太阳电池阵在低密度等离子体中的电弧诱发机理

文章从实验和理论两方面研究了两个太阳电池阵样品在氩等离子体中的电弧放电现象和串弧现象.在很宽的等离子体参数范围内,测量了太阳电池阵样品的I-V曲线、电弧和串弧的起始电压以及放电速率.实验结果对于理解电弧放电诱发机理有重要的参考价值.     

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.     

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。     

LEO航天器高压大功率太阳电池阵静电放电试验与分析

为了避免低地球轨道(LEO)航天器的高压大功率太阳电池阵与等离子体相互作用而发生静电放电(ESD)现象,导致太阳电池阵弧光放电引起太阳电池阵失效,须要确定高压大功率太阳电池阵产生一次放电和二次放电的电压阈值。文章模拟LEO真空等离子环境,采用刚性基板三结砷化镓太阳电池试件,试验研究了LEO条件下发生一次放电和二次放电的电压阈值。试验结果表明:试件发生一次放电的电压阈值为95V;在提高电池串间隙时,发生二次放电的电压阈值由120V提高到145V。分析一次放电和二次放电的产生原因可知:一次放电主要发生在三交结区;二次放电是由电子轰击产生的,2.0mm间隙可以有效提高二次放电电压阈值。此研究结果可为LEO高压大功率太阳电池阵的设计提供参考。     

LEO航天器高压太阳电池阵静电放电试验研究

低地球轨道(LEO)航天器高压太阳电池阵存在与等离子体相互作用发生静电放电(ESD)导致其失效的风险,需要确定产生一次放电和二次放电的电压阈值并采取相应的防护措施。文章模拟LEO等离子体环境,采用刚性基板三结砷化镓太阳电池试验件,试验研究了LEO条件下高压太阳电池阵在无防护与涂胶防护状态下发生一次放电和二次放电的电压阈值。在太阳电池组件同样并联间隙情况下,试验结果表明:无防护试验件发生一次放电的电压阈值为110 V,涂胶防护试验件发生一次放电的电压阈值为120 V;太阳电池电路通0.83 A电流,无防护试验件发生二次放电的电压阈值为150 V,涂胶防护试验件发生二次放电的电压阈值为160 V。因此,在设计高压太阳电池阵时,建议合理控制相邻太阳电池串之间的电压差和并联间隙,以及采用在相邻太阳电池串之间涂敷硅橡胶等措施,以有效控制太阳电池阵静电放电的发生。     

航天器供配电分系统电弧短路故障及其防护

介绍了航天器电弧故障的机理,给出了不同材料的真空电弧特性,总结了航天器太阳电池阵、太阳电池阵驱动机构(SADA)和母线三大类电弧故障模式,提出了太阳电池阵电弧故障的一般防护方法,并介绍了国际标准ISO11221-2011试验验证方法。建议深入开展相关故障机理与防护和验证新技术研究,建立相关产品保证规范体系,以防止航天器电弧短路故障发生。     

低轨道高压太阳电池阵充放电效应试验

针对我国空间站采用的高压太阳电池,开展低轨道等离子体环境下高压太阳阵样品充放电效应试验,在实验室复现了高压太阳电池阵静电放电和二次放电现象。结果表明,高压太阳电池偏置电压为-70 V时开始出现静电放电,且静电放电次数随着偏置电压的减小而增大,并在高密度的等离子体环境下更容易发生静电放电。当偏置电压为-100 V,串间电压为80 V时观测到了二次放电。     

太阳电池片间隙区域充电电场的数值计算

高压太阳电池阵在空间带电粒子环境中易发生静电放电,特别是太阳电池片间隙区域存在着诱发二次放电的风险。文章建立了太阳电池片间隙区域充电模型,基于静电理论研究了计算太阳电池片间隙区域充电电场的算法。数值计算结果表明:太阳电池片间隙区域两侧,充电电场呈对称分布;玻璃盖片与基底之间存在明显的电位差,且玻璃盖片的电位高于其他部位。     

存在金属磨屑的空间盘式滑环真空电弧放电试验研究

滑环广泛应用于航天器太阳电池阵驱动机构,是航天器系统能源供给和信号传输的关键通道。滑环电弧放电曾引发多起航天器故障,而金属磨屑是造成滑环在轨放电的关键因素。文章设计了磨屑条件下盘式滑环真空电弧放电试验方案,采用真空系统和真实产品分别在60 V和34 V电压下完成了焊点之间、焊点与内环道之间的真空电弧放电试验。通过该试验,验证了磨屑和电压对滑环真空电弧放电的重要影响。试验结果表明,真空电弧放电会造成滑环内部大面积烧蚀,造成焊点之间、焊点与环道间的短路或开路,破坏盘片绝缘性能。根据试验情况,从设计和使用方面提出了预防空间盘式滑环真空电弧放电的改进思路。     

