微小空间碎片多参数在轨探测技术

空间碎片按尺寸可以分为大碎片、危险碎片和微小碎片。尺寸小于1 mm的空间碎片称为微小碎片,航天器对于该种空间碎片目前主要采取“抗”的手段进行防护,防护的主要设计流程是首先建立空间碎片环境工程模型;其次,对航天器运行轨道的微小空间碎片的时空分布规律进行评估;接下来设计防护措施对航天器进行防护处理;最后对航天器遭遇空间碎片撞击的风险进行评估。空间碎片环境是动态变化的,建立并修正空间碎片环境工程模型是一项有益的基础建设,需要获取微小空间碎片的空间环境探测数据。本文综述了近年来微小空间碎片环境探测领域发展,总结了目前主流的探测设备分类及发展脉络,分析了探测设备及其探测方法的发展趋势,提出了适宜的微小空间碎片多参数探测技术的方案。

航天器热控辐射器空间碎片防护设计及评估

针对航天器大面积热控辐射器流体管遭受空间碎片撞击概率高的特点,提出了采取热管辐射器和加强流体管路自身防护的改进措施。通过开展所在轨道的碎片环境分析和撞击风险评估,确定了流体管需要满足的防护要求。随后通过超高速撞击试验,获得了流体管路的临界直径,并在此基础上开展了热控辐射器流体管路的击穿风险失效评估。结果表明:航天器热控辐射器流体管路的非击穿概率(PNP)高于指标要求,保证了长寿命需求,设计方法可为其它热控辐射器碎片防护设计提供参考。

分析型光压模型在北斗导航卫星精密定轨中的应用

太阳辐射压摄动是导航卫星受到的最大非保守力,是精密定轨的主要误差源,目前一般使用扩展经验光压模型(ECOM)等经验模型应用于卫星的精密定轨,分析型光压模型物理背景清晰,更加适合在轨初期的精密定轨。文章分析了分析型光压模型在我国北斗高轨导航卫星中的应用。选取了约1个月的北斗地球静止轨道-6(GEO-6)和倾斜地球同步轨道-5(IGSO-5)卫星数据进行分析,其太阳辐射压摄动加速度在轨道的径向(R)、横向(T)和法向(N)3个方向分别约为10-7、10-7和10-8m/s2量级,将分析型光压模型和精密定轨输出的太阳辐射压加速度进行比较,GEO-6卫星径向和横向的差异在10-8m/s2量级,法向方向在10-9m/s2量级,相对误差在10%左右,对IGSO-5卫星,差异要小1/2左右,约为5%。以多模GNSS系统试验网络(MGEX)的轨道作为参考,直接使用分析型光压模型,GEO-6位置误差约为2.5 m, IGSO-5位置误差约为1.5 m,增加偏差和尺度因子标校参数后,位置精度分别提高到约0.5 m和0.1 m。结果表明:利用分析型光压模型,可以实现北斗GEO和IGSO卫星分米级的定轨精度。

载人航天器密封舱结构超高速撞击易损性

载人航天器密封舱是载人航天任务航天员在轨安全工作和生活的重要保障,为掌握载人航天器密封舱防护结构易损特性、准确获取密封舱防护结构易损性模型,基于二级轻气炮,开展了某载人航天器玄武岩/芳纶纤维填充式防护结构试验件撞击试验,获取了3类防护结构试验件撞击极限直径,完成了防护屏、填充层和舱壁结构撞击损伤特性分析,结果表明,相同撞击速度下,防护屏穿孔孔径与弹丸直径正相关,玄武岩/芳纶纤维填充层对弹丸和碎片云有较强破碎作用和能量分散作用,降低对密封舱结构损伤,沿主撞击方向碎片云能量是引起舱壁结构花瓣形裂纹穿孔的主要因素。针对试验数据,采用遗传算法和多元线性/非线性回归方法对NASA Christiansen方程、W-S穿孔方程进行修正,提升了预示精度,其中总体预测率从59.1%提升到100%,安全预测率从81.8%提升到100%,准确建立了适用于中国某大型载人航天器玄武岩/芳纶纤维填充式防护结构的撞击极限经验方程和穿孔经验方程等两类易损性模型,为在轨任务风险工程评估提供依据和奠定基础。

空间碎片失效概率分析软件标准校验与初步应用

空间碎片失效概率分析软件是"空间碎片防护设计软件包"的重要组成部分。本文首先简单介绍失效概率分析软件的组成结构,然后根据国际标准对失效概率分析软件进行详细校验,最后应用失效概率分析软件对设想中的空间实验室进行微流星体/空间碎片失效概率分析和防护迭代设计。

