热平衡试验（Thermal Balancing Test)是在空间模拟室的轨道热环境（真空、冷黑与辐射）条件下， 检验航天器轨道飞行中平衡状态下温度分布的试验。它用于验证航天器热设计数学模型，并考验航天器 热控制系统的功能。

航天器热平衡试验是在模拟空间热环境条件下，验证航天器热分析模型和热设计的正确性、考核航天器热控分系统功能的试验，是航天器众多试验验证项目之一。

航天器热平衡试验尤其是整星级的热平衡试验工作量大，费用多，占用型号研制周期较长，但同时它又是一项重要的试验，对于验证航天器的热设计有着重要的作用。。随着航天技术的发展，以及设计验证方法的改进，对航天器热平衡试验提出了新的要求。

热平衡试验是在模拟的空间热环境中使航天器产品按实际运行状态吸收和排散热量，对热设计进行的验证。热平衡试验一般分为整星和部件两个级别，热平衡试验目的主要有:验证卫星热设计及热控实施的正确性和有效性;验证热分析结果的正确性，为热分析模型修正提供数据；为热真空试验提供边界温度;在模拟轨道工况条件下考核卫星尤其是热控产品的工作性能。

GE0卫星的内外热流在多数工况下变化不大，其热平衡试验通常采用准瞬态热流模拟方法。正样星热试验中，内热耗多采用真实设备实现，而热控星或热模拟舱试验多采用程控电加热器进行模拟。外热流模拟方法有太阳热流模拟、红外热流模拟和电加热模拟等。太阳热流多采用红外热流和电加热相结合的方法模拟；轨道平均外热流采用多层隔热组件外表面粘贴加热片模拟；散热面外热流采用红外灯阵或红外笼模拟。

试验设备主要包括真空室、试验支架、红外灯阵、液氮冷板、外热流加热器、热流计、温度采集系统、水平敏感器、微波负载及水冷系统等。其中真空室用于模拟卫星在轨的真空环境及冷黑背景，其一般要求为:压力不高于1.3×10-3Pa,热沉温度不高于100K.热沉表面半球向发射率不小于0.90。红外灯阵用于模拟卫星南、北OSR面吸收的外热流，2个独立的灯阵分别平行安装在卫星南北面外。液氮冷板主要用于减小试验支架造成的背景热流影响。水平敏感器及水平调节装罝用于测量及调整卫星水平度.确保热管网络正常运行。微波负载及水冷回路用来吸收通信转发器的射频功率。热流计用于测量OSR表面吸收的红外热流。热电偶及温度数据采集处理装罝用于获取测点温度。

工况种类

根据参加试验的航天器上仪器设备工作模式（连续工作恒定发 热、连续工作非恒定发热、间断工作）和外热流模拟状态（恒定的、 变化的、周期变化的），一般试验工况可组合成以下 4种模式。

(1) 稳态工况：参加试验的航天器上的仪器设备长期连续工作， 其发热量恒定不变，且外热流为恒定值（一般取轨道周期外热流积 分平均值）。

(2) 准稳态工况：参加试验的航天器上的仪器设备按设定的工作 模式工作，且外热流为恒定值。

(3) 周期性瞬态工况：参加试验的航天器上的仪器设备按设定的 工作模式工作，且外热流为轨道周期瞬变值。

(4) 瞬态工况：参加试验的航天器上的仪器设备按设定的工作模 式工作，且外热流为非周期性变化。这种试验工况一般对应于某些 特定航天器的飞行任务，或者对应于航天器工作寿命期间内特定的 飞行轨道，如工作寿命只有几天的航天器，航天器阴影时间很长的 阴影区内的试验工况等。

无论是周期性瞬态工况还是准稳态工况，试验一般都是按航天 器运行的轨道周期进行，即按一个运行轨道周期内仪器设备工作模 式和外热流值重复进行若干个周期的循环试验，直至航天器的温度 达到周期稳定。在某些情况下，也可以若干个轨道周期作为一个热 试验周期，连续重复进行若干个热试验周期的循环试验，直至航天 器的温度达到周期稳定。

