一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法
2023-10-06 05:40:24
一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法
【專利摘要】本發明公開了一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，首先，建立太空飛行器結構的三維模型，能夠直觀地對同步軌道太空飛行器表面介質材料充電電位進行模擬，其次，在滿足雙麥克斯韋分布的帶電粒子環境中加入二次電子和光電子，模擬獲得太空飛行器表面的充電電位分布和太空飛行器平均表面電勢隨時間的變化關係，且通過網格劃分程度來實現想要的計算精度，模擬過程簡單，易實現，而且能夠實現同步軌道等離子體環境下任意三維太空飛行器結構的模擬。
【專利說明】一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及任意結構地球同步軌道太空飛行器表面任意介質材料的充電電位計算,屬於空間計算領域，具體涉及一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法。
【背景技術】
[0002]地球同步軌道(GEO)高度約為6個地球半徑，一般情況下，整個軌道貫穿太陽風的高能電子離子云(常引起地磁亞暴)、外範艾倫輻射帶以及地球陰影區的低能高密度的等離子體環境。由於同步軌道貫穿的區域不同，而不同區域等離子體的能量和溫度存在巨大差異，從而形成了同步軌道太空飛行器極其嚴酷的充電環境。
[0003]地球同步軌道附近區域的高能等離子體可以使太空飛行器表面電勢充至上千伏甚至更高。地球同步軌道的太空飛行器充電一般發生在其浸沒於地磁亞暴期間的等離子體雲中時，這些等離子體雲的粒子(數)密度為IO6?IOV3 (IO6?IO7單位每立方米)，能量為I?50keV。計算時，太空飛行器周圍環境的高能等離子體束流通常是用雙麥克斯韋分布函數來擬合。地磁亞暴典型地每幾個小時就發生一次，因此太空飛行器在地球同步軌道出現數十千伏的帶電情況是很頻繁的。由於太空飛行器表面材料的光照條件、幾何形狀和介電常數等不同，地磁亞暴環境中處於向光面和背光面的太空飛行器兩側會產生電位差，當該電位差達到或超過太空飛行器材料擊穿閾值後，便會在太空飛行器材料表面產生靜電放電(ESD)。同時，放電產生的電磁脈衝會干擾太空飛行器通訊和星上電子設備的運行。
[0004]目前國際上已有一些在使用的太空飛行器表面充電模擬方法，例如美國NASA的表面充電模擬方法和ESA的太空飛行器等離子體相互作用模擬方法，這些模擬方法原理相似，只是在使用和功能上有些差別，但這些模擬方法的核心代碼未公開而且模擬精度無法評估。國內在這方面的研究很少，現有的模擬方法誤差較大，大部分採用一維或二維進行模擬，且同步軌道太空飛行器表面介質材料電位的模擬還未見報導。
【發明內容】
[0005]有鑑於此，本發明提供了一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，首先，建立太空飛行器結構的三維模型，能夠直觀地對同步軌道太空飛行器表面介質材料充電電位進行模擬，其次，在滿足雙麥克斯韋分布的帶電粒子環境中加入二次電子和光電子，模擬獲得太空飛行器表面的充電電位分布和太空飛行器平均表面電勢隨時間的變化關係，且通過網格劃分程度來實現想要的計算精度，模擬過程簡單，易實現，而且能夠實現同步軌道等離子體環境下任意三維太空飛行器結構的模擬。
[0006]一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，包括下列步驟:
[0007]步驟一、按實際比例建立同步軌道太空飛行器的結構模型，所述結構模型包括太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線；
[0008]步驟二、設置太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線的表面材料，且所有表面材料的初始電勢設置為OV;將所述太空飛行器主體與通信天線接觸的一側定義為向光側，相對側為背光側，在太空飛行器主體的背光面設置一層厚度為Cl1的聚醯亞胺絕緣介質材料Kapton，其它面設置一層厚度為d2的ITO導電薄膜，所述太陽能電池板向光面設置一層厚度為d3的玻璃片，其他面設置一層厚度為d4的碳纖維結構材料；所述通訊天線的各個面設置一層厚度為d5的聚醯亞胺絕緣介質材料Kapton ；
