航天器太阳电池阵空间外热流环境模型及分析

文章通过对航天器运行的空间外热流环境进行分析,给出太阳电池阵接收热流及其角系数的计算方法;对低地球轨道和地球同步轨道的地球阴影进行分析,得出太阳电池阵进出阴影的时刻以及轨道周期时间节点;通过对太阳电池阵的各部件有限元建模,计算出摇臂架、电池基板和铰链表面的热流载荷,并对比分析了不同轨道条件下热流载荷随轨道周期性的变化规律。     

折叠状航天器太阳电池阵在轨热分析(Ⅱ)--计算结果和分析

采用 SIP算法 ,对高 H =2 0 0 km的在轨航天器折叠状太阳电池阵的三维不稳定温度分布做了数值分析。计算时仔细考虑了不同时刻电池阵不同的热输入。计算网格 N =N1 × N2 × N3=14× 2 2× 2 2 =6776,初始温度T0 =2 78K。获得了抛罩 -展开Δ t=3 2 5 4 s间隔内 4块折叠状太阳电池阵三维不稳定温度场响应特点。比较了考虑和不考虑地球入射辐射对电池阵温度分布的影响。本文分析对航天器发射进而对折叠状太阳电池阵展开时刻的认定有重要参考价值     

空间原子氧环境对太阳电池阵的影响分析

空间原子氧是危害低地球轨道（LEO）航天器在轨性能的最主要空间环境因素之一,其强氧化性能够对包括太阳电池阵在内的航天器外表面暴露材料和组件造成危害。文章分析了某载人航天器在轨原子氧环境、原子氧对不同结构太阳电池阵所用材料的影响以及对太阳电池阵组件电性能的影响,结果表明原子氧对材料的作用能够引起太阳电池阵基板强度降低、电连接可靠性下降及电缆线护套失效等风险,材料的损伤会导致太阳电池组件电性能的下降。鉴于以上结果,作者建议在今后LEO长寿命航天器太阳电池阵研制中,应对原子氧环境条件进行详细设计;同时开展组件级试验,以对电池阵原子氧防护设计的有效性进行验证。     

微小卫星可展式刚挠结合板太阳电池阵设计

文章设计的可展式刚挠结合板太阳电池阵,将太阳电池阵电路与基板高度集成,省去电线、电缆连接,具有基板薄、质量小、电路连接简化及挠性可弯曲折叠等优点,可满足微小卫星太阳电池阵高质量比、高体积比功率的需求。以某卫星太阳电池阵为例,在185mm×420mm×20mm且收拢后板间距不大于5mm的包络内,采用刚挠结合板设计,可实现输出功率不小于60W,比使用传统太阳电池阵功率输出提高了1倍以上。其在轨应用结果表明,太阳电池阵功率输出稳定,可为微小卫星太阳电池阵设计提供参考。     

一种晨昏轨道卫星地球反照系数估计方法

针对地球反照对太阳同步轨道卫星太阳电池阵输出电流的影响,首先比较不同降交点地方时卫星的太阳电池阵输出电流,分析其变化规律,然后选定晨昏轨道卫星作为研究对象,建立太阳电池阵输出电流模型与地球反照系数估计模型,利用最小二乘法估计电流参数与地球反照系数,最后结合不同季节、不同轨道高度卫星的遥测数据进行在轨验证。结果表明,对于轨道高度在1200km以下的晨昏轨道卫星,地球反照系数在0.05以上;地球反照系数随轨道高度增加呈指数规律衰减,衰减系数约为0.002。     

太阳电池对平流层飞艇热特性的影响分析

研究太阳电池对平流层飞艇驻空阶段热特性的影响。建立了太阳电池热模型、平流层飞艇热分析模型，包括热平衡方程、太阳直射辐射、天空散射辐射、地面反射辐射、大气长波辐射、地球长波辐射、蒙皮长波辐射、对流换热等；采用多节点模型，对平流层飞艇在驻空期间太阳电池、蒙皮与艇内氦气温度变化过程进行了数值模拟，得到了温度昼夜变化规律；分析了太阳电池（含隔热结构）的等效面积热阻、转换效率、铺装面积对平流层飞艇热特性的影响，得到了其温度昼夜变化规律。本文为平流层飞艇热性能分析和热控系统设计提供依据。     

