劉紹然，許忠旭，張春元，付仕明

（1. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所；2. 中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部：北京 100094）

0 引言

試驗(yàn)誤差與試驗(yàn)共生，航天器熱試驗(yàn)亦不例外。試驗(yàn)誤差的存在影響試驗(yàn)?zāi)M的準(zhǔn)確性和結(jié)果的有效性。對(duì)于熱平衡試驗(yàn)而言，我國(guó)的紅外加熱籠（以下簡(jiǎn)稱紅外籠）技術(shù)經(jīng)過(guò)40多年的發(fā)展已經(jīng)日臻成熟，但在紅外籠試驗(yàn)誤差方面的研究較少，對(duì)誤差的產(chǎn)生源、大小及其對(duì)衛(wèi)星的影響缺乏系統(tǒng)而深入的研究，多局限于單純通過(guò)研究外熱流模擬設(shè)備以分析熱試驗(yàn)誤差和傳統(tǒng)的通過(guò)二體傳熱理論研究熱試驗(yàn)誤差等[1-4]。目前針對(duì)整星級(jí)熱試驗(yàn)中外熱流、低溫和黑背景模擬偏差造成熱試驗(yàn)誤差的研究尚沒(méi)有深入開(kāi)展，并且沒(méi)能看到支架漏熱、電纜漏熱、溫度測(cè)量誤差對(duì)熱試驗(yàn)影響研究的相關(guān)文獻(xiàn)報(bào)道。

對(duì)于熱試驗(yàn)誤差的研究，一種行之有效的分析方法是使用數(shù)值模擬方法進(jìn)行集成建模分析。本文擬通過(guò)對(duì)衛(wèi)星熱試驗(yàn)的數(shù)值模擬，得到“希望一號(hào)”衛(wèi)星熱平衡試驗(yàn)的總誤差和模擬熱流偏差，進(jìn)而分析熱沉的溫度、表面發(fā)射率、與衛(wèi)星的表面積比，支架的導(dǎo)熱、輻射漏熱，電纜的導(dǎo)熱、輻射漏熱，以及溫度測(cè)量誤差對(duì)衛(wèi)星溫度場(chǎng)的影響。

1 分析模型的建立

為了正確建立熱試驗(yàn)誤差分析模型，在衛(wèi)星熱控制設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，建立了衛(wèi)星的熱數(shù)學(xué)模型，計(jì)算出衛(wèi)星在不同工況下各艙板的外熱流變化，及整星各儀器、部件的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)溫度場(chǎng)。利用飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正后，計(jì)算數(shù)值與遙測(cè)數(shù)據(jù)偏差在 5 ℃以內(nèi)，表明建模方法和參數(shù)設(shè)置合理，衛(wèi)星在軌狀態(tài)熱分析結(jié)果有效[5]。根據(jù)“希望一號(hào)”衛(wèi)星熱試驗(yàn)的工裝設(shè)計(jì)和熱控狀態(tài)，建立了紅外籠、衛(wèi)星、支架車、支撐框架、熱流計(jì)和熱沉的聯(lián)合熱數(shù)學(xué)模型（如圖 1），計(jì)算了衛(wèi)星在熱平衡試驗(yàn)中不同工況下的穩(wěn)態(tài)溫度場(chǎng)，將計(jì)算數(shù)值和試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，偏差在5 ℃以內(nèi)，表明衛(wèi)星試驗(yàn)狀態(tài)的熱模型是正確的。

圖1 熱試驗(yàn)幾何數(shù)學(xué)模型（不含衛(wèi)星）Fig. 1 Geometrical Mathematical Model (GMM)of the thermal test (the satellite is not included)

2 熱試驗(yàn)總誤差

2.1 誤差分析的對(duì)比狀態(tài)

對(duì)于航天器熱試驗(yàn)，工程上關(guān)心的是航天器內(nèi)部溫度。為了分析熱平衡試驗(yàn)中，在利用紅外籠模擬到達(dá)外熱流時(shí)，由于紅外籠、試驗(yàn)工裝的存在以及熱流計(jì)布置的不恰當(dāng)和紅外籠本身的模擬熱流偏差對(duì)試驗(yàn)溫度場(chǎng)的影響，本文選取兩個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)建立熱數(shù)學(xué)模型，對(duì)比分析結(jié)果，以便找出這種影響的大小。這兩個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)分別如下：

