GEO卫星表面充电相对电位的工程分析

地球静止轨道(GEO)卫星在轨运行期间,沉浸于具有一定能量和密度的空间等离子体之中,等离子体与卫星表面材料相互作用,将使卫星出现"表面充/放电效应",进而对星上电子系统产生影响,甚至发生电路故障,直接威胁整星安全。为防止GEO卫星在轨期间因等离子体造成的表面充放电导致卫星异常和故障,在GEO卫星的设计中,必须进行卫星表面电位分析、控制和试验验证等工作。文章根据卫星表面材料的基本参数和接地状态,采用工程分析方法对卫星表面充电电位进行分析,满足卫星工程设计急需。     

影响GEO卫星长寿命高可靠的空间环境因素及其评估、验证和保障技术研究

文章叙述了空间环境与卫星长寿命高可靠的关系,着重分析了影响GEO卫星长寿命高可靠的各种空间环境效应,如:地磁亚暴电子造成的卫星表面带电及诱导的二次放电、辐射带高能电子引起卫星内带电、太阳耀斑质子和银河宇宙射线造成的单粒子效应、空间带电粒子和太阳电磁辐照造成的辐照总剂量效应以及空间环境下敏感表面的污染效应等.文章最后给出GEO卫星空间环境效应的评估、验证和保障技术研究的必要性及其主要研究方向.     

40mN/3000s氙离子电推进系统工作性能在轨测试与分析

为获得电推进系统准确的工作性能,验证其在轨工作稳定性,国内首台空间用氙离子电推进系统于2012年11月~2014年2月在我国新技术试验卫星——实践九号A卫星上开展了首次在轨飞行试验。本文简要介绍了40mN/3 000 s氙离子电推进系统的设计方案和主要性能指标,重点阐述了所开展的系统性能在轨测试内容、测试方法及获得的测试结果,并对测试结果进行了分析,最后给出了在轨测试结论。     

GEO卫星结构屏蔽设计与性能分析

地球同步轨道(GEO)卫星在轨期间将遭遇空间带电粒子辐射,导致的电离总剂量效应会损伤星上的电子元器件。在对GEO卫星典型结构进行屏蔽设计时,采用钽箔等材料对卫星结构大开口处进行封堵,又用屏蔽厚度的实体相交法求解卫星的屏蔽性能。建立卫星的三维屏蔽厚度模型,对比屏蔽设计前后的总剂量值,同时分析该封堵方法对卫星机热系统的影响。通过对GEO卫星结构三维屏蔽性能的分析,验证了该封堵方法的有效性。     

氙离子火箭发动机的羽流及其污染分析

在国外,针对特定的航天器,开展了离子火箭发动机羽流对航天器影响的的专项研究,国内还未开展氙离子火箭发动机的羽流分析及其对卫星太阳帆板的污染专题研究,受实验条件所限,缺乏必要的实验数据,并且也未能建立完整的理论分析手段.为此,本文主要借助于国外离子火箭发动机羽流的地面模拟分析和在轨实验结果,对氙离子火箭发动机羽流的污染进行简单的定性分析,并根据国外的研究经验,提出今后在氙离子火箭发动机羽流研究中需要进一步开展的研究工作.     

离子推力器羽流沉积对卫星热控影响研究

离子推力器的羽流是等离子体,等离子体的组成是带电粒子,这与传统的化学推进系统的羽流成分有很大不同,带电粒子有在卫星表面吸附的倾向,会形成羽流沉积污染。这种羽流沉积会改变卫星表面的吸收率和发射率,从而影响卫星的热控性能。为了预测离子推力器的羽流对卫星的热控性能的影响,建立了离子推力器羽流模型。所建模型采用了工程化离子推力器的在卫星上的布局位置和离子推力器的工作参数,模拟了离子推力器的正离子与中和电子束在工程化中分置的实际情况,使模型更为符合实际。通过数值模拟得到了离子、电子、中性粒子的空间分布,电场分布,得到了钼粒子在卫星表面的分布及沉积厚度,比较了模型计算的离子分布与实验获得的离子分布情况,说明了模型分析的正确性,给出了卫星表面热性能的变化及局部区域温升的最大包络可达二十多度的结果。     