确定试验工况的原则

确定试验工况应遵循以下原则。

(1) 至少包括试验高温工况和试验低温工况；

(2) 根据航天器飞行任务的特点，初样阶段热平衡试验和只进行 正样阶段热平衡试验的航天器可适当增加试验工况；

(3) 考虑到热设计的不确定性和外热流模拟的局限和误差，可增 加试验工况。例如，增加或减少10%外热流、增加或减少10%的内 热功耗，以及这4种情况的组合。

试验工况稳定判据

判定试验工况是否稳定，主要依据试验所确定的温度监测点的 测量值变化情况来决定。同时，也应考虑非监测点的温度变化情况， 对尚未达到稳定且变化率又较大的温度测点，应分析其原因并评估 对试验工况热稳定的影响程度，然后，综合进行工况稳定的判断。

对航天器有特殊热控要求或热控设计余量较小的情况，确定试 验工况稳定的温度变化判据应根据实际情况适当加以处理。

(1) 稳态试验

当监测点的温度变化符合下列条件之一者，则认为试验工况达 到稳定：

①在连续4h内，波动值不超过±0.5°C

②在连续4h内，单调变化值不大于0.1°C/h。

(2) 周期性瞬态试验和准稳态试验

在连续4个试验周期的对应时刻，监测点温度值的变化一般在±1°C 以内。

(3) 瞬态试验

瞬态热试验为定时试验，即当试验时间达到该试验工况规定的 持续时间时，试验结束。

外热流测量

外热流测量的一般要求如下：

1)选用尺寸小、测量范围宽、精度满足要求、安装使用方便的热流计；

2) 试验前热流计应标定，给出标定曲线（数据）或拟合曲线；

3) 外热流测量应该反映航天器结构的吸收热流。

热平衡试验大致可分为试验前准备、试验、试验后检査和分析三个阶段。试验前的准备包括卫星和地面设备的准备和检查，对卫星的检查包括星上设备状态及测温回路、加热回路、外热流模拟回路和热流计的检査。检査完成后，关闭真空模拟室，启动真空抽气系统抽真空，当达到一定真空度后，向热沉加注液氮，使热沉降温到规定的温度。然后，按试验大纲要求对星内设备通电和施加模拟外热流，进行规定工况试验。正样星在热平衡试验全部结朿后，进行热真空试验。当全部热试验结束后，即可进行真空模拟室升温、复压。当真空室压力恢复到常压，热沉温度升至室温后，即可开启真空室吊出卫星进行外观检査。

按照研制阶段，可以将航天器热平衡试验划分为初样（研制）热平衡试验和正样（验收）热平衡试验。

（1）初样热平衡试验是航天器初样阶段研制试验的一部分。通过试验，可以尽早地发现热设计问题，以便在正样阶段进行必要的修改，完善航天器的热设计。初样热平衡试验的主要任务是：

①修正航天器热分析模型；

②验证初样热设计的正确性；

③ 检验部分热控产品的功能和性能。

（2）正样热平衡试验

正样热平衡试验是合同的正式验证，是证明正样航天器的热性能满足热设计要求的试验。正样热平衡试验应在能代表航天器正样技术状态的飞行模型（FM）上进行，产品的设计、制造和装配应符合相关规范的要求。

首件航天器正样热平衡试验既是鉴定试验，又是航天器验收试验的组成部分。

美国军用标准对航天器进行分类，对不同类型的航天器提出了不同的热平衡试验要求。国外商业卫星根据用户的要求及其特点也有各自的环境试验要求。

按照美国军用标准MIL-STD-1540C的规定，系统级热平衡试验可以分为研制热平衡试验和鉴定热平衡试验。

美国军用标准MIL-STD-1540C规定的热平衡试验目的有：

(1) 提供必要的数据验证热分析模型；

(2) 验证热控分系统维持设备和整星在规定的工作温度限的能力；

(3) 验证设备热设计准则的合理性。

欧洲航天标准化合作组织对卫星热平衡试验要求的规定类似于美军标MIL-STD-1540C。

国外的标准中也提出了整星的热平衡试验可以和热真空试验结合进行。

国外在航天器的研制阶段非常重视试验验证，而且试验装置也在不断改进，基本上采用太阳模拟器进行试验，近期的如1996年在ESTEC中进行的欧洲极轨平台服务舱的热平衡试验，美国“火星探路者”、欧洲“月神号”等航天器也进行了相关的热试验。但目前主要的一些相关试验资料集中在商业通信卫星，其它一些卫星尤其是军用卫星的相关资料很少。

