗證航天器熱分析模型和熱設計的正確性、考核航天器熱控分系統功能的試驗，是航天器眾多試驗驗證項目之一。

航天器熱平衡試驗尤其是整星級的熱平衡試驗工作量大，費用多，佔用型號研製週期較長，但同時它又是一項重要的試驗，對於驗證航天器的熱設計有着重要的作用。。隨着航天技術的發展，以及設計驗證方法的改進，對航天器熱平衡試驗提出了新的要求。 ^[2] 

熱平衡試驗是在模擬的空間熱環境中使航天器產品按實際運行狀態吸收和排散熱量，對熱設計進行的驗證。熱平衡試驗一般分為整星和部件兩個級別，熱平衡試驗目的主要有:驗證衞星熱設計及熱控實施的正確性和有效性;驗證熱分析結果的正確性，為熱分析模型修正提供數據；為熱真空試驗提供邊界温度;在模擬軌道工況條件下考核衞星尤其是熱控產品的工作性能。 ^[3] 

GE0衞星的內外熱流在多數工況下變化不大，其熱平衡試驗通常採用準瞬態熱流模擬方法。正樣星熱試驗中，內熱耗多采用真實設備實現，而熱控星或熱模擬艙試驗多采用程控電加熱器進行模擬。外熱流模擬方法有太陽熱流模擬、紅外熱流模擬和電加熱模擬等。太陽熱流多采用紅外熱流和電加熱相結合的方法模擬；軌道平均外熱流採用多層隔熱組件外表面粘貼加熱片模擬；散熱面外熱流採用紅外燈陣或紅外籠模擬。 ^[4] 

試驗設備主要包括真空室、試驗支架、紅外燈陣、液氮冷板、外熱流加熱器、熱流計、温度採集系統、水平敏感器、微波負載及水冷系統等。其中真空室用於模擬衞星在軌的真空環境及冷黑背景，其一般要求為:壓力不高於1.3×10^-3Pa,熱沉温度不高於100K.熱沉表面半球向發射率不小於0.90。紅外燈陣用於模擬衞星南、北OSR面吸收的外熱流，2個獨立的燈陣分別平行安裝在衞星南北面外。液氮冷板主要用於減小試驗支架造成的背景熱流影響。水平敏感器及水平調節裝罝用於測量及調整衞星水平度.確保熱管網絡正常運行。微波負載及水冷迴路用來吸收通信轉發器的射頻功率。熱流計用於測量OSR表面吸收的紅外熱流。熱電偶及温度數據採集處理裝罝用於獲取測點温度。 ^[4] 

根據參加試驗的航天器上儀器設備工作模式（連續工作恆定發 熱、連續工作非恆定發熱、間斷工作）和外熱流模擬狀態（恆定的、 變化的、週期變化的），一般試驗工況可組合成以下 4種模式。

(1) 穩態工況：參加試驗的航天器上的儀器設備長期連續工作， 其發熱量恆定不變，且外熱流為恆定值（一般取軌道週期外熱流積 分平均值）。

(2) 準穩態工況：參加試驗的航天器上的儀器設備按設定的工作 模式工作，且外熱流為恆定值。

(3) 週期性瞬態工況：參加試驗的航天器上的儀器設備按設定的 工作模式工作，且外熱流為軌道週期瞬變值。

(4) 瞬態工況：參加試驗的航天器上的儀器設備按設定的工作模 式工作，且外熱流為非週期性變化。這種試驗工況一般對應於某些 特定航天器的飛行任務，或者對應於航天器工作壽命期間內特定的 飛行軌道，如工作壽命只有幾天的航天器，航天器陰影時間很長的 陰影區內的試驗工況等。 ^[5] 

無論是週期性瞬態工況還是準穩態工況，試驗一般都是按航天 器運行的軌道週期進行，即按一個運行軌道週期內儀器設備工作模 式和外熱流值重複進行若干個週期的循環試驗，直至航天器的温度 達到週期穩定。在某些情況下，也可以若干個軌道週期作為一個熱 試驗週期，連續重複進行若干個熱試驗週期的循環試驗，直至航天 器的温度達到週期穩定。 ^[5] 

確定試驗工況應遵循以下原則。

(1) 至少包括試驗高温工況和試驗低温工況；

(2) 根據航天器飛行任務的特點，初樣階段熱平衡試驗和只進行 正樣階段熱平衡試驗的航天器可適當增加試驗工況；

(3) 考慮到熱設計的不確定性和外熱流模擬的侷限和誤差，可增 加試驗工況。例如，增加或減少10%外熱流、增加或減少10%的內 熱功耗，以及這4種情況的組合。 ^[5] 

