CN104237286A - 一种常压下进行整星热变形的试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种常压下进行整星热变形的试验方法，主要包括在轨温度场仿真、弱对流化处理、背景噪声测试、整星温度控制、变形测量步骤。本发明的温度控制是基于在轨温度场仿真的温度控制，在试验开始前需要卫星需要进行弱对流化处理，在温度控制步骤中根据在轨温度场仿真中高低温工况的温度梯度制定温度控制目标，进而对被测卫星进行热变形测量，该试验方法实现了在常压环境下营造在轨温度梯度分布的控制目标，大大减小了对流换热的影响，提高了热变形测量的精度。
Description
技术领域
本发明涉及一种常压下进行整星热变形的试验方法，属于卫星整星热变形试验技术领域。
背景技术
卫星在轨运行时受到复杂的空间外热流变化和星内热源变化的影响，温度会发生波动。温度波动引起的结构变形会造成星上姿态测量部件的测量指向(如星敏感器)与有效载荷的观测指向(如光学相机)之间的空间几何关系发生变化，造成姿态测量数据输出相对有效载荷的基准发生动态偏离，从而引入载荷数据(如图像)定位精度误差，在相关文献中称该误差为热致低频误差。整星热变形试验的目的是测量这种误差数据，以便从结构设计、设备布局和温度控制等方面进行抑制。
热变形试验涉及的领域较广、包括试验场地的环境控制、试验件的温度控制、测量仪器和精测方法等。目前卫星的整星热变形试验主要存在以下问题：
卫星在轨处于真空环境下，真空度优于10e-3Pa，传热方式以传导和辐射为主，对流换热较小。而地面常压环境下以对流换热为主。在卫星进行热平衡试验时，空间环境模拟器内的低温和真空环境较好的模拟了卫星在轨的状态，其温度场分布也能够较真实的反映卫星在轨的温度场分布。但是空间环境模拟器内的真空、低温环境对精测仪器的测试精度有较大的影响，高精度的测试设备无法在空间环境模拟器内进行精测；将测试设备放置在空间环境模拟器外，通过开设光学窗口的方式进行精测的方案，需要对现有的空间环境模拟器进行大规模的改造，代价大可行性差且对不同的卫星不具有兼容性。因此，如何在地面常压环境下模拟卫星在轨温度场分布的是目前开展整星热变形试验的一个主要难题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种常压下进行整星热变形的试验方法，该试验方法实现了在常压环境下营造在轨温度梯度分布的控制目标，大大减小了对流换热的影响，提高了热变形测量的精度。
本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
一种常压下进行整星热变形试验的方法，包括如下步骤：
步骤(一)、进行被测卫星在轨状态的温度场分析，获取被测卫星在各种状态下的温度场分布数据，即每种状态对应一组被测卫星不同位置的温度数据；
步骤(二)、对被测卫星进行弱对流化处理，具体方法如下：
将被测卫星舱内隔板两侧均粘贴加热片，要求加热片覆盖面积不小于卫星舱内隔板两侧总面积的80％，且在所述隔板两侧的加热片外均包覆多层隔热材料；将被测卫星舱外侧板的内外两侧均粘贴加热片，要求加热片覆盖面积不小于卫星舱外侧板内外两侧总面积的80％，且在所述舱外侧板的舱内一侧的加热片外包覆多层隔热材料；
步骤(三)、测量卫星所处环境的背景噪声，具体方法如下：
通过经纬仪对弱对流化处理后的卫星进行监测，每隔30～40min记录一次数据，持续监测10～12小时，如果10～12小时内被测卫星的波动量小于3″，则背景噪声满足要求进入步骤(四)；
步骤(四)、对被测卫星进行不同状态下的基于温度差驱动的温度梯度控制，具体方法如下：
设试验场地温度T0为基准温度，在步骤(一)的温度场分布数据中找到第一种状态下被测卫星温度最低位置的温度值Tmin，设被测卫星第i位置的温度为Txi，则△Txi＝Txi-Tmin，将T0+△Txi+5℃作为被测卫星第i位置的控温目标，完成被测卫星所有要求位置的控温，当被测卫星所有要求位置中85％以上的位置温度达到控温要求，则进入步骤(五)；
步骤(五)、对被测卫星进行热变形测量，即通过光电经纬仪测量星上有空间指向稳定性要求的载荷之间的夹角；
步骤(六)、重复步骤(四)～步骤(五)，完成被测卫星在步骤(一)所述的各种状态下的星上有空间指向稳定性要求的载荷之间的夹角。
在上述常压下进行整星热变形试验的方法中，步骤(一)中的各种状态包括以下三组参数的组合，即从下列①中任选一个参数、②中任选一个参数、③中任选一个参数，所述三个参数的组合即为其中一个状态；
其中：
①日期，即冬至日或夏至日；
②设备开关机情况，即最小功耗模式或最大功耗模式；
③热控涂层退化情况，即寿命初期或寿命末期。
在上述常压下进行整星热变形试验的方法中，步骤(二)中加热片外包覆的隔热材料为10-15层。
