專利名稱：一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航天器環(huán)境控制熱測試技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及到一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器， 利用TEC的主動能量傳遞能力和風(fēng)扇的散熱控溫能力實(shí)現(xiàn)對空間真空、低溫和黑背景空間環(huán) 境下航天器輻射熱流的模擬。
背景技術(shù)：
為了驗(yàn)證航天器在空間環(huán)境下的整體功能，保證航天器的在軌可靠運(yùn)行，必須在地面進(jìn) 行充分的環(huán)境模擬實(shí)驗(yàn)，其中最主要的是在模擬空間熱環(huán)境條件下進(jìn)行的熱試驗(yàn)。
納衛(wèi)星是指重量在1 10kg之間的小衛(wèi)星，具有重量輕、體積小，設(shè)計、制造成本低廉 的優(yōu)點(diǎn)，這種小衛(wèi)星以編隊或者組成星座的方式飛行，具有生存能力強(qiáng)，在空間環(huán)境探測、 對地觀測、通訊導(dǎo)航等諸多領(lǐng)域有著十分廣泛的應(yīng)用前景。作為納衛(wèi)星重要組成系統(tǒng)之一的 熱控系統(tǒng)擔(dān)負(fù)著維持衛(wèi)星及其星載設(shè)備正常工作所需溫度的重要任務(wù)，因而對納衛(wèi)星熱控系 統(tǒng)進(jìn)行地面模擬測試是必需的。
傳統(tǒng)的地面模擬技術(shù)是用一個巨大的真空罐和配套設(shè)備來實(shí)現(xiàn)真空、低溫和黑背景的模 擬，如采用機(jī)械泵和擴(kuò)散泵保持真空罐的真空度，采用鋁、銅或者不銹鋼的筒體配合有冷卻 介質(zhì)(如液氮)的冷卻管道實(shí)現(xiàn)空間低溫黑背景模擬，整套模擬器體積巨大、實(shí)現(xiàn)技術(shù)復(fù)雜, 在實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證時，整套設(shè)備熱慣性大，實(shí)驗(yàn)周期長且耗資高昂，對于納衛(wèi)星熱測試而言，由于 納衛(wèi)星重量小、熱慣性小，傳統(tǒng)地面模擬器很難滿足納衛(wèi)星的熱測試的動態(tài)性能要求。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明為了解決傳統(tǒng)空間環(huán)境地面模擬器的不足，針對納衛(wèi)星熱測試需求設(shè)計了此空間 熱沉模擬器。此空間熱沉模擬器采用TEC和風(fēng)扇作為控制對象，實(shí)現(xiàn)用導(dǎo)熱模擬真空、低溫 和黑背景下的輻射散熱規(guī)律。
一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器，包括模擬單元、數(shù)據(jù)采集單元、控制器、功率驅(qū)動單元和
通訊單元；
所述模擬單元包括熱電制冷片TEC、熱流傳感器、風(fēng)扇、溫度傳感器A和溫度傳感器B
與翅片；熱流傳感器用來檢測TEC導(dǎo)熱熱流，為TEC控制提供反饋信號，使模擬器熱流模擬控 制形成閉環(huán)；
翅片作為熱沉接收TEC傳導(dǎo)過來的熱量，并通過風(fēng)扇將熱量散發(fā)到空氣當(dāng)中； 溫度傳感器A和溫度傳感器B分別設(shè)置在納衛(wèi)星表面和翅片表面，獲取納衛(wèi)星表面和翅 片溫自淮確數(shù)值;
在控制器的控制下，數(shù)據(jù)采集單元采集模擬單元的熱流信號和溫度信號傳輸給控制器， 控制器將接收到的熱流信號和溫度信號分別生成TEC和風(fēng)扇的控制信號給功率驅(qū)動單元； 功率驅(qū)動單元接收控制器控制信號，并將其放大后驅(qū)動TEC和風(fēng)扇工作；
