空间环境模拟技术改

空间环境模拟技术改版演示文稿现在是1页\一共有97页\编辑于星期日（优选）空间环境模拟技术改版现在是2页\一共有97页\编辑于星期日（一）加热效应运动零件的卡死或松动；焊缝和粘接件的强度降低；强度和弹性发生变化；连接装置准确度降低或失灵；密封完整性降低；电气或电子零部件性能发生变化；电触点过早动作；合成橡胶和聚合物的性能发生变化；涂层和其它保护层起泡和剥落。现在是3页\一共有97页\编辑于星期日（二）光化学作用涂层龟裂和褪色；光电池光电转换能力降低；热控涂层热控性能下降；天然和合成橡胶及聚合物，在较短波长的射线照射下产生的光化学反应引起破坏。现在是4页\一共有97页\编辑于星期日2.1太阳模拟器太阳模拟器的典型光学系统如图所示。它由聚光镜、氙灯、光学均匀器（亦称光学积分器）、光谱滤光器和准直系统5部分组成。现在是5页\一共有97页\编辑于星期日典型离轴准直系统太阳模拟器1.—氙灯；2.—聚光镜；3.—球面镜；4.—光谱滤光片；5.—反射镜；6.—光学积分器；7.—准直镜现在是6页\一共有97页\编辑于星期日1.光学系统太阳模拟器选用不同功率的氙灯作为光源。氙灯由钨材料阳极、铈钨或钍钨材料阴极和石英泡壳组成。阳极和阴极分别密封于石英壳的两端，泡壳内抽真空后充入0.3Mpa压力的纯氙气。当氙灯阳极、阴极之间加上直流电压后，阴极发射电子，电子被电场加速后撞击氙原子，使其激发电离，产生了强烈的弧光放电。现在是7页\一共有97页\编辑于星期日25kw氙灯结构现在是8页\一共有97页\编辑于星期日氙灯作为太阳模拟器光源，尽管光谱分布接近于太阳光谱分布但在0.8－1.1um谱域内存在较明显的差异。因此太阳模拟器选用Ｄ250滤光片进行修正，使在0.8－1.1um范围内的光谱透过率降低，而在其它谱域内的光谱透过率接近1，经滤光片滤光后使太阳模拟器的光谱分布与外层空间太阳光谱分布比较接近。现在是9页\一共有97页\编辑于星期日2.太阳模拟器的技术指标①太阳辐照度1.3S。距太阳1.5×108km处的太阳辐射流密度是1353±21w/m2，并定义为一个太阳常数用S0表示。这个值随太阳活动的强弱有±2%的变化；随四季有±3.5%的变化。②辐照照度不稳定度不大于±2%。实际的太阳辐射在数日内是稳定的，年变化也仅为±3.5%，太阳模拟器在工作期间内的稳定性要优于±2%。③光谱波长在0.3－3.0um。④辐照照度不均匀度不大于±5%。⑤准直角不大于±2度。太阳光准直角为±16′，要求在达到一个太阳常数的辐照度时，所模拟的准直光线的准直角不大于±20。现在是10页\一共有97页\编辑于星期日3紫外辐照模拟设备太阳紫外线的波长从0.004－0.4um，分三个区域：近紫外（0.4－0.3um）、中紫外（0.31－0.17um）和远紫外（0.17um以下）。它的辐射只占太阳总辐射能量的8.73%，而短于0.24m的紫外辐射只占0.14%。虽然能量占的比例不大，但它可以明显的改变卫星蒙皮材料和裸露器件的性能。现在是11页\一共有97页\编辑于星期日根据紫外线对材料和元件作用的不同机理，可分为两种效应：其一是光化学作用，效应的大小取决于紫外线的能量，与波长关系不大，在近紫外谱域，许多有机材料的衰变试验证明了这一效应的规律，紫外的光化学作用，取决于照射剂量，它等于紫外线辐照度与辐照时间的乘积。其二是光量子作用，金属材料、合金和半导体材料受紫外辐射后引起的性能改变与所照射的紫外线波长有关，在远紫外和极端紫外谱域，光量子作用十分明显。