微流星及空间碎片高速撞击航天器风险度分析

给出了微流星及空间碎片高速撞击航天器风险分析的方法 ,并采用风险分析软件 ,以柱状近地轨道航天器为例 ,对不同防护结构方案、航天器的飞行姿态、防护屏的厚度以及航天器的运行时间等因素对航天器不发生穿孔损伤的影响进行了分析 ,给出了分析的结果     

介质材料带电对二次电子发射影响的研究

航天器充放电效应故障大多都会引起卫星灾难性事故,对航天器在轨安全运行产生较大的影响。二次电子发射系数是决定卫星表面带电速率和充电平衡电位水平的重要材料特征参数。研究介质材料表面带电对二次电子发射影响的理论模型,分析表面正电位激发和负电位阻挡效应,并给出计算结果,为航天器充放电效应数值模拟和防护设计提供数据支持。     

空间环境防护型薄膜评述

空间环境的复杂性和特殊性对航天器的使用寿命和性能造成严重威胁。提高航天器表面材料抵抗空间环境作用的能力一直是空间技术开发工作的重点关注问题。目前,表面薄膜技术已被广泛应用在航天器热控涂层、光学器件等方面的空间防护。针对航天器在空间原子氧环境、空间等离子体环境、空间污染环境中的空间环境效应问题,详细介绍了相应空间环境防护薄膜的研究现状及主要制备方法。在地面空间模拟实验和飞行试验成果的基础上,对这些防护薄膜的空间环境适应性进行了分析,总结了空间环境防护薄膜应具备的综合性能,提出复杂型薄膜的开发和空间环境防护薄膜标准评价体系的建立是今后研究的重点。     

近地轨道航天器微流星及空间碎片风险度分析研究

以单防护屏防护结构为例,根据描述其防护性能的撞击极限方程,微流量及空间碎片环境数学模型,建立了航天器结构的有限元分析模型,进行了航天器在微流星及空间碎片环境下风险度的初步分析,其结论可供工程实践参考。     

探月充电环境及效应研究综述

在探月过程中航天器与各种等离子体环境相互作用,使航天器表面和内部材料出现充放电效应,从而影响航天器的工作性能、使用寿命、工作可靠性等。结合国外探测数据,分析了探月任务的奔月、环月和落月过程中可能遭遇的等离子体环境和可能出现的充放电问题,对科学探测载荷性能参数的设定、航天器充放电防护设计具有一定的参考价值。     

聚合物材料表面原子氧防护技术的研究进展

聚合物材料具有质量轻、强度高等优点, 常被用作航天器表面的复合结构基材。原子氧是低地球轨道空间中成分含量最高的粒子之一, 对暴露在航天器表面的聚合物材料易形成大通量、高能量轰击, 造成其表面氧化侵蚀和质量损失, 使聚合物材料的性能发生不同程度的衰退, 也是导致航天器件可靠性降低、工作寿命缩短的主要环境因素。本文对当前国内外通用的几种聚合物材料表面原子氧防护技术进行了整理归纳, 其中表面化学改性方法结合了体材改性和常用防护涂层的优点, 得到的有机/无机复合改性防护层具有较好的综合防护性能。文中分析了近年来由计算模拟法开展原子氧与表面防护材料相关作用机理的研究, 指出采用计算模拟结合试验的研究方法, 有可能从本质上揭示复合改性层与原子氧的作用机理, 从而促进原子氧防护材料与防护技术的研究发展。     

动态子结构法在航天工程中的应用研究EI北大核心CSCD

以载荷分析为主要内容,概述动态子结构法在航天工程中的应用。首先采用约束子结构模态综合法与超单元法进行全箭级器箭耦合载荷分析,给出器箭界面加速度条件、运载器和航天器的内部载荷;然后介绍采用航天器基础激励方法与超单元法,依据全箭级器箭耦合载荷分析给出的器箭界面加速度条件,进行航天器级的载荷二次分析,给出航天器的内部载荷,可以证明载荷二次分析所得航天器的内部载荷结果与全箭级器箭耦合载荷分析结果一样。由此说明航天器级载荷二次分析获得结果是可信的,也就是说全箭级器箭耦合载荷分析与航天器级载荷二次分析流程是合理的、可靠的。     