（1）“国际V号”通信卫星

该类卫星是20世纪70年代末到80年代初期研制的地球静止轨道三轴稳定通信卫星，先后共发射了13颗。研制过程中进行了红外模拟和太阳模拟热平衡试验，验证卫星热设计的正确性。对原型飞行星进行了鉴定试验，其中包括热平衡试验和热真空试验。首发星之后的每颗飞行星都做验收热真空试验，但一般不做热平衡试验，只有当卫星有重大修改时，才加入专门的热平衡试验。

（2）“FLTSATCOM”通信卫星

这是美国TRW公司在20世纪70年代末到80年代初研制的军用通信卫星，共发射了8颗星。研制过程中制造了热控星和鉴定星，并均做了热平衡试验，以便检验热设计；每颗飞行星也都做了热平衡试验。对飞行试验数据和地面模拟试验数据进行比较后，得出以下结论：

① 可以取消热控星，系统热设计验证可推迟到原型飞行星上进行；

②可以取消飞行星的系统级热平衡试验，其条件是卫星制造质量得到控制，卫星热功耗比通过隔热层的热损失大；

③ 稳态热平衡试验完全可以用红外热流模拟代替太阳热流模拟。

（3）“FS1300”平台卫星

它是美国LORAL公司于20世纪80年代末到90年代初研制的通信卫星平台。该平台的第一个型号为“SUPERBIRD”（“超鸟”）卫星，研制过程中没有制造热控星，卫星的热设计在原型飞行星的红外模拟热平衡试验中得到验证。热试验的特点是热平衡试验的低温（分点）、高温（至点）工况与热真空试验的冷、热工况交替进行，在做完至点热平衡试验高温工况后，设备温度提高10°C做高温端的热真空性能试验，而在做完分点低温工况热平衡试验后，设备温度降低10°C再做低温端的热真空性能试验。首发星后的其他飞行星只做热真空试验，不做热平衡试验。这种做法在该平台的后续型号，如“国际Ⅶ”、“国际ⅦA”和“亚太2号”等卫星上继承下来。

（4）“SB3000”平台

“SB3000”平台是法国宇航公司20世纪90年代研制的卫星平台。在该平台研制过程中没有制造热控星，它对卫星热试验所采用的原则如下：

①对该平台首次研制的原型飞行星，即“阿拉伯-2A”卫星进行有太阳模拟器的完整热平衡试验，以检验卫星平台的热设计；

②对后续型号，如“鑫诺”卫星的原型飞行星，做简化的热平衡试验，验证有效载荷改变后的性能；飞行星则不做热平衡试验，只做热真空试验；

③ “鑫诺”卫星在做热平衡试验时，只做两个工况，试验时不加外热流，因此这两个工况 表天上的实际工况。试验的目的是用试验结 正热数学模型，然后再用修正后的热数学模 计卫星在轨运行时的高、低温工况的温度。 ，不仅省去了热流计、简化了试验装置，而 于不加外热流，试验的准确度较高。“鑫诺” 热试验的另一个特点是先做热平衡试验的工 然后再做热真空试验的冷热交变工况。

（5）“克莱门汀”（Clementine）任务

“克莱门汀”（Clementine）是美国于1994年发射的月球探测器。为了验证其热分析模型和热控分系统的性能，在工程模型（EM）上进行了热平衡试验。工程模型没有太阳电池阵和推进管路，大部分电子仪器为热模拟件。共进行了5个试验工况，具体如下：

