CN108593324A - 消减辐射环境模型不确定性对航天器性能评价影响的方法 - Google Patents

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沈自才
丁义刚
刘宇明
赵春晴
夏彦
杨艳斌
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Abstract

本发明公开了一种消除或减小空间辐射模型不确定性对航天器性能评价影响的方法，基于现有的地球辐射带模型，确定航天器在轨期间在某一轨道和任务周期内的辐射带环境参数，从而确定开展航天器设计或评价时选定的参数，并利用地面模拟实验或数值仿真得到航天器或者航天器敏感材料的性能变化及其变化规律；基于确定的不确定因子，将一定不确定因子下的外露材料性能与不考虑不确定性时的性能进行比较，得到消除或减小空间辐射环境模型不确定性带来的影响所应选用的理想试验参数。本发明能够明确减小或规避空间辐射环境模型的不确定性所需要采用的模拟试验参数。

Description

消减辐射环境模型不确定性对航天器性能评价影响的方法
技术领域
本发明属于航空航天总体系统性能评价技术领域，特别涉及一种消除或减小空间辐射模型不确定性对航天器性能评价影响的方法。
背景技术
近地轨道带电粒子辐射主要来源于地球辐射带、太阳宇宙射线、银河宇宙射线，其主要成分是电子、质子及少量重离子。其中，地球辐射带环境是影响近地轨道航天器的最重要的辐射环境之一，通常可以分为内辐射带和外辐射带。地球辐射带的环境模型重要是AE系列电子辐射环境模型和AP系列质子辐射环境模型，目前最常用的AE8电子辐射环境模型和AP8质子辐射环境模型。最新开发的AE9电子辐射环境模型和AP9质子辐射环境模型仍在试用中，这些环境模型为静态平均环境模型。
航天器带电效应又称充放电效应，是指卫星与空间等离子体和高能电子等环境相互作用而发生的静电电荷积累及泄放过程，分为表面充放电效应和内带电效应。表面充放电效应是指卫星与空间环境相互作用下，电荷在卫星表面材料中积累和泄放的过程。内带电是指空间高能带电粒子穿过卫星蒙皮、结构、设备外壳，在星内的电介质或未接地的金属内部输运并沉积从而建立电场的过程。
通常在航天器的外表面采用防静电材料来防止充放电效应的发生，如在薄膜二次表面镜的表面镀上一层导电层如ITO，典型薄膜基二次表面镜如 ITO/Kapton/Al、ITO/F46/Al、ITO/Kapton/Ag、ITO/F46/Ag、OSR二次表面镜等。或者在材料中掺杂具有导电的材料如ZnO，典型的导电性热控涂层如ACR- 1热控白漆等。
虽然新一代空间质子和电子辐射环境模型AP9和AE9已经得到开发并逐步得到试用，但世界各国在航天器研制过程中大多数情况下仍然使用AP8和AE8 模型。这两个空间辐射环境模型的不确定性主要来源于以下几个方面：
一是太阳周期的依赖性。AE/AP模型只能提供太阳活动谷年或太阳活动峰年及其附近的通量，而不能提供太阳活动周期期间的变化。
二是瞬态性。AE/AP模型是统计模型，他们在提供周期为6个月或更长时间的平均通量是比较准确的，尤其是对由于地磁扰动引起的高纬度暂时变化是无法预测的。
三是方向性。AE/AP模型仅仅提供全向通量而不是任意角度的通量。
四是能量外推。以质子为例，在低于10MeV的AP8模型质子能谱是飞行数据的外推，这些外推数据的准确性有待评估。
五是南大西洋异常区(SAA)漂移。以质子为例，由于长期的地磁变化，质子通量在低纬度和高强度的SAA区域向西以每年0.3度速度漂移。AP8不能准确预测SAA区域的通量正确地理位置，但可以讲AP8预测通量以对应于AP8 数据库以每年0.3度向西漂移。在低于800km的高度，NOAA卫星数据结合 NOAAPRO模型可用于精确处理SAA的漂移。
然而，在开展航天器设计分析的过程中，由于空间辐射环境模型的不确定性，设计师往往根据空间辐射环境的平均模型，然后随机选择一个倍率(如2 倍)来确定空间辐射环境的参数，而对该不确定性对最终结果的影响没有开展相应的分析。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提出一种消除或减小空间辐射模型不确定性对航天器性能评价影响的方法，该方法能够明确减小或规避空间辐射环境模型的不确定性所需要采用的模拟试验参数。
本发明采用了如下的技术方案：
消除或减小空间辐射模型不确定性对航天器性能评价影响的方法，包括以下步骤：
第一，基于现有的地球辐射带模型，确定航天器在轨期间在某一轨道和任务周期内的辐射带环境参数；所述模型选用电子或者质子环境的静态平均模型，
第二，基于上述轨道和任务周期内的地球辐射带环境参数，确定开展航天器设计或评价时选定的参数；
第三，基于第二步确定的航天器设计或评价参数，利用地面模拟实验或数值仿真得到航天器或者航天器敏感材料的性能变化及其变化规律；
第四，选定地球辐射带不确定性因子，不确定性因子为0.5，2，或者5；
第五，基于确定的不确定因子，将其代入第二步中的地球辐射带环境参数，获得一定不确定性因子下的空间辐射环境参数，即将不确定因子与第二步中的环境参数相乘；
第六，将第五步得到的在特定不确定因子下的空间辐射环境参数代入第三步，获得某一不确定性因子下的航天器所关注性能的变化值；
第七，将第六步得到的结果与第三步得到的结果进行比较分析，即可得到地球辐射带模型的不确定性对外露材料最终性能评价的影响。
第八，设定一允许的误差范围；
第九，将第八步设定的误差范围代入第七步，即将一定不确定因子下的外露材料性能与不考虑不确定性时的性能进行比较，得到在某一空间辐射环境模型不确定度下，开展航天器性能评价时，为消除或减小空间辐射环境模型不确定性带来的影响所应选用的理想试验参数。
其中，所述辐射带环境参数为能量或通量。
