MEO 衛(wèi)星雙星并行真空熱試驗(yàn)技術(shù)

許紅陽(yáng)，林士峰，馬二瑞，張 磊

（中國(guó)科學(xué)院 微小衛(wèi)星創(chuàng)新研究院，上海 201210）

0 引言

“北斗三號(hào)”MEO 衛(wèi)星采用“一箭雙星”的發(fā)射方式，同時(shí)發(fā)射的兩顆衛(wèi)星的研制及試驗(yàn)過(guò)程高度重疊，且根據(jù)任務(wù)總體要求每組衛(wèi)星擇機(jī)搭載激光通信、全球短報(bào)文和國(guó)際搜救等增量載荷設(shè)備，使得每組衛(wèi)星的熱控狀態(tài)不盡相同，均需進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)驗(yàn)證。熱控系統(tǒng)綜合考慮研制流程、試驗(yàn)周期及現(xiàn)有試驗(yàn)條件，摒棄傳統(tǒng)批產(chǎn)衛(wèi)星熱平衡試驗(yàn)與熱真空試驗(yàn)串行的方式，提出“雙星同時(shí)進(jìn)罐，單星熱平衡，雙星熱真空”的雙星并行真空熱試驗(yàn)方案。

對(duì)于雙星甚至多星并行真空熱試驗(yàn)，一個(gè)不可忽視的因素為衛(wèi)星之間互相遮擋，使得在試驗(yàn)過(guò)程中無(wú)法準(zhǔn)確模擬在軌真實(shí)外熱流狀態(tài)及輻射散熱條件，從而導(dǎo)致熱平衡各工況試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生誤差。本文詳細(xì)介紹針對(duì)“北斗三號(hào)”MEO 衛(wèi)星制定的雙星并行真空熱試驗(yàn)的試驗(yàn)方案及流程，重點(diǎn)闡述消除因兩星相互遮擋而產(chǎn)生的試驗(yàn)誤差的方法。

1 衛(wèi)星熱控特點(diǎn)

衛(wèi)星熱控系統(tǒng)是重要的服務(wù)保障系統(tǒng)，需滿足確定軌道、姿態(tài)及工作模式下星上所有儀器設(shè)備的溫度指標(biāo)要求。通過(guò)合理的熱控設(shè)計(jì)，有效組織艙內(nèi)、外熱交換，經(jīng)仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證可獲得高效、可靠的熱控方案[1]?！氨倍啡?hào)”MEO 衛(wèi)星由于采用“一箭雙星”發(fā)射方式，衛(wèi)星本體尺寸受到嚴(yán)格限制，載荷大功率及增量載荷設(shè)備熱耗較試驗(yàn)星階段顯著增加；而MEO 衛(wèi)星屬于典型的高功能密度、高功率密度衛(wèi)星，星體可用散熱區(qū)明顯不足，平臺(tái)及載荷設(shè)備散熱壓力大，加之載荷大功率固態(tài)放大器及相控陣天線局部高熱流密度散熱需求，使整星熱控設(shè)計(jì)難度進(jìn)一步增加，需要采取特殊處理措施。此外還須滿足以原子鐘為代表的時(shí)頻系統(tǒng)等溫化和高溫度穩(wěn)定度的控制需求[2]，以及以蓄電池組為代表的溫度敏感設(shè)備的特殊溫控需求。

“北斗三號(hào)”MEO 衛(wèi)星之兩星采用框架面板構(gòu)型，儀器設(shè)備布局、熱耗及工作模式完全相同，其熱物理模型如圖1 所示。衛(wèi)星±Y面為主散熱區(qū)，±Z面為輔散熱區(qū)，+X面為向陽(yáng)面，-X面為背陽(yáng)面。兩星位于同一軌道面的不同相位，衛(wèi)星姿態(tài)、軌道高度和軌道傾角相同，故兩星所處空間熱環(huán)境一致。因此，可以利用單星熱平衡試驗(yàn)結(jié)果對(duì)兩顆衛(wèi)星的在軌溫度進(jìn)行預(yù)示。

圖 1 “北斗三號(hào)”MEO 衛(wèi)星熱物理模型Fig. 1 Thermophysical model of the Beidou-3 MEO satellite

2 試驗(yàn)方案

2.1 試驗(yàn)狀態(tài)

