CN112329130A - 一种伴星热边界模拟方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种伴星热边界模拟方法和装置，该方法如下：第一步，得到轨道高温工况和低温工况下主星和伴星的外露部件的温度变化曲线及温度分布梯度情况；第二步，采用等效铝板来模拟伴星的热边界，并分别设计等效铝板的实际厚度、分区、等效铝板喷涂的热控涂层的材料及等效铝板上电加热器的功率；第三步，以等效铝板为主体组装伴星热边界模拟装置；第四步，进行主星热平衡试验，热真空试验罐外布置控温系统，通过等效铝板上的温度传感器控制电加热器的加热功率，使等效铝板的各个区域的温度变化曲线与伴星的外露部件对应位置处的温度变化曲线一致；本发明能够解决高超声速吸气式组合发动机在超低温工况下的结霜问题，确保了预冷器的正常运行。

Description

一种伴星热边界模拟方法和装置

技术领域

本发明属于航天器热控制技术领域，具体涉及一种伴星热边界模拟方法和装置。

背景技术

按照《卫星热控制技术》一书中的定义：一般航天器在空间轨道段运行的热环境主要体现在三个方面：真空、低温和黑背景、外热流。这里的航天器大多数是一箭一星发射方式，即空间轨道运行段是单独的一颗卫星。另外还有一些航天器是一箭多星发射方式，但是仅仅经过短暂的上升段，进入空间轨道段时多颗卫星陆续分离，因此这些卫星在轨也是独立的，其轨道热环境也仅仅为单星外热流。这里还有第三种情况的卫星，即由一箭多星上面级方式发射，但是在卫星定点之前有较长时间的空间运行段，这段时间卫星的温度不仅受到轨道外热流的影响，而且受到其相伴卫星(后续称为“伴星”，这个伴星广义的讲还包括上面级)的热影响。这些卫星之间由于相互之间的辐射加热和辐射遮挡，其温度是相互关联的。针对这类卫星的热试验验证方式，直接的方法是多颗星按照空间布局关系一起并行热试验，模拟它们的外热流，得到它们的平衡温度。但是多颗星并行热试验常常受到试验设备、研制流程、试验经费等方面制约。例如初样热试验验证时，由于热试验验证的目的主要是验证热设计，因此单星验证是最省时间和成本的。

GJB 2758-99《卫星真空热试验热模拟方法》中的温度模拟方法用于热真空试验而非热平衡试验，其目的是使卫星上组件的温度按试验大纲规定的热循环曲线的温度上下限值、变化速率和循环次数进行变化。其使用方法的手段是通过外部环境条件或卫星内部加热等条件使卫星本体组件的温度达到温度上下限要求。

鉴于此，单星热试验验证时，需要考虑伴星对主星的影响。首先，研制一个完整的伴星是不可取的；其次，如何模拟伴星的热边界从而使主星的热试验验证完整、准确和充分，是一项难题。传统的仅模拟主星的外热流显然是不正确的，需要考虑伴星与主星之间的换热以及伴星对主星的空间辐射遮挡影响。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种伴星热边界模拟方法和装置，能够通过模拟伴星的热边界，达到验证主星热设计的目的。

本发明是通过下述技术方案实现的：

一种伴星热边界模拟方法，该方法的具体步骤如下：

第一步，建立主星和伴星在运载上面级上的组合体热分析仿真模型，分别计算得到轨道高温工况和低温工况下主星和伴星的外露部件的温度变化曲线及温度分布梯度情况；

第二步，采用等效铝板来模拟伴星的热边界，即采用等效铝板来模拟伴星的外露部件的基板，等效铝板的总面积与伴星的外露部件的面积相同；根据等效铝板的热容量与伴星的太阳翼外板热容量相等的原则，计算得到等效铝板的设计厚度δ；进而得到等效铝板的实际厚度δ'＝(50％～85％)δ；

第三步，选择等效铝板的两个表面上喷涂的热控涂层的材料，使得等效铝板上的热控涂层的半球红外发射率与伴星的外露部件的外表面的半球红外发射率一致；

第四步，根据第一步得到的伴星的外露部件的温度分布梯度情况对第二步的等效铝板进行分区，同一个分区内的温度差小于或等于5度；即将一块等效铝板分割为两个以上分等效铝板；

