1.本发明涉及航天器仿真计算技术领域，具体而言，涉及一种原子氧或紫外辐照通量的计算装置、方法及模拟器。
背景技术：2.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。此外，真空紫外辐照也是造成材料失效的重要原因。并且已有研究表明紫外辐照和原子氧具有明显的协同作用。所以，评估材料的原子氧和紫外辐照效应是有意义的研究。试验方法是最直接最有效地评估材料空间环境效应的手段，但试验方法代价高昂，研究周期长。为了快速有效地评估，仍需深入研究原子氧、紫外的理论模型或数值仿真模型。目前使用的计算方法是蒙特卡罗方法和射线跟踪法。其中，蒙特卡罗方法计算准确，而射线跟踪法具有更高的计算效率。但是现有技术中在同一仿真软件中仅能固定使用一种方法进行原子氧或紫外辐照通量的计算，无法满足不同用户的需求，因此，限制了仿真软件的广泛应用。
技术实现要素：3.本发明解决的问题是现有技术中在同一仿真软件中仅能固定使用一种方法进行原子氧或紫外辐照通量的计算，无法满足不同用户的需求，限制了仿真软件的广泛应用。
4.为解决上述问题，本发明提供一种原子氧或紫外辐照通量的计算装置，包括：
5.环境参数设定模块，所述环境参数设定模块用于获取影响航天器外表面原子氧通量的第一空间环境参数或影响航天器外表面紫外辐照强度的第二空间环境参数；
6.模型建立模块，所述模型建立模块用于根据航天器表面材料参数以及太阳翼位置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；
7.参数导入模块,所述参数导入模块用于将所述第一空间环境参数或所述第二空间环境参数输入到所述三维模型；
8.选择模块，所述选择模块用于确定采用蒙卡计算方法或射线追踪计算方法；
9.计算模块，所述计算模块用于根据所述选择模块确定的方法计算原子氧或紫外辐照模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面原子氧或紫外辐照通量。
10.可选地，所述航天器表面原子氧或紫外辐照通量，包括航天器表面瞬时原子氧或紫外辐照通量和航天器表面累积原子氧或紫外辐照通量。
11.本发明所述的原子氧或紫外辐照通量的计算装置相较于现有技术的优势在于，本发明中原子氧或紫外辐照通量的计算装置耗时少、成本低，使用者可以根据需要，选择蒙特卡罗方法和射线跟踪法，分别计算材料的紫外和原子氧效应，实现材料原子氧和紫外效应计算的高准确率和高速率。另外，本发明能够大幅度降低原子氧与紫外模拟试验的时间与费用，也可为优化材料抗空间环境效应能力提供必要的依据，对材料的空间环境协同效应
研究具有重大的意义。在材料原子氧与紫外协同效应研究和抗空间环境效应加固技术应用中，有着明显的优势和广泛的应用前景。
12.为解决上述技术问题，本发明还提供一种原子氧或紫外辐照通量的计算方法，基于所述的原子氧或紫外辐照通量的计算装置，其包括如下步骤:
13.步骤s1,获取影响航天器外表面原子氧通量的第一空间环境参数或影响航天器外表面紫外辐照强度的第二空间环境参数；
14.步骤s2,通过获取航天器表面材料参数以及太阳翼位置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；
15.步骤s3,将所述第一空间环境参数或所述第二空间环境参数输入到所述三维模型；
16.步骤s4，确定采用蒙卡计算方法或射线追踪计算方法；
17.步骤s5，计算原子氧或紫外辐照模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面原子氧或紫外辐照通量。
18.可选地，步骤s4中，当确定采用蒙卡计算方法时，还包括获取粒子数、反射书以及核数。
19.可选地，步骤s4中，当确定采用射线追踪计算方法时，还包括获取粒子数以及核数。
20.可选地，步骤s5中，计算原子氧或紫外辐照模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面原子氧或紫外辐照通量，包括：
21.步骤s51，计算原子氧或紫外辐照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或紫外辐照通量；
22.步骤s52，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或紫外辐照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或紫外辐照通量。
23.可选地，所述第一空间环境参数和所述第二空间环境参数均包括航天器四元数、轨道六根数以及轨道的经纬高。
24.可选地，步骤s1中，所述第一空间环境参数还包括：航天器速率、来流方向以及原子氧密度。
