CN107798181A - 基于热网络法的航天器虚拟热试验系统及热试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种航天器虚拟热试验系统，由数据库系统、求解计算、数值分析分系统组成。本发明还公开了一种基于热网络法的航天器虚拟热试验方法，其以传热学理论为基础，采用数值传热学和计算辐射学的相关数值方法求解各种热量传输过程，并基于多层区域分解算法的基本思想，实现多区域、多传热过程间的耦合求解。本发明的航天器虚拟热试验方法，具有结构简单、实施便捷等特点和优势，能够满足用户对于热试验考核内容的基本需求。

Description

基于热网络法的航天器虚拟热试验系统及热试验方法

技术领域

本发明属于航天器地面环境试验领域，基于软件工程研制的仿真试验系统，不使用或者部分使用实际硬件来构造试验环境，借助交互式技术和试验分析技术，完成实际物理试验的方法。

背景技术

航天器进入轨道飞行后，将长期处于高真空、冷黑和热辐射(太阳辐射、行星反照和行星红外辐射)的环境中，为使航天器能在这些环境中正常可靠地工作和完成各项预定任务，在研制过程中，必须按照各种国际和国内的试验规范或标准，在高真空、冷黑和模拟空间外热流环境条件下对航天器进行充分的热平衡试验。热平衡试验分为初样热平衡试验和正样鉴定热平衡试验。初样热平衡试验主要是为了获取航天器温度分布数据，验证热设计的正确性以及修正热分析数学模型；正样鉴定热平衡试验的目的主要是为了考核热控分系统维持航天器组件、分系统和整个航天器在规定工作的温度范围内的能力，评价根据初样热平衡试验结果所做的热设计修改的正确性，进一步完善热分析数学模型。航天器热平衡试验以获得各种工况下的工作温度为主要目的，因此只要获得并可作为热真空试验的输入条件来考核航天器环境适应性、可靠性即可，而不一定要进行复杂、系统、耗时和昂贵的真实热平衡试验。

随着我国空间事业的发展，每颗卫星的研制周期要从10年缩短到4年甚至更短的时间，而整星级的热平衡试验工况设置普遍较多，导致试验周期过长，以导航类的GEO卫星为例，共设置了8个大工况，其中还包括两个子工况，其热平衡试验的时间将会超过200小时，而国内卫星的热平衡试验工况一般都在4-8个之间，甚至更长。由于热平衡试验时间过长，而用于试验的空间环境模拟器的数量有限，常会有多颗星排队等候进空间环境模拟器开展试验的情况，严重影响了卫星试验和生产的能力；并且，地面系统级热试验阶段，需在大型空间环境模拟设备进行试验，对人力、物力和经费的消耗大，复杂的试验工况造成试验实施过程复杂，风险高，成为制约我国空间事业发展的瓶颈。同时，随着微小卫星的发展，更多低成本、要求快速交付的卫星研制要求已不能允许沿用传统的试验方法。因此，在实物试验之前利用仿真技术对整个热试验过程进行仿真分析具有极高的工程价值，可以在实物试验之前预测各个工况试验结果，提前发现试验设计错误，合理设计和安排试验实施过程，优化试验流程，提早开展试验工装设计分析，预估试验设备研制的难度和进度，降低试验风险。

航天器虚拟热试验是近年发展起来的基于软件工程研制的仿真试验系统，不使用或者部分使用实际硬件来构造试验环境，借助交互式技术和试验分析技术，完成实际物理试验的方法。试验次数不受限制，具有可重复性。虚拟热试验技术就是研究航天器热试验的流程，建立虚拟热试验平台，构造虚拟热试验环境，利用航天器的热物理模型，通过少数几个典型的试验工况得到能够快速反映航天器温度场的特性参数，对航天器的热物理模型进行修正和改进，从而构建航天器随时间和外热流而变化的温度场分布，达到通过虚拟试验加速部分剩余工况甚至取消部分剩余工况的目的。

美、俄、欧洲的航天部门和宇航公司非常重视航天器的虚拟试验仿真和验证，投入大量经费用于基础性研究，所建立的仿真系统与虚拟试验验证系统在卫星研制的各个阶段发挥着重要作用。欧空局的DYNAWORKS应用于卫星的整星热平衡试验，能够提前预示卫星的极限温度。在国内，中国空间技术研究院也进行了很多热网络修正技术的研究。物理修正法是目前比较便于工程实施的修正方法，国内在整星级的层次上应用过的修正方法属于试凑法，以仪器温度为目标参数，用热平衡试验的结果来对整星热模型进行修正，经过修正后的模型与试验能达到很好的符合程度。但是在虚拟热试验技术的实际应用方面，国内只能对恒定内热源和恒定外热流的平衡温度进行预示，不能对变内热源、变外热流的情况进行平衡预示和工况优化，没有建立虚拟热试验环境和平台。

