CN114001934A - 一种适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，包括：1、确定空间模拟器内的风场环境参数与火星表面的大气环境一致；2、根据步骤1中的风场环境参数，确定空间模拟器内的均匀风场试验段的尺寸；3、将航天器设置于均匀风场试验段前后方向的中心，火面模拟装置按照与航天器实际在轨距离安装于航天器之下；使火面模拟装置的长度覆盖整个均匀风场试验段前后方向、宽度为航天器底板最大包络尺寸的1.6倍以上；控制火面模拟装置的温度与风温相同，并保证发射率大于等于0.85；4、通过旋转航天器调节风场来流与航天器之间的角度，模拟不同风向；5、验证低风温区不同风速和风向对舱外强迫对流换热的影响。
Description
技术领域
本发明涉及航天器热控技术领域，具体涉及一种适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法。
背景技术
航天器热平衡试验是在模拟空间热环境条件下，验证航天器热设计的正确性，考核热控产品的功能和性能，修正航天器热分析模型，是航天器研制过程中的一项重要试验。
传统的航天器热平衡试验都是在真空模拟器内安装低温热沉模拟航天器真空、低温、黑背景的空间环境，采用红外热流模拟设备(红外笼、红外灯阵和电加热器等)模拟空间辐射外热流，直接验证航天器热控分系统的功能和性能。
火星表面存在着温度范围-123℃～+27℃、压力范围150Pa～1400Pa、主要成分为CO2、风速为0～15m/s的大气环境，这将使火星表面航天器外表面产生强迫对流换热。传统的航天器热平衡试验方法不再适用于低气压、宽温区、高风速、CO2气体为主要成分的火星表面大气环境下航天器热控分系统功能和性能的直接验证，需要对火星表面的气体、压力、温度、风速和空间辐射外热流同时进行复合模拟。国内现有的设备条件是无法完成同时复合模拟的，特别是与低气压风场环境复合模拟，尤其困难。另外地面1g重力环境无法直接准确模拟火面1/3g重力环境下的舱内外自然对流效应，这也给直接验证带来困难。
在国内现有的地面模拟设备条件下，如何实现在火星表面风场环境下的航天器热控分系统的热平衡试验验证，是亟需解决的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，适用于火星表面开放、低气压、宽温区、高风速、主要成分为CO2的大气环境；基于国内现有设备能力，通过分析评估实现火星表面气体、风场、温度、气压等环境因素的有效模拟，采用基于热数学模型修正的间接验证方法，实现外部风场强迫对流对航天器热控分系统功能和性能影响的验证。
本发明的技术方案为：一种适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，包括以下步骤：
步骤一：确定航天器热平衡试验所用空间模拟器内的风场环境参数与火星表面的大气环境一致；其中，风场环境参数包括气体成分、气压、风温和风速；
步骤二：根据步骤一中的风场环境参数，确定空间模拟器内的均匀风场试验段的尺寸；
步骤三：将航天器设置于均匀风场试验段前后方向的中心区域，火面模拟装置按照与航天器实际在轨距离安装于航天器之下；使火面模拟装置的长度覆盖整个均匀风场试验段前后方向、宽度为航天器底板最大包络尺寸的1.6倍以上；控制火面模拟装置的温度与风温相同，并保证发射率大于等于0.85；
步骤四：通过旋转航天器调节风场来流与航天器之间的角度，模拟不同风向；
步骤五：验证低风温区不同风速和风向对舱外强迫对流换热的影响。
优选地，所述步骤一中的气体成分为CO2。
优选地，所述步骤一中气压通过压力调节系统控制在恒定值。
优选地，所述恒定值为1400Pa±10Pa。
优选地，所述步骤一中风温控制为火星表面低温区的温度，且高于CO2的冷凝限。
优选地，所述风温为-100℃。
优选地，所述步骤一中将风速控制为4m/s、6m/s以及15m/s。
优选地，所述步骤二中，均匀风场试验段为圆柱形腔体，其直径不小于航天器最大包络尺寸的2倍，轴向长度不小于航天器最大包络尺寸的2倍。
优选地，所述步骤三中，取航天器底板最大包络尺寸为1.25m，火面模拟装置的宽度为2.1m。
优选地，所述步骤四中，航天器器内设备采用定温处理，温度控制为低温工况中舱内设备最低温水平。
有益效果：
1、本发明的航天器热平衡试验方法依据空间模拟器等国内现有设备的能力，通过评估分析，将火星表面开放、低气压、宽温区、高风速、主要成分为CO2的大气环境因素转化为国内现有设备能力可有效模拟的控制参数，为风场热平衡试验验证提供了实现的基础，有利于实现火星表面气体、风场、温度、气压等环境因素的有效模拟；通过试验状态和工况的组合设计，获取不同风速、风向的舱外强迫对流换热系数，实现外部风场强迫对流对航天器热控分系统功能和性能影响的验证。