25.可选地，步骤s1中，所述第二空间环境参数还包括：紫外辐照强度和紫外辐照方向。
26.本发明所述的原子氧或紫外辐照通量的计算方法与所述原子氧或紫外辐照通量的计算装置相对于现有技术的优势相同，在此不再赘述。
27.为解决上述技术问题，本发明还提供一种原子氧或紫外辐照通量的计算模拟器，包括存储有计算机程序的计算机可读存储介质和处理器，所述计算机程序被所述处理器读取并运行时，实现上述所述的方法。
28.本发明所述的原子氧或紫外辐照通量的计算模拟器与所述原子氧或紫外辐照通量的计算方法相对于现有技术的优势相同，在此不再赘述。
附图说明
29.图1为本发明实施例中原子氧或紫外辐照通量的计算方法流程图；
30.图2为本发明实施例中以蒙特卡洛方法计算原子氧累积通量的模拟效果示意图；
31.图3为本发明实施例中利用以蒙特卡洛方法计算紫外辐照累积通量的模拟效果示意图；
32.图4为本发明实施例中以射线追踪方法计算原子氧累积通量的模拟效果示意图；
33.图5为本发明实施例中利用以射线追踪方法计算紫外辐照累积通量的模拟效果示意图。
具体实施方式
34.下面将结合附图对本技术实施例中的技术方案进行清楚、详尽地描述。
35.在本技术实施例的描述中，术语“一些实施例”的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施或实例。而且，描述的具体特征、结构、材料或特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
36.还需要说明的是，在本技术实施例的描述中，术语“包括”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者终端设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者终端设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者终端设备中还存在另外的相同要素。
37.如图1所示，本发明实施例提供一种原子氧或紫外辐照通量的计算装置，包括：
38.环境参数设定模块，所述环境参数设定模块用于获取影响航天器外表面原子氧通量的第一空间环境参数或影响航天器外表面紫外辐照强度的第二空间环境参数；
39.模型建立模块，所述模型建立模块用于根据航天器表面材料参数以及太阳翼位置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；
40.参数导入模块,所述参数导入模块用于将所述第一空间环境参数或所述第二空间环境参数输入到所述三维模型；
41.选择模块，所述选择模块用于确定采用蒙卡计算方法或射线追踪计算方法；
42.计算模块，所述计算模块用于根据所述选择模块确定的方法计算原子氧或紫外辐照模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面原子氧或紫外辐照通量。
43.需要说明的是，本实施例中，蒙特卡罗方法是一种通过使用随机变量进行统计试验来求解数学、物理、工程技术等实际问题的一种数值方法，也称为随机数法、统计试验法。这种模拟方法是基于通过长期飞行试验所获得的数据基础上进行假设建立起来的，并不断将模拟结果与飞行试验的结果进行拟合加以改进，将原子氧与kapton材料撞击并发生反应的过程看作是一种粒子输运的过程从而进行的研究。
44.射线追踪方法依据原子氧粒子相对于航天器运动方向和夹角直接计算航天器表面个剖分网格单元的原子氧通量，仅考虑表面网格单元在运动方向上的遮挡关系，忽略原子氧粒子的镜面反射和漫反射效应且无需模拟产生粒子，达到极大地缩短近似计算原子氧通量的目的。在计算紫外辐照通量时，该方法根据光照方向相对于航天器运动方向和夹角直接计算航天器表面个剖分网格单元的紫外辐照通量，仅考虑运动方向上表面网格单元对光照的遮挡关系和航天器相对于地球的遮挡关系，忽略光照的镜面反射和漫反射效应且无
需模拟产生粒子，达到高效近似计算紫外辐照通量的目的。
45.因此，本实施例所述的原子氧或紫外辐照通量的计算装置原子氧或紫外辐照通量的计算装置耗时少、成本低，使用者可以根据需要，选择蒙特卡罗方法和射线跟踪法，分别计算材料的紫外和原子氧效应，实现材料原子氧和紫外效应计算的高准确率和高速率。
46.在一些实施例中，所述航天器表面原子氧或紫外辐照通量，包括航天器表面瞬时原子氧或紫外辐照通量和航天器表面累积原子氧或紫外辐照通量。由此，数据更全面，模拟更准确。
47.本发明的另一个实施例还提供一种原子氧或紫外辐照通量的计算方法，其包括如下步骤:
48.步骤s1,获取影响航天器外表面原子氧通量的第一空间环境参数或影响航天器外表面紫外辐照强度的第二空间环境参数；
