航天器表面污染物质沉积变化和控制因子评估

航天器进入空间环境以后,空间环境分子污染和颗粒污染形成了航天器表面污染层,从而对航天器的各技术分系统产生不同的负面影响.介绍了中外中轨道航天器表面污染物质沉积变化在轨探测结果,并对污染物质沉积量变化和控制因子做初步评估.结果表明,污染物质沉积量在航天器入轨初期的1~2年内受航天器自身出气物质量、放气速率、表面温度及所处的气流方向等因子所控制.初期沉积量大,正是受到航天器入轨后自身出气量大、放气速率较高的控制,同时迎风面比背风面沉积量大.入轨后期表面沉积量长期变化呈现出明显的降变或缓慢涨落,而且具有全向性特征,因此探讨了具有全向性影响能力的控制因子相关特性,其中高能粒子通量和太阳紫外辐射通量变化可能是主要控制因子.      

发动机内剩余推进剂排放对卫星表面污染的研究

应用真空物理的相关理论，分析了在高空超高真空环境中，发动机二次启动前推进剂排放及其在空中迁移的物理过程，给出模型假设和模拟方程，并针对此真空环境及物理过程应用合适的计算方法地方程进行求解。最后计算了推进剂的排放对卫星造成的污染，给出计算域内浓度变化的非定常过程及卫星表面不同时刻的最大污染量，为推进剂排放方案的实施与否提供理论依据。     

模拟月壤真空试验装置设计及实现方法

我国探月三期需在月面真空环境下钻采2 m深的月壤样品,为测试采样器在真空热环境下的性能,需首先在地面模拟一个接近月表的真空热环境.本文设计了一套模拟月壤真空试验装置,研究了模拟月壤真空实现方法.通过使用机械泵对模拟月壤进行抽真空,分析了抽速、样品量、含水量、密实度和温度等因素对模拟月壤真空度的影响情况.此外,分别分析了从容器顶部、底部抽气对模拟月壤抽真空效果的影响,提出了保证样品密实度的可行抽气方法.该试验研究对构建月面真空环境模拟器具备一定的参考价值.      

用于低温的锗薄膜温度计的特性

用来当作电阻温度计的锗薄膜业已在液氦温度下做过试验。锗在真空下被沉积在绝缘的基片上,然后把银沉积在锗薄膜上作为欧姆接触,籍助于选择适当的沉积条件,就能容易地制造出具有所需要的电阻和合适的灵敏度的温度计。这些温度计具有快速响应时间,并能用于测量快速变化的表面温度。     

可供星载的分子污染监测器

本文介绍了一种适用于航天器的分子污染监测器的原理、结构及实验结果。这种监测器也可应用于地面设备的分子污染监测以及真空溅射、升华、蒸发的膜厚精密监控。     

液滴真空闪蒸/冻结过程的热动力学研究

建立了低压真空环境单液滴闪蒸/冻结过程的热、质传递模型, 探索液滴在真空闪蒸/冻结过程中的热动力学规律和机理. 对液滴真空闪蒸/冻结过程中的温度、尺寸变化进行了计算, 分析了环境压力、环境温度、液滴初始半径与初始温度等因素对液滴闪蒸预冷时间、快速凝固后继续冻结时间和升华再冷最低温度的影响. 结果表明, 模型能够很好地描述液滴真空闪蒸/冻结过程的基本特征; 环境压力控制着闪蒸/冻结过程的主要特征及终态温度, 是主要控制因素; 液滴初始温度主要影响闪蒸速率, 而初始尺寸则主要影响预冷时间; 环境温度的影响可以忽略.      

利用色质谱方法检测卫星真空热试验污染物成分

在真空热试验过程中进行了污染物的采集及成分分析试验。利用污染采集板收集污染物,丙酮溶液洗脱污染物,气相色谱-质谱联用方法对污染物进行成分分析。确定了整星热试验和太阳电池翼热试验中的主要污染物成分为硅氧烷和邻苯二甲酸酯,热试验中污染物甲基苯基硅氧烷可能来源于粘结剂。     

空间材料Kapton的真空紫外与 原子氧复合效应研究

对空间常用聚合物材料Kapton开展了真空紫外辐射及其与原子氧复合效应的地面模拟试验研究,总结了试验前后试样外观、质量、表面形貌、光学参数和表面成分的变化规律,并对反应机理作了初步的分析.结果表明:在原子氧的作用下,Kapton的剥蚀主要是碳氮等元素的氧化所致.而在真空紫外辐射的作用下,Kapton表面会交联形成大分子,从而提高了试样的抗原子氧剥蚀性能.但是,随着原子氧累积通量的增大,这层大分子会逐渐被剥蚀掉,而真空紫外辐射,对Kapton的原子氧效应试验结果没有影响.      

