整星热循环试验方法及系统与流程

本发明涉及航天器热试验，具体地，涉及整星热循环试验方法及系统。

背景技术：

1、针对当前卫星研制呈现“单星、小量装备星、大量批产卫星研制生产并举”的新态势，传统的整星真空热试验模式周期长、流程复杂，已无法匹配小量装备星和大量批产卫星快速、高效的研制需求。为适应新的任务形势，亟须开展批产卫星研制流程优化。因此，在试验星充分完成真空热试验验证基础上，部分装备星考虑以周期短、成本低的常压热循环试验代替热真空试验，以缩短研制流程、提高研制效率。

2、近年来，常压热试验逐渐在各航天器研制部门以及部分民用航天器研制单位中用于考核大型空间机构和卫星部组件的功能和性能，在整星上并无应用。且常压热试验研究并不系统，导致现有常压热循环试验方法无法对整星试验的实施进行指导。因此如何安全可靠且行之有效的完成整星常压热循环试验是当下需要解决的问题。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种整星热循环试验方法及系统。

2、根据本发明提供的一种整星常压热循环试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

3、s1：将卫星转运至常压热循环试验箱室并按要求停放，开始试验状态建立；

4、s2：调整卫星的停放状态，检查并安装热模拟装置，将卫星的加热线、测温线和测试电缆分别穿过常压热循环箱室，与箱外对应设备进行连接；

5、s3：用有线或无线方式对卫星进行检测，检查卫星及地面测试仪器与试验设备的电气系统工作时相互间的电磁干扰；

6、s4：试验状态建立完成，经试验各方确认后，试验启动，关闭常压热循环箱室门；

7、s5：启动箱内气体置换流程，降低箱内气体露点温度至试验最低温度以下，以保证试验过程中产品无结露风险，并按要求设置卫星的工作状态；

8、s6：当常压热循环箱室内气体露点温度降至目标温度以下后，开始升温至合适温度烘烤卫星，以析出箱内及星上水汽；

9、s7：烘烤完成后，卫星进入常压热循环试验工况；

10、s8：当完成所有规定的热循环试验并确认试验有效后，进入复温阶段，产品及箱内环境温度达到室温后保温一段时间；

11、s9：用洁净空气置换对箱内氮气进行置换，直至箱内氧含量≥19％；

12、s10：经试验各方确认后，试验结束，打开常压热循环箱室门；

13、s11：开始试验撤收，解锁加热及测温电缆，拆除灯阵，调整卫星状态；

14、s12：将卫星转运出厂房，并按要求对试验箱及现场进行整理。

15、优选的，在上述步骤s2中，检查所有线缆的绝缘电阻和导通情况，向红外加热器或接触式电加热器等外热流模拟装置施加一定电流，观测各区相应测点的温度值是否有明显变化；

16、优选的，在上述步骤s7中，按照试验要求调节试验箱内环境温度，配合外热流模拟式设备热载荷实施，使星上单机的温度达到规定的高/低温保持温度，并在此温度值保持规定的时间，然后按预定的降/升温速率降/升至规定的低/高保持温度，并在此温度值保持规定的时间，完成一次热循环试验，重复以上运行程序，按要求完成规定次数的循环试验。

17、优选的，系统配置有箱内气体露点检测仪，星体外表及星内装有温湿度传感器，用于实时监测箱内、星体周围及星内露点及温湿度。

18、优选的，在步骤s7中，升降温过程中，严格控制温度变化速率，保证环境露点温度始终低于产品温度。

19、优选的，在步骤s2中，试验产品在试验箱安装保证除必要的支点外，全部暴露在传热介质中。

20、优选的，在步骤s2中，参试星为提高常压环境下外热流加热效果，部分区域多层可以不装星或多层搭扣可以常开。

21、优选的，用于测量环境温度的温度传感器应布置于试验箱内部的循环气流中，并要加以遮护以防辐射传热影响。

22、本发明还提供了一种整星常压热循环试验系统，采用权利要求1-8任一项的整星常压热循环试验方法。

23、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

24、(1)本发明相较于整星热真空试验，整星常压热循环试验试验空间大，外热流装置结构简单，无红外加热笼、热流计等外热流装置，外热流设备拆装简单快捷，大大降低了试验前后，试验设备拆装过程中的人力消耗，且试验过程中，整星常压热循环试验消耗物资更少；

25、(2)本发明中整星常压热循环试验前后准备工作简单，避免了真空罐内狭小空间进行吸波热沉的组装、就位等高危操作，有效降低了试验前后人员、卫星及设备的安全风险；

26、(3)本发明相较于传统整星热真空试验，整星常压热循环试验在液氮消耗、人员消耗、试验耗时、外热流装置、专用工装方面及操作人员安全性方面都具有明显的优势。

技术特征：

1.一种整星常压热循环试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的整星常压热循环试验方法,其特征在于，在上述步骤s2中，检查所有线缆的绝缘电阻和导通情况，向红外加热器或接触式电加热器等外热流模拟装置施加一定电流，观测各区相应测点的温度值是否有明显变化。

3.根据权利要求1所述的整星常压热循环试验方法,其特征在于，在上述步骤s7中，按照试验要求调节试验箱内环境温度，配合外热流模拟式设备热载荷实施，使星上单机的温度达到规定的高/低温保持温度，并在此温度值保持规定的时间，然后按预定的降/升温速率降/升至规定的低/高保持温度，并在此温度值保持规定的时间，完成一次热循环试验，重复以上运行程序，按要求完成规定次数的循环试验。

4.根据权利要求1所述的整星常压热循环试验方法,其特征在于，系统配置有箱内气体露点检测仪，星体外表及星内装有温湿度传感器，用于实时监测箱内、星体周围及星内露点及温湿度。

5.根据权利要求4所述的整星常压热循环试验方法,其特征在于，在步骤s7中，升降温过程中，严格控制温度变化速率，保证环境露点温度始终低于产品温度。

6.根据权利要求1所述的整星常压热循环试验方法,其特征在于，在步骤s2中，试验产品在试验箱安装保证除必要的支点外，全部暴露在传热介质中。

7.根据权利要求1所述的整星常压热循环试验方法,其特征在于，在步骤s2中，参试星为提高常压环境下外热流加热效果，部分区域多层可以不装星或多层搭扣可以常开。

8.根据权利要求4所述的整星常压热循环试验方法,其特征在于，用于测量环境温度的温度传感器应布置于试验箱内部的循环气流中，并要加以遮护以防辐射传热影响。

9.一种整星常压热循环试验系统，其特征在于，采用权利要求1-8任一项所述的整星常压热循环试验方法。

技术总结本发明提供了一种涉及航天器热试验技术领域的整星热循环试验方法及系统，包括以下步骤：S1：卫星进箱，S2：试验状态建立，S3：卫星电测试，S4：光箱门，S5：氮气置换，S6：高温烘烤，S7：常压热循环实验工况，S8：箱内回温，S9：空气置换，S10：开箱门，S11：试验撤收，S12：卫星出箱。本发明相较于传统整星热真空试验，整星常压热循环试验在液氮消耗、人员消耗、试验耗时、外热流装置、专用工装方面及操作人员安全性方面都具有明显的优势。技术研发人员：高歌,陶晶亮,彭光东,陈丽,毕祥宇,黄振宇受保护的技术使用者：上海卫星装备研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/25