“北斗三號(hào)”正樣衛(wèi)星雙星并行真空熱試驗(yàn)在KM4 臥式空間環(huán)境模擬器內(nèi)進(jìn)行，熱沉有效直徑5.5 m，有效長(zhǎng)度約8 m。結(jié)合空間環(huán)境模擬設(shè)備尺寸，衛(wèi)星在空間環(huán)境模擬器內(nèi)采用橫臥支撐安裝方式，兩星保持+Y面朝上，+X面相對(duì)，同軸等高布置。衛(wèi)星X方向包絡(luò)尺寸為2.5 m，兩星之間間距1 m，衛(wèi)星與真空罐罐底和罐口間距均為1 m，如圖2所示。此狀態(tài)下雙星之間相互遮擋最小，且便于進(jìn)行附加熱流修正?？拷M器內(nèi)部位置的熱沉遮擋較小，空間尺寸寬松，因此將進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)的衛(wèi)星（熱平衡星）放置于模擬器內(nèi)側(cè)靠近罐底，將不進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)的衛(wèi)星（熱真空星）放置于模擬器外側(cè)靠近罐口，兩星之間不設(shè)置移動(dòng)冷屏熱沉。

圖 2 雙星并行真空熱試驗(yàn)方位示意Fig. 2 Positions of two satellites in parallel vacuum thermal test

2.2 試驗(yàn)工況

根據(jù)衛(wèi)星在軌飛行期間的姿態(tài)、熱耗、工作模式、涂層性能以及太陽(yáng)常數(shù)等參數(shù)確定熱平衡試驗(yàn)的高、低溫工況。通過(guò)在真空冷黑環(huán)境中對(duì)熱平衡星施加高、低溫工況外熱流，獲取整星儀器設(shè)備的溫度水平及變化規(guī)律，以修正熱分析模型并進(jìn)行衛(wèi)星的在軌溫度預(yù)示。

1）高溫工況試驗(yàn)條件：外熱流模擬按壽命末期，冬至日附近，軌道光照角+13.5°，偏航對(duì)地姿態(tài)的仿真結(jié)果施加；平臺(tái)及載荷加電單機(jī)按最大熱耗模式設(shè)置，蓄電池組為工作狀態(tài)，數(shù)傳發(fā)射機(jī)常加電。

2）低溫工況試驗(yàn)條件：外熱流模擬按壽命初期，夏至日附近，軌道光照角+78.5°，偏航對(duì)地姿態(tài)的仿真結(jié)果施加；平臺(tái)及載荷加電單機(jī)按最小熱耗模式設(shè)置，蓄電池組為儲(chǔ)存狀態(tài)，數(shù)傳發(fā)射機(jī)不加電。

2.3 熱流模擬

外熱流模擬方法選擇是熱平衡試驗(yàn)的關(guān)鍵，直接決定熱平衡試驗(yàn)結(jié)果的有效性，甚至關(guān)系到試驗(yàn)成敗。外熱流模擬方法一般分為入射熱流模擬法和吸收熱流模擬法2 種[3]。綜合考慮衛(wèi)星熱控狀態(tài)、試驗(yàn)設(shè)備性能及試驗(yàn)成本等各方面因素，本次試驗(yàn)的熱平衡星外熱流模擬采用軌道周期熱流積分平均值，使用非接觸式紅外燈陣和絕熱型熱流計(jì)進(jìn)行散熱區(qū)熱流模擬及測(cè)量（每只紅外燈對(duì)應(yīng)1 只熱流計(jì)），使用接觸式電加熱器進(jìn)行多層組件熱流模擬。熱真空星紅外燈陣設(shè)置與熱平衡星保持一致，在每個(gè)控溫區(qū)中間位置設(shè)置1 只絕熱型熱流計(jì)，用于熱真空試驗(yàn)輔助升溫，熱平衡試驗(yàn)期間不開啟；熱真空星多層組件表面不進(jìn)行熱流模擬。除熱平衡試驗(yàn)外，其他試驗(yàn)工況的外熱流模擬只對(duì)實(shí)際控溫溫度進(jìn)行要求，無(wú)須考慮具體熱流數(shù)值以及遮擋誤差。

