GB∕T 34522-2017
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GB∕T 34522-2017 航天器热真空试验方法
GB∕T34522-2017
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ICS49.020
中华人民共和国国家标准
GB/T34522—2017
航天器热真空试验方法
Thermal vacuum test method for spacecraft2017-11-01发布
中华人民共和国国家质量监督检验检疫总局中国国家标准化管理委员会
2018-05-01实施
本标准按照GB/T1.1一2009给出的规则起草。本标准由中国航天科技集团公司提出。本标准由全国宇航技术及其应用标准化技术委员会（SAC/TC425）归口。本标准起草单位：北京卫星环境工程研究所。GB/T34522—2017
本标准主要起草人：刘畅、常静、杨晓宁、魏传锋、刘波、韦锡峰、彭光东、杜春林、于新战、陶涛1范围
航天器热真空试验方法
GB/T34522—2017
本标准规定了航天器热真空试验的试验目的、试验状态、试验要求、温度控制方法、试验设备、试验程序、试验中断与处理、试验评价与数据利用。本标准适用于航天器系统级热真空试验。2规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。GB/T29085一2012卫星防污染技术要求3术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。3.1
热真空试验
thermal vacuum test
验证或检查航天器承受空间环境（真空、冷黑和热辐射）能力的地面模拟试验3.2
temperature ramp rate
升（降）温速率
组件温度由规定的低（高）温升（降）到规定的高（低）温的温度变化速率。3.3
温度稳定
temperature stability
对于预先设定的温度监测点达到规定温度且温度变化率小于规定值的热状态，可视为温度稳定4试验目的
鉴定级热真空试验
验证航天器在规定的试验压力和鉴定级热循环应力环境下的工作能力，检验航天器上各分系统在轨各种工作模式下的工作性能指标是否满足设计要求4.2准鉴定级热真空试验
验证首发航天器各分系统在轨各种工作模式下的工作性能指标是否满足要求，在规定的试验压力和准鉴定级热循环应力环境下暴露由于元器件、材料，工艺和制造中可能引人的潜在质量缺陷4.3验收级热真空试验
验证航天器各分系统在轨各种工作模式下的工作性能指标是否满足要求，在规定的试验压力和验收级热循环应力环境下暴露由于元器件、材料、工艺和制造中可能引人的潜在质量缺陷。1
GB/T34522—2017
5试验状态
航天器技术状态
航天器技术状态应满足如下要求：航天器组件一般是飞行产品（鉴定级试验除外）；a
b）部分组件可使用热性能和电性能参数符合试验要求的鉴定件、工艺件或模拟件代替：航天器大型组件（如大型抛物面天线、太阳翼)不参加试验；c）
推进剂贮箱内应充注保护气。
航天器试验安装状态
航天器在空间模拟室内的试验安装状态应满足如下要求a）通过专用地线将航天器主接地桩与空间环境模拟室的信号地接地桩连接：满足航天器各种工作模式下性能测试的要求；b）
宜保证航天器的热管网络能正常工作。6试验要求
试验环境要求
6.1.1试验场地
试验场地应满足如下要求：
温度：15℃~25℃；
相对湿度：30%60%；
洁净度：优于100000级。
6.1.2试验压力
空间环境模拟室内压力不应高于6.65×10-3Pa或试验要求的其他压力（如火星表面环境压力）。6.1.3热沉温度
热沉温度应满足航天器最低试验温度要求6.2温度循环要求
6.2.1试验温度的确定
6.2.1.1概述
试验温度的确定方法可按照是否有热平衡试验数据，分为温度拉偏方法和温度预示方法两种。如果热真空试验前有热平衡试验，可采用温度拉偏方法确定试验温度，否则采用温度预示方法确定试验温度。
