航天器可靠性与空间特殊环境试验

文章论述了环境试验对航天器可靠性的重要作用,重点介绍了原子氧、空间辐照粒子、等离子体与带电、空间碎片等特殊环境及其效应对航天器寿命及可靠性的影响,并对开展航天器长寿命、高可靠环境试验技术研究提出一些建议。     

兰州空间技术物理研究所电推进新进展

兰州空间技术物理研究所是我国电推进技术研究和产品研制的主要单位。2014年兰州空间技术物理研究所在电推进发展中取得了多方面的重要进展,分别从空间飞行试验、型号产品研制、新产品开发、专业技术基础研究等方面进行了总结性的系统介绍。空间飞行试验包括了SJ-9A卫星离子电推进系统和XY-2卫星霍尔电推进系统,型号产品研制包括了DFH-3B平台首发卫星LIPS-200离子电推进系统、DFH-5卫星平台和全电推进卫星平台的LIPS-300离子电推进系统及LEO大型航天器主动电位控制系统,正在研发的新产品包括LIPS-200+,LIPS-100和LIPS-400等离子推力器及LHT-140霍尔推力器,电推进专业技术基础研究工作主要包括栅极组件工作寿命分析及概率性评估、放电室性能分析及优化以及基于等离子体能量沉积的推力器热分析等。     

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。     

电推进飞行试验在轨诊断技术

文章介绍了国外在电推进空间飞行试验或型号应用中采用在轨诊断技术的情况,结合电推进系统飞行性能测量和电推进系统与应用航天器之间相互作用的研究,讨论和评价了电推进在轨诊断技术。     

电推进羽流与航天器相互作用的研究现状与建议

电推进与传统的化学推进相比可以节约大量推进剂质量,被广泛用作地球同步轨道卫星南北位置保持和深空探测等任务的主推进系统。电推进器工作时产生的羽流与传统的化学推进器羽流有显著区别,电推进羽流对航天器的影响是进行卫星电推进器系统设计时需要重点关注的问题。文章讨论了电推进羽流对航天器的主要影响,介绍了国外在地面模拟试验、空间飞行验证和软件仿真技术等方面的研究现状,同时对国内开展羽流与航天器相互作用研究提出了建议。     

20 cm离子推力器电磁辐射试验研究

离子推力器工作时会产生对外电磁辐射,因此离子电推进应用于航天器时存在电磁兼容性问题。为初步了解离子推力器工作产生的电磁辐射特性,利用经改造后的地面专用试验系统进行了20 cm离子推力器电磁辐射测试试验。文章介绍了20 cm离子推力器电磁辐射的试验方案,采用两种形式进行:推力器电场辐射发射试验,测试频段为10 kHz～5 GHz;推力器瞬态电场辐射发射试验,测试频段为100 kHz～5 GHz。试验结果表明:在离子电推进稳态工作过程和几个瞬态工况点,未发生电磁干扰现象。     

离子推力器羽流特性及其污染分析

介绍了与电推进系统有关的空间环境效应的形成原因及其对航天器性能、寿命等的影响。阐述了离子火箭发动机羽流内束离子、中性推进剂原子、交换电荷（CEX）离子和电子等主要成分与航天器相互作用的过程及机理。分析表明，离子推力器出口处的中性推进剂原子与高速束离子流碰撞后产生的CEX离子Xe^＋，以及带电离子轰击推力器组件特别是加速极所产生的金属CEX离子，是造成离子火箭发动机羽流污染的主要成分。在此基础上提出了若干防污染措施。     

空间次生环境研究及探测方法概述

文章基于空间次生环境及其效应定义,分别结合不同次生环境阐述了国内外在磁场作用下带电粒子对航天器的影响、航天器非金属材料出气的影响、航天器与空间等离子体相互作用影响、航天器发动机羽流效应和航天器舱内电子环境及效应等的研究状况,并有针对性地开展了典型的发动机羽流效应、放电监测系统和航天器自身磁场分布探测研究。     