① 转移轨道低温工况试验；

②通往Geographos小行星轨道的高温工况试验；

③月球轨道瞬变热流试验；

④ 两小时月蚀后的瞬态加热试验；

⑤月球轨道的热平衡试验，外热流按照瞬态情况考虑。

国内航天器热平衡试验标准规范

国内关于航天器热平衡试验的标准主要有：

GJB1027卫星环境试验要求；

GJB1033-90卫星热平衡试验方法。

以上两个标准均进行了修订，分别为：

GJB1027A运载器、上面级和航天器试验要求；

GJB1033A-2005航天器热平衡试验方法。

其中GJB1027规定了对卫星的热平衡试验要求，而GJB1033-90则规定了卫星热平衡试验方法。

另外，还有一个标准为：

GJB1029-1990卫星热设计准则。

此标准也对卫星热平衡试验提出了要求:“研制新型号卫星时，必须安排上述两项试验（指初样热平衡试验和正样热平衡鉴定试验）。对于有一定基础的改型星，或其它特殊情况，允许灵活掌握，但至少要做其中一项试验。”

根据GJB1027规定，整星鉴定热平衡试验的试验量级和试验时间取决于卫星的外形、设计方案和具体的任务要求。试验时应模拟卫星在工作寿命内轨道运行时可能遇到的极端温度环境。

试验时间取决于所选择的工况以及影响卫星达到热平衡需要的热时间常数。

GJB1027中规定的整星热平衡试验要求为：

(1) 卫星必须在空间模拟器中进行试验，空间模拟器内的压力应不高于1.3X10-3Pa;空间热辐射模拟主要包括太阳辐射、地球反照及地球红外辐射，在模拟阴影轨道时，应采取有效措施隔离模拟装置的残留热辐射对卫星产生的影响；

(2) 如果卫星外表面温度随时间的变化较大，应进行瞬态热环境模拟；

(3) 试验过程中卫星通电工作，在最高和最低温度工况要作性能测试，其他温度工况监视主要性能参数。

在卫星的研制过程中，热控分系统初样研制阶段的中心任务是围绕着热控星进行的，可见热控星对于热控分系统的设计的重要程度。对于比较重要而造价又高的卫星，通常都有初样设计阶段，都进行热控星热平衡试验，在飞行星上进行近40年的卫星研制经验和卫星在轨飞行数据表明，我国卫星热平衡试验的要求和试验方法基本上是合理的，还没有因为整星热平衡试验验证不到位出现在轨严重偏离设计而导致失败的问题，因此目前的问题并不是试验过多或过试验，而是要使试验更好地解决研制过程的问题。比较国内外的相关标准和实践，可以看出，试验目的、试验量级和试验时间、试验要求基本相同，实际的试验过程也基本一致，但也存在着一些差距。

（1）关于卫星分类及热平衡试验要求问题

不同类型的航天器应有不同的热平衡试验要求，因此需要建立我国的航天器分类标准。这种分类不是按照航天器的用途、功能等分类，而是按照研制费用、风险等级、功能和性能、计划进度要求等对航天器进行分类，便于对航天器的研制进行管理。

为了缩短研制周期，节约研制费用，有些卫星型号在研制过程中已经取消了初样热平衡试验，如某些小卫星；有些型号用卫星的舱段试验代替系统级热平衡试验，但必须有条件规定，还应规定整星级热平衡试验的替代方法。

（2）关于热分析模型与热平衡试验的相关性

国外标准更注重验证热分析模型，美军标MIL-STD-1540C的规定更明确，规定热分析模型与试验结果的相关性要在±3°C以内，在工况设置的要求中也反映出来，即除了极端热工况和极端冷工况外，还要增加两个工况，用于相关性检查，检验修改过的热模型。ECSS-E-10-03A也将相关性作为衡量热平衡试验是否成功的一个准则。

无论从GJB1027和GJB1033对卫星热平衡试验目的的描述方面来看，还是从我国卫星研制的实践方面来看，我国卫星进行热平衡试验的目的都是以验证热设计是否满足设计要求为主，验证热数学模型是第二位的，因此外热流的模拟是真实的。20世纪90年代中期，我国卫星热分析工作有了很大改善，但我们做的热分析模型都是按飞行状态建立的，与试验状态有差别，例如，模型中没有描述外热流加热器、热沉、卫星安装支架等结点，试验测量值与热分析模型没有完全的可比性，只能大概比较和大概修正。另外，外热流模拟的准确性也较差，给修正热分析模型带来很大困难。

