新时期航天器环境工程面临的挑战与机遇

空间事业的发展对航天器环境工程提出了新挑战,同时也为该专业技术进步和领域延展提供了难得的机遇。近10年来,伴随着载人航天、深空探测等一系列重大航天工程的顺利实施,中国航天器环境工程领域在诸多方面取得了长足进步。文章回顾了中国航天器环境工程的发展历程,围绕中国空间站长期运行、深空探测新任务、低轨巨型星座建设等提出的新需求,分析了航天器环境工程将面对的挑战和必须突破的关键技术。结合具体工作内容介绍了北京卫星环境工程研究所在LEO辐射环境在轨探测与数据应用、特殊空间环境效应与防护、火星探测器特殊力热环境试验技术和航天器产品环境试验ISO标准等方面取得的最新进展。在建设航天强国的过程中,航天器环境工程必将伴随着航天器整体技术的升级实现更高水平的跃迁。

微振动模拟与主被动隔振一体化实验平台

针对遥感卫星地面微振动实验的复杂要求,设计了一种同时具备微振动模拟与主被动隔振功能的一体化微振动实验平台,并对该平台的主、被动隔振性能以及微振动模拟效果分别进行了仿真分析和实验测试。其中,被动隔振由气浮支撑实现,主动隔振采用主动阻尼方法抑制共振峰,微振动模拟采用基于线性系统频响函数的控制策略。实验结果表明,平台前六阶的模态频率分布均小于10 Hz,被动隔振系统能大幅抑制10~200 Hz频段内的地面微振动;主动隔振能够实现14 dB的隔振系统共振峰衰减效果。微振动模拟功能能够有效产生接近星上的单频和多频真实扰动线谱,在特定频谱的扰动模拟实验中,幅值最大误差为5.9%,在误差允许范围内。该多功能一体化实验平台的各项功能均能满足地面模拟实验需求。

碳膜原子氧传感器研制及地面性能测试

研制低地球轨道(LEO)原子氧(AO)探测器并且开展AO环境在轨监测对于LEO航天器设计及防护具有重要意义。基于电阻分析法的碳膜AO传感器因工作时间较长、响应线性度较好且无污染,在国内外得到较多应用。为优化AO在轨监测手段,设计了一种矩形碳膜AO传感器:采用阴极电弧放电工艺制备了厚约2.5μm的AO敏感碳膜;利用AO地面模拟设备,测试了传感器的性能,并表征了碳膜在AO作用前后的形貌。结果显示,传感器碳膜的初始电阻与AO试验过程中的实时测量电阻的比值R0/R与AO积分通量F具有较好的线性关系。根据测试结果推导,该传感器能探测的最大AO积分通量约为2.29×10^(21)atom·cm^(-2)。

大型航天器结构热稳定性试验系统设计与实现

结构形面热稳定性是航天器结构设计的重要指标之一,对航天器在轨真空低温环境下功能与性能的实现具有重要作用,为确保航天器结构热稳性设计的正确性,需在地面开展空间环境热稳定性测试试验;针对大尺寸结构高精度、高频率热变形测量需求开展研究,采用光学摄影原位变形测量技术,设计了多相机融合测量系统架构及测量方法,有效保证了大型结构最优变形测量场的构建,并通过系统机电、图像采集装置的智能化同步控制设计,实现了图像数据的空间位置属性的自动匹配;通过试验验证,结果表明该系统可满足真空低温环境下尺寸不小于4 m的瞬态、高精度结构变形测量,最小测量周期可达90 s,单向测量精度优于28μm,测试过程运行稳定可靠。

月球环境模拟设备研究及发展分析

月球环境模拟设备能够模拟月球表面的温度、真空及月尘等环境因素,以便在地面开展相关科学研究和试验验证。本文对月球环境模拟设备的发展现状进行了跟踪研究,结合国内外月球环境模拟设备的研制和使用情况,梳理出月球环境模拟设备研制的关键技术,并针对未来载人月球探测活动所需的月球环境模拟设备提出了发展建议。

