IDEAS-航天器热分析设计
IDEAS-航天器热分析设计
3.4 Create a thermal coupling for the solar panels
Name: Solar Array Primary Elements: Group Primary Elements: SUN SIDE PANEL Secondary Elements: Group Secondary Elements: DARK SIDE PANEL Type: Conductive Thermal Conductivity：2
说明： 说明：建立电池阵边缘与主体的耦合传热 TMG will determine which elements of the main unit are the closest to the edge elements of the panels.
3.6 Create a non-geometric element at 17°C Name: Contents Fix temperature at: 17°C 说明：建立一个non-geometric element 代表主体内部的热传导 This element is coupled to the main unit in the next step. 3.7 Couple the spacecraft contents to the main unit
0.25 0.2 0.25
Shell0.5 Shell20
antenna beam
Mapped
说明： 说明：Define a beam mesh on the four edgesof the solar array
closest to the main unit
在电池阵靠近航天器主体处的四个边界进行网格划分 目的： 目的：建立电池阵与主体的耦合传热
航天器仪器舱结构设计放热设计
开敞性好，外壳上要有各种舱口，方便检查、测量以及更换某些仪器设备 时的操作
其它特殊要求，如分离时应防碰撞等
结构设计方法
航天器仪器舱结构设计
仪器舱安装位置
远离热源 远离振源 传力路线合理 安装维护简便
结构设计方法
航天器仪器舱结构设计
研制过程
试样阶段
目的：通过飞行试验检查样机的研制工作 。 主要工作：进行总体和分系统试样设计，进行模样弹 （助推弹）、自控弹、自导弹等试样试制，完成各种状 态试样的地面试验和飞行试验。 结束标志：完成研制性飞行试验，并达到飞行试验大纲 的要求，编写飞行试验结果分析报告，提出型号设计定 型技术状态，提出定型申请报告。
航天器仪器舱结构设计
仪器舱设计
组长：宗 旭 组员：马 浩 王 浩 於希乔
张波涛 韩成龙 郭 猛
结构设计方法
航天器仪器舱结构设计
目录
CONTENTS
1 仪器舱概述 2 总体设计 3 构型设计 4 壳体设计 5 舱口设计 6 零部件设计 7 绝热设计结ຫໍສະໝຸດ 设计方法航天器仪器舱结构设计
成员介绍和分工
宗旭 王浩 马浩 郭猛 韩成龙 张波涛 於希乔
国防科大航天学院 中国航天十一院 国防科大航天学院 航天员训练中心
中国航天六院 中国航天六院
结构仿真与设计 航空宇航科学 发动机结构完整性 航天服工程
成员分工、汇总、概述 仪器舱总体设计 仪器舱壳体设计 仪器舱零部件设计
航空宇航科学 航空宇航科学
仪器舱舱口设计 仪器舱防热设计
结构设计方法
航天器仪器舱结构设计
承载复杂 • 原因：载荷类型多，静载荷（轴压、弯矩、外压、集中力等）和动 载荷（振动、冲击等） • 困难：强度设计时需要考虑的力学问题较多
空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析
2006年6月强度与环境 Jue.2006 第33卷第2期STRUCTURE & ENVIRONMENT ENGINEERING V ol.33, No.2空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析沈玲玲 吕国志 姚磊江（西北工业大学航空学院，西安 710072）摘 要：可重复使用的空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析可为结构设计、选材等提供参考依据。
本文针对全C/SiC复合材料襟翼结构，考虑传导与辐射耦合换热，建立了其再入过程热分析的有限元模型。
由有限元计算结果的分析发现：辐射换热在整个温度场中起主导作用，并且对于采用防热－结构一体化设计的可重复使用的空天飞行器，C/SiC是比较理想的结构材料。
关键词：空天飞行器；热分析；有限元；辐射；C/SiC中图分类号：V214 文献标识码：A文章编号：1006-3919(2006)02-0017-06Thermal analysis of the primary hot structure forre-entry space vehicleSHEN Ling-ling LV Guo-zhi YAO Lei-jiang(Aviation School，NorthWestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)Abstract：The thermal analysis of the primary hot structure is necessary to the structure design and material selection for re-entry space vehicle. The finite element model, considering the coupled conduction-radiation heat transfer, was established for the thermal analysis of the all-ceramic body flap. It is found that the radiation heat transfer has dominant influence on the temperature distribution. It could be conclude that the carbon fiber reinforced silicon carbide (C/SiC) is an ideal material for the primary hot structure of re-entry space vehicle.Key words: re-entry space vehicle；thermal analysis；finite element；radiation；C/SiC1 前言可重复使用空天飞行器是新一代天地往返运输系统的发展方向，对于降低空间运输成本具有重要的意义。