考虑贮箱液体晃动的复杂航天器分离动力学分析

考虑空间微重力环境下贮箱燃料的晃动行为,采用耦合的欧拉-拉格朗日(coupled Eulerian-Lagrangian, CEL)方法,建立了航天器和液体燃料的分离动力学模型,通过航天器分离动力学及流固耦合动力学分析,解决了贮箱燃料液体晃动对航天器分离姿态的影响问题,给出了液体晃动对航天器产生的干扰力和力矩,对比了考虑液体晃动和假设贮箱液体为刚体得到航天器分离姿态的差异,不同液面高度对航天器分离姿态、干扰力和力矩的影响情况,分析结果为弹簧分离机构的优化设计和分离安全性设计提供参考,同时提高了航天器在轨姿态控制设计的可靠性。     

航天器热真空试验过程中星内气体压力变化研究

航天器热真空试验过程中,除了要保证环境模拟器的气体压力,航天器内部的气体压力也是影响试验进程、乃至航天器设备安全的重要参数之一。这是由于试验过程中航天器电子设备的测试必须避开容易引起真空放电的气体压力范围,否则会引起电子设备放电,对航天器造成巨大的损害。本文对四颗航天器试验过程中环境模拟容器与航天器内部气体压力变化的曲线进行初步分析,建立了分子流态下航天器内部气体压力等效性的理论模型,并给出了热真空试验中为了规避航天器真空放电,环境模拟器应达到的压力条件建议。     

空间环境下航天器部件密封性能评价方法研究

从航天器密封部件的密封种类和泄漏原理,特别是橡胶密封圈的泄漏原理出发,分析了经高真空、高低温、空间辐照等空间环境对航天器密封性能的影响,给出了采用泄漏检测技术作为密封性能评价的方法。重点介绍了基于现有漏率性能评价方法而研制的几种航天器部件密封性能评价装置以及在现有评价装置上开展的部分航天器部件密封性能试验及研究情况。     

LEO大型载人航天器主动电位控制技术进展

LEO大型载人航天器主动电位控制技术可以有效的防护空间等离子体充放电效应对于航天器造成的安全隐患,确保航天员出舱和航天器空间对接作业的顺利完成。通过研究LEO大型载人航天器与空间等离子体的相互作用,从原理上认识空间等离子体对于航天器的危害程度。分析回顾国外主动电位控制技术在LEO大型载人航天器上的成功应用及发展情况,得出启示和初步的主动电位控制系统设计设想。对比国内外主动电位控制领域的核心技术,对主动电位控制技术的发展和应用提出了建议。     

填充空心球/铝基复合材料结构的超高速撞击损伤特性研究

针对人类航天活动在空间中积累的大量空间碎片严重威胁在轨运行航天器安全,急需开发具有优良防护性能的新材料防护结构问题,初步研究填充空心球/铝基复合材料Whipple防护结构的撞击特性,获得相关撞击损伤数据,与填充实心铝板的Whipple防护结构进行对比,并评估空心球/铝基复合材料作为一种航天器防护材料的可行性。     

航天器燃料泄漏定量检测方法研究

本文对航天器燃料泄漏进行分析,针对燃料泄漏定量检测的任务需求给出3种定量检测方法,设计出每种定量检漏的方案、步骤和计算公式。为航天器燃料泄漏的定量检测提供参考。     

检漏容器的密封性能对航天器总漏率测试的影响研究

采用非真空氦质谱累积法进行航天器密封系统的总漏率测试时,需要检漏容器对密封系统泄漏出的氦气进行收集。本文通过理论分析,并用正压氦漏孔模拟航天器密封系统的泄漏进行试验验证,得出了检漏容器的密封性能对航天器密封系统总漏率测试的影响,为检漏容器的泄漏给出了建议指标。     