空间碎片失效概率分析软件标准的校验

空间碎片失效概率分析软件是“空间碎片防护设计软件包”的重要组成部分。文章简单介绍了失效概率分析软件的组成结构,并根据国际标准对失效概率分析软件进行详细校验。

空间碎片防护需求与防护材料进展

1引言<br> 当前，我国航天事业蓬勃发展，载人航天器、通信卫星、导航卫星、遥感卫星、深空探测器、科学卫星等各种航天器呈现快速发展态势，航天器的寿命越来越长、可靠性越来越高、稳定度越来越高。而随着空间碎片环境的日益恶劣，空间碎片已成为影响航天器长寿命、高可靠性、高稳定度的重要因素之一。2013年1月22日，俄罗斯的小型激光测距卫星(BLITS)遭到小碎片撞击，并释放出一块碎片；2013年5月24日，发射不足1个月的厄瓜多尔“飞马座”（Pegaso）卫星在印度洋上空与一枚由苏联1985年发射升空的火箭燃料箱残骸发生侧面撞击，导致太阳电池翼受损，天线无法定向，卫星围绕两根轴狂转，失去了联系；“国际空间站”供航天员出舱活动的扶手遭到多次小碎片撞击，撞击形成的锋利唇缘割破了航天员的手套，导致多次舱外活动提前终止；2002年3月16日，美法联合研制的贾森-1（Jason-1）卫星遭到小碎片撞击，导致其轨道高度明显提升和随后几小时的电流波动，并释放出两块碎片；2011年，我国某卫星遭到小碎片撞击，导致姿态瞬时跳变，并永久失去了部分发电能力。

空间碎片防护设计软件包功能模块的设计开发

首先根据空间碎片防护设计软件包总体框架设计开发了软件包主程序模块,并详细介绍了主程序模块的执行控制和管理功能;然后重点阐述了软件包主要功能模块的应用功能及其框架结构、程序流程和数据接口的设计、开发与调试;最后对程序模块进行了功能级和系统级校验。

空间站填充式防护结构撞击特性研究

针对我国空间站的三类填充式防护结构开展了超高速撞击试验,获取了两类撞击角度0°、30°和两类撞击速度3.1km/s、6.4km/s的撞击极限。结果表明这三类防护结构展现出一些独特的防护性能,第一类防护构型:在3.1km/s时,30°的撞击极限比0°的低0.5mm,而在6. 4km/s时,30°的撞击极限和0°的撞击极限基本一样;第二类防护构型:在3. 1km/s时,30°的撞击极限比0°的低0.75mm,而在6. 4km/s时,30°的撞击极限和0°的撞击极限基本一样;第三类防护构型:在3. 1km/s时,30°的撞击极限比0°的低0.5mm,而在6.4km/s时,30°的撞击极限比0°的撞击极限低0.25mm。基于试验结果建立了撞击极限方程,可用于空间站的空间碎片风险评估。

航天器空间几何遮挡理论模型与数值方法研究

简要概括了航天器空间几何遮挡在航天器防护结构设计中的地位和作用;重点讨论了航天器空间几何遮挡理论模型及其数值实现方法,并提供了程序实现的前期处理和程序流程;最后给出了某航天器的几何遮挡处理结果。

航天器典型部件超高速撞击失效模式

航天器部件遭受超高速撞击具有随机性;撞击损伤既有机械损伤,也可能会有功能损伤;而撞击后果具有复杂性,可能不会影响正常工作,可能造成任务降级,也可能造成任务失败。在航天器的超高速撞击风险评估和防护中,首先需要明确部件的撞击失效模式,然后采取针对性的防护措施,以达到事半功倍的效果。本文通过功率电缆、数据电缆、射频电缆、太阳电池阵、锂电池的超高速撞击效应,梳理出部件的主要失效模式,并给出了可能造成任务失败的失效模式,本文工作为航天器的空间碎片撞击影响和空间碎片防护设计提供参考。

空间碎片撞击概率分析软件开发、校验与应用

航天器空间碎片撞击概率分析软件是我国独立设计开发的"空间碎片防护设计软件包"的重要组成部分。本文简要介绍了撞击概率分析软件的主要功能模块组成;重点对该软件的正确性进行了国际标准工况校验,并给出工程应用算例。

