太空飛行器熱縮比模擬試驗是指將太空飛行器系統、分系統或重要組件的全尺寸原型，按照確定的相似準則製成縮小比例的模型放入空間模擬器中，根據相應的相似準則確定邊界條件、初始條件和內熱源強度分布進行的熱試驗。由模型的試驗結果，按相似律可以推知全尺寸原型在空間環境條件下溫度場的時間歷程。
基本介紹
- 中文名：太空飛行器熱縮比模擬試驗
- 外文名：descaled spacecraft thermal simu-lation test
- 學科：航空工程
- 領域：工程技術
簡介,試驗意義,理論基礎與發展,熱縮套管絕緣性能研究,熱縮套管使用結論與建議,
簡介
太空飛行器熱縮比模擬試驗是指將太空飛行器系統、分系統或重要組件的全尺寸原型，按照確定的相似準則製成縮小比例的模型放入空間模擬器中，根據相應的相似準則確定邊界條件、初始條件和內熱源強度分布進行的熱試驗。由模型的試驗結果，按相似律可以推知全尺寸原型在空間環境條件下溫度場的時間歷程。
試驗意義
該試驗只用於熱平衡試驗，其主要意義是：可以用比較小的模擬設備進行試驗，節省試驗費用；如果現有設備可滿足某太空飛行器的熱真空試驗要求，但滿足不了原型熱平衡試驗要求，使用熱縮比模擬試驗有可能不必建造新的空間模擬設備，從而可節省大筆設備研製費，並縮短研製周期。
理論基礎與發展
熱縮比模擬試驗的理論基礎是外層空間太空飛行器溫度場相似理論：對太空飛行器瞬態有源三維熱傳導方程、邊界條件以及初始條件進行無量綱化，若使兩個無暈綱的溫度場在無量綱對應時間、對應點上完全相同，除幾何、參數分布相似外，還要遵守相似誰則。我國先後對4種衛星採用溫度保持技術進行了穩態熱縮比試驗研究。近期套用較少，其主要原因是下衛星越來越複雜，尤其是採用了大量新技術，例如，蜂窩夾層預埋熱管技術、多層脂熱材料等，使模型製造越來越複雜、困難。另一個原因是衛星設計的台化和熱數學模型日臻完善，熱平衡試驗大幅度減少、且逐漸演變成熱數學模型的驗證試驗。
熱縮套管絕緣性能研究
太空飛行器外部材料由於受到空間帶電粒子輻照環境的作用，其性能會發生變化。帶電粒子輻照使得太空飛行器熱控塗層的太陽吸收比退化，造成聚合物材料的分子鍵斷裂回，使太陽能電池的輸出功率下降，對光學器件的性能產生影響。研究空間帶電粒子輻照效應對研製我國長壽命、高可靠太空飛行器具有重要意義。
太空飛行器上常用熱縮套管進行絕緣。例如在太空飛行器的磁力矩器中使用熱縮套管來保護電線電纜，起到絕緣、密封的作用。熱縮套管的擊穿電場強度和體積電阻率是反映其絕緣保護作用的重要性能指標。太空飛行器在軌飛行期間，由於受到空間帶電粒子的輻照作用，熱縮套管的擊穿電場強度和體積電阻率會發生變化，從而有可能導致電線、電纜間放電或導通，影響太空飛行器的正常工作。
熱縮套管使用結論與建議
熱縮套管在空間帶電粒子輻照環境中，絕緣性能會發生退化。利用γ射線和低能電子進行的地面模擬試驗結果表明，熱縮套管的擊穿電場強度在輻照環境中變化不大，而體電阻率下降比較嚴重。對應相同在軌飛行時間的等效模擬環境下，低能電子輻照要比γ射線輻照引起的效應更為嚴重。採用γ射線模擬在LEO飛行8年後，高壓聚乙烯類熱縮套管的體電阻率降低到原來的50%左右，而添加抗氧化劑聚烯烴黑色熱縮套管和聚乙烯黑色熱縮套管(美國瑞侃)的體電阻率基本沒有降低。採用低能電子輻照模擬同樣在軌時間後，高壓聚乙烯類熱縮套管的體電阻係數降低到原來的5%以下，聚乙烯黑色熱縮套管(美國瑞侃)的體電阻率也下降到不足原來的10%，而添加抗氧化劑聚烯烴黑色熱縮套管的體電阻率退化最小，約退化了70%。
隨著我國空間技術的發展，越來越多的材料、組件將被用在太空飛行器的表面。對於這些材料、組件，過去一般只採用γ射線電離總劑量輻照試驗的方法來研究輻照效應，然而在新的套用要求面前，必須重視低能帶電粒子的輻照效應模擬試驗，開展這方面的研究工作，從而保障太空飛行器的高可靠運行。
