一、概述
航天器入轨后运行在宇宙空间的高真空环境中，辐射成为换热的主导方式，气体的传导和对流热效应已经可以忽略。由于这与地面大气环境条件下的换热方式有很大的不同，在大气环境条件下无法预测航天产品在以辐射为换热主导方式的空间环境下工作时会出现什么问题，因此，需要在地面进行航天产品的热真空试验，模拟具有辐射换热效应的真空环境和热循环环境联合作用的条件，检验航天器产品的性能和功能，验证产品设计的合理性，暴露产品在元器件、材料、工艺及质量方面的缺陷。实践证明，通过热真空试验可以大大提高航天器在轨运行的可靠性，国内外有关航天器环境试验的标准或规范都将热真空试验规定为必做的试验项目。
热真空试验规定真空环境条件的目的是模拟以辐射为换热主导方式的效应。理论和试验证明，在压力低于 10^-2Pa 的条件下，气体的对流和传导换热效应仅为辐射换热效应的万分之一，在这种压力条件下已经可以较为真实地模拟高真空环境的热效应，不需要追求更高的真空度。因此，一般规定热真空试验中试验室的压力不高于 6.5×10^-3Pa （或 1.3×10^-3Pa）。
卫星组件、分系统及整星的热真空试验应力条件设置主要依据卫星任务的特点，根据最高和最低温度进行相应的加严考核。元器件级热真空试验在制定试验方案时，主要参考的是卫星组件、分系统及整星的热真空试验方法。
二、热真空试验标准
国内外航天机构在对于卫星组件、分系统、整星的鉴定和验收中，热真空试验是必做的试验项目，并制定了相关的试验方法标准，如“MIL-STD-1540D—1999.Product verification requirements for launch，upper stage，and space vehicles”，“ECSS-E-10-03A—2002.Space engineer”，“GJB1027—1990.卫星环境试验要求”。
热真空试验的基本参数为试验室内的压力、试件表面温度及平均温度变化速率、高温恒温段和低温恒温段停留时间，以及循环次数等，一般要求如下：
（1）试验室内压力不高于 6.5×10-3Pa（若能够达到不高于 1.3×10-3Pa 则更佳，可视产品和设备具体情况而定）。
（2）试验中试件表面温度测点（温度控制传感器安装在试件表面的非热源处）的温度在高温和低温之间循环变化。在每个循环中，维持高（低）温恒温段为 4～12h，平均变温速率不小于1℃/min（或根据设备能力确定）。鉴定试验循环次数为2～3次，验收试验循环次数为1次。
（3）鉴定试验中高温恒温段和低温恒温段的温度为产品在航天飞行中可能经受的最高环境温度增加 5℃和最低温度减少 5℃。验收试验中高温恒温段和低温恒温段的温度为产品在航天飞行中可能经受的最高环境温度和最低环境温度。高温恒温段允许正偏差 3℃，低温恒温段允许负偏差3℃。
（4）温度循环。热真空试验中的一个温度循环包括高温和低温两个温度交变，在进行高、低温温度保持时，分别进行卫星等的测试。根据总体规范的要求，卫星处于每个温度保持阶段的时间为 8h，温度保持的时间应满足卫星进行在轨运行条件和工作模式测试的需求。试验时先进行卫星的高温端仪器设备温度拉偏，试验条件满足高温保持的条件时，进行 8h的高温保持，之后开始降温，进行卫星的低温端仪器设备温度拉偏，当试验条件满足低温保持的条件时，进行 8h 的低温保持，完成试验的 1 个循环。本试验中共进行 4 个温度循环，以满足暴露仪器设备制造和组装的工艺缺陷的需要。
（5）温度拉偏。在试验过程中，星上仪器设备的温度拉偏均需满足如下要求：对于高温工况，仪器设备按 FM1 在轨飞行的最高遥测温度提高 5e 以上，但必须在仪器设备的验收级高温限以下；对于低温工况，由于FM1在轨飞行中没有出现极冷工况的条件，因此，以热设计分析计算值作为下拉的基准，仪器设备的温度比预计温度拉低5e以下，但必须在仪器设备的验收级低温限以上。
（6）温度保持。当星上的仪器设备温度有 80%以上达到拉偏+5e 或-5e 的时候，开始进入8h的温度保持阶段。每一个温度保持阶段的后5h进行卫星性能的电测试。
（7）试验暴露的卫星缺陷。在整个热真空试验中，通过整机电测，对整机各个分系统在试验前、试验中和试验后均进行了详细的功能、性能测试，使整机所有设备都得到了检验。