第五步，在每个分等效铝板上安装电加热器，并计算每个分等效铝板上的电加热器的设计功率Q_i，进而得到电加热器的实际功率Q_i'＝125％Q_i～150％Q_i；

第六步，建立主星和所述等效铝板的热试验模型，校核所述等效铝板的降温速率是否大于或等于第一步中的低温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的降温速率；同时，校核所述等效铝板在第五步的电加热器作用下的升温速率是否大于第一步中的高温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的升温速率；

(1)若所述等效铝板的降温速率大于或等于第一步中的低温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的降温速率，则表示等效铝板的实际厚度设计正确；若等效铝板降温速率小于第一步低温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的降温速率，则减小等效铝板的实际厚度δ'，直至等效铝板的降温速率大于或等于第一步中的低温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的降温速率；

(2)若所述等效铝板的升温速率大于或等于第一步中的高温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的升温速率，则表示每个分等效铝板上的电加热器的实际功率设计正确；若等效铝板升温速率小于第一步高温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的升温速率，则增加每个分等效铝板上的电加热器的实际功率Q'，直至等效铝板的升温速率大于或等于第一步中的高温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的升温速率；

第七步，组装伴星热边界模拟装置，所述伴星热边界模拟装置包括：框架13和两个以上分等效铝板12；所述框架上设有两个以上区域，所述分等效铝板一一对应安装在网格框架的两个以上区域内；每个所述分等效铝板的面向主星所在侧的表面上粘贴有温度传感器；每个所述分等效铝板的远离主星所在侧的表面上粘贴有薄膜型的电加热器，粘贴完电加热器和温度传感器后，每个分等效铝板两个表面喷涂有热控涂层；

第八步，进行主星热平衡试验时，伴星热边界模拟装置与主星的相对空间位置和伴星的外露部件与主星的相对空间位置保持一致，且伴星热边界模拟装置的温度传感器所在侧与所述主星相对；热真空试验罐外布置控温系统，通过等效铝板上的温度传感器控制电加热器的加热功率，使等效铝板的各个区域的温度变化曲线与伴星的外露部件对应位置处的温度变化曲线一致。

进一步的，计算等效铝板的设计厚度δ的方法如下：

式中，m^b为伴星的外露部件的质量，

伴星的外露部件的比热容，ρ为等效铝板的密度，A为等效铝板的总面积，C_p为等效铝板的比热容。

进一步的，计算每个分等效铝板上的电加热器的设计功率Q_i的方法如下：

(1)根据第一步的伴星的外露部件的温度分布梯度情况，得到高温工况下等效铝板的每个区域内的最高温度T_i，i＝1,2…n；

(2)每个分等效铝板上的电加热器的设计功率Q_i为：

Q_i＝2εσA_i(T_i ⁴-T₀ ⁴)

式中，ε为等效铝板的半球红外发射率，σ为斯蒂芬-玻尔兹曼常数，A_i为位于第i区域的分等效铝板的面积，T_i为等效铝板第i个区域的最高温度，T₀为热真空试验罐罐壁温度。

进一步的，其特征在于，所述伴星热边界模拟装置包括：框架和两个以上分等效铝板；

所述框架上设有两个以上区域，所述分等效铝板一一对应安装在网格框架的两个以上区域内；每个所述分等效铝板的面向主星所在侧的表面上粘贴有温度传感器；每个所述分等效铝板的远离主星所在侧的表面上粘贴有薄膜型的电加热器，粘贴完电加热器和温度传感器后，每个分等效铝板两个表面喷涂有热控涂层；

所述分等效铝板与网格框架之间安装有隔热垫；

所述框架上粘贴有镀铝薄膜。

有益效果：本发明在由运载上面级入轨的一箭多星热设计验证中，用局部热边界模拟代替整星热边界模拟方法，并通过伴星热边界模拟装置实现伴星的热边界模拟，解决了上面级入轨卫星在上面级飞行空间段的热设计验证难题，保证了试验验证的准确性，降低了试验验证成本并提高了上面级一箭多星卫星的研制验证效率；具有温度动态精度高、适应性强、试验成本低等优点。