空间环境控温热沉结构优化试验

以板式热沉为试验对象,完成了板式热沉的测温试验以及板式热沉与笼式热沉的数值研究。数值计算考虑管网内部气体介质为高雷诺数湍流流动,采用标准k-ε涡粘模型,将数值计算与试验结果对比以验证其可信度。结果表明:额定工况点板式沿程压力损失约为50865Pa,笼式热沉压力损失约为80692Pa。流量越大,沿程阻力损失越大,两种热沉表现为同样的分布规律。热沉几何参数接近的情况下,流量对热沉内部流速有决定作用,布局方式基本不影响。在进口介质温度相同时,同一热沉流量越大,进出口温度差越小,增加流量能减小热分布不均匀性,使温差减小,温度趋于均匀的物理事实。笼式热沉进出口温差普遍高于板式热沉,说明板式热沉有较好的热均匀性。研究结果对今后热沉结构设计有指导意义。

可靠性强化试验在配电控制器中的应用研究

可靠性强化试验通过施加高于产品正常工作条件的应力,快速激发产品潜在缺陷,揭示产品在设计、生产、工艺、元器件、原材料和结构等方面的缺陷和不足,通过优化设计或改进工艺等,最终实现提高产品可靠性的目的。本文从可靠性强化试验技术出发,详细介绍了可靠性强化试验目的、方案、环境条件和试验流程的制定,并结合可靠性强化试验在配电控制器上的实际应用,对可靠性强化试验的实际开展过程、故障问题分析和解决方案等进行了重点论述,可为同类产品的可靠性试验应用研究提供参考。

舱外航天服除湿装置除湿及再生特性

在舱外航天服环境控制与生命保障系统中,除湿装置能够对介质气体中湿气进行去除,可有效提高CO_(2)分压传感器的测量灵敏度。为适应舱外航天服的使用模式、出舱时间,同时延长除湿装置在舱外航天服中的使用次数,提出了使用舱外航天服氧瓶剩余氧气进行硅胶吹扫再生的方法,为分析除湿装置的除湿特性、再生特性以及使用模式对其性能影响,首先对比了氯化钙、变色硅胶和细孔硅胶等干燥剂的物理特性和除湿性能;其次,采用纯氧吹扫的方式对变色硅胶进行了除湿再生试验研究;最后,对比分析了除湿装置使用模式对其除湿性能的影响特性。试验结果表明:CaCl_(2)颗粒的除湿效果优于变色硅胶,但吸湿后CaCl_(2)干燥剂会出现坍塌短路的现象;在相同试验条件下,变色硅胶的连续除湿时间为32 h,而细孔硅胶的连续除湿时间为23 h;除湿过程经过暂停后,除湿特性发生变化,间断模式的出口绝对湿度随着除湿时间的增加而有所增大,并且高于正常模式下的出口绝对湿度。变色硅胶的物理特性稳定且在满足除湿要求下的除湿时间较长,更适用于该系统中的除湿装置;且变色硅胶经过纯氧吹扫后可循环使用,具备多次除湿功能;间断模式会造成硅胶内部含水量的重新分配,降低除湿装置内硅胶的整体吸湿能力。本研究为舱外航天服环境控制与生命保障系统中除湿装置干燥剂的选择以及再生特性的优化提供了基础数据和理论指导。

卫星柔性热控薄膜材料充放电效应试验

针对柔性热控薄膜材料导电/绝缘多层复合、微纳尺寸厚度的结构特点,采用10~70 KeV电子辐照的方法开展了kapton基二次表面镜薄膜材料充放电特性的测试试验,获得了表面充电电位、静电放电频次等关键参数,并采用蒙特卡罗方法研究了辐照电子在多层薄膜材料内的输运规律。研究结果表明由于kapton基二次表面镜薄膜结构的特殊性,当辐照电子能量为10 KeV时未发生静电放电现象,随着电子能量不断增加,薄膜材料的表面充电电位幅值与静电放电频次呈先上升后下降的变化规律,且在电子能量为25 KeV时空间充放电效应最为显著。