现在是12页\一共有97页\编辑于星期日(1)紫外光源用于紫外辐照模拟设备的紫外光源有高压汞灯、氢灯和高压汞氙灯等。通常按紫外能量进行材料试验所使用的光源是高压汞灯，因为它在近紫外区有较高的发光强度和丰富的紫外谱线，紫外太阳常数等于11.8054mw/cm2。按照光量子作用原理进行材料试验所使用的光源是氢灯，氢灯能产生0.165um开始的紫外连续谱和从0.1650－0.090um的线谱，氢灯光谱能较好的匹配太阳光谱中的紫外光谱。现在是13页\一共有97页\编辑于星期日(2)光学系统通常紫外辐照模拟器使用三种光学系统。第一种如图21所示。它可以产生准直光，是最为理想的光路；第二种如图22所示，它为发散型系统，它不能真实的模拟准直光，但面均匀性好。第三种是会聚系统、如图23，这种形式的光路可使试验面得到很高的辐照度，适合做材料加速老化实验。现在是14页\一共有97页\编辑于星期日图21准直型紫外辐照模拟器1.—椭球聚光镜；2.—光源；3.—滤光片；4.—离轴准直镜；5.—平面镜现在是15页\一共有97页\编辑于星期日图22发散型紫外辐照模拟器1.—光源；2.—椭球聚光镜；3.—光学积分器；4.—滤光片现在是16页\一共有97页\编辑于星期日图23聚光型紫外辐照模拟器1.—光源；2.—椭球聚光镜；3.—试验平面现在是17页\一共有97页\编辑于星期日三、低温系统模拟技术在太空，卫星体的热辐射全部被太空所吸收，没有二次反射，这一环境称为冷黑环境，又称热沉。卫星上可伸缩的活动机构，如太阳帆板，天线等，由于冷黑环境效应，会使展开机构卡死，影响其伸展性能。我国“风云一号”气象卫星的太阳帆板，在真空环境下，由于低温环境效应，未能伸展到位。卫星上某些有机材料在冷黑环境下会产生老化和变脆，影响材料的性能。现在是18页\一共有97页\编辑于星期日3.1液氮系统液氮系统的作用是以液氮作为制冷剂去冷却真空容器内的热沉，使其温度达到80~100K，以模拟太空的低温环境。选用液氮作为制冷剂是因为：它的沸点为77K可保证模拟的温度误差在允许的范围内；其化学性质不活泼，即不会爆炸也无毒性。液氮系统的主要设备包括：液氮泵、过冷器（热交换器）、液氮储槽、文丘利管（或带压杜瓦）、阀门、热沉和控制系统等。液氮系统可分为开式沸腾系统、带压节流系统和单相密闭循环系统三种类型。现在是19页\一共有97页\编辑于星期日a.开式沸腾系统储槽中的液氮依靠重力或用加压方式压入管路，再进入热沉，流动的液氮与热沉管壁进行热交换，使液氮吸热自然沸腾，沸腾蒸气直接放空，如图24所示。现在是20页\一共有97页\编辑于星期日图24开式沸腾系统1.—液氮储槽；2.—热沉；3.—调节阀门；4.—管路现在是21页\一共有97页\编辑于星期日b.带压节流系统带压节流系统如图25所示。液氮储槽供给的液氮，经液氮泵加压后送入热沉中，吸收热沉及管路中的热量后，通过节流阀控制流量后返回液氮储槽。这种系统结构比较简单，热沉的结构设计可不受重力、位置的限制。其缺点是热沉温度不太均匀，会形成一定的气液两相流。带压节流系统适用于中、小型环模装置。现在是22页\一共有97页\编辑于星期日图25带压节流系统1.—液氮储槽；2.—节流阀；3.—热沉；4.—调节阀；5.—液氮泵；6.—管路现在是23页\一共有97页\编辑于星期日Ｃ.单相密闭循环系统如图26所示。经液氮泵流出的液氮，经过冷器冷却后，温度降低，然后送入热沉管道，与热沉进行热交换，然后通过控制阀门返回到液氮储槽。这种系统的优点是：可根据热沉负载的大小进行流量调节，热沉的壁温较低且温度比较均匀。