高分三号卫星太阳电池阵设计与验证

通过分析高分三号(GF-3)卫星合成孔径雷达(SAR)载荷多模式的成像任务规划、大型展开式桁架构型设计、高低压双母线电源设计等特点,识别出LEO轨道静电放电对高压太阳电池阵设计的影响,卫星左侧视成像和右侧视成像下大型SAR天线遮挡及卫星8年长寿命期间电缆频繁扭转对传输性能的影响,提出了一种适用于复杂遮挡情况下高低压双母线电源系统的太阳电池阵设计思路,完成了太阳电池阵设计、遮挡仿真分析、静电放电试验、电缆扭转试验和在轨数据分析,验证了太阳电池阵设计的正确性,可以为中国后续大功率SAR卫星太阳电池阵设计提供参考。     

SCPS-TP协议用于LEO卫星网的性能分析与改进

SCPS-TP是空间通信传输协议,可用于卫星网络。为分析SCPS-TP在LEO卫星网中的性能和选择合适的拥塞避免机制,进行原理分析和仿真实验。在LEO卫星网中的典型时延和误比特率条件下,SCPS-TP协议采用Ve-gas机制比Van Jacobson机制能达到更好的性能。但LEO卫星网中存在的切换和路径改变情况会严重降低Vegas机制的性能。对此提出一种利用SCPS-NP包头信息感知路径变化和更新时延基准的改进方法,具有较好的可实现性。仿真结果表明,此举能明显提高SCPS-TP协议在LEO卫星网路径改变时的性能。     

LEO太阳电池一次放电模型研究

空间等离子体作用下,太阳电池一次放电是诱发二次放电的主要原因。目前缺乏适合工程应用的一次放电快速评估模型。文章借鉴辉光放电理论,针对太阳电池三联点结构提出一次放电一维简化模型,用于评估太阳电池设计对放电脉冲强弱的影响。模型计算结果表明,增加玻璃盖片厚度和电池串联间隙有助于提高一次放电起始电压,一次放电频率随着太阳电池偏压和表面二次电子发射系数增加而增大,放电电流随着太阳电池偏压和电池阵电容增加而增强。该模型计算结果与试验测试结果基本一致,且比其他模型计算过程简单,可以为太阳电池设计中一次放电现象快速评估提供参考。     

红外低轨星座凝视传感器的空间覆盖性能分析

针对探测冷背景条件下的空间目标的红外低轨系统,分析了红外低轨星座中凝视传感器对空间目标的探测特点,建立了红外凝视传感器的几何观测模型,考虑其探测距离和范围的约束,提出了一种红外凝视传感器对空间区域的覆盖判定方法,并给了一组表征星座凝视传感器对空间区域覆盖性能的指标。基于点覆盖数值仿真方法,得到了典型红外低轨星座凝视传感器的多重覆盖空间高度分层分布、纬度带多重几何覆盖分布以及立体空间区域多重覆盖高度分布等方面的性能特征,可以体现星座对空间立体区域覆盖的差异性。仿真结果表明了覆盖判别方法和空间覆盖性能指标的有效性,结论可为红外低轨星座设计及其空间应用设计提供一定的参考依据。     

AlGaN/GaN HEMT质子辐射效应研究进展

氮化镓（GaN）基异质结材料以其宽禁带、耐高温、高击穿电压以及优异的抗辐射性能成为航天领域半导体材料的研究和应用热点。而基于GaN材料的AlGaN/GaN高电子迁移率晶体管（HEMT）因其制备过程带来的缺陷和损伤,性能将受到空间辐射的严峻挑战。文章对空间辐射环境下AlGaN/GaN HEMT的辐射机理和效应进行梳理;针对低中地球轨道以质子为主的辐射环境,对不同能量和注量的质子辐照对AlGaN/GaN HEMT的效应进行系统分析。鉴于从压电极化角度分析AlGaN/GaN HEMT的质子辐射效应存在欠缺,且不同能量和注量的质子辐照对器件的影响不同,提出后续应开展AlGaN/GaN HEMT辐射损伤机制、不同轨道辐射环境模拟以及质子辐照对AlGaN/GaN HEMT宏观特性影响研究。     