附图说明

图1为本发明的原理流程；

图2为运载上面级直接入轨一箭双星的示意图；

图3为主星和伴星在运载上面级上的组合体热分析仿真模型；

图4为伴星太阳翼在低温工况下的降温曲线；

图5为伴星太阳翼在高温工况下的升温曲线；

图6为等效铝板的分区；

图7为等效铝板和框架的装配示意图；

图8为等效铝板上的电加热器的分布图；

图9为伴星热边界模拟装置参加主星初样热平衡试验的状态；

图10为伴星热边界模拟装置试验温度与目标温度对比(低温工况)；

图11为伴星热边界模拟装置试验温度与目标温度对比(高温工况)；

其中，1-主星本体，2--Y主星太阳翼，3-运载上面级，4-主星支撑结构，5-主星星箭分离接头，6-伴星热边界模拟装置，7-+Y主星太阳翼，8-主星，9-伴星，10-运载上面级，11-太阳翼，12-分等效铝板，13-框架。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本实施例为运载上面级直接入轨一箭双星，参见附图2，即主星8和伴星9并列放置在运载上面级10上，其中，主星和伴星的太阳翼11相对布置，间距为298mm；令主星的坐标系为：主星的中心为原点，与伴星相对的方向为Y轴正方向，与Y轴垂直的方向为X轴；伴星的坐标系为：伴星的中心为原点，与主星相对的方向为Y轴正方向，与Y轴垂直的方向为X轴；由于伴星的太阳翼很大，伴星的Y轴正方向的太阳翼外板将整个主星的Y轴正方向遮挡，且由于主星在其Y轴正方向所在侧布置有散热面，整个主星的温度会受到伴星的Y轴正方向的太阳翼外板的温度的影响；

为更好地满足正样阶段热控产品批生产和热控设计状态一致性的需求，在初样阶段需要设计伴星热边界模拟装置用来模拟伴星，使得主星与伴星热边界模拟装置组成的热控星进行地面热平衡试验，对热控星的热设计进行验证，考核热控分系统对飞行各阶段热环境的适应能力及确定最佳热控参数，特别是对关键部件的热控方案和热控措施进行考核；所述热控星需要在空间模拟器中完成热试验；所述热试验包括：运载上面级转移轨道瞬态工况阶段的热平衡试验和主星工作轨道时的热平衡试验；所述空间模拟器必须具备能模拟空间热环境的能力，空间热环境即宇宙空间的真空、低温、黑背景和空间外热流；

因此，本实施例提供了一种伴星热边界模拟方法，参见附图1，该方法的具体步骤如下：

第一步，建立主星和伴星在运载上面级上的组合体热分析仿真模型，参见附图3，分别计算得到轨道高温工况和低温工况下主星和伴星的外露部件的温度变化曲线及温度分布梯度情况；由于伴星的外露部件中仅伴星与主星正对的最外侧太阳翼外板对主星的温度影响大，因此，伴星的外露部件为伴星太阳翼外板，伴星的热边界即为伴星太阳翼外板的温度；所述伴星太阳翼外板的温度变化曲线包括：附图4的伴星太阳翼在低温工况下的降温曲线和附图5的伴星太阳翼在高温工况下的升温曲线；

第二步，采用等效铝板来模拟伴星的热边界，即采用等效铝板来模拟伴星太阳翼外板的基板，等效铝板的总面积与伴星太阳翼外板的面积相同；根据等效铝板的热容量与伴星的太阳翼外板热容量相等的原则，计算得到等效铝板的设计厚度δ；

式中，m^b为伴星太阳翼外板的质量，

伴星太阳翼外板的比热容，ρ为等效铝板的密度，A为等效铝板的总面积，C_p为等效铝板的比热容；在本实施例，已知伴星的太阳翼外板的质量为9.6kg，伴星太阳翼外板的面积与等效铝板的总面积均为3.4㎡；因此，

由于等效铝板的实际厚度δ'需要适当降额，即δ'＝(50％～85％)δ＝0.43mm～0.73mm；

因此，等效铝板的实际厚度δ'的取值范围为0.43mm～0.73mm；

第三步，选择等效铝板的两个表面上喷涂的热控涂层的材料，使得等效铝板上的热控涂层的半球红外发射率与伴星太阳翼外板的外表面的半球红外发射率一致；在本实施例中，太阳翼外板的外表面的半球红外发射率为0.87，因此，所述热控涂层选用球红外发射率为0.87的SR107白漆；