缺点是所需设备多、投资大。单相密闭循环系统适用于大型环模装置。现在是24页\一共有97页\编辑于星期日图26单相密闭循环系统1.—带压液氮储槽；2.—控制阀门；3.—热沉；4.—过冷器；5.—液氮泵；6.—阀门现在是25页\一共有97页\编辑于星期日3.2低温参数的测量低温下温度、流量、液面、密度等各种参数的测量是空间低温技术的重要内容。也是运载火箭和航天器研制开发、运行监控必不可少的重要手段。另外，空间模拟设备为了达到预定的冷背景温度，也必须对温度、低温度介质流量等参数进行检测和控制。以保试验的真实性。现在是26页\一共有97页\编辑于星期日3.2.1低温电阻温度计电阻温度计是利用物质的电阻随温度而变化的现象制成的温度计。一般纯金属和合金的电阻温度系数是正的，其电阻随温度下降而减小，但随着温度降低，当接近0℃时，其电阻温度系数逐渐趋近零，材料的电阻不随温度的变化而变化。在空间低温环境，选用的低温电阻温度计应具有负的电阻温度系数，即随着温度的降低其电阻值增大，并在低温下有很高的灵敏度。空间低温环境常见的低温电阻温度计包括：现在是27页\一共有97页\编辑于星期日(1)低温铂电阻温度计技术指标：测量范围：13.8033－273.16K准确度：10-2－10-4K响应时间：0.1－10S(2)热敏电阻温度计技术指标：测量范围：4－300K准确度：10-1K响应时间：0.1－10S现在是28页\一共有97页\编辑于星期日(3)碳电阻温度计技术指标：测量范围：0.015－100K准确度：10-2－10-3K响应时间：0.1－10S(4)渗碳玻璃温度计技术指标：测量范围：1－300K准确度：10-2－10-3K响应时间：0.1－10S现在是29页\一共有97页\编辑于星期日3.2.2低温热电偶在空间领域，当环境温度最低在0.1~1.5K范围内时，大多采用热电偶而不用低温电阻温度计。这是因为热电偶能很快反映温度的变化，即动态特性好，满足动态测量要求。同时热电偶具有很强的抗冲击振动能力。由于测温端很小，它可以做到一般温度计难以达到的定点测量，另外，热电偶输出的是电势信号，较容易实现信号放大后与计算机配合以实现遥测、遥控。现在是30页\一共有97页\编辑于星期日常用的低温热电偶：(1)铜——康铜热电偶这两种材料性质较均匀、稳定。因此，制成的热电偶也具有较好的稳定性。铜——康铜热电偶主要应用在0~-200℃范围内，对于低于液氮的温度范围，缺点是灵敏度变差。(2)镍铬——康铜热电偶这种热电偶在40K以上是目前所有低温热电偶中灵敏度最高的一种。在液氮以下的温度，其灵敏度比铜——康铜热电偶高将近一倍。我国航天部门在研制辐射制冷器，固体制冷器等星载制冷器时，都是采用镍铬——康铜热电偶来测温的。现在是31页\一共有97页\编辑于星期日(3)镍铬——金铁热电偶这种热电偶在1~300K温区内可保持10v/k以上的灵敏度。在4.2K，其灵敏度可保持在12v/k，在10K以上，灵敏度超过16v/k，而且均匀性和稳定性都好，是一种优越的，可以从液氦一直到室温连续测温的低温热电偶。(4)镍铬——铜铁热电偶这是70年代以后研制出的一种新型低温热电偶，工作温度范围为1~300Ｋ，在20K以下它的灵敏度与镍铬——金铁热电偶接近，在20K以上其灵敏度比镍铬——金铁热电偶高，并且热电偶丝机械强度比金铁高，与金铁热电偶一样在空间低温技术中得到广泛应用。现在是32页\一共有97页\编辑于星期日3.2.3低温介质的流量测量(1)涡轮流量计主要特点是：精度高、量程范围大、重复性好、响应时间常数一般只有几毫秒到几十毫秒。