SJ-10卫星固体材料燃烧实验装置

为对微重力条件下固体材料着火和火焰传播特性进行研究,研制了实践十号（SJ-10）卫星固体材料燃烧实验装置.利用空间高真空条件,采用实验段内气体环境更新和控制技术,实现了在有限实验空间内对多个实验样品进行研究,并提供准确可控的实验环境条件（氧气浓度和气流速度）.通过地面试验验证,该装置可通过实验样品、氧气浓度、气流速度、点火方式等实验参数的灵活组合,实现空间实验机会的充分利用和预定科学目标.      

微重力条件下红外材料的空间生长

根据近年红外材料在空间生长的研究概况,分析了涵盖熔体、气相、液相外延和分子束外延等生长方法及各个方法生长红外材料的基本原理,在地面生长遇到的问题,以及在空间微重力环境中进行红外材料生长的优势.同时基于中国利用熔体法在天宫二号上已经进行的ZnTe:Cu晶体的空间生长科学实验及地基实验结果,通过对空间和地面实验结果进行对比,提出了在超高真空环境下,利用分子束外延方式生长高性能、大尺寸红外材料的可能性,以及未来在空间微重力条件下进行红外材料生长的研究方向及具体应用.      

航天器表面材料充电性能研究—关于RTV-Ⅱ和13-17涂层的评价

本文报道了RTV-Ⅱ黑漆和13-17白色涂层二种航天器温控材料的电导在综合空间环境条件下的实验结果。实验表明RTV-Ⅱ涂层材料的电导从1984年到1986年,几乎每年下降一个量级,因而充电状态明显改变。13-17涂层材料的电导对空间真空环境响应不明显,但对电子辐照和光辐照响应显著,尤其对光辐照存在强烈的记忆效应。预测该涂层在轨道上由光照区进入星蚀区也不会出现明显充电现象。     

航天器介质放电脉冲频谱特征实验研究

空间电子辐射环境下,航天器介质的充放电效应是威胁航天器安全的重要因素.介质放电现象除与材料参数及构型相关外,还与空间电子环境密切相关.本文通过电子枪和Sr90放射源在地面实验装置上模拟空间电子辐照环境,测试了环氧树脂、聚四氟乙烯、聚酰亚胺等常见空间材料在不同温度、不同电子能量和电子束流强度影响下的放电脉冲,并对放电电流脉冲和电场脉冲进行频谱分析.实验分析结果表明,介质材料的放电电流脉冲频谱具有明显的单峰结构,该峰值与材料厚度和入射电子能量相关,但受材料温度和辐照束流强度影响不大.      

天宫二号碲化锌晶体生长

在天宫二号飞船综合材料实验炉六工位采用碲熔剂法生长了碲化锌晶体,生长时最高温度为800℃,以0.5mm·h-1的提拉速度向炉膛内部提拉生长晶体.飞行实验后,用相同实验参数在地面进行了对比实验.结果发现,空间样品尾部有一个非常大的橙色结晶区域（约10mm×6mm×2mm）,而地面生长样品中碲化锌晶体尺寸仅为约3mm×3mm×1mm,空间生长的碲化锌晶粒尺寸明显优于地面.空间微重力环境下,由于毛细作用,空间样品的塞子处有Te和ZnTe的外延膜生成.而地面生长的锭条在塞子处只有零星点状气相生产物.因此微重力条件有利于碲化锌晶体材料的生长.      

材料粗糙度变化对卫星光谱红化效应的影响

在轨人造目标的地基观测光谱存在红化效应,影响对目标反射光谱的理解应用.目标在进入空间环境后外露材料表面粗糙度发生变化.本文结合材料的光谱散射特性、卫星轨道和观测条件,仿真分析了卫星表面材料粗糙度变化对红化效应的影响.基于文献中实验数据,设计不同粗糙度的卫星表面材料样本,模拟空间环境中材料表面粗糙度的变化.利用双向反射分布函数,建立不同粗糙度材料样本的光谱散射模型.理论模拟结果表明,材料表面粗糙度的变化会影响其光谱散射特性,散射光谱形态和散射分布取决于粗糙度及入射-反射几何关系.引入网格剖分和可见面片,利用材料双向反射分布函数,仿真计算卫星表面材料在不同粗糙度状态下,整个卫星在可见光波段的反射光谱信号.仿真结果表明,随着卫星表面材料粗糙度的增加,其反射光谱在600nm之后随波长增加而呈现上升趋势,这表明空间环境中外露材料表面粗糙度变化是卫星产生红化效应的原因之一.      