国际空间站站载设备的热环境分析
国际空间站站载设备的热环境分析谢敏;高建民;杜谦;吴少华;秦裕琨【摘要】For the thermal analysis of equipment installed on the international space station ( the ISS equipment) , this paper uses formulas of external heat flux of simplified hexahedral spacecraft in the low earth orbit to calculate the external heat flux of the ISS, and analyzes the variation characteristics of the external heat flux of the ISS with orbital parameters. Based on the AMS heat flux model, the Alpha Magnetic Spectrometer ( AMS ) is used as an example of the ISS equipment to analyze the impacting factors of external heat flux of the ISS equipment. The results show that the external heat flux of the AMS varies with the solar beta angle and the angular distance between the ISS and Sun⁃ISS junction. For different solar beta angles, the thermal effect by the fixed parts of the ISS on the AMS is stable. Operations of the ISS port solar arrays, the main starboard radiator can change the external heat flux of the AMS. The variation of external heat flux of the AMS with the ISS normal flight attitude is different from the circumstance with ISS slide flight attitude. Therefore, the major impacting factors of the external heat flux of the ISS equipment are the solar beta angle, the angular distance between the ISS and the solar⁃ISS junction, the ISS configurations and the ISS operations.%为了对国际空间站（ ISS）站载设备进行热分析，利用低地球轨道简化六面体航天器外热流计算公式计算了ISS的轨道外热流，分析了ISS轨道外热流随轨道参数的变化规律；并以阿尔法磁谱仪为ISS站载设备代表，利用其外热流数值模拟结果，分析了ISS部件及操作对站载设备外热流的影响。
空间可展桁架结构的设计与热分析
空间可展开特拉斯结构的设计与热分析1、本文概述随着航天探测技术的不断发展，空间可展开特拉斯结构在航天器设计中的应用日益广泛。
这种类型的结构由于其重量轻、强度高和可展开的特性，为航天器提供了有效的支撑和稳定性。
本文旨在对空间可展开特拉斯结构的设计与热分析进行全面探讨，从结构设计原则、材料选择、热环境影响等方面进行深入分析，为相关领域的研究与实践提供有益参考。
在结构设计方面，我们将详细介绍可展开桁架的基本原理和施工方法，包括其动力特性、稳定性和优化设计。
同时，我们还将讨论不同材料在空间可展开特拉斯结构中的应用及其优缺点，为设计者选择材料提供理论支持。
在热分析方面，本文将重点讨论空间环境对可展开特拉斯结构的影响，包括极端温度、辐射和其他因素。
通过分析这些热环境因素，可以评估结构在空间环境中的热性能和稳定性，为结构的优化设计提供依据。
我们还将探讨热防护措施在保护可展开特拉斯结构免受热环境影响方面的作用。
本文旨在对空间可展开特拉斯结构的设计和热分析进行综合分析，为航天器设计领域的研究和实践提供有益的指导和参考。
通过深入了解特拉斯展开结构的原理、材料选择和热环境效应，我们将为未来的太空探索任务提供更高效、稳定和可靠的航天器结构。
2、空间可展开特拉斯结构的基本原理和分类空间可展开特拉斯结构是一种高效灵活的空间结构形式，其基本原理是通过预先设计的折叠和展开过程来实现结构在空间中的可变形性和可重构性。
这种类型的结构通常由一系列由节点连接的直构件或弯曲构件组成，两者都具有一定的刚度和强度来承受和传递外部载荷。