通訊單元是上位機(jī)與控制器進(jìn)行數(shù)據(jù)交換的通道，接收上位機(jī)的信息，同時將控制器處 理的數(shù)據(jù)傳送到上位機(jī)，為數(shù)據(jù)分析服務(wù)。
所述控制器由溫度控制器和熱流控制器構(gòu)成，其中的溫度控制器用來生成風(fēng)扇控制信號， 熱流控制器用來生成TEC控制信號。
所述溫度控制器的給定溫度根據(jù)工作要求由上位機(jī)通過通訊單元設(shè)定，反饋溫度由數(shù)據(jù) 采集單元獲取的翅片溫度信號數(shù)值經(jīng)過溫度轉(zhuǎn)換計算得到；給定溫度和反饋溫度作為溫度控 制器的輸入，經(jīng)過運(yùn)算生成風(fēng)扇控制信號，此溫度控制器為閉環(huán)控制，穩(wěn)態(tài)時實(shí)現(xiàn)反饋溫度 對給定溫度的跟蹤。
所述熱流控制器中反饋熱流為數(shù)據(jù)采集單元獲取的熱流傳感器信號數(shù)值經(jīng)過熱流數(shù)值計 算得到，給定熱流則是由以下幾個步驟的運(yùn)算得到
a、 根據(jù)數(shù)據(jù)釆集單元獲取的納衛(wèi)星表面溫度信號經(jīng)過溫度轉(zhuǎn)換計算得到溫度數(shù)值，
b、 根據(jù)公式7>=/ + 273.15實(shí)現(xiàn)攝氏溫度到熱力學(xué)溫度的轉(zhuǎn)換，得到熱力學(xué)溫度數(shù)值，
其中7>為熱力學(xué)溫度，f為攝氏溫度；
c、 根據(jù)熱力學(xué)溫度數(shù)值，計算熱流給定值，計算過程如下
在沒有外熱流情況下，納衛(wèi)星在空間的熱平衡方程為
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其中2為納衛(wèi)星向空間的凈輻射散熱量，gp為納衛(wèi)星的熱功耗，4為納衛(wèi)星的輻射
散熱面積，^為納衛(wèi)星表面材料的輻射率，cr為Stefan-Boltzmann常數(shù)，約為
5.67X 10—,/(附214), 7}為納衛(wèi)星表面熱力學(xué)溫度； 由方程(l)變化形式得"導(dǎo)巧《 (2)
《為納衛(wèi)星向空間的凈輻射熱流，其它參數(shù)同方程(lh
給定熱流和反饋熱流作為熱流控制器的輸入，經(jīng)過熱流控制器運(yùn)算生成TEC控制信號； 所述熱流信號是由安裝在納衛(wèi)星和TEC之間的熱流傳感器測得；所述溫度信號一路為納
衛(wèi)星表面溫度信號，由溫度傳感器A測得；另一路為翅片溫度信號，由安裝在翅片上的溫度
傳感器B測得。
在控制器的控制作用下，數(shù)據(jù)采集單元將測得的熱流信號、納衛(wèi)星表面溫度信號、翅片 溫度信號反饋到控制器，控制器根據(jù)這些反饋信號以及上位機(jī)通過通訊單元傳送過來的給定 信號，生成TEC控制信號與風(fēng)扇控制信號；TEC控制信號輸入功率驅(qū)動單元中的TEC通道 生成功率驅(qū)動信號outl+和out1-， outl+和outl-用作驅(qū)動TEC工作；風(fēng)扇控制信號輸入 功率驅(qū)動單元中的風(fēng)扇通道生成功率驅(qū)動信號out2+和out2-， out2+和out2-用作驅(qū)動風(fēng) 扇工作。
所述模擬單元包括風(fēng)扇、翅片、TEC和熱流傳感器及溫度傳感器A與溫度傳感器B;
