新型空间环境效应探测器技术及其应用研究

太阳电池在空间环境因素影响下,其开路电压和短路电流有不同程度的变化。文章根据这一特点,提出了一种新型的空间环境效应探测器技术,利用镓铟磷和三结砷化镓太阳电池来探测空间污染、原子氧和辐射环境,探测结果直接反应空间环境对太阳电池的效应,具有体积小、重量轻、低功耗等特点,特别适合航天器搭载飞行。     

“新技术验证一号”卫星在轨污染探测数据分析

本文分析了"新技术验证一号"卫星搭载的空间污染效应探测器的在轨探测数据。该探测器是利用镓铟磷太阳电池在空间污染环境下的性能变化情况来分析空间污染环境及效应,根据其探测原理,通过分析卫星下传的原始数据及修正后数据,结合地面标定试验得到的污染沉积量和镓铟磷电池性能变化之间的关系式,分析探测器一年的探测数据。结果表明:我国航天器用材料放气筛选控制有效,满足卫星全过程污染控制的要求,而在硅氧烷类污染物控制方面,尚有提升的空间。该研究结果可以为太阳电池防护设计提供参考,同时可以和地面分析数据进行比对,检验和修正地面污染控制措施。     

原子氧环境对石英晶体微量天平性能影响的分析

随着高可靠、长寿命航天器的发展,对在轨污染检测的要求也越来越高。石英晶体微量天平是分子污染检测的重要工具,为了分析了解原子氧对石英晶体微量天平的影响,文章用理论分析和试验的方法对石英晶片在1×1020 atom/cm2注量的原子氧辐照条件下的性能变化进行了研究。试验证明,石英晶体微量天平在总注量1020 atom/cm2量级的原子氧辐照后,其振荡频率和等效阻容感发生了一定变化,但仍具备污染传感能力和频率输出能力,其功能不受影响。     

一种原位测量轨道原子氧效应的电阻型传感器

为了发展原子氧环境及其效应飞行实验技术,获得在轨飞行实验数据,北京卫星环境工程研究所研制了一种小型、低成本的原子氧环境及其效应探测器。这种探测器的传感器采用对原子氧敏感的导电材料制备电阻膜。电阻膜在飞行试验中遭遇到原子氧剥蚀。在轨道飞行实验中,通过原位监测受原子氧剥蚀传感器电阻值的变化,可以探测原子氧环境通量密度及被试验样品的原子氧剥蚀率。目前,采用电镀法及紫外线光刻和金属刻蚀微加工技术,已经成功制备了原子氧通量密度锇膜电阻传感器。它可以测量原子氧的通量密度和积分通量,在400～500 km的轨道高度工作寿命约为1年。原子氧效应探测器是在石英玻璃基底上淀积银膜,试验材料膜涂覆在银膜上。试验材料膜在轨与原子氧反应而变得越来越薄,当其被完全剥蚀后,暴露出来的银膜迅速被氧化,并且电阻变大。试验材料膜的剥蚀时间可以确定,试验材料的原子氧剥蚀率就可以计算出来。     

LEO卫星太阳电池电路原子氧效应分析及试验研究

分析了原子氧环境对低地球轨道(LEO)卫星太阳电池电路损伤效应,得到目前常用的太阳电池电路材料中银互联材料和聚酰亚胺膜对原子氧环境较为敏感。采用20μm的可伐互联片及50μm的银互联片样品,开展原子氧试验研究。试验结果表明:在原子氧总通量为1.7×1022 atoms/cm2以下时,可以选择银互联片作为连接介质,不会因为原子氧侵蚀对互联片产生危害。当原子氧总通量为2.5×1022 atoms/cm2以上时,可以考虑采用可伐互联片。文章的研究结果可为适用于高原子氧总通量的太阳电池电路互联片设计提供依据。     

三结砷化镓太阳电池真空连续激光损伤效应

采用1 315 nm波长连续激光,在真空环境下辐照三结砷化镓太阳电池,通过对比辐照前后电池IV、QE等表征数据,研究三结砷化镓太阳电池的损伤效应,并对其损伤机理进行分析。结果表明:当激光功率密度为8 W/cm~2、辐照时间为60 s时,三结砷化镓太阳电池辐照后电性能下降显著,转化效率衰降超过70%。损伤机理是在热损伤与应力损伤的综合作用下,引起电池串联电阻(R_s)、并联电阻(R_(sh))的恶化,且Rsh是衡量电池损坏的关键指标。该结果可以为三结砷化镓太阳电池在激光损伤机理与无线能量传输方面的研究提供一定的参考。     