火星探测器进入过程防热层温度测量方法

火星探测器进入过程中的防热层烧蚀温度是防热结构设计和气动热环境辨识的关键参数之一。为了满足防热层温度在轨测量的需求,提出采用柱塞式结构大底分层测温探头和U形结构背罩测温探头,与电缆和多通道温度变换器共同组成温度传感器进行在轨测温的方法。设计内容包括测温探头热电偶元件选取、结构形式和安装方式,以及信号集中放大变换和自动冷端补偿等。开展全量程标定和风洞专项试验验证,证明所设计的温度传感器可以实现1300℃以下烧蚀温度变化全过程测量,测量精度达到0.28%。该温度传感器已在我国首次火星探测任务“天问一号”探测器的着陆巡视器上成功应用,可为进/再入航天器烧蚀温度在轨测量的实施提供借鉴和参考。

航天器多级自由边界模拟系统姿态平衡协调控制

为了消除天地力学环境不一致对航天器在轨运行精度的影响,需要在地面开展航天器在轨微振动环境模拟试验,因此针对航天器的设施部分和平台部分,在航天器上、下两端建立了自由边界模拟系统和自动控制模块,通过力闭环和位移闭环对航天器重力卸载过程的平衡协调控制算法进行了设计和实施;并通过硬件设施搭建和软件程序编写完成现场试验,验证了控制系统的可行性和稳定性,也为未来航天器地面模拟试验中重力卸载过程控制系统的设计提供技术支撑并积累了工程经验。

板壳结构在声振联合试验下的振动响应耦合分析

目的研究具有工程实践意义的板壳组合结构在声振联合作用下的响应预测方法。方法在噪声试验、振动试验和声振联合试验响应曲线的基础上,分析板壳组合结构在噪声和振动同时激励下的响应耦合规律,并根据噪声试验和振动试验的响应极值包络法,来预测在声振联合试验作用下板壳结构的响应分布。结果声振联合试验响应曲线近似于噪声试验和振动试验的最大值包络线,噪声的面激励和随机振动的基础激励在不同的频率范围内对结构响应起着主要影响。试验件的噪声试验和振动试验响应曲线在给定的频率点出现相交,小于交越频率的声振联合试验响应与振动试验高度吻合,高于交越频率的响应则以噪声试验为主。结论在工程实际中,可以直接利用振动试验和噪声试验的响应数据对声振联合试验的响应进行预测。由于交越频率难以事先获得,因此响应叠加法在实践中更易于实现。

月面巡视器附近月尘静电迁移特性的数值模拟

针对月尘在月面巡视器附近的鞘层内的迁移和在设备表面的沉积过程开展数值模拟研究。首先,基于质点网格方法获得了巡视器附近的月表鞘层电场分布。在此基础上,分别探究了月表扬起月尘和静电悬浮月尘在鞘层电场内的迁移和在巡视器表面的沉积。研究表明,巡视器对鞘层电场的扰动作用增强了附近的电场,促进了月尘扬起和向巡视器表面的迁移沉积。当太阳天顶角较小或适中时,月尘只有达到临界行驶速度才能迁移至巡视器表面。

飞行器折叠翼展开冲击环境条件研究

带折叠翼飞行器在结构上与传统飞行器略有差异,其翼展开冲击环境条件的制定无相似型号及经验可参考。本文针对飞行器折叠翼展开冲击环境条件问题,通过分析五种条件制定方法,对不同样本量情况下飞行器折叠翼展开冲击环境进行研究,给出了该类型飞行器折叠翼展开冲击环境条件的制定方法。

基于势能守恒的被动式微低重力模拟系统平衡因素

针对势能守恒系统中的关节力矩和阻尼展开分析,依据第二类拉格朗日方程建立动力学模型,并结合仿真进行验证分析.结果表明,关节力矩、弹簧组件中阻尼是影响被动式微低重力模拟系统平衡的关键控制参量.同时,根据系统受激励后的特性提出一种阻尼系数取值的单曲函数定量约束的方法,并进行案例研究,为相关系统的平衡性研究提供定量依据和分析方法.