在上述常压下进行整星热变形试验的方法中，步骤(四)中温度最低位置的温度值Tmin不超过-10℃，通常为被测卫星散热面部位，温度最高位置的温度值不超过30℃，通常为被测卫星星内结构板。
在上述常压下进行整星热变形试验的方法中，步骤(四)中当被测卫星所有要求位置中85％以上的位置温度达到控温要求，且控温点温度在连续1小时内，温度波动小于1℃时，认为工况稳定，进入步骤(五)。
在上述常压下进行整星热变形试验的方法中，步骤(5)中热变形测量的时间过程不超过12小时。
在上述常压下进行整星热变形试验的方法中，整星热变形试验的环境要求为：场地要求温度波动小于±1℃，相对湿度：30％～60％，洁净度：优于100，000。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)、本发明通过采用弱对流化温度控制的整星改装，实现了在常压环境下营造在轨温度梯度分布的控制目标，大大减小了对流换热的影响，显著提高了控温的精度；
(2)、本发明根据被测卫星在各种状态下的温度场分布数据，合理确定试验中各个位置的控温目标，相对于盲目的均匀温升温降和温度梯度拉偏，温度控制的在轨真实性更强，控温精度更高；
(3)、本发明通过背景噪声测量方法，获取了试验持续时间内环境因素对被测对象的影响数据，进而通过控制背景噪声，提高热变形测量的精度；
(4)本发明综合考虑了影响整星热变形试验过程中的各种因素，从而显著提高了热变形测量的精度，且本发明方法简单、易于实现，具有较强的实用性。
附图说明
图1为本发明常压下整星热变形试验方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
本发明常压下整星热变形试验的方法，主要包括在轨温度场仿真、弱对流化处理、背景噪声测试、整星温度控制、变形测量步骤。本发明的温度控制是基于在轨温度场仿真的温度控制，在试验开始前需要卫星需要进行弱对流化处理，在温度控制步骤中根据在轨温度场仿真中高低温工况的温度梯度制定温度控制目标，进而对被测卫星进行热变形测量。
如图1所示为本发明常压下整星热变形试验方法流程图，由图可知本发明整星热变形试验方法具体包括如下步骤：
步骤(一)、用在轨热分析软件(如：I-DEAS/TMG、Sinda/fluent)建立被测卫星整星的热分析模型，进行被测卫星在轨状态的温度场分析，获取被测卫星在各种状态下的温度场分布数据，即每种状态对应一组被测卫星不同位置的温度数据。
被测卫星状态包括卫星在轨运行时外部热热流的最大值和最小值、卫星内部热源最大值和最小值的组合，具体包括以下3组参数的组合，即从下列①中任选一个参数、②中任选一个参数、③中任选一个参数，上述三个参数的组合即为其中一个状态。
其中：①日期(冬至日、夏至日)、②设备开关机情况(最小功耗模式、最大功耗模式)、③热控涂层退化情况(寿命初期、寿命末期)。
如：
状态1：冬至日+最大功耗模式+寿命末期
状态2：冬至日+最大功耗模式+寿命初期
状态3：冬至日+最小功耗模式+寿命末期
状态4：冬至日+最小功耗模式+寿命初期
状态5：夏至日+最大功耗模式+寿命末期
状态6：夏至日+最大功耗模式+寿命初期
状态7：夏至日+最小功耗模式+寿命末期
状态8：夏至日+最小功耗模式+寿命初期。
步骤(二)、对被测卫星进行弱对流化处理，具体方法如下：
(1)、将被测卫星舱内隔板两侧均粘贴加热片，本实施例采用聚酰亚胺薄膜加热片，要求加热片覆盖面积不小于卫星舱内隔板两侧总面积的80％，加热片粘贴完毕并固化24小时后，在舱内隔板两侧的加热片外均包覆10～15层隔热材料，本实施例中为15层。用尼龙搭扣固定，多层隔热材料的边界用3M胶带粘贴密封、固定。
(2)、将被测卫星舱外侧板的内外两侧均粘贴加热片，本实施例采用聚酰亚胺薄膜加热片，要求加热片覆盖面积不小于卫星舱外侧板内外两侧总面积的80％，在舱外侧板的舱内一侧的加热片外包覆10～15层隔热材料，本实施例中为15层。用尼龙搭扣固定，多层隔热材料的边界用3M胶带粘贴密封、固定。
步骤(三)、测量卫星所处环境的背景噪声，具体方法如下：
(1)、将被测卫星放置在测试大厅内，要求温度波动小于±1℃，相对湿度：30％～60％，洁净度：优于100，000，无明显振动噪声环境；
(2)、通过经纬仪对被测卫星进行监测，每隔30～40min记录一次数据，本实施例中为30min，持续监测10～12小时，本实施例中为12小时，要求12小时内被测指向的波动量小于3″，则背景噪声满足要求进入步骤(四)。
步骤(四)、对被测卫星进行不同状态下的基于温度差驱动的温度梯度控制，具体方法如下：