三、热真空试验方法与技术
1.热真空试验设备
热真空试验设备主要由真空容器、真空抽气系统及测控系统等组成。1）真空容器
小型热真空试验设备的真空容器直径一般为 0.5～1.0m，多数为卧式，采用不锈钢材料制作。设有密封性能良好而且开启灵活的门、观察窗以及若干用于安装密封插头的可拆卸法兰。容器内环境参数和试件参数测试用电缆以及试验中试件运行时需用的液路和气路管道，可以通过法兰上的密封插头穿过舱壁至容器外，和舱外的试验及测试设备相连而不影响容器的密封性。
2）真空抽气系统
真空抽气系统可采用有油高真空系统或无油高真空系统。
（1）有油高真空系统。有油抽气系统通常使用机械泵和罗茨泵作为前级泵，带有高真空阀门的油扩散泵作为高真空抽气泵。为防止返油，设置了水冷障板和液氮冷阱，液氮冷阱的配置可根据对油污染要求的高低进行取舍。有油抽气系统具有设计简单、适用长时间连续工作、造价低和操作机维护方便等诸多优点，但是它存在返油污染的缺点，一般在对油污染要求不高的情况下使用。
（2）无油高真空系统。如果试件是对油污染敏感的部组件，如光学仪器等，就需要在无油的清洁真空环境中进行热真空试验，则应采用无油高真空系统。
3）测控系统
（1）测控系统的功能如下：
· 按试验条件要求调节加热功率，实现试件表面温度的控制；
· 测量试验室内的真空度和试件表面温度；
· 控制真空系统、制冷系统和加热系统相关设备的启停。
（2）测控系统组成。测控系统由真空测量仪、温度测量系统、功率调节器（调功器）、控制仪表和计算机等组成。
（3）控制难点。如前所述，由于下述特点，在高真空环境中对试件表面温度的控制具有很大的难度。
· 被控对象热辐射模型滞后时间长，非线性严重。
· 温度控制点位于试件表面，在高真空热辐射环境下传热过程与试件表面的状态及材料有密切关系。由于试件的结构、形状、材料，以及热容量、热负荷的不同，其热辐射特性相差极大，造成温度系统被控对象的不确定性。对控制系统而言，具有大滞后、非线性及模型参数不确定特性的被控对象，很难获得较好的控制品质。
（4）控制方式。一般来说，可以采用通用控制仪表或计算机对试件表面温度进行控制，控制算法可以使用常规PID算法。但是，通用控制仪表和常规PID算法难以克服如上所述的技术难点，控制效果常常不够好，需要辅以适当的人工干预，在试验过程中由操作人员根据实际情况和实践经验手动调整 PID 参数，以获得较好的控制特性。如果采用计算机控制，就可以通过采用自校正控制及广义预测控制等功能较强的算法有针对性地克服上述技术难点。
2.热真空环境应力分析
航天器表面的器（组）件直接暴露在宇宙空间，根据离地轨道的不同，大气压力下降约9个数量级，即真空度从10^-2Pa提高到10^-11Pa。在地球同步轨道上的通信卫星暴露在10^-12Pa的极高真空下。因此，对于不同轨道的航天器，航天器外露元器件实际所处的真空度变化范围很大。
对于安装在航天器的各个非密封舱中的器件，由于排气孔流导的限制和舱内各种材料的出气，使舱内压力比舱外高出几个数量级。舱内压力与轨道高度、排气孔通导、舱内材料出气、轨道运行时间有关，在入轨后几百小时内，一般为10^-6～10^-1Pa。对于密封舱内的元器件，舱内虽然存在一定的气体，但在轨道上气体的对流传热不起作用。不同真空度下空间用元器件有不同的物理效应，详见表 1。例如，从常压进入真空，对于密封元器件产生内外压差，在气压小于10^-2Pa时热对流模式可以忽略。
表1 不同空间真空条件下的物理效应
航天器的空间热环境主要是指冷黑和太阳辐照环境，不考虑太阳与航天器的辐射，宇宙空间的能量密度约为 10^-5W/m^2，相当于温度为 3K 的黑体所发出的能量。太空中航天器的热辐射全被太空所吸收，没有二次反射，这一环境即为冷黑环境，又称热沉。主要外热源是太阳电磁辐射（相当于一个6000K的黑体辐射），阳光照射时能产生100℃的高温，无阳光照射时可以降到-200℃以下的超低温，在航天器阴阳面转换时，舱内外的温度波动使元器件遭受温度循环应力。航天器的舱内温度根据需要一般控制在-70℃～50℃，暴露在舱外的电子设备温度范围一般在-120℃～150℃。某些材料在冷黑环境中会产生老化和脆化，影响元器件的性能。而航天用关键集成电路、探测器、行波管、固态微波器件等根据航天器的运行轨道、在航天器中的位置和工作模式，其热环境又有所不同。航天器空间热环境示意图如图1所示，空间轨道温度范围如表2所示。
