0.   引言

“北斗三号”MEO卫星采用“一箭双星”的发射方式，同时发射的两颗卫星的研制及试验过程高度重叠，且根据任务总体要求每组卫星择机搭载激光通信、全球短报文和国际搜救等增量载荷设备，使得每组卫星的热控状态不尽相同，均需进行热平衡试验验证。热控系统综合考虑研制流程、试验周期及现有试验条件，摒弃传统批产卫星热平衡试验与热真空试验串行的方式，提出“双星同时进罐，单星热平衡，双星热真空”的双星并行真空热试验方案。

对于双星甚至多星并行真空热试验，一个不可忽视的因素为卫星之间互相遮挡，使得在试验过程中无法准确模拟在轨真实外热流状态及辐射散热条件，从而导致热平衡各工况试验结果产生误差。本文详细介绍针对“北斗三号”MEO卫星制定的双星并行真空热试验的试验方案及流程，重点阐述消除因两星相互遮挡而产生的试验误差的方法。

1.   卫星热控特点

卫星热控系统是重要的服务保障系统，需满足确定轨道、姿态及工作模式下星上所有仪器设备的温度指标要求。通过合理的热控设计，有效组织舱内、外热交换，经仿真分析和试验验证可获得高效、可靠的热控方案^[1]。“北斗三号”MEO卫星由于采用“一箭双星”发射方式，卫星本体尺寸受到严格限制，载荷大功率及增量载荷设备热耗较试验星阶段显著增加；而MEO卫星属于典型的高功能密度、高功率密度卫星，星体可用散热区明显不足，平台及载荷设备散热压力大，加之载荷大功率固态放大器及相控阵天线局部高热流密度散热需求，使整星热控设计难度进一步增加，需要采取特殊处理措施。此外还须满足以原子钟为代表的时频系统等温化和高温度稳定度的控制需求^[2]，以及以蓄电池组为代表的温度敏感设备的特殊温控需求。

“北斗三号”MEO卫星之两星采用框架面板构型，仪器设备布局、热耗及工作模式完全相同，其热物理模型如图1所示。卫星±Y面为主散热区，±Z面为辅散热区，+X面为向阳面，-X面为背阳面。两星位于同一轨道面的不同相位，卫星姿态、轨道高度和轨道倾角相同，故两星所处空间热环境一致。因此，可以利用单星热平衡试验结果对两颗卫星的在轨温度进行预示。

图  1  “北斗三号”MEO卫星热物理模型

Figure  1.  Thermophysical model of the Beidou-3 MEO satellite

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2.   试验方案

2.1   试验状态

“北斗三号”正样卫星双星并行真空热试验在KM4卧式空间环境模拟器内进行，热沉有效直径5.5 m，有效长度约8 m。结合空间环境模拟设备尺寸，卫星在空间环境模拟器内采用横卧支撑安装方式，两星保持+Y面朝上，+X面相对，同轴等高布置。卫星X方向包络尺寸为2.5 m，两星之间间距1 m，卫星与真空罐罐底和罐口间距均为1 m，如图2所示。此状态下双星之间相互遮挡最小，且便于进行附加热流修正。靠近模拟器内部位置的热沉遮挡较小，空间尺寸宽松，因此将进行热平衡试验的卫星（热平衡星）放置于模拟器内侧靠近罐底，将不进行热平衡试验的卫星（热真空星）放置于模拟器外侧靠近罐口，两星之间不设置移动冷屏热沉。

图  2  双星并行真空热试验方位示意

Figure  2.  Positions of two satellites in parallel vacuum thermal test

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2.2   试验工况

根据卫星在轨飞行期间的姿态、热耗、工作模式、涂层性能以及太阳常数等参数确定热平衡试验的高、低温工况。通过在真空冷黑环境中对热平衡星施加高、低温工况外热流，获取整星仪器设备的温度水平及变化规律，以修正热分析模型并进行卫星的在轨温度预示。

1）高温工况试验条件：外热流模拟按寿命末期，冬至日附近，轨道光照角+13.5°，偏航对地姿态的仿真结果施加；平台及载荷加电单机按最大热耗模式设置，蓄电池组为工作状态，数传发射机常加电。

2）低温工况试验条件：外热流模拟按寿命初期，夏至日附近，轨道光照角+78.5°，偏航对地姿态的仿真结果施加；平台及载荷加电单机按最小热耗模式设置，蓄电池组为储存状态，数传发射机不加电。