航天器材料KAPTON和F4.6薄膜充电性能研究

Kapton和F4.6是两种航天器上最常用的重要热控材料,但它们都是高绝缘的有机高分子聚合物,故在充分利用它们的优良物化性质时,不能不关心它们在空间亚暴环境下表面充电的性能。为此本文在简述了新增环境温度变化的条件后,详细讨论了这两种材料在模拟空间真空、空间亚暴时电子辐照、太阳辐照及其所处环境温度变化时,它们表面电阻率随环境变化响应规律,并由此预测其充电的状态。     

实践十号卫星有效载荷胶体材料箱地基实验

胶体材料箱是装载于实践十号上的重要载荷,用于空间胶体自组装的实验研究.地基实验阐明了常重力下的蒸发驱动胶体自组装机制.围绕胶体材料箱开展地基实验研究,制备了一种亲/疏水限位基片,分析了蒸发过程中受限液滴接触角的变化规律.通过同步显微观察法研究受限胶体液滴内部粒子的沉积行为,发现粒子沉积图案的形成过程由三种动力学行为控制.另外,通过落塔装置模拟短时微重力环境,分析重力瞬变引起限位基片上液滴的振荡过程,揭示了振荡过程中两个不同阶段的振荡特性.地基实验结果为在轨实验工况确定以及空间与地面实验对比提供了数据支撑,这对箱体工程参数设定以及空间实验条件匹配等具有重要意义.      

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。     

第11届空间环境防护材料与结构国际会议(ICPMSE-11)征文通知

随着空间探索步伐的迈进,人们需要了解更多空间环境对航天器材料与结构的影响,以便开展针对性防护。现代技术的高速发展为防护材料与结构提供了广阔空间。空间环境防护材料与结构国际会议即在此背景下应运而生。首次会议于1992年召开,之后逐渐发展,吸引了加拿大、美国、亚洲、欧洲的工业界、科研机构及政府部门积极参与,成为空间环境防护业界的国际性大会。第11届空间环境防护材料与结构国际会议,将由北京卫星环境工程研究所和加拿大ITL公司联合主办,拟于     

航天器表面材料电导的研究与测量

本文分析了航天材料电导能力对表面电荷积累的重要影响。描述了航天材料表面电导和体电导的测试方法。给出了一些样品的电导与真空的关系并作了讨论。     

航天器表面充电模型研究Ⅰ—空间电环境模型研究

航天器表面充电研究表明充电状态与空间电环境和航天器自身情况有着极为密切的关系。空间电环境是导致航天器表面充电的直接客观原因,它受太阳活动和地磁活动的强烈影响。研究空间电环境状态是认识航天器表面充电原因的基础。本文对已提出的许多空间电环境模型作了较为全面的综述和讨论     

长寿命通信卫星的可靠性研究

通信（广播）卫星是典型的有长寿命要求的卫星。在广泛调查国内外通信卫星工程资料的基础上，考察了它们的轨道性能与寿命情况，并分析了影响卫星寿命和可靠性的因素，空间环境是影响卫星性能和寿命的一个重要因素。对为了避免和减少环境效应影响的工程方法进行了探究。结合工程实际问题研究了长寿命卫星的设计策略，并对需进一步研究的课题作了探索。     

航天器两种常用涂层的电导性能实验研究

航天器表面在轨道运行中会出现电荷积累现象,尤其高轨道航天器这种现象更为严重。改善航天器表面的导电能力是解决这一问题的有效途径之一。据此,本文对两种常用的航天器表面涂层在模拟空间亚暴环境下电导性能的变化及其规律作了实验研究。     

材料次级电子发射特性对表面充电影响的数值计算研究

表面充电是最早被人们发现的空间环境效应, 是由空间环境引起的航天器异常和故障的主要诱因之一. 采用较精确的金属二次电子发射公式和局部电流平衡模型, 在无光照的情况下, 对不同表面材料及不同几何形体的航天器表面充电电位进行计算, 并绘制了表面材料的充电电位与最大二次电子发射系数之间的关系曲线. 根据数值计算结果及次级电子发射系数和曲线图得知, 航天器阴面充电电位与表面材料的原子序数、最大二次电子发射系数和入射离子引起的次级发射系数均有关. 该计算对航天器表面材料的选取和设计工艺有一定的参考价值.      