空间可展开特拉斯结构按展开方式可分为几种基本类型。
首先，有一种线性膨胀型，它在膨胀过程中沿着直线或曲线移动，通常用于太空探测器和卫星天线等应用。
第二种是旋转展开型，它涉及一个或多个绕某一轴旋转的组件，常见于太阳能电池板、太空望远镜等。
另一种是复合展开结构，它结合了线性和旋转展开方法，以实现更复杂的空间形式，如大型空间站和航天器。
航天器展开机构间接式主动热控设计方法
航天器展开机构间接式主动热控设计方法张晓峰;赵璇;诸成;冯建朝;刘红;吴立【摘要】针对目前航天器展开机构直接热控实施的功能局限性和可靠性风险的问题,提出了一种采用间接控制点控制目标点温度的设计方法,并以某卫星展开机构的热控设计为例,对关键机构部位的热控设计进行了阐述.仿真分析、地面热试验与在轨数据结果均表明:该间接热控设计方法能够满足机构产品的控温需求,展开机构的顺利展开验证了此方法的正确性和合理性,可为以后机构产品的热控设计提供借鉴.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2019(028)001【总页数】7页(P77-83)【关键词】航天器;展开机构;间接热控方法;热分析【作者】张晓峰;赵璇;诸成;冯建朝;刘红;吴立【作者单位】上海微小卫星工程中心,上海 201210;哈尔滨工业大学,哈尔滨150001;上海微小卫星工程中心,上海 201210;上海微小卫星工程中心,上海201210;上海微小卫星工程中心,上海 201210;上海微小卫星工程中心,上海201210;上海微小卫星工程中心,上海 201210【正文语种】中文【中图分类】V444.3航天器上暴露在空间环境下的活动机构部件(如展开、分离、解锁机构等)因其需要实现的重要功能，往往定义为航天器上的关键部件，但其在轨工作时多处于舱外，热空间环境变化剧烈，部件本身承受的温差甚至可达±100 ℃以上。
这些舱外关键部件和装置，通常在这样严酷的空间环境下难以正常工作。
为了适应在轨的这种极端热环境下的正常工作要求，通常要采取相应的热控措施保证这些机构的在轨温度要求，以提高机构产品的可靠性。
从目前来看，对航天器上电子学仪器热控设计的研究很多，基本均采用传统直接热控的方法，即在电子学仪器本体或周围采用被动或主动热控设计，达到其控制要求。
而针对机构及附属设备热设计的研究，国内外相关资料较少，且研究重点大都在机械的热弹变形方面[1-8]，或是通过热控涂层等简易控制在一个较宽范围内[9-10]。
航天器热分析教程
0.9
0.8 0.45
0.1
0.3 0.3
2.3 Physical properties 单元建立物理性质
利用NX Thin Shell Physical Property 分别建立 Name： Shell 2mm Thicknesses: 0.002m Shell 5mm 0.005m Shell 10mm 0.01m
在 Master Modeler下建模 模型组成： 1 main unit 航天器主体 1*2*1 （米） 2 solar array 太阳能电池阵 9.5*0.8*0.05 3 antenna 天线—抛物面 4 collector 集电器 5 emitter 发射器 6 electronic 电子器件
Thank you
Transient Analysis of a Satellite in Orbit
具体内容如下 create parts and FEA model define an orbit for the model set up transient analysis parameters evaluating temperature results
模型如下图
§Part2
Meshing the Satellite
转到划分网格应用模块
Create FE model , Switch to meshing
2.1 Material 建立材料属性
Material Mass Density (kg/m3) 1400 210 2100 2100
Thermal Conductivity (W/m C) 16 20 200 200
3.1 check the shell element +Z triad orientation.
典型航天器的热控PPT演示课件PPT37页
第20页，共37页。
推进舱热控
被动热控措施柱段仪器圆盘对应处设置散热面2平方米外表面包覆MLI（除散热面外）在尾流罩部位安装高温隔热屏（防止变轨发动机工作时产生的高热流对舱内的影响）返回舱和推进舱之间的防热罩上也包覆MLI内表面喷涂高发射率的热控涂层舱内电子仪器设备表面进行黑色阳极氧化处理或喷涂高发射率无毒热控涂层主动热控措施推进剂贮箱、应急电源、红外地球敏感期、分流调节器等采用主动电加热控温和被动热控相结合4个镉镍电池采取冷板降温，在距后Y框约295mm铆接了3圈液体加热管路热控外回路的全部设备和部件
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飞船结构组成
轨道舱作为航天员的工作和生活舱，以及用于出舱时的气闸舱。配有泄复压控制、舱外航天服支持等功能。内部有航天员生活设施。轨道舱顶部装配有一颗伴飞小卫星和5个复压气瓶。无留轨功能。返回舱形状似碗，用于航天员返回地球的舱段，与轨道舱相连。装有用以降落降落伞和反推力火箭，实行软着陆。推进舱装有推进系统，以及一部分的电源、环境控制和通讯系统，装有一对太阳能电池板。
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流体回路系统
ZKS
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经验总结
