真空热试验返回流分子污染建模计算

真空热试验中的分子污染对航天器光学有效载荷性能、可靠性具有严重影响.文章对分子污染机制进行了分析,对边界条件及输入参数进行了合理简化.针对太阳电池板真空热试验和卫星整星真空热试验工况采用dsmc方法对残余气体分子造成的散射返回流进行了分析.结果发现,这种散射返回流不可忽视,返回流比率可迭0.004.返回流在放气表面具有一定分布,在表面中心处返回流最高.     

低地球轨道空间环境下航天器表面原子氧通量密度和积分通量分布的数值模拟

基于蒙特卡罗方法和区域分解法,建立低地球轨道空间环境航天器表面原子氧通量密度和积分通量的数学模型。模型考虑了航天器表面几何构型、原子氧数密度和分析热运动、地球自转对航天器速度的影响以及轨道运行参数。通量密度分布的求解是通过其微分方程的对于独立变量分子运动速度和与表面速度矢量合成的积分得到,积分通量是通过沿轨道时间积分来实现。与此同时,得到了沿入射攻角变化原子氧分布的最大值和最小值。计算结果表明:通量分布伴随入射攻角增大而急剧下降,在迎风面达到最大值,背风面最小值。入射攻角是影响分布计算结果的重要因素。计算误差与NASA-LDEF飞行试验实验结果吻合较好。     

内外流一体化航天器气动特性分析与减阻设计

针对超低地球轨道内外流一体化卫星和带孔空间碎片的气动特性分析与减阻设计问题,采用试验粒子Monte Carlo(TPMC)方法对200 km高度带头帽通孔圆柱体航天器外部绕流和内部流动并存问题进行模拟。结果表明:TPMC模拟结果与直接模拟Monte Carlo(DSMC)结果相一致,验证了TPMC方法的可靠性,以及对内外流并存问题的适用性;对于本文所考虑的内外流一体化问题,TPMC方法的计算速度是DSMC的2000余倍,消耗内存也比后者少1~2个量级;小攻角范围内,通孔的存在使得压阻分量减小,摩阻分量增大,综合效果是使阻力减小;外部表面对内孔表面的遮挡作用以及内孔表面之间的多次反射效应使内孔表面受到比较明显的压力,多次反射作用在轴向中部区域最强。     

低地球轨道原子氧?太阳远紫外协合效应地面试验条件探讨

低地球轨道航天器表面聚合物材料受中性大气原子氧和太阳远紫外辐照的同时作用,表现出不同于单一因素分别作用的协合效应。文章在总结现有地面试验设备参数和不足的基础上,分析原子氧注量、远紫外曝辐照度随在轨时间变化的计算方法和输入数据特性,并以正立方体卫星为例计算得到典型轨道不同太阳活动环境下迎风面和非迎风面的原子氧注量和远紫外曝辐照度,以及远紫外曝辐照度/原子氧注量之比（注量比）随在轨时间的变化后,提出将该注量比参数作为有关地面试验条件制定的依据之一,以提高航天器外露材料原子氧?远紫外协合效应地面试验模拟的有效性。     

低能质子辐照下F46/Ag光学性能退化及损伤模型

利用空间综合辐照环境模拟器对F46/Ag二次表面镜进行低能质子辐照试验,发现30 keV质子辐照会导致F46/Ag的光学性能发生显著退化,波长为350 nm处的光谱反射率变化值随累积辐照通量呈指数关系增加,太阳吸收比变化值随累积辐照通量线性增加。通过Monte Carlo模拟计算得到不同深度电离能损和位移能损的分布,发现质子辐照F46/Ag主要通过电离进行能量的传递。当质子能量为30 keV时,F46表面获得质子传递能量的最大值。量子化学计算结果表明30 keV质子辐照F46/Ag时材料表面C—F键和C—C键断裂所需吸收的能量远小于质子传递给F46表面的能量。XPS分析表明质子辐照后材料表层发生了一系列断键和重组反应,生成了自由基和分子片段,表面发生脱氟和碳富集,与量子化学计算结果相吻合。     