其中，所述开展航天器设计或评价时选定的参数为电子或质子环境下的能量、通量、注量或剂量。
其中，所述变化规律为热物性能、电学性能、光学性能或力学性能及其变化规律。
利用该方法来减小或规避空间辐射环境模型的不确定性对航天器评价带来的影响，有以下几个方面的重要意义。
第一，航天器设计师能够更加清楚和了解空间辐射环境模型的不确定性是否对拟选用航天器性能评价带来影响。
第二，能够明确减小或规避空间辐射环境模型的不确定性所需要采用的模拟试验参数。
附图说明
图1显示了利用地球同步轨道(GEO)电子辐射环境模型AE8开展分析并对ITO/kapton/Al防静电热控涂层开展表面电阻率评价得到的表面电阻率随电子辐照注量的关系图。
图2显示了本发明不同不确定度下的表面电阻率变化图。
图3显示了本发明不同不确定度下的ITO/kapton/Al防静电热控涂层表面电阻率随电子辐照注量的变化与平均静态模型之间产生的误差。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明，但这仅仅是示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。以下将结合附图及实施例对本发明做进一步说明，需要指出的是，以下所述实施例旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。
基于空间辐射环境模型不确定性存在的不可预知性，基于已有的成熟空间辐射环境模型开展航天器设计也将带来一定的不确定性。本发明将给出减小空间辐射模型不确定性对航天器性能评价影响的方法。
由于目前常用的地球辐射带模型为静态平均模型，因此针对目前的地球辐射带模型的不确定性，采用以下方案对其影响进行分析：
首先，基于现有的地球辐射带模型确定一航天器在轨期间在某一特定轨道和任务周期内的辐射环境参数，图1所示，图1显示了利用地球同步轨道 (GEO)电子辐射环境模型AE8开展分析并对ITO/kapton/Al防静电热控涂层开展表面电阻率评价得到的表面电阻率随电子辐照注量的关系图，其中，电子辐照能量为40KeV，束流密度为8.456nA/cm2，总注量为2.0×1016e/cm2。从图中可以看出，ITO/kapton/Al表面电阻率随电子注量的变化是针对GEO轨道12年寿命周期获得的，航天器ITO/kapton/Al防静电热控涂层，利用AE8空间环境模型，基于剂量深度分布得到空间电子辐射环境地面实验评价的参数如拟采用的能量、通量和注量。剂量分布法是指材料在空间真实环境中的吸收剂量随着材料深度的变化与拟采用的能量和注量下的吸收剂量随着材料深度的变化一致。
第二，基于该轨道和任务周期内的地球辐射带环境参数，确定开展航天器设计或评价时选定的参数，如通量、注量、剂量等。如图1，利用剂量深度分布法，选定的试验参数为电子辐照能量为40KeV，总注量为2.0×1016e/cm2。
第三，基于第二步确定的试验参数得到航天器或者航天器敏感材料、器件的性能变化及其变化规律。如图1的数据，可以分析得到ITO/kapton/Al防静电热控涂层表面电阻率的拟合关系为：
y＝0.213+1.526exp(-x/2.162)+0.548exp(-x/27.792)(x≥1) (1)
其中，y——表面电阻率(104Ω/cm)；
X——电子注量(1014e/cm2)。
第四，选定拟分析的地球辐射带不确定性因子，如通常采用的2，或者其他因子如0.5、5等。在本实施方案中，假如选定一个系列的不确定度因子，如0.5、2、5、10。
第五，基于第四步确定的不确定因子，将其代入第二步中用于开展航天器设计或评价时选定的参数，获得一定不确定性因子下的空间辐射环境参数。例如，基于不确定度的不同，其最终的总注量分别为0.5×2.0×1016e/cm2、 2×2.0×1016e/cm2、5×2.0×1016e/cm2、10×2.0×1016e/cm2。
第六，将第五步中的总注量代入第三步的拟合关系式中，获得某一不确定性因子下的航天器设计中所关注性能的变化值，即表面电阻率，见图2。
第七，将第六步得到的在一定不确定度下的表面电阻率数值与第三步得到的表面电阻率数值进行比较分析，即可以得到地球辐射带模型的不确定性对航天器材料性能评价(这里是指表面电阻率)带来的影响。
第八，设定一个允许的误差范围。这里假设为1％。
第九，得到在一定的空间辐射环境模型不确定度下，开展航天器评价所应选用的理想试验参数。这里，当选定误差为1％时，当不确定因子为2时，可知，电子辐照注量为1.54×1016e/cm2。即当电子注量达到1.54×1016e/cm2时，电子辐射模型的不确定度2对防静电热控薄膜的表面电阻率评价影响可以为1％，可以认为没有影响。而当不确定度因子为0.5时，则需要当电子注量为 3.08×1016e/cm2时，误差才降低为1％，此时的影响才可以忽略。
图3为不同的不确定度下，ITO/kapton/Al防静电热控涂层表面电阻率随电子辐照注量的变化与平均静态模型之间产生的误差。
表1不同不确定度带来的计算误差(％)[表面电阻率/(104Ω/□)；电子注量/(1014e/cm2)]
由表1分析可知，对不确定度因子取0.5时，电子注量为200×1014e/cm2) 时，其误差为6.84％，电子注量308×1014e/cm2)时，其误差为1％；当不确定因子为2、5、10时，电子注量为154×1014e/cm2)时，其误差为1％。
尽管上文对本专利的具体设计方式和思路给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我们可以依据本发明专利的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本专利的保护范围之内。

