卫星环境工程和模拟试验上
航天五院511所刘锋研究员关于“热真空、热平衡、热循环试验技术”11月讲座内容
北京中质卓越质量咨询中心京质咨询字［2011］048号关于举办“空间环境工程及试验技术”专题讲座的邀请函各有关单位：本课程由国内著名空间环境工程专家、原航天医学工程研究所的“应急生保试验舱（主舱）”研制负责人和508所“动态热真空试验设备”的设计和顾问组组长、航天五院511所原三室（真空室）主任、511所科技委原常务副主任、1985年8月作为国家公派赴美访问学者、1986年9月至1988年2月被聘为美国阿克隆（AKRON）大学机械工程系研究员、终身享受国务院政府特殊津贴专家刘锋研究员主讲，具体内容安排如下：主办单位：北京中质联合卓越质量咨询中心授课时间：2011年11月23日——25日（23日报到地点：北京）教学方式：采用交流、讨论、案例分析等互动式模式。
为学员与专家、学员与学员之间建立广阔的交流平台，使学员在学习后也可以与专家共同解决在自己工作实践中遇到的技术难题。
授课对象：型号/项目主管、型号/产品设计师、可靠性工程管理及技术人员，大中院校从事空间环境研究的课题组研制人员，环境试验工程师及其他对本专题感兴趣的相关人员。
【授课内容】第一讲航天器环境可靠性试验技术1、航天器区别其他产品的特点2、航天器研制阶段3、航天器的空间环境及其效应4、对空间环境及其效应的设计对策5、航天器空间环境地面环境可靠性试验原理6、空间环境地面环境可靠性试验项目7、地面环境可靠性试验在航天器各研制阶段的任务8、试验规范及试验标准第二讲热平衡试验技术一、热平衡试验模拟理论1、真空气体传导与对流可忽略，1.33exp -3, 6.65exp -2, 1.33exp-2真空泵，扩散泵，分子泵2、冷黑热沉与航天器间辐射换热与温室辐射换热相比小于0，01、100K，吸收率不小于0.9的黑漆，朝向航天器的表面涂黑漆的液氮3、太阳辐射太阳模拟器到达热流法，吸收热流法二、热控模型热平衡试验1．目的：验证热设计的正确性A、获取验证热数学模型需要的试验数据B、验证热控产品的功能和性能C、为确定正样航天器热平衡试验验证方法提供依据2．试验对热控模型的要求A、按初样航天器或舱段的设计（尺度，材料，布局，位置……）制造B、组件可利用模拟件（表面性质，热功率，热容与初样一致）C、各组件，重要位置布置温度传感器，布置模拟热功率的元件和内引线3．试验对试验设备的要求A、空间模拟器B、测量设备C、净化4．试验工况与步骤A、低温工况B、高温工况三、正样航天器的热平衡试验1．目的：A、验证热设计的正确性B、获取验证热数学模型需要的试验数据C、验证热控产品的功能和性能2．试验对正样航天器技术的要求A、尽可能用正样产品B、个别模拟件必须热接口与正样一致3．试验对试验设备的要求A、空间模拟器B、测量设备四、组件试验热平衡试验1．目的：A、验证热设计的正确性B、获取验证热数学模型需要的试验数据C、获取在工作温度上，下限时元器件的温度D、检验机光电组件温度范围，温度梯度，温度均匀2．那一类组件需要作热平衡试验A、元器件功率大与0.3 瓦B、接触传热大于200瓦/平米C、辐射传热大于50瓦/平米3．试验对送试产品的要求A、鉴定组件B、模拟在航天器上的热边界条件4．试验对试验设备的要求A、真空热试验设备B、至少能使受试组件达到其温度上下限五、热平衡试验结束的判据A、传统方法B、外推方法：航天器温度场瞬时温度与极限温度预报理论（AIAA-81 1141）在地面和天上的应用第三讲热真空试验及热循环试验技术一、热真空试验A、航天器热真空试验B、组件热真空试验C、温度稳定的判据D、温度测点，温变速率二、热循环试验A、航天器热循环试验B、组建热循环试验C、温度稳定的判据D、温度测点，温变速率三、其他空间环境地面试验A、磁试验：1）、试验设备2）、航天器级3）、有磁性组建B、微放电与二次放电与热真空试验结合C、充放电试验D、检漏试验E、材料级试验：1）、紫外试验2）、原子氧试验3）、空间综合辐照试验【培训费用】2200元（以上费用包括培训费、教材费、场地费、证书费、二日中餐等费用；食宿统一安排，费用自理。