以流体回路、气体通风换热回路、大面积电动百叶窗为代表的主动热控技术得到了考核。液体内外冷却回路在热负荷变化剧烈的情况下，均可有效地进行自动调节。通过风机（包括风扇）驱动空气流经仪器设别，或者按照预定的流动方向在舱段内循环，产生气体强迫对流换热，实现降低仪器设备温度或拉平密封舱空气温湿度，达到控温目的。电动百叶窗在入轨后全关，轨返分离前顺利打开，从而兼顾了轨道舱在自主飞行和留轨利用2种状态下舱内温度水平的要求。
蒸发器
“流体回路（阿波罗”指令舱与服务舱的）在使用升华器的基础上，耦合了一个蒸发器进行辅助散热。蒸发器通过壁面换热的形式对乙二醇溶液流体回路进行冷却，其工质为水。内部采用的是平板翅片夹层构型，流道为叉流布置方式。其内核由焊接的带鳍乙二醇流道簇单元，每一层的外表面焊接带鳍蒸汽流道组成。当辐射器出口温度超过9.5℃时自动打开蒸发器
航天器多层隔热材料边缘漏热分析与设计
Ａｎａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ａ ｎｄ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｏ ｆ Ｅｄ ｇ ｅ Ｈｅ ａ ｔ Ｌｅ ａ ｋ ａ ｇ ｅ ｆ ｒ ｏ ｍ Ｓ ｐａ ｃ ｅ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｍｕ ｌ ｔ ｉ ｌ ａ ｙ ｅ ｒ Ｉ ｎｓ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ
ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ，ｔ ｈ ｕ ｓ ｐ ｒ ｏ ｄ ｕ ｃ ｉ ｎ ｇ ｃ ｅ ｒ ｔ ａ ｉ ｎ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｍａ ｒ ｎ ｃ ｅ ｏ ｆ ｈ ｅ ａ ｔ ｉ ｎ ｓ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ．Ｔ ｈ ｅ ｔ ｗ ｏ ｄ ｉ ｍｅ ｎ ｓ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｓ ｔ ｅ ａ ｄ ｙ ｓ ｔ ａ ｔ ｅ ａ ｎ ｄ ｃ ｏ ｍｂ ｉ ｎ ｅ ｄ ｒ ａ ｄ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ／ ｃ ｏ ｎ ｄ ｕ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｈ ｅ ａ ｔ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｆ ｅ ｒ ｉ ｎ ＭＬ Ｉ ｉ ｓ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｅ ｄ ｂ ｙ ｕ ｓ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ ｆ ｉ ｎ ｉ ｔ ｅ ｅ ｌ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｔ ｏ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｔ ｈ ｅ ｔ ｈ ｅ ｍａ ｒ ｌ ｌ ｏ ｓ ｓ ｆ ｒ ｏ ｍ ｅ ｄ ｇ ｅ ｏ ｆ ＭＬ Ｉ ．Ｔ ｈ ｅ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｓ ｏ ｆ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ ｓ ｕ ｃ ｈ ａ ｓ ｍｏ ｕ ｎ ｔ ｉ ｎ ｇ ａ ｒ ｅ ａ，ｌ ａ ｙ ｅ ｒ ｄ ｅ ｎ ｓ ｉ ｔ ｙ ，ｔ ｈ ｅ ｒ ｍａ ｌ ｃ ｏ ｎ ｄ ｕ ｃ ｔ ｉ ｖ ｉ ｔ ｙ ａ ｎ ｄ ｅ ｍｉ ｓ ｓ ｉ ｖ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ ｐ ｒ ｅ ｓ ｓ ｕ ｒ ｅ － ｓ ｅ ｎ ｓ ｉ ｔ ｉ ｖ ｅ ｔ ａ ｐ ｅ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｅ ｄ ｇ ｅ ｈ ｅ ａ ｔ ｌ ｅ ａ ｋ ａ ｇ ｅ ａ ｒ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ．Ｔ ｗｏ ｃ ａ ｓ ｅ ｓ ｔ ｈ ａ ｔ ｗｈ ｅ ｔ ｈ ｅ ｒ ｔ ｈ ｅ ｂ ｏ ｕ ｎ ｄ ａ ｙ ｒ ｏ ｆ ＭＬ Ｉ ｉ ｓ ｃ ｏ ｖ ｅ ｒ ｅ ｄ ｏ ｒ ｎ ｏ ｔ ａ ｒ ｅ ｃ ｏ ｍｐ ａ ｒ ｅ ｄ ｔ ｏ ｄ ｅ ｃ ｉ ｄ ｅ ｗ ｈ ｉ ｃ ｈ ｏ ｎ ｅ ｉ ｓ ｂ ｅ ｔ ｔ ｅ ｒ ｉ ｎ ｈ ｅ ａ ｔ ｉ ｎ ｓ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ．Ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｓ ｏ ｍｅ ｕ ｓ ｅ ｆ ｕ ｌ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｓ ｔ ｈ ａ ｔ ｈ ｅ ｌ ｐ ｔ ｏ ｒ ｅ ｄ ｕ ｃ ｅ ｔ ｈ ｅ ｒ ｍａ ｌ ｌ ｏ ｓ ｓ ｆ ｒ ｏ ｍ ｅ ｄ ｇ ｅ ｏ ｆ ＭＬ Ｉ ｒｅ ａ ｐ ｒ ｏ ｐ ｏ ｓ ｅ ｄ ． Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ ： Ｍｕ ｈ ｉ ｌ ａ ｙ ｅ ｒ ｉ ｎ ｓ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ；Ｅ ｄ ｇ ｅ ｈ ｅ ａ ｔ ｌ ｅ ａ ｋ ａ ｇ ｅ；Ｓ ｐ ａ ｃ ｅ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ；Ｃ ｏ ｍｂ ｉ ｎ ｅ ｄ ｈ ｅ ａ ｔ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｆ ｅ ｒ