第四步，根据第一步得到的伴星太阳翼外板的温度分布梯度情况对第二步的等效铝板进行分区，同一个分区内的温度差小于或等于5度；本实施例将所述等效铝板分割为16个区域，即将一块等效铝板分割为16个分等效铝板，进行热边界模拟时，每个分等效铝板代表一个温度；其中，在本实施例中，每个分等效铝板的尺寸参见附图6，位于第1-1、1-4、1-5、1-8区域的分等效铝板的面积均为0.1767㎡，位于第1-2、1-3、1-6、1-7区域的分等效铝板的面积为0.4001㎡，位于第1-9、1-12、1-13、1-16区域的分等效铝板的面积为0.0839㎡，位于第1-10、1-11、1-14、1-15区域的分等效铝板的面积为0.1900㎡；

第五步，在每个分等效铝板上安装电加热器，且每个分等效铝板上的电加热器的功率如下：

(1)根据第一步的伴星太阳翼外板的温度分布梯度情况，得到高温工况下等效铝板的每个区域内的最高温度T_i，i＝1,2…16；

(2)每个分等效铝板上的电加热器的设计功率Q_i为：

Q_i＝2εσA_i(T_i ⁴-T₀ ⁴) 公式(3)

式中，ε为等效铝板的半球红外发射率，σ为斯蒂芬-玻尔兹曼常数，A_i为位于第i区域的分等效铝板的面积，T_i为等效铝板第i个区域的最高温度，T₀为热真空试验罐罐壁温度；

在本实施例中，ε＝0.87，σ＝5.67，T₀＝100K；

由于，电加热器的实际功率Q_i'需要留有设计余量，即Q_i'＝125％Q_i～150％Q_i；

第六步，建立主星和所述等效铝板的热试验模型，校核所述等效铝板的降温速率是否大于或等于第一步中的低温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的降温速率；同时，校核所述等效铝板在第五步的电加热器作用下的升温速率是否大于第一步中的高温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的升温速率；

(1)若所述等效铝板的降温速率大于或等于第一步中的低温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的降温速率，则表示等效铝板的实际厚度设计正确；若等效铝板降温速率小于第一步低温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的降温速率，则减小等效铝板的实际厚度δ'的取值，并使得所述实际厚度δ'依然在第二步的取值范围(即0.43mm～0.73mm)内，直至等效铝板的降温速率大于或等于第一步中的低温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的降温速率；

(2)若所述等效铝板的升温速率大于或等于第一步中的高温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的升温速率，则表示每个分等效铝板上的电加热器的实际功率设计正确；若等效铝板升温速率小于第一步高温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的升温速率，则增加每个分等效铝板上的电加热器的实际功率Q'，并使得所述实际功率Q'依然在第五步的取值范围(即125％Q_i～150％Q_i)内，直至等效铝板的升温速率大于或等于第一步中的高温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的升温速率；

因此，当所述等效铝板的降温速率大于或等于第一步中的低温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的降温速率；同时，所述等效铝板在第五步的电加热器作用下的升温速率大于第一步中的高温工况下伴星太阳翼外板的温度变化曲线的升温速率时，则表明等效铝板的模拟伴星热边界设计正确；

第七步，组装伴星热边界模拟装置，参见附图7，所述伴星热边界模拟装置包括：框架13和16个分等效铝板12；所述框架采用不锈钢材料；所述分等效铝板均采用2A12材料，分等效铝板的厚度均为0.5mm；

所述框架由矩形的边缘框架和网格状的中心框架组成；所述边缘框架由30mm×30mm×3mm角钢焊接形成，中心框架由23mm×30mm×3mm的T形角钢焊接形成；

所述框架上设有16个区域，与所述等效铝板上的16个区域一一相对；

所述分等效铝板一一对应安装在网格框架的16个区域内，且相邻分等效铝板之间的间隔为23mm；所述分等效铝板与网格框架之间安装有隔热垫，所述隔热垫采用聚四氟乙烯材料，隔热垫的厚度为3mm；

每个所述分等效铝板的面向主星所在侧的表面上粘贴有温度传感器(在本实施例中，所述温度传感器采用测温热电偶)；每个所述分等效铝板的远离主星所在侧的表面上粘贴有薄膜型的电加热器，粘贴完电加热器和测温热电偶后，每个分等效铝板两个表面喷涂SR107白漆；其中，位于第1-2、1-3、1-6、1-7区域的分等效铝板上各布置3路电加热器，位于其它区域的分等效铝板上各布置1路电加热器，整个电加热器回路参见附图8，共布置了24路电加热器；