2温度拉偏方法
试验温度要求如下：
鉴定级：按照试验要求选取温度监测点，并将有温度监测点的组件在热平衡试验各个工况中的a
最高温度和最低温度值外扩至少15℃作为试验温度。GB/T34522—2017
准鉴定级：按照试验要求选取温度监测点，并将有温度监测点的组件在热平衡试验各个工况中b)
的最高温度和最低温度值外扩至少10℃作为试验温度。c)
验收级：按照试验要求选取温度监测点，并将有温度监测点的组件在热平衡试验各个工况中的最高温度和最低温度值外扩至少5℃～10℃作为试验温度6.2.1.3温度预示方法
试验温度要求如下：
鉴定级：将验收级温度值外扩10℃作为试验温度a）
b）准鉴定级：将验收级温度值外扩5℃作为试验温度。验收级：将组件验收温度作为试验温度。c）
6.2.2试验温度的限制
试验温度限制要求如下：
a）处于工作状态的组件的温度不应超过组件相应量级的试验温度范围，未加电组件其温度范围不应超过组件存贮温度范围要求；b）
航天器可划分多个温度控制区，在同一个温度控制区内，不同组件有不同热设计或相应限制温度范围时，试验控制温度的上、下限值应取不同组件温度的最小包络，即高温上限值取相关组件中温度最低的组件温度值，低温下限值取相关组件中温度最高的组件温度值。6.2.3循环次数
鉴定级热真空试验循环次数宜不少于8次。准鉴定级和验收级热真空试验循环次数宜不少于4次6.2.4保持时间
每一个循环高，低温端各保持时间至少8。不同航天器可以根据设备及测试状态情况进行剪裁。6.2.5升降温速率
升降温速率一般应大于或等于最高预示的温度变化率，可根据试验设备能力进行调整6.2.6试验温度稳定
当组件监视点温度已到达规定的试验温度允许偏差范围内时，并在30min内温度变化率低于3℃/h，则认为达到温度稳定。
6.3航天器测试要求
6.3.1航天器在热真空试验前、试验过程中和试验后应按照综合测试文件要求进行性能测试。每一个热循环的高、低温端都应进行电性能，功能测试，并应模拟航天器各分系统在轨的各种工作模式。6.3.2在降压和复压过程中应按照综合测试文件要求完成低气压放电检测。6.3.3在每个半循环的热浸持续时间内不能覆盖所有测试内容，可延长每个半循环的热浸持续时间或分配到下一个热循环对应半循环的热浸持续时间内完成。6.3.4应在高温端和低温端进行备份组件和穴余电路测试。备份组件和究余电路及通道的测试时间宜和主份组件相同，每个循环中的测试时间应进行平均分配，在测试状态和内容上主、备份应一致。3
GB/T34522—2017
6.4航天器防污染要求
6.4.1连续空载运行24h后，空间环境模拟室内的有机污染物宜不超过1×10-g/cm。6.4.2试验时应安装污染测量装置进行污染监测。6.4.3对于仅包括热真空试验工况的试验过程，试验工况开始前宜按照试验要求进行航天器高温除气。
6.4.4回温过程中航天器的温度应始终高于热沉温度。6.4.5复压时应缓慢充人复压气体，并确认空间模拟室内设备及航天器不会结露。对防污染要求高的航天器热真空试验，复压时应控制充气速率。6.5其他要求
6.5.1必要时应安装航天器内部真空测量装置，避免航天器内部设备出现放电现象。6.5.2如果航天器带有大功率负载，应设计冷却装置进行在试验过程中能量的耗散。6.5.3如果测试电缆的温度变化影响测试通道的稳定，应考虑进行温度补偿。7温度控制方法
7.1概述
航天器温度控制要求如下：
a）设备温度主要通过内热源和外热流两个方法进行调节：b）设备的温度监测点宜与飞行遥测温度点一致7.2内热源及其调节
内热源包括航天器上的设备功耗和主动控温加热器两类，调节方式如下：a）在航天器降温过程中，航天器设备可断电或以最小功耗状态工作。断电过程中航天器上设备温度的监测通过地面测温传感器的读数来实现：断电一定时间（一般3h～4h）后应通电检查航天器上设备温度的遥测数据，根据设备温度下降的情况决定是否继续整星断电、断电时间等。