一种航天器火工冲击源建模和分析方法

为解决航天器火工冲击力学环境预示中无法确定载荷力函数的问题,提出一种基于流体编程软件(Hydrocodes)的"振源系统-近场结构"一体化建模和分析方法,分析由火工品触发的航天器星箭分离机构及其他解锁释放机构的冲击过程,从中提取力函数,实现对振源与主结构的解耦分析。以包带式星箭分离结构为例,对该方法的可行性进行研究和论证。通过对模型进行爆炸冲击直接加载和力函数的解耦加载这两轮计算结果的对比分析,初步校验了该方法的可行性。通过对模型的耦合性分析和对其简化模型的分析,进一步校验了局部建模的合理性和解耦分析的准确性。该方法是一种能够确定航天器火工冲击源函数的可行方法,为从工程上解决航天器火工冲击的响应预示问题奠定了基础。

点式分离火工冲击源仿真分析及载荷形成机理

应用航天器"振源系统—近场结构"一体化建模和分析方法,对点式分离火工冲击源的工作过程进行完整建模和数值仿真分析,提取星箭分离面的力函数。得到了高压气体和爆轰产物在腔体内往复运动、形成爆压双峰的运动规律以及关键结构件在爆压作用下往复运动与其它结构件撞击实现分离解锁的运动规律。在此基础上分析爆压载荷在分离螺母内部的传递机制,得到了星箭界面载荷由爆压载荷以及传递路径上的结构运动、撞击和材料内部压力衰减共同决定的载荷形成机理。

空间碎片和微流星对卫星太阳翼的撞击损伤及防护研究

空间碎片和微流星撞击的累积效应,将导致太阳电池片性能衰降,甚至造成一定串数太阳电池片的损伤。高速撞击甚至会激发等离子体,扩散的等离子体会诱发放电,引起太阳电池片电路的电弧放电,导致太阳翼输出功率下降。文章分析了碰撞对太阳电池片造成的物理损伤,还分析了碰撞对电缆束、铝蜂窝板芯的影响。针对3种太阳同步轨道卫星特点分析了其太阳翼遭受空间碎片和微流星撞击的风险,给出了太阳翼的防护措施,可为太阳翼防空间碎片撞击设计的方案选取提供借鉴。

载人充气密封舱结构关键技术研究

简要论述了充气密封舱相对于金属密封舱的技术优势,通过分析国外充气密封舱的技术发展,结合我国充气密封舱发展现状,提炼了高效折叠展开技术、低漏率密封技术、长寿命承压设计技术和全柔性防护设计技术等四项关键技术,阐述了关键技术研究成果。上述充气密封舱结构关键技术已基本突破,经验证,充气密封舱折叠效率大于4、气密性低于0.05 kg/天,承压层结构蠕变寿命满足使用要求,柔性防护结构可抵御空间碎片的撞击,各项指标满足载人密封舱的要求,可以作为我国载人充气密封舱的工程应用的技术基础。

填充式防护结构填充层撞击特性研究

填充式防护结构是国际空间站广泛应用的一种空间碎片防护结构,填充层材料的选择是填充式防护结构研制的最重要环节。对国内可用的几种高模量、高强度填充层材料进行了超高速撞击试验,并根据试验结果进行了工程应用推荐。

载人航天器空间碎片防护与减缓设计

为降低空间碎片撞击所带来的威胁,文章针对某载人航天器进行了空间碎片撞击风险分析,并设计了空间碎片专用防护结构,制定了轨道规避策略;同时针对重点设备进行钝化设计,并采用寿命末期有控离轨制动方案。以上措施可有效实现空间碎片减缓。

空间碎片超高速撞击弹道极限方程的研究评述

密切结合国内正在开展的"空间碎片防护设计软件包"设计开发及其相关技术的调研分析和研究,对超高速撞击弹道极限方程进行了综合、对比、总结与分析,为空间碎片防护结构设计提供了一种面向工程应用的失效判断准则,从而获得碎片环境中在轨航天器的撞击失效概率,为防护结构设计提供依据。

空间碎片超高速撞击数值仿真技术应用研究

密切结合国内正在开展的"空间碎片防护设计软件包"设计开发及其相关技术调研分析和初步研究,对超高速撞击数值仿真技术进行了分析研究,包括数值算法和材料模型等。同时,采用国外大型通用商用软件,对航天器防护结构超高速撞击损伤进行了数值仿真,并与航天器防护结构弹道极限方程进行了定性对比。本文的目的主要在于为航天器超高速撞击损伤预示提供一种仿真手段。