一种航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法技术

本发明专利技术提供了一种航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法，涉及航天器仿真计算技术领域，所述模拟方法包括：建立航天器的三维模型，并将航天器表面剖分成多个多边形网格单元；确定模拟目标网格单元；将原子氧通量导入所述模拟目标网格单元；设定影响航天器外表面材料掏蚀效应的掏蚀影响参数；根据所述原子氧通量以及所述掏蚀影响参数，得到航天器表面材料的掏蚀深度。本发明专利技术的模拟方法步骤简单，易于操作，且模拟准确。模拟准确。模拟准确。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法


[0001]本专利技术涉及航天器仿真计算
，具体而言，涉及一种航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法。

技术介绍

[0002]距地球表面200
‑
700km的低地球轨道是高分辨率光学遥感卫星和空间站的主要运行轨道，具有高能量、高氧化性的原子氧是影响此轨道中航天器寿命的最主要因素之一。原子氧主要对航天器表面的温控层进行侵蚀从而引起其失效。在温控层中Kapton表面添加保护层是防护原子氧的一种常用手段。但由于空间碎片的撞击、航天器运送过程中的碰撞等原因，保护层中常常出现各种形态的缺陷，原子氧仍会通过缺陷撞击Kapton与其反应从而引起温控层的失效。空间原子氧对材料的破坏是影响低地球轨道航天器性能和寿命的重要因素。为此，现有技术中，许多研究者使用空间飞行试验、地面模拟试验和数值仿真等多种方法对其进行了研究。研究表明，试验方法仍是最直接最有效地评估原子氧侵蚀效应的手段，但试验方法成本高且研究周期长。