因此，与我国热平衡试验温度预示方法不同，航天器热虚拟试验方法是基于航天器模型的虚拟试验，不依赖热平衡试验的数据，具有更大的指导意义，必将缩短卫星热平衡试验时间，从而节约试验经费，缩短航天器研制周期；如果将虚拟试验环境变为在轨运行环境，该技术还可用于预测航天器的在轨运行温度，可对在轨运行进行健康监测，提前判断故障，具有积极的现实意义。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种航天器进行虚拟热试验的试验方法，重点突破航天器温度场模型分析方法、航天器虚拟试验中输入外热流模拟的仿真和控制方法、周期性热流边界下的温度实时预报方法等，实现变内热源、变外热流的平衡温度预示，满足航天器的试验验证需求。

为解决上述问题，本发明采用的技术方案如下：

本发明的热网络法的航天器虚拟热试验系统，包括模型输入单元、数据库管理单元、数值分析求解单元和热试验数据处理单元，其中，模型输入单元包括试验系统模型输入单元和卫星模型输入单元，热试验系统模型包括电缆模型、红外加热器模型、太阳模拟器模型、冷板模型、热沉模型、支架模型，其中模型输入单元根据几何模型以及热物性参数进行构建；数据库管理模块包括存放数据的增删改查各项管理的模块；数值分析求解单元则根据热模型和边界条件、工况设置进行计算分析，用数值传热学和计算辐射学的相关数值方法求解各种热量传输过程，并基于多层区域分解算法的基本思想，实现多区域、多传热过程间的耦合求解；热试验数据处理单元是对计算数据进行后处理，并可与试验数据进行比对分析。

其中，所述数据包括物性参数数据、边界条件数据、计算结果数据、试验结果数据。

热网络法的航天器虚拟热试验方法，包括以下步骤：1)输入模型数据，其中模型数据包括卫星模型数据、电缆模型数据、红外加热器模型数据、太阳模拟器模型数据、冷板模型数据、热沉模型数据、支架模型数据；2)输入工况边界条件的相关参数，参数包括初始温度、真空度、网络节点划分、计算步长、蒙特卡洛发射粒子数等等；3)根据确定的各参数进行虚拟热试验，获得虚拟热试验试验数据，试验数据包括各个时刻的网格温度数据分布和热流分布；4)对计算数据进行后处理并且和试验数据进行比对。

其中，所述热试验方法的建模工具模块，能进行几乎任意几何形状的建模，并能进行几何体间的布尔运算，并可以划分网格。

其中，热试验方法提出了分离变量法，将太阳吸收系数从多参数的控制方程中分离出来，并进行了物理和数学分析和推导，针对瞬态工况进行了数值模拟，修正了热网络模型系数。

本发明航天器虚拟热试验方法，基于热网络法的原理解决航天器试验问题，该方法可覆盖基本所有热试验要求的模拟热试验结果的工具类软件，具有结构简单、实施便捷等特点和优势，能够满足用户对于热试验考核内容的基本需求。该项技术研究在国内属于首次开展，技术达到国内先进水平，已经完成各类航天器虚拟热试验十余次，满足了相关型号的需求，取得了良好的经济效益。

附图说明

图1是系统原理图，如图中所示包含用于航天器产品的虚拟热试验方法由数据库系统、求解计算、数值分析分系统组成。

具体实施方式

我国航天器热平衡试验中常用的外热流模拟装置包括红外加热器和薄膜电加热器等。以一个小型热控星为研究对象，采用红外加热笼的外热流模拟方法下的热平衡试验并对试验结果进行分析，同时采用虚拟热试验方法对试验系统进行建模，计算热控星表面的热流密度分布，验证虚拟热试验方法的可行性。

以下参照附图对本发明的航天器虚拟热试验方法进行详细说明，但该描述仅仅示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。

全工作流程一般如下：

该热控星为长方体箱型结构，热控星共有结构板6块，+Y板和-Y板为铝蜂窝芯夹层结构，其余4块板均为铝板，各结构板通过一个支撑框架组装成热控星。在热控星-Z面支撑框的四个角上设置了和支架对接的螺纹孔。热控星红外加热笼共有两片，分别为热控星-X、+Y面加热。两片红外笼通过螺栓固定在红外加热笼支撑架上。