输出信号为与流量成正比的脉冲信号，便于远距离监测和自控，所以它是实验室和发射基地皆宜的低温流量计。涡轮流量计是以涡轮旋转的角速度求得流体的流量。它由涡轮、导流架、壳体和感应转换器等组成。现在是33页\一共有97页\编辑于星期日(2)涡街流量计涡街流量计属于流体振动流量计，也是一种速度式流量计。其输出信号是仅仅与被测介质流速有关的脉冲频率。几乎不受流体的组成、密度、温度、压力等参数的影响。用于低温介质流量测量时，具有以下特点：首先是压力损失小，所以即使极低温液体，蒸发量也可以做得很小，这有利于提高测量的精度，量程范围也比较大；由于被测流体本身就是振动体，没有机械运动部件，所以使用寿命长；由于是检测流速，所以流量和输出的关系为简单的线性关系；又因为是脉冲输出，所以容易实现远距离检测。现在是34页\一共有97页\编辑于星期日3.2.4液面的测量低温介质液面的测量，对试验顺利进行至关重要，而且也是评价火箭发动机性能所必须的基本参数。现在是35页\一共有97页\编辑于星期日(1)金属热线液面计工作原理是在一根金属线上通一适当电流，产生的焦耳热使金属线温度升高（热线即因此得名），在相同的加热条件下，处于液体中的热线温度要比在蒸气中热线温度低，且热线电阻的阻值有很大差别。因此，根据热丝电阻值的大小就可以判断热线是否处在液体中或判断浸没在液体中的长度是多少，据此可以判断液面的高度。现在是36页\一共有97页\编辑于星期日(2)超声波液面计超声波液面计是利用超声波换能器发射和接收声波，并根据声波在介质中传播的某些声学特性（如声速、声阻抗）来测量液面的。现在是37页\一共有97页\编辑于星期日3.2.5密度的测量密度测量的准确与否直接影响低温介质质量与质量流量的准确性。因此为了准确地测定质量和质量流，必须对低温介质的静态密度以及流动中的动态密度进行精确测量，在某些场合甚至需要测量液体内的密度分布，如在大型容器内，由于液体的温度分层，存在着很大的密度梯度。现在是38页\一共有97页\编辑于星期日(1)圆筒型电容密度计其结构是由两同轴金属圆筒所组成，每一圆筒各为一个电极。当电容传感器浸入液体后，液体的密度发生变化时，使电容传感器的电容发生变化，据电容的数值，便可计算出液体的密度，这种类型的密度计被广泛的应用于液氢、液氧低温液体的静态和动态密度测量。由于工作可靠、测量准确，在空间低温技术中被普遍采用，如美国“阿波罗”飞船上生保系统和“土星6号”推进系统都采用这类电容密度计。现在是39页\一共有97页\编辑于星期日(2)振动式密度计当在振动管子中流过被测介质时，则此振动管的横向自由振动频率将随着被测液体密度的变化而变化。液体密度增大时，振动频率将减小。反之，液体密度减小时，振动频率将增大。因此，利用测定振动管频率的变化，就可以间接测定液体的密度。现在是40页\一共有97页\编辑于星期日四、热真空试验模拟技术卫星入轨后经受的最主要的空间环境是：真空、低温与太阳辐照。卫星受太阳辐照时，温度急剧上升，当处于地球阴影区时，温度又降得很低，星上的外露组件，如抛物面天线、太阳电池帆板、各种探头等，无法进行保温，在日照区，组件很快升温，而在阴影区，由于低温环境的作用而很快降温。其温度变化范围为-150~+180℃（随卫星轨道不同而变化），由于要求卫星使用寿命越来越长，因而这种冷热交变的次数也就越多。现在是41页\一共有97页\编辑于星期日长时间多次的冷热交变与真空效应的共同作用，使卫星组件产生一系列不利效应。