b）在航天器升温的过程中，航天器上的仪器设备加电，以设备最大功耗状态进行工作，有主动控温加热回路的区域可以进行加热，使得航天器的仪器设备更快的达到所要求的试验温度。c
升降温的过程中应监测航天器上温度敏感设备的温度值。当设备温度接近高温上限时，可以断电的设备应断电；当设备温度接近试验低温下限时，未加电的设备应考虑加电d）合理利用航天器上主动控温加热回路。通过调整控温门限或是加热回路的开关，可以加快航天器上设备的升温，降温过程中也可以防止设备的温度超过其试验温度的下限7.3外热流及其调节
外热流模拟装置包括独立调温装置、接触式电加热器和红外加热器，试验中可以选用一种或几种装置结合使用，调节方式如下：
a）优先选用红外加热器；
独立调温装置可结合红外加热器或接触式电加热器功率进行调整，实现各温度控制区的温度按规定变化；
在进行外热流模拟时，预先设定好不同温度控制区对应的目标温度值，用热流值或温度值反馈c）
到外热流模拟装置，以实现外热流的模拟；GB/T34522—2017
特殊单机如光学载荷的人光口、散热面等外热流可以与在轨极端外热流保持一致；d）
外热流调节应考航天器表面突出物表面涂层或试验用电缆等的温度变化，防止航天器产品损坏。
8试验设备
8.1概述
试验设备包括空间环境模拟室、真空系统、低温系统、试验工装、数据采集系统、热流模拟装置、热流控制系统、污染测量系统等
2空间环境模拟室
空间环境模拟室的要求如下：
a）空间环境模拟室的尺寸应满足航天器和试验工装的安装要求；能提供满足试验要求的测量、供电和信号（低频、高频）传输通道；b)
连续空载运行24h后，空间环境模拟室内的有机污染物宜不超过1×10-g/cm：c
可安装污染测量装置：
空间模拟室内应有接地装置，接地电阻不应大于1.02。e）
真空系统
真空系统的要求如下：
a）根据空间模拟室的压力变化范围选用真空计：b）
真空计应满足测量不确定性在主80%以内；c)
真空规管应布置在空间模拟室内或航天器内部，开口面的朝向应合理；空间模拟室内的真空规管应均布，满足一定的数量要求，并有备份；d
真空度测量应采用计算机控制的测量系统进行压力测量e
8.4低温系统
低温系统的要求如下：
应使热沉温度满足航天器最低试验温度要求；a
低温系统中热沉及关键设备应布置温度传感器，热沉上的温度传感器要均布且能够反应热沉平均温度的要求，并做备份：
低温系统测量应采用计算机控制的测量系统进行温度测量8.5试验工装
试验工装的要求如下：
a）应有足够的强度与刚度，承载能力有足够的安全余量，机械接口和热接口满足试验要求；b）
材料出气性能指标应满足GB/T29085一2012中5.6.2.1的b），c）的要求：c)
与航天器对接面应采取隔热措施；应满足航天器和红外加热器对安装空间、安装接口的要求；d）
应具有调整航天器水平度的能力。5
GB/T34522—2017
6数据采集系统
数据采集系统的要求如下：
a）应选用灵敏度高、稳定性好、热惯性小、能在真空下正常工作的温度传感器；b)
测量通道数应满足试验要求；
应通过数据处理软件，将采集的温度传感器原始测量值（热电势或热电阻）按照转换规则转变成温度值：
测量速度应满足试验要求；
应具有较强的抗干扰能力。
8.7热流模拟装置
独立调温装置
可使用独立的含流体回路的调温装置，对外热流进行模拟，也可将热沉分成可调温的不同回路进行外热流模拟。
8.7.2接触式电加热器
接触式电加热器的要求如下：
a）接触式电加热器加热功率的变化范围应满足航天器热真空试验相应组件最高温度的要求；加热片粘贴应牢固，各加热分区电流可独立控制；b）
引出线应采用绝缘层包覆；
安装完成后，电加热器与航天器表面之间应可靠绝缘8.7.3红外加热器
红外加热器的要求如下：
航天器组件表面状态充许时，可在表面上敷设或粘贴接触式电加热器：b）
红外加热器的功率应满足航天器热真空试验相应组件最高温度值的要求：c
红外加热区的划分应考虑每个控温区应有独立可控的加热回路，加热回路的热特性应满足相应加热区的升、降温速率要求；红外加热器与其支撑结构、试验支架以及航天器测控电缆之间应可靠绝缘d）