熱流傳感器與TEC,以及TEC與翅片之間均通過導(dǎo)熱硅脂緊密連接，保證納衛(wèi)星表面 熱量的可靠散出；使用時將溫度傳感器A和溫度傳感器B用導(dǎo)熱硅膠分別粘貼于被測試納衛(wèi) 星表面和翅片上；所述風(fēng)扇與翅片螺紋連接。控制TEC電流實(shí)現(xiàn)對TEC冷面向熱面?zhèn)鲗?dǎo)熱 流的控制，其熱流值由緊貼TEC冷面的熱流傳感器測得；TEC熱面的熱量傳遞到翅片，并 通過風(fēng)扇控制，將翅片溫度控制在給定值；為了使風(fēng)扇對翅片的溫度控制形成閉環(huán)，在翅片 上安裝了溫度傳感器B;為了計算空間輻射模擬熱流，將溫度傳感器A用導(dǎo)熱硅膠粘貼于納 衛(wèi)星表面。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于
(1) 本發(fā)明采用TEC和風(fēng)扇作為被控對象，整個模擬器熱慣性小、響應(yīng)速度快，且次 模擬器體積小，實(shí)現(xiàn)了納衛(wèi)星熱測試裝置的桌面化；
(2) 采用了熱流控制器實(shí)現(xiàn)了TEC導(dǎo)熱熱流對空間輻射模擬熱流的跟蹤控制，減小了
真空模擬的復(fù)雜程度，控制精確且易于實(shí)現(xiàn)；
(3) 采用溫度控制器實(shí)現(xiàn)翅片溫度控制，使模擬輻射規(guī)律散出的熱量得到充分排散，實(shí) 現(xiàn)了對空間低溫和黑背景環(huán)境的模擬，極大減小了低溫和黑背景模擬裝置的體積；


圖l為本發(fā)明模擬器結(jié)構(gòu)框圖； 圖2為本發(fā)明控制器結(jié)構(gòu)框圖； 圖3為本發(fā)明模擬單元具體實(shí)例結(jié)構(gòu)圖； 圖4為本發(fā)菊TE<3熱流跟蹤曲錢; 圖5為本發(fā)明風(fēng)扇溫度跟蹤曲線。
具體實(shí)施例方式
下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。
如圖l所示，本發(fā)明一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器l，包括模擬單元IOI、數(shù)據(jù)釆集單元 103、控制器102、功率驅(qū)動單元104和通訊單元105。
控制器102通過數(shù)據(jù)采集單元103接收模擬單元101的熱流和溫度反饋信號,生成TEC 控制信號和風(fēng)扇的控制信號給功率驅(qū)動單元104;功率驅(qū)動單元104將TEC控制信號和風(fēng) 扇的控制信號放大后驅(qū)動TEC101-1和風(fēng)扇101-3工作。
通訊單元105是上位機(jī)與控制器102進(jìn)行數(shù)據(jù)交換的通道，接收上位機(jī)的信息，供控 制器102使用，同時將控制器102處理的數(shù)據(jù)傳送到上位機(jī)，為數(shù)據(jù)分析服務(wù)。
所述模擬單元101包括熱電制冷片TEC101-1、熱流傳感器101-2、風(fēng)扇101-3、薄 膜鉑電阻溫度傳感器A101-4、 B101-5與翅片101-6。
TEC101-1是模擬單元101結(jié)構(gòu)的核心部分,利用Peltier效應(yīng)實(shí)現(xiàn)電流控制熱量傳遞， 傳遞熱量可控亦即熱流可控，通過TEC101-1傳遞熱流控制實(shí)現(xiàn)導(dǎo)熱模擬空間輻射散熱。
熱流傳感器101-2用來檢測TEC101-1導(dǎo)熱熱流，為TEC101-1提供反饋信號，從而
使模擬器1熱流模擬控制形成閉環(huán)。
翅片101-6作為熱沉接收TEC101-1傳導(dǎo)過來的熱量，并通過風(fēng)扇101-3將熱量散發(fā) 到空氣當(dāng)中。
薄膜鉑電阻溫度傳感器A101-4和溫度傳感器B101-5分別設(shè)置在納衛(wèi)星表面和翅片 101-6上，成薄膜形狀設(shè)計，易于安裝，且靈敏度高，配合高精度測量電路可以獲取納衛(wèi)星 表面和翅片101-6溫度的準(zhǔn)確數(shù)值。
數(shù)據(jù)采集單元103在控制器102的控制下，通過高精度A/D轉(zhuǎn)換芯片完成對溫度信號