例如用碳纤维、铝蜂窝材料制成的卫星抛物面天线，在冷热交变作用下，粘结材料在真空中的蒸发、裂解，可导致天线变形，影响电磁波传播质量；使太阳电池组件热疲劳损坏，输出功率降低等，因此，这些组件应在真空条件下进行冷热交变试验。现在是42页\一共有97页\编辑于星期日空间模拟器中几种调温系统：4.1简单调温系统4.2带联动蝶阀封闭的调温系统4.3带液氮储槽式冷却器的热沉调温系统4.4带液氮换热器的热沉调温系统4.5带液氮喷射室的热沉调温系统4.6我国KFT空间环境设备的调温系统现在是43页\一共有97页\编辑于星期日4.1简单调温系统简单的气氮调温系统，可满足90~423K温度范围的要求。该系统将液氮蒸发成气氮，再把它加热到要求的温度。液氮加热是用浸入式加热器，在低速流情况下，单一加热器可以很好的满足温度要求，但对高速流的气体，会产生不稳定的气流和不稳定温度。因此这种系统采用两个并列的加热器。第一个加热器用于蒸发液氮；第二个用于加热气氮，可使热沉的温度均匀性达2℃。现在是44页\一共有97页\编辑于星期日图35简单调温系统示意图现在是45页\一共有97页\编辑于星期日4.2带联动蝶阀封闭的调温系统带联动蝶阀调节气流的调温系统，它可以保证有温度稳定的气氮和液氮供应热沉。该系统可达到的温度范围为-170~+150℃，热沉最大温差4℃。加热氮气时：联动蝶阀使成比例的气体通过液氮热交换器，然后通过可控硅加热器，使气氮达到所需的温度要求。冷却氮气时：关闭可控硅加热器，气氮经过液氮的热交换器进行冷却，此时外热交换器蒸发的冷氮气也进入气氮系统，这样使循环气流的温度降低。压力安全阀是为了避免超压。这种超压是在升温的一瞬间，由沸腾的气体造成的。调温采用程序控制，用可控硅整流器控制电压，以决定加热器的加热功率，蝶阀采用气动控制，以确定气体流量的大小，以保证温度在可调范围内得到控制。现在是46页\一共有97页\编辑于星期日图36带联动蝶阀封闭的调温系统现在是47页\一共有97页\编辑于星期日五、原子氧环境及模拟技术轨道中原子氧的温度一般为1000~1500k，它与航天器的相对速度为8km/s，相当于原子氧以约5ev的能量与表面相撞。如此高温的化学过程对航天器表面材料会产生很大的氧化作用。飞行实验证明：原子氧对低地球轨道航天器表面材料的危害比其它因素，诸如热真空、紫外辐照、微流星等要大的多。现在是48页\一共有97页\编辑于星期日5.1直流弧（电弧解热式）原理如图41所示。总耗功率为16kw的直流弧加热氦气形成高温等离子体。在下游2cm处注入少量氧气（总气体流量为2%），在氦等离子体诱发下分解为原子氧，然后通过喷管膨胀加速后进入试验区，达到所需的速度。该设备得到的原子氧通量为5×1015/cm2•s，速度为3.5km/s。改进冷却系统，在提高直流弧的加热功率后，原子氧通量和原子氧束的速度都能得到提高。现在是49页\一共有97页\编辑于星期日图41直流弧加热原子氧源现在是50页\一共有97页\编辑于星期日5.2微波放电原理如图42所示。用一台200w微波功率发生器（频率2450MHz），使氦气放电，产生氦等离子体，8%的氧气被解离为原子氧、用于试验。其通量与轨道上相似，约为1015原子/cm2•s量级，但能量只有0.14ev。该系统已用来对石墨、环氧和卡普冬材料进行了实验，观测了表面性能的变化和进行了质量损失的测量。现在是51页\一共有97页\编辑于星期日1.—喷嘴；2.—排气口；3.—微波功率源；4.—微波放电原子氧源；5.