红外加热器及其支撑结构应具有足够的刚度和强度，适应真空低温环境e
红外模拟器朝向航天器的一侧应喷涂高发射率涂层，其半球发射率应不小于0.90。f
8.7.4模拟装置设计原则
模拟装置的设计原则如下：
模拟装置应满足航天器最高试验温度要求；a）
应兼顾航天器最低试验温度要求；b）
与航天器上对温度敏感的设备相对应的模拟区域应尽量单独分区或有对应的独立加热回路；d)
模拟装置设计时应考虑加热回路最大使用电流的限制：e)
在地面试验设备允许的条件下，模拟装置加热回路应尽量多8.8热流控制系统
热流控制系统的要求如下：
热流控制通道应满足试验要求；a
电源数量应满足试验要求并有备份，具备程控和手控两种控制方式：热流控制软件应具有显示、存储、绘图等功能：d)
应具有较强的抗干扰能力。
9污染测量系统
污染测量系统的要求如下：
污染测量通道应满足试验要求；b）应使用石英晶体微量天平、四极质谱仪等仪器进行污染总量监测；c）必要时，可利用设置和悬挂的检测片收集试验中沉积的污染8.10其他装置
GB/T34522—2017
必要时，应在真空模拟室配置真空摄像装置水平调节装置、电缆控温装置、微波负载冷却装置，波导控温装置、吸波装置等控制试验状态的辅助结构或设备配合试验进行。9试验程序
9.1试验设备状态检查
试验前，对试验各分系统和装置进行检查，必要时进行全系统联调或试运行。9.2
航天器状态检查
进行航天器状态检查，应包括以下内容：a）
外观检查；
有漏率要求的舱段和分系统漏率检查；b）
功能与性能检查；
测试电缆、测温线、加热线和各种信号线检查（导通、绝缘）；d)
热流计、温度传感器、加热器检查。e
航天器和空间模拟室的结合状态检查进行航天器和空间模拟室的结合状态检查，应包括以下内容：所有线缆连接状态、及绝缘和导通情况；a
所有应接地的设备是否正确接地，并测量接地电阻；b）
加热器和外热流回路与测温点对应关系是否正确和是否存在相互干扰；航天器与试验设备相互之间的电磁干扰；d）
航天器电气性能及功能；
其他参试试验装置状态。
9.4试验启动
试验启动程序如下：
a）设置航天器的工作状态；
启动真空测量装置、数据采集系统、污染测量装置：b）
启动真空系统抽气；
如果有需要，可进行低气压放电和微放电检测；d)
GB/T34522—2017
e）启动低温系统冷却。
9.5试验运行
试验运行程序如下：bzxZ.net
a）通过调节独立调温装置、红外加热器功率、接触式电加热器功率和航天器工作模式等方法，使航天器组件达到规定的温度；
b）定时测量温度及其他性能参数；在满足高、低温端开始电性能、功能检测的条件下，按航天器测试要求对航天器进行电性能和c
功能检测；
到达热循环中的热（冷）浸累计持续时间，需参试各方确定后方可开始降（升）温：a)～d)是半个循环的试验程序，后续的热循环程序重复a)～d)，直至循环结束。e）
6试验设备停机
试验设备停机程序如下：
低温系统停止运行；
b）真空系统停止运行；
在空间环境模拟室回温过程中，按照GB/T29085一2012中5.6的规定，采取必要的防污染c）
措施；
在确定热沉温度和航天器温度均高于露点温度后，空间环境模拟室开始复压。有气密性要求的舱段，复压过程中应保持气密舱段与空间环境模拟室内的压力差在有关技术文件规定的范围内。
9.7试验撤收
试验撤收程序如下：
a）空间环境模拟室压力恢复到大气压力后，开启空间模拟室大门；b）
航天器电性能和功能检测确认：c)
断开各种电缆，对航天器进行外观检查和受污染情况检查；航天器离开空间环境模拟室。
试验中断与处理
10.1概述
在试验过程中，试验设备或航天器出现故障时，应中断试验，待故障排除后，再继续进行试验。若故障无法排除，则应进行分析并评估对试验结果的影响和是否能达到规定的试验目的，然后综合决定后继续试验进程。
10.2试验设备异常
试验设备出现以下故障之一不能排除时，应终止试验：a）空间环境模拟室压力长时间高于规定要求；b）
热沉温度过高，不能满足试验低温工况的要求；c)
加热装置出现故障，不能满足试验高温工况的要求：数据采集系统出现不稳定现象或受到严重于扰，关键数据无法进行数据采集。d)