衛(wèi)星分為7 個(gè)控溫區(qū)，包括平臺(tái)艙±Y、-Z控溫區(qū)，載荷艙±Y、-Z控溫區(qū)以及原子鐘艙控溫區(qū)。平臺(tái)+X面多層組件采用加熱器進(jìn)行熱流模擬；-X面不設(shè)置紅外燈陣。紅外燈陣支撐工裝采用模塊化設(shè)計(jì)，每只紅外燈均具備6 方向自由度，可根據(jù)散熱區(qū)設(shè)計(jì)變化進(jìn)行調(diào)整，各控溫區(qū)通過(guò)程控直流電源實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控溫及功率模擬。

由于兩星+X面相對(duì)布置，熱平衡試驗(yàn)存在相互遮擋，熱流模擬與實(shí)際在軌工況間存在一定差異，須進(jìn)行修正。建立兩星在真空罐內(nèi)的熱輻射模型如圖3 所示。對(duì)熱真空星平臺(tái)+X面與熱平衡星各面角系數(shù)及輻射傳遞系數(shù)進(jìn)行分析，結(jié)果如表1所示。

圖 3 兩星熱輻射遮擋情況示意Fig. 3 Thermal radiation shielding of two satellites

表 1 兩星熱輻射遮擋影響分析Table 1 Analysis of thermal radiation shielding of two satellites

由于兩星采用同軸等高布置方式，熱真空星除平臺(tái)+X面外，其余表面對(duì)熱平衡星均不可見(jiàn)。熱真空星平臺(tái)+X面對(duì)熱平衡星平臺(tái)+X面角系數(shù)為0.231，輻射傳遞系數(shù)為0.155；對(duì)熱平衡星其他各面角系數(shù)均為0，輻射傳遞系數(shù)均不大于0.005，熱影響可忽略。因此，修正熱流的數(shù)值等于熱平衡星平臺(tái)+X面在有/無(wú)遮擋2 種情況下與系統(tǒng)換熱量的差值。

假定熱平衡星平臺(tái)+X面為S1(T1,A1,ε1)，熱真空星平臺(tái)+X面為S2(T2,A2,ε2)，環(huán)境模擬器表面為S3(T3,A3,ε3)，且在有/無(wú)遮擋情況下T1近似保持不變。在無(wú)遮擋情況下，熱平衡星平臺(tái)+X面與環(huán)境模擬器滿足封閉腔內(nèi)非凹表面輻射換熱公式：

在有遮擋的情況下，熱平衡星、熱真空星與空間熱環(huán)境模擬器共同組成三表面封閉系統(tǒng)，且環(huán)境模擬器可近似為黑體，熱傳遞等效網(wǎng)絡(luò)如圖4 所示。

圖 4 三表面封閉腔熱傳遞等效網(wǎng)絡(luò)Fig. 4 Equivalent network of thermal transmission in threesurface closed cavity

根據(jù)電學(xué)中的基爾霍夫定律，可列出節(jié)點(diǎn)J1和J2處的電流方程：

本次雙星并行試驗(yàn)，A1=A2=1.12 m2；ε1=ε2=0.66；X1,2=0.23，X1,3=X2,3=0.77；σ=5.67×10-8W/(m2·K4)。將各參數(shù)值代入式(1)～式(5)中，可解得熱平衡星平臺(tái)+X面的修正熱流為ΔΦ=Φ-Φ′=0.05×(T1/100)4+0.62×(T2/100)4+3.51×(T3/100)4。根據(jù)前序試驗(yàn)星熱試驗(yàn)結(jié)果及在軌溫度數(shù)據(jù)，估算T1和T2在熱平衡試驗(yàn)中的溫度變化范圍分別為0～50 ℃和-50～0 ℃，即：高溫工況下T1和T2取值分別為323 K 和273 K，低溫工況下T1和T2取值分別為273 K 和223 K；環(huán)境模擬器表面溫度T3在熱平衡高、低溫工況下取值均為100 K。最終計(jì)算得到，高溫工況熱流修正數(shù)值為43.4 W，低溫工況熱流修正數(shù)值為21.6 W。實(shí)際施加熱流為理論計(jì)算值減去修正數(shù)值。

2.4 其他設(shè)計(jì)

1）星內(nèi)真空度實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)