—流量控制阀；6.—O2+He气体容器；7.—机械真空泵；8.—原子氧束；9.—靶现在是52页\一共有97页\编辑于星期日5.3激光光致放电CO2激光器产生的激光束会聚在超音速颈部连续光致放电，产生高温等离子体诱发氧分子解离为原子氧。这是一种技术先进的方法，原子氧能量和束流密度均能达到低地球轨道上的真实情况。现在是53页\一共有97页\编辑于星期日原理如图43所示。原子氧源由CO2激光束（10.6m,300~500w）经硒化锌（ZnSe）透镜在载气氩中得到连续发射，使载气电离，然后注入少量的氧气，在喷管出口处就得到了所需能量与速度的原子氧束。该设备的原子氧能量为5ev，速度为4~5km/s。采取一些措施后（如载气改为氦，激光功率大于1kw），可将速度提到8.3km/s。这台设备即可研究原子氧在光学表面上引起的损伤，又可研究航天器表面材料特性变化规律。现在是54页\一共有97页\编辑于星期日图43激光光致放电原子氧设备现在是55页\一共有97页\编辑于星期日6.4微波放电设备原理如图44所示。氧气注入微波谐振腔中的玻璃容器内，微波放电使氧分子电离，氧分子电离后，氧离子束在栅极电压下加速，最后氧离子束撞击在试验标本上。实验用的水平真空容器半径为1m。微波频率为2450MHz，功率100w，微波腔偏压+800V，加速栅极电压-200V，典型的氧气速率为4.2×10-7m3/s，得到的氧离子束直径约5cm。流量可达1.3×1018离子/cm2•s由于设备没有采取中性化与降压措施，产生的氧离子束只能用来研究材料的质量损失与能量的相关性。现在是56页\一共有97页\编辑于星期日图44微波放电栅极加速原子氧设备现在是57页\一共有97页\编辑于星期日5.5潘宁放电式原理如图45所示。在高压电场的作用下，当系统压力在1.3Pa以下时氧分子将产生辉光放电现象，高压电场使氧气电离产生氧离子束，然后通过栅极电压加速，再利用电子枪喷射电子使氧离子中性化，产生中性原子氧。该设备产生的原子氧能量为5ev，相当于460km高度下的原子氧能量。利用这台设备对炭膜、银膜和卡普冬膜进行模拟试验，与SRS-3,5,8飞行实测大致相符。现在是58页\一共有97页\编辑于星期日图45潘宁放电式原子氧设备现在是59页\一共有97页\编辑于星期日6.6电子轰击式设备原理如图46所示。由电子枪发射的高速电子轰击注入的氧分子使其电离，在电磁聚焦加速系统作用下形成高速氧离子束。通过气体中和降能室使其降能（降至1~100ev范围内）和中性化，最后得到中性的原子氧。这种系统可得速度达8km/s的中性原子氧，但通量只有109个原子氧/cm2•s。现在是60页\一共有97页\编辑于星期日1.—主质谱仪；2.—中和气体；3.—单色仪探测器；4.—4极质谱仪；5.—靶标（石英晶体微量天秤）；6.—太阳辐射源；7.—离子中和室；8.—离子源与聚焦装置现在是61页\一共有97页\编辑于星期日测试仪器功能：在原子氧模拟设备中需对光谱强度、速度、试件质量损失等参数进行测量。测量仪器及功能如下：光学多通道分析仪、摄谱仪、光电倍增管与辐射计，用于测量光谱强度与速度。石英晶体微量天平：用于测量试件的质量损失。现在是62页\一共有97页\编辑于星期日测试仪器功能：四极质谱仪：用于测量试件的组成成分。电子显微镜：用于测量试件表面的外形变化。低能电子衍射仪和俄歇质谱仪：测量试件表面的腐蚀效应。另外，作为试验设备必不可少的部分，还使用了电子计算机的控制、数据采集与处理系统。