2.3   热流模拟

外热流模拟方法选择是热平衡试验的关键，直接决定热平衡试验结果的有效性，甚至关系到试验成败。外热流模拟方法一般分为入射热流模拟法和吸收热流模拟法2种^[3]。综合考虑卫星热控状态、试验设备性能及试验成本等各方面因素，本次试验的热平衡星外热流模拟采用轨道周期热流积分平均值，使用非接触式红外灯阵和绝热型热流计进行散热区热流模拟及测量（每只红外灯对应1只热流计），使用接触式电加热器进行多层组件热流模拟。热真空星红外灯阵设置与热平衡星保持一致，在每个控温区中间位置设置1只绝热型热流计，用于热真空试验辅助升温，热平衡试验期间不开启；热真空星多层组件表面不进行热流模拟。除热平衡试验外，其他试验工况的外热流模拟只对实际控温温度进行要求，无须考虑具体热流数值以及遮挡误差。

卫星分为7个控温区，包括平台舱±Y、-Z控温区，载荷舱±Y、-Z控温区以及原子钟舱控温区。平台+X面多层组件采用加热器进行热流模拟；-X面不设置红外灯阵。红外灯阵支撑工装采用模块化设计，每只红外灯均具备6方向自由度，可根据散热区设计变化进行调整，各控温区通过程控直流电源实现闭环控温及功率模拟。

由于两星+X面相对布置，热平衡试验存在相互遮挡，热流模拟与实际在轨工况间存在一定差异，须进行修正。建立两星在真空罐内的热辐射模型如图3所示。对热真空星平台+X面与热平衡星各面角系数及辐射传递系数进行分析，结果如表1所示。

图  3  两星热辐射遮挡情况示意

Figure  3.  Thermal radiation shielding of two satellites

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表  1  两星热辐射遮挡影响分析

Table  1.  Analysis of thermal radiation shielding of two satellites

序号	热真空星	热平衡星	角系数Xi, j	辐射传递 系数Bi, j
1	平台舱 +X面	平台舱+X面	0.231	0.155 00
2		平台舱+Y面	0	0.002 73
3		平台舱+Z面	0	0.002 16
4		平台舱-Y面	0	0.002 81
5		平台舱-Z面	0	0.001 91
6		载荷舱+Y面	0	0.001 18
7		载荷舱-Y面	0	0.001 81
8		原子钟舱面	0	0.000 83
9		载荷舱+Z面	0	0.001 69
10		载荷舱-Z面	0	0.001 42
11		载荷舱-X面	0	0.000 32
12		真空罐内表面	0.768	0.826 57
13		共计	0.999	0.998 43

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由于两星采用同轴等高布置方式，热真空星除平台+X面外，其余表面对热平衡星均不可见。热真空星平台+X面对热平衡星平台+X面角系数为0.231，辐射传递系数为0.155；对热平衡星其他各面角系数均为0，辐射传递系数均不大于0.005，热影响可忽略。因此，修正热流的数值等于热平衡星平台+X面在有/无遮挡2种情况下与系统换热量的差值。

假定热平衡星平台+X面为S₁(T₁, A₁, ε₁)，热真空星平台+X面为S₂(T₂, A₂, ε₂)，环境模拟器表面为S₃(T₃, A₃, ε₃)，且在有/无遮挡情况下T₁近似保持不变。在无遮挡情况下，热平衡星平台+X面与环境模拟器满足封闭腔内非凹表面辐射换热公式：

在有遮挡的情况下，热平衡星、热真空星与空间热环境模拟器共同组成三表面封闭系统，且环境模拟器可近似为黑体，热传递等效网络如图4所示。

图  4  三表面封闭腔热传递等效网络

Figure  4.  Equivalent network of thermal transmission in three-surface closed cavity

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根据电学中的基尔霍夫定律，可列出节点J₁和J₂处的电流方程：

则有，热平衡星平台+X面的总换热量为

本次双星并行试验，A₁=A₂=1.12 m²；ε₁=ε₂=0.66；X_1,2=0.23，X_1,3=X_2,3=0.77；σ=5.67×10^-8 W/(m²·K⁴)。将各参数值代入式(1)～式(5)中，可解得热平衡星平台+X面的修正热流为ΔΦ=Φ‒Φ′=0.05×(T₁/100)⁴+ 0.62×(T₂/100)⁴+3.51×(T₃/100)⁴。根据前序试验星热试验结果及在轨温度数据，估算T₁和T₂在热平衡试验中的温度变化范围分别为0～50 ℃和-50～0 ℃，即：高温工况下T₁和T₂取值分别为323 K和273 K，低温工况下T₁和T₂取值分别为273 K和223 K；环境模拟器表面温度T₃在热平衡高、低温工况下取值均为100 K。最终计算得到，高温工况热流修正数值为43.4 W，低温工况热流修正数值为21.6 W。实际施加热流为理论计算值减去修正数值。

2.4   其他设计

1）星内真空度实时监测

载荷大功率设备开机时对真空度要求较高，而试验设备真空规通常置于内壁附近，无法实时反映卫星舱内的真空度情况。本试验设计中在卫星舱内大功率设备附近布置数个真空测量设备探头，实时监测载荷舱内真空度变化情况。测试结果显示：试验初期，星内真空度数值较罐内壁附近低1～2个数量级，舱内真空度变化滞后于罐内壁附近2～3天。

