原子氧环境及其试验研究

原子氧对低地球轨道(LEO)卫星表面的剥蚀已为众多的飞行试验所证实,它对热控涂层、光学表面的损伤是明显的.随着LEO卫星性能的提高和工作寿命的增长,应把原子氧对材料的剥蚀试验作为LEO卫星表面用材料的筛选试验,推荐原子氧对材料的剥蚀试验条件为 1.0×1020～3.0×1020个/cm2.试验设备应配有紫外,二者协合能更好地模拟轨道上的效应.开展LEO卫星上的搭载飞行试验,确定原子氧环境对材料的影响,逐步建立起原子氧效应数据库,对加速载人航天和空间站技术的发展是必要的.     

原子氧对航天器热控材料影响试验研究

原子氧对航天器热控材料的影响是航天器热控设计必须考虑的因素之一。文章对航天器舱外常用热控涂层和外用复合膜两类材料进行了地面原子氧及原子氧+远紫外辐照试验,试验获取了不同原子氧积分通量下涂层和复合膜的影响数据,并对热控材料实施部位性能退化的关系进行了分析,研究结果将为航天器热控设计与分析提供数据支持。     

空间用长寿命自浮动电连接器原子氧侵蚀效应仿真研究

低地球轨道原子氧与航天器表面材料相互作用,可导致材料因氧化剥蚀而发生性能衰退。文章针对空间机械臂用某型长寿命自浮动电连接器,采用自主编写的计算软件,结合地面模拟试验获得的材料剥蚀率数据,对原子氧侵蚀效应进行仿真分析。仿真结果可直观显示电连接器表面各部分所受原子氧侵蚀的厚度分布。地面试验验证表明,经注量为7.83×1022 cm-2的原子氧辐照后,电连接器室温下绝缘电阻大于1×105 GΩ,满足技术要求。研究结果可为空间站用电连接器的设计和寿命预测提供参考。     

长寿命载人航天器热控白漆退化性能试验研究

针对长寿命载人航天器热控白漆在空间环境下的性能退化评估需要,文章对KS-ZA白漆热控涂层进行了地面原子氧、近紫外远紫外和电子质子辐照试验,获取了涂层的空间环境退化数据,得到了涂层与原子氧的反应率,分析了涂层的长期原子氧剥蚀情况。利用经验模型对涂层的紫外辐照性能进行了数据拟合和退化预示,评估了涂层长期紫外辐照退化性能。结果表明,KS-ZA白漆具有良好的空间环境稳定性,可以满足长寿命载人航天器的热控需要。研究结果将为载人航天器热控设计与分析提供试验和退化数据支持。     

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。     

空间电子、质子和紫外综合辐照模拟试验研究

文章介绍了地面模拟地球同步轨道15年电子、质子和紫外环境的综合辐照模拟试验技术,为长寿命卫星热设计及热控涂层选型提供可靠依据。试验采用空间低能综合环境试验设备、太阳吸收率原位测试系统,针对卫星各种表面材料如S781白漆、SR107-ZK白漆、F46镀银和OSR二次表面镜等进行了空间低能综合辐照试验,与已有的飞行试验数据进行对比研究,结果表明：本次试验能够较准确地反映航天器在轨道上材料的退化现象。     

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。     

表面缺陷对原子氧掏蚀效应影响的数值模拟研究

Kapton作为基底的热控涂层被广泛应用于航天器的外表层设计中,表面保护层中缺陷处所发生的掏蚀效应是近地轨道空间飞行时原子氧对此类热控材料作用的一种主要方式.文章通过蒙特卡洛方法研究了这些尺寸参数与原子氧效应之间的关系.结果表明,保护层缺陷的宽度直接影响进入缺陷内的原子氧的数量,空腔的"颈部"宽度与空腔最大宽度之比随着缺陷宽度增加,掏蚀深度的增加速度则随着缺陷的加宽而变小;保护层厚度主要对初次入射原子氧的入射过程有影响,加厚保护层可以减小原子氧的掏蚀深度和掏蚀空腔的宽度.这些结果可为原子氧防护层的设计提供参考依据.     

双面银镀金互连材料原子氧防护性能分析

针对航天器太阳电池阵用互连片对耐原子氧侵蚀的需求,文章设计了一种双面银镀金互连片。对界面处银在金元素中的扩散深度以及原子氧对互连片侧面的侵蚀做了理论计算与原子氧试验微观分析。对互连片进行了总通量为7.83×10²⁶ atoms/m²(等效低轨15年)的原子氧侵蚀试验,并对互连片在试验前后的外观进行了观察对比,对试验后材料表面元素以及侧面侵蚀程度、材料强度等方面做了系统分析,对采用双面银镀金互连片制作的太阳电池组件进行了88 000次温度循环试验,充分验证了互连片及焊点的空间环境适应性。研制的双面银镀金互连片成功应用于某低轨长寿命航天器太阳电池阵,大幅提升了太阳电池阵供配电稳定性。     

某地球静止轨道卫星成像辐射计热控设计

对某地球静止轨道卫星成像辐射计的热控设计进行了研究。根据辐射计热特点,考虑一般温度、温度梯度和日温度变化等热控需求,给出了成像辐射计中光学基板等温化、阳光直射时扫描镜等光学部件散热,以及次镜支持材料选择等关键热控设计原则。用NEVADA、SINDNG软件对冬至、春秋分、夏至,以及阳光与卫星轨道面夹角α=-8.8°,8.8°的5种条件的初期和末期10个工况进行了仿真分析。结果表明：设计的热控方案可行,基本满足成像辐射计的使用要求。     