圆柱体弹丸超高速斜撞击薄板的碎片云特征仿真分析

为研究圆柱体弹丸超高速撞击薄板的碎片云特征,基于仿真软件AUTODYN-3D的光滑粒子流体动力学（SPH）方法,模拟圆柱体弹丸不同长径比、不同攻角条件下超高速撞击薄板的过程。设圆柱体弹丸撞击速度为5 km/s,长径比分别为0.5、1.0、2.0、4.0,攻角为15°～75°,数值模拟结果分析表明:圆柱体弹丸超高速斜撞击薄板形成的碎片云中,大部分是小质量碎片;大碎片的质量和动能占比较大,是造成后墙损伤的主要原因。同时,当弹丸长径比为0.5和1.0时,15°攻角下的碎片云侵彻能力最弱;长径比为2.0和4.0时,75°攻角下的碎片云侵彻能力最弱。研究结果可为航天器防护结构设计优化提供参考。     

空间次生环境研究及探测方法概述

文章基于空间次生环境及其效应定义,分别结合不同次生环境阐述了国内外在磁场作用下带电粒子对航天器的影响、航天器非金属材料出气的影响、航天器与空间等离子体相互作用影响、航天器发动机羽流效应和航天器舱内电子环境及效应等的研究状况,并有针对性地开展了典型的发动机羽流效应、放电监测系统和航天器自身磁场分布探测研究。     

航天器迎风面不同位置原子氧掏蚀效应的数值模拟研究

Kapton作为基底的热控涂层被广泛应用于航天器的外表层设计中。近地轨道航天器的飞行方向与航天器表面法线之间的夹角(在本文中简称为ANI)对原子氧掏蚀效应有较大的影响。文章利用Monte Carlo方法研究了航天器迎风面(即0°≤ANI≤90°处)上ANI与掏蚀效应之间的关系。结果表明,束流和撞击能量不变时,ANI的增加会引起原子氧掏蚀空腔发生同向倾斜,空腔的深度不断减小,而宽度将急剧增加;当保护层厚度一定时,ANI的增加还会引起缺陷处入射的原子氧的反应率降低。     

航天器周围真空品质的计算

计算了在低轨道飞行的航天器表面附近的气体分子密度及压力分布。计算了航天器表面的放气,并得到了放气分子在表面附近的等压曲线。计算结果表明,航天器表面附近的分子密度和压力比航天器所处的环境分子密度(10~(13)/m~3)和压力(10~(-7)Pa)提高了两个数量级以上,分别达10~(16)/m~3和10~(-5)Pa。等压曲线的分布是前部较密,后部较疏。     

超低轨航天器气动力分析与减阻设计

轨道降低,航天器受到的气动力增大,气动力对航天器影响显著。考虑自由分子流态 下的超低轨航天器,利用分割法把简单外形的航天器分割为几部分,分别计算各部分的气动 力,然后相加获得总的气动力效果;通过对平面的气动力进行计算分析,提出了超低 轨航天器的减阻设计方法;结果表明：当轨道高度降低到250 km左右时,航天器受到的气动 阻力比500 km高出约2个数量级;一般情况下,超低轨航天器应采用细长体构型,减小迎风 面积;侧面积引起的航天器阻力已经不可忽略,应采用侧面光滑技术,减少侧面阻力;当超 低轨航天器长细比超过一定限度后,随着长细比增大,大气阻力升高。
     

飞行器复杂外结构的环境热流计算方法

提出了一种通用的、适合飞行器复杂外结构环境热流的计算方法。采用由环境映射面组成的封闭结构对空间飞行器进行包覆,根据飞行器的轨道特征及瞬时位置,确定映射面上环境热流的大小及方向。在映射封闭结构与飞行器表面组成的辐射换热系统中,通过蒙特卡罗法结合设备表面的镜、漫反射特性,计算环境映射面到各设备表面的辐射传递因子,进而获得在轨飞行器不同位置的瞬时环境热流。计算中考虑了结构表面间的遮挡及多次反射问题,解决了空间飞行器因设备众多、尺寸差异大、表面辐射特性不同等给热流计算带来的困难,并为后期的热分析计算提供精确数据。
     

红外加热笼边缘效应对卫星表面热流均匀性的影响研究

文章研究了红外加热笼边缘效应对卫星表面到达热流密度均匀性的影响,主要通过增加边缘加热笼并将其翻转一定角度的方法,对红外加热笼的设计进行优化,以改进卫星表面的到达热流密度均匀性.建立了变角度情况下蒙特卡罗仿真计算的几何模型,对3种情况进行了计算和分析,得到了对红外加热笼的边缘效应进行优化设计的方法,可以用于指导多种情况下的红外加热笼设计.     