2）配置恒星模拟器进行闭环测试

为考查卫星姿态控制能力，并准确评估星敏感器在真空环境下的输出特性，本次真空热试验引入半物理仿真平台，星敏感器上接入恒星模拟器（星模），开展星敏感器+反作用轮+星载计算机的姿轨控半物理仿真测试，以便更真实地反映设备在轨工作状态及热控特性。试验中热控系统对星模进行控温。

3.   试验流程

双星并行热试验流程如图5所示。

图  5  双星并行热试验流程

Figure  5.  Process of the parallel vacuum thermal test of two satellites

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试验共分初始测试阶段、热平衡试验及热真空试验3个阶段。初始测试阶段又分低气压测试、高温出气以及热控软件测试3个子工况。热平衡试验主要对热平衡星进行高、低温工况考核，此阶段热真空星不进行热流模拟，保持星体外表温度处于较低水平，星上设备加电状态与热平衡星保持一致。根据热平衡试验结果进行试验大纲规定的热真空试验温度循环并择机完成主/备份设备切换。热试验工装采用模块化设计，可根据热控方案的不同适时进行调整。工装装配及电缆敷设均在罐外完成，再通过移动工装车转移至试验设备内导轨上。

3.1   初始测试阶段

初始测试阶段为MEO卫星正样阶段真空热试验特有的测试内容，旨在考核卫星上升段和在轨初期单机及热控软件模块的环境适应能力，并为后续热平衡及热真空试验载荷大功率设备开机提供必要的真空环境。在此测试期间，卫星仅平台主份单机加电，外热流模拟中的双星相互遮挡误差可忽略不计。

3.1.1   低气压测试

卫星发射过程中，内部单机产品要经历从常压到1×10^-6 Pa以下的气压变化^[4]。低气压环境中，气体带电粒子在电场的作用下易碰撞中性粒子或在金属表面激发二次电子发射，造成空间中电子数雪崩式增长，使原本绝缘的气体变为传导等离子体，形成低气压放电^[5]，可能导致单机信号功能下降、设备功能丧失甚至损毁。因此，在卫星热试验建立真空环境的过程中，尤其是真空罐内压力由1000 Pa降至0.1 Pa时，须监测加电单机的工作状态及遥测参数是否正常。

3.1.2   高温出气

卫星装配及仪器设备内部使用了较多非金属材料，如各种黏结剂、热控涂层及绝缘材料等。这类材料在真空环境中会出现放气现象，使星体局部形成低气压区，极易导致敏感设备发生低气压放电危害^[6]。为此增设高温出气工况，为后续载荷大功率设备开机提供高真空环境。通过辅助升温加热器、外热流模拟热源及星体主动热控加热器提高整星温度水平，对卫星结构板、单机设备、电缆及其他装星辅料进行出气处理。试验过程中，双星温度维持在30～35 ℃之间，持续时间不短于24 h。

3.1.3   热控软件测试

热控软件测试工况是为了验证卫星初始入轨段（载荷设备未开机）热控软件模块的自主控温能力以及主动热控加热器功率输出是否正常，将载荷大功率设备由储存温度提升至启动温度的能力是否正常，是对热控系统主动控温软硬件性能的综合考核。测试过程对热控程控逻辑以及加热器占空比（平均功率）、热响应周期及温度控制范围进行评估。此外，还进行卫星安全模式及最小工作模式下的热控系统功能测试。

3.2   热平衡试验

满足载荷大功率设备开机条件后按规定程序依次加电，开始热平衡试验。依次进行热平衡试验低温工况及高温工况设置。热平衡试验过程中，热平衡星外热流按轨道周期外热流积分平均值进行模拟，原子钟舱外热流按瞬态热流进行模拟；两星的星上设备加电状态及时序均与在轨状态保持一致。试验结果判断准则需满足《航天器热平衡试验方法》^[7]规定的热平衡试验稳定判据。

3.3   热真空试验

热真空试验的目的是检验星上仪器设备耐受热真空环境的能力，验证仪器设备在规定温度范围和高真空度下的功能是否正常，检验卫星制造和组装工艺，发现和暴露潜在的元器件、工艺和材料等质量缺陷^[8]。热平衡试验结束后，以热平衡星高、低温工况热平衡温度数据作为双星热真空试验温度拉偏的依据，进行4个循环的热真空试验，平台及载荷的主/备份交叉组合进行试验：第1个循环平台主份+载荷备份设备加电，第2个循环平台备份+载荷备份设备加电，第3个循环平台备份+载荷主份设备加电，第4个循环平台主份+载荷主份设备加电。每个温度循环分为低温保持、升温、高温保持及降温4个阶段，高、低温各保持8 h。