等效位移损伤剂量法预测GaInP2/GaAs/Ge 三结电池在轨性能退化规律

文章首先在辐照条件下测试GaInP2/GaAs/Ge三结太阳电池的光谱响应,确定了三结电池在轨道带电粒子辐照条件下的损伤特征。通过试验获得了在不同粒子辐照条件下电池电性能退化规律,由此确定了高能电子与质子辐照对三结电池损伤的等效参数,建立了三结电池最大输出功率随位移损伤剂量的退化方程。在此基础上,以地球同步轨道服役的太阳电池为例,计算了电池在轨等效位移损伤剂量,并对三结电池的在轨服役行为进行了评价。     

一种深空探测器高比能智能电源系统设计

提出一种深空探测器电源系统设计方案,采用高转换效率三结砷化镓太阳电池、半刚性基板轻量化技术及高比能锂离子蓄电池组;提出并采用一种基于顺序开关分流(S3R)结构的扰动交错法最大功率点跟踪(MPPT)技术,提高了太阳能源利用率;提出并采用一种适应空间电源的机内测试技术(BIT),以提升电源自主管理能力。32%效率三结砷化镓太阳电池及其半刚性基板,已经通过鉴定试验验证。能量密度195W·h/kg的钴酸锂离子蓄电池组及MPPT和BIT技术,已经应用到国内航天器正样产品;经过验证,MPPT追踪速度为毫秒级,追踪精度可达98%。文章提出的设计可为深空探测器电源系统轻量化和电源能量自主管理需求提供解决途径。     

《航天器环境工程》征文范围

正空间环境探测与空间有效载荷技术空间人工辐射环境与防护技术国内外空间环境工程发展动态及趋势运载器和武器装备结构静力、动力、热强度试验理论与技术运载器和武器装备机构动力学和冲击力学分析与试验技术航天器空间辐射、原子氧等综合环境效应分析与防护技术空间碎片环境预示、效应分析与防护结构/材料设计     

《航天器环境工程》征文范围

<正>空间环境探测与空间有效载荷技术空间人工辐射环境与防护技术国内外空间环境工程发展动态及趋势运载器和武器装备结构静力、动力、热强度试验理论与技术运载器和武器装备机构动力学和冲击力学分析与试验技术航天器空间辐射、原子氧等综合环境效应分析与防护技术空间碎片环境预示、效应分析与防护结构/材料设计     

The mass loss of spacecraft polyimide films under the action of atomic oxygen and vacuum ultraviolet radiation

The threshold values of the annual fluence of atomic oxygen (F _AO ≈ 10²⁰ cm^?2), as well as the ratios of the energy-flux density of vacuum ultraviolet radiation of the solar spectrum to the flux density of atomic oxygen (Φ _ν /Φ _AO ≈ 8 × 10^?15 mJ) were determined, which are characterized the influence of the synergistic effect on the mass loss of Kapton-H, PM-A, and PM-1E polyimide films, which are spacecraft materials.     

Changes of properties of the materials of spacecraft solar arrays under the action of atomic oxygen

A procedure is developed for physical and chemical modeling and investigation of the weight, geometrical, and thermo-optical characteristics of polymer paneling materials of solar arrays and of the electric power of solar cells under the prolonged action of supersonic fluxes of atomic oxygen in orbit. The behavior of changes in the material characteristics as a function of the integral fluence of atomic oxygen is found. It is established that the electric power of solar cells is virtually invariable within the errors of measurements under irradiation by atomic oxygen flux with a fluence of no higher than 5 · 10²¹ cm^?2.     

质子和离子辐照对镁稀土合金 力学性能的影响

文章研究了质子和离子（氮离子）辐照对镁稀土（Mg-Zn-Y-Zr）合金拉伸性能、表面硬度及拉伸变形断裂行为的影响。经能量为170 keV,注量分别为5×1015 /cm2、1×1016 /cm2、2×1016 /cm2、1×1017 /cm2的质子或离子辐照后,合金的拉伸性能和拉伸断口形貌没有发生显著变化,表明质子和离子辐照对Mg-Zn-Y-Zr合金宏观力学性能的影响有限,这与辐照粒子（质子或离子）对合金的穿透深度浅有关。纳米显微硬度测试和扫描分析结果显示,经氮离子辐照后,Mg-Zn-Y-Zr合金被辐照面表层发生了一定程度的硬化,纳米显微硬度随着辐照注量的增加而逐渐增加,而质子辐照的硬化效果不明显。     

基于气相色谱法的电推进航天器氙气泄漏检测系统

为了能够对电推进航天器加注后的泄漏进行检测,对氙气泄漏检测方法和关键技术进行研究,研制了一套基于气相色谱法的氙气泄漏检测系统。试验结果表明,氙气体积分数在1×10-7~5×10-4之间时,系统可以定性定量判断氙气的真实泄漏量(1.0×10-5~5.0×10-2 Pa·m3·s-1);而当氙气体积分数超过5×10-4时,则应定性判断电推进系统有大泄漏(泄漏量10-2 Pa·m3·s-1)。检测系统能够满足电推进航天器加注后泄漏检测任务的要求。     