Wholesale debris removal from LEO

Recent advances in electrodynamic propulsion make it possible to seriously consider wholesale removal of large debris from LEO for the first time since the beginning of the space era. Cumulative ranking of large groups of the LEO debris population and general limitations of passive drag devices and rocket-based removal systems are analyzed. A candidate electrodynamic debris removal system is discussed that can affordably remove all debris objects over 2 kg from LEO in 7 years. That means removing more than 99% of the collision-generated debris potential in LEO. Removal is performed by a dozen 100-kg propellantless vehicles that react against the Earth's magnetic field. The debris objects are dragged down and released into short-lived orbits below ISS. As an alternative to deorbit, some of them can be collected for storage and possible in-orbit recycling. The estimated cost per kilogram of debris removed is a small fraction of typical launch costs per kilogram. These rates are low enough to open commercial opportunities and create a governing framework for wholesale removal of large debris objects from LEO.     

原子氧对航天材料的影响与防护

文章综述了低地球轨道（LEO）中原子氧（AO）环境对航天材料影响的研究现状。首先介绍AO对材料的危害及作用机制等。然后重点阐述了国内外学者关于AO与Al、Ag、Cu、Ni等金属材料以及半导体材料作用的研究成果。最后总结了AO的防护方法,及其对不同材料抗AO侵蚀能力的改善结果。     

中低轨道地磁动态模拟器

文章介绍了1台能为中低轨道飞行器提供动态地磁场环境的模拟器,详细论述了模拟器的系统组成、线圈结构、电源和磁强计指标参数、控制方式和调试方法,介绍了根据WMM2000地磁场模型计算出轨道上各点的磁场值,利用数值分析的方法找出输出电流与产生磁场大小的对应表达式,从而根据计算出的磁场值和输出电流,用程控电源成功实现了中低轨道地磁场的动态模拟.     

基于全球网和区域网SLR数据的低轨卫星定轨精度分析

卫星激光测距(SLR)是目前低轨卫星常用的定轨手段之一.文章以贾森-1(Jason-1)和"环境卫星"(EN VISAT)实测数据为例,讨论了不同弧段长度(1天、3天和7天)的全球网SLR数据对低轨卫星定轨精度的影响,分析了基于美国网、欧洲网和亚洲网等区域网SLR数据的低轨卫星精密定轨精度.检验定轨精度的参考轨道来自美...     

天基照相跟踪空间碎片批处理轨道确定研究

随着国内外天基观测空间碎片研究的展开,文章提出了利用跟踪卫星的CCD(Charge
Coupled Device)相机对空间碎片进行轨道探测的方法,首先建立了CCD照相观测模型和基于 照相观测 的空间碎片批处理轨道确定模型。通过对CCD相机底片归算方法的分析可知,利用
CCD相机所获得的观测数据与跟踪卫星的姿态无关,且其精度只与测量和坐标转换计算的精 度有关,在测量和计算中可获得较高的精度。分别对分布密度较高的低轨道和地球同步 轨道区域的空间碎片进行了定轨分析。仿真结果表明,定轨时采用两个跟踪弧段的照相数据 定轨精度大大高于一个弧段照相数据的定轨精度;跟踪卫星距离空间碎片越近,定轨精度越 高;低轨道空间碎片的定轨精度高于地球同步轨道上的空间碎片定轨精度。
     

Accomplishment of multi-utility spacecraft charging analysis tool (MUSCAT) and its future evolution

(MUSCAT) is a high value computation tool for analyzing spacecraft–plasma interaction, whose typical example is charging–arcing issue, corresponding to spacecrafts in LEO, GEO and PEO. JAXA and Kyushu Institute of Technology (KIT) started the development as a joint project in November 2004 and the final version of MUSCAT was released in March 2007. The final version includes many important features to simulate spacecraft–plasma interaction and the features can be separated into four parts. The first part is its GUI named “Vineyard”. By using Vineyard, MUSCAT users can build a satellite model including not only its geometry but also material properties of the surface. As for the second part, MUSCAT includes many kinds of effects derived from space plasma environment as well as electrical functions of spacecraft. For the third part, MUSCAT can work on parallel workstation with multi-CPU. The last feature is that the computation result by MUSCAT was thoroughly validated by experiments in plasma chamber. The numerical result shows very good agreement with the code validation experiment. We also conducted trial computation of charging analysis on Greenhouse gases Observing Satellite (GOSAT) with MUSCAT. One purpose of the computation was prediction of charging status of GOSAT for the real satellite design in combination with the ground test. The other is performance assessment of MUSCAT. After the joint project, expansion and maintenance of MUSCAT will be carried out by “MUSCAT Space Engineering Ltd” which is a new enterprise made of the development team. In future we will try to conduct MUSCAT computation for various spacecrafts and also try to add useful function such as 3D CAD compatibility.