1）熱平衡試驗(yàn)（TBT）狀態(tài)

建立如圖1所示的、可以反映熱平衡試驗(yàn)中各試驗(yàn)組件實(shí)際傳熱關(guān)系的聯(lián)合熱模型。衛(wèi)星的內(nèi)熱源取各個(gè)儀器設(shè)備的熱耗；熱沉的溫度取 93.15 K（-180 ℃）作為邊界條件；以衛(wèi)星在軌狀態(tài)熱分析得到的周期平均外熱流作為紅外籠模擬的目標(biāo)熱流，計(jì)算出所對(duì)應(yīng)熱流計(jì)的目標(biāo)溫度作為控制條件，改變紅外籠的發(fā)熱功率，反復(fù)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算。當(dāng)熱流計(jì)溫度達(dá)到目標(biāo)溫度時(shí)，對(duì)紅外籠各個(gè)分區(qū)施加的功率即為熱試驗(yàn)時(shí)要調(diào)節(jié)到的功率，以其作為紅外籠各分區(qū)帶條的熱源。

2）理想狀態(tài)

建立衛(wèi)星和熱沉的聯(lián)合熱數(shù)學(xué)模型。衛(wèi)星的內(nèi)熱源與TBT狀態(tài)相同；星體表面的熱源以衛(wèi)星在軌狀態(tài)熱分析得到的周期平均外熱流施加；熱沉的溫度取93.15 K作為邊界條件。

由于模擬對(duì)象為熱平衡試驗(yàn)，建模計(jì)算采用穩(wěn)態(tài)模型，對(duì)比計(jì)算的溫度和模擬熱流不考慮衛(wèi)星和紅外籠溫度未平衡時(shí)的情況。

2.2 分析結(jié)果

2.2.1 熱試驗(yàn)溫度誤差

選取工程上感興趣的和有代表性的部位進(jìn)行上述兩個(gè)狀態(tài)的溫度計(jì)算結(jié)果比較，包括內(nèi)部設(shè)備、星表面、被多層覆蓋的星體結(jié)構(gòu)板表面、多層外表面。其中內(nèi)部設(shè)備選取圖2所示儀器，對(duì)于后3種部位，在-y、+z板上各選取1個(gè)擴(kuò)散節(jié)點(diǎn)（45和139）及其內(nèi)外表面算術(shù)節(jié)點(diǎn)。表1為兩個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)下穩(wěn)態(tài)計(jì)算溫度偏差。

圖2 星內(nèi)儀器擴(kuò)散節(jié)點(diǎn)示意圖Fig. 2 Instruments’ diffusion nodes inside the satellite

表1 兩個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)下穩(wěn)態(tài)計(jì)算溫度偏差Table 1 Calculated steady temperature difference between The TBT state and the ideal state

由表1可以看出，在用紅外籠作為外熱流模擬器進(jìn)行熱試驗(yàn)時(shí)，由于紅外籠、試驗(yàn)工裝的熱影響，熱流計(jì)的布置不恰當(dāng)以及紅外籠模擬熱流的偏差，導(dǎo)致儀器試驗(yàn)溫度值相比理想狀態(tài)在低溫工況中偏低13～20 ℃，在高溫工況中偏低11～17 ℃，這是熱平衡試驗(yàn)的總誤差。這里，高低溫工況中儀器試驗(yàn)溫度偏差的不同，可以視為衛(wèi)星自身溫度對(duì)試驗(yàn)溫度誤差的影響。要說(shuō)明的是，在實(shí)際試驗(yàn)中，由于補(bǔ)償加熱器的作用，試驗(yàn)誤差表現(xiàn)得不會(huì)這么明顯。

試驗(yàn)中表面覆蓋多層的+z艙板溫度偏差遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于-y艙板，載荷段的偏差大于平臺(tái)段的偏差，由此可知接收熱流差異主要來(lái)自+z艙板。