航天器热控制PPT课件
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9.2 航天器热设计
一、热设计的任务
根据航天器飞行任务的要求及航天器工作期间 所要经受的内、外热负荷的状况，采取各种热控制 措施来组织航天器内、外的热交换过程，保证航天 器在整个运行期间所有的仪器设备、生物和结构件 的温度水平都保持在规定的范围内。
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9.2 航天器热设计
二、航天器热控技术的特点
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9.2 航天器热设计
2. 适应变化大的热环境 ✓地面段：航天器发射前的温度在预定的范围内 ✓上升段：星内气体对流减小直至消失 ✓轨道段：辐射 ✓返回段：自然对流由无到有，外壳气动加热
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9.2 航天器热设计
3. 提高通用性及应变能力
✓ 应该十分注重通用性设计。 ✓ 热控系统在整个飞行期间一直需要发挥功能，应具 备较强的适应能力，有较好的自动调节性能。
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9.3 航天器热控制技术
(1) 涂料型涂层：应用最广。
有机白漆α:0.15-0.27,ε:0.86-0.95； 有机黑漆α:0.89-0.95,ε:0.88-0.96； 有机灰漆:介于白黑之间； 有机金属漆α:0.24-0.31,ε:近似为1
(2) 电化学涂层：
阳极氧化涂层：α:0.12-0.16,ε:0.6-0.8 铝光亮阳极氧化涂层、电镀
p : 仪器表面辐射率；
s : 蒙皮辐射率；
F p : 仪器辐射面积；
T p : 仪器辐射温度；
T
：蒙皮温度
s
改变蒙皮发射率来控制Tp： 热控百叶窗。
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43
9.3 航天器热控制技术
辐射器 （高辐射率）
叶片 （低辐射率）
电动百叶窗原理
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航空航天工程中的热分析与优化研究
航空航天工程中的热分析与优化研究在航空航天工程中，热分析与优化是非常重要的研究领域。
航空航天器在飞行过程中，经受着严苛的热环境，热问题的解决直接关乎着飞行器的安全性和性能。
本文将重点探讨航空航天工程中热分析与优化的研究内容和方法。
热分析是指通过数值模拟或物理试验等手段，对航空航天器的热环境进行分析和预测。
这些热环境包括空气动力学热、再入热、燃烧室热等等。
在热分析中，我们需要考虑航空航天器内部和外部的传热、传质、传动和辐射等过程，以及在不同载荷和流场条件下的热应力和热应变等参数。
在进行热分析时，可以利用各种工具和方法进行模拟和计算。
例如，有限元方法和计算流体力学方法可以用于模拟热传导和对流传热问题。
同时，也可以利用能量方程和辐射传热方程来分析航空航天器的辐射传热问题。
这些方法可以帮助分析师有效地评估热环境对航空航天器的影响，并提供优化设计的依据。
热优化是热分析的延伸和升华，旨在通过优化设计来改善航空航天器的热性能。
优化设计可以通过多种方法进行，例如形状优化、材料优化、结构优化等等。
通过优化设计，可以最大程度地减少航空航天器的热应力和热应变，提高热效率和可靠性。
在进行热优化时，需要考虑各种因素和影响因素，如热阻、热传导系数、热辐射系数、传热介质的性质等。
同时，还需要考虑航空航天器的工作环境和工况，以及不同部件之间的热交互和传递。
通过对这些因素的综合分析和优化，可以实现航空航天器的高效热设计和优化热性能。
热分析与优化的研究在航空航天工程中具有重要的应用价值。
首先，它可以提供重要的设计依据和参数，帮助工程师们更好地了解航空航天器在不同热环境下的行为和性能。
其次，它可以帮助优化设计，减少热应力和热应变，提高航空航天器的可靠性和寿命。
最后，热分析与优化还可以为航空航天器的热管理和热保护提供支持，确保航空航天器在极端的热环境下能够正常运行。
当然，航空航天工程中的热分析与优化研究也面临一些挑战和困难。
首先，航空航天器的复杂结构和复杂工况使得热分析与优化工作十分复杂和耗时。
航天器的热控制和热设计方法
航天器的热控制和热设计方法在航天领域中，热控制和热设计是十分重要的一环，因为航天器在不同的环境中要面对复杂的热学问题。
在地球轨道上，航天器要同时遭受太阳辐射和地球辐射，而在深空探测中，航天器则要面对太阳辐射与太空真空的同时影响。
在这种环境下，热管理的失误很可能会导致航天器失效甚至毁灭，因此热控制和热设计是航天器设计过程中的重点和难点。
热控制的方法热控制的目标是使航天器的温度维持在可接受的范围内，以保障装置的性能和寿命。
热控制的主要方法有以下几种:1. 包覆与隔热: 航天器外层需要覆盖一层隔热材料以抵抗太阳辐射的热辐射，同时内层也要包覆一些隔热材料以防止航天器的散热。
这个过程通常称之为Thermal Blanket，也就是散热毯。
2. 散热器: 散热器是另一种常用的热控制方法，它可以帮助快速地将航天器内部的热量传出，从而保证其恒温化。
用在热量产生较大的设备和部件上，如电动机或大型电池组等。
3. 渡越轨道: 轨道高度和位置的不同也是影响热量传递的因素。
在地球轨道上，航天器进入太阳照射下，需要通过更高的轨道距离温度下降以达到热量平衡。
而在深空探测任务中，航天器必须通过与行星或星球的引力相互作用来改变轨道高度和位置，以便控制其受到的阳光照射时间。