判定試驗工況是否穩定，主要依據試驗所確定的温度監測點的 測量值變化情況來決定。同時，也應考慮非監測點的温度變化情況， 對尚未達到穩定且變化率又較大的温度測點，應分析其原因並評估 對試驗工況熱穩定的影響程度，然後，綜合進行工況穩定的判斷。

對航天器有特殊熱控要求或熱控設計餘量較小的情況，確定試 驗工況穩定的温度變化判據應根據實際情況適當加以處理。

(1) 穩態試驗

當監測點的温度變化符合下列條件之一者，則認為試驗工況達 到穩定：

①在連續4h內，波動值不超過±0.5°C

②在連續4h內，單調變化值不大於0.1°C/h。

(2) 週期性瞬態試驗和準穩態試驗

在連續4個試驗週期的對應時刻，監測點温度值的變化一般在±1°C 以內。

(3) 瞬態試驗

瞬態熱試驗為定時試驗，即當試驗時間達到該試驗工況規定的 持續時間時，試驗結束。 ^[5] 

外熱流測量的一般要求如下：

1)選用尺寸小、測量範圍寬、精度滿足要求、安裝使用方便的熱流計；

2) 試驗前熱流計應標定，給出標定曲線（數據）或擬合曲線；

3) 外熱流測量應該反映航天器結構的吸收熱流。 ^[5] 

熱平衡試驗大致可分為試驗前準備、試驗、試驗後檢査和分析三個階段。試驗前的準備包括衞星和地面設備的準備和檢查，對衞星的檢查包括星上設備狀態及測温迴路、加熱迴路、外熱流模擬迴路和熱流計的檢査。檢査完成後，關閉真空模擬室，啓動真空抽氣系統抽真空，當達到一定真空度後，向熱沉加註液氮，使熱沉降温到規定的温度。然後，按試驗大綱要求對星內設備通電和施加模擬外熱流，進行規定工況試驗。正樣星在熱平衡試驗全部結朿後，進行熱真空試驗。當全部熱試驗結束後，即可進行真空模擬室升温、復壓。當真空室壓力恢復到常壓，熱沉温度升至室温後，即可開啓真空室吊出衞星進行外觀檢査。 ^[6] 

按照研製階段，可以將航天器熱平衡試驗劃分為初樣（研製）熱平衡試驗和正樣（驗收）熱平衡試驗。

（1）初樣熱平衡試驗是航天器初樣階段研製試驗的一部分。通過試驗，可以儘早地發現熱設計問題，以便在正樣階段進行必要的修改，完善航天器的熱設計。初樣熱平衡試驗的主要任務是：

①修正航天器熱分析模型；

②驗證初樣熱設計的正確性；

③ 檢驗部分熱控產品的功能和性能。 ^[2] 

（2）正樣熱平衡試驗

正樣熱平衡試驗是合同的正式驗證，是證明正樣航天器的熱性能滿足熱設計要求的試驗。正樣熱平衡試驗應在能代表航天器正樣技術狀態的飛行模型（FM）上進行，產品的設計、製造和裝配應符合相關規範的要求。

首件航天器正樣熱平衡試驗既是鑑定試驗，又是航天器驗收試驗的組成部分。 ^[2] 

美國軍用標準對航天器進行分類，對不同類型的航天器提出了不同的熱平衡試驗要求。國外商業衞星根據用户的要求及其特點也有各自的環境試驗要求。

按照美國軍用標準MIL-STD-1540C的規定，系統級熱平衡試驗可以分為研製熱平衡試驗和鑑定熱平衡試驗。

美國軍用標準MIL-STD-1540C規定的熱平衡試驗目的有：

(1) 提供必要的數據驗證熱分析模型；

(2) 驗證熱控分系統維持設備和整星在規定的工作温度限的能力；

(3) 驗證設備熱設計準則的合理性。

歐洲航天標準化合作組織對衞星熱平衡試驗要求的規定類似於美軍標MIL-STD-1540C。

國外的標準中也提出了整星的熱平衡試驗可以和熱真空試驗結合進行。 ^[2] 

國外在航天器的研製階段非常重視試驗驗證，而且試驗裝置也在不斷改進，基本上採用太陽模擬器進行試驗，近期的如1996年在ESTEC中進行的歐洲極軌平台服務艙的熱平衡試驗，美國“火星探路者”、歐洲“月神號”等航天器也進行了相關的熱試驗。但目前主要的一些相關試驗資料集中在商業通信衞星，其它一些衞星尤其是軍用衞星的相關資料很少。 ^[2] 