8和熱流信號的采集并串行傳送到控制器102。
控制器102是整個模擬器1的核心，數(shù)據(jù)釆集單元103、功率驅(qū)動單元l(M、通訊單 元105均為控制器102的外圍電路，分別完成數(shù)據(jù)采集、驅(qū)動設(shè)備和與上位機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)通 訊的作用。數(shù)據(jù)采集單元103通過高精度A/D轉(zhuǎn)換芯片采集空間模擬器的傳感器信號，包 裙一路熟流和兩路溫度葙號。熱流倡號是TEGiOt-l,制下的傳導(dǎo)熱l也就體間模賴器 輻射模擬熱流，由安裝在納衛(wèi)星和TEC101-l之間的熱流傳感器101-2測得熱流信號，并 經(jīng)過數(shù)據(jù)釆集單元103的第一通道傳給控制器102;溫度信號一路為納衛(wèi)星表面溫度信號， 由溫度傳感器A101-4測得，并經(jīng)過數(shù)據(jù)采集單元103的第二通道傳給控制器102;另一路 為翅片101-6溫度信號，由安裝在翅片101-6上的薄膜鉑電阻溫度傳感器B101-5測得， 并經(jīng)過數(shù)據(jù)采集單元103的第三通道傳給控制器102。
如圖2所示，控制器102包括兩個算法控制器， 一個是用來生成風(fēng)扇控制信號的溫度控 制器102-1，另一個是生成TEC控制信號的熱流控制器102-2。
溫度控制器102-1的給定溫食根據(jù)工作要求由上位機(jī)通過通訊單元105設(shè)定，反饋溫 度由數(shù)據(jù)釆集單元103獲取的翅片溫度信號經(jīng)過溫度轉(zhuǎn)換計算得到，給定溫度和反饋溫度兩 路溫度數(shù)值作為溫度控制器102-1的輸入，經(jīng)過運(yùn)算生成風(fēng)扇控制信號，此溫度控制器102-1 為閉環(huán)控制，穩(wěn)態(tài)時可實(shí)現(xiàn)反饋溫度對給定溫度的跟蹤。
熱流控制器102-2中反饋熱流為數(shù)據(jù)釆集單元103獲取的熱流傳感器101-2信號數(shù)值 經(jīng)過熱流數(shù)值計算得到，給定熱流則是由以下幾個步驟的運(yùn)算得到
a、 根據(jù)數(shù)據(jù)采集單元103獲取的納衛(wèi)星表面溫度信號經(jīng)過溫度轉(zhuǎn)換計算得到溫度數(shù)值。
b、 根據(jù)公式7> =7 + 273.15 (其中7)為熱力學(xué)溫度，T為攝氏溫度)實(shí)現(xiàn)攝氏溫度到熱
力學(xué)溫度的轉(zhuǎn)換，得到熱力學(xué)溫度數(shù)值；
c、 根據(jù)溫度數(shù)值，通過給定熱流計算，得到給定熱流值，計算過程如下 在沒有外熱流情況下，納衛(wèi)星在空間的熱平衡方程為
2 = &=4&《 (1)
其中2為納衛(wèi)星向空間的凈輻射熱量，2p為納衛(wèi)星的熱功耗，4為納衛(wèi)星的輻射散熱面 積，&為納衛(wèi)星表面材料的輻射率，o"為Stefan-Boltzmann常數(shù)，約為5.67X 10-8『/(附214) , 7}為納衛(wèi)星表面熱力學(xué)溫度。 由方程(l)變化形式可得
"早，r; (2) 《為納衛(wèi)星向空間的凈輻射熱流，其它參數(shù)同方程U)。
給定熱流和反饋熱流作為熱流控制器102-2的輸入，經(jīng)過熱流控制器102-2運(yùn)算生成 TEC控制信號，此熱流控制器102-2亦為閉環(huán)控制，可實(shí)現(xiàn)反饋熱流對給定熱流的跟蹤。
