(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210762546.5 (22)申请日 2022.06.30 (71)申请人 哈尔滨工业大 学 地址 150000 黑龙江省哈尔滨市南岗区西 大直街92号 (72)发明人 李兴冀　杨剑群　吕良星　吕钢　 董尚利　 (74)专利代理 机构 北京隆源天恒知识产权代理 有限公司 1 1473 专利代理师 万娟 (51)Int.Cl. G06F 30/20(2020.01) G06T 17/00(2006.01) G06T 19/00(2011.01) G06F 111/10(2020.01)G06F 113/26(2020.01) (54)发明名称 一种航天器表面材 料掏蚀效应的模拟方法 (57)摘要 本发明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。 本发明的模拟方法步骤简单， 易于操作， 且 模拟准确。 权利要求书1页 说明书5页 附图3页 CN 115169102 A 2022.10.11 CN 115169102 A 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所述的航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法， 其特征在于， 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。 6.根据权利要求5所述的航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法， 其特征在于， 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。 7.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S4 中， 所述掏蚀影响参数包括 缺陷类型、 尺寸及占比。 8.根据权利要求7所述的航天器表面材料掏蚀效应的模拟方法， 其特征在于， 所述缺陷 类型包括方 形点缺陷、 圆形点 缺陷或线缺陷。 9.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。 10.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S4 中， 所述掏蚀影响参数包括原子氧定义模式和掏蚀时间。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115169102 A 2一种航天器表面材料掏蚀效应的模拟方 法 技术领域 [0001]本发明涉及航天器仿真计算技术领域， 具体而言， 涉及一种航天器表面材料掏蚀 效应的模拟方法。 背景技术 [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Kapt on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 。 发明内容 [0003]本发明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， 本发明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。说　明　书 1/5 页 3 CN 115169102 A 3