4. 热管：热管是一种高效的热控制器，它是利用工作流质的蒸汽驱动热管内的热量传递。
热管中非常薄的毛细管结构具有超强的温度控制能力，可以在多种场合下快速传导热量和吸收热量。
热设计的方法热设计的目的是为了保证各个部件不会过热或过冷，达到可靠、高效、均匀、持续的热管理效果。
热设计的方法包括以下几种：1. 数值计算: 在航天器设计中，一些专业的热工程师需要高度的数学和物理素养，熟练掌握基本偏微分方程求解理论和相关数值计算方法，如有限差分法（FDM）、有限元法（FEM）、边界元法（BEM）等。
以此来模拟和分析航天器的各个部件的热传输，为热设计提供重要数据和指导意见。
2. 结构设计: 在航天器的结构设计中，专业设计师一方面要考虑结构体在受载和振动下的性能，另一方面则需协同热控制专家，合理设计各个部件的隔热和散热结构，确立温升限制、规定布局位置、选定材质以及规划冷却介质。
基于几何体的航天器热分析系统(I-deas-TMG)PPT课件
高效的迭代求解器 (双共轭梯度稳定技术) 预条件矩阵 (ILU 分解) 非线性项的Newton-Raphson方法 隐式、显式瞬态综合 模型子结构
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建模技术
实体建模
广泛的建模能力 模型提取工具 模型库 (从单个元素到装配)
网格划分
自由、映射、手工划分
热耦合
装配体
轨道、姿态建模
高效的迭代求解器 (双共轭梯度稳定技术) 预条件矩阵 (ILU分解) 非线性项的Newton-Raphson方法 对大的、病态系统的高效求解 负项的处理
瞬态求解器
显式算法: 递推、指数递推 隐式方法: 任意形式 也可以用 共轭梯度求解器
访问求解算法
用户子程序
自动编译和链接
直接读取求解矩阵、网格、求解器设置等
通过SRQA认证 (Safety Related Quality Assurance)
自动的验证程序 524 个测试案例
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I-deas 基于几何的建模技术
概念
单元网格是分析的基础 而几何模型是网格生成的基础 相关性 (网格、材料、边界条件)
方法
设计几何
scaffolding or from scratch 模型库 (元素、零件、装配) 节点和单元
对大模型精确、有效的计算
对光线密度、采样比Monte Carlo不敏感 采用迭代求解器有效求解辐射度方程
对曲面的支持
二阶单元对曲面曲率的捕捉 可以精确模拟聚焦效应 (如：抛物面反射器)
面方向特性
反射率、透射率对入射角
.
辐射交换矩阵
消除剩余角系数的重复调整算法
内部或外部封闭腔处理 优先修正阴影角系数 对空间角系数的有效修正
使用设计几何
美国航天器热设计建模仿真标准分析及启示
美国航天器热设计建模仿真标准分析及启示吕建伟;刘欣;杨勇【摘要】介绍了NASA于2008年发布的NASA-STD-7009建模与仿真标准.此标准内容包括项目管理、模型发展、仿真执行、结果验证及不确定量分析、推荐学习案例、训练方法、建模及仿真可信度评估、结果报告八个方面,对仿真建模过程建立了一系列可靠性评估方法,提升仿真结果的可信度和支撑项目的决策.基于喷气推进实验室(JPL)的火星探路者(MER)探测器热设计案例,阐述了建模及仿真可信度评估中可信度评估因子分类、等级、打分方法,以及评估打分结果应用等过程.结合我国航天发展的需求,提出了相关标准建立、可信度评价体系发展和软件基础提升等建议,可为后续的相关研究和应用提供参考.【期刊名称】《上海航天》【年(卷),期】2016(033)004【总页数】5页(P119-123)【关键词】航天器;热设计;建模与仿真;NASA-STD-7009建模与仿真标准;风险评估;可信度因子;火星探路者探测器【作者】吕建伟;刘欣;杨勇【作者单位】中国运载火箭技术研究院研发中心,北京100076;中国运载火箭技术研究院研发中心,北京100076;中国运载火箭技术研究院研发中心,北京100076【正文语种】中文【中图分类】TP391.9;T-651航天器热设计建模仿真可分析不同热控措施的效果，既能满足总体设计过程快速迭代的要求，又可节省大量试验费用的作用，对建模仿真的可靠性提出极严格的要求。
目前，随着空间探索的加速发展，认识到通过建立数学模型及仿真分析开展工作的状况呈现更多、更复杂的趋势，特别是项目需做重大决策的关键时刻，建模及仿真分析提供的结果是否可信至关重要。
因此，需制定一个确保建模及仿真过程可信的标准方法，为项目论证、研制乃至应用阶段的决策者提供保证。
2008年，NASA发布了一份关于建模及仿真过程的标准(NASA-STD-7009)[1]。
此标准内容涵盖了项目管理、模型发展、仿真执行、结果验证及不确定量分析、训练方法、推荐学习案例、建模及仿真可信度评估、结果报告八个部分。
航天器热管理系统工作原理
航天器热管理系统工作原理航天器热管理系统是指在航天器中负责调节和控制温度的系统。
由于航天器在太空中会受到极端的温度变化，热管理系统的设计和运行对于保证航天器的正常工作至关重要。
航天器热管理系统的工作原理主要包括热平衡与热控制两个方面。
热平衡是指在不同温度环境下，航天器内外部温度保持相对稳定，以防止航天器的部件过热或过冷。
热控制是指在特定工作模式下，通过调节热量的传输和释放，使航天器内部保持恒定的温度。
热平衡的实现主要依靠热传导、热辐射和热对流三种方式。
热传导是指热量通过物质的直接接触传导，航天器中的隔热材料可以减少热传导的发生，从而保护航天器内部组件免受外部温度的影响。
热辐射是指物体因温度差异而发射和吸收电磁辐射，航天器中的热辐射控制系统可以通过选择适当的材料和表面处理来调节航天器的辐射热量。
热对流是指由于物体的运动而产生的热量传输，航天器中的对流热控制系统可以通过设计合理的通风系统来调节航天器内外的空气流动，以实现热量的平衡。