載荷大功率設(shè)備開機(jī)時(shí)對(duì)真空度要求較高，而試驗(yàn)設(shè)備真空規(guī)通常置于內(nèi)壁附近，無(wú)法實(shí)時(shí)反映衛(wèi)星艙內(nèi)的真空度情況。本試驗(yàn)設(shè)計(jì)中在衛(wèi)星艙內(nèi)大功率設(shè)備附近布置數(shù)個(gè)真空測(cè)量設(shè)備探頭，實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)載荷艙內(nèi)真空度變化情況。測(cè)試結(jié)果顯示：試驗(yàn)初期，星內(nèi)真空度數(shù)值較罐內(nèi)壁附近低1～2 個(gè)數(shù)量級(jí)，艙內(nèi)真空度變化滯后于罐內(nèi)壁附近2～3 天。

2）配置恒星模擬器進(jìn)行閉環(huán)測(cè)試

為考查衛(wèi)星姿態(tài)控制能力，并準(zhǔn)確評(píng)估星敏感器在真空環(huán)境下的輸出特性，本次真空熱試驗(yàn)引入半物理仿真平臺(tái)，星敏感器上接入恒星模擬器（星模），開展星敏感器+反作用輪+星載計(jì)算機(jī)的姿軌控半物理仿真測(cè)試，以便更真實(shí)地反映設(shè)備在軌工作狀態(tài)及熱控特性。試驗(yàn)中熱控系統(tǒng)對(duì)星模進(jìn)行控溫。

3 試驗(yàn)流程

雙星并行熱試驗(yàn)流程如圖5 所示。

圖 5 雙星并行熱試驗(yàn)流程Fig. 5 Process of the parallel vacuum thermal test of two satellites

試驗(yàn)共分初始測(cè)試階段、熱平衡試驗(yàn)及熱真空試驗(yàn)3 個(gè)階段。初始測(cè)試階段又分低氣壓測(cè)試、高溫出氣以及熱控軟件測(cè)試3 個(gè)子工況。熱平衡試驗(yàn)主要對(duì)熱平衡星進(jìn)行高、低溫工況考核，此階段熱真空星不進(jìn)行熱流模擬，保持星體外表溫度處于較低水平，星上設(shè)備加電狀態(tài)與熱平衡星保持一致。根據(jù)熱平衡試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行試驗(yàn)大綱規(guī)定的熱真空試驗(yàn)溫度循環(huán)并擇機(jī)完成主/備份設(shè)備切換。熱試驗(yàn)工裝采用模塊化設(shè)計(jì)，可根據(jù)熱控方案的不同適時(shí)進(jìn)行調(diào)整。工裝裝配及電纜敷設(shè)均在罐外完成，再通過(guò)移動(dòng)工裝車轉(zhuǎn)移至試驗(yàn)設(shè)備內(nèi)導(dǎo)軌上。

3.1 初始測(cè)試階段

初始測(cè)試階段為MEO 衛(wèi)星正樣階段真空熱試驗(yàn)特有的測(cè)試內(nèi)容，旨在考核衛(wèi)星上升段和在軌初期單機(jī)及熱控軟件模塊的環(huán)境適應(yīng)能力，并為后續(xù)熱平衡及熱真空試驗(yàn)載荷大功率設(shè)備開機(jī)提供必要的真空環(huán)境。在此測(cè)試期間，衛(wèi)星僅平臺(tái)主份單機(jī)加電，外熱流模擬中的雙星相互遮擋誤差可忽略不計(jì)。

3.1.1 低氣壓測(cè)試

衛(wèi)星發(fā)射過(guò)程中，內(nèi)部單機(jī)產(chǎn)品要經(jīng)歷從常壓到1×10-6Pa 以下的氣壓變化[4]。低氣壓環(huán)境中，氣體帶電粒子在電場(chǎng)的作用下易碰撞中性粒子或在金屬表面激發(fā)二次電子發(fā)射，造成空間中電子數(shù)雪崩式增長(zhǎng)，使原本絕緣的氣體變?yōu)閭鲗?dǎo)等離子體，形成低氣壓放電[5]，可能導(dǎo)致單機(jī)信號(hào)功能下降、設(shè)備功能喪失甚至損毀。因此，在衛(wèi)星熱試驗(yàn)建立真空環(huán)境的過(guò)程中，尤其是真空罐內(nèi)壓力由1000 Pa降至0.1 Pa 時(shí)，須監(jiān)測(cè)加電單機(jī)的工作狀態(tài)及遙測(cè)參數(shù)是否正常。