图1 航天器空间热环境示意图
表2 空间轨道温度范围
元器件在航天任务期间除受到热应力和真空应力外，还受到电应力作用。元器件主要有连续工作和间歇工作两种状态，任务期间对于组件和分系统进行开、关机操作，元器件将遭受开、关电应力。
3.空间用元器件热真空试验评价方法
热真空试验是一种环境模拟试验，也是综合环境应力试验。参照组件、分系统、整星的热真空试验方法，试验要素主要有如下几点：
（1）试验真空度；
（2）极限温度；
（3）极限温度保持时间；
（4）温变速率；
（5）电应力和工作时间；
（6）试验循环次数；
（7）监测参数；
（8）失效判据。
试验程序如图2所示。
图2 热真空试验程序
组件、分系统、整星的热真空试验一般程序基本适用于元器件级热真空试验，但在试验要素方面应结合元器件特点进行分析和研究。组件分系统、整星试验真空度要求气压小于1.3×10^-3Pa，在该真空度下，热对流模式可以忽略，因此，对于大多数元器件热真空试验可以使用该条件，但对于传感器类元器件还需认真考虑。例如，某型烟雾传感器在载人飞船宇航员出舱时发出火灾误报警，事后分析可能是出舱时气压瞬间小于 1.3×10^-3Pa，而地面试验时的真空度没有覆盖该范围，因而未能及时发现该潜在故障。对于极限温度的确定，组件分系统、整星试验主要在最高和最低预视温度上加严 10℃作为考核条件，由于预视温度与具体的航天任务及航天器热设计相关，建议在广泛调研元器件在航天器所处的环境条件基础上，结合元器件自身特点，提出试验温度条件，使得通过热真空试验考核的元器件产品能够适用于各种航天任务，避免重复试验。
4.热真空试验温度及压力测量技术
热真空试验舱内的压力是组件热平衡与热真空试验中必须模拟的重要参数之一。因此，试验过程中对压力的正确测量是试验成败的关键。试验舱内压力的测量实际是真空度的测量，气体的压力越低，真空度就会越高，相反，气体的压力越高，真空度就越低。当然，以气体的压力表示真空度并不完全合理，因为真空度是对气体稀薄程度的客观量度，所以，其最直接的物理量是单位体积中的分子数而不是压力。因此，在密封的腔体内，相同个数的气体分子，不同温度下所产生的压力不同。如果温度一定，单位体积内的分子数与压力成正比。
1）压力测量的特殊性
（1）定向压力效应
在宇宙空间，从航天器飞出的分子无碰撞地沉没在无限空间之中再不返回，所以，宇宙空间是具有无限抽速的“分子沉”，在地面有限尺寸和有限抽速的系统中，模拟无限空间的真空状态，即使两者空间分子状态一样，因两者边界条件不同，也会引起误差。因此，在试验舱内，当用第一个规管面向试件，测量从试件飞来的分子流压力 p1，第二个规管面向热沉壁板，测量从热沉返回分子流的压力 p2 时，p1、p2 之间是会存在差异的。
液氮温度的热沉对水蒸气的 a 为 0.9～0.99，所以，p1、p2之间可能相差 1～2 个数量级。如果热沉温度较液氮高，影响就更大。一般情况下，在舱壁上安装的规管与热沉内安装的规管有 1～3 个数量级的误差。因此，试验舱内真空规的安装位置、方向、形式要充分考虑这种影响，以便真实地反映试验真空度。
（2）协同效应影响压力测试结果
在综合环境中，紫外线、X 射线将会使真空规定电流本底增大，要注意屏蔽，紫外线、短波辐射会引起气体光电离，附加粒子被规管收集极接受，使规管灵敏度增大，带电粒子辐射也会使规管灵敏度变大。因此，要防止带电粒子进入真空规管。
（3）复杂温度环境条件下压力测量
在试验舱内，存在复杂的温度环境。内部热沉温度为 100K 左右（液氮），试件温度至少在-10℃～85℃变化，而且试件表面温度并不均匀。因此，给压力测量带来误差。在分子流状态下，复杂的环境温度下的热流逸效应，将会引起规管中和试验舱各处压力存在差异。
2）压力的测量范围
卫星：1.3×10^-3Pa。
飞船：6.5×10^-3Pa。
