2.2 外热流的计算

这里，选用NEVADA 软件建立小卫星的几何数学模型，采用RENO 计算卫星各表面间的辐射换热系数，VEGAS 计算轨道空间外热流。最后用GRID，将RENO 运算后产生的文件中的角系数或辐射换热系数进行归一性检验，然后转化为SINDA 可以接受的格式；用CNT98，将VEGAS计算后产生的文件中的瞬态热流值用分段梯形积分平均，转化为平均外热流值，并表达为SINDA 可以接受的格式。

（1）卫星轨道参数

轨道高度1200km
轨道倾角 100.48°

（2）轨道环境参数

（3）小卫星热控材料的热物性参数（略）

2.3 温度场的计算

这里采用航天领域常用的系统级热分析软件MSC.SINDA 建立卫星的热数学模型，此软件的集总参数共同守则来自于热分析者抽象组成模型的模块的能力。

（1）主要输入参数

a、 外热流和辐射热导

几何数学模型计算所得的外热流以热源的形式进入热数学模型，而辐射换热系数则以热导的形式进入模型。

b、 材料导热参数

20 单元多层当量辐射率ε eff=0.03
10 单元多层当量辐射率ε eff=0.04
干接触传热系数h=100W/ m2.K，
导热脂传热系数h=1000 W/ m2.K
铝合金导热系数k=121.8 W/m.K
铝蜂窝板导热系数k=2.0W/m.K

（2）计算过程说明

a、 卫星的初始温度在计算低温工况时被设为10℃，计算高温工况时设为15℃，这符合卫星在运载器整流罩内的可能温度变化。对低温或高温工况，空间背景温度都设为-269.15℃（4K）。

b、 在工况三、四的计算中，将每个载荷的加热功率在整个功率控制周期上进行了平均，这实际上并不严格符合有效载荷发热的实际情况，但有利于热计算达到稳态平衡，也利于热计算结果与热平衡试验结果进行比较。

c、 稳态采用SNSOR 求解子程序。

d、 判据的设置

控制扩散节点温度变化的松弛常数DRLXCA=0.001；控制算术节点温度变化的松弛常数ARLXCA=0.0001。

在工况一的第一次计算中，发现未能收敛，检查后得知起始控制系统能量平衡判据BALENG=0.001 设置的过低，在输出结果中找到总能量SENGIN=3.03478E+02，根据BALENG 取其0.5%的经验，更改为1.2，BENODE 取其1/2，为0.6。再次计算，系统能量平衡满足收敛判据。其余各个工况亦各自进行了系统能量平衡判据的重设。

2.4 计算结果及分析

通过计算不同工况下卫星温度场分布，如表3 所示，可看出卫星内部单机的温度大部分在5-15℃之间（UHF 天线网络除外）。所有设备的温度都满足要求的工作温度，两蓄电池的温差也符合5℃的要求。另外，由于卫星热控采用等温化设计，在不同工况中各单机的温度变 化都在10℃以内。至于UHF 天线网络，可能是由于单独处于-Z 舱板上，与其它单机的热耦合关系弱，而受-Z 舱板接受外热流影响大的缘故。至于其它具体原因，要与热试验或者在轨数据对比后得出。

3.总结

本文通过对小卫星外热流以及稳态温度场的分析计算，模拟出卫星在寿命初期、寿命末期不同轨道中太阳电池片的外热流变化，及整星各个单机、部件温度的极值，反映了设计关键点的温度变化情况。计算结果表明本星的热控设计可以把整星温度控制在要求的工作温度范围内。

参考文献
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[2] Blake A. Moffitt, Clair Batty. Predictive Thermal Analysis of The Combat Sentinel Satellite.
[3] Gilmore D G ． Spacecraft thermal control handbook ， Volume I ： fundamental technologies[M]．California：The Aerospace Press，2002
[4] 侯增祺，胡金刚．航天器热控制技术——原理及其应用[M]．北京：中国科学技术出版社，2007