（1）“國際V號”通信衞星

該類衞星是20世紀70年代末到80年代初期研製的地球靜止軌道三軸穩定通信衞星，先後共發射了13顆。研製過程中進行了紅外模擬和太陽模擬熱平衡試驗，驗證衞星熱設計的正確性。對原型飛行星進行了鑑定試驗，其中包括熱平衡試驗和熱真空試驗。首發星之後的每顆飛行星都做驗收熱真空試驗，但一般不做熱平衡試驗，只有當衞星有重大修改時，才加入專門的熱平衡試驗。 ^[2] 

（2）“FLTSATCOM”通信衞星

這是美國TRW公司在20世紀70年代末到80年代初研製的軍用通信衞星，共發射了8顆星。研製過程中製造了熱控星和鑑定星，並均做了熱平衡試驗，以便檢驗熱設計；每顆飛行星也都做了熱平衡試驗。對飛行試驗數據和地面模擬試驗數據進行比較後，得出以下結論：

① 可以取消熱控星，系統熱設計驗證可推遲到原型飛行星上進行；

②可以取消飛行星的系統級熱平衡試驗，其條件是衞星製造質量得到控制，衞星熱功耗比通過隔熱層的熱損失大；

③ 穩態熱平衡試驗完全可以用紅外熱流模擬代替太陽熱流模擬。 ^[2] 

（3）“FS1300”平台衞星

它是美國LORAL公司於20世紀80年代末到90年代初研製的通信衞星平台。該平台的第一個型號為“SUPERBIRD”（“超鳥”）衞星，研製過程中沒有製造熱控星，衞星的熱設計在原型飛行星的紅外模擬熱平衡試驗中得到驗證。熱試驗的特點是熱平衡試驗的低温（分點）、高温（至點）工況與熱真空試驗的冷、熱工況交替進行，在做完至點熱平衡試驗高温工況後，設備温度提高10°C做高温端的熱真空性能試驗，而在做完分點低温工況熱平衡試驗後，設備温度降低10°C再做低温端的熱真空性能試驗。首發星後的其他飛行星只做熱真空試驗，不做熱平衡試驗。這種做法在該平台的後續型號，如“國際Ⅶ”、“國際ⅦA”和“亞太2號”等衞星上繼承下來。 ^[2] 

（4）“SB3000”平台

“SB3000”平台是法國宇航公司20世紀90年代研製的衞星平台。在該平台研製過程中沒有製造熱控星，它對衞星熱試驗所採用的原則如下：

①對該平台首次研製的原型飛行星，即“阿拉伯-2A”衞星進行有太陽模擬器的完整熱平衡試驗，以檢驗衞星平台的熱設計；

②對後續型號，如“鑫諾”衞星的原型飛行星，做簡化的熱平衡試驗，驗證有效載荷改變後的性能；飛行星則不做熱平衡試驗，只做熱真空試驗；

③ “鑫諾”衞星在做熱平衡試驗時，只做兩個工況，試驗時不加外熱流，因此這兩個工況 表天上的實際工況。試驗的目的是用試驗結 正熱數學模型，然後再用修正後的熱數學模 計衞星在軌運行時的高、低温工況的温度。 ，不僅省去了熱流計、簡化了試驗裝置，而 於不加外熱流，試驗的準確度較高。“鑫諾” 熱試驗的另一個特點是先做熱平衡試驗的工 然後再做熱真空試驗的冷熱交變工況。 ^[2] 

（5）“克萊門汀”（Clementine）任務

“克萊門汀”（Clementine）是美國於1994年發射的月球探測器。為了驗證其熱分析模型和熱控分系統的性能，在工程模型（EM）上進行了熱平衡試驗。工程模型沒有太陽電池陣和推進管路，大部分電子儀器為熱模擬件。共進行了5個試驗工況，具體如下：

① 轉移軌道低温工況試驗；

②通往Geographos小行星軌道的高温工況試驗；

③月球軌道瞬變熱流試驗；

④ 兩小時月蝕後的瞬態加熱試驗；

⑤月球軌道的熱平衡試驗，外熱流按照瞬態情況考慮。

國內關於航天器熱平衡試驗的標準主要有：

GJB1027衞星環境試驗要求；

GJB1033-90衞星熱平衡試驗方法。

以上兩個標準均進行了修訂，分別為：

GJB1027A運載器、上面級和航天器試驗要求；

GJB1033A-2005航天器熱平衡試驗方法。

其中GJB1027規定了對衞星的熱平衡試驗要求，而GJB1033-90則規定了衞星熱平衡試驗方法。

另外，還有一個標準為：

GJB1029-1990衞星熱設計準則。

此標準也對衞星熱平衡試驗提出了要求:“研製新型號衞星時，必須安排上述兩項試驗（指初樣熱平衡試驗和正樣熱平衡鑑定試驗）。對於有一定基礎的改型星，或其它特殊情況，允許靈活掌握，但至少要做其中一項試驗。” ^[2] 