热控制是为了保持航天器内部特定区域的温度恒定。
热控制的实现依靠热量的传输和释放。
航天器内部的热量传输主要通过热管、热泵和热电材料等方式实现。
热管是一种利用液态工质在真空环境中传输热量的设备，通过液态工质的汽化和冷凝循环，将热量从高温区域传输到低温区域。
热泵是一种利用机械或电力驱动的热量传输设备，可以通过制冷剂的循环来实现热量的传输和释放。
热电材料是一种可以将热能直接转化为电能或者将电能转化为热能的材料，可以通过控制电流的方向和大小来调节航天器内部的温度。
除了热量的传输和释放，航天器热管理系统还需要通过温度传感器和控制器来监测和调节航天器的温度。
温度传感器可以通过测量航天器内部和外部的温度来反馈给控制器，控制器根据温度的变化情况来调节热管理系统的工作状态，以保持航天器的温度在合适的范围内。
航天器热管理系统的工作原理是通过热平衡和热控制来保证航天器在极端温度环境下的正常工作。
航天器热设计技术及其优化研究
航天器热设计技术及其优化研究随着人类科技水平的提升，航天工业在许多领域都取得了重要进展，而航天器热设计技术则是其中的一个重要领域。
热设计技术的优化研究，可以使航天器在太空中更安全，更稳定，因此，研究这种技术的重要性正在逐渐被人们认识。
本文将详细介绍航天器热保护及其设计优化的相关知识。
一、航天器热保护技术的现状航天器的热保护是指在高速进入大气层时，由于空气摩擦、气流压力等原因所引起的热负荷，所采取的一些措施以减少航天器受到的损伤。
目前，人类在热保护技术方面已获得了许多重要成果，其中最著名的莫过于阿波罗号的热保护。
在阿波罗登月任务中，飞船必须经过高速进入大气层和高温下探测区等严酷条件测试，而航天器的热保护技术承载了阿波罗号完成这一任务的重任。
阿波罗号的热保护采用了多种材料，包括石墨、陶瓷和强化的碳纤维材料，以抵挡高温和高热负荷。
虽然阿波罗的成功证明了热保护技术的有效性，但随着空间技术的不断发展，新的技术和材料已经出现，在某些方面已经超越了阿波罗时代的热保护技术。
二、优化航天器热保护的方法（一）选择最佳热保护材料热保护材料对航天器防护至关重要。
目前，航天器使用的主要热保护材料有陶瓷、石墨、纤维和复合材料等。
每一种材料都有其具体的应用场合和优缺点。
例如，玻璃纤维材料重量轻、高强度、高热阻，但不耐高温；而碳纤维则防护效果更强，但材料价格昂贵。
综合考虑各种材料的特点和应用场合，才能选择最佳热保护材料，以发挥其最大的性能。
（二）优化热保护结构设计在航天器热保护结构设计方面，优化设计必须同时考虑结构的重量和热保护效果。
一般来说，为了减轻重量，热保护结构必须尽可能地“透气”，但这意味着在空气流动时，热保护效果也会下降。
为此，需要在结构设计方面做出取舍，尽可能地实现重量和热保护效果的平衡。
（三）热模拟分析热模拟分析是航天器热保护设计中非常重要的一步。
该过程使用计算机模拟实际的热流场、热应力和温度变化，以评估设计方案的有效性，从而确定最佳方案和材料。
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Transient Analysis of a Spacecraft in Orbit
具体内容如下 create parts using the Part Catalog define an orbit for the model set up transient analysis parameters evaluating temperature results
Name: Contents to Unit Primary Elements: Group Primary Elements: MAIN UNIT Secondary Elements: Non-Geometric Secondary Elements: CONTENTS Type: Radiation Gray View Factor: 0.45
Transient Analysis of a Spacecraft in Orbit
11.25
§应用软件
软件介绍: 软件介绍:
I-DEAS
EDS I-DEAS是美国 是美国UGS子公司 子公司SDRC公司开发的 公司开发的CAD/CAM/CAE软件。 软件。 是美国 子公司 公司开发的 软件
1.Digital Simulation（数字化仿真） 2.I-deas机构设计（I-deas Mechanism Design 3.仿真模型构造（Simulation Modeling Set） 仿真模型构造（ 仿真模型构造 ） 4.仿真解算（Simulation Solution Set） 5.非线性求解器（Model Solution-Non-Linear） 6.变量化分析（Variationl Analysis） 7.响应分析（Response Analysis） 8.复合铺合分析（Laminnate Composites） 9.注塑冷却顾问（Part Advisor） 10.机械仿真（Mechanism Sim） 11.产品寿命预测（Durability）： 12.高级产品寿命预测（Advanced Durability） 13.电子系统冷却仿真（Electronic System Cooling） 14.传热仿真（TMG）： 传热仿真（ 传热仿真 ）：
建模 定义卫星轨道 定义暂态分析参数 结果评估
§Part1
Creating the spacecraft with the I-DEAS Master Modeler
Model File Name: spacecraft Application: Simulation Task: Master Modeler
说明： 说明：建立电池阵边缘与主体的耦合传热 TMG will determine which elements of the main unit are the closest to the edge elements of the panels.