将卫星表面划分为许多个微小单元，每一个辐射表面都为平面，均采用直角坐标系，具体的计算流程为：

a.输入卫星表面和加热笼的特征参数；

b.在加热带的长度和宽度方向随机地产生一个粒子，根据粒子发出点的坐标和粒子的辐射路径计算出粒子到达卫星表面所在平面的坐标，根据这个坐标判断粒子是否落在卫星表面，如果落入表面，则相应分区粒子数加1；

c.根据单根加热带上的粒子总数，重复进行上一过程的计算，完成一根加热带的计算；

d.根据加热带的数量重复上过程，完成一个加热区的计算；

e.完成所有加热区的计算。

根据上述的几个步骤分别完成所有平行于卫星表面的加热笼和不平行于卫星表面但对卫星表面辐射角系数不为零的加热笼的计算，将计算结果整合后得到该卫星表面温度的分布情况。

本发明的航天器虚拟热试验以传热学理论为基础，采用数值传热学和计算辐射学的相关数值方法求解各种热量传输过程，并基于多层区域分解算法的基本思想，实现多区域、多传热过程间的耦合求解。实现航天器热试验的主要过程包括以下几方面：(1)通过分析、掌握航天器热环境的物理形成机制，以保证建立正确的热分析物理模型；(2)进行整体与局部的详细几何建模，获得热分析所需的几何结构数学描述；(3)以多层区域分解为基础，构造整体热分析的计算流程框架；(4)根据对热环境形成机制的深入理解与整体热分析的计算流程框架，运用传热学原理，建立各区域对象的热分析物理模型及耦合模型；(5)根据物理模型建立或选择相应的控制方程、定解条件与具体的数值求解方法；(7)编制、调试算法与计算；(8)根据所得结果，作相应的分析。

航天器在轨面临的热环境复杂，目前的计算设备硬件与软件性能难以实现一体化直接模拟。根据问题的特点采取分区域建模的计算思路。将航天器的整体热环境分解为外部热环境、内部热环境两个空间区域，将整体传热过程分解为两个区域内的子传热过程分别求解。此为第一层次的区域分解。将连续的非稳态过程分解为若干准稳态阶段，每个阶段内的换热条件相对恒定，此为第二层次的区域分解。在计算过程中，根据具体情况，将蒙皮、设备、结构进一步划分为若干节点，包括面元节点(内、外表面节点)及体元节点。在整个区域的计算过程中，将整个换热过程分解为辐射换热、导热及辐射-导热耦合换热等几个子过程。采用蒙特卡罗法计算内外热环境中的表面单元间辐射换热，并通过辐射传递系数(辐射网络系数)将辐射传递计算与温度场分离。在上述计算基础上，最终采用热网络法(控制容积法)和集总参数法求解航天器内各节点的瞬态温度值。

虚拟热试验由多个相对独立的模块相互拼装构成,模块间的数据流通过数据库进行传递,确认其需要的数据在数据库中已经存在,然后读入源数据并完成特定的计算任务,计算任务完成后将计算结果写入数据库中指定位置。每一个功能模块都与处于核心位置的数据库直接关联,而数据库中的数据按照其相应的功能也可划分为不同的数据组织。这样的结构特征使得各个功能模块相对独立，保证软件的可扩展性,同时又能通过核心数据库的连接实现对建筑和系统的联合模拟,保证软件的适应性,使其能够同时处理具有不同特点的模拟对象。

尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我们可以依据本发明的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.热网络法的航天器虚拟热试验系统，包括模型输入单元、数据库管理单元、数值分析求解单元和热试验数据处理单元，其中，模型输入单元包括试验系统模型输入单元和卫星模型输入单元，热试验系统模型包括电缆模型、红外加热器模型、太阳模拟器模型、冷板模型、热沉模型、支架模型，其中模型输入单元根据几何模型以及热物性参数进行构建；数据库管理模块包括存放数据的增删改查各项管理的模块；数值分析求解单元则根据热模型和边界条件、工况设置进行计算分析，用数值传热学和计算辐射学的相关数值方法求解各种热量传输过程，并基于多层区域分解算法的基本思想，实现多区域、多传热过程间的耦合求解；热试验数据处理单元是对计算数据进行后处理，并可与试验数据进行比对分析。

2.如权利要求1所述的航天器虚拟热试验系统，其中，所述数据包括物性参数数据、边界条件数据、计算结果数据、试验结果数据。

3.热网络法的航天器虚拟热试验方法，包括以下步骤：1)输入模型数据，其中模型数据包括卫星模型数据、电缆模型数据、红外加热器模型数据、太阳模拟器模型数据、冷板模型数据、热沉模型数据、支架模型数据；2)输入工况边界条件的相关参数，参数包括初始温度、真空度、网络节点划分、计算步长、蒙特卡洛发射粒子数等等；3)根据确定的各参数进行虚拟热试验，获得虚拟热试验试验数据，试验数据包括各个时刻的网格温度数据分布和热流分布；4)对计算数据进行后处理并且和试验数据进行比对。

4.如权利要求1所述的航天器虚拟热试验方法，其中，所述热试验方法的建模工具模块，能进行几乎任意几何形状的建模，并能进行几何体间的布尔运算，并可以划分网格。

5.如权利要求1所述的航天器虚拟热试验方法，其中，热试验方法提出了分离变量法，将太阳吸收系数从多参数的控制方程中分离出来，并进行了物理和数学分析和推导，针对瞬态工况进行了数值模拟，修正了热网络模型系数。