现在是63页\一共有97页\编辑于星期日六、卫星动力学环境试验技术动力学环境试验是卫星环境工程的重要组成部分，与卫星在轨道飞行所经受的各种空间环境相比，动力学环境有完全不同的特点。它主要发生在卫星的发射阶段，作用时间虽短，但对卫星的影响却不能忽视。据国外统计，卫星发射上天后第一天所出现的故障，有30%~60%是由于动力学环境引起的。卫星的动力学环境大致分为声、振动、冲击和加速度四种。现在是64页\一共有97页\编辑于星期日(1)声它是由卫星起飞和动力飞行过程中在卫星外表面或整流罩上形成的空气脉动压力所引起的。这种空气脉动压力亦称噪声。它可分为由卫星运载火箭排气所产生的声学噪声和卫星在高速飞行过程中产生的气动噪声。它们通过卫星外壳（或整流罩）和飞行器结构传到卫星上，形成随机振动环境作用于卫星的各部位。一般称为声振环境。现在是65页\一共有97页\编辑于星期日(2)振动除了声振环境外，卫星还受到多种其它环境的作用，例如：a.低频正弦振动由地面运输、火箭发动机工作、运载火箭结构与液体推进系统的共振频率耦合等产生。b.瞬态振动由火箭发动机点火、关机和级间分离等突发性载荷，通过飞行结构传到卫星上并逐渐衰减，故称为瞬态振动。现在是66页\一共有97页\编辑于星期日(3)冲击卫星在飞行过程中，为使卫星和运载火箭分离、抛整流罩、舱段分离，以及各种伸展组件的解锁、释放和展开等，需要使用各种类型的火工装置。这些火工装置在工作时产生时间极短的冲击载荷，一般称为爆炸冲击环境。此外，一些返回式卫星的回收部分在回到地面时也会经受这种冲击。现在是67页\一共有97页\编辑于星期日(4)加速度卫星在动力飞行中，由于火箭发动机的推力而获得加速度。这一加速度环境会对卫星及星上组件造成结构性的损坏。例如电子元器件受损、密封失效、电子元器件断路或短路、接插件松动和支架断裂而使仪器设备发生故障、卫星的主结构及次结构破坏或断裂等。这些故障的发生都可能影响卫星飞行任务的完成，甚至导致整个飞行任务失败。现在是68页\一共有97页\编辑于星期日6.1振动试验设备振动环境模拟试验设备是模拟产品经受振动环境的必要条件。一般包括振动台、控制系统、测振仪器和辅助设备等。而目前广泛使用的振动台，按其原理分主要有三种类型：机械振动台、电动振动台和电液振动台。现在是69页\一共有97页\编辑于星期日6.2声振环境模拟技术高声强声试验室主要有混响室和行波室两种。试验室由噪声源（包括气源和气流调制器）、喇叭、排气消声装置以及测控系统组成。现在是70页\一共有97页\编辑于星期日(1)混响声振试验室图52为混响场声振试验系统图。系统的基本工作原理是具有一定压力的气源（液氮气化的气体）经气流调制器（电声换能器）调制产生高声强、宽频带的噪声源，噪声源经喇叭辐射到混响室空间，造成模拟的扩散声场，扩散声场的压力脉动全向、分布地激励试验件。在混响室的不同位置放置声传感器，测量不同点的声压级及混响室的总声压级，放大后送入数据采集处理系统，信号处理比较后，系统输出一个调整信号经功率放大后，调整气流调制器使输出的声强满足试验要求。现在是71页\一共有97页\编辑于星期日图52混响场声振试验系统现在是72页\一共有97页\编辑于星期日(2)行波试验系统行波试验装置是卫星另一种常用的声振试验设备。如图53所示。它由噪声源（包括喇叭）、过渡段、试验段以及排气消声段等组成。声波不断地从声源沿管道以行波形式传播，气流调制器通过喇叭与行波过渡段进行声阻抗匹配，以达到理想的电、气声效率。而在排气消声段由具有高声吸收系数的介质（如玻璃纤维）所吸收，防止行波反射回试验段。