面向月球基地的自循环热管理及发电系统研究

针对月球基地热管理需求,根据月面热环境特点,设计了一种面向月球基地的新型自循环热管理及发电系统。系统将有机朗肯循环(ORC)和喷射制冷循环(ERC)相结合,以仪器设备散热和太阳能或核能废热为热源,以外部冷背景为冷源,系统内一部分的工质吸收热源,通过有机朗肯循环发电,另一部分工质通过蒸发器吸收航天员日常工作环境中的热量,为航天服和科学研究提供冷量。系统不需要外部电力,可以独立运行,实现发电与制冷。经分析模型计算,在满足月球基地热量收集、传输和排散的基础上,可以实现最大废热制冷率40%以上,总废热利用效率50%以上.

基于微型空间相机的红外加热笼仿真与设计

在航天器热控技术领域,常采用红外加热笼模拟各表面的到达外热流,但随着模拟表面特征尺寸的逐渐变小,需要重新评估该模拟方法的合理性和准确性。本文基于某微型空间相机,以对外热流最为敏感的散热面为研究对象,开展红外加热笼仿真分析与优化设计的研究。采用有限元法建立红外加热笼-黑片热流计的系统仿真模型,分析了传统红外加热笼控制方法对模拟表面总到达能量和热流密度均匀性的影响。基于上述结果,通过适当扩大加热笼尺寸和调整热流计粘贴位置,提高模拟表面的热流密度均匀性,保证总到达能量满足保守设计原则。对比分析得出,优化设计前后散热面热流密度的统计方差由102.0下降至27.0、均匀性提升效果显著。本文研究内容也可为其他空间微小表面外热流的准确模拟提供参考、借鉴。

基于双气炮冲击试验系统的冲击响应谱试验技术

针对大尺寸结构垂向高量级冲击响应谱的试验需求,通过对比冲击响应谱试验的各类实现方式,提出基于高量级气炮冲击试验系统进行两点冲击的试验技术。验证试验表明,采用双气炮可以实现大尺寸结构垂向高频高量级冲击试验的边界均匀性,避免单点冲击响应谱试验的欠试验问题,为航天器整机研发提供更真实可靠的数据。同时,双气炮冲击试验系统在理论上具备扩展能力,可为更大尺寸产品的高量级冲击响应谱试验提供支持。

基于组合热流模拟策略的遥感卫星热平衡试验设计与验证

针对某型遥感卫星的不同区域对高精度热流模拟的需求,文章提出一种组合热流模拟策略:以红外加热笼来实现卫星舱板表面的外热流模拟,用薄膜电加热器实现卫星外露复杂表面外热流模拟。试验结果表明,在文述参试卫星状态及所采取的热设计措施下,该方法可对卫星低温初期、高温末期和高温热真空工况下的外热流进行精准模拟,并可有效考核遥感卫星的热控设计。该热流模拟策略可为卫星瞬态功耗散热设计的优化提供参考依据,为我国未来光学遥感卫星的热平衡试验及验证提供技术支撑。

空间目标轨道外热流计算及辐射特性研究

本文针对空间目标受到的太阳辐射、地球辐射、地球反照辐射,采用蒙特卡洛(Monte Carlo)法,基于非结构四面体网格编写了仿真程序,并对计算结果进行了对比验证。进一步地,对太阳同步轨道卫星受到的轨道外热流,采用带帆板的网格对有无遮挡情况下各表面受到的轨道外热流进行了分析。结果显示,在对地模式下考虑遮挡后,−Y表面平均热流值降低了53.79 W/m^(2),+Y−Z侧帆板表面平均热流值降低了32.05 W/m^(2)。结合表面材料属性,分析了各表面的温度特性,并结合帆板温度的在轨遥测数据,验证了计算的准确性。最后,计算了两种模式下各方向的红外辐射强度。结果表明,不同观测模式下各表面受热流的影响不同,对地模式下各表面温度随时间变化较大,而对日模式下各表面热流较为稳定。两种模式下,太阳能帆板的温度较高,辐射强度较大,具有明显的红外特征,便于开展红外观测。