【摘 要】
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随着航天技术的不断发展,星载电子设备的功率不断增大。星载电子设备正向着高性能、紧凑化、小型化等方向发展,而以往的航天器热设计分析往往只关心整星的外热流和温度分布,所以
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随着航天技术的不断发展,星载电子设备的功率不断增大。星载电子设备正向着高性能、紧凑化、小型化等方向发展,而以往的航天器热设计分析往往只关心整星的外热流和温度分布,所以合理的对星载电子设备进行热设计分析,保证其在轨期间的有效正常工作就显得尤为重要。本文首先分析航天器轨道空间热平衡理论,确定了太阳同步轨道太阳光线相对于轨道面之间的几何关系。然后建立星载电子设备简化模型,根据周期平均热流对其在轨极端温度工况进行了理论分析,并通过仿真软件验证,准确预测出对于六面体卫星通用的太阳同步轨道极端工况。然后将上述方法应用于地球同步轨道,验证了此方法的适用性。其次,针对不同结构形状的星载电子设备,对具体结构划分热网络节点,分析它们之间的热流传递关系,得到描述星载电子设备温度的多元方程组。利用此数学模型根据编写的牛顿算法计算得到稳态温度。并与通过UG NX软件分析得到的温度场进行对比,验证其在轨温度是否满足热设计要求。最后分析热网络方法误差产生的来源并提出修正方案。
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