2、本发明中所使用的气体，能够准确模拟火面真实环境，进而真实模拟舱内气体导热和舱外的强迫对流效应。
3、本发明中气压的设置，能够准确模拟火面最大压力的真实环境。
4、本发明中风温的控制，有利于模拟航天器低温区强迫对流效应。
5、本发明通过获取的不同风速、风向的舱外强迫对流换热系数，能够修正热数学模型中的强迫对流换热系数，为航天器在轨温度预示提供了保证，可使航天器在轨低温区温度遥测值与预示值误差小于3℃。
附图说明
图1为火星表面航天器风场热平衡试验装置示意图。
图2为火星表面气温昼夜变化曲线示意图。
其中，1-空间模拟器，2-航天器，3-均匀风场试验段，4-调温热沉，5-火面模拟装置，6-风机系统，7-试验支架。
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。
本实施例提供了一种适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，适用于火星表面开放、低气压、宽温区、高风速、主要成分为CO2的大气环境；基于国内现有设备能力，通过分析评估实现火星表面气体、风场、温度、气压等环境因素的有效模拟，采用基于热数学模型修正的间接验证方法，实现外部风场强迫对流对航天器热控分系统功能和性能影响的验证。
如图1所示，本实施例中的热平衡试验方法所使用的装置包括：空间模拟器1及设置在空间模拟器1中的均匀风场试验段3、调温热沉4、火面模拟装置5和风机系统6；且均匀风场试验段3位于空间模拟器1的中前端，风机系统6设置在均匀风场试验段3的后端，航天器2(如火星车)通过试验支架7设置在均匀风场试验段3内部，火面模拟装置5设置在航天器2的下方，调温热沉4设置在空间模拟器1的内壁面上；其中，均匀风场试验段3内部的风向为由前向后。
本实施例中的热平衡试验方法包括以下步骤：
步骤一：确定风场环境参数；其中，风场环境参数包括气体成分、气压、风温和风速；
(1)试验气体采用CO2气体(火星大气的主要成分)，以模拟火面(火星表面)真实环境，从而真实模拟舱内气体导热和舱外的强迫对流效应；
(2)空间模拟器1内的试验气体压力通过压力调节系统控制在恒定值(优选火面最大压力值1400Pa±10Pa)；
(3)低温区强迫对流效应对航天器2低温工况验证最为关键，低温区减小风道壁面对航天器2的附加红外辐射影响；如图2所示，由于火面气温最低为-105℃，调温热沉4与风温(风场气温)间最大温差为20℃，为了避免调温热沉4低于CO2冷凝限(-119℃@1400Pa)而出现冷凝现象，控制调温热沉4的温度不低于-120℃，从而将风场气温控制在-100℃(火星表面低温区的温度)；根据对流换热系数关联式，可以估算得到风温-100℃和火面最低气温-105℃之间的强迫对流换热系数仅差1％；
(4)利用风机系统6将均匀风场试验段3内的风速控制在4m/s(可以忽略自然对流的最小风速)、6m/s(火星大气环境中发生概率最大的风速)以及15m/s(最大风速)；其中，风速不低于4m/s时，强迫对流占主导地位，自然对流效应可以忽略不计，能够减小地面重力与火星重力存在差异导致的自然对流效应的影响；
步骤二：确定均匀风场试验段3的尺寸；
将火星表面开放风场环境转化为航天器热平衡试验中有限大小的均匀风场试验段1；在步骤一中风场环境参数的基础上，采用CFD软件分别计算远场边界和不同均匀风场试验段3直径的情况下航天器2下游流场结构形态和换热量，将与远场边界风场中航天器2周围流场结构形态基本相同、相同温差下总换热量偏离不大于5％的有限尺寸风场作为空间模拟器1内均匀风场试验段3尺寸的判定准则，均匀风场试验段3为圆柱形腔体，其直径不小于航天器2最大包络尺寸的2倍，轴向长度不小于航天器2最大包络尺寸的2倍；
优选地，航天器2最大包络尺寸为1.5m，均匀风场试验段3直径为3m时，航天器2下游流场的形态与远场边界的基本相同，换热量误差约为3.5％，在距航天器2中心2.2m后，流场恢复成原始流动状态，因此均匀风场试验段3的长度不能小于3m；
步骤三：确定火面模拟装置5试验边界模拟参数；
将航天器2设置于均匀风场试验段3前后方向的中心区域，火面模拟装置5按照与航天器2实际在轨距离安装(火面模拟装置5安装在航天器2下方)，以模拟真实的火面强迫对流边界及火面红外辐射边界；火面模拟装置5的长度覆盖整个均匀风场试验段3前后方向(优选长度为3m)、宽度至少为航天器2底板最大包络尺寸的1.6倍(优选，航天器2底板最大包络尺寸为1.25m，火面模拟装置5的宽度取为2.1m)；火面模拟装置5具备调温功能，控制火面模拟装置5的温度与风温相同，火面模拟装置5朝向航天器2一侧喷涂黑漆，保证发射率≥0.85；