基于LabVIEW的冲击响应谱试验测量系统研制
基于LabVIEW的冲击响应谱试验测量系统研制罗纪; 沈志强; 焦安超; 王磊【期刊名称】《《环境技术》》【年(卷),期】2019(000)0z2【总页数】5页(P47-51)【关键词】冲击响应谱环境试验; LabVIEW【作者】罗纪; 沈志强; 焦安超; 王磊【作者单位】北京卫星环境工程研究所北京 100094【正文语种】中文【中图分类】V416.2引言冲击试验是环境与可靠性试验的一种，其目的是验证受试产品在运行过程中耐受冲击作用的能力。
传统的冲击试验，是以简单脉冲产生的冲击效果进行实际冲击环境的模拟。
这种方法很大的局限性，与真实的冲击环境存在较大差异，同时会损坏试验设备的减震装置。
冲击响应谱试验技术采用冲击载荷作用在系统上的响应来衡量冲击作用的效果，可以十分科学，合理的描述试验条件[1-2]。
本文在对冲击响应谱试验的原理及算法充分研究的基础上，以NI数据采集系统硬件为基础，利用Lab-VIEW编程语言开发了一套基于LabVIEW的冲击响应谱测试系统。
1 冲击响应谱的原理及计算方法冲击响应谱（SRS）通常又称“冲击谱”，是指将实际的物理系统分解成一系列线性的、相互独立的、单自由度的质量弹簧系统，当其公共基础受到冲击激励时，对每个单自由度系统进行冲击响应分析计算，得到响应最大值，和其对应的固有频率组成函数响应曲线[3-5]。
图1 冲击响应谱计算模型从对冲击响应谱的定义中不难发现，在冲击响应谱的计算过程中首先要进行冲击响应的计算，来自外界的输入施加到系统上时必将会产生相应的输出即系统的响应，在输入已知或事先给定的情况下，计算系统的输出首先需要知道的就是系统的模型，也就是结构动力学方程。
设单自由度系统的物理模型如图2所示。
单自由度系统的数学方程为：其中m、c、k分别为系统的质量、阻尼和刚度。
设代入式（1）可得：其中和分别表示系统的固有频率和阻尼比。
方程的通解为:上式为位移响应与时间t和固有频率fn的关系式，表示为X(t，fn)，一般的冲击响应谱用加速度响应和频率的关系式进行表示，对上面的式求二阶导数后表示为冲击响应谱计算过程如下：假设冲击脉冲的持续时间为t∈(ta，tb)，其中ta，tb分别是系统受到冲击激振作用的起始和结束时刻；分析的固有频率fn∈(fn，fm)，其中fn、fm分别表示分析频率的上下限。
稳态加速度模拟试验设备：离心机设计(16)
７ 离心机 实验室 ． ６ ７６１ 实验 室构形 ．． ７６２ 实验 室 温升 ．．
７６３ 设备基 础 ．＿
对 离心 机进 行 总体构 造和 技术 决策 的 时候 ， 经
７５ 离心机总体构造 ．
在解 决 了离心 机 半径 、功 率等 问题之 后 ，离 心 机 的总体 构造 必然 会提 上设 计 日程 。
扯 到方方 面面 ，取 决于科 技 原则 、主观 取 向 、客观
可 能 、经济投 入 以及研 制 经验和 能 力 、技术 传统 等
等 因素 。
收稿 日期 ：２ １－４２ ；修 回 Ｂ期 ：２ １－７２ ０ １ ．２ ０ ０ １０ —６