2.2.2 紅外籠模擬熱流偏差

由于低溫工況和高溫工況的偏差分布相似，且兩種工況中星表的紅外發(fā)射率相等，有著同樣的熱導(dǎo)關(guān)系，這里僅分析高溫工況的模擬熱流偏差。為了顯示外熱流模擬情況，在±y兩塊側(cè)板上布置了10個(gè)熱流計(jì)，各熱流計(jì)相對(duì)艙板位置和測(cè)得的紅外籠模擬熱流密度如圖3和圖4所示，圖中的4位數(shù)字為艙板表面節(jié)點(diǎn)號(hào)。

表2為-y艙板部分節(jié)點(diǎn)及整體吸收的熱流值及偏差。按此方法對(duì)衛(wèi)星每個(gè)表面節(jié)點(diǎn)進(jìn)行能量分析，得知高溫工況下，通過(guò)艙板進(jìn)入衛(wèi)星的總能量偏低 9.8%。其中空間外熱流是在軌狀態(tài)熱分析得到的周期平均外熱流，試驗(yàn)?zāi)M熱流是熱平衡試驗(yàn)狀態(tài)熱流分析值。

圖3 +y艙板高溫工況熱流模擬結(jié)果Fig. 3 Heat flux on: +y panel in hot case

圖4 -y艙板高溫工況熱流模擬結(jié)果Fig. 4 Heat flux on: -y panel in hot case

表2 高溫工況部分節(jié)點(diǎn)吸收外熱流偏差Table 2 Comparison between absorbed heat flux in orbit and tested IR heat flux for hot case

由圖3、圖4和表2可以看到，除了整體紅外輻射熱流偏低外，熱流密度呈現(xiàn)中間高、周邊低的分布。以-y艙板為例，從10個(gè)熱流計(jì)所測(cè)數(shù)值得知，到達(dá)熱流不均勻度高達(dá)27.3%。由此可以看出，由于將熱流計(jì)安裝在了加熱分區(qū)的中部高熱流區(qū)域，造成試驗(yàn)中紅外籠總輻射密度偏低，是熱試驗(yàn)誤差產(chǎn)生的一個(gè)因素。

分析結(jié)果表明，采用紅外籠模擬衛(wèi)星的到達(dá)外熱流進(jìn)行試驗(yàn)，與理想狀態(tài)比較在兩個(gè)方面產(chǎn)生誤差：一方面衛(wèi)星實(shí)際的熱量收支與在軌時(shí)會(huì)有一定的偏差，如不考慮其他影響因素，衛(wèi)星星體以及儀器設(shè)備的試驗(yàn)溫度會(huì)遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于在軌溫度；另一方面紅外籠對(duì)衛(wèi)星艙板的吸收熱流均勻性有一定影響。這兩種影響的表現(xiàn)就是紅外籠模擬熱流的輻射密度大小和到達(dá)星體表面熱流的均勻性有很大偏差。

2.3 分析模型相符性評(píng)估

分析模型相符性是指本文所建立的熱試驗(yàn)分析模型在進(jìn)行模擬假設(shè)時(shí)，與實(shí)際熱平衡試驗(yàn)狀態(tài)的相符程度。其主要是以下幾個(gè)方面綜合作用的結(jié)果。

1）分析模型中各組件的形狀尺寸與實(shí)際試驗(yàn)組件存在不可避免的偏差。對(duì)于這些偏差，在建立試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜁r(shí)進(jìn)行了說(shuō)明[5]。

2）分析模型對(duì)部分邊界條件進(jìn)行了簡(jiǎn)化假設(shè)，例如熱流計(jì)與粘貼面采取隔熱措施，故分析模型忽略熱流計(jì)背面的導(dǎo)熱漏熱；試驗(yàn)支架采取了跟蹤控溫方式來(lái)減少漏熱，故分析模型忽略此部分漏熱。這些偏差會(huì)增加熱試驗(yàn)的不確定性，可能導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確性更差。后續(xù)小節(jié)將對(duì)此進(jìn)行討論。

3）在實(shí)際試驗(yàn)時(shí)，加熱源電流施加及熱流計(jì)測(cè)量引起的誤差沒(méi)有在分析模型中體現(xiàn)。這些偏差造成的結(jié)果同第2條。

