新时期航天器环境工程面临的挑战与机遇

空间事业的发展对航天器环境工程提出了新挑战,同时也为该专业技术进步和领域延展提供了难得的机遇。近10年来,伴随着载人航天、深空探测等一系列重大航天工程的顺利实施,中国航天器环境工程领域在诸多方面取得了长足进步。文章回顾了中国航天器环境工程的发展历程,围绕中国空间站长期运行、深空探测新任务、低轨巨型星座建设等提出的新需求,分析了航天器环境工程将面对的挑战和必须突破的关键技术。结合具体工作内容介绍了北京卫星环境工程研究所在LEO辐射环境在轨探测与数据应用、特殊空间环境效应与防护、火星探测器特殊力热环境试验技术和航天器产品环境试验ISO标准等方面取得的最新进展。在建设航天强国的过程中,航天器环境工程必将伴随着航天器整体技术的升级实现更高水平的跃迁。

一种基于直流式风洞的火星尘暴模拟装置

为了研究火星表面尘暴环境对探测器及人类活动的影响,研制了一种基于低密度直流式风洞的火星尘暴环境模拟装置:采用超声速引射器作为风洞动力源,结合具备多工况动态调节能力的大抽气量真空系统,实现了引射气量精准调控,可模拟100~1500 Pa低气压下的5~100 m/s大跨度风速;针对低气压下沙尘浓度难以精确控制的问题,采用振动式喂料、逆向螺旋式喷嘴设计以及大周期滞后串级调节方式,实现了0.1~1 g/m^(3)的沙尘浓度精确控制。该装置可用于研究火星尘暴环境对材料和机构的影响,同时还可用于火星气动力研究。

空间站高温材料科学实验系统热控设计及验证

中国空间站高温材料科学实验系统(HTMSES)是中国新一代的可长期在轨运行的综合型多功能空间材料实验装置,其组成复杂、布局紧凑、实验温度高、部组件散热困难,使热控设计难度较大。基于液冷主动控温、辐射间接控温、结构热控一体化协同优化设计等多种思路对热控组件进行设计,有效解决热控难题。利用有限元分析软件计算科学实验系统热设计的温度结果;然后开展加热实验对热设计方案进行验证。数据显示HTMSES在提供材料制备所需要的最严苛实验工况(1200℃)情况下,各关键部件处于友好的温度范围内,其中电机最高温度为42.2℃,编码器最高温度为40.6℃,丝杠最高温度为62.4℃,滑块最高温度为59.6℃,导轨最高温度为57.3℃,科学实验系统皮肤可触及部位最高温度为31.6℃,各温度结果均满足热控指标要求,表明设计方案合理可行,为同类型设备热设计提供了一种设计思路和参考依据。

汽车零部件阳光模拟试验方法浅析

随着汽车工业的快速发展,对汽车零部件的质量和性能要求越来越高。为了测试汽车零部件在自然阳光环境下的性能表现,评估其耐候性、耐久性和安全性等方面的性能,阳光模拟试验成为了一种重要的测试方法。本文主要介绍汽车零部件阳光模拟试验的设备结构、测试方法等方面,并依据设备特点着重分析各试验方法的测试要求及试验特点。

基于FPGA的单星模拟器质心检测算法研究

星点质心检测是星模拟器检测技术中的关键技术之一,针对传统处理算法中运算量大、复杂度高、速度慢的问题,提出了一种基于FPGA的单星模拟器质心检测新算法。通过星图预处理和星点提取算法去除噪声,采用平方质心算法计算星点亚像素坐标,并设计了硬件体系结构,完成了高斯滤波、星点提取、质心计算等模块的设计,实现了星图流水化处理,提高了质心检测速度。测试结果表明,星点质心检测的误差小于0.1 pixel,可通过单次扫描无须图像缓存即可计算出质心坐标,极大地提高了处理速度,过程中无须消耗RAM存储器资源,大大节省了存储空间。

空间高温材料科学实验设备研究进展

高温材料科学实验设备是开展空间材料科学研究的必要支撑。综述了世界主要航天大国关于空间材料科学实验设备的研究现状,重点剖析了国际空间站上典型材料科学实验设备的技术特点。介绍了中国空间高温材料科学实验设备的发展历程,主要体现在从最初功能简单、结构单一的模式,逐渐发展成为集材料制备、处理、实时观察、测试和在线分析等功能于一体的综合实验系统。进一步总结了空间高温材料科学实验设备的关键技术,并对中国材料科学实验设备的深入研究提出了建议。