[0009]步驟三、根據實際空間中的等離子體環境的粒子數密度分布ξ，構建同步軌道太空飛行器周圍的等離子體環境，所述等離子體環境為六種帶電粒子，具體包括低能電子、低能離子、高能電子、高能離子、二次電子和光電子，其中，所述低能電子和低能離子滿足單麥克斯韋分布，所述的高能電子和高能離子滿足雙麥克斯韋分布，所述的二次電子和光電子，所述的二次電子按照預設粒子數密度分布在太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線的所有表面，光電子按照預設粒子數密度分布於太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線的向光面，兩種粒子的運動方向初始垂直面向外；
[0010]步驟四、對步驟三獲得的等離子體環境進行網格劃分，其中每個網格體元為小於一個德拜長度的預設長度L，根據粒子數密度分布ξ和每個網格體元的長度獲得每個網格體元的初始粒子數密度分布ξ C1，根據麥克斯韋速度分布設置每個的帶電粒子的初始速度，設定模擬時間T和步進時間t ；
[0011]步驟五、在模擬時間T內，對每個帶電粒子的運動進行跟蹤，獲得步進i次後每個網格體元的粒子數密度分布Iii,並由泊松方程獲得整個等離子體環境步進i次後的充電電勢\ ;
[0012]步驟六、當等離子體環境的充電電勢Λ V=V1-Vp1達到預設閾值M時，充電電勢Vi即為等離子體環境的最終充電平衡電勢，進而獲得太空飛行器的各個面的充電電位分布。
[0013]較佳的，步驟三中的二次電子，包括離子撞擊產生二次電子、電子撞擊產生二次電子和背散射電子。
[0014]較佳的，步驟二中的屯、d2、d3、d4、d5分別為0.05mm。
[0015]較佳的，步驟四中的每個網格體元的長度L根據所需計算精度和總模擬時間T確定。
[0016]較佳的，所述太空飛行器結構的表面材料從預先建立的表面材料庫中導入。
[0017]進一步的，根據步進時間t和步驟五獲得的整個等離子體環境步進i次後的充電電勢，還獲得太空飛行器的平均表面電勢隨時間的變化關係；所述平均表面電勢為太空飛行器所有表面的電勢的算術平均值。
[0018]有益效果:
[0019]I)首先，在等離子環境中加入二次電子和光電子成分，將太空飛行器所在空間環境的光照產生的光電子和高能粒子撞擊太空飛行器產生的二次電子考慮在內能夠更真實的模擬同步軌道太空飛行器的空間環境，進而考察到二次電子和光電子的充電電流對太空飛行器表面電勢的影響。
[0020]其次，通過雙麥克斯韋分布來描述地球同步軌道的高能帶電粒子的分布，可以更接近真實的太空飛行器周圍等離子體環境的分布，為太空飛行器表面的充電電位計算的正確性提供基本的保障。
[0021]再次，對等離子環境進行網格劃分時，每個網格體元的長度小於一個德拜長度保證了數值計算過程的穩定性，使得計算結果收斂從而實現電勢的模擬。[0022]2)本發明較佳的實施例中加入的二次電子，包括離子撞擊產生二次電子、電子撞擊產生二次電子和背散射電子，這樣能夠更真實的反映太空飛行器所在空間環境，模擬更加真實。
[0023]3)本發明較佳實施例的步驟二中的「(^、山、『分別為0.05mm，較符合實際材料厚度，滿足模型計算要求。
[0024]5)本發明的較佳實施例的步驟四中的每個網格體元的長度L可以根據所需計算精度確定。在小於一個德拜長度的基礎上，長度越短，計算出的結果越精確，但總的模擬時間就越長，通過優化網格體元的長度L可以實現所要求的計算精度。。
[0025]6)本發明較佳的實施例的太空飛行器結構的表面材料從預先建立的表面材料庫中導入，通過預先建立空間常用材料資料庫，並在數值模擬時直接調用，特別是在進行多批次同步軌道太空飛行器表面介質材料充電電位計算時，不用每次都手工輸入，節省整個數值模擬的時間。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0026]圖1為地球同步軌道太空飛行器的結構模型和等離子體環境示意圖；
[0027]圖2為太空飛行器的表面介質材料的充電電位分布；
[0028]圖3為太空飛行器的平均表面電勢隨時間的變化。
具體實施方 式
[0029]下面結合附圖並舉實施例，對本發明進行詳細描述。
[0030]本發明提供了一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，
[0031]一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，包括下列步驟:
[0032]步驟一、按實際比例建立同步軌道太空飛行器的結構模型，所述結構模型包括太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線，如圖1所示。
[0033]本實施例太空飛行器主體為立方體，邊長為0.7m ;太陽能電池板長寬分別為4m和0.7m,厚0.1m ;通訊天線為拋物面，半徑0.25m,厚0.lm。