步骤四：航天器2按照实际在轨姿态进行放置，通过旋转航天器2调节风场来流与航天器2之间的角度，模拟不同风向；不模拟太阳外热流(因为是热实验，一般模拟外热流，但此处不模拟太阳外热流)；为方便统计强迫对流换热量，航天器2器内设备采用定温处理，温度控制为低温工况中舱内设备最低温水平，即-30℃；
步骤五：根据试验目的验证风速和风向对舱外强迫对流换热的影响，只验证低风温区的影响；
设置基准工况(静态稳态工况)，在基准工况基础上，设置风速影响工况，验证不同风速对舱外强迫对流换热的影响；在最大风速工况基础上，设置风向影响工况，验证不同风向对舱外强迫对流换热的影响。
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 (10)
1.一种适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：确定航天器热平衡试验所用空间模拟器(1)内的风场环境参数与火星表面的大气环境一致；其中，风场环境参数包括气体成分、气压、风温和风速；
步骤二：根据步骤一中的风场环境参数，确定空间模拟器(1)内的均匀风场试验段(3)的尺寸；
步骤三：将航天器(2)设置于均匀风场试验段(3)前后方向的中心区域，火面模拟装置(5)按照与航天器(2)实际在轨距离安装于航天器(2)之下；使火面模拟装置(5)的长度覆盖整个均匀风场试验段(3)前后方向、宽度为航天器(2)底板最大包络尺寸的1.6倍以上；控制火面模拟装置(5)的温度与风温相同，并保证发射率大于等于0.85；
步骤四：通过旋转航天器(2)调节风场来流与航天器(2)之间的角度，模拟不同风向；
步骤五：验证低风温区不同风速和风向对舱外强迫对流换热的影响。
2.如权利要求1所述的适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，所述步骤一中的气体成分为CO2。
3.如权利要求1所述的适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，所述步骤一中气压通过压力调节系统控制在恒定值。
4.如权利要求3所述的适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，所述恒定值为1400Pa±10Pa。
5.如权利要求1所述的适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，所述步骤一中风温控制为火星表面低温区的温度，且高于CO2的冷凝限。
6.如权利要求5所述的适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，所述风温为-100℃。
7.如权利要求1-6中任意一项所述的适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，所述步骤一中将风速控制为4m/s、6m/s以及15m/s。
8.如权利要求7所述的适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，所述步骤二中，均匀风场试验段(3)为圆柱形腔体，其直径不小于航天器(2)最大包络尺寸的2倍，轴向长度不小于航天器(2)最大包络尺寸的2倍。
9.如权利要求1-6中任意一项所述的适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，所述步骤三中，取航天器(2)底板最大包络尺寸为1.25m，火面模拟装置(5)的宽度为2.1m。
10.如权利要求1-6中任意一项所述的适用于火星表面风场环境的航天器热平衡试验方法，其特征在于，所述步骤四中，航天器(2)器内设备采用定温处理，温度控制为低温工况中舱内设备最低温水平。
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| CN115839769A (zh) * | 2023-02-24 | 2023-03-24 | 烟台大学 | 测量室外辐射的方法、配套硬件装置、设备及存储介质 |
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| CN105854960A (zh) * | 2016-03-22 | 2016-08-17 | 北京卫星环境工程研究所 | 火星温度和压力环境的地面模拟试验系统及试验方法 |
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| CN111323052A (zh) * | 2020-03-20 | 2020-06-23 | 上海航天控制技术研究所 | 一种用于复杂热环境下的导航敏感器热平衡试验装置 |
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