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航天器热真空试验方法
Thermal vacuum test method for spacecraft2017-11-01发布
中华人民共和国国家质量监督检验检疫总局中国国家标准化管理委员会
2018-05-01实施
本标准按照GB/T1.1一2009给出的规则起草。本标准由中国航天科技集团公司提出。本标准由全国宇航技术及其应用标准化技术委员会（SAC/TC425）归口。本标准起草单位：北京卫星环境工程研究所。GB/T34522—2017
本标准主要起草人：刘畅、常静、杨晓宁、魏传锋、刘波、韦锡峰、彭光东、杜春林、于新战、陶涛1范围
航天器热真空试验方法
GB/T34522—2017
本标准规定了航天器热真空试验的试验目的、试验状态、试验要求、温度控制方法、试验设备、试验程序、试验中断与处理、试验评价与数据利用。本标准适用于航天器系统级热真空试验。2规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。GB/T29085一2012卫星防污染技术要求3术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。3.1
热真空试验
thermal vacuum test
验证或检查航天器承受空间环境（真空、冷黑和热辐射）能力的地面模拟试验3.2
temperature ramp rate
升（降）温速率
组件温度由规定的低（高）温升（降）到规定的高（低）温的温度变化速率。3.3
温度稳定
temperature stability
对于预先设定的温度监测点达到规定温度且温度变化率小于规定值的热状态，可视为温度稳定4试验目的
鉴定级热真空试验
验证航天器在规定的试验压力和鉴定级热循环应力环境下的工作能力，检验航天器上各分系统在轨各种工作模式下的工作性能指标是否满足设计要求4.2准鉴定级热真空试验
验证首发航天器各分系统在轨各种工作模式下的工作性能指标是否满足要求，在规定的试验压力和准鉴定级热循环应力环境下暴露由于元器件、材料，工艺和制造中可能引人的潜在质量缺陷4.3验收级热真空试验
验证航天器各分系统在轨各种工作模式下的工作性能指标是否满足要求，在规定的试验压力和验收级热循环应力环境下暴露由于元器件、材料、工艺和制造中可能引人的潜在质量缺陷。1
GB/T34522—2017
5试验状态
航天器技术状态
航天器技术状态应满足如下要求：航天器组件一般是飞行产品（鉴定级试验除外）；a
b）部分组件可使用热性能和电性能参数符合试验要求的鉴定件、工艺件或模拟件代替：航天器大型组件（如大型抛物面天线、太阳翼)不参加试验；c）
推进剂贮箱内应充注保护气。
航天器试验安装状态
航天器在空间模拟室内的试验安装状态应满足如下要求a）通过专用地线将航天器主接地桩与空间环境模拟室的信号地接地桩连接：满足航天器各种工作模式下性能测试的要求；b）
宜保证航天器的热管网络能正常工作。6试验要求
试验环境要求
6.1.1试验场地
试验场地应满足如下要求：
温度：15℃~25℃；
相对湿度：30%60%；
洁净度：优于100000级。
6.1.2试验压力
空间环境模拟室内压力不应高于6.65×10-3Pa或试验要求的其他压力（如火星表面环境压力）。6.1.3热沉温度
热沉温度应满足航天器最低试验温度要求6.2温度循环要求
6.2.1试验温度的确定
6.2.1.1概述
试验温度的确定方法可按照是否有热平衡试验数据，分为温度拉偏方法和温度预示方法两种。如果热真空试验前有热平衡试验，可采用温度拉偏方法确定试验温度，否则采用温度预示方法确定试验温度。
2温度拉偏方法
试验温度要求如下：
鉴定级：按照试验要求选取温度监测点，并将有温度监测点的组件在热平衡试验各个工况中的a
最高温度和最低温度值外扩至少15℃作为试验温度。GB/T34522—2017