导航卫星铷钟环境温度控制与飞行性能分析

结合铷钟对其工作环境温度的要求,介绍了导航卫星铷钟小舱热控设计中的高精度加热控温方法,并对铷钟小舱在GEO卫星和IGSO卫星上的飞行数据进行分析。导航卫星铷钟工作环境温度控制满足-5～10℃的范围要求,光照期温度控制稳定性达到0.2℃/d,GEO 卫星、IGSO 卫星在阴影期温度控制稳定性分别达到0.8℃/d、0.3℃/d。     

尾迹对卫星周围等离子体扰动特性分析

卫星充电和尾迹效应会对周围的等离子体造成扰动,进而影响星上电磁和等离子测量 载荷的测量精度。利用卫星与等离子体相互作用模拟软件SPIS,并采用DEMETER卫星的 一组在轨测试的等离子参数,采用粒子分室法模拟了低轨道卫星的尾迹效应特性。结果显示 ,卫星的表面充电电位为-0.72 V,负的充电电位一定程度上减小了尾迹效应的影响,尾 迹效应对等离子体的扰动在尾迹一侧约为2.5 m,离子撞击侧约为0.7 m,其余两个 侧面约为1.1 m,即等离子鞘层呈桃形分布,且在尾迹区存在离子浓度为零的空白区和 浓度较小的稀薄区,而在尾迹区也是电子浓度的稀薄区,但不存在电子浓度为零的空白区。
     

GEO卫星表面充放电引起卫星地电位瞬变及对二次电源干扰试验研究

GEO卫星带电环境和表面绝缘材料相互作用引起卫星表面充放电现象,导致卫星“地”电位的缓慢变化和瞬态变化,其中瞬态变化会造成电子系统特别是数字电路工作异常。文章介绍实验室相关模拟试验研究情况,包括试验原理、试验系统组成、试验参数、结果分析以及“地”电位瞬态变化对星上二次电源输出的影响,讨论了空间ESD干扰防护方法。     

GEO卫星弃置轨道稳定性分析及离轨策略优化

运用解析和数值计算两种方法,分析了各种摄动源对地球静止轨道(GEO)卫星弃置轨道近地点高度变化的影响,得到了近地点高度的变化规律。利用二阶日月引力摄动可造成GEO卫星弃置轨道近地点升高的特点,提出新的卫星离轨策略,在不满足机构间空间碎片协调委员会(IADC)"空间碎片减缓指南"中,GEO卫星弃置轨道偏心率小于0.003要求的情况下,还可以保证卫星不再进入GEO保护区域。     

星用介质材料表面充放电效应试验研究

航天器表面介质材料易遭受表面充放电危害。利用30keV单能电子对几种不同的航天介质材料进行了表面充放电模拟试验,测量了不同电子通量辐照下的表面充电电位以及放电脉冲。试验结果表明,聚酰亚胺薄膜在接地处理不当时表面可充至千伏以上,易发生表面放电,且辐照强度越大,放电频率越高。表面镀铝的聚酰亚胺薄膜在不接地时,铝膜成为悬浮导体更加剧了放电的危害。而通过渗碳处理的聚酰亚胺薄膜,其良好的导电性能可有效抵御nA/cm~2量级电子的表面充电。聚四氟乙烯天线罩表面未进行防静电处理时,表面充电电位可达万伏量级,极易发生放电。     