3.1.2 高溫出氣

衛(wèi)星裝配及儀器設(shè)備內(nèi)部使用了較多非金屬材料，如各種黏結(jié)劑、熱控涂層及絕緣材料等。這類材料在真空環(huán)境中會(huì)出現(xiàn)放氣現(xiàn)象，使星體局部形成低氣壓區(qū)，極易導(dǎo)致敏感設(shè)備發(fā)生低氣壓放電危害[6]。為此增設(shè)高溫出氣工況，為后續(xù)載荷大功率設(shè)備開機(jī)提供高真空環(huán)境。通過(guò)輔助升溫加熱器、外熱流模擬熱源及星體主動(dòng)熱控加熱器提高整星溫度水平，對(duì)衛(wèi)星結(jié)構(gòu)板、單機(jī)設(shè)備、電纜及其他裝星輔料進(jìn)行出氣處理。試驗(yàn)過(guò)程中，雙星溫度維持在30～35 ℃之間，持續(xù)時(shí)間不短于24 h。

3.1.3 熱控軟件測(cè)試

熱控軟件測(cè)試工況是為了驗(yàn)證衛(wèi)星初始入軌段（載荷設(shè)備未開機(jī)）熱控軟件模塊的自主控溫能力以及主動(dòng)熱控加熱器功率輸出是否正常，將載荷大功率設(shè)備由儲(chǔ)存溫度提升至啟動(dòng)溫度的能力是否正常，是對(duì)熱控系統(tǒng)主動(dòng)控溫軟硬件性能的綜合考核。測(cè)試過(guò)程對(duì)熱控程控邏輯以及加熱器占空比（平均功率）、熱響應(yīng)周期及溫度控制范圍進(jìn)行評(píng)估。此外，還進(jìn)行衛(wèi)星安全模式及最小工作模式下的熱控系統(tǒng)功能測(cè)試。

3.2 熱平衡試驗(yàn)

滿足載荷大功率設(shè)備開機(jī)條件后按規(guī)定程序依次加電，開始熱平衡試驗(yàn)。依次進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)低溫工況及高溫工況設(shè)置。熱平衡試驗(yàn)過(guò)程中，熱平衡星外熱流按軌道周期外熱流積分平均值進(jìn)行模擬，原子鐘艙外熱流按瞬態(tài)熱流進(jìn)行模擬；兩星的星上設(shè)備加電狀態(tài)及時(shí)序均與在軌狀態(tài)保持一致。試驗(yàn)結(jié)果判斷準(zhǔn)則需滿足《航天器熱平衡試驗(yàn)方法》[7]規(guī)定的熱平衡試驗(yàn)穩(wěn)定判據(jù)。

3.3 熱真空試驗(yàn)

熱真空試驗(yàn)的目的是檢驗(yàn)星上儀器設(shè)備耐受熱真空環(huán)境的能力，驗(yàn)證儀器設(shè)備在規(guī)定溫度范圍和高真空度下的功能是否正常，檢驗(yàn)衛(wèi)星制造和組裝工藝，發(fā)現(xiàn)和暴露潛在的元器件、工藝和材料等質(zhì)量缺陷[8]。熱平衡試驗(yàn)結(jié)束后，以熱平衡星高、低溫工況熱平衡溫度數(shù)據(jù)作為雙星熱真空試驗(yàn)溫度拉偏的依據(jù)，進(jìn)行4 個(gè)循環(huán)的熱真空試驗(yàn)，平臺(tái)及載荷的主/備份交叉組合進(jìn)行試驗(yàn)：第1 個(gè)循環(huán)平臺(tái)主份+載荷備份設(shè)備加電，第2 個(gè)循環(huán)平臺(tái)備份+載荷備份設(shè)備加電，第3 個(gè)循環(huán)平臺(tái)備份+載荷主份設(shè)備加電，第4 個(gè)循環(huán)平臺(tái)主份+載荷主份設(shè)備加電。每個(gè)溫度循環(huán)分為低溫保持、升溫、高溫保持及降溫4 個(gè)階段，高、低溫各保持8 h。

1）高溫保持階段每個(gè)溫度控制區(qū)內(nèi)至少有1 臺(tái)單機(jī)的溫度達(dá)到熱平衡試驗(yàn)高溫工況溫度結(jié)果加10～15 ℃，且低于組件驗(yàn)收級(jí)最高試驗(yàn)溫度；

2）低溫保持階段每個(gè)溫度控制區(qū)內(nèi)至少有1 臺(tái)單機(jī)的溫度達(dá)到熱平衡試驗(yàn)低溫工況溫度結(jié)果減5～15 ℃，且高于組件驗(yàn)收級(jí)最低試驗(yàn)溫度。