电推进系统空间试验技术研究

电推进系统的相容性、空间推力/比冲等是空间应用关注的重要性能指标。根据电推进系统未来空间试验技术发展趋势,调研了国内外离子、霍尔电推进系统的推力、电磁兼容性、对卫星的污染等空间试验情况,结合我国电推进系统首次开展空间试验现状、电推进系统的布局,以及星上配备的卫星污染与电位监测器,对空间环境条件下卫星的污染、电推进自身及卫星设备的电磁兼容性、空间推力标定方法、推进剂剩余量分析方法等进行了研究。通过电推进系统在轨连续试验、电推进羽流影响等分析,得到电推进对卫星周围污染情况、电推进与卫星平台的电磁兼容性等在轨性能参数,可为全面评价电推进系统技术、科学制定电推进空间试验计划及电推进空间应用提供依据。     

空间等离子体对飞船对接过程的充放电影响

基于低地球轨道空间等离子体对航天器的充电机理,根据电子、离子运动性质分析了飞船绝对电位与表面导电材料分布间的关系,讨论了对接放电过程中航天器与空间等离子体的交互作用,给出了其计算方法和相关试验结果.从空间环境角度为工程实现提供了理论依据和参考.     

国外多模式霍尔电推进发展概况及启示

多模式霍尔电推进具有多个工作模式,调节能力强,相对于20世纪80年代以来广泛应用的只有一个工作模式的霍尔电推进器,其优势明显,能很好地适应诸如GEO卫星轨道转移和在轨位置保持,以及深空探测器和空间运输平台的主推进等多种任务,因此得到了广泛研究和应用.国外多模式霍尔电推进发展现状和趋势对我国多模式霍尔电推进的发展具有重要的启示作用.针对我国航天器对电推进的迫切任务需求,定量分析应用多模式霍尔电推进的收益,提出我国多模式霍尔电推进发展的建议.     

航天器开关类机构可靠性验证试验方法

航天器开关类机构的主要作用就是把机械运动行程转换为电信号,从而为航天员或地面飞行控制指挥中心提供航天器的部分状态信息。文章论述了航天器开关类机构＂多次动作进行通断状态转换＂的产品特征,确定了以开关类机构的寿命作为可靠性特征量,提出了开关类机构的可靠性验证试验方法,包括试验方法选择、试验件状态及试验条件的确定、试验程序、...     

航天器动力管路热控设计与试验研究

针对某航天器动力系统管路布局分散造成系统温差大、控温难的问题,结合动力管路温度指标要求和边界环境条件,采用以被动热控措施为主、辅以电加热主动热控措施的设计方案。分析确立动力管路的热环境,建立换热模型;通过仿真分析和整器热平衡试验,选取不同工况,验证了动力系统氧化剂管路和燃烧剂管路温度均维持在8～20℃范围内的热控设计结果。该方案对各类航天器的动力管路热控设计和分析有一定的指导和借鉴作用。     

空间环境对飞行器的影响

文章围绕空间环境对飞行器的影响因素,重点阐述由于辐照剂量以及带电粒子产生空间环境效应对飞行器的影响,最后对飞行器的空间环境效应提出防护建议。     

大角速度柔性航天器动力学模型修正

将拉格朗日方程及其准坐标形式用于中心刚体加柔性附件航天器的拉格朗日函数,推导了中心刚体加柔性附件航天器动力学模型。针对航天器大角速度,分析中心刚体角速度对角动量方程的影响,对传统动力学模型进行修正。航天器绕惯量主轴大角速度自旋仿真结果验证了修正后的动力学模型对于大角速度航天器的有效性。     

水基推进系统综述

水基推进系统的发展为航天器推进、供电、能量储存、系统构建提供了新的选择。这一系统的核心是一体化可再生燃料电池,它利用太阳能电池帆板提供的电能电解水．产生的氢氧气体既可以用于燃烧推进,又可以通过燃料电池反应重新复合为水进行供电。介绍了水基推进系统的基本组成与工作原理,通过质量估算与性能分析,评估了水基推进系统的工作能力、适用范围及空间应用优势。