作者 简介：贾普 照 （ ９７ ），男，研 究员，长期从事 离心机研制和运动模拟 器设计 工作 。Ｅｍ ｉｊ ｐ＠ｓ ａ ｏ １３ 一 ． ａ：ａｚ ｉ ． ｍ。 ｌｉ ｎｔ
总 体 构 造主 要 研 究 的 是 离心 机 总 体 布 局 和各
常被议 及 的 问题 往往 有 ：上传 动好还 是下 传动 好 ， 对 称 臂好还 是不 对称 臂好 ， 外形 整流 好还 是不整 流 好 ，吊篮甩 动好 还 是不甩 动好 ，大 电机 好还 是 小 电
主 要部件 基本 构型 ， 于设备硬 件 设计 的宏 观重 大 属 决策 内容 。总体 构造 决定 了设备 的配 置 与特 点 ， 牵
机 好 ，液 压传 动 好 还 是 电气 传 动 好 ， 实验 室 是 两 层 、三层 还 是 单层 等 等 。本 文第 ３章 到 第 ５章 已
经 呈 现 了离 心机 发 展 历 程 中 的 多样 性及 其 趋 势 ， 可 以部 分 回答上 述 问题 ； 除外形 整流 己在 功率 计算
中表 达 了作 者观 点之 外 ， 余将 逐一 根据 笔者 经验 其
风洞试验技术介绍及应用课件
风洞管道
用于产生和控制气流，通常由坚固、轻质且 耐腐蚀的材料制成。
风扇和压缩机
模型台
用于放置和固定试验模型，具备高精度和高 稳定性。
提供风洞所需的气流，具有大推力和高效率 的特点。
02
01
控制系统
调节气流参数，如速度、方向等，保证试验 的准确性和可重复性。
04
03
风洞设备的性能参数
最大气流速度
决定了风洞能模拟的最 高风速，是衡量风洞性 能的重要指标。
环境监测与评估
通过风洞试验技术监测环境质量，评估环境对人类和 生态的影响。
建筑领域应用
建筑风工程
通过风洞试验技术模拟建筑在风力作用下的动态响应和稳定性， 优化建筑设计。
建筑环境模拟
模拟建筑内部的环境条件，评估建筑环境的舒适度和能效。
古建筑保护
通过风洞试验技术评估古建筑在风力作用下的安全性，为古建筑 的保护提供依据。
评估汽车的空气动力学性能、行驶稳定性等参数， 提高汽车的安全性和舒适性。
汽车研发与改进
通过风洞试验技术对汽车进行性能测试和优化， 加速新车型的研发和改进。
环境模拟领域应用
气候模拟
模拟气候变化对环境的影响，研究气候变化的规律和 趋势。
自然灾害模拟
模拟自然灾害如风、雨、雪等对环境的影响，研究灾 害的预防和应对措施。
风洞工作原理
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02
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风洞结构
风洞由收缩段、实验段、 风扇和控制系统等组成， 能够产生稳定的气流供试 验使用。
气流控制
通过调节风扇转速和控制 系统，实现对气流速度、 方向和压力等参数的控制。
模型安装与测量
试验模型安装在风洞实验 段，通过测量仪器测量气 流对模型的作用力、压力 和温度等参数。
结构热试验中冷壁热流边界模拟方法研究
壁热流边界。文章讨论了在结构热试验中进行冷壁热流边界模拟的试验方法，并使该方法在结构热试验的控制
算法中加以实现，对结构热试验是一个有效的补充。
关键词：结构热试验；热流模拟；控制算法
中图分类号：V416.4
文献标识码：A
文章编号：1673-1379（2008）01-0033-03
1 引言
在飞行气动加热等热环境作用下结构的性能。由于
测量 传感器
反馈
为表面壁温（热力学温标）。
w
式(1)右边第一项表示表面温度修正后的对表
实测热流q
PID控制 算法运算 输出
面的气动加热，第二项是表面的辐射散热。 工程上，在马赫数不高的情况下，热壁热流的