近地轨道大型航天器的环境充电

许多空间实验和电子计算机预测已经揭示，在极光电子环境中大型航天器的充电电位会高达６０００－－７０００Ｖ。对采用大功率太阳阵的航天器而言，其相对于空间等离子体的悬浮电位将因太阳阵工作电压的提高而增加。例如表面材料因遭受离子轰击和电弧放电而老化、剥蚀、由于材料再沉积而使表面污染增加以及航天器电子系统因静电放电而受到严重的干扰和破坏等。因而对载人航天和长寿命空间站而言，解决航天器带电问题不可等闲视之。对     

太阳同步轨道卫星太阳电池阵在轨特性分析

卫星太阳电池阵的在轨特性主要受太阳入射角、地日距离因子、温度、星体遮挡、地球反照和衰减因素的影响。文章利用某太阳同步轨道卫星在轨数据,分析得出太阳电池阵输出功率的变化规律,并利用归一化处理方法,得出地球反照、星体遮挡、衰减因素对太阳电池阵输出功率的影响规律。文章的研究成果也适用于其他太阳同步轨道卫星,可为后续同类太阳电池阵的优化设计提供参考。     

航天器发动机羽流对太阳电池板力及热效应仿真

文章将差分求解N-S方程与DSMC方法相结合,研究了航天器单台发动机连续工作时的真空羽流对航天器太阳电池板的力效应和热效应。通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场;再以内流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,应用DSMC方法,在并行计算机平台上进行三维羽流场和力及热效应计算,得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对太阳电池板的力效应和热效应。文章以太阳电池板处于斜45°状态为例,对仿真结果进行了分析。     

LEO等离子体环境中HVSA的电弧放电研究

把高压太阳电池阵放入低地球轨道中就会发生电弧放电,造成航天器表面退化、电磁干扰、PN结破坏和其它负作用.文章在阐述电弧放电机理的基础上,介绍了在试验室模拟等离子体环境中进行的两次放电试验.其中一个试验使用的是太阳电池阵物理等效模拟试件,另一个则是真实的太阳电池阵样品.试验得出了两种样品在等离子体环境中的放电位置、放电阈值电压,并发现环境与太阳电池电压及放电率等相关参数的关系.比较两个试验可以看出,在相似的环境下,模拟试件的放电阈值比较大.文章最后对试验现象的发生原因进行了初步的分析.研究LEO等离子体环境与HVSA之间的相互作用,并采取相应的防护措施,是大型空间活动必须解决的关键技术之一.     

太阳电池板热真空试验降温过程分析

为了得到太阳电池板在热真空试验降温时的正、背面温差和温度变化规律,文章建立了太阳电池板的热物理模型,根据太阳电池板厚度、背面发射率、纵向当量导热系数、高温平衡时的正面温度以及热沉温度,推算出电池板在高温平衡时的背面温度,进而得出电池板的正、背面温差;采用集总参数法进行分析,得出电池板降温时的降温时间表达式及电池板温度与时间的关系式;经过理论计算与试验数据的对照分析表明,降温时间理论表达式可以近似作为电池板降温时间的预测依据。研究结果可以为电池板热真空试验的热分析、电池板降温过程预测以及低温控制提供参考。     

北京卫星环境工程研究所金秋学术交流掠影(之一)——日本航天器表面带电专家Mengu Cho教授来所讲学

2007年9月10～13日,日本九州技术学院(KIT)航天器环境工程实验室主任、航天器表面带电专家Mengu Cho教授到北京卫星环境工程研究所讲学、交流。Mengu Cho教授1993年于美国获得航天器表面带电专业博士学位,并长期从事航天器的表面带电试验和理论研究,编写了ISO标准"卫星太阳帆板空间带电引起的静电放电试验",在卫星高压太阳电池阵表面充放电效应评估、验证技术方面有深厚理论基础和丰富经验。     

基于最小二乘法的热试验温度数据预测

航天器真空热试验中,温度数据的正确判读及预测十分困难,又十分重要。文章针对典型的太阳电池板试件建立了热模型,使用热分析中常见的有限差分法建立离散方程,通过最小二乘法拟合其系数,以预测下一个测控周期各个测量点的温度,并提出了滑动窗口修正的方法。基于某型号电池板试验数据对热模型的预测精度进行了验证和误差分析,最后对通过测点温度逆向预测加热功率的应用进行了讨论。     

