表面缺陷对原子氧掏蚀效应影响的数值模拟研究

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,表面保护层中缺陷处所发生的掏蚀效应是近地轨道空间飞行时原子氧对此类热控材料作用的一种主要方式.文章通过蒙特卡洛方法研究了这些尺寸参数与原子氧效应之间的关系.结果表明,保护层缺陷的宽度直接影响进入缺陷内的原子氧的数量,空腔的"颈部"宽度与空腔最大宽度之比随着缺陷宽度增加,掏蚀深度的增加速度则随着缺陷的加宽而变小;保护层厚度主要对初次入射原子氧的入射过程有影响,加厚保护层可以减小原子氧的掏蚀深度和掏蚀空腔的宽度.这些结果可为原子氧防护层的设计提供参考依据.     

可靠性与环境工程技术重点实验室联合举办的国际会议胜利召开

2011年9月8日～17日,哈尔滨工业大学先进焊接与连接国家重点实验室、国家自然科学基金委员会、可靠性与环境工程技术重点实验室等联合举办的第11届等离子体离子注入与沉积国际会议暨第17届粒子束表面改性国际会议在哈尔滨工业大学胜利召开。     

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。     

高加速近紫外模拟的均匀性控制方法

在对航天器敏感材料开展高加速紫外模拟试验的过程中,需要对近紫外辐照模拟的均匀性进行控制,以提高试验模拟的有效性和试验结果的准确性。文章采用氙灯作为紫外辐照源,利用聚光镜、光学积分器和反射/滤光镜,实现了大面积高均匀度的紫外辐照;同时,利用准直镜和发散镜的设计,成功兼顾高加速倍率和较大辐照面积,可实现?300 mm面积上紫外辐照度为15SC、?180 mm面积上紫外辐照度为24SC、均匀性均优于95%的紫外模拟。     

环氧基纳米复合材料抗真空紫外辐照性能研究

文章模拟真空紫外辐照条件,研究波长5~200 nm的真空紫外线(VUV)对环氧树脂648以及环氧基纳米复合材料的辐照损伤效应.质量损失、扫描电子显微镜、质谱仪和X射线光电子谱仪分析结果表明:纳米TiO2起到明显抗真空紫外辐照的作用.辐照后,与环氧树脂相比,环氧基纳米复合材料的质量损失大幅度降低,弯曲强度变化较小,出气量和出气成分减少,表面没有新的C峰出现,表面O 1s峰的主要成分没有发生变化.     

原子氧环境下磁力矩器用聚合物材料的质损和红外光谱分析

文章利用新型的原子氧环境模拟设备进行真空和原子氧试验,通过质量损失测量和FT-IR分析,对试样的质量损失率(SAML)和表面成分的变化进行了研究。试验结果表明:真空环境会导致材料产生质量损失,4种材料中真空质损最大相差24倍;原子氧作用导致聚合物材料产生质量损失,4种材料中质量损失率最大相差25倍;原子氧与有机硅物质反应能够形成保护层,可以抑制原子氧对材料内部的进一步侵蚀。FT-IR分析结果表明,原子氧作用导致环氧材料的-N消失,O元素百分比含量升高,硅橡胶的化学键被破坏,并导致新的O-H和C-H的生成。     

留轨舱通风系统参数优化及回路设计

文章在介绍留轨舱通风系统原理的基础上,采用带风管道的通风回路方案进行设计。以人活动区为例对送风参数和送风量进行优化,结果显示,送风量受送风温差的影响较大,当温差从1℃开始增大时,送风量急剧减少,温差达到4～5℃后送风量变化趋缓,而送风量随舱内设计参数的影响较小。文章还对气流组织方式和风道系统进行设计,最终采用上底角集中双侧送风、下底角集中双侧回风的气流组织方式。     

星载激光雷达系统污染增强损伤效应及防护试验研究

真空污染环境会加剧激光诱导损伤,严重影响激光雷达系统的性能。文章对已有研究进行了分析总结,详细介绍了星载激光雷达系统污染增强损伤效应及防护试验平台的设计、试验方法及结果,归纳提出了星载激光雷达系统污染防护措施,对我国相关研究的开展提出了建议。     

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。     

高超声速气膜冷却技术研究进展及发展方向

随着飞行器速度的进一步提高以及对可重复使用飞行器的需求,高超声速气膜冷却技术已经成为航空航天技术发展的热点问题。开展高超声速飞行器主动气膜冷却技术研究,对于解决高超声速飞行器面临的热防护问题,突破防热技术瓶颈,有十分重要的意义。本文在对主动冷却热防护技术原理、分类及其机制进行系统研究的基础上,从实验研究和数值模拟两个维度,对二维槽缝气膜孔工艺、离散气膜孔工艺和高超声速逆向喷流技术等高超声速气膜冷却技术以及影响气膜冷却效果的因素的研究现状进行了梳理和分析,进而提出了高超声速气膜冷却技术的防热材料研制、材料制备工艺、多气膜孔特性实验研究、逆向喷流气膜孔冷却技术实验验证等研究方向。