公式(1)可以简化为公式(2)来计算：
，
(2)
实测壁面 温度
根据壁面温度
参数 冷壁热流q c
计算热壁热流q
参考文献（References） [ 1] 周锡仪, 等. 结构热试验技术[M]. 北京: 宇航出版社,
1993 [ 2] 范绪箕. 气动加热与热防护系统[M]. 北京: 科学出版
社, 2004 [ 3] 王智勇. 飞行器气动加热环境与结构响应耦合的热结
构试验方法[J]. 强度与环境, 2006, 33(4) [ 4] 杨世铭. 传热学[M]. 北京: 高等教育出版社, 1987
均不容易保证，可测量范围也受到传感器安装工艺
从式中看出，热壁热流是通过冷壁热流、壁面
的限制，以温度信号作为基准进行过程控制不能确 温度（壁面气体比焓）、恢复温度（恢复比焓）几
保试验的准确度和可靠性。
个变量计算出来的。由于气体的焓值可以根据气体
由于冷壁热流在结构热试验中没有办法通过传 温度以及气体的特性计算得出，所以在下面的讨论
稳态加速度模拟试验设备：离心机设计(15)
基本理论 分析 ，研 究总体设 计和部件设 计 问题 ，提 出离心机设计原 则及相应计 算方法；下篇通过一个 国家 “ 七 五 ”科技 攻关项 目的研 制报告作 为实例，提供读者 进行 具体设计 时参考 。 文中，作者对 多年 累积 的技 术资料 与实践 心得进行 了系统整理 与归纳 ，力求梳理 出一条研制稳态加速度模 拟用 离心机 的设 计思路 与实用程序 ，使 其兼具资料 性、技 术性与实用 性。该文对相 关领域 的研究者和技术人 员 将有 一定启发 与助 益， 其他 类同设备设计也有 某些触类 旁通作用 ， 对 对该专业有兴趣的读者也可作为参考读物。 文章 主要探讨 的对 象是 中型 、大型、特 大型航 空航 天离心机 ，土 工离心机和载人 离心机 。 在 第 ７ 中介 绍 了离心机半径 、功率 、结构布 置、实验 室建设等 总体设计 问题 。 章 关键 词：环境模 拟；加速度 ； 离心机 ；设 计
和配重臂总长度， ； ， ’ 为半径 处工作臂 ｍ （、 （ ）
摘要 ：文章分 ３ １ 章详 细介 绍了稳 态加速度模拟试验设备一 离心机的设计。 篇 ０ 上篇对稳 态加速度 环境 及其效应 、试验 方法和相 关标准作 了阐述 ；中篇 （ ）系统介绍 国内外该类 离心机 上
发展 的基 本历程 、概貌及典型 离心机 结构细节 ，并对其适 当予以小结与点评 ； 中篇 （ ） 离心机运动 学进行 下 对
第７ 章
目 录
离心机总体设计 （ ２ 续 ）
７ ．２ 支反力与平衡 ．１ ４． ７ ．３ 平衡定义与不平衡类型 ．１ ４Ｉ ７－ ．２ ４ 不平衡的掌控 ７ ． １ 平衡精度 ．２ ４． ７４２ 平 衡方 法 ．．． ２
７４２３ 平衡 监测 ． － ． ７４３ ．－ 小 结
空间辐射环境单粒子效应研究
万方数据 万方数据 万方数据航天器环境工程２００７年第２４卷２５４ｃｍ，工作区域为１５．２ｃｍ×２５．４ｃｍ。
如果试验安装板大于２５．４ｃｍ×２５．４ｃｍ，则板不能旋转，但也能使用。
一般试验最多可安装２０个器件。
束流密度范围一般是Ｉｏｚ～１０ｃｍ。
·ｓ～，注量一般是１０３～１０”ｃｍ｜２，所以试验时间为１０～１０３ｓ。
束斑直径西２～３０ｍｍ。
样品板安装机构照片如图１。
图１ＢｓＥｕＴＦ设各样品板安装机构图Ｆｉ９１Ｍｏｕｎｄ“ｇｓａｍｐＩｅｓｔｏｔｌｌｅ鲫ｐｌｅｈｏＩｄｅｒｉｎｔｈｅＢｓＥｕ耶Ｆａｃｎ崎（２）ＬＢＬ（ＬａｗｒｅｌｌｃｅＢｅｒｋｅｌｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙ）的回旋加速重离子单粒子效应辐照设备ＬＢＬ的２．２４ｍ回旋加速设备把回旋加速器与ＥｃＲ离子源组合起来。
