本發(fā)明專(zhuān)利技術(shù)涉及一種航天器帶壓艙體在軌泄壓過(guò)程艙內(nèi)氣壓變化仿真分析方法，通過(guò)建立帶壓艙體在軌泄壓的集中參數(shù)物理模型，包括艙體1、泄壓通道2和外界真空環(huán)境3三個(gè)部分，采用仿真計(jì)算的假設(shè)條件，對(duì)航天器帶壓艙體在軌泄壓過(guò)程中艙體內(nèi)部壓力變化進(jìn)行仿真計(jì)算。本發(fā)明專(zhuān)利技術(shù)提出的仿真計(jì)算方法可有效應(yīng)用于載人航天器軌道艙在軌泄壓過(guò)程或載人飛船與目標(biāo)飛行器組合體對(duì)接通道等密封艙體在軌泄壓過(guò)程艙內(nèi)壓力變化情況預(yù)測(cè)，為泄壓過(guò)程干擾力分析創(chuàng)造條件，從而減小在軌泄壓過(guò)程所帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)。
【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
【專(zhuān)利摘要】本專(zhuān)利技術(shù)涉及一種，通過(guò)建立帶壓艙體在軌泄壓的集中參數(shù)物理模型，包括艙體1、泄壓通道2和外界真空環(huán)境3三個(gè)部分，采用仿真計(jì)算的假設(shè)條件，對(duì)航天器帶壓艙體在軌泄壓過(guò)程中艙體內(nèi)部壓力變化進(jìn)行仿真計(jì)算。本專(zhuān)利技術(shù)提出的仿真計(jì)算方法可有效應(yīng)用于載人航天器軌道艙在軌泄壓過(guò)程或載人飛船與目標(biāo)飛行器組合體對(duì)接通道等密封艙體在軌泄壓過(guò)程艙內(nèi)壓力變化情況預(yù)測(cè)，為泄壓過(guò)程干擾力分析創(chuàng)造條件，從而減小在軌泄壓過(guò)程所帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)。【專(zhuān)利說(shuō)明】
本專(zhuān)利技術(shù)屬于載人航天器姿態(tài)干擾計(jì)算領(lǐng)域，具體涉及一種。
技術(shù)介紹
在載人航天任務(wù)中，為了保證航天員在太空環(huán)境下生存，要求載人航天器中設(shè)計(jì)密閉空間并充填與地面大氣成分和壓力相同的氣體。在某些特殊的時(shí)刻，需要將載人航天器密閉空間中的氣體通過(guò)專(zhuān)門(mén)的排氣泄壓組件排放至真空中，稱(chēng)為艙體泄壓。以我國(guó)載人航天任務(wù)為例:當(dāng)航天員需要執(zhí)行出艙任務(wù)時(shí)，需先進(jìn)行軌道艙泄壓工作，待艙內(nèi)壓力下降至一定數(shù)值下才能打開(kāi)艙門(mén)執(zhí)行任務(wù)；在載人飛船完成空間任務(wù)返回地面前，需要先進(jìn)行軌道艙泄壓，將軌道艙壓力降至一定數(shù)值以下，為軌道艙返回艙的分離做準(zhǔn)備；當(dāng)載人飛船和目標(biāo)飛行器所形成的組合體分離前，需要對(duì)組合體對(duì)接通道進(jìn)行泄壓，為兩飛行器的分離做準(zhǔn)備。航天器在軌泄壓過(guò)程中，因氣體反推力和羽流沖擊效應(yīng)會(huì)為艙體帶來(lái)額外干擾力，影響航天器姿態(tài)。準(zhǔn)確預(yù)測(cè)艙體泄壓過(guò)程所產(chǎn)生的干擾力及干擾力矩的大小對(duì)于航天器姿態(tài)控制方案設(shè)計(jì)有著重要意義。準(zhǔn)確獲知艙體內(nèi)部的壓力變化過(guò)程是準(zhǔn)確預(yù)測(cè)干擾力變化情況的前提。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