提高卫星热控系统可靠性的对策

为提高卫星(特别是长寿命卫星)热控系统的可靠性,探讨了在热控设计、热控系统与卫星总体关系及空间环境影响等方面应采取的对策。特别是对一些长寿命卫星常用的星体外表面涂层的性能衰退现象作了较深入的介绍。对今后关于热控系统可靠性的研究提出了建议。     

苯基硅橡胶热控涂层材料抗原子氧腐蚀能力的研究

为了评估材料的抗原子氧腐蚀能力,首先在地面模拟设备上通过激光爆破法产生平动能约为4.5 e V的原子氧束源,然后利用此高能氧束源对苯基硅橡胶热控涂层材料进行暴露实验。材料受高能原子氧轰击而导致的影响,分别通过质量、X射线光电子能谱和扫描电镜进行表征。结果显示,原子氧累积通量9.5×10~(19)atoms/cm~2及8.5×10~(20)atoms/cm~2暴露实验后,材料表面微观形貌没有明显腐蚀,质量有少许增加,表面化学组成发生明显变化,分析认为是形成非挥发性物质SiO_x。实验结果表明,苯基硅橡胶热控涂层材料具有优越的抗原子氧腐蚀能力,推测其机理是形成的SiO_x钝化层作为保护层对其下方的材料进行保护,阻止原子氧对材料进一步腐蚀。     

倾斜轨道卫星活动天线热控特点分析

对某低轨倾斜圆轨道卫星的外热流环境进行了分析。用蒙特卡罗法计算了卫星六个表面的外热流。研究了该轨道条件下舱外活动天线热控特点,提出了该类卫星活动天线的热控设计原则和初步方案。     

卫星表面热控涂层空间退化特性的综合环境模拟试验方法

卫星外表面在轨遇到的空间环境复杂而又严酷,会导致某些热控涂层的太阳吸收率严重退化。特别对于长寿命卫星,热控涂层的轨道退化更应引起注意。因此试验评估热控涂层退化是非常重要的,其重要性主要表现为以下两方面,一是为长寿命卫星的热设计提供可靠的热控涂层退化数据:二是为高稳定热控涂层的研制者提供试验检验手段。地面模拟卫星外表面热控涂层的空间环境效应需要进行空间综合环境模拟试验。有三方面模拟问题在该类试验中应得到充分考虑:第一是多环境的协合效应问题;第二是加速试验的互易性问题;第三是太阳吸收率的原位测量问题。这三方面的考虑都是为了提高模拟的真实性。文章介绍”卫星空间辐射综合环境模拟试验”的必要性、试验装置和测试系统、试验方法和试验结果及结论与建议。     

一种GEO卫星星敏感器热控设计

为解决目前地球静止轨道(GEO)卫星星敏感器热控设计复杂、实施难度大的问题,提出了一种辐射小舱式星敏感器热控设计方案。以东方红-4(DFH-4)平台GEO卫星星敏感器采用辐射小舱式热控设计方案为实例,利用热分析软件TMG建模进行了热分析验证,并根据分析结果对其布局进行了优化。优化结果表明:采用辐射小舱式热控设计方案时,星敏感器的在轨预示温度范围在-26.2～+22.2℃,能很好地满足其温度指标要求,设计方案合理可行,可为GEO卫星上同类设备的热控设计提供参考。     

原子氧环境效应和国外小卫星飞行搭载试验

介绍了国外利用小卫星进行原子氧环境效应研究的情况,从两个方面叙述了原子氧环境和小卫星的关系:(1)小卫星做为原子氧环境效应飞行试验的工具;(2)原子氧环境对低地球轨道小卫星的环境效应影响。我国小卫星计划的正式启动将对我国原子氧环境效应研究产生积极的影响。     

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。     

卫星热设计中β角在不同轨道下的变化规律分析

阳光矢量与卫星轨道平面之间夹角是卫星热控设计中至关重要的一个设计参数,其不仅与到达卫星表面的阳光热流密度密切相关,也与到达卫星表面的地球反射热流密度密切相关。文章根据β角的变化规律将传统意义上的轨道分为了同步轨道和非同步轨道两种,并结合升黄赤经夹角的变化规律分析了不同轨道下β角的变化规律,以及相应的热设计特点。     

LEO原子氧剥蚀太阳电池阵Ag互连材料的试验研究

暴露在低地球轨道(LEO)上的太阳电池阵,会与大量具有极强氧化性的原子氧发生碰撞,导致太阳电池阵中对氧原子敏感的Ag互连材料受到剥蚀。文章依据原子氧剥蚀Ag材料的机理,选取了约400 km高度轨道上1年时间内原子氧的累积通量作为最高剂量,进行了原子氧剥蚀不同厚度Ag互连材料的地面模拟环境试验。试验表明:Ag在原子氧作用下在宏观上会经历"氧化—剥落"的循环剥蚀过程。根据反应方程简化推导了Ag互连片的剥蚀厚度公式,同时结合试验结果计算出了不同厚度Ag互连材料的厚度损失率。该研究成果可为LEO太阳电池阵原子氧防护设计提供技术支持。     

带有控制增益自校正的甚低轨道卫星自主轨道维持方法

为实现甚低轨道的长期稳定运行,分析了甚低轨道的摄动特性,设计了一种带有轨控增益校正的自主轨道维持方法。该方法可通过前一次轨控的结果对轨控增益进行校正,提高轨控算法对卫星质量、推力大小等不确定因素的鲁棒性,逐渐提高轨道控制的精度。对轨道控制的频率、每次轨控的时间长度及对偏心率的影响进行了分析,仿真结果表明:自主轨道维持方法能实现甚低轨道高度维持控制,在参数不确定的情况下,与传统算法相比可大幅提高轨道控制的精度,确保平均偏心率矢量收敛,满足甚低轨道卫星的长寿命要求。所设计的算法结构简单,运算量小,可由目前的星载计算机实现。