技术实现思路

[0003]本专利技术解决的问题是现有技术中，空间飞行试验、地面模拟试验等试验方法成本高且研究周期长。
[0004]为解决上述问题，本专利技术提供一种航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法，包括如下步骤：
[0005]步骤S1，建立航天器的三维模型，并将航天器表面剖分成多个多边形网格单元；
[0006]步骤S2，确定模拟目标网格单元；
[0007]步骤S3，将原子氧通量导入所述模拟目标网格单元；
[0008]步骤S4，设定影响航天器外表面材料掏蚀效应的掏蚀影响参数；
[0009]步骤S5，根据所述原子氧通量以及所述掏蚀影响参数，得到航天器表面材料的掏蚀深度。
[0010]较佳地，步骤S2中，所述确定模拟目标网格单元包括：确定所述模拟目标网格单元的编号及所述模拟目标网格单元的尺寸。
[0011]较佳地，步骤S3中，所述原子氧通量通过预先设定或通过计算获得。
[0012]较佳地，步骤S3中，所述原子氧通量的计算方法包括：
[0013]步骤S31，将原子氧空间环境参数输入到所述三维模型，计算原子氧模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面瞬时原子氧通量；
[0014]步骤S32，获取航天器在轨飞行时间，根据所述航天器表面瞬时原子氧通量和所述航天器在轨飞行时间得到航天器表面累积原子氧通量。
[0015]较佳地，步骤S4中，所述掏蚀影响参数包括原子氧保护材料参数、紫外保护材料参数或原子氧/紫外协同保护材料参数。
[0016]较佳地，所述原子氧保护材料参数包括掏蚀速率前置系数、掏蚀激活能、掏蚀速率角度分布指数、原子氧反射概率、原子氧散射概率、原子氧复合概率和原子氧被吸附临界能量；所述紫外保护材料参数包括复数折射率、反射率及折射率；所述原子氧/紫外协同保护材料参数包括掏蚀前置系数及激活能的协同系数。
[0017]较佳地，步骤S4中，所述掏蚀影响参数包括缺陷类型、尺寸及占比。
[0018]较佳地，所述缺陷类型包括方形点缺陷、圆形点缺陷或线缺陷。
[0019]较佳地，步骤S4中，所述掏蚀影响参数包括紫外空间环境参数，所述紫外空间环境参数包括紫外定义模式、紫外强度及紫外入射角度分布。
[0020]较佳地，步骤S4中，所述掏蚀影响参数包括原子氧定义模式和掏蚀时间。
[0021]本专利技术所述的航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法相较于现有技术的优势在于，本专利技术通过本模拟方法，可以准确得到原子氧与紫外协同共同作用下材料内部掏蚀深度，准确的表达原子氧与紫外协同效应，达到获得精确预测不同原子氧与紫外辐照剂量下材料表面掏蚀情况的目的。步骤简单，易于操作，能够大幅度降低原子氧与紫外模拟试验的时间与费用，也可为优化材料抗空间环境效应能力提供必要的依据，对材料的空间环境协同效应研究具有重大的意义。在材料原子氧与紫外协同效应研究和抗空间环境效应加固技术应用中，有着明显的优势和广泛的应用前景。
附图说明
[0022]图1为本专利技术实施例中航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法流程图；
[0023]图2为本专利技术实施例中基于原子氧与紫外协同作用下材料掏蚀效应的模拟效果示意图；
[0024]图3为本专利技术实施例中基于原子氧与紫外协同作用下材料掏蚀深度曲线图；
[0025]图4为本专利技术实施例中基于原子氧与紫外协同作用下材料掏蚀体积曲线图。
具体实施方式
[0026]下面将结合附图对本申请实施例中的技术方案进行清楚、详尽地描述。
[0027]在本申请实施例的描述中，术语“一些实施例”的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或特点包含于本专利技术的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施或实例。而且，描述的具体特征、结构、材料或特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
[0028]还需要说明的是，在本申请实施例的描述中，术语“包括”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者终端设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者终端设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者终端设备中还存在另外的相同要素。
[0029]如图1所示，本专利技术实施例提供一种航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法，包括如下步骤：
[0030]步骤S1，建立航天器的三维模型，并将航天器表面剖分成多个多边形网格单元；
[0031]步骤S2，确定模拟目标网格单元；
[0032]步骤S3，将原子氧通量导入所述模拟目标网格单元；
[0033]步骤S4，设定影响航天器外表面材料掏蚀效应的掏蚀影响参数；
[0034]步骤S5，根据所述原子氧通量以及所述掏蚀影响参数，得到航天器表面材料的掏蚀深度。
[0035]需要说明的是，本实施例中航天器表面材料会由于空间碎片的撞击、航天器运送过程中的碰撞等原因，保护层中常常出现各种形态的缺陷，原子氧仍会通过缺陷撞击Kapton与其反应从而引起温控层的失效，原子氧对材料的掏蚀作用主要是强氧化性的原子氧对材料进行化学腐蚀，最终导致材料内部受到破坏、性能发生改变甚至失效。而紫外辐射的存在，将会影响到原子氧与某些材料的反应或掏蚀速度。因为紫外辐射会导致温控涂层或者有机聚合物发生分子链的交联，价键的断裂，从而引起材料的内部软化或者碎裂，为原子氧的侵蚀提供了通道，加剧原子氧的掏蚀。由此，本实施例可以准确得到原子氧与紫外协同共同作用下材料内部掏蚀深度，准确的表达原子氧与紫外协同效应，达到获得精确预测不同原子氧与紫外辐照剂量下材料表面掏蚀情况的目的。步骤简单，易于操作，且成本低。
[0036]在一些实施例中，步骤S2中，所述确定模拟目标网格单元包括：确定所述模拟本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤S1，建立航天器的三维模型，并将航天器表面剖分成多个多边形网格单元；步骤S2，确定模拟目标网格单元；步骤S3，将原子氧通量导入所述模拟目标网格单元；步骤S4，设定影响航天器外表面材料掏蚀效应的掏蚀影响参数；步骤S5，根据所述原子氧通量以及所述掏蚀影响参数，得到航天器表面材料的掏蚀深度。2.根据权利要求1所述的航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法，其特征在于，步骤S2中，所述确定模拟目标网格单元包括：确定所述模拟目标网格单元的编号及所述模拟目标网格单元的尺寸。3.根据权利要求2所述的航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法，其特征在于，步骤S3中，所述原子氧通量通过预先设定或通过计算获得。4.根据权利要求3所述的航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法，其特征在于，步骤S3中，所述原子氧通量的计算方法包括：步骤S31，将原子氧空间环境参数输入到所述三维模型，计算原子氧模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面瞬时原子氧通量；步骤S32，获取航天器在轨飞行时间，根据所述航天器表面瞬时原子氧通量和所述航天器在轨飞行时间得到航天器表面累积原子氧通量。5.根据权利要求1所述的航天器表...

【专利技术属性】
技术研发人员：李兴冀，杨剑群，吕良星，吕钢，董尚利，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：