所述框架上粘贴有镀铝薄膜；

第八步，进行主星热平衡试验时，将所述伴星热边界模拟装置安装在伴星所在位置上，以代替伴星(即伴星热边界模拟装置与主星的相对空间位置和伴星太阳翼外板与主星的相对空间位置保持一致)，且伴星热边界模拟装置的测温热电偶所在侧与所述主星相对；热真空试验罐外布置控温系统，通过等效铝板上的测温热电偶控制电加热器的加热功率，使等效铝板的各个区域的温度变化曲线与伴星太阳翼外板对应位置处的温度变化曲线一致；具体过程如下：

主星和伴星热边界模拟装置并列布置，间距为298mm；令主星的坐标系为：主星的中心为原点，与伴星热边界模拟装置相对的方向为Y轴正方向，与Y轴垂直的方向为X轴，与XY所在面垂直的方位为Z轴方向；伴星热边界模拟装置的坐标系为：伴星热边界模拟装置的中心为原点，与主星相对的方向为Y轴正方向，与Y轴垂直的方向为X轴，与XY所在面垂直的方位为Z轴方向；其中，所述主星的Y轴正向与所述伴星热边界模拟装置Y轴正向方向相反；所述主星的X轴正向与所述伴星热边界模拟装置X轴正向方向相反；所述主星的Z轴正向与所述伴星热边界模拟装置Z轴正向方向相同；

参见附图9，所示为主星初样热平衡试验时的状态；主星本体1、6个主星太阳翼、运载上面级3、主星支撑结构4、主星星箭分离接头5及伴星热边界模拟装置6均通过卫星热试验支架8放置在热真空试验罐中；6个所述主星太阳翼分为两组，每组3个太阳翼，其中一组太阳翼沿主星坐标系的Y轴负向布置，为-Y主星太阳翼2，另一组太阳翼沿主星坐标系的Y轴正向布置，为+Y主星太阳翼7；-Y主星太阳翼2和+Y主星太阳翼7分别通过太阳翼固定小车安装在主星本体1±Y两侧的导轨上；距离主星本体1最近的两个太阳翼距主星本体1的表面距离为100mm，每组太阳翼中的两个相邻太阳翼之间的距离为39mm；伴星热边界模拟装置6通过支撑杆固定在主星坐标系的Y轴正向的太阳翼小车上，伴星热边界模拟装置6与+Y主星太阳翼7的外板之间距离为298mm；

热真空试验罐外布置有伴星模拟太阳翼热边界控温系统，通过等效铝板上的测温热电偶控制电加热器组成的加热回路的加热功率，电加热器的输入功率由地面电源提供，且功率大小在125％Q_i～150％Q_i范围可调；进行主星热平衡试验时，将伴星热边界模拟装置6上的16个区域内的分等效铝板的控温点目标温度随时间的变化情况以表格形式提供给试验系统控制计算机，通过计算机使分等效铝板的控温点的温度与伴星太阳翼外板对应位置处的温度变化曲线一致；

在本实施例的主星热平衡试验过程中，伴星热边界模拟装置6的试验温度与目标温度对比曲线参见附图10和图11所示，图10为降温曲线对比，图11为升温曲线对比；从对比的温度曲线看出数据统计可以看到，伴星热边界模拟装置6的试验温度与目标温度的最大温度差不超过2℃，伴星的热边界模拟取得较好效果。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种伴星热边界模拟方法，其特征在于，该方法的具体步骤如下：

第一步，建立主星和伴星在运载上面级上的组合体热分析仿真模型，分别计算得到轨道高温工况和低温工况下主星和伴星的外露部件的温度变化曲线及温度分布梯度情况；

第二步，采用等效铝板来模拟伴星的热边界，即采用等效铝板来模拟伴星的外露部件的基板，等效铝板的总面积与伴星的外露部件的面积相同；根据等效铝板的热容量与伴星的太阳翼外板热容量相等的原则，计算得到等效铝板的设计厚度δ；进而得到等效铝板的实际厚度δ'＝(50％～85％)δ；