4）實(shí)際試驗(yàn)中，在儀器溫度較低時(shí)，補(bǔ)償加熱器會(huì)啟動(dòng)，對(duì)某些儀器進(jìn)行補(bǔ)償加熱。這種補(bǔ)償加熱會(huì)部分掩蓋誤差分析結(jié)果，使試驗(yàn)誤差表現(xiàn)得不像表1所示的那么明顯。

這里要說(shuō)明的是，以上這幾種確實(shí)存在的情況不影響2.2節(jié)的分析結(jié)果。文獻(xiàn)[6]在研究艙外航天服的熱試驗(yàn)時(shí)，為了綜合評(píng)估以上偏差造成的影響，進(jìn)行了試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臉?biāo)定試驗(yàn)，標(biāo)定試驗(yàn)表明誤差最大為4.9%。

3 其他因素對(duì)星上儀器溫度的影響

3.1 低溫和黑背景模擬偏差的影響

將TBT狀態(tài)定為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)，熱沉的3個(gè)對(duì)比參數(shù)為：表面溫度 TS=93.15 K，表面半球發(fā)射率εS=0.9，熱沉表面積與衛(wèi)星表面積之比AS/A=9.59。在分析中不考慮熱沉表面溫度均勻性和發(fā)射率的不均勻性。

3.1.1 熱沉表面溫度變化的影響

熱沉表面溫度變化對(duì)星上儀器溫度的影響趨勢(shì)如圖5所示，可以看出：在熱沉溫度從80 K升至140 K的過(guò)程中，儀器溫度平均上升約1 ℃；隨著熱沉溫度的上升，星上儀器溫度上升趨勢(shì)加快。

熱沉表面溫度 TS的上升帶來(lái)的不僅是背景熱流的變化，同時(shí)還有模擬熱流均勻性的提高，使得熱試驗(yàn)在閉環(huán)控制后，星體接受的總輻射量提高，衛(wèi)星的溫度水平上升。但在國(guó)內(nèi)現(xiàn)有空間模擬器的100 K熱沉溫度指標(biāo)附近，上下波動(dòng)10 K，對(duì)衛(wèi)星溫度的影響小于0.1 ℃，實(shí)際試驗(yàn)中可以忽略。

圖5 TS變化對(duì)星上儀器溫度的影響趨勢(shì)Fig. 5 Effect of TS on the instruments’ temperature

3.1.2 熱沉表面半球發(fā)射率變化的影響

根據(jù)分析結(jié)果，可以得到以下結(jié)論：

1）熱沉表面半球發(fā)射率εS的變化帶來(lái)的是輻射熱導(dǎo)關(guān)系的改變。隨著εS從0.5變化至1，熱沉帶走的熱量上升40 W；如圖6所示，此過(guò)程中衛(wèi)星的溫度水平上升約1 ℃。

2）隨著εS的上升，儀器溫度呈線性下降趨勢(shì)。εS每升高0.1，儀器溫度下降0.2 ℃。這一變化量對(duì)于熱真空試驗(yàn)時(shí)能否滿足低溫端的要求有著重要的作用。

圖6 εS變化對(duì)星上儀器溫度的影響趨勢(shì)Fig. 6 Effect of εS on the instruments’ temperature

3.1.3 熱沉表面積與衛(wèi)星表面積之比變化的影響

在本文的分析中，由于試驗(yàn)工裝的包絡(luò)面積與星體面積之比已經(jīng)大于4.7，不能比較AS/A為1、2或3時(shí)的情況。如圖7所示，在AS/A從4.8變化到9.8的過(guò)程中，儀器平均溫度下降只有0.12 ℃，熱沉帶走熱量下降7.07 W，可見(jiàn)，AS/A的變化對(duì)星體溫度的影響微不足道。

圖7 AS/A變化對(duì)星上儀器溫度的影響趨勢(shì)Fig. 7 Effect of AS/A on the instruments’ temperature