3.6 Create a non-geometric element at 17°C Name: Contents Fix temperature at: 17°C 说明：建立一个non-geometric element 代表主体内部的热传导 This element is coupled to the main unit in the next step. 3.7 Couple the spacecraft contents to the main unit
3.4 Create a thermal coupling for the solar panels
Name: Solar Array Primary Elements: Group Primary Elements: SUN SIDE PANEL Secondary Elements: Group Secondary Elements: DARK SIDE PANEL Type: Conductive Thermal Conductivity：2
3.2 Create a Space Enclosure 建立一个包围模型的场 Space Enclosure Constant Temperature: -269°C 说明 ：TMG uses the Space Enclosure to model radiation from objects to a large surrounding environment. TMG通过Space Enclosure建立模型与环境之间的辐射换热 3.3 Create a radiation request for All Radiation 创建辐射请求表 目的：选择计算黑体视角系数的方法 共有5种类型的辐射请求： 封闭腔体（ 封闭腔体（Enclosure） ） 模拟从所有表面（及梁） 全辐射 （ All Radiation ）：模拟从所有表面（及梁）单元发出的辐射 组对组 （Group to Group ） 组内 (Among Group ) 组对全体 (Group to All)
Reverse side
Emissivity
Solar Absorptivity
Reflector
Honeycomb Aluminum
1400 209 2100
16 21 200
1600 1600 1600
0.8 0.81 0.85
0.3 0.77 0.8
0.45
0.35
SunSide Panel
DarkSide Panel null
说明：建立 来代表Contents并建立 与MAIN UNIT 说明：建立non-geometric element 来代表 并建立 的热辐射耦合，利用这种耦合方法可以简化模型， 的热辐射耦合，利用这种耦合方法可以简化模型，少建立数百个单元
3.7 Define the orbit 定义卫星轨道
Orbit / Attitude Modeling Orbit Type: Classical 选择轨道类型 Classical
下建模 在 Master Modeler下建模 模型组成： 模型组成： 1 main unit 航天器主体 1*2*1 （米） 2 solar array 太阳能电池阵 9.5*0.8*0.05 3 antenna 天线— 天线 抛物面
模型如下图
§Part2
Switch to meshing
Meshing the Spacecraft
2100
200
1600
0.95
0.8
0
2.2 Physical properties 单元建立物理性质 选择 TMG/ESC 利用I 利用I-DEAS Thin Shell / Membrane Physical Prop Name： Thicknesses: 0.020m 分别建立 Name： Shell20 Shell0.5 0.0005m Shell35 0.035m
2.5 Create element groups. 建立单元组 采用命令 Group —Auto Create—By Material
说明：组（Group）是一个用户定义的单元、表面、边或其他几何体的集合 在IDEAS软件中进行设计分析时，“分组”将模型组织成小的子集，有助于显 示和选择实体
网格划分如右图
2.3 Create the FE Model 创建有限元模型
2.4 分别对 分别对main unit 、solar array 和 antenna 定义网格划分
Mesh /Element type Main unit
Solar array Sun side
Element Length/ number 3*3*6 0.25
轨道类型 ：经典的（Classical ）：任何轨道都可以定义为经典的轨道 经典的
需指定轨道倾角、 需指定轨道倾角、近地点和升交点的位置及定义轨道形状的两个参数
Planet & Sun Characteristics form 行星和太阳的特征 Sun Position: December Solstice （冬至点） 冬至点） Compute From December Solstice 说明： 说明：确定太阳的位置和计算太阳辐射的值 Orbit Parameters form 轨道参数 Eccentricity: 0.1 偏心率 Orbit Inclination: 45°轨道倾角：轨道平面与赤道平面的夹角 轨道倾角： Argument of Perigee: 50°近地点角距：轨道平面上近地点与升交点之间的夹角 近地点角距： Right Ascension of Ascending Node 升交点的赤经：在赤道平面上升交点与春分矢量的夹角 升交点的赤经： Right Ascension of Ascending Node:30°
0.25 0.2 0.25
Shell0.5 Shell20
antenna beam
Mapped
说明： 说明：Define a beam mesh on the four edgesof thet
在电池阵靠近航天器主体处的四个边界进行网格划分 目的： 目的：建立电池阵与主体的耦合传热
转到划分网格应用模块
2.1 Material 建立 建立材料属性
Material
Mass Density (kg/m3) Thermal Conductivity (W/m C) Specific Heat (J/kg C)
Emissivity
Solar
Absorptivity
Reverse side
说明：在电池阵两个表面建立耦合传热，导热系数为 2（W/m.C) 说明：在电池阵两个表面建立耦合传热 导热系数为 （ 3.5 Create an edge thermal coupling
Name: Array to Unit Primary Elements: Group Primary Elements: PANEL EDGES Secondary Elements: Group Secondary Elements: MAIN UNIT Type: Length Prop. Conductance / Length: 35 （W/m.C)