卫星充放电效应对典型星载电子设备影响的实验研究

充放电效应是导致卫星在轨异常与故障的重要原因。除太阳电池阵二次放电外，充放电效应主要通过放电产生的电磁干扰造成设备异常和故障。文章选用典型的星载光学设备，实验模拟中高轨环境中电子作用在设备上产生的表面与深层充放电效应，获得了表面和深层充放电效应的基本特征，观测到放电导致设备工作异常的实验数据。实验结果不仅支持该典型星载光学设备的充放电效应防护设计，对于其他星载设备的充放电效应防护设计亦有一定借鉴意义。     

航天器充放电在轨探测试验的发展

介绍了航天器充放电中表面充电和深层介质充电的产生原因，以及充放电试验的发展。分析了国外瞬态脉冲监测仪（TPM）、充电电气效应分析仪（CEEA）、IDM装置、PASP Plus试验、集约环境异常传感器（CEASE）、DDE试验，以厦悬浮电位探测单元（FPMU）等充放电试验的原理厦其试验结果。最后，根据国外的经验和发展趋势，对国内航天器充放电在轨测试的目的、发展步骤，以及与各种空间物理量的关系等提出了相应的建议。     

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     

卫星介质深层充放电模拟实验装置研制进展

文章介绍了深层充放电研究的国内外现状及中科院空间中心在研的卫星深层充放电实验模拟装置进展情况。锶90/钇90β放射源和5～100 keV电子枪被设计到一个真空系统内,分别作为介质深层充电及介质电导率的测试手段。分别用β放射源和电子枪对介质样品进行了辐照试验,观察到了kV级的充电电位和放电现象。在辐照样品之前进行的辐照空靶的实验均未观测到放电信号。该装置可为我国发展长寿命、高可靠的新一代通信、气象等中高轨卫星提供深层放电防护设计的基础数据、理论和技术支撑。     

航天器典型悬浮导体结构深层放电 现象的模拟试验研究

空间辐射环境中,由高能电子所引起的深层充放电现象是威胁航天器安全的重要因素之一。文章采用90Sr放射源模拟GEO电子环境,试验观测了电子辐照下几种含有悬浮导体的典型卫星模拟部件结构的深层充放电现象,比较了真空度、束流密度与温度对放电现象的影响。试验结果表明,深层放电现象的产生与部件结构密切相关,在一定环境条件下含有悬浮导体的结构即可产生放电现象。因此,航天器深层放电防护除了选择合适的介质材料外,要尽可能地避免悬浮导体的存在,同时还必须考虑真空度和温度的影响。     

ESA/ESTEC的空间环境试验能力研究

这里的空间环境主要指电子、质子、离子、太阳紫外、原子氧、碎片、极端温度、污染等环境,这些环境在航天器中产生总剂量效应、单粒子效应、充放电效应等各种有害效应,甚至会引发航天器故障与异常。鉴于空间环境不利影响的严重性和复杂性,欧洲空间局（ESA）在欧洲空间技术研究中心（ESTEC）的产品保证与安全部门建立了空间环境试验室,目的为ESA航天器的空间环境防护提供先进的试验验证手段。文章介绍ESA/ESTEC的空间环境地面试验能力,包括空间环境模拟设备、测试仪器及其试验相关的标准;介绍ESTEC航天器研制组织体系及其空间环境试验室所在的产品保证与安全部门的职能和作用,分析研究了这些部门及空间环境试验室对ESA航天器质量、可靠性、安全性的基础保证作用;最后就完善我国空间环境试验能力提出建议。     

极轨航天器多层外表面充放电效应试验研究

利用空间带电粒子辐照试验台进行了太阳同步轨道航天器多层组件表面充放电试验,研究了常规与导电型(带ITO镀层)两种Kapton/Al薄膜在受到带电粒子辐照后的充放电情况和外观变化情况。试验结果表明,对于在近极地轨道运行的航天器,带ITO镀层的导电型Kapton/Al薄膜能够有效释放电荷、降低多层组件外表面对航天器地的电位差,本身不会形成放电损伤,比常规Kapton/Al薄膜更适合作为航天器多层外表面热控涂层。