Characteristics of thermal ion outflows in the polar cap according to data of the <Emphasis Type="Italic">Interball-2</Emphasis> satellite

Characteristics of polar wind fluxes at a height of ∼20000 km measured by the Hyperboloid mass-spectrometer installed onboard the Interball-2 satellite are presented in the paper. The characteristics are presented for the upwelling flows of ionospheric ions H⁺, He⁺, and O⁺ from the sunlit polar cap in the period of solar activity minimum. Orbit segments with minimal precipitation of magnetospheric ions and electrons were preliminarily selected, and the measurements where the fluxes of ions coming from the cusp/cleft were excluded as carefully as possible. Thus, the densities, field-aligned velocities, and temperatures of ions in the regions where fluxes of polar wind could be detected with the maximal probability degree are presented in the paper. It is found that cases when only H⁺ ions are reaching the detector are with high probability the polar wind outflows. Their characteristics agree well with the Tube-7 hydrodynamic model and are as follows: n ≈ 1.5 cm⁻³, V _∥ ∼ 21 km/s; T _∥ = 3500 K, and T _⊥ = 2000 K. In cases when He⁺ and O⁺ ions are also detected, the temperatures are substantially higher than the model ones, and the measured field-aligned velocities of O⁺ fluxes are several times higher than the model ones. Moreover, it was revealed that the polar wind outflows are predominantly observed in the polar cap regions where the polar rain fluxes are very small.     

Ignition system for oxygen/hydrogen auxiliary propulsion systems

When the oxygen/hydrogen bipropellant combination was selected for use in the Space Shuttle Main Engine, it became apparent that many advantages may result if the Auxiliary Propulsion System Engines were to use the same propellants. A new ignition system, possessing a dramatically new level of reliability, durability and response, is required because the oxygen/hydrogen combination is not hypergolic and the projected missions will require a very large number of fast-response engine starts.The objective of this program was to obtain basic data for spark torch ignition methods at operating conditions typical of a Space Shuttle Orbiter Auxiliary Propulsion System. The research included ignition analysis and igniter design, fabrication and hot-fire test.Extensive testing of spark torch igniters was performed (chamber pressure, 206.8 N/cm², 300 psia, nominal) in the Igniter-Only and Igniter-Complete Thruster (thrust, 6672 N, 1500 lbF, nominal) operational modes. Reliable, repeatable ignitions were obtained with spark energies of 1–10 mJ. Hot-fire test results showed there is no effect of back pressure (1.013 × 10⁵ to 1.333 × 10^?2 N/m², 7.60 × 10² to 1 × 10^?4 mm Hg) or low temperature (O₂, 170 K, 306 R; H₂, 107 K, 193 R) on the response of the igniter or the ignition delay of the thruster over the ranges tested. Igniter durability and pulse capability were demonstrated with 150 sec of continuous operation and 1000 consecutive pulses, respectively. Durability was further demonstrated with a series of 2500 Igniter-Complete Thruster ignitions at nominal chamber pressure. No limiting variables were encountered. The hot-fire test results showed the spark torch igniter is capable of meeting fully the typical Space Shuttle Orbiter Auxiliary Propulsion System mission requirements.     

InGaP/GaAs/InGaAs倒装结构三结太阳电池的辐照损伤仿真分析

为了保证倒装结构三结电池在空间辐射环境中使用的可靠性,揭示倒装工艺引入位错缺陷对电池辐射衰减的影响,文章基于泊松方程和载流子传输方程建立了倒装结构InGaP/GaAs/InGaAs三结太阳电池的物理模型,在地面等效实验验证的基础上,研究辐射以及电池内部位错缺陷对电池输出的影响。首先通过模型研究了微观载流子复合与电池电学性能之间的关联,发现当1 MeV电子入射注量达到1014 cm-2时,该电池中少数载流子复合由辐射复合起主要作用转变为由非辐射复合起主要作用。此外,文中还给出了InGaAs底电池的非辐射少数载流子寿命以及电池电学参数与穿透位错密度（TDD）的函数关系,发现随着TDD的增加,辐照对少子寿命和电池性能的影响均减弱。     

航天领域常用聚四氟乙烯性能试验研究

聚四氟乙烯因其具有优异的特性,在航天领域有着广泛的应用。文章对SFB-2、M-12、M-111、4FT-6这4种航天领域常用聚四氟乙烯材料的摩擦性能和压缩变形特性进行试验研究:50 N载荷下它们的磨损率分别为1.21×10-4、1.39×10-4、1.32×10-4、1.19×10-6 mm3/(N·m);而13.7 MPa压缩载荷作用下的压缩变形量依次为7.0%、6.1%、3.3%、3.3%。表明不同厂家、不同牌号聚四氟乙烯的摩擦性能和压缩变形特性存在显著差异,在进行产品设计、材料选型时必须因材施用。