1）高温保持阶段每个温度控制区内至少有1台单机的温度达到热平衡试验高温工况温度结果加10～15 ℃，且低于组件验收级最高试验温度；

2）低温保持阶段每个温度控制区内至少有1台单机的温度达到热平衡试验低温工况温度结果减5～15 ℃，且高于组件验收级最低试验温度。

4.   数据比较与分析

选取热平衡试验高、低温工况温度数据结果与寿命初期相同工作模式下的在轨遥测数据（轨道平均值）进行比较，情况如表2所示。在轨数据选取条件为：低温工况载荷行波管功放设备（行放）工作，数传发射机待机，蓄电池组处于储存状态；高温工况（初期）载荷固态功放设备（固放）工作，数传发射机处于数传模式，蓄电池组处于工作状态。

表  2  试验及在轨数据比较与分析

Table  2.  Comparison between and analysis of test and flight data

单位：℃
设备名称	低温工况		高温工况		工作温度
	试验数据	在轨数据	试验数据	在轨数据
平台舱设备
储箱	16.0	19.5	26.7	20.4	5～60
反作用轮X	20.8	24.6	31.2	25.5	-15～50
反作用轮Y	24.9	26.8	33.1	27.0
反作用轮Z	23.6	24.8	35.6	25.8
反作用轮S1	22.7	25.9	33.2	26.9
蓄电池组	1.6*	1.9*	17.4	16.9	工作：15～30；储存：0～15
电源控制器	22.0	25.8	34.8	26.8	-15～50
星载计算机	6.3	9.8	19.7	11.3
主配电器	13.4	17.1	26.8	17.9
测控固放	15.8	13.7	28.0	16.9
扩频应答机	15.3	16.1	31.6	19.4
激光电控箱A	14.0	16.8	26.2	18.3	-15～45
激光电控箱B	12.8	15.1	22.8	16.6
载荷舱设备
固放1	7.0*	4.9*	32.7	23.6	-25～50
行放1	29.3	25.7	18.5*	12.8*	-20～60
固放2	17.9*	16.9*	33.3	25.3	-25～50
行放2	27.8	26.7	20.7*	13.8*	-20～60
固放3	12.8*	13.4*	35.3	26.6	-25～50
行放3	27.8	25.0	19.9*	13.5*	-20～60
激光终端处理机A	10.6	10.2	20.9	13.8	0～30
激光终端处理机B	5.2	4.5	13.5	5.3
相控阵天线	17.4	15.8	26.6	18.3	-10～45
完好性监测	13.6	14.9	31.2	24.4	-15～45
自主运行	14.6	16.4	33.3	23.4
上注接收	14.0	16.7	33.8	22.8
导航信号	13.3	15.1	32.8	21.9
基频处理	12.8	13.7	31.5	20.5
任务处理	14.2	14.5	32.7	22.0
注：*表示该工况单机处于储存状态，在轨数据为轨道周期平均值。

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试验及在轨温度数据比较结果表明：

1）低温工况试验数据与在轨数据一致性较好，其中：平台舱单机试验温度范围为1.6～24.9 ℃，较在轨数据平均低1.8 ℃左右；载荷舱单机试验温度范围为7.0～29.3 ℃，较在轨数据平均低0.2 ℃。这是由于试验低温工况模拟寿命初期的热控涂层状态，与在轨数据选取时间点（发射后约1个月）的热控涂层性能相近；但试验低温工况按轨道光照角为+78.5°设置模拟外热流，大于在轨数据截时轨道光照角（+43.8°）：结果导致试验外热流总体上略低于在轨实际情况。

2）高温工况试验数据明显高于在轨数据，其中：平台舱单机试验温度范围为17.4～35.6 ℃，较在轨数据平均高7.5 ℃左右；载荷舱单机试验温度范围为13.5～35.3 ℃，较在轨数据平均低8.6 ℃。这是由于试验高温工况模拟寿命末期的热控涂层状态，与在轨数据选取时间点（发射后约5个月）的热控涂层性能差异较大。

随着卫星热控涂层在轨性能逐步退化，整星温度呈缓慢升高趋势，因此可以使用热试验高温工况温度数据对卫星在轨飞行温度变化趋势进行预示，并修正相应热控状态参数。

5.   结束语

本文详细介绍了MEO卫星双星并行真空热试验技术，通过仿真分析对因两星相互遮挡引起的附加热流进行修正，提高了试验结果的有效性和准确性，实现了两星进/出1次空间环境模拟设备即可完成热平衡和热真空2项试验考核的目的，其试验流程及状态设计在提高双星并行热试验效率的同时可有效降低试验成本。试验数据与在轨数据比较结果表明：热平衡试验结果能较为准确地预示星上设备的在轨温度。相应试验方法、试验状态及试验流程对类似卫星型号研制具有一定借鉴或参考价值。