根據GJB1027規定，整星鑑定熱平衡試驗的試驗量級和試驗時間取決於衞星的外形、設計方案和具體的任務要求。試驗時應模擬衞星在工作壽命內軌道運行時可能遇到的極端温度環境。 ^[2] 

試驗時間取決於所選擇的工況以及影響衞星達到熱平衡需要的熱時間常數。

GJB1027中規定的整星熱平衡試驗要求為：

(1) 衞星必須在空間模擬器中進行試驗，空間模擬器內的壓力應不高於1.3X10-3Pa;空間熱輻射模擬主要包括太陽輻射、地球反照及地球紅外輻射，在模擬陰影軌道時，應採取有效措施隔離模擬裝置的殘留熱輻射對衞星產生的影響；

(2) 如果衞星外表面温度隨時間的變化較大，應進行瞬態熱環境模擬；

(3) 試驗過程中衞星通電工作，在最高和最低温度工況要作性能測試，其他温度工況監視主要性能參數。

在衞星的研製過程中，熱控分系統初樣研製階段的中心任務是圍繞着熱控星進行的，可見熱控星對於熱控分系統的設計的重要程度。對於比較重要而造價又高的衞星，通常都有初樣設計階段，都進行熱控星熱平衡試驗，在飛行星上進行近40年的衞星研製經驗和衞星在軌飛行數據表明，我國衞星熱平衡試驗的要求和試驗方法基本上是合理的，還沒有因為整星熱平衡試驗驗證不到位出現在軌嚴重偏離設計而導致失敗的問題，因此目前的問題並不是試驗過多或過試驗，而是要使試驗更好地解決研製過程的問題。比較國內外的相關標準和實踐，可以看出，試驗目的、試驗量級和試驗時間、試驗要求基本相同，實際的試驗過程也基本一致，但也存在着一些差距。 ^[2] 

（1）關於衞星分類及熱平衡試驗要求問題

不同類型的航天器應有不同的熱平衡試驗要求，因此需要建立我國的航天器分類標準。這種分類不是按照航天器的用途、功能等分類，而是按照研製費用、風險等級、功能和性能、計劃進度要求等對航天器進行分類，便於對航天器的研製進行管理。

為了縮短研製週期，節約研製費用，有些衞星型號在研製過程中已經取消了初樣熱平衡試驗，如某些小衞星；有些型號用衞星的艙段試驗代替系統級熱平衡試驗，但必須有條件規定，還應規定整星級熱平衡試驗的替代方法。

（2）關於熱分析模型與熱平衡試驗的相關性

國外標準更注重驗證熱分析模型，美軍標MIL-STD-1540C的規定更明確，規定熱分析模型與試驗結果的相關性要在±3°C以內，在工況設置的要求中也反映出來，即除了極端熱工況和極端冷工況外，還要增加兩個工況，用於相關性檢查，檢驗修改過的熱模型。ECSS-E-10-03A也將相關性作為衡量熱平衡試驗是否成功的一個準則。

無論從GJB1027和GJB1033對衞星熱平衡試驗目的的描述方面來看，還是從我國衞星研製的實踐方面來看，我國衞星進行熱平衡試驗的目的都是以驗證熱設計是否滿足設計要求為主，驗證熱數學模型是第二位的，因此外熱流的模擬是真實的。20世紀90年代中期，我國衞星熱分析工作有了很大改善，但我們做的熱分析模型都是按飛行狀態建立的，與試驗狀態有差別，例如，模型中沒有描述外熱流加熱器、熱沉、衞星安裝支架等結點，試驗測量值與熱分析模型沒有完全的可比性，只能大概比較和大概修正。另外，外熱流模擬的準確性也較差，給修正熱分析模型帶來很大困難。 ^[2] 