Numerical simulation on antenna temperature field of complex structure satellite in solar simulator

A thermal network model is developed for studying the temperature variation of complicated structure satellite surfaces. The solar incident areas, the infrared and solar radiation transfer coefficients among surfaces are numerically simulated by means of Monte Carlo ray tracing (MCRT) method in model. The non-uniformity and the instability of solar radiation, which plays the important roles in simulating outer-space heat flux designation parameters by solar simulator, are studied for analysis variation of antenna temperature fields in detail. Results showed non-uniformity irradiation effects are greater than those of instability for this kind of geometry sheltering structure.     

圆柱形红外加热笼优化设计研究

真空热试验中,圆柱形卫星通常选用圆柱形的红外加热笼作为外热流模拟装置。文章对卫星表面采用圆柱形红外笼进行热流模拟时的到达热流进行仿真计算,分别选用不同的红外笼覆盖系数、红外笼与卫星表面的距离以及红外笼边缘区域大小等参数进行分析,得到了对圆柱形红外笼优化设计的方法以提高卫星表面的热流模拟均匀性,可以用于指导圆柱形卫星进行真空热试验时的工装设计。     

沸石分子筛对航天器分子污染物的吸附性能研究

针对空间环境中有机污染物沉积在航天器敏感部件上造成相关功能失效问题,提出一种利用沸石分子筛多孔结构在轨清除有机污染物的新方法。研究了真空环境中,Naβ、NaY、13X三种分子筛对某型号电缆真空放气产物的吸附能力,结果表明13X的吸附能力优于其它两种分子筛,饱和吸收率为14.03%。将其作为分子吸附器的吸附材料应用到航天器易污染的部位,将会有效控制航天器在轨运行的污染水平,提高可靠性。     

月球坑内空间环境热流的分布研究

文章推导获得了月面阳光矢量和月球坑内探测器表面关系的表达式,采用蒙特卡罗法数值计算探测器各表面的辐射热流,分析了月球坑内环境辐射热流的分布特征。讨论了月面纬度、月球坑尺寸、月面发射率等参数对探测器表面热流的影响。计算表明:月面纬度增加及月球坑坑口半径的减小均会导致某些时刻阳光无法照射到坑底,从而与其他工况有较大的计算差别,两参数对探测器各面热流的影响规律不同;月面发射率对探测器表面热流的影响作用较大,增加月面发射率能明显降低探测器某些表面的辐射热流。     

分子凝结与凝结表面温度的关系机理研究

飞行器所用大量非金属材料在轨道环境下将发生出气逸出行为。逸出的分子极易沉积凝结于光学系统表面或其它敏感表面形成分子污染，且这种分子凝结行为的量级与附着强度和凝结表面的温度有最为直接的关系机制。本文基于近年对此关系机制的相关理论研究，并藉助新近研究的“分子污染低温凝结效应设备”，就我国飞行器型号设计密切相关的分子凝结与凝结表面温度的关系机制进行了四个月余的试验研究，取得了相关的二千余个数据。在此基础上，结合相关的理论对数据进行了拟合和分析，得到了分子凝结与凝结表面温度广泛遵循的一般关系——指数关系。对型号设计而言，此结论具有重要的参考价值。     

利用并行八叉树划分技术开展复杂构型航天器放气污染分析研究

放气污染对航天器造成的有害影响需要定量评估。放气产物分子的输运过程可以采用Monte-Carlo方法模拟,并用射线表示放气分子输运轨迹。如此一来,即转换为射线追踪问题。由于航天器构型复杂,射线追踪的计算很耗时,所以有必要研究其加速算法。文章将复杂构型航天器表面用三角形非结构网格表示,利用八叉树划分技术开展分子运动轨迹与表面相交的加速模拟计算。同时,在基于共享内存多核计算平台,利用OpenMPAPI软件实现了计算的并行化。该方法在对空间站的实例计算中显著提高了运算速度,并对空间站的污染情况进行了初步评价分析。     

陶瓷基分子吸附器的航天器污染控制性能试验研究

为验证陶瓷基分子吸附器利用多孔材料的吸附性能降低航天器一定区域内污染水平的能力,试验研究真空环境中13X分子筛材料的分子污染物吸/脱附特性,以及以13X分子筛为吸附剂的陶瓷基分子吸附器对航天器用电缆放气产物的吸附性能。试验结果表明:13X分子筛可以有效捕获污染物分子,陶瓷基分子吸附器的吸附能力在3.1×10-2～3.4×10-2 g/cm2之间。陶瓷基分子吸附器可以应用于航天器热真空试验和在轨运行时的污染控制,有利于延长航天器寿命、提高航天器可靠性。