3.2 支架漏熱的影響

試驗(yàn)中星體安裝支架的漏熱可引起試驗(yàn)溫度偏差。星體安裝支架的漏熱包括導(dǎo)熱漏熱和輻射漏熱兩部分，可由星體和安裝支架的溫度、發(fā)射率、熱導(dǎo)率和幾何尺寸等參數(shù)確定，其中安裝支架的幾何尺寸主要由工裝結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)確定。本節(jié)僅考慮由前三者引起的導(dǎo)熱和輻射漏熱對(duì)試驗(yàn)誤差的影響。

3.2.1 支架導(dǎo)熱漏熱的影響

在前面的計(jì)算中，忽略了對(duì)接環(huán)與法蘭之間的熱傳導(dǎo)，僅考慮了輻射傳熱的作用。這里將分析對(duì)接環(huán)與法蘭之間在不考慮測(cè)溫/控溫措施時(shí)通過(guò)螺栓的導(dǎo)熱漏熱因素對(duì)熱試驗(yàn)結(jié)果的影響。

衛(wèi)星對(duì)接環(huán)與支架法蘭的連接方式為螺接，使用6個(gè)均布的螺栓，安裝結(jié)構(gòu)如圖8(a)所示。設(shè)各個(gè)螺栓連接處的導(dǎo)熱熱導(dǎo)為根據(jù)圖 8(b)的熱導(dǎo)示意圖得：

對(duì)接環(huán)與支架法蘭之間的總導(dǎo)熱熱導(dǎo)為

設(shè)各接觸面為干接觸，接觸熱導(dǎo)率取100 W/(m2·K)。計(jì)算得=0.016 W/K。

圖8 隔熱裝置及熱導(dǎo)關(guān)系示意圖Fig. 8 Heat insulation equipment and conductor

這里為了計(jì)算方便，設(shè)置LTotalG 分別為 0.01、0.02、0.03、0.06、0.1、0.15和 0.2的7種情況。計(jì)算中，設(shè)支架上端框和桁架包裹的多層組件當(dāng)量輻射率為0.02，外表面發(fā)射率為0.68。隨著支架導(dǎo)熱熱導(dǎo)的上升，星上儀器溫度變化見(jiàn)圖9。

圖9 支架導(dǎo)熱熱導(dǎo)變化對(duì)星上儀器溫度的影響Fig. 9 Effect of bracket conduction conductor on the instruments’ temperature

在熱試驗(yàn)中，采取了各種措施以減少支架漏熱。如在“希望一號(hào)”衛(wèi)星熱平衡試驗(yàn)中，對(duì)衛(wèi)星對(duì)接環(huán)和支架上端框法蘭采取了測(cè)溫/控溫措施，被跟蹤熱電偶溫度值與跟蹤熱電偶溫度值的差值數(shù)據(jù)有90%在±0.8 ℃之內(nèi)。按LTotalG =0.016 W/K計(jì)，漏熱量最大為0.013 W，相較于總漏熱量可以忽略，即可視為L(zhǎng)Total0G = 。從圖9可以得到以下結(jié)論：

1）隨著衛(wèi)星對(duì)接環(huán)與支架上端框法蘭之間導(dǎo)熱熱導(dǎo)的增加，衛(wèi)星通過(guò)支架的漏熱量增加，星體各個(gè)溫度測(cè)點(diǎn)的溫度都在下降。整體來(lái)看，平臺(tái)艙溫度降幅小于載荷艙降幅，這是因?yàn)檩d荷艙更接近漏熱點(diǎn)的緣故。

2）比較LTotalG =0和LTotalG =0.02 W/K兩種情況可以看到，試驗(yàn)中，如不考慮測(cè)溫/控溫措施，僅考慮對(duì)支架采取的隔熱墊塊措施，會(huì)使平臺(tái)艙和載荷艙平均溫度分別偏低0.3 ℃和0.7 ℃。

3）隨著導(dǎo)熱熱導(dǎo)的增大，儀器溫度下降幅度減小。

3.2.2 支架輻射漏熱的影響

支架表面采用不同的處理方式會(huì)有不同的輻射漏熱，對(duì)星上儀器溫度的影響如圖10所示。從中可以得到以下結(jié)論：

1）在“希望一號(hào)”衛(wèi)星的熱試驗(yàn)中，支架的輻射漏熱對(duì)星內(nèi)儀器溫度影響很小，波動(dòng)小于0.1 ℃，并且溫度變化無(wú)規(guī)則。

