[发明专利]多舱段航天器热负荷分析方法

说明书

本发明涉及一种多舱段航天器热负荷分析方法，包括：(a)分析多舱段航天器在各种工作模式下的外热流情况；(b)根据在各模式下各舱段内部产热量和不可控散热量，统计各模式下各舱段产生的可控散热量；(c)确定各舱段散热能力，据此对各舱段所述可控散热量进行分配，对各舱段散热部件进行设计。本发明的多舱段航天器热负荷分析方法，能够有效控制热管理系统的重量，规避辐射器冻结失效的风险。

技术领域

本发明涉及航天器总体设计技术领域，尤其涉及一种多舱段航天器热负荷分析方法。

背景技术

目前空间站以大规模多舱段、可扩展性、多飞行任务为发展趋势，如国外和平号空间站、国际空间站均由多个舱段组成，为完成出舱活动、对地观测、微重力实验等任务，设计了多种工作模式。

空间站热管理系统以控制舱内空气和设备温度为任务，一般采用辐射器作为散热部件。空间站在轨运行期间，内部热源主要包括设备产热和能源系统废热Q_s、乘员代谢产热Q_r，外部热源主要为来自太阳和地球的外热流Q_w。空间站达到热平衡之后，以上各种能量流入与空间站向外部空间排热量相等，包括舱体漏热量Q_l、辐射器向外辐射热量Q_f，即有如下平衡关系：

Q_s+Q_r+Q_w＝Q_f+Q_l

设备产热和能源系统废热Qs、乘员代谢产热Qr和外热流Qw的集合，表征了空间站热管理系统内外总的热负荷，和空间站的飞行模式相对应。舱体漏热量Q_l与空间站大气环境及结构设备的平衡温度有关，空间站热管理系统的主要任务之一为适应不同热负荷，通过调节辐射器向外辐射热量Q_f，控制大气环境和结构设备的平衡温度在指标范围之内。因此，热负荷分析是设计辐射器和热管理系统的重要步骤。

为适应各种可能出现的情况，传统热管理系统设计时，考虑单一舱段内热源和外热流分别最大的情况，这种方法可保证空间站热量得到排散，但其弊端在于：

1.内热源和外热流分别最大的情况所反映的，不一定是真实存在的情况，因此按此条件进行设计时，总热负荷增多，需要辐射器向外辐射热量Q_f增大。由于Q_f和辐射器表面温度的四次方以及辐射器面积成正比，表面温度存在上限值，传统热管理设计方法将使辐射器面积过大。对于空间站等大型多舱段航天器，重量指标是首先要解决的问题，过大的辐射器面积将导致重量超标。

2.热管理系统调节辐射器向外辐射热量Q_f时，一般通过阀门调节进入辐射器的工质流量，从而控制辐射器表面的温度。当热负荷减少时，减少进入辐射器的工质流量。按传统方法设计时，由于人为的增加了最大热负荷，导致进入辐射器的最大流量和正常工作及热负荷较低时的流量相差较大。设计阀门时，为满足最大流量要求，正常工作及热负荷较低时阀门的开度均较小，阀门工作在性能较差的区域，不利于控制。

3.由于辐射器面积固定，最大热负荷时辐射器表面温度设计为上限值，热负荷降低时辐射器表面温度将按四次方规律降低。按传统方法设计时，由于人为的增加了最大热负荷，导致热负荷较低时辐射器表面运行温度过低。同时，辐射器内部工质运行温度过低，导致工质粘度增大，运行阻力增加，循环泵的功耗提高，甚至会产生工质冻结，辐射器失效的风险。

发明内容

本发明的目的在于解决上述技术问题，提供一种多舱段航天器热负荷分析方法，有效控制热管理系统重量，规避辐射器冻结失效的风险。

为实现上述发明目的，本发明提供一种多舱段航天器热负荷分析方法，包括：

(a)分析多舱段航天器在各种工作模式下的外热流情况；