一种微小卫星的正样星热试验方法及系统技术方案

本发明专利技术提供一种微小卫星的正样星热试验方法及系统，包括以下步骤：步骤S1、对正样星进行热改装；步骤S2、对正样星进行装星；步骤S3、对正样星进行真空热试验；步骤S4、对正样星进行多层隔热材料包覆整理。本发明专利技术的微小卫星的正样星热试验方法及系统有效地达到了微小卫星低成本、短周期与大批量的总体任务目标；简单快速地完成了微小卫星的正样热试验验证；减少了正样研制阶段热控星的研制成本和研制周期。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及微小卫星的
，特别是涉及一种微小卫星的正样星热试验方法及系统。
技术介绍
正样星是在正样研制阶段通过了地面验收试验，可用于发射的卫星。根据卫星研制程序，正样星研制应在初样星研制任务完成之后开始，即按照正样设计要求和初样星试验后所确认的结构和技术状态，设计、试验可用于发射的卫星。正样研制阶段通常研制一颗正样热控星和一颗正样发射星。正样热控星进行地面的热真空试验，发射星进行各种验收试验，如振动试验、电性能测试、电磁兼容性试验、老练试验等。正样热控星除结构件外均采用正阳发射产品。在传统卫星研制流程中，正样星的热实施及试验流程包括以下步骤：1)正样热控星热改装即结构件喷漆、外热流加热片、热电偶及热敏电阻粘贴走线2)正样热控星装星3)正样热控星热改装即焊加热器、热电偶插头/包覆多层等4)正样真空热试验5)正样热控星拆星6)正样发射星热改装即结构件喷漆、主动加热器、热敏电阻粘贴走线焊接7)正样发射星装星8)正样发射星多层包覆由上可知，在正样星的热实施及试验期间，需要两套结构件、两次整星热改装及正样产品两次装星一次拆星，从而导致整个流程成本高、周期长、风险大。对于一些研制周期长、研制经费充足的大卫星，为了热试验模拟的更精确、试验数据更充分，完全可以按上述流程进行研制。但对于研制周期短、研制经费紧张的小型微纳卫星，时间和经费都不允许这样长周期、高成本的研制流程。另外，微小卫星结构相对简单，热试验时不需要太多的测温点，且正样布局没有太大改动。因此，如何简化卫星正样热控的研制流程，是微小卫星市场得以生存的一大关键点。
技术实现思路
鉴于以上所述现有技术的缺点，本专利技术的目的在于提供一种微小卫星的正样星热试验方法及系统，通过对微小卫星的正样热控星和发射星的一体化设计，只需要一套结构件、一次整星热改装及一次正样产品装星即可实现正样星的热试验，从而降低了微小卫星研制成本、缩短了研制周期。为实现上述目的及其他相关目的，本专利技术提供一种微小卫星的正样星热试验方法，包括以下步骤：步骤S1、对正样星进行热改装；步骤S2、对正样星进行装星；步骤S3、对正样星进行真空热试验；步骤S4、对正样星进行多层隔热材料包覆整理。根据上述的微小卫星的正样星热试验方法，其中：所述步骤S1中，正样星热改装包括结构件喷漆、主动加热片粘贴焊线、热敏电阻粘贴走线、一线总线式测温系统粘贴走线。进一步地，根据上述的微小卫星的正样星热试验方法，其中：所述一线总线式测温系统的采用并联方式，并成一个测温接口接入星务计算机。根据上述的微小卫星的正样星热试验方法，其中：所述步骤S2中，正样星装星时，所有加热器、热敏电阻、一线总线式测温系统、多层隔热材料均为正样发射件。根据上述的微小卫星的正样星热试验方法，其中：所述步骤S3中，采用红外加热笼进行外热流模拟，采用一线总线式测温系统进行温度场监测。同时，本专利技术还提供一种微小卫星的正样星热试验系统，包括热改装模块、装星模块、热试验模块和多层整理模块；所述热改装模块用于对正样星进行热改装；所述装星模块用于对正样星进行装星；所述热试验模块用于对正样星进行真空热试验；所述整理模块用于对正样星进行多层隔热材料包覆整理。根据上述的微小卫星的正样星热试验系统，其中：所述热改装模块中，正样星热改装包括结构件喷漆、主动加热片粘贴焊线、热敏电阻粘贴走线、一线总线式测温系统粘贴走线。进一步地，根据上述的微小卫星的正样星热试验系统，其中：所述一线总线式测温系统采用并联方式，并成一个测温接口接入星务计算机。根据上述的微小卫星的正样星热试验系统，其中：所述装星模块中，正样星装星时，所有加热器、热敏电阻、一线总线式测温系统、多层隔热材料均为正样发射件。根据上述的微小卫星的正样星热试验系统，其中：所述热试验模块中，采用红外加热笼进行外热流模拟，采用一线总线式测温系统进行温度场监测。如上所述，本专利技术的微小卫星的正样星热试验方法及系统，具有以下有益效果：(1)有效地达到了微小卫星低成本、短周期与大批量的总体任务目标；(2)简单快速地完成了微小卫星的正样热试验验证；(3)减少了正样研制阶段热控星的研制成本和研制周期。