在控制器102的控制作用下，數(shù)據(jù)釆集單元103將測得的熱流信號、納衛(wèi)星表面溫度 信號、翅片溫度信號反饋到控制器102，控制器102根據(jù)這些反饋信號以及上位機(jī)通過通訊 單元105傳送過來的給定信號，進(jìn)行算法處理。在處理過程生成的一些有用數(shù)據(jù)信息經(jīng)過通 訊單元105傳送到上位機(jī)，以備數(shù)據(jù)分析使用，控制器102最終生成TEC控制信號與風(fēng)扇 控制信號，TEC控制信號輸入功率驅(qū)動單元104中的TEC通道生成功率驅(qū)動信號outl+和 outl-， outl+和outl-用作驅(qū)動TEC101-l工作；風(fēng)扇控制信號輸入功率驅(qū)動單元104中 的風(fēng)扇通道生成功率驅(qū)動信號out2+和out2-， out2+和out2-用作驅(qū)動風(fēng)扇101-3工作， 在控制器102的控制作用下TEC101-1和風(fēng)扇101-3協(xié)同實(shí)現(xiàn)納衛(wèi)星空間模擬器的熱流模 擬工作。
所述的模擬單元具體可以為下述結(jié)構(gòu)。
如圖3所示,模擬單元結(jié)構(gòu)由風(fēng)扇101-3、翅片101-6、TEC101-l和熱流傳感器101-2 及薄膜鉑電阻溫度傳感器A101-4與溫度傳感器B101-5組成；
熱流傳感器101-2與TEC101-1，以及TEC101-1與翅片101-6之間均通過導(dǎo)熱硅脂 緊密連接，保證納衛(wèi)星表面熱量的可靠散出。使用時將薄膜鉑電阻溫度傳感器A101-4和電 阻溫度傳感器B101-5用導(dǎo)熱硅膠分別粘貼于被測試納衛(wèi)星表面和翅片101-6上即可。所述 風(fēng)扇101-3與翅片101-6螺紋連接。
TEC101-l和風(fēng)扇101-3為執(zhí)行部件，通過控制TEC101-1電流的改變可以實(shí)現(xiàn)對使 TEC101-1的冷面向熱面?zhèn)鲗?dǎo)熱量的控制，也就是導(dǎo)熱熱流可控，其數(shù)值可由緊貼TEC冷 面的熱流傳感器101-2測得。為保證熱流連續(xù)可控必須將TEC101-1傳導(dǎo)熱量及時散出， TEC101-1緊貼翅片101-6就可以將TEC101-1熱面的熱量傳遞到導(dǎo)熱性能良好的翅片
10101-6，通過對風(fēng)扇101-3的控制，可以將TEC101-1熱面溫度控制在設(shè)定水平。為了使 翅片101-6溫度控制在給定值，在翅片101-6上安裝了薄膜鉑電阻傳感器A103,使風(fēng)扇 101-3對翅片101-6的溫度控制形成閉環(huán)，實(shí)現(xiàn)對空間環(huán)境低溫和黑背景的模擬，為了計算 空間輻射模擬熱流，需要測量航天器表面溫度，使用時將薄膜鉑電阻溫度下部傳感器101-5 用，硅膠粘貼于納衛(wèi)星表面即可5
如圖4所示，為TEC101-1控制下的熱流跟蹤曲線，圖中給定熱流是按照輻射規(guī)律計算 出的熱流值，反饋熱流是在TEC101-1控制下熱流傳感器101-2實(shí)時檢測的反饋熱流值， 由于給定熱流值是根據(jù)納衛(wèi)星表面溫度實(shí)時計算出來的數(shù)值，是時刻變化的，因而反饋熱流 在跟蹤過程中在相位上有一些偏差，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明用導(dǎo)熱模擬輻射散熱規(guī)律是可行的。
如圖5所示，為風(fēng)扇101-3的溫度跟蹤曲線，其中給定溫度是通過上位機(jī)設(shè)定的，反饋 溫度是通過安裝在翅片101-6上的溫度傳感器B101-5測得，由于風(fēng)扇IOI散熱是通過風(fēng) 扇101向空氣中對流換熱，因而上位機(jī)設(shè)定溫度必須大于環(huán)境溫度，本測試是在環(huán)境溫度為 23"C時測得，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明風(fēng)扇101與翅片101-6為TEC101-1散熱，實(shí)現(xiàn)空間低溫和黑 背景環(huán)境的模擬是可行的。