[0034]步驟二、設置太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線的表面材料，且所有表面材料的初始電勢設置為OV ;將所述太空飛行器主體與通信天線接觸的一側定義為光照射側，相對側為背光側，在太空飛行器主體的背光面設置一層厚度為Cl1的聚醯亞胺絕緣介質材料Kapton，其它面設置一層厚度為d2的ITO導電薄膜，所述太陽能電池板向光面設置一層厚度為d3的玻璃片CERS，其他面設置一層厚度為d4的碳纖維結構材料；所述通訊天線的各個面設置一層厚度為d5的聚醯亞胺絕緣介質材料Kapton, Kapton材料的相對介電常數和表面電容分別為3和5.3X10_7F.m_2，光照方向如圖1所示，為z軸負方向。
[0035]本發明較佳的實施例的太空飛行器結構的表面材料從預先建立的表面材料庫中導入，通過預先建立空間常用材料資料庫，並在數值模擬時直接調用，特別是在進行多批次同步軌道太空飛行器表面介質材料充電電位計算時，不用每次都手工輸入，節省整個數值模擬的時間，屯、d2、d3、d4、d5分別為0.05mm,較符合實際材料厚度,滿足模型計算要求。
[0036]步驟三、根據實際空間中的等離子體環境的粒子數密度分布ξ，構建同步軌道太空飛行器周圍的等離子體環境，所述等離子體環境為六種帶電粒子，具體包括低能電子、低能離子、高能電子、高能離子、二次電子和光電子，其中，所述低能電子和低能離子滿足單麥克斯韋分布，所述的高能電子和高能離子滿足雙麥克斯韋分布，所述的二次電子和光電子，所述的二次電子按照預設粒子數密度分布在太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線的所有表面，光電子按照預設粒子數密度分布於太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線的向光面，兩種粒子的運動方向初始垂直面向外。
[0037]本實施例中在等離子環境中加入二次電子和光電子成分，二次電子，包括離子撞擊產生二次電子、電子撞擊產生二次電子和背散射電子，將太空飛行器所在空間環境的光照產生的光電子和高能粒子撞擊太空飛行器產生的二次電子考慮在內能夠更真實的模擬同步軌道太空飛行器的空間環境，進而考察到二次電子和光電子的充電電流對太空飛行器表面電勢的影響。
[0038]步驟四、對步驟三獲得的等離子體環境進行網格劃分，其中每個網格體元為小於一個德拜長度的預設長度L，根據粒子數密度分布ξ和每個網格體元的長度獲得每個網格體元的初始粒子數密度分布ξ C1，根據麥克斯韋速度分布設置每個的帶電粒子的初始速度，設定模擬時間T和步進時間t。
[0039]地球同步軌道的背景等離子體的德拜長度約為330m，本實施例的橢球形等離子體區域長半軸長7m，短半軸長4m，在小於一個德拜長度的基礎上，通過優化網格體元的長度L，可獲得符合誤差要求的太空飛行器主體表面充電電位分布。一般情況下，每個網格體元接近規則形狀，所述的每個網格體元的長度L為最長的體對角線的長度，其小於德拜長度即可。實際中，由於劃分的網格越細，計算時間越長，一般根據實際計算時間對網格進行劃分。本實施例的每個網格體元的預設平均長度L為0.7m,模擬時間T為105s，步進時間t為0.0002s。
[0040]根據等離子區域的體積和離子數密度可以得出在等離子體區域中的帶電粒子數，為了簡化計算，我們用大的帶電粒子代表實際空間等離子體中的小的帶電粒子，如用一個50電荷的大粒子代表10個5電荷的小粒子，如果大帶電粒子的個數S，則將麥克斯韋速度分布曲線劃分成S份，將S份的速度值分別設置為S個大帶電粒子的初始速度。
[0041]步驟五、在模擬時間T內，對每個帶電粒子的運動進行跟蹤，獲得步進i次後每個網格體元的粒子數密度分布Iii,並由泊松方程獲得整個等離子體環境步進i次後的充電電勢V
[0042]由於網格節點處分配的電荷會產生電場，各個帶電粒子在電場作用下，產生加速度運動，進而使得粒子數密度重新分布。通過對每個帶電粒子的運動進行跟蹤，獲得每次步進後，每個網格體元內的粒子數密度分布情況，根據每個網格體元的粒子數密度利用泊松方程就可以獲得每次步進後的充電電勢情況。其中i為步進次數，每次步進時間t。
[0043]步驟六、當等尚子體環境的充電電勢AV=V1-Vp1達到預設閾值M時,充電電勢Vi即為等離子體環境的最終充電平衡電勢，進而獲得太空飛行器的各個面的充電電位分布，如圖2所示，為太空飛行器主體背光面的充電電位分布。
[0044]當步進到1-Ι次獲得的充電電勢和步進到i次時獲得的充電電勢的差值達到預設閾值M時，此時的充電電勢可以作為最終充電平衡電勢，通過等離子體的最終充電平衡電勢，就可以得出太空飛行器結構模型的各個面的最終充電電位分布。