实验室模拟真空紫外辐照设备

人造卫星温控涂层研制中必须建立真空紫外辐照模拟设备.我组实验室制造的设备用旋片式机械真空泵、油扩散泵和在真空室前再加液空冷阱造成系统10~(-6)乇真空,选用GGZ-300高压汞灯作光源,光源和试件都放在真空室中.该设备具有简便实用的优点.另外还可以用于其它一些宇航材料的模拟真空紫外辐照试验,如人造卫星上的太阳电池和结构材料等.测量温控涂层在真空紫外辐照前后的太阳吸收率和热辐射率,根据它们的变化确定材料受辐射的影响.文中列出经真空紫外辐照不同阶段的五种不同温控涂层性能变化数据.     

真空和微重力下烟幕粒子动力学特性研究

为了研究红外烟幕在外层空间的适用性,基于外层空间环境高真空和微重力的特殊性,分析烟幕粒子的真空和微重力效应,采用分子运动论理论近似模拟真空和微重力下烟幕粒子的动力学特性,建立烟幕粒子间距函数模型,利用Mathematica方法计算了烟幕材料粒径、密度及粒子运动时间对粒子间距大小的影响.结果表明,随着烟幕材料粒径及密度的增大,粒子间距逐渐减小,形成烟幕的稳定性逐渐增大;粒子运动时间愈长烟幕愈不稳定.      

U.S. planetary protection program: Implementation highlights

The implementation of planetary protection in the United States space program has reflected the trend in policy from an absolute to a probabilistic prohibition of the contamination of the celestial bodies of the solar system. The early emphasis on spacecraft sterilization (e.g. Ranger) was replaced by the imposition of contamination control procedures on later missions such as Pioneer, Viking, and Voyager. Similarly, analytical and laboratory techniques were developed to demonstrate compliance with probabilistic requirements. Microbial burden reduction methods that are not hazardous for spacecraft reliability supplanted the abstract concept of sterilization. The United States implementation of planetary protection has been completely successful. In an exploration program that has included Mercury, Venus, Mars, the Jovian system, and the Saturnian system, there have been no accidental impacts or detection of false positives (terrestrial microbes). Further, the contamination control and microbial burden procedures have proved beneficial to spacecraft systems and on-board science instruments. We review in this paper the implementation of planetary protection procedures by the Pioneer (10 and 11), Viking and Voyager projects.     

大型航天器舱内流动与传热传质集成分析

在低流速、常温、层流假定下，利用数值模拟方法，实现了大型航天器返回舱、轨道舱内流动与传热传质分析．模拟结果表明，冷凝干燥组件、净化通风组件、风扇、热控风机和其他仪器设备对航天器舱内空气流动具有不同的影响；通过分析空气流场对舱内温度、空气湿度、二氧化碳浓度的影响，探讨了评价流场的质量和能量输运作用；从总体角度提出，通过一定的布局，设计出具有环流的全局流场的同时，具有流动与扩散相协调的局部流场，建立了统一流场的设计新思路．     

航天器AIT中心空气霉菌特性研究

通过对中国3个地区的航天器AIT厂房内空气中霉菌进行采集,利用培养法得到纯化菌株53株,通过ITS测序鉴定分属8个属,进一步对这些霉菌的特性进行研究,发现青霉属和曲霉属内不同菌株间的菌落径向生长速率差异较大,研究同时显示不同种属霉菌对消毒剂PHMB的敏感性差异非常大,这些差异将加剧微生物防护与控制的难度。     

太阳风中航天器带电与尾迹效应的模拟

航天器充电和尾迹效应会对周围等离子体造成扰动,影响测量装置结果的准确性.利用SPIS （Spacecraft Plasma Interaction Software）分别模拟了航天器与太阳风的相互作用,考察了光电效应以及航天器尺度对表面充电情况和尾迹效应的影响.结果表明:太阳风环境下,等离子体密度稀薄,电子电流比光电子电流小得多,航天器表面为正电势,航天器后部有清晰的尾迹结构,尾迹带负电;光电效应可改变尾迹结构,与无光电效应相比,光电效应使得航天器尾迹尺度变大;由于太阳风定向运动动能大于航天器表面势能,航天器的尾迹结构与其几何尺寸有关,航天器尺寸越大,尾迹尺度越大.      