现在是73页\一共有97页\编辑于星期日图53行波场声振试验系统现在是74页\一共有97页\编辑于星期日6.3动力学环境试验中的测量技术在卫星及其他航天器的动力学环境试验中，需要进行各种物理参数的测量。例如，在振动试验中，要准确测量试验控制点的加速度、位移或速度，以保证试件经受的振动量值满足试验要求；在进行声振试验时，要测量混响室的声压级，以确信混响室的声强和声场的均匀度，满足试验要求。显然，能否正确测量这些参数，决定着试验的成败。现在是75页\一共有97页\编辑于星期日6.3.1电阻应变计应变测量是实验力学环境的重要内容之一，在卫星的强度分析、材料试验方面都有广泛的应用，应变测量的方法有很多种，例如机械方法、电测法和光测法，而应用最广泛的是电阻应变计。因为它具有测量灵敏度及精度高，数据稳定可靠、频率响应极宽，可用于常温，高低温环境下测量等。现在是76页\一共有97页\编辑于星期日6.3.2声压级测量卫星的声试验，主要是研究卫星结构及组件在飞行过程中所受到的火箭发动机排气噪声及高速飞行中气动噪声等环境的影响。声最基本特性是声功率及声压，前者用来描述一个声源发出声音的强弱（能量）、声压是声音在介质中传播时造成的压力脉动.现在是77页\一共有97页\编辑于星期日七、微流星与空间碎片模拟技术由于微流星体与空间碎片的速度很高，当它与航天器相撞时，释放出巨大的能量，对航天器有很大的危害。质量小的微流星体对航天器表面起沙蚀作用，使表面粗糙，造成表面热控涂层特性破坏，对光学表面，太阳电池等影响也很大，使透光性能变化，光电转换效率降低等。现在是78页\一共有97页\编辑于星期日微流星模拟方法主要有下列几类。(1)爆炸加速器爆炸力直接作用在物体上，使物体加速。现在是79页\一共有97页\编辑于星期日(2)靶板加速器，如图61所示。这里弹体是固定的，靶板是加速运动的。起爆后，靶板在炸药的推力下，加速运动去撞击弹体，该加速器靶板速度可达3.5km/s。现在是80页\一共有97页\编辑于星期日图61靶板加速器示意图(a)作用前；(b)爆炸中；(c)靶板加速移向弹体现在是81页\一共有97页\编辑于星期日(3)锥孔爆炸加速器，如图62所示。爆炸后把锥孔套管粉碎并射向靶板，喷射时呈弥散状，速度可达16km/s。现在是82页\一共有97页\编辑于星期日图62锥孔爆炸加速器1.—起爆管；2.—炸药；3.—锥孔套管现在是83页\一共有97页\编辑于星期日(4)两级碎管爆炸加速器，如图63所示。起爆后，套管粉碎，套管内的气体受压并加速。当达到预定压力时隔膜破裂，于是加速弹体。在第一级和第二级中炸药的燃烧率需控制合适，2g重的弹体可加速到12km/s，但该装置只能使用一次。现在是84页\一共有97页\编辑于星期日图63两级碎管爆炸加速器1.—起爆器；2.—套管；3.—炸药；4.—膈膜；5.—弹体现在是85页\一共有97页\编辑于星期日(5)两级轻气炮加速器，如图64所示。它是一种较为成熟的超高速颗粒加速器。起爆后后，炸药燃烧达一定压力。高压气体推动活塞、活塞压缩气体（氢或氦气），气体冲破隔膜。高温高压的轻气体以大于101.3Mpa的压力推动弹体，在1M左右的炮管中压力基本不变，弹体能达到的极限速度为11km/s。弹体质量可以从0.02－1000g左右。现在是86页\一共有97页\编辑于星期日图64两级轻气炮加速器1.—起爆器；2.—炸药；3.—隔膜4.—活塞；5.—轻气体；6.—隔膜；7.—弹体；8.—弹托现在是87页\一共有97