红外遥感分系统辐射定标：1.3×10^-4Pa。
可选择的测量规如下：
1×10^5～1×10^2Pa 各种低真空计，如在抽气管上安装静态变形式真空计，在舱内使用压阻式真空计。
1×10^2～1×10^-1Pa热传导式真空计（多用热点偶式真空计，用前需标定）。1×10^-1～1×10^-4Pa电离式真空计（用前需标定）。
1×10^-4～1×10^-8PaB-A（Bayard-Alpert）规（用前需标定）。
1×10^5～1×10^-7Pa全量程规，如瑞士的巴尔蔡斯（Balzers）PKR251，测量范围为1×10^5～1×10^-7Pa。
3）规管的布置
（1）尽量安装在舱内接近试件（测量接近时，应在舱内安装裸规）。
（2）规管的开口面向应合理，面向或背向气流方向均不合理，面向时测试值偏高（静压加动压），背向时测试值偏低（静压减动压），正确的放置是规口开口面与气流方向平行（规管的开口面与邻近的热沉表面垂直）。
（3）规管应有一定的数量。因空间各点压力不均等，以平均值进行控制较为合理。同时适当地备份，可保证试验的顺利完成（一般情况下，100m^3以下舱内应不少于4个规）。
（4）裸规离子流较小，为有效抑制各种杂散信号对微弱离子流信号干扰，测量引线多采用金属网屏蔽的高频电缆作为信号传输线，并保证线间有可靠的绝缘，同时屏蔽线单点接地。
5.温度测量技术
热真空试验舱内的温度，特别是试件上有关部件的温度分布，是热平衡与热真空试验中必须准确测量的重要参数之一，它直接影响试验结果的可信度，是试验成败的关键。如果温度测量不准确，轻则造成样品损坏，重则当其结果直接应用到系统热设计上时，将导致系统内某些组件因温度过高或过低而不能正常工作，从而造成灾难性的后果。
1）热真空试验温度测量特点
（1）测温布点多，而且绝大多数都是表面温度测量，如热沉温度测量，控温台、试样温度测量等。
（2）测温范围宽、时间长。因此，在试验中至少需要两个以上温度传感器完成测量任务。
（3）温度传感器引线较长，需要从舱内引导舱外。
（4）被测对象处于低于1×10-3Pa的空间内。
（5）热电偶的输出电信号小，容易受到各种电噪声干扰，为得到准确的测量结果，需规范其安装方式。
（6）试验舱内外壁之间存在较大的温度梯度。
（7）测温速度和精度都有一定的要求，根据相关标准，测温总误差应控制在不大于±0.5℃。
（8）测温、控温要配合计算机系统实现自动控制自动记录。
2）测温方法
（1）热电偶测温。
热电偶具有测温范围宽、体积小、动态响应速度快、互换性好、测量精度较高、稳定性好、安装方便和便于集中测量等优点。常用的热电偶为铜-康铜热电偶，测量范围为-200℃～300℃。镍铬-金铁热电偶，测量范围为-269℃～0℃。
① 热电偶的选择。合格的热电偶的测量端应是相配的两种金属丝绞接后点焊而成，点焊时不能碰伤金属丝，焊接要牢固，焊点表面应圆滑且具有金属光泽，无裂纹、气泡，焊球直径约为两根金属丝直径之和。
② 热电偶的安装。当温度较低时，尤其是在高真空环境中，物体之间的接触热阻增大，加上金属的比热容随温度降低而迅速减少，容易产生较大的温度波动，再加上试件试验时多处于带电工作状态，如果热电偶安装不当，将会给测量结果带来较大的误差。因此，安装热电偶时应注意以下几点：
a.保证与被测件有良好的接触。当被测表面允许焊接，同时又不采用公用参考点法接线时，为了使热电偶测量端准确反映被测点温度，最好将热电偶测量端焊到被测表面上，在不允许焊接的地方，可将热电偶的测量端黏接在被测表面（为保证其与被测表面有良好的接触，可将球形测量端压扁后黏接，且胶层尽量要薄）。
当使用公共参考点法接线时，必须保证接到同一公共参考点的各对热电偶测量端之间有良好的绝缘。此时只能采用黏接法固定热电偶测量端。黏接前应预先在热电偶测量端上涂一层胶膜，固化后黏接到被测面；如被测面为导体，则需预先在被测件表面粘一层极薄的聚脂薄膜条（导热绝缘），再根据测温范围选择合适的黏结剂将热电偶测量端及附近的一段导线黏结在被测面上，最后对接到同一参考面上的热电偶测量端之间的绝缘性进行检查。