[0045]此外，預設閾值M越小，越接近實際的最終充電分布，本實施例中的預設閾值M為10V。[0046]進一步的，根據步進時間t和步驟五獲得的整個等離子體環境步進i次後的充電電勢，還獲得太空飛行器的平均表面電勢隨時間的變化關係；所述平均表面電勢為太空飛行器所有表面的電勢的算術平均值。還獲得太空飛行器的平均表面電勢隨時間的變化關係，所述平均表面電勢為每種類型材料表面的電勢的算術平均值，如圖3所示，為太空飛行器平均表面電勢隨時間的變化關係，計算終止的時間為6.3X 104s，在IXlO4S時充電電位的變化已經很平緩，我們可以認為太空飛行器已經達到充電平衡狀態。相比於低地球軌道太空飛行器的典型的充電平衡時間10_4s，同步軌道太空飛行器充電時間要長得多，這是因為同步軌道太空飛行器表面充電主要是來自地磁亞暴注入的高能電子引起的，而高能電子具有低密度(< IcnT3)的特點，因此太空飛行器表面充電時間會持續幾個小時。
[0047]綜上所述，以上僅為本發明的較佳實施例而已，並非用於限定本發明的保護範圍。凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。
【權利要求】
1.一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，其特徵在於，包括下列步驟: 步驟一、按實際比例建立同步軌道太空飛行器的結構模型，所述結構模型包括太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線； 步驟二、設置太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線的表面材料，且所有表面材料的初始電勢設置為OV;將所述太空飛行器主體與通信天線接觸的一側定義為向光側，相對側為背光偵牝在太空飛行器主體的背光面設置一層厚度為Cl1的聚醯亞胺絕緣介質材料Kapton，其它面設置一層厚度為d2的ITO導電薄膜，所述太陽能電池板向光面設置一層厚度為d3的玻璃片，其他面設置一層厚度為d4的碳纖維結構材料；所述通訊天線的各個面設置一層厚度為d5的聚醯亞胺絕緣介質材料Kapton ； 步驟三、根據實際空間中的等離子體環境的粒子數密度分布ξ，構建同步軌道太空飛行器周圍的等離子體環境，所述等離子體環境為六種帶電粒子，具體包括低能電子、低能離子、高能電子、高能離子、二次電子和光電子，其中，所述低能電子和低能離子滿足單麥克斯韋分布，所述的高能電子和高能離子滿足雙麥克斯韋分布，所述的二次電子和光電子，所述的二次電子按照預設粒子數密度分布在太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線的所有表面，光電子按照預設粒子數密度分布於太空飛行器主體、太陽能電池板和通訊天線的向光面，兩種粒子的運動方向初始垂直面向外； 步驟四、對步驟三獲得的等離子體環境進行網格劃分，其中每個網格體元為小於一個德拜長度的預設長度L，根據粒子數密度分布ξ和每個網格體元的長度獲得每個網格體元的初始粒子數密度分布Ιο，根據麥克斯韋速度分布設置每個的帶電粒子的初始速度，設定模擬時間T和步進時間t ； 步驟五、在模擬時間T內，對每個帶電粒子的運動進行跟蹤，獲得步進i次後每個網格體元的粒子數密度分布Ili,並由泊松方程獲得整個等離子體環境步進i次後的充電電勢Vi; 步驟六、當等離子體環境的充電電勢AV=V1-Vp1達到預設閾值M時，充電電勢Vi即為等離子體環境的最終充電平衡電勢，進而獲得太空飛行器的各個面的充電電位分布。
2.如權利要求1所述的一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，其特徵在於，步驟三中的二次電子，包括尚子撞擊產生二次電子、電子撞擊產生二次電子和背散射電子。
3.如權利要求1所述的一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，其特徵在於，步驟二中的屯、d2、d3、d4、d5分別為0.05mm。
4.如權利要求1所述的一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，其特徵在於，步驟四中的每個網格體元的長度L根據所需計算精度和總模擬時間T確定。
5.如權利要求1所述的一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，其特徵在於，所述太空飛行器結構的表面材料從預先建立的表面材料庫中導入。
6.如權利要求1所述的一種地球同步軌道太空飛行器表面介質材料電位模擬方法，其特徵在於，根據步進時間t和步驟五獲得的整個等離子體環境步進i次後的充電電勢，還獲得太空飛行器的平均表面電勢隨時間的變化關係；所述平均表面電勢為太空飛行器所有表面的電勢的算術平均值。
【文檔編號】G06F17/50GK103853878SQ201310706946
【公開日】2014年6月11日 申請日期:2013年12月19日 優先權日:2013年12月19日
【發明者】趙呈選, 李得天, 楊生勝, 秦曉剛, 陳益峰, 王俊, 湯道坦, 史亮 申請人:蘭州空間技術物理研究所