ＥｃＲ离子源提供荷质比相近的混合离子；回旋加速器本身作为质量分析器分离各种离子，从而实现不同离子的切换，使被辐照器件在几分钟内改变ＬＥＴ值。
束流强度改变主要通过在ＥＣＲ源出口加各种散射板获得，变化范围达９个数量级。
辐照束斑可调范围毋１～１０ｃｍ。
提供重离子的ＬＥＴ值范围０．０ｌ～９８Ｍ“，·ｃｍ２／ｍｇ，质子能量变化范围１～５５Ｍｅｖ。
Ａｅｍｓｐａｃｅ公司在该设备终端建立了一个专门做ＳＥＥ试验的靶室。
（３）ＴＡＭＩＪ（ＴｅｘａｓＡ＆ＭＵＩｌｉｖｅｒｓ时）回旋加速器重离子单粒子效应试验设备ＴＡＭｕ的ＳＥＥ试验设备提供重离子的ＬＥＴ值范围是０．０ｌ～９３．４Ｍｅｖ·ｃｍ２／ｍｇ。
离子切换时间一般小于ｌｈ。
通过磁散焦、薄膜散射磁扫描技术，器件得到很均匀的辐照，束流调节范围达几个数量级。
设备配备较精密的束性能测试系统。
辐照过程可实现程序化全自动控制。
设备提供各种计算机接口，并且提供用户单粒子效应监测软件包。
３．１．２高能质子辐照试验设备最近，高能质子在复杂器件中产生的单粒子翻转和锁定日益引起研究关注。
环境工程学实验指导书
《环境工程学实验》指导书杨红刚刘艳丽武汉理工大学资环学院2007年2月目录实验一曝气设备充氧性能测定实验┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅3实验二混凝实验┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅3实验三有害固体废物固化实验┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅9实验四可燃固体废物热值的测定┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅11实验五天然及污染水体综合处理分析技术┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅13实验六空气中总悬浮微粒测定┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅15 实验七碱液吸收气体中SO2实验┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅┅19 实验八环境噪声测试（由杨红刚老师提供）实验一曝气设备充氧性能测定实验一、实验目的1.加强理解曝气充氧的原理及影响因素；2.了解掌握曝气设备清水充氧性能的测定方法；3.测定曝气设备氧的总转移系数Kl a。
计算充氧能力Q s。
二、实验原理曝气是人为地通过一些设备，加速向水中传递氧的过程。
常用的曝气设备分为机械曝气和鼓风曝气两大类。
无论哪一种曝气设备，其充氧过程均属传质过程。
空气中的氧向水中转移的机理为双膜理论。
当气液两相作相对运动时，其接触面（界面）的两侧分别存在着气体边界层（气膜）和液膜边界层（液膜）。
氧在气相主体内以对流扩散方式通过气膜，最后以对流扩散方式转移到液相主体—水中，由于对流扩散的阻力比分子扩散的阻力小得多，所以氧的转移阻力集中在双膜上（主要来自液膜）。
根据传质原理，氧向水中转移的速率与水中亏氧量及气液接触面面积呈正比。