近年国际上开始出现一种用地面试验数据来修正模型的方法，称为模型相关性修正。我国原来采用的方法是用试验数据直接修正飞行状态热模型，其前提是认为试验状态与飞行状态是接近的，不考虑试验环境和实际飞行环境的不同。而模型相关性修正与试验同步进行，首先针对试验状态对整星热模型做必要改造，比如加上所有红外笼、支架、真空罐等，使之成为一个试验状态模型；然后将这个模型的计算结果与试验对应工况温度进行比较，修正作为输入条件的参数，修正过后的模型对后续工况的预示温度与后续试验结果应接近，平均偏差和标准偏差均满足一定的判据，即认为相关性修正成功；之后将这些参数用于飞行星模型。应用这种方法，试验工况可以不模拟在轨状态。采用试验状态模型进行模型相关性修正的方法目前在国外航天热控界比较流行，如“Alenia”在“Radarsat-2”卫星上所做的修正。

为了能进行航天器与试验设施组合状态的热分析，便于模型修正，ESTEC的真空罐就有详细的模型。整个真空罐有粗细两种模型，用于将卫星和真空罐合成一个模型进行试验状态的热计算。粗的模型把罐子分为4个节点，只适用于液氮做热沉的情况；第二个细的模型有88个节点。此外，对于太阳模拟器的光谱特征、热流分布特征都有详尽的数据。

随着我国航天器热分析技术的发展，有必要开展以验证航天器热数学模型为主要目的的热平衡试验，进行整星不加外热流的试验工况，以此工况的试验数据进行热模型修正，同时考虑热沉等的影响。这种试验有可能取代某些型号的正规热平衡试验。

（3）外热流模拟问题

空间外热流模拟的准确性对于航天器热平衡试验的结果有非常重要的影响，从目前的研究结果以及世界主要航天大国和著名的航天公司来看，均采用太阳模拟器进行外热流的模拟，如美国的喷气推进实验室、戈达德中心、休斯公司、马丁公司、TRW公司，俄罗斯的许多联合体，欧洲宇航中心和欧洲空间技术中心，日本东京大学宇航中心等。

一般来讲，太阳模拟器与红外模拟相比，有着更高的空间热流模拟精度，因此对于使用新研制平台的第一个航天器，在有条件时，最好在原型飞行航天器上使用太阳模拟器进行热平衡试验。法国宇航公司即规定，对新研制平台的第一个原型飞行航天器要使用太阳模拟器进行完整的热平衡试验，以鉴定航天器的热设计。如果太阳模拟器的辐照面积或运动模拟器系统承载能力不能满足试验要求，还可将航天器上某些表面形状复杂的组件（如天线）单独拿出来用太阳模拟器进行试验。对于地球同步轨道等高轨道卫星来说，由于地球的红外影响可以忽略，则使用太阳模拟的方法更加有效。

我国目前对一些复杂形状航天器和部件热平衡试验中外热流模拟存在困难，如大型结构件一抛物面天线，它们的轨道热流复杂，结构件温度分布和热变形难以用现有的热模拟方法获得，热变形的测量也是一般热平衡试验没有的；又如，精密的光学系统，对温度、温度差有特殊的要求，现有的外热流模拟方法难以达到试验的目的。

根据我国航天器研制的现状，以及目前所达到的技术水平，在航天器热平衡试验技术研究中应重点对以下几个方面开展研究：

(1)标准修订和制定

除对现有标准GJB1027和GJB1033等进行修订外，还应制订相关的标准，如航天器分类标准和热平衡试验要求标准等。

对于具有一定的小批量生产规模的航天器，根据卫星的技术状态以及变化情况，制定后续星的热平衡和热真空试验规范。

(2) 试验技术研究

重点对外热流的模拟方法进行研究，同时对载人航天器等具有密封舱的航天器热平衡和热真空试验的技术以及深空探测飞行器的热试验技术进行研究，尤其是大型载人航天器的设计验证技术，应结合此类航天器的热控技术特点进行研究。

(3) 试验工况优化研究

对于热平衡试验中的工况根据航天器的实际情况和研制阶段进行规范。总的原则是：在热分析水平不断提高的基础上，减少试验工况，同时重视对于热数学模型的修正，并以此来确定试验工况。

(4)热模拟试验修正技术研究

根据实际试验情况对航天器的热分析模型进行修正，并在此基础上对飞行温度进行预示，减少设计和飞行数据之间的误差。