49.步骤s2,通过获取航天器表面材料参数以及太阳翼位置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；
50.步骤s3,将所述第一空间环境参数或所述第二空间环境参数输入到所述三维模型；
51.步骤s4，确定采用蒙卡计算方法或射线追踪计算方法；
52.步骤s5，计算原子氧或紫外辐照模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面原子氧或紫外辐照通量。
53.本发明所述的原子氧或紫外辐照通量的计算方法，方法简单，能够满足不同用户的需要，且本发明所述的原子氧或紫外辐照通量的计算方法与所述原子氧或紫外辐照通量的计算装置相对于现有技术的其他优势相同，在此不再赘述。
54.在一些实施例中，步骤s4中，当确定采用蒙卡计算方法时，还包括获取粒子数、反射书以及核数。由此，便于通过蒙卡计算，使得计算结果更准确。
55.在一些实施例中，步骤s4中，当确定采用射线追踪计算方法时，还包括获取粒子数以及核数。由此，便于通过射线追踪计算方法计算，使得计算结果更准确。
56.在一些实施例中，步骤s5中，计算原子氧或紫外辐照模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面原子氧或紫外辐照通量，包括：
57.步骤s51，计算原子氧或紫外辐照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或紫外辐照通量；
58.步骤s52，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或紫外辐照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或紫外辐照通量。
59.本实施例中，航天器表面累积原子氧或紫外辐照通量为航天器在轨运行期间轨道高度上的表面瞬时原子氧或紫外辐照通量与航天器在轨飞行时间的乘积，计算方便且准确。
60.在一些实施例中，所述第一空间环境参数和所述第二空间环境参数均包括航天器四元数、轨道六根数以及轨道的经纬高。由此，充分考虑了航天器的卫星三维结构和在轨运行状态，数据更准确。
61.可选地，步骤s1中，所述第一空间环境参数还包括：航天器速率、来流方向以及原子氧密度。由此，通过第一空间环境参数的变化能够获得不同空间环境下原子氧通量。
62.需要说明的是，其中，来流方向用于描述航天器在轨飞行时的运行方向。在一些具体的实施例中，假定航天器处于静止状态，原子氧则处于运动状态，所述来流方向即为原子氧从哪个方向接触航天器，间接描述航天器在轨飞行时的运行方向。
63.可选地，步骤s1中，所述第二空间环境参数还包括：紫外辐照强度和紫外辐照方向。
64.在一些实施例中，所述紫外辐照方向通过太阳紫外辐射方向与航天器表面法线的夹角来描述。由此，能够更准确地反映紫外辐照方向。
65.本发明的另一个实施例还提供一种原子氧或紫外辐照通量的计算模拟器，包括存储有计算机程序的计算机可读存储介质和处理器，所述计算机程序被所述处理器读取并运行时，实现上述所述的方法。
66.本实施例所述的原子氧或紫外辐照通量的计算模拟器与所述原子氧或紫外辐照通量的计算方法相对于现有技术的优势相同，在此不再赘述。
67.本发明的又一实施例还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器读取并运行时，实现如上述所述的方法。
68.本实施例所述的计算机可读存储介质与所述原子氧或紫外辐照通量的计算方法相对于现有技术的优势相同，在此不再赘述。
69.为了验证本实施例中原子氧或紫外辐照通量的计算方法的有效性，本实施例选择蒙卡和射线追踪方法分别进行空间环境下原子氧和紫外辐照通量的计算。结果如图2-5所示，其中，图2和图4中，原子氧通量的大小通过颜色的深浅变化表示，颜色越深，原子氧通量越大；图3和图5中，紫外辐照通量的大小通过颜色的深浅变化表示，颜色越深，紫外辐照通量越大。由图中可以看出，本实施例中原子氧或紫外辐照通量的计算方法可以准确地模拟航天器在轨运行时的原子氧或紫外辐照通量。
70.因此，本实施例原子氧或紫外辐照通量的计算装置耗时少、成本低，使用者可以根据需要，选择蒙特卡罗方法和射线跟踪法，分别计算材料的紫外和原子氧效应，实现材料原子氧和紫外效应计算的高准确率和高速率。另外，本实施例能够大幅度降低原子氧与紫外模拟试验的时间与费用，也可为优化材料抗空间环境效应能力提供必要的依据，对材料的空间环境协同效应研究具有重大的意义。在材料原子氧与紫外协同效应研究和抗空间环境效应加固技术应用中，有着明显的优势和广泛的应用前景。