2）考慮試驗(yàn)中對(duì)支架采取了隔熱和漏熱補(bǔ)償?shù)那闆r下，支架表面處理方式的不同對(duì)衛(wèi)星熱試驗(yàn)影響很小。

圖10 支架表面處理方式對(duì)星上儀器溫度的影響Fig. 10 Effect of bracket thermal surface treatment on the instruments’ temperature

3.3 電纜漏熱的影響

3.3.1 電纜的熱數(shù)學(xué)模型

為了模擬電纜漏熱對(duì)衛(wèi)星的影響，在模型中從衛(wèi)星底部艙板引出呈正三角形分布的 3根直徑10 mm的電纜束，電纜束間距20 mm，穿過(guò)+z面紅外籠中部后，2號(hào)電纜束轉(zhuǎn)向衛(wèi)星+y方向，另外2根轉(zhuǎn)往衛(wèi)星-y方向，并通過(guò)熱沉側(cè)壁導(dǎo)向熱沉外部，如圖11所示。

圖11 電纜幾何數(shù)學(xué)模型Fig. 11 Geometrical mathematical model of cable

設(shè)每根電纜束截面的20%為銅線芯，50%為線間聚四氟乙烯絕緣套，余下 30%為線間空隙。則在截面上單位面積折合熱導(dǎo)率為77.66 W/(m·K)，單位體積折合熱容為1.81×105J/(m3·K)。電纜總長(zhǎng)0.81 m，每隔0.03 m設(shè)一個(gè)擴(kuò)散節(jié)點(diǎn)，則相鄰擴(kuò)散節(jié)點(diǎn)間的導(dǎo)熱熱導(dǎo)為GDL=kA/L=0.203 W/K。3根電纜束與熱沉外部電纜相連，設(shè)外部電纜溫度為25 ℃。

將每根銅線芯電纜束設(shè)置為固體發(fā)熱區(qū)域，并根據(jù)其流通電流計(jì)算其發(fā)熱量。銅的電阻率 ρ為1.68×10-8?·m，則每個(gè)擴(kuò)散節(jié)點(diǎn)長(zhǎng)度的電阻為

設(shè)電流為3 A，則每個(gè)銅線芯電纜束擴(kuò)散節(jié)點(diǎn)的發(fā)熱功率為

3.3.2 電纜導(dǎo)熱漏熱的影響

電纜導(dǎo)熱熱導(dǎo)變化對(duì)星上儀器溫度的影響如圖12所示，從中可以得到以下結(jié)論：

1）隨著電纜末端吸收來(lái)自熱沉外部的熱量增大，星體的漏熱量減小，星體溫度有所上升。

2）由于電纜與熱沉連接點(diǎn)離星體較遠(yuǎn)，其熱導(dǎo)關(guān)系的改變對(duì)星體溫度影響不大。隨著熱導(dǎo)值從0.05 W/K增長(zhǎng)至 0.8 W/K，載荷艙平均溫度上升0.28 ℃，平臺(tái)艙平均溫度上升0.16 ℃。

3）隨著導(dǎo)熱熱導(dǎo)的上升，儀器溫度變化幅度減小。

圖12 電纜導(dǎo)熱熱導(dǎo)變化對(duì)星上儀器溫度的影響Fig. 12 Effect of cable conduction conductor on the instruments’ temperature

這里要說(shuō)明的是，由于在本分析模型中電纜是從衛(wèi)星底部引出的，導(dǎo)致平臺(tái)艙的溫度變化幅度小于載荷艙的溫度變化幅度，實(shí)際情形也許不是這樣的。

3.3.3 電纜輻射漏熱的影響

電纜表面處理方式不同導(dǎo)致其輻射漏熱不同，對(duì)星上儀器溫度的影響如圖13所示，從中可以得到以下結(jié)論：

1）電纜的輻射漏熱影響很大，在電纜束表面發(fā)射率從0.05至0.92的變化中，星體通過(guò)電纜的漏熱升高了 0.56 W，相應(yīng)星內(nèi)儀器溫度也下降了1.45 ℃（節(jié)點(diǎn)521）至4.11 ℃（節(jié)點(diǎn)331）。

