1.引言

小卫星是当前航天技术发展的重要方向之一。由于卫星的小型化和微型化，卫星设计将面临高热流密度和低热惯性等困难，小型卫星的热控技术和热试验技术可能向新的方向发展，对小卫星的进行细致地热分析有重要的意义。

本文所研究的小卫星是我国的第一颗公益星、科普星。其轨道为太阳同步轨道，在轨运行工作期间，没有姿态控制。因此，在热设计过程中，以尽量满足所 有旋转主轴为目的。此小卫星体积较小，星本体为对称八边形立柱结构，太阳电池片采用体装式，这导致卫星本体的散热能力较低。本文根据此小卫星的特点，在热 控设计的基础上，通过稳态热分析计算，模拟星上单机的热力学环境。

2.热分析计算

一般而言，航天器热模型的输入输出关系可通过几何数学模型（Geometrical Mathematical Model, GMM）和热数学模型（Thermal Mathematical Model, TMM）两个子模型描述。

几何数学模型是卫星物理表面的数学模型，被用于计算各表面间的灰体辐射耦合关系和周围环境引起的外热流。热数学模型多数是卫星的热容、热导耦合关 系的集中参数网络模型，被用于预示卫星的温度。其中，几何数学模型计算得到的辐射换热关系和环境热流被用于建立热数学模型。本次热分析采用 MSC.SINDA 和NEVADA 热分析计算软件，针对本颗卫星的特点，以及输出数据的需要，添加部分自编FORTRAN 代码进行了分析计算。

2.1 热分析计算模型

（1）热模型的简化

由于航天器热物理问题的复杂性，在建造数学模型时，不可能也无必要把所有影响换热的因素都考虑进去。模型的简化可以大大减少建模和计算耗费的大量 时间和劳动。物理模型的简化必须要有充分的依据，严格控制模型简化带来的温度和热流误差。通常根据航天器的技术状态和换热特点进行简化。

针对此颗小卫星的主要简化假设有：

a、 太阳光为平行光；
b、 地球是一个圆形球，均匀的热辐射平衡体，各处的红外辐射相同；
c、 卫星的各表面的外热流的变化在连续的轨道周期内是一致的；
d、 认为单机是等温体，不考虑其温度不均匀性影响；
e、 认为星体外单机与卫星本体绝热；
f、 考虑单机与安装板之间填充接触导热填料；
g、 不考虑电缆对星体内部的辐射换热的影响；
h、 不考虑结构件的边缘漏热的影响；

（2）节点的划分与节点特性

热网络数学模型中节点位置的选取、节点的数量直接关系到计算结果正确性、计算的耗时和成本。总的原则是，在能反映航天器主要热特性和满足工程设计要求的前提下，尽可能地减少节点数量。

最终本颗卫星节点的划分依据如下原则：

a、 一般设备视为一个等温体，作为一个扩散节点，节点温度代表了等温控制体的平均温度；
b、 为了便于分析，星体壳体外部和星体壳体内部结点一一对应；
c、 对卫星的仪器安装板及侧板采用等分法划分节点单元（网络均匀划分）；
d、 对于关键的散热部位、漏热部位或热试验中关注的部位，适当细分节点。
e、 每段热管当作一个节点；

简化物理模型、划分节点后的部分设备节点示意图如图1、2 所示。对卫星的安装板及侧板采用等分法划分节点单元。

图1 载荷舱设备节点示意图

图2 平台舱设备节点示意图