近年國際上開始出現一種用地面試驗數據來修正模型的方法，稱為模型相關性修正。我國原來採用的方法是用試驗數據直接修正飛行狀態熱模型，其前提是認為試驗狀態與飛行狀態是接近的，不考慮試驗環境和實際飛行環境的不同。而模型相關性修正與試驗同步進行，首先針對試驗狀態對整星熱模型做必要改造，比如加上所有紅外籠、支架、真空罐等，使之成為一個試驗狀態模型；然後將這個模型的計算結果與試驗對應工況温度進行比較，修正作為輸入條件的參數，修正過後的模型對後續工況的預示温度與後續試驗結果應接近，平均偏差和標準偏差均滿足一定的判據，即認為相關性修正成功；之後將這些參數用於飛行星模型。應用這種方法，試驗工況可以不模擬在軌狀態。採用試驗狀態模型進行模型相關性修正的方法目前在國外航天熱控界比較流行，如“Alenia”在“Radarsat-2”衞星上所做的修正。

為了能進行航天器與試驗設施組合狀態的熱分析，便於模型修正，ESTEC的真空罐就有詳細的模型。整個真空罐有粗細兩種模型，用於將衞星和真空罐合成一個模型進行試驗狀態的熱計算。粗的模型把罐子分為4個節點，只適用於液氮做熱沉的情況；第二個細的模型有88個節點。此外，對於太陽模擬器的光譜特徵、熱流分佈特徵都有詳盡的數據。 ^[2] 

隨着我國航天器熱分析技術的發展，有必要開展以驗證航天器熱數學模型為主要目的的熱平衡試驗，進行整星不加外熱流的試驗工況，以此工況的試驗數據進行熱模型修正，同時考慮熱沉等的影響。這種試驗有可能取代某些型號的正規熱平衡試驗。

（3）外熱流模擬問題

空間外熱流模擬的準確性對於航天器熱平衡試驗的結果有非常重要的影響，從目前的研究結果以及世界主要航天大國和著名的航天公司來看，均採用太陽模擬器進行外熱流的模擬，如美國的噴氣推進實驗室、戈達德中心、休斯公司、馬丁公司、TRW公司，俄羅斯的許多聯合體，歐洲宇航中心和歐洲空間技術中心，日本東京大學宇航中心等。

一般來講，太陽模擬器與紅外模擬相比，有着更高的空間熱流模擬精度，因此對於使用新研製平台的第一個航天器，在有條件時，最好在原型飛行航天器上使用太陽模擬器進行熱平衡試驗。法國宇航公司即規定，對新研製平台的第一個原型飛行航天器要使用太陽模擬器進行完整的熱平衡試驗，以鑑定航天器的熱設計。如果太陽模擬器的輻照面積或運動模擬器系統承載能力不能滿足試驗要求，還可將航天器上某些表面形狀複雜的組件（如天線）單獨拿出來用太陽模擬器進行試驗。對於地球同步軌道等高軌道衞星來説，由於地球的紅外影響可以忽略，則使用太陽模擬的方法更加有效。 ^[2] 

我國目前對一些複雜形狀航天器和部件熱平衡試驗中外熱流模擬存在困難，如大型結構件一拋物面天線，它們的軌道熱流複雜，結構件温度分佈和熱變形難以用現有的熱模擬方法獲得，熱變形的測量也是一般熱平衡試驗沒有的；又如，精密的光學系統，對温度、温度差有特殊的要求，現有的外熱流模擬方法難以達到試驗的目的。

根據我國航天器研製的現狀，以及目前所達到的技術水平，在航天器熱平衡試驗技術研究中應重點對以下幾個方面開展研究：

(1)標準修訂和制定

除對現有標準GJB1027和GJB1033等進行修訂外，還應制訂相關的標準，如航天器分類標準和熱平衡試驗要求標準等。

對於具有一定的小批量生產規模的航天器，根據衞星的技術狀態以及變化情況，制定後續星的熱平衡和熱真空試驗規範。 ^[2] 

(2) 試驗技術研究

重點對外熱流的模擬方法進行研究，同時對載人航天器等具有密封艙的航天器熱平衡和熱真空試驗的技術以及深空探測飛行器的熱試驗技術進行研究，尤其是大型載人航天器的設計驗證技術，應結合此類航天器的熱控技術特點進行研究。

(3) 試驗工況優化研究

對於熱平衡試驗中的工況根據航天器的實際情況和研製階段進行規範。總的原則是：在熱分析水平不斷提高的基礎上，減少試驗工況，同時重視對於熱數學模型的修正，並以此來確定試驗工況。 ^[2] 

(4)熱模擬試驗修正技術研究

根據實際試驗情況對航天器的熱分析模型進行修正，並在此基礎上對飛行温度進行預示，減少設計和飛行數據之間的誤差。