權(quán)利要求
1、一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器，其特征在于包括模擬單元、數(shù)據(jù)采集單元、控制器、功率驅(qū)動單元和通訊單元；所述模擬單元包括熱電制冷片TEC、熱流傳感器、風(fēng)扇、溫度傳感器A和溫度傳感器B與翅片；熱流傳感器用來檢測TEC導(dǎo)熱熱流，為TEC控制提供反饋信號，使模擬器熱流模擬控制形成閉環(huán)；翅片作為熱沉接收TEC傳導(dǎo)過來的熱量，并通過風(fēng)扇將熱量排散到空氣中；溫度傳感器A和溫度傳感器B分別設(shè)置在納衛(wèi)星表面和翅片表面，獲取納衛(wèi)星表面和翅片溫度的數(shù)值；在控制器的控制下，數(shù)據(jù)采集單元采集模擬單元的熱流信號和溫度信號傳輸給控制器，控制器將接收到的熱流信號和溫度信號分別生成TEC和風(fēng)扇的控制信號給功率驅(qū)動單元；功率驅(qū)動單元接收控制器控制信號，并將其放大后驅(qū)動TEC和風(fēng)扇工作；通訊單元是上位機(jī)與控制器進(jìn)行數(shù)據(jù)交換的通道，接收上位機(jī)的信息，同時將控制器處理的數(shù)據(jù)傳送到上位機(jī)，為數(shù)據(jù)分析服務(wù)。
2、 如權(quán)利要求1所述一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器，其特征在于所述控制器由溫度控制器 和熱流控制器構(gòu)成，其中的溫度控制器用來生成風(fēng)扇控制信號，熱流控制器用來生成TEC控 制信號。
3、 如權(quán)利要求2所述一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器，其特征在于所述溫度控制器的給定溫 度根據(jù)工作要求由上位機(jī)通過通訊單元設(shè)定，反饋溫度由數(shù)據(jù)采集單元獲取的翅片溫度信號 數(shù)值經(jīng)過溫度轉(zhuǎn)換計箅得到；給定溫度和反饋溫度作為溫度控制器的輸入，經(jīng)過運(yùn)算生成風(fēng) 扇控制信號，此溫度控制器為閉環(huán)控制，穩(wěn)態(tài)時實(shí)現(xiàn)反饋溫度對給定溫度的跟蹤。
4、 如權(quán)利要求2所述一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器，其特征在于所述熱流控制器中反饋熱 流為數(shù)據(jù)采集單元獲取的熱流傳感器信號數(shù)值經(jīng)過熱流數(shù)值計算得到，給定熱流則是由以下 幾個步驟的運(yùn)算得到a、 根據(jù)數(shù)據(jù)采集單元獲取的納衛(wèi)星表面溫度信號經(jīng)過溫度轉(zhuǎn)換計算得到溫度數(shù)值，b、 根據(jù)公式3>=^ + 273.15實(shí)現(xiàn)攝氏溫度到熱力學(xué)溫度的轉(zhuǎn)換，得到熱力學(xué)溫度數(shù)值，其中7V為熱力學(xué)溫度，/為攝氏溫度；C、根據(jù)熱力學(xué)溫度數(shù)值，計算熱流給定值，計算過程如下 在沒有外熱流情況下，納衛(wèi)星在空間的熱平衡方程為2鳴"-; (1) 其中^為納衛(wèi)星向空間的凈輻射散熱量，0p為納衛(wèi)星的熱功耗，4為納衛(wèi)星的輻射 散熱面積，《為納衛(wèi)星表面材料的輻射率，a為Stefan-Boltzmann常數(shù)，約為 5.67X 10-sff/(y 14) ， 7>為納衛(wèi)星表面熱力學(xué)溫度； 由方程U)變化形式得"旦-soT/ (2)g為納衛(wèi)星向空間的凈輻射熱流，其它參數(shù)同方程(l);給定熱流和反饋熱流作為熱流控制器的輸入，經(jīng)過熱流控制器運(yùn)算生成TEC控制信號。