航天器用可变发射率热控器件的研究进展

随着航天技术的发展,卫星的微型化对热控技术提出了挑战。可变发射率热控器件作为一种重要的航天器热控技术,对于航天器减小负载和体积,适应复杂多变的空间热环境具有重要的意义。基于热致变色技术的智能可变发射率热控器件可以根据环境温度实现智能热控,其结构简单,能最大限度地减小热控系统的体积和质量,是一种非常有潜力的航天器热控技术。概述了主动型和被动型两类可变发射率热控器件的基本原理和进展,并对钒氧化物基热致变色可变发射率热控器件的研究进展、存在问题予以了重点介绍,展望了未来航天器用可变发射率热控器件的发展趋势。     

高速撞击梯度电势靶板产生等离子体诱发的放电

针对在轨运行航天器在空间等离子体环境和空间带电粒子活动下诱发航天器表面梯度电势存在的客观现实,航天器在空间碎片的撞击下会诱发表面带电或深层电介质带电的航天器放电。为了在实验室模拟航天器表面存在电势差的真实情况,采用对航天器外表面分割的方法,在分割的表面间预留不同间距且在2靶板间加装电阻的方法创造具有梯度电势的高电势2A12铝板作为靶板。利用自行构建的梯度电势靶板的充放电测试系统、超高速相机采集系统和二级轻气炮加载系统,开展高速撞击梯度电势2A12铝靶的实验室实验。实验中,弹丸以入射角度为60°（弹道与靶板平面的夹角）、撞击速度约为3 km/s的条件撞击间距分别为2、3、4和5 mm的2A12铝高电势靶板,利用电流探针和电压探针采集放电电流和放电电压。实验结果表明:放电产生的等离子体形成了高电势与低电势靶板间的放电通道,且在梯度电势靶板间距分别为2、3 mm时诱发了一次放电,放电电流随高低电势靶板间间距的增加而减小;在梯度电势靶板间距分别为4、5 mm时诱发了二次放电,放电电流随高低电势靶板间间距的增加变化不明显。      

核动力航天器总体设计研究

研制核动力航天器是最有希望实现更远深空探测的可靠技术途径。针对目前国内在核动力航天器总体设计方面存在研制规范欠缺、研制经验空白的形势,借鉴国外研制核动力航天器的成功经验,结合现有标准规范、一般航天器总体设计方法,提出了研制核动力航天器时,对工程总体、航天器总体进行设计的要点。特别是,针对空间核动力源及其安全防护,从核动力源设计、核安全设计两个方面,提出了关注要点和解决措施。本文的研究工作可以用于指导空间核动力航天器的研发和应用。     

Assessment of space debris collisions against spacecraft with deorbit devices

Deorbit methods have been employed to remove space debris from orbit. One of these methods is to utilize atmospheric drag. In this method, a membrane loaded into the spacecraft is expanded to increase atmospheric drag. Although this method works without requiring fuel, it has the disadvantage of a high risk of collision with other debris owing to its larger area. Area-time product and energy-to-mass ratio have been used as indices to evaluate the risk of collisions between spacecraft and debris. However, the evaluation criteria were uncertain because these two indices are independent. In this paper, we propose a new evaluation index, single-sheet collision factor (SSCF), that comprehensively evaluates the collision risk based on experiments simulating debris collisions. As a result of the hypervelocity collision experiment, we found that the penetration-area mass of the spacecraft affects the severity of debris collisions. In this paper, the product of the exterior-wall thickness, the exterior-wall density, and the space debris cross-sectional area defines the penetration-area mass of the spacecraft. Furthermore, we compare and evaluate various deorbit methods using SSCF. The comparison showed that the penetration-area mass of the SSCF could be quantitatively determined for the debris-collision severity due to difference in structural materials of spacecraft. SSCF will be used to create rules for space-environment conservation with the expansion of the space-development market.