2）通過(guò)與TBT狀態(tài)比較可知，用低發(fā)射率的鍍鋁膜包覆電纜束，可以顯著減小電纜輻射漏熱對(duì)衛(wèi)星熱試驗(yàn)的影響。

圖13 電纜表面處理方式對(duì)星上儀器溫度的影響Fig. 13 Effect of cable thermal surface finish on the instruments’ temperature

3.4 熱流計(jì)溫度測(cè)量誤差的影響

3.4.1 熱試驗(yàn)溫度測(cè)量概述

在航天器熱平衡與熱真空試驗(yàn)中，溫度測(cè)量任務(wù)主要包括[7]：

1）航天器溫度測(cè)量；

2）熱流計(jì)溫度測(cè)量；

3）試驗(yàn)設(shè)備溫度測(cè)量，如熱沉、制冷機(jī)低溫泵、冷板、冷屏、試驗(yàn)設(shè)備控溫防漏熱部位等的溫度測(cè)量。

其中，在使用紅外籠的熱試驗(yàn)閉環(huán)系統(tǒng)中，航天器溫度測(cè)量屬于終端測(cè)量，熱沉測(cè)溫誤差的影響可以從 3.1節(jié)的低溫和黑背景模擬偏差的影響體現(xiàn)；試驗(yàn)設(shè)備控溫防漏熱部位測(cè)溫誤差的影響可以從3.2節(jié)的支架漏熱的影響體現(xiàn)；本節(jié)僅考慮熱流計(jì)溫度測(cè)量誤差對(duì)熱試驗(yàn)的影響。

溫度測(cè)量誤差產(chǎn)生的因素很多，來(lái)自傳感器自身質(zhì)量、安裝方式、參考點(diǎn)溫度、干擾、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等。其中各個(gè)單項(xiàng)因素不一定都必然產(chǎn)生誤差，有的通過(guò)采取措施可以減到最小，本節(jié)僅考慮總的測(cè)量誤差對(duì)熱試驗(yàn)的影響。

一般在國(guó)內(nèi)的熱試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)中對(duì)測(cè)溫精度要求為：被測(cè)穩(wěn)態(tài)溫度在-50～+80 ℃范圍內(nèi)時(shí)，溫度測(cè)量系統(tǒng)的允許誤差為±0.5 ℃。而在實(shí)際工藝實(shí)施后，測(cè)溫誤差會(huì)達(dá)到±(0.5～1)℃。

3.4.2 熱流計(jì)測(cè)溫誤差的影響

為了計(jì)算熱試驗(yàn)閉環(huán)系統(tǒng)中熱流計(jì)測(cè)溫誤差的影響，將TBT狀態(tài)高溫工況中12個(gè)熱流計(jì)調(diào)節(jié)后的溫度分別降低和升高 0.5 ℃、0.7 ℃、1 ℃，則相當(dāng)于測(cè)溫誤差分別偏高和偏低0.5 ℃、0.7 ℃、1℃，用符號(hào)表示為-0.5、-0.7、-1、+0.5、+0.7和+1的6種情況。隨著熱流計(jì)測(cè)溫誤差的不同，星上儀器溫度變化見(jiàn)圖14。

圖14 熱流計(jì)測(cè)溫誤差對(duì)星上儀器溫度的影響Fig. 14 Effect of temperature measurement error of heat flux meter on the instruments’ temperature

由圖14可以得到以下結(jié)論：

1）在熱流計(jì)測(cè)溫誤差為1 ℃時(shí)，極端情況下，若各個(gè)熱流計(jì)實(shí)際調(diào)節(jié)溫度都比目標(biāo)溫度偏低1 ℃，則儀器溫度平均下降約 0.65 ℃；若各個(gè)熱流計(jì)實(shí)際調(diào)節(jié)溫度都比目標(biāo)溫度偏高1 ℃，則儀器溫度平均上升約0.51 ℃。而測(cè)溫誤差為0.5 ℃時(shí)，對(duì)應(yīng)的儀器溫度變化分別為0.27 ℃和0.26 ℃。

