本發明涉及一種多艙段航天器熱負荷分析方法,包括:(a)分析多艙段航天器在各種工作模式下的外熱流情況;(b)根據在各模式下各艙段內部產熱量和不可控散熱量,統計各模式下各艙段產生的可控散熱量;(c)確定各艙段散熱能力,據此對各艙段所述可控散熱量進行分配,對各艙段散熱部件進行設計。本發明的多艙段航天器熱負荷分析方法,能夠有效控制熱管理系統的重量,規避輻射器凍結失效的風險。
聲明:
“多艙段航天器熱負荷分析方法” 該技術專利(論文)所有權利歸屬于技術(論文)所有人。僅供學習研究,如用于商業用途,請聯系該技術所有人。
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