技术总结
本发明提供了一种空间载荷热设计验证方法，首先，对空间飞行器或载荷进行热特性试验，目的在于校验材料特性、关键热传递路径的接触导热系数（接触热阻）等参数。其次，校正热分析数学模型，目的在于确保热分析数学模型真实反映空间载荷的热特性。最后，通过虚拟施加空间外热流计算获取在轨热平衡结果。本发明主要用于空间载荷热设计验证等过程，通过热特性试验对航天器关键部位的热控状态进行有效试验验证，然后将热特性试验与热计算分析相结合获取空间外热流和热平衡结果，取得了高效率、高精度的结果。
技术研发人员：赵凯旋;孙敬文;代善良;庞乐;彭聪
受保护的技术使用者：上海卫星装备研究所
文档号码：201610537593
技术研发日：2016.07.11
技术公布日：2016.12.07