本專(zhuān)利技術(shù)解決的技術(shù)問(wèn)題是提供了一種航天器帶壓艙體在軌泄壓過(guò)程艙體內(nèi)部壓力變化仿真分析方法。為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本專(zhuān)利技術(shù)建立如圖1所示的帶壓艙體在軌泄壓的集中參數(shù)物理模型，進(jìn)行仿真計(jì)算條件假設(shè)，進(jìn)行仿真計(jì)算，具體步驟如下:1.建立帶壓艙體在軌泄壓的集中參數(shù)物理模型，包括艙體1、泄壓通道2和外界真空環(huán)境3三個(gè)部分；2.采用仿真計(jì)算的假設(shè)條件如下:(I)艙體內(nèi)部的氣體物性參數(shù)包括壓力P、溫度T和密度P —致；(2)艙體在軌泄壓過(guò)程中，泄壓通道截流面積處的流動(dòng)狀態(tài)為臨界流動(dòng)狀態(tài)；(3)泄壓通道截流面積處的氣體速度等于當(dāng)?shù)匾羲伲?4)經(jīng)過(guò)截流面積的實(shí)際氣體流率與采用等熵流動(dòng)模型計(jì)算得到的理論流率值之間相差一個(gè)損失系數(shù)，該損失系數(shù)僅與泄壓通道的結(jié)構(gòu)形式有關(guān)，通過(guò)地面試驗(yàn)測(cè)試得到；(5)在軌泄壓過(guò)程為絕熱過(guò)程。3.按照步驟I建立的集中參數(shù)物理模型和步驟2的假設(shè)條件，航天器帶壓艙體在軌泄壓過(guò)程中艙體內(nèi)部壓力變化仿真計(jì)算方法如下:(I)初始狀態(tài)下艙內(nèi)氣體物性參數(shù)已知，泄壓通道截流面積處氣體流動(dòng)狀態(tài)為臨界流動(dòng)狀態(tài)，計(jì)算得到截流面積處的氣體流動(dòng)速度和密度；(2)泄壓通道截流面積及流率損失系數(shù)已知，計(jì)算得到該時(shí)刻氣體排放質(zhì)量流率；(3)在獲得氣體排放質(zhì)量流率的基礎(chǔ)上，選取一個(gè)足夠小的時(shí)間跨度dt，0 < dt< 0.ls，計(jì)算得到此時(shí)間跨度后艙內(nèi)剩余氣體質(zhì)量和密度；(4)利用氣體絕熱變化過(guò)程中密度與溫度關(guān)系式及理想狀態(tài)氣體方程關(guān)系式求得dt時(shí)間以后艙內(nèi)剩余氣體溫度和壓力；(5)將dt時(shí)間以后艙內(nèi)氣體物性參數(shù)作為輸入進(jìn)行迭代計(jì)算，最終得到航天器帶壓艙體在軌泄壓艙內(nèi)氣體壓力、密度、溫度隨時(shí)間變化曲線(xiàn)。本專(zhuān)利技術(shù)提出的仿真計(jì)算方法可有效應(yīng)用于載人航天器軌道艙在軌泄壓過(guò)程或載人飛船與目標(biāo)飛行器組合體對(duì)接通道等密封艙體在軌泄壓過(guò)程艙內(nèi)壓力變化情況預(yù)測(cè)，為泄壓過(guò)程干擾力分析創(chuàng)造條件，從而減小在軌泄壓過(guò)程所帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)。【專(zhuān)利附圖】【附圖說(shuō)明】圖1帶壓艙體在軌泄壓示意圖。【具體實(shí)施方式】對(duì)于帶壓艙體在軌泄壓過(guò)程艙內(nèi)氣體物性參數(shù)的仿真計(jì)算的具體實(shí)施可分為如下五個(gè)步驟:步驟1，泄壓通道截流面積處的氣體流動(dòng)速度和密度計(jì)算:【權(quán)利要求】1.一種，其特征在于，包括以下步驟: (1)建立帶壓艙體在軌泄壓的集中參數(shù)物理模型，包括艙體1、泄壓通道2和外界真空環(huán)境3三個(gè)部分； (2)采用仿真計(jì)算的假設(shè)條件如下: 1)艙體內(nèi)部的氣體物性參數(shù)包括壓力P、 溫度T和密度P—致； 2)艙體在軌泄壓過(guò)程中，泄壓通道截流面積處的流動(dòng)狀態(tài)為臨界流動(dòng)狀態(tài)； 3)泄壓通道截流面積處的氣體速度等于當(dāng)?shù)匾羲伲? 4)經(jīng)過(guò)截流面積的實(shí)際氣體流率與采用等熵流動(dòng)模型計(jì)算得到的理論流率值之間相差一個(gè)損失系數(shù)，該損失系數(shù)僅與泄壓通道的結(jié)構(gòu)形式有關(guān)，通過(guò)地面試驗(yàn)測(cè)試得到； 5)在軌泄壓過(guò)程為絕熱過(guò)程。 (3)按照步驟(1)建立的集中參數(shù)物理模型和步驟(2)的假設(shè)條件，航天器帶壓艙體在軌泄壓過(guò)程中艙體內(nèi)部壓力變化仿真計(jì)算方法如下: 1)初始狀態(tài)下艙內(nèi)氣體物性參數(shù)已知，泄壓通道截流面積處氣體流動(dòng)狀態(tài)為臨界流動(dòng)狀態(tài)，計(jì)算得到截流面積處的氣體流動(dòng)速度和密度； 2)泄壓通道截流面積及流率損失系數(shù)已知，計(jì)算得到該時(shí)刻氣體排放質(zhì)量流率； 3)在獲得氣體排放質(zhì)量流率的基礎(chǔ)上，選取一個(gè)足夠小的時(shí)間跨度dt，計(jì)算得到此時(shí)間跨度后艙內(nèi)剩余氣體質(zhì)量和密度； 4)利用氣體絕熱變化過(guò)程中密度與溫度關(guān)系式及理想狀態(tài)氣體方程關(guān)系式求得dt時(shí)間以后艙內(nèi)剩余氣體溫度和壓力； 5)將dt時(shí)間以后艙內(nèi)氣體物性參數(shù)作為輸入進(jìn)行迭代計(jì)算，最終得到航天器帶壓艙體在軌泄壓艙內(nèi)氣體壓力、密度、溫度隨時(shí)間變化曲線(xiàn)。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種，其特征在于，步驟(3)所述的仿真計(jì)算方法具體如下: 泄壓通道截流面積處的氣體流動(dòng)速度和密度計(jì)算: 3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種，其特征在于，O < dt < `0.1s。【文檔編號(hào)】G06F19/00GK103678849SQ201210358491【公開(kāi)日】2014年3月26日 申請(qǐng)日期:2012年9月25日 優(yōu)先權(quán)日:2012年9月25日 【專(zhuān)利技術(shù)者】孫威, 朱華光 申請(qǐng)人:北京空間技術(shù)研制試驗(yàn)中心本文檔來(lái)自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
一種航天器帶壓艙體在軌泄壓過(guò)程艙內(nèi)氣壓變化仿真分析方法，其特征在于，包括以下步驟：(1)建立帶壓艙體在軌泄壓的集中參數(shù)物理模型，包括艙體1、泄壓通道2和外界真空環(huán)境3三個(gè)部分；(2)采用仿真計(jì)算的假設(shè)條件如下：1)艙體內(nèi)部的氣體物性參數(shù)包括壓力P、溫度T和密度ρ一致；2)艙體在軌泄壓過(guò)程中，泄壓通道截流面積處的流動(dòng)狀態(tài)為臨界流動(dòng)狀態(tài)；3)泄壓通道截流面積處的氣體速度等于當(dāng)?shù)匾羲伲?)經(jīng)過(guò)截流面積的實(shí)際氣體流率與采用等熵流動(dòng)模型計(jì)算得到的理論流率值之間相差一個(gè)損失系數(shù)，該損失系數(shù)僅與泄壓通道的結(jié)構(gòu)形式有關(guān)，通過(guò)地面試驗(yàn)測(cè)試得到；5)在軌泄壓過(guò)程為絕熱過(guò)程。(3)按照步驟(1)建立的集中參數(shù)物理模型和步驟(2)的假設(shè)條件，航天器帶壓艙體在軌泄壓過(guò)程中艙體內(nèi)部壓力變化仿真計(jì)算方法如下：1)初始狀態(tài)下艙內(nèi)氣體物性參數(shù)已知，泄壓通道截流面積處氣體流動(dòng)狀態(tài)為臨界流動(dòng)狀態(tài)，計(jì)算得到截流面積處的氣體流動(dòng)速度和密度；2)泄壓通道截流面積及流率損失系數(shù)已知，計(jì)算得到該時(shí)刻氣體排放質(zhì)量流率；3)在獲得氣體排放質(zhì)量流率的基礎(chǔ)上，選取一個(gè)足夠小的時(shí)間跨度dt，計(jì)算得到此時(shí)間跨度后艙內(nèi)剩余氣體質(zhì)量和密度；4)利用氣體絕熱變化過(guò)程中密度與溫度關(guān)系式及理想狀態(tài)氣體方程關(guān)系式求得dt時(shí)間以后艙內(nèi)剩余氣體溫度和壓力；5)將dt時(shí)間以后艙內(nèi)氣體物性參數(shù)作為輸入進(jìn)行迭代計(jì)算，最終得到航天器帶壓艙體在軌泄壓艙內(nèi)氣體壓力、密度、溫度隨時(shí)間變化曲線(xiàn)。...
【技術(shù)特征摘要】
【專(zhuān)利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：孫威，朱華光，
申請(qǐng)(專(zhuān)利權(quán))人：北京空間技術(shù)研制試驗(yàn)中心，
類(lèi)型：發(fā)明
國(guó)別省市：北京;11
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