航天器太阳电池阵电性能测试技术

文章介绍了航天器太阳电池阵电性能技术指标,分析了影响测试的技术条件,如光谱、光照强度、温度、标准太阳电池、光照均匀度、光照稳定度、测试系统等。文章还介绍了脉冲式太阳模拟器的工作原理,提出了在航天器太阳电池电性能测试方面的发展方向和今后要解决的技术问题。     

地球反照对低轨卫星太阳电池阵的影响分析

从太阳电池阵接收的光源分析入手,进行地球反照辐射对太阳电池阵的影响分析,提出基于空间几何的地球反照辐射分析方法,建立地球反照辐射的影响程度模型,通过海洋二号(HY-2)太阳同步轨道卫星在轨遥测数据进行了验证。研究结果可为低轨遥感卫星太阳电池阵在轨数据分析和太阳电池阵设计提供一定参考。     

低地球轨道等离子体环境引起的高压太阳电池阵电弧放电现象的研究

把高压太阳电池阵放入低地球轨道中就会发生电弧放电,会造成航天器表面退化、电磁干扰、PN结破坏和其它负作用.文章先介绍了电弧放电的理论观点,包括Park和Hastings的假说以及Cho和Hastings的理论扩展,对放电起因、过程及研究现状进行了分析.然后给出几个典型的飞行实验及地面模拟实验的结果,证实了高压太阳电池阵在等离子体环境中电弧的产生,并发现偏置电压与高压太阳电池阵的放电率之间有密切的关系.文章最后介绍了在实验室研究过的6种减缓电弧放电的方法,并对其优缺点进行简单讨论.     

固定展开式太阳电池阵法线的最佳方向

以太阳同步轨道对地三轴稳定的卫星为对象,研究它的固定展开式太阳电池阵法线的最佳方向,使得太阳电池阵在一个轨道周期内接收到的总的太阳入射能量最高。根据卫星在轨运行时太阳、地球、卫星三者之间的几何关系,建立了以太阳电池阵所接收的太阳入射能量力目标函数的优化模型。约束条件来自两个方面,一个是卫星必须处于日照区,另一个是卫星太阳电池阵的太阳入射角必须为锐角。并以轨道高度为782km的太阳同步轨道为例,用搜索该优化模型可行解域的方法,求出轨道面太阳入射角不同大小时,卫星的固定展开式太阳电池阵法线的最佳方向。     

飞船电源系统太阳电池银焊点的热应力分析

太阳电池阵是航天器电源系统的重要结构部件。文章以某飞船的太阳电池板为研究对象,根据其在热真空可靠性试验中的温度条件,对太阳电池与互连片连接处的银焊点部位进行了热应力和热变形仿真计算,并与试验现象进行了对比分析,证实了交替变化的高低温会导致银焊点的虚接触,从而使太阳电池阵不能正常工作。该研究成果可为航天器太阳电池银焊点的连接设计和焊点的检验提供参考。     

地球同步轨道高压太阳电池阵充放电效应研究

地球同步轨道(GEO)高压太阳电池阵表面静电放电(ESD)引起二次放电可能导致太阳电池阵永久性短路损坏。文章主要针对GEO高压太阳电池阵充放电效应问题,重点分析了高压太阳电池阵表面ESD和二次放电产生的物理过程,并利用负高压偏置方法开展了GEO高压太阳电池阵表面ESD和二次放电地面模拟试验。试验验证了反转电位梯度电场是导致GEO高压太阳电池阵表面产生ESD的触发因素之一,同时得到了GaAs高压太阳电池阵样品表面产生ESD和二次放电的电压阈值。     

太阳帆板绳索联动同步机构的机理和功能分析

绳索联动机构（ＣＣＬ）是航天器上最常用的附件同步展开控制机构。本文将其等效为一个被动控制器，推导了机构的数学模型，分析了其参数对太阳电池阵同步展开的影响，并对一大型单翼太阳电池阵的展开过程进行了仿真，其结果和实验基本相符。同时得出了一些对工程设计有参考意义的结论。