准鉴定级：按照试验要求选取温度监测点，并将有温度监测点的组件在热平衡试验各个工况中b)
的最高温度和最低温度值外扩至少10℃作为试验温度。c)
验收级：按照试验要求选取温度监测点，并将有温度监测点的组件在热平衡试验各个工况中的最高温度和最低温度值外扩至少5℃～10℃作为试验温度6.2.1.3温度预示方法
试验温度要求如下：
鉴定级：将验收级温度值外扩10℃作为试验温度a）
b）准鉴定级：将验收级温度值外扩5℃作为试验温度。验收级：将组件验收温度作为试验温度。c）
6.2.2试验温度的限制
试验温度限制要求如下：
a）处于工作状态的组件的温度不应超过组件相应量级的试验温度范围，未加电组件其温度范围不应超过组件存贮温度范围要求；b）
航天器可划分多个温度控制区，在同一个温度控制区内，不同组件有不同热设计或相应限制温度范围时，试验控制温度的上、下限值应取不同组件温度的最小包络，即高温上限值取相关组件中温度最低的组件温度值，低温下限值取相关组件中温度最高的组件温度值。6.2.3循环次数
鉴定级热真空试验循环次数宜不少于8次。准鉴定级和验收级热真空试验循环次数宜不少于4次6.2.4保持时间
每一个循环高，低温端各保持时间至少8。不同航天器可以根据设备及测试状态情况进行剪裁。6.2.5升降温速率
升降温速率一般应大于或等于最高预示的温度变化率，可根据试验设备能力进行调整6.2.6试验温度稳定
当组件监视点温度已到达规定的试验温度允许偏差范围内时，并在30min内温度变化率低于3℃/h，则认为达到温度稳定。
6.3航天器测试要求
6.3.1航天器在热真空试验前、试验过程中和试验后应按照综合测试文件要求进行性能测试。每一个热循环的高、低温端都应进行电性能，功能测试，并应模拟航天器各分系统在轨的各种工作模式。6.3.2在降压和复压过程中应按照综合测试文件要求完成低气压放电检测。6.3.3在每个半循环的热浸持续时间内不能覆盖所有测试内容，可延长每个半循环的热浸持续时间或分配到下一个热循环对应半循环的热浸持续时间内完成。6.3.4应在高温端和低温端进行备份组件和穴余电路测试。备份组件和究余电路及通道的测试时间宜和主份组件相同，每个循环中的测试时间应进行平均分配，在测试状态和内容上主、备份应一致。3
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6.4航天器防污染要求
6.4.1连续空载运行24h后，空间环境模拟室内的有机污染物宜不超过1×10-g/cm。6.4.2试验时应安装污染测量装置进行污染监测。6.4.3对于仅包括热真空试验工况的试验过程，试验工况开始前宜按照试验要求进行航天器高温除气。
6.4.4回温过程中航天器的温度应始终高于热沉温度。6.4.5复压时应缓慢充人复压气体，并确认空间模拟室内设备及航天器不会结露。对防污染要求高的航天器热真空试验，复压时应控制充气速率。6.5其他要求
6.5.1必要时应安装航天器内部真空测量装置，避免航天器内部设备出现放电现象。6.5.2如果航天器带有大功率负载，应设计冷却装置进行在试验过程中能量的耗散。6.5.3如果测试电缆的温度变化影响测试通道的稳定，应考虑进行温度补偿。7温度控制方法
7.1概述
航天器温度控制要求如下：
a）设备温度主要通过内热源和外热流两个方法进行调节：b）设备的温度监测点宜与飞行遥测温度点一致7.2内热源及其调节
内热源包括航天器上的设备功耗和主动控温加热器两类，调节方式如下：a）在航天器降温过程中，航天器设备可断电或以最小功耗状态工作。断电过程中航天器上设备温度的监测通过地面测温传感器的读数来实现：断电一定时间（一般3h～4h）后应通电检查航天器上设备温度的遥测数据，根据设备温度下降的情况决定是否继续整星断电、断电时间等。
b）在航天器升温的过程中，航天器上的仪器设备加电，以设备最大功耗状态进行工作，有主动控温加热回路的区域可以进行加热，使得航天器的仪器设备更快的达到所要求的试验温度。c