惯性传感器地面弱力测量系统热设计

为了满足惯性传感器地面弱力测量系统的超高温度稳定性要求,对整个系统进行了热设计。首先,介绍了惯性传感器地面弱力测量系统的结构、敏感结构传热路径和内部热源。其次,根据系统热控指标要求,提出了采用三级热控结构和比例积分微分(PID)控制算法相结合的高精度热控方式,减少温度噪声对惯性传感器探测灵敏度的影响。然后,采用UG/NX软件建立有限元模型,并进行了不同工况条件下的热分析计算,得到了惯性传感器地面弱力测量系统在时域上达到平衡后的温度变化值为(1.2~1.6)×10^(−5)K。最后,将惯性传感器地面弱力测量系统在时域上的温度分布在频域上进行描述,得到惯性传感器敏感结构的温度稳定性结果。分析结果表明,在当前热控措施下,惯性传感器敏感结构的温度稳定性均优于10^(−4)K/Hz^(1/2),满足热控指标需求,热设计方案合理可行。

空间站高温材料科学实验系统真空室设计与分析

中国空间站高温材料科学实验系统能够在轨进行多种材料的微重力高温加热实验,其关键组件真空室是可实现密封的压力容器,为实验插件提供机械、真空、氮气、废气排放、供电、控制、冷却等接口,支持实验插件完成相关功能。本文依据承压范围、漏率等设计技术指标进行真空室的结构设计和力学分析。真空室采用分段式结构,由方形真空室、密封门、圆形真空室、安装支架等组件依次连接组成,连接结构处使用密封圈。通过真空室的承压分析、模态分析、随机响应分析和力学试验,校核了真空室的强度、刚度及随机振动响应特性,验证了真空室设计的安全性和可靠性,其能够满足发射及在轨工作要求。

运载火箭测试工位接地与供配电技术研究

传统运载火箭测试工位供配电和测试接地设计存在供配电线路设置不明确、隔离设施不完善、电浪涌抑制和泄放通路设计欠缺等缺点,易导致测试系统接地混乱、测试设备地线之间相互干扰、供电浪涌隔离不彻底、雷电感应防护效果差、引发雷电反击等问题,直接影响地面测试系统的工作可靠性,甚至引发不可预估的重要危害。为有效解决上述问题,对运载火箭测试工位供配电和接地方法进行明确,不仅能够提高测试系统的工作可靠性,降低接地和供配电线路的干扰影响,还可以有效保障测试人员和设备安全,对其他航天型号测试工位电气系统建设具有借鉴意义。

水稻种子经卫星搭载后大粒型突变系的分子生物学分析

为探索空间条件对植物种子的诱变作用，对粳稻“农垦５８”纯系单株种子经“８８８５”卫星搭载处理后在地面种植，筛选出已稳定遗传的大粒型突变系，对其基因组的突变位点进行了分子生物学分析，运用１４０个随机引物对“农垦５８”原种及其大粒型突变系进行多态性研究，在扩增的２０００多条ＤＮＡ片段中，仅有５个片段显示了多态性，即所检测的２０００个染色体位点上仅５个位点有差异，占０．２５％，其中４个片段为重复序列，一个片段为２个拷贝序列。应用水稻窄叶青８号和京系１７杂交Ｆ１代花药培养ＤＨ群体为作图群体，将该片段定位于第１１号染色体上，位于分子标记ＣＤＯ５２０和ＰＴＡ８１８中间。

太阳模拟器用光学积分器设计

针对传统太阳模拟器普遍存在辐照均匀度较低的缺陷,改进设计了一种可以有效提高太阳模拟器辐照均匀度的光学积分器.介绍了该光学积分器的组成和工作原理;阐述了光学系统的优化设计技术;对其光机结构进行合理化设计,并使用ansys软件对光机结构进行热分析.最后,利用lightTools软件对太阳模拟器系统进行模拟仿真.结果表明:使用所设计的光学积分器后,太阳模拟器辐照不均匀度明显降低,在Φ60mm范围内小于±1%,在Φ(60～200)mm范围内小于±2%.该结果与实际检测结果一致,能够满足高准确度的使用要求.