第三步，选择等效铝板的两个表面上喷涂的热控涂层的材料，使得等效铝板上的热控涂层的半球红外发射率与伴星的外露部件的外表面的半球红外发射率一致；

第四步，根据第一步得到的伴星的外露部件的温度分布梯度情况对第二步的等效铝板进行分区，同一个分区内的温度差小于或等于5度；即将一块等效铝板分割为两个以上分等效铝板；

第五步，在每个分等效铝板上安装电加热器，并计算每个分等效铝板上的电加热器的设计功率Q_i，进而得到电加热器的实际功率Q_i'＝125％Q_i～150％Q_i；

第六步，建立主星和所述等效铝板的热试验模型，校核所述等效铝板的降温速率是否大于或等于第一步中的低温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的降温速率；同时，校核所述等效铝板在第五步的电加热器作用下的升温速率是否大于第一步中的高温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的升温速率；

(1)若所述等效铝板的降温速率大于或等于第一步中的低温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的降温速率，则表示等效铝板的实际厚度设计正确；若等效铝板降温速率小于第一步低温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的降温速率，则减小等效铝板的实际厚度δ'，直至等效铝板的降温速率大于或等于第一步中的低温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的降温速率；

(2)若所述等效铝板的升温速率大于或等于第一步中的高温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的升温速率，则表示每个分等效铝板上的电加热器的实际功率设计正确；若等效铝板升温速率小于第一步高温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的升温速率，则增加每个分等效铝板上的电加热器的实际功率Q'，直至等效铝板的升温速率大于或等于第一步中的高温工况下伴星的外露部件的温度变化曲线的升温速率；

第七步，组装伴星热边界模拟装置，所述伴星热边界模拟装置包括：框架13和两个以上分等效铝板12；所述框架上设有两个以上区域，所述分等效铝板一一对应安装在网格框架的两个以上区域内；每个所述分等效铝板的面向主星所在侧的表面上粘贴有温度传感器；每个所述分等效铝板的远离主星所在侧的表面上粘贴有薄膜型的电加热器，粘贴完电加热器和温度传感器后，每个分等效铝板两个表面喷涂有热控涂层；

第八步，进行主星热平衡试验时，伴星热边界模拟装置与主星的相对空间位置和伴星的外露部件与主星的相对空间位置保持一致，且伴星热边界模拟装置的温度传感器所在侧与所述主星相对；热真空试验罐外布置控温系统，通过等效铝板上的温度传感器控制电加热器的加热功率，使等效铝板的各个区域的温度变化曲线与伴星的外露部件对应位置处的温度变化曲线一致。

2.如权利要求1所述的一种伴星热边界模拟方法，其特征在于，计算等效铝板的设计厚度δ的方法如下：

式中，m^b为伴星的外露部件的质量，

伴星的外露部件的比热容，ρ为等效铝板的密度，A为等效铝板的总面积，C_p为等效铝板的比热容。

3.如权利要求1所述的一种伴星热边界模拟方法，其特征在于，计算每个分等效铝板上的电加热器的设计功率Q_i的方法如下：

(1)根据第一步的伴星的外露部件的温度分布梯度情况，得到高温工况下等效铝板的每个区域内的最高温度T_i，i＝1,2…n；

(2)每个分等效铝板上的电加热器的设计功率Q_i为：

Q_i＝2εσA_i(T_i ⁴-T₀ ⁴)

式中，ε为等效铝板的半球红外发射率，σ为斯蒂芬-玻尔兹曼常数，A_i为位于第i区域的分等效铝板的面积，T_i为等效铝板第i个区域的最高温度，T₀为热真空试验罐罐壁温度。

4.基于权利要求1所述的一种伴星热边界模拟方法的一种伴星热边界模拟装置，其特征在于，所述伴星热边界模拟装置包括：框架(13)和两个以上分等效铝板(12)；

所述框架上设有两个以上区域，所述分等效铝板一一对应安装在网格框架的两个以上区域内；每个所述分等效铝板的面向主星所在侧的表面上粘贴有温度传感器；每个所述分等效铝板的远离主星所在侧的表面上粘贴有薄膜型的电加热器，粘贴完电加热器和温度传感器后，每个分等效铝板两个表面喷涂有热控涂层；

所述分等效铝板与网格框架之间安装有隔热垫；

所述框架上粘贴有镀铝薄膜。

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