本发明涉及一种支持多热沉重构的高速飞行器热管理系统,包括并联设置的第一进气阀、第二进气阀和第三进气阀,其下游连接有第一三通阀后分为第一支路和第二支路；第一支路上设有制冷系统进气阀,其下游连接第一换向阀、第二换向阀,再连接第一换热器或第二换热器,后至第三换向阀,之后连接至回热器热边处,回热器热边下游连接有制冷涡轮、第四换热器,第四换热器再连接回热器冷边,下游依次连接有第四换向阀和第一排气管；第四换向阀的出口连接至第二压缩机,第二压缩机连接至第一换向阀处；第二支路上设有供电系统进气阀,供电系统进气阀下游连接有燃烧室、供电涡轮和第二排出管。本发明的热管理系统,支持多热沉重构,各模式切换配合使用。
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。
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。
本发明提出了一种自主管理的航天器信息系统及其操作方法,采用地面与航天器联合工作模式执行自主任务管理,包括5个硬子系统：任务、控推管理、环热管理、能源管理和载荷管理子系统,其中,任务子系统用于对航天器执行任务分析、任务规划和任务评估,同时对各个子系统进行实时监控,控推管理、环热管理、能源管理和载荷管理子系统用于任务执行并反馈任务执行的结果 因此,本发明为长时间、超远距离航天器以及有隐藏性、高实时性需求的航天器信息系统设计提供了解决方案,同时也减少了航天员参与或人工控制,有效降低了任务成本,也为后续航天器间的自主或半自主的编队协同工作提供了技术基础。
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