轨道与环境预设
外部热环境
太阳常数 Gs [W/m²]1361
地球红外通量 q_IR [W/m²]230
反照率系数 a0.30
航天器表面特性
太阳吸收率 αs0.15
红外发射率 ε0.85
投影面积 As [m²]1.00 m²
总表面积 A [m²]6.00 m²
内部热耗散 Q_int [W]100 W
阴影时间比 β0.35
—
日照区 T_sun [°C]
—
阴影区 T_ecl [°C]
—
吸收热量 Q_in [W]
—
散热器面积 [m²]
热收支明细（日照区）
▲ 轨道周期温度变化（日照/阴影循环）
▲ 散热器面积与设计温度关系（不同内部热耗）
理论公式
稳态热平衡：$Q_{in} = Q_{out}$
$$Q_{in} = \alpha_s A_s G_s + \alpha_s A_s a G_s F_{alb} + \varepsilon_{IR} A_{IR} q_{IR} + Q_{int}$$ $$Q_{out} = \varepsilon \cdot A_{total} \cdot \sigma \cdot T^4$$平衡温度：
$$T_{eq} = \left(\frac{Q_{in}}{\varepsilon \cdot A_{total} \cdot \sigma}\right)^{1/4}$$散热器设计：$A_{rad} = Q_{reject}/(\varepsilon \sigma T_{rad}^4 - q_{abs})$
CAE应用： 专用航天热分析软件包括Thermal Desktop/SINDA和ESATAN-TMS（ESA标准）。ANSYS Mechanical可通过辐射边界条件和角系数进行详细热仿真，视角系数采用Monte Carlo光线追踪法计算。MLI有效发射率：ε_eff = 1/(N/ε_sheet + 1)，OSR表面处理：αs≈0.05，ε≈0.80。