升降温的过程中应监测航天器上温度敏感设备的温度值。当设备温度接近高温上限时，可以断电的设备应断电；当设备温度接近试验低温下限时，未加电的设备应考虑加电d）合理利用航天器上主动控温加热回路。通过调整控温门限或是加热回路的开关，可以加快航天器上设备的升温，降温过程中也可以防止设备的温度超过其试验温度的下限7.3外热流及其调节
外热流模拟装置包括独立调温装置、接触式电加热器和红外加热器，试验中可以选用一种或几种装置结合使用，调节方式如下：
a）优先选用红外加热器；
独立调温装置可结合红外加热器或接触式电加热器功率进行调整，实现各温度控制区的温度按规定变化；
在进行外热流模拟时，预先设定好不同温度控制区对应的目标温度值，用热流值或温度值反馈c）
到外热流模拟装置，以实现外热流的模拟；GB/T34522—2017
特殊单机如光学载荷的人光口、散热面等外热流可以与在轨极端外热流保持一致；d）
外热流调节应考航天器表面突出物表面涂层或试验用电缆等的温度变化，防止航天器产品损坏。
8试验设备
8.1概述
试验设备包括空间环境模拟室、真空系统、低温系统、试验工装、数据采集系统、热流模拟装置、热流控制系统、污染测量系统等
2空间环境模拟室
空间环境模拟室的要求如下：
a）空间环境模拟室的尺寸应满足航天器和试验工装的安装要求；能提供满足试验要求的测量、供电和信号（低频、高频）传输通道；b)
连续空载运行24h后，空间环境模拟室内的有机污染物宜不超过1×10-g/cm：c
可安装污染测量装置：
空间模拟室内应有接地装置，接地电阻不应大于1.02。e）
真空系统
真空系统的要求如下：
a）根据空间模拟室的压力变化范围选用真空计：b）
真空计应满足测量不确定性在主80%以内；c)
真空规管应布置在空间模拟室内或航天器内部，开口面的朝向应合理；空间模拟室内的真空规管应均布，满足一定的数量要求，并有备份；d
真空度测量应采用计算机控制的测量系统进行压力测量e
8.4低温系统
低温系统的要求如下：
应使热沉温度满足航天器最低试验温度要求；a
低温系统中热沉及关键设备应布置温度传感器，热沉上的温度传感器要均布且能够反应热沉平均温度的要求，并做备份：
低温系统测量应采用计算机控制的测量系统进行温度测量8.5试验工装
试验工装的要求如下：
a）应有足够的强度与刚度，承载能力有足够的安全余量，机械接口和热接口满足试验要求；b）
材料出气性能指标应满足GB/T29085一2012中5.6.2.1的b），c）的要求：c)
与航天器对接面应采取隔热措施；应满足航天器和红外加热器对安装空间、安装接口的要求；d）
应具有调整航天器水平度的能力。5
GB/T34522—2017
6数据采集系统
数据采集系统的要求如下：
a）应选用灵敏度高、稳定性好、热惯性小、能在真空下正常工作的温度传感器；b)
测量通道数应满足试验要求；
应通过数据处理软件，将采集的温度传感器原始测量值（热电势或热电阻）按照转换规则转变成温度值：
测量速度应满足试验要求；
应具有较强的抗干扰能力。
8.7热流模拟装置
独立调温装置
可使用独立的含流体回路的调温装置，对外热流进行模拟，也可将热沉分成可调温的不同回路进行外热流模拟。
8.7.2接触式电加热器
接触式电加热器的要求如下：
a）接触式电加热器加热功率的变化范围应满足航天器热真空试验相应组件最高温度的要求；加热片粘贴应牢固，各加热分区电流可独立控制；b）
引出线应采用绝缘层包覆；
安装完成后，电加热器与航天器表面之间应可靠绝缘8.7.3红外加热器
红外加热器的要求如下：
航天器组件表面状态充许时，可在表面上敷设或粘贴接触式电加热器：b）
红外加热器的功率应满足航天器热真空试验相应组件最高温度值的要求：c
红外加热区的划分应考虑每个控温区应有独立可控的加热回路，加热回路的热特性应满足相应加热区的升、降温速率要求；红外加热器与其支撑结构、试验支架以及航天器测控电缆之间应可靠绝缘d）
红外加热器及其支撑结构应具有足够的刚度和强度，适应真空低温环境e
红外模拟器朝向航天器的一侧应喷涂高发射率涂层，其半球发射率应不小于0.90。f
8.7.4模拟装置设计原则
模拟装置的设计原则如下：