2）直接安裝在艙板上的儀器受到的影響更大，例如安裝在-z艙板上的UHF發(fā)射天線網(wǎng)絡(luò)，在熱流計(jì)測(cè)溫誤差為1 ℃時(shí)，溫度上升和下降的極值分別為0.8 ℃和0.68 ℃。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文以“希望一號(hào)”衛(wèi)星熱試驗(yàn)作為研究對(duì)象，在進(jìn)行衛(wèi)星在軌狀態(tài)和試驗(yàn)狀態(tài)熱分析的基礎(chǔ)上，通過(guò)對(duì)衛(wèi)星熱試驗(yàn)的數(shù)值模擬，建立了包含電纜、支架和熱流計(jì)的“希望一號(hào)”衛(wèi)星熱試驗(yàn)聯(lián)合熱數(shù)學(xué)模型，彌補(bǔ)了以往對(duì)熱試驗(yàn)誤差研究時(shí)不能反映這些因素影響的缺點(diǎn)，得到了熱平衡試驗(yàn)的總溫度誤差和模擬熱流偏差，并分析了熱沉的表面溫度、表面發(fā)射率、與衛(wèi)星的表面積比，支架的導(dǎo)熱、輻射漏熱，電纜的導(dǎo)熱、輻射漏熱，以及熱流計(jì)溫度測(cè)量誤差對(duì)衛(wèi)星溫度場(chǎng)的影響。這些工作為熱試驗(yàn)的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了參考依據(jù)。

（References）

[1]楊曉寧, 龔潔, 路朝霞. 加熱帶雙面涂黑漆對(duì)熱真空試驗(yàn)中低溫實(shí)現(xiàn)的作用[J]. 航天器環(huán)境工程, 2004,21(3): 16-22 Yang Xiaoning, Gong Jie, Lu Zhaoxiao. Approach of facilitating low temperature mode using heat strips black-coated on two sides in thermal vacuum test[J].Spacecraft Environment Engineering, 2004, 21(3): 16-22

[2]孫玉瑋, 楊曉寧. 紅外加熱籠邊緣效應(yīng)對(duì)衛(wèi)星表面熱流均勻性的影響研究[J]. 航天器環(huán)境工程, 2006, 23(4):222-226 Sun Yuwei, Yang Xiaoning. The margin effect of infrared heating array on the flux uniformity on spacecraft surface[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2006,23(4): 222-226

[3]楊曉寧, 孫玉瑋. 紅外加熱籠覆蓋系數(shù)對(duì)熱流均勻性的影響研究[J]. 航天器工程, 2008, 17(5): 38-41 Yang Xiaoning, Sun Yuwei. Influence of infrared heating cage coverage coefficient on flux uniformity[J]. Spacecraft Engineering, 2008, 17(5): 38-41

[4]季琨, 張麗新. 衛(wèi)星真空熱試驗(yàn)用紅外加熱籠抗熱干擾設(shè)計(jì)[J]. 航天器環(huán)境工程, 2009, 26(3): 236-239 Ji Kun, Zhang Lixin. Anti-disturbance design of infrared heating cage in vacuum thermal test for satellite[J].Spacecraft Environment Engineering, 2009, 26(3):236-239

[5]劉紹然, 許忠旭, 張春元, 等. 微小衛(wèi)星的熱分析技術(shù)[C]//第13屆中國(guó)系統(tǒng)仿真技術(shù)及其應(yīng)用學(xué)術(shù)年會(huì)會(huì)議論文集. 安徽黃山: 中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2011-08-06

[6]孫萌, 張堪, 姜軍, 等. 艙外航天服熱平衡試驗(yàn)的外熱流模擬方法[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2009, 30(1): 328-331 Sun Meng, Zhang Kan, Jiang Jun, et al. The simulation method for heat flux in the thermal balance test of space suit [J]. Journal of Astronautics, 2009, 30(1): 328-331

[7]黃本誠(chéng), 馬有禮. 航天器空間環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)[M]. 北京:國(guó)防工業(yè)出版社, 2002: 246-257