b.尽量减少辐射热交换的影响。当被测温度与周围环境温度差别较大时，辐射热交换可能使被测温度产生较大的误差。为减少这种误差，以及减少安装部位与相邻部位之间的差异，可在热电偶测量端及附近引线根据情况进行单面镀金或喷有涂层的聚脂薄膜覆盖，选择的覆盖物与被测表面的发射率应尽量接近。
c.尽量减少引线导热的影响。由于热电偶测量端尺寸较小，所以，应特别注意减少通过热电偶引线导热而产生的影响。为此，要尽量选用热导率低和直径细的热电偶丝。一般情况下，热流计上选择直径为0.1～0.15mm的热电偶丝；航天器上一般选择直径不超过0.2mm的热电偶丝，热沉上一般选择直径不超过0.3mm的热电偶丝。另一方面，安装热电偶时要沿着等温面敷设热电偶，等温敷设的热电偶线长度至少为热电偶丝直径的100倍。
d.尽量保持被测表面的原有状态。安装热电偶时，要尽量避免改变被测表面的温度场、几何形状和表面的热性能参数。必要时可在测量端和附近引线上涂覆与原表面相同的涂层。
e.热电偶线的引出。被测样品在试验舱内，测量仪表在试验舱外，为保证准确的测量，热电偶线必须以正确的方式引出。既可保证不破坏试验舱真空性，又保证不引入附加电动势。常用的方式如下：
i）空心管加密封：热电偶引线通过空心管引出试验舱，然后对空心管进行密封，常用的方法是舱外用锡焊（被焊长度控制在2～3mm，不焊接的部分要与空心管绝缘）。
ii）定制密封连接器引出：定制电接触件材料与热电偶电极材料相同的密封连接器，将热电偶测量信号引出试验舱。
iii）舱外设置公共参考点法：该方法在理想情况下不产生附加电动势，需要真空密封部件大大减少，目前被广泛应用在热真空试验温度测量系统中。使用该方法必须关注的问题是各测量端之间要有可靠的绝缘，否则会影响所有负极接在一起的热电偶的测量结果。参考点温度应保证在 0℃左右。为减少密封插座内外温差，密封法兰内侧要用多层隔热材料覆盖。
iv）仓内公共参考点法：与舱外设置公共参考点法相比，该方法的优点是需使用空心管通过参考点后的导线都可使用铜线，舱内外温差不会影响测量结果。缺点是在每次测量中，必须测量参考点温度，以便对测试结果进行修正。
③ 结果计算。热电偶的热电势值与温度值一般是非线性的，难以用简单解析式表示，通常采用多项式分段拟合：
式中，T为温度；E为对应于参考点温度为0℃时，被测温度为T时的热电动势；N为多项式最高方次，An为待定系数，可用最小二乘法求出。
对于铜-康铜，N=3 可精确拟合-200℃～200℃范围内热电偶分度表，最大拟合误差不超过0.1℃。对于镍铬-金铁热电偶，N=4也可以在4K～273K范围内得到较为精确的拟合结果。
（2）热敏电阻测温。
常用的负温度系数热敏电阻具有灵敏度高、体积小、响应快和抗干扰能力强等优点，被广泛应用于各种温度测量。测温范围为-200℃～200℃，阻值变化范围为1×10^2～1×10^6Ω。
① 热敏电阻的安装。与热电偶安装要求基本相同，用合适的胶对热敏电阻头部及部分导线（30mm）进行黏结，要求头部不能翘起，用胶量适当。必要时可在热敏电阻头部及附近引线上根据情况进行单面镀金、镀铝或喷有涂层的聚脂薄膜覆盖，选择的覆盖物与被测表面的发射率应尽量接近。
② 阻值测量与温度计算。为满足多点、快速测量的要求，需采用数据采集系统进行测量。进行系统配置时应充分考虑测量精度。在进行阻值—温度换算时应注意，热阻电阻的温度特性非线性严重，在不同温度范围内，拟合公式不同，换算方法也不同，不能随意扩大适用范围。
③ 注意事项。使用热敏电阻测温时应注意如下几项：
· 当温度测量范围较宽时，有时可能需要几个不同量程的热敏电阻，以便分段测量；
· 热敏电阻之间一致性差，使用前必须进行逐个标定；
· 当热敏电阻通过电流时，所产生的焦耳热会使其温度升高、阻值下降，导致测量结果
偏高，为减少这一误差，应尽量减小测量电流（控制在100μA内）。（3）铂电阻测温。
铂电阻具有测温范围大（-200℃～800℃）、稳定性好、示值复现性高等优点，常被用来作为国际标准温度计。按照国际电工委员会的铂热电阻技术标准，铂电阻 Pt100 在 0℃～650℃范围内符合ITS—90的国际分度表函数。
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