空间材料二次电子发射过程的理论研究

航天器充放电效应故障大多都会引起卫星灾难性事故,对航天器在轨安全运行产生较大的影响。空间材料的二次电子发射系数是决定卫星表面带电速率和充电平衡电位水平的重要材料特征参数,对于卫星表面带电的预测及卫星带电设计选材具有重要的意义。基于蒙特卡洛方法,从理论上分析了材料二次电子的产生、转移及逃逸过程,获得了材料二次电子发射系数的计算方法。实验结果表明该方法能较好地拟合材料二次电子发射系数随入射电子能量的变化趋势,为航天器充放电效应数值模拟和防护设计提供数据支持。     

分布参数柔性航天器的变结构控制

该文基于Hamilton变分原理,采用Timoshenko梁理论,对带有柔性附件的航天器建立了中心刚体-柔性梁动力学模型。利用对柔性梁端部边界限制所设计的控制器,实现了系统的渐近稳定设计。该文给出了数值仿真结果,并分析讨论了航天器刚体角位移及柔性梁末端挠度的动力学变化规律。该文可为柔性航天器的动力学控制提供鲁棒性强的变结构控制方法。     

弹丸超高速撞击半无限厚铝板数值模拟

微流星体及空间碎片的超高速撞击威胁着长寿命、大尺寸航天器的安全运行,导致其严重的损伤和灾难性的失效.撞击损伤特性研究是航天器防护设计的一个重要问题.本文采用AUTODYN软件的Lagrange法对半无限铝板的超高速斜撞击和与其具有相同法向速度的正撞击进行了模拟,给出了不同撞击角和不同法向速度下半无限厚铝板弹坑深度、宽度、长度的变化规律及多弹坑的形成过程,并与经验方程进行了比较分析.结果发现:随撞击角的增加,弹坑的深度和宽度减小,而弹坑的长度增加;随撞击速度的增加弹坑的直径和深度增加;在撞击角大于70度时出现多弹坑.     

航天器柔性热控薄膜研究现状

柔性热控薄膜材料广泛应用于各种航天器平台,其性能对维持航天器正常工作环境至关重要.本文针对空间热控技术发展要求,综述了国内外柔性热控薄膜材料的技术指标以及应用现状.介绍了国内外各种航天器上普遍应用的一次表面镜、二次表面镜、腐蚀防护膜和热控带等柔性热控材料的工作原理及应用范围,并对国内外典型柔性热控产品性能进行了对比.并介绍了相变热控材料、CCAG热控薄膜等新型智能柔性热控材料的研究情况.     

不同面积Kapton材料的放电特性实验研究

航天器表面介质材料在空间等离子环境下会产生放电现象,放电诱发的瞬态脉冲会对航天器在轨安全运行产生严重影响。通过对不同面积的125μm厚Kapton温控材料进行放电实验,对放电诱发的瞬态脉冲进行测量,总结分析其规律,得出4～36 cm2Kapton材料和64～225 cm2Kapton材料的放电波形存在比较大的差异,而且随着材料面积增加,Kapton材料的放电电流峰值、放电持续时间、放电电荷损失量和放电频率都相应的升高。对Kapton材料放电特性的研究,将为航天器带电防护设计和放电危害评估提供数据支持。     

航天容器的在轨排气分析

首先扼要分析了航天器中容器利用轨道真空环境进行排行的特点,结合流体力学原理分析了简单容器的圆孔和短管的排行初期和后期的物理过程,理论计算得出了容器内气压和排气流量随时间变化的规律。讨论了航天器中容器排气产生的推力对航天器姿态、微重力水平的干扰情况。给出了相应的数学判据,并且认为减小容器内的初始气压和初期排气管的管径、采用多管对称排气以及将这种推力作为主动控制力加以利用是碱小排气推力干扰的有效办法,最后总结出了一些基本的工程设计原则。