模拟装置应满足航天器最高试验温度要求；a）
应兼顾航天器最低试验温度要求；b）
与航天器上对温度敏感的设备相对应的模拟区域应尽量单独分区或有对应的独立加热回路；d)
模拟装置设计时应考虑加热回路最大使用电流的限制：e)
在地面试验设备允许的条件下，模拟装置加热回路应尽量多8.8热流控制系统
热流控制系统的要求如下：
热流控制通道应满足试验要求；a
电源数量应满足试验要求并有备份，具备程控和手控两种控制方式：热流控制软件应具有显示、存储、绘图等功能：d)
应具有较强的抗干扰能力。
9污染测量系统
污染测量系统的要求如下：
污染测量通道应满足试验要求；b）应使用石英晶体微量天平、四极质谱仪等仪器进行污染总量监测；c）必要时，可利用设置和悬挂的检测片收集试验中沉积的污染8.10其他装置
GB/T34522—2017
必要时，应在真空模拟室配置真空摄像装置水平调节装置、电缆控温装置、微波负载冷却装置，波导控温装置、吸波装置等控制试验状态的辅助结构或设备配合试验进行。9试验程序
9.1试验设备状态检查
试验前，对试验各分系统和装置进行检查，必要时进行全系统联调或试运行。9.2
航天器状态检查
进行航天器状态检查，应包括以下内容：a）
外观检查；
有漏率要求的舱段和分系统漏率检查；b）
功能与性能检查；
测试电缆、测温线、加热线和各种信号线检查（导通、绝缘）；d)
热流计、温度传感器、加热器检查。e
航天器和空间模拟室的结合状态检查进行航天器和空间模拟室的结合状态检查，应包括以下内容：所有线缆连接状态、及绝缘和导通情况；a
所有应接地的设备是否正确接地，并测量接地电阻；b）
加热器和外热流回路与测温点对应关系是否正确和是否存在相互干扰；航天器与试验设备相互之间的电磁干扰；d）
航天器电气性能及功能；
其他参试试验装置状态。
9.4试验启动
试验启动程序如下：
a）设置航天器的工作状态；
启动真空测量装置、数据采集系统、污染测量装置：b）
启动真空系统抽气；
如果有需要，可进行低气压放电和微放电检测；d)
GB/T34522—2017
e）启动低温系统冷却。
9.5试验运行
试验运行程序如下：bzxZ.net
a）通过调节独立调温装置、红外加热器功率、接触式电加热器功率和航天器工作模式等方法，使航天器组件达到规定的温度；
b）定时测量温度及其他性能参数；在满足高、低温端开始电性能、功能检测的条件下，按航天器测试要求对航天器进行电性能和c
功能检测；
到达热循环中的热（冷）浸累计持续时间，需参试各方确定后方可开始降（升）温：a)～d)是半个循环的试验程序，后续的热循环程序重复a)～d)，直至循环结束。e）
6试验设备停机
试验设备停机程序如下：
低温系统停止运行；
b）真空系统停止运行；
在空间环境模拟室回温过程中，按照GB/T29085一2012中5.6的规定，采取必要的防污染c）
措施；
在确定热沉温度和航天器温度均高于露点温度后，空间环境模拟室开始复压。有气密性要求的舱段，复压过程中应保持气密舱段与空间环境模拟室内的压力差在有关技术文件规定的范围内。
9.7试验撤收
试验撤收程序如下：
a）空间环境模拟室压力恢复到大气压力后，开启空间模拟室大门；b）
航天器电性能和功能检测确认：c)
断开各种电缆，对航天器进行外观检查和受污染情况检查；航天器离开空间环境模拟室。
试验中断与处理
10.1概述
在试验过程中，试验设备或航天器出现故障时，应中断试验，待故障排除后，再继续进行试验。若故障无法排除，则应进行分析并评估对试验结果的影响和是否能达到规定的试验目的，然后综合决定后继续试验进程。
10.2试验设备异常
试验设备出现以下故障之一不能排除时，应终止试验：a）空间环境模拟室压力长时间高于规定要求；b）
热沉温度过高，不能满足试验低温工况的要求；c)
加热装置出现故障，不能满足试验高温工况的要求：数据采集系统出现不稳定现象或受到严重于扰，关键数据无法进行数据采集。d)
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