其基本方程式为：dc/dt=-KL a(C s-C)变量分离积分整理后，得曝气设备总转移系数：KL a＝-2.303/(t-t0)*lg(C s-C0)/(C s-C t)式中：KL a—氧总转移系数（1/分或1/时）t、t0—曝气时间（分）C0—曝气初时池内溶解氧浓度实验时使C＝0C s—曝气池内液体饱和溶解氧值（mg/l）C t—曝气某一时刻t时，池内溶解氧浓度（mg/l）由上式可看出，影响氧速度KL a的因素很多，除了曝气设备本身结构尺寸、运行条件之外，还与水质、水温有关。
虚拟地理实验
中国自然地理野外定位试验站分布图（黄秉维等，1990）
地貌实验室及定位站一览表（截止1987）（据金德生，1991）
物理模型实验
遵循“相似原理与准 则”以及“系统论的异 构同功原理”（相似准
则：几何形态相似，运动 相似，动力相似，边界条 件相似等）；
数学模型实验（数值模拟）：
确定性数学模拟试验与随机数学模拟试验。它借助包含数学变
•任美鍔院士与李吉均院士在2002年的地理学年会上，提出了“复 兴/振兴地理学”的问题；（地理学科，学科发展危机） •信息社会下的区域可持续发展问题 （现实需求，复杂性问题） •传统地理学家的地理思考与工作模式，现代海量科学数据下的现 代地理学方法 （继承与发展）（地理工作模式调整，香港年会， 我们与前辈地理学家）
英剑桥大学与联合利华公司共建分子信息学中心
在13日于剑桥大学举行的新闻发布会上，中心主任罗 伯特·格伦教授介绍说，科学研究产生的数据正以指数形式急 速增长。例如已知的化学物质有2300万种，人类基因组碱基 对数据有数十亿个，如何最有效地运用这些数据，已成为一 个迫切的问题。联合利华－剑桥分子信息学中心正是为此而 建立的。 该中心依附于剑桥大学化学系，完全投入运转后将有30 名科研人员在此从事研究。他们将从全世界范围内收集分子 数据，并开发能够处理大量数据的软件、智能浏览器等信息 处理工具。中心还将研究“虚拟实验”技术，使科学家能够依 据现有数据，在计算机上模拟化学反应，预测反应结果和分 子的性质，并在实验室中进行验证。据认为，这将大大加快 新型化学物质如药品的开发速度。
需要发展“实验地理学”
3）发展“实验地理学”的可能性
“实验经济学”给予的启示 2002年经济学诺贝尔奖项： 美国经济学家弗农·史密斯：实验经济学
国际空间站集成ECLSS TCS试验综述
图２ Ｆｉｇ．２
荚【日试验舱任肯尼迪航大中心
ＵＳ Ｌａｂ ａｔ Ｋｅｎｎｅｄｙ Ｓｐａｃｅ Ｃｅｎｔｅｒ
万方数据
航天器环境工程
第２７卷
单元鉴定和验收试验的内容。在ＳＳＰ４１１７２中并 没有详细规定功能试验内容，但根据马歇尔空间 飞行中心检验手册１５】，空气流动和流体叫路等验 证和验收都属于功能试验。
ＩＳＳ主要参与国通过实施集成ＥＣＬＳＳ／ＴＣＳ试 验完成表ｌ中密封舱毒气排放、噪音和宅问站部 分功能的鉴定和验收，下面为该试验的相关情况。
Ｃｏｌｕｍｂｕｓ的常压集成试验不但考核验收了系统
的综合陛能，也准确修正了Ｃｏｌｕｍｂｕｓ的ＩＯＴＭＭ。
ＩＯＴＭＭ修正后的计算值与试验值满足要求。
２．３ 日本舱段的集成试验
ＩＳＳ Ｈ本舱段【２６Ｊ主要由ＰＭ、ＲＭＳ及ＥＬＭ—ＰＳ 等部分组成，其中ＰＭ和ＥＬＭ—ＰＳ是密封舱（ＰＭ 是ＩＳＳ最大的舱段，而ＥＬＭ—ＰＳ尺寸较小）。集成 试验主要针对ＰＭ和ＥＬＭ．ＰＳ进行通风系统验证、 被动热控系统验证及主动热控系统验证。多舱段 的集成试验交由炎固的肯尼迪空问中心完成。
４５０
航天器环境工程
第２７卷
由图町知，ＰＭ通过水回路和舱间通风向ＩＳＳ 的净排热量为３３．５５ ｋＷ，而ＰＭ与其他舱段、空 间背景、地球和太阳的净辐射排热量为１．８ｋＷ， 舱体漏热不足流体凹路排热量的５．４％。可见，流 体回路对于空间站的整体热性能有绝对的影响， 而空间真空低温环境下的舱体漏热则影响甚小。