Design of an FPGA-based electronic flow regulator (EFR) for spacecraft propulsion system

This paper describes a scheme for electronically regulating the flow of propellant to the thruster from a high-pressure storage tank used in spacecraft application. Precise flow delivery of propellant to thrusters ensures propulsion system operation at best efficiency by maximizing the propellant and power utilization for the mission. The proposed field programmable gate array (FPGA) based electronic flow regulator (EFR) is used to ensure precise flow of propellant to the thrusters from a high-pressure storage tank used in spacecraft application. This paper presents hardware and software design of electronic flow regulator and implementation of the regulation logic onto an FPGA.     

航天器测试需求描述及其自动生成

航天器作为一个典型的安全苛刻系统,其可信性研究需求迫切,支持可信性评估的数据来自于航天器测试用例的执行,而航天器测试需求是测试用例生成的重要依据.在实际应用中,对航天器这类复杂系统,面临测试需求庞杂、测试需求编制周期长、人工经验编制方式难以保证测试需求的充分性、完备性及可复用性等问题.针对这些问题,通过分析航天器组织结构特点,建立航天器形式化模型,基于航天器测试任务流程,给出了航天器静态测试需求和动态测试需求形式化描述规范,并给出航天器测试需求自动生成方法,保证了测试需求的充分性和完备性,提高了测试需求复用性,与人工编制方式相比,缩短了测试需求编制周期.最后设计并实现航天器测试需求生成应用系统,验证所提出方法的有效性.      

Biological assessment of Ariane 5 fairing

United Nations Space Treaties [10 and 11] require the preservation of planets and of Earth from contamination. All nations part to these Treaties shall take measures to prevent forward and backward contamination during missions exploring our solar system. As observer for the United Nations Committee on Peaceful Uses of Outer Space, the COSPAR (Committee of Space Research) defines and handles the applicable policy and proposes recommendations to Space Agencies [COSPAR Planetary Protection Panel, Planetary Protection Policy accepted by the COSPAR Council and Bureau, 20 October 2002, amended 24 March 2005. http://www.cosparhq.org/scistr/PPPolicy.htm.]. The goal is to protect celestial bodies from terrestrial biological contamination as well as to protect the Earth environment from an eventual biohazard which may be carried by extraterrestrial samples or by space systems returning to Earth. According to the applicable specifications, including in our case the French requirements [CNES, System Safety. Planetary Protection Requirements. Normative referential CNES RNC-CNES-R-14, CNES Toulouse, ed. 4, 04 October 2002.], the prevention of forward contamination is accomplished by reducing the bioburden on space hardware to acceptable, prescribed levels, including in some instances system sterilization, assembling and integrating the appropriate spacecraft systems in cleanrooms of appropriate biological cleanliness, avoiding or controlling any recontamination risk, and limiting the probability impact of space systems. In order to prepare for future exploration missions [Debus, A., Planetary protection: organization requirements and needs for future planetary exploration missions, ESA conference publication SP-543, pp 103–114, 2003.], and in particular for missions to Mars requiring to control the spacecraft bioburden, a test program has been developed to evaluate the biological contamination under the fairing of the Ariane 5 launcher.     

密封材料空间环境失效分析

对空间环境造成载人航天器密封材料的各种失效机理进行了分析。材料低温脆化,高温时表面脆化;真空时材料内挥发成份的溢出,使材料渗透性增大;辐照使密封件失去弹性：这些是空间环境中温度、真空和辐照使密封失效的主要原因。真空条件下,密封件挥发成份中的可凝物在光学元件表面的凝聚从而破坏表面光学特性,是密封设计中一个值得重视的现象。     

层板式喷注器在空间飞行器发动机中的应用综述

综述了层板式喷注器在空间飞行器液体火箭发动机中的应用。着重举例分析了层板式喷注器应用于航天飞机轨道机动发动机、小推力姿控发动机、燃气发生器中所获得的优于传统喷注器的良好性能和效益;分析了层板式喷注器在小推力＿液体火箭发动机稳态和脉冲方式工作时对抑制排气羽流污染的有效作用;最后提出了研制层板式喷注器所需进一步做的工作。