Claims (4)

1.消除或减小空间辐射模型不确定性对航天器性能评价影响的方法，包括以下步骤：
第一，基于现有的地球辐射带模型，确定航天器在轨期间在某一轨道和任务周期内的辐射带环境参数，所述模型选用电子或者质子环境的静态平均模型；
第二，基于上述轨道和任务周期内的地球辐射带环境参数，确定开展航天器设计或评价时选定的参数；
第三，基于第二步确定的航天器设计或评价参数，利用地面模拟实验或数值仿真得到航天器或者航天器敏感材料的性能变化及其变化规律，
第四，选定地球辐射带不确定性因子，不确定性因子为0.5，2或者5；
第五，基于确定的不确定因子，将其代入第二步中的地球辐射带环境参数，获得一定不确定性因子下的空间辐射环境参数，即将不确定因子与第二步中的环境参数相乘；
第六，将第五步得到的在特定不确定因子下的空间辐射环境参数代入第三步，获得某一不确定性因子下的航天器所关注性能的变化值；
第七，将第六步得到的结果与第三步得到的结果进行比较分析，即可得到地球辐射带模型的不确定性对外露材料最终性能评价的影响；
第八，设定一允许的误差范围;
第九，将第八步设定的误差范围代入第七步，即将一定不确定因子下的外露材料性能与不考虑不确定性时的性能进行比较，得到在某一空间辐射环境模型不确定度下，开展航天器性能评价时，为消除或减小空间辐射环境模型不确定性带来的影响所应选用的理想试验参数。
2.如权利要求1所述的方法，其中，所述辐射带环境参数为能量或通量。
3.如权利要求1所述的方法，其中，所述开展航天器设计或评价时选定的参数为电子或质子环境下的能量、通量、注量或剂量。
4.如权利要求1所述的方法，其中，所述变化规律为热物性能、电学性能、光学性能或力学性能及其变化规律。
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