5、 如權(quán)利要求1所述一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器，其特征在于所述熱流信號是由安裝在 納衛(wèi)星和TEC之間的熱流傳感器測得；所述溫度信號一路為納衛(wèi)星表面溫度信號，由溫度傳 感器A測得；另一路為翅片溫度信號，由安裝在翅片上的溫度傳感器B測得。
6、 如權(quán)利要求1所述一種納衛(wèi)星熱沉模擬器，其特征在于在控制器的控制作用下，數(shù)據(jù) 采集單元將測得的熱流信號、納衛(wèi)星表面溫度信號、翅片溫度信號反饋到控制器，控制器根 據(jù)這些反饋信號以及上位機(jī)通過通訊單元傳送過來的給定信號，生成TEC控制信號與風(fēng)扇控 制信號；TEC控制信號輸入功率驅(qū)動單元中的TEC通道生成功率驅(qū)動信號outl+和outl-， outl+和outl-用作驅(qū)動TEC工作；風(fēng)扇控制信號輸入功率驅(qū)動單元中的風(fēng)扇通道生成功率 驅(qū)動信號out2+和out2-， out2+和out2-用作驅(qū)動風(fēng)扇工作。
7、 如權(quán)利要求1所述一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器，其特征在于所述1S擬單元包括風(fēng)扇、 翅片、TEC和熱流傳感器及溫度傳感器A與溫度傳感器B;熱流傳感器與TEC，以及TEC與翅片之間均通過導(dǎo)熱硅脂緊密連接，保證納衛(wèi)星表面 熱量的可靠散出；使用時將溫度傳感器A和溫度傳感器B用導(dǎo)熱硅膠分別粘貼于被測試納衛(wèi) 星表面和翅片上；所述風(fēng)扇與翅片螺紋連接。
8、 如權(quán)利要求7所述一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器，其特征在于控制TEC電流實(shí)現(xiàn)對TEC 冷面向熱面?zhèn)鲗?dǎo)熱流的控制，其熱流值由緊貼TEC冷面的熱流傳感器測得；TEC熱面的熱 量傳遞到翅片，并通過風(fēng)扇控制，將翅片溫度控制在給定值；為了使風(fēng)扇對翅片的溫度控制形成閉環(huán)，在翅片上安裝了溫度傳感器B;為了計算空間輻射模擬熱流，將溫度傳感器A用 導(dǎo)熱硅膠粘貼于納衛(wèi)星表面。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種納衛(wèi)星空間熱沉模擬器，包括模擬單元、數(shù)據(jù)采集單元、控制器、功率驅(qū)動單元和通訊單元；所述模擬單元包括熱電制冷片TEC、熱流傳感器、風(fēng)扇、溫度傳感器A和溫度傳感器B與翅片；控制器根據(jù)數(shù)據(jù)采集單元獲取的反饋熱流值與給定熱流值作為算法控制器的輸入生成TEC的控制信號，實(shí)現(xiàn)反饋熱流對給定熱流的良好跟蹤，即實(shí)現(xiàn)導(dǎo)熱熱流對空間輻射熱流的良好模擬，在保證熱流跟蹤的同時，TEC導(dǎo)出的熱量傳導(dǎo)到翅片，根據(jù)控制要求實(shí)現(xiàn)風(fēng)扇對翅片的溫度控制，將多余的熱量散到空氣中，實(shí)現(xiàn)了對空間低溫和黑背景環(huán)境的模擬。裝置熱慣性小、響應(yīng)速度快、體積小，實(shí)現(xiàn)了納衛(wèi)星熱測試裝置的桌面化。
文檔編號G05D23/20GK101477382SQ20091007677
公開日2009年7月8日 申請日期2009年1月21日 優(yōu)先權(quán)日2009年1月21日
發(fā)明者佳 劉, 劉東曉, 李運(yùn)華, 李運(yùn)澤, 浚 王, 王玉瑩 申請人:北京航空航天大學(xué)