附图说明图1显示为本专利技术的正样卫星热试验方法的流程图；图2显示为一线总线式智能测温系统的工作状态示意图；图3显示为本专利技术的正样卫星热试验系统的结构示意图。元件标号说明1 热改装模块2 装星模块3 热试验模块4 多层整理模块具体实施方式以下通过特定的具体实例说明本专利技术的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本专利技术的其他优点与功效。本专利技术还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本专利技术的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本专利技术的基本构想，遂图式中仅显示与本专利技术中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。参照图1，本专利技术的微小卫星的正样星热试验方法包括以下步骤：步骤S1、对正样星进行热改装。具体地，正样星热改装包括结构件喷漆、主动加热片粘贴焊线、热敏电阻粘贴走线、一线总线式测温系统粘贴走线。其中，主动加热片是给星上单机进行加热补偿的加热器件。优选地，本专利技术中一线总线式测温系统采用DS18B20测温传感器。与传统工艺不同的是，本专利技术中采用一线总线式测温系统代替传统的热电偶进行测温。相较于热电偶测温，一线总线式测温系统测温具有以下优势：1)减少了采用热电偶带来的理线、焊插头工作传统卫星热试验采用大量热电偶(200-500个)来监测卫星温度，常用热电偶为铜康铜热电偶，改装时除了粘贴走线，还需要把每个热电偶铜康铜两类线分开，然后一类焊成插头、一类合并成一根线引出接入冰桶，然后进行测温，导致工作量非常庞大。而采用一线总线式测温系统测温在成本没有升高的的情况下，所有测温点的引线最终合并成三根线，连接星务计算机接口，进行温度采集，大大降低了工作量。2)避免了采用热电偶热试验后星上多余物的清理工作正样热试验时为监测每个单机温度，会在每个单机上贴热电偶，热试验结束后会残留在正样单机上，如不清理会随发射星进入太空。热电偶残留金属物等可能会影响单机性能。而一线总线式测温系统测温是通过星务计算机进行温度采集，试验结束后可以在星上继续使用，监测卫星温度，不存在星上多余物。3)解决了星务计算机提供测温接口不足的问题小型微纳卫星星务计算机资源相对比较紧张，提供给热控分系统的测温接口较少。如图2所示，采用一线总线式智能测温系统时，所有测温点采用并联方式，一组一线总线式测温系统不超过50个测温点，可以并成一个测温接口接入星务计算机，从而节省星务计算机资源。4)省去了传统热试验后整星的拆装工作传统热控星和发射星采用两套结构件，热试验结束后需要拆星，把所有单机装在发射星结构板上，导致整个过程中会存在一定风险。步骤S2、对正样星进行装星。具体地，正样星采用一次装星、不再拆装。正样星装星时，所有加热器、热敏电阻、一线总线式测温系统、多层隔热材料均为正样发射件。步骤S3、对正本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种微小卫星的正样星热试验方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤S1、对正样星进行热改装；步骤S2、对正样星进行装星；步骤S3、对正样星进行真空热试验；步骤S4、对正样星进行多层隔热材料包覆整理。

【技术特征摘要】
1.一种微小卫星的正样星热试验方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤S1、对正样星进行热改装；步骤S2、对正样星进行装星；步骤S3、对正样星进行真空热试验；步骤S4、对正样星进行多层隔热材料包覆整理。2.根据权利要求1所述的微小卫星的正样星热试验方法，其特征在于：所述步骤S1中，正样星热改装包括结构件喷漆、主动加热片粘贴焊线、热敏电阻粘贴走线、一线总线式测温系统粘贴走线。3.根据权利要求2所述的微小卫星的正样星热试验方法，其特征在于：所述一线总线式测温系统的采用并联方式，并成一个测温接口接入星务计算机。4.根据权利要求1所述的微小卫星的正样星热试验方法，其特征在于：所述步骤S2中，正样星装星时，所有加热器、热敏电阻、一线总线式测温系统、多层隔热材料均为正样发射件。5.根据权利要求1所述的微小卫星的正样星热试验方法，其特征在于：所述步骤S3中，采用红外加热笼进行外热流模拟，采用一线总线式测温系统进行温度场监测。6.一种微小卫星的正样星热试验系统...

【专利技术属性】
技术研发人员：唐宗斌，王建平，常亮，付碧红，张永智，
申请(专利权)人：上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：上海;31