设试验场地温度T0为基准温度，在步骤(一)的温度场分布数据中找到状态1下被测卫星温度最低位置的温度值Tmin，设被测卫星第i位置的温度为Txi，则△Txi＝Txi-Tmin，将T0+△Txi+5℃作为被测卫星第i位置的控温目标，完成被测卫星所有要求位置的控温，当被测卫星所有要求位置中85％以上的位置温度达到控温要求，且控温点温度达到控温目标且在连续1小时内，温度波动小于1℃时，认为工况稳定，进入步骤(五)。
一般卫星温度最低位置为散热面部位，低温不超过-10℃，星内结构板温度高温不超过30℃。
步骤(五)、对被测卫星进行热变形测量，即通过光电经纬仪测量星上有空间指向稳定性要求的载荷之间的夹角。例如相机基准镜与卫星上星敏感器基准镜的夹角。
从温度控制开始到热变形测量结束，整个时间过程不得超过12小时。
步骤(六)、重复步骤(四)～步骤(五)，完成被测卫星在步骤(一)所述的其余7个状态下的星上有空间指向稳定性要求的载荷之间的夹角，包括各种高低温工况。
本发明中整星热变形试验的环境要求为：场地要求温度波动小于±1℃，相对湿度：30％～60％，洁净度：优于100，000，无明显振动噪声环境。
根据测量得到的载荷之间的夹角，能够对卫星在轨由于热环境引起的定位精度误差进行定量的预估，根据预估是否满足指标要求情况进行优化卫星的结构设计、构型布局和热控设计。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (7)
1.一种常压下进行整星热变形的试验方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤(一)、进行被测卫星在轨状态的温度场分析，获取被测卫星在各种状态下的温度场分布数据，即每种状态对应一组被测卫星不同位置的温度数据；
步骤(二)、对被测卫星进行弱对流化处理，具体方法如下：
将被测卫星舱内隔板两侧均粘贴加热片，要求加热片覆盖面积不小于卫星舱内隔板两侧总面积的80％，且在所述隔板两侧的加热片外均包覆多层隔热材料；将被测卫星舱外侧板的内外两侧均粘贴加热片，要求加热片覆盖面积不小于卫星舱外侧板内外两侧总面积的80％，且在所述舱外侧板的舱内一侧的加热片外包覆多层隔热材料；
步骤(三)、测量卫星所处环境的背景噪声，具体方法如下：
通过经纬仪对弱对流化处理后的卫星进行监测，每隔30～40min记录一次数据，持续监测10～12小时，如果10～12小时内被测卫星的波动量小于3″，则背景噪声满足要求进入步骤(四)；
步骤(四)、对被测卫星进行不同状态下的基于温度差驱动的温度梯度控制，具体方法如下：
设试验场地温度T0为基准温度，在步骤(一)的温度场分布数据中找到第一种状态下被测卫星温度最低位置的温度值Tmin，设被测卫星第i位置的温度为Txi，则△Txi＝Txi-Tmin，将T0+△Txi+5℃作为被测卫星第i位置的控温目标，完成被测卫星所有要求位置的控温，当被测卫星所有要求位置中85％以上的位置温度达到控温要求，则进入步骤(五)；
步骤(五)、对被测卫星进行热变形测量，即通过光电经纬仪测量星上有空间指向稳定性要求的载荷之间的夹角；
步骤(六)、重复步骤(四)～步骤(五)，完成被测卫星在步骤(一)所述的各种状态下的星上有空间指向稳定性要求的载荷之间的夹角。
2.根据权利要求1所述的一种常压下进行整星热变形的试验方法，其特征在于：所述步骤(一)中的各种状态包括以下三组参数的组合，即从下列①中任选一个参数、②中任选一个参数、③中任选一个参数，所述三个参数的组合即为其中一个状态；
其中：
①日期，即冬至日或夏至日；
②设备开关机情况，即最小功耗模式或最大功耗模式；
③热控涂层退化情况，即寿命初期或寿命末期。
3.根据权利要求1所述的一种常压下进行整星热变形的试验方法，其特征在于：所述步骤(二)中加热片外包覆的隔热材料为10-15层。
4.根据权利要求1所述的一种常压下进行整星热变形的试验方法，其特征在于：所述步骤(四)中温度最低位置的温度值Tmin不超过-10℃，通常为被测卫星散热面部位，温度最高位置的温度值不超过30℃，通常为被测卫星星内结构板。
5.根据权利要求1所述的一种常压下进行整星热变形的试验方法，其特征在于：所述步骤(四)中当被测卫星所有要求位置中85％以上的位置温度达到控温要求，且控温点温度在连续1小时内，温度波动小于1℃时，认为工况稳定，进入步骤(五)。
6.根据权利要求1所述的一种常压下进行整星热变形的试验方法，其特征在于：所述步骤(5)中热变形测量的时间过程不超过12小时。
7.根据权利要求1所述的一种常压下进行整星热变形的试验方法，其特征在于：所述整星热变形试验的环境要求为：场地要求温度波动小于±1℃，相对湿度：30％～60％，洁净度：优于100，000。
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