71.虽然本发明公开披露如上，但本发明公开的保护范围并非仅限于此。本领域技术人员在不脱离本发明公开的精神和范围的前提下，可进行各种变更与修改，这些变更与修改均将落入本发明的保护范围。
技术特征：1.一种原子氧或紫外辐照通量的计算装置，其特征在于，包括：环境参数设定模块，所述环境参数设定模块用于获取影响航天器外表面原子氧通量的第一空间环境参数或影响航天器外表面紫外辐照强度的第二空间环境参数；模型建立模块，所述模型建立模块用于根据航天器表面材料参数以及太阳翼位置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；参数导入模块,所述参数导入模块用于将所述第一空间环境参数或所述第二空间环境参数输入到所述三维模型；选择模块，所述选择模块用于确定采用蒙卡计算方法或射线追踪计算方法；计算模块，所述计算模块用于根据所述选择模块确定的方法计算原子氧或紫外辐照模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面原子氧或紫外辐照通量。2.根据权利要求1所述的原子氧或紫外辐照通量的计算装置，其特征在于，所述航天器表面原子氧或紫外辐照通量，包括航天器表面瞬时原子氧或紫外辐照通量和航天器表面累积原子氧或紫外辐照通量。3.一种原子氧或紫外辐照通量的计算方法，基于如权利要求1或2所述的原子氧或紫外辐照通量的计算装置，其特征在于，包括如下步骤:步骤s1,获取影响航天器外表面原子氧通量的第一空间环境参数或影响航天器外表面紫外辐照强度的第二空间环境参数；步骤s2，通过获取航天器表面材料参数以及太阳翼位置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s3,将所述第一空间环境参数或所述第二空间环境参数输入到所述三维模型；步骤s4，确定采用蒙卡计算方法或射线追踪计算方法；步骤s5，计算原子氧或紫外辐照模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面原子氧或紫外辐照通量。4.根据权利要求3所述的原子氧或紫外辐照通量的计算方法，其特征在于，步骤s4中，当确定采用蒙卡计算方法时，还包括获取粒子数、反射书以及核数。5.根据权利要求3所述的原子氧或紫外辐照通量的计算方法，其特征在于，步骤s4中，当确定采用射线追踪计算方法时，还包括获取粒子数以及核数。6.根据权利要求3所述的原子氧或紫外辐照通量的计算方法，其特征在于，步骤s5中，计算原子氧或紫外辐照模拟粒子碰触的所述多边形网格单元，得到航天器表面原子氧或紫外辐照通量，包括：步骤s51，计算原子氧或紫外辐照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或紫外辐照通量；步骤s52，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或紫外辐照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或紫外辐照通量。7.根据权利要求3所述的原子氧或紫外辐照通量的计算方法，其特征在于，所述第一空间环境参数和所述第二空间环境参数均包括航天器四元数、轨道六根数以及轨道的经纬高。8.根据权利要求3所述的原子氧或紫外辐照通量的计算方法，其特征在于，步骤s1中，所述第一空间环境参数还包括：航天器速率、来流方向以及原子氧密度。
9.根据权利要求3所述的原子氧或紫外辐照通量的计算方法，其特征在于，步骤s1中，所述第二空间环境参数还包括：紫外辐照强度和紫外辐照方向。10.一种原子氧或紫外辐照通量的计算模拟器，其特征在于，包括存储有计算机程序的计算机可读存储介质和处理器，所述计算机程序被所述处理器读取并运行时，实现如权利要求3-9任一项所述的方法。
技术总结本发明提供了一种原子氧或紫外辐照通量的计算装置、方法及模拟器，涉及航天器仿真计算技术领域，所述计算装置包括：环境参数设定模块，用于获取影响航天器外表面原子氧通量的第一空间环境参数或影响航天器外表面紫外辐照强度的第二空间环境参数；模型建立模块，用于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；参数导入模块用于将第一空间环境参数或第二空间环境参数输入到三维模型；选择模块用于确定采用蒙卡计算方法或射线追踪计算方法；计算模块用于计算航天器表面原子氧或紫外辐照通量。本发明操作简单，能够准确、快速地计算不同环境条件下材料表面的原子氧或紫外辐照通量。原子氧或紫外辐照通量。原子氧或紫外辐照通量。
技术研发人员：杨剑群 李兴冀 骆吉洲 吕钢 董尚利
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：2022.06.30
技术公布日：2022/11/1