4 數(shù)據(jù)比較與分析

選取熱平衡試驗(yàn)高、低溫工況溫度數(shù)據(jù)結(jié)果與壽命初期相同工作模式下的在軌遙測(cè)數(shù)據(jù)（軌道平均值）進(jìn)行比較，情況如表2 所示。在軌數(shù)據(jù)選取條件為：低溫工況載荷行波管功放設(shè)備（行放）工作，數(shù)傳發(fā)射機(jī)待機(jī)，蓄電池組處于儲(chǔ)存狀態(tài)；高溫工況（初期）載荷固態(tài)功放設(shè)備（固放）工作，數(shù)傳發(fā)射機(jī)處于數(shù)傳模式，蓄電池組處于工作狀態(tài)。

表 2 試驗(yàn)及在軌數(shù)據(jù)比較與分析Table 2 Comparison between and analysis of test and flight data單位：℃

試驗(yàn)及在軌溫度數(shù)據(jù)比較結(jié)果表明：

1）低溫工況試驗(yàn)數(shù)據(jù)與在軌數(shù)據(jù)一致性較好，其中：平臺(tái)艙單機(jī)試驗(yàn)溫度范圍為1.6～24.9 ℃，較在軌數(shù)據(jù)平均低1.8 ℃左右；載荷艙單機(jī)試驗(yàn)溫度范圍為7.0～29.3 ℃，較在軌數(shù)據(jù)平均低0.2 ℃。這是由于試驗(yàn)低溫工況模擬壽命初期的熱控涂層狀態(tài)，與在軌數(shù)據(jù)選取時(shí)間點(diǎn)（發(fā)射后約1 個(gè)月）的熱控涂層性能相近；但試驗(yàn)低溫工況按軌道光照角為+78.5°設(shè)置模擬外熱流，大于在軌數(shù)據(jù)截時(shí)軌道光照角（+43.8°）：結(jié)果導(dǎo)致試驗(yàn)外熱流總體上略低于在軌實(shí)際情況。

2）高溫工況試驗(yàn)數(shù)據(jù)明顯高于在軌數(shù)據(jù)，其中：平臺(tái)艙單機(jī)試驗(yàn)溫度范圍為17.4～35.6 ℃，較在軌數(shù)據(jù)平均高7.5 ℃左右；載荷艙單機(jī)試驗(yàn)溫度范圍為13.5～35.3 ℃，較在軌數(shù)據(jù)平均低8.6 ℃。這是由于試驗(yàn)高溫工況模擬壽命末期的熱控涂層狀態(tài)，與在軌數(shù)據(jù)選取時(shí)間點(diǎn)（發(fā)射后約5 個(gè)月）的熱控涂層性能差異較大。

隨著衛(wèi)星熱控涂層在軌性能逐步退化，整星溫度呈緩慢升高趨勢(shì)，因此可以使用熱試驗(yàn)高溫工況溫度數(shù)據(jù)對(duì)衛(wèi)星在軌飛行溫度變化趨勢(shì)進(jìn)行預(yù)示，并修正相應(yīng)熱控狀態(tài)參數(shù)。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文詳細(xì)介紹了MEO 衛(wèi)星雙星并行真空熱試驗(yàn)技術(shù)，通過(guò)仿真分析對(duì)因兩星相互遮擋引起的附加熱流進(jìn)行修正，提高了試驗(yàn)結(jié)果的有效性和準(zhǔn)確性，實(shí)現(xiàn)了兩星進(jìn)/出1 次空間環(huán)境模擬設(shè)備即可完成熱平衡和熱真空2 項(xiàng)試驗(yàn)考核的目的，其試驗(yàn)流程及狀態(tài)設(shè)計(jì)在提高雙星并行熱試驗(yàn)效率的同時(shí)可有效降低試驗(yàn)成本。試驗(yàn)數(shù)據(jù)與在軌數(shù)據(jù)比較結(jié)果表明：熱平衡試驗(yàn)結(jié)果能較為準(zhǔn)確地預(yù)示星上設(shè)備的在軌溫度。相應(yīng)試驗(yàn)方法、試驗(yàn)狀態(tài)及試驗(yàn)流程對(duì)類似衛(wèi)星型號(hào)研制具有一定借鑒或參考價(jià)值。