大肠杆菌菌种空间变异的研究

为研究微生物菌种在空间条件下产生的变异，在利用我国发射的返回式卫星上，搭载了适用于突变研究的大肠杆菌菌株ＣＳＨ１０８、Ａ３和Ａ２，使用了三种搭载方式。卫星返回后，测定了菌种的存活及产生的ｌａｃＩ－突变和Ａｒｇ＋回复突变的频率。结果表明：大肠杆菌在空间条件下是可以存活的；经小生物舱搭载的Ａ３菌株产生的ｌａｃＩ－突变体的频率是地面对照的６７倍；铅罐中搭载的ＣＳＨ１０８菌株产生的Ａｒｇ＋的回复突变频率是地面对照的１０倍左右，而且回复体中无义抑制基因的突变频率明显增加。由此可见，空间条件有可能显著地提高微生物中某些基因的突变频率，空间诱变可望成为获得微生物优良菌种的有效途径之一。

空间飞行诱导绿菜花的花粉母细胞染色体畸变研究

目的研究空间飞行处理对绿菜花的细胞学效应和引起植物突变的原因及作用机理。方法种子经科学返回式卫星搭载飞行８ｄ回收后种植，研究其种子长成植株的生长情况及其生长势，并用朱澄１９８２年的方法对其花粉母细胞的减数分裂行为进行染色压片观察。花粉样品用乳酸苯酚染色测定花粉育性。结果绿菜花抽苔开花提前，叶片的蜡质减少，并观察到其花粉母细胞减数分裂的终变期的染色体数目不均等分离：如减少ｎ＝６，７或增加ｎ＝１１（地面对照的染色体数目ｎ＝９），并出现倒位和易位染色体；在花粉母细胞减数分裂的后期和末期出现落后的染色体。结论经卫星搭载处理的绿菜花，抽苔开花提前，叶片的蜡质减少，其花粉母细胞的染色体产生畸变。

受控生态生保系统中关键生物部件的筛选

生物部件是受控生态生保系统的核心部分 ,筛选的生物部件合适与否在很大程度上决定着试验的成败。为此 ,通过大量实验研究 ,为受控生态生保系统筛选出关键生物物种 1 5个 ,其中高等植物 (蔬菜类 ) 4个 ,微生物 5个 ,微藻 5个 ,低等植物 1个。

利用RAPD分子标记检测空间飞行诱导的蕃茄DNA突变

为快速、有效地分析经空间飞行的蕃茄基因组ＤＮＡ，采用了随机引物扩增多态ＤＮＡ（ＲＡＰＤ）分析的分子标记方法，检测了基因序列的多态性。蕃茄种子搭载返地卫星，空间飞行３５５ｈ，回收后地面种植，选择三个同工酶有差异的空间处理植株进行ＲＡＰＤ检测。结果表明：在５０个供试引物中，有１８个扩增出了ＤＮＡ带，共有１５６条，其大小在２００～２０００ｂｐ之间。与地面对照相比，空间飞行植株的ＤＮＡ在５个引物出现差异，其突变的程度分别为４．５％，１．３％和３．２％。

真空应用太阳模拟灯及其灯阵的研制

为了对某相机进行热平衡试验,并克服传统太阳模拟器结构复杂、成本较高、光效利用率低的缺点,提出了将太阳模拟灯阵整体放在真空罐内使用的研制方案。首先,对该方案所需解决的各种问题进行了理论分析,计算得出模拟灯阵的辐照度要求为635.2～905.4W/m2,光学系统效率为0.1444。分析了真空罐液氮冷却系统的导热能力,结果显示,该冷却系统温度升高ΔT为2.0741K,小于其过冷度4K,表明该冷却系统可以将太阳模拟灯阵灯的热量导出。对系统热设计进行了分析和讨论,结果表明,积分器和反射镜的温度在200℃左右,氙灯灯极温度在92℃左右,满足其长时间正常工作的条件。最后,测试了模拟灯阵的技术参数,结果显示其照度为490.37～1000.56W/m2连续可调,辐照不均匀度<±5%,辐照不稳定度<±5%/h,各项指标均满足设计指标要求。

原子氧/紫外综合环境模拟实验与防护技术

北京卫星环境工程研究所研制的一台原子氧/紫外综合环境模拟设备。该设备采用了微波电子回旋共振和固体靶电荷交换中性化技术。可以产生通量密度为3×1015cm2.s,能量5 eV的中性原子氧束流。两盏30 W氘灯模拟太阳紫外光,波长范围为115 nm^400 nm。这台设备配备了样品光谱反射率原位测量系统。在这台设备上,进行温控白漆、TO/Kapton膜(聚酰亚胺镀氧化锡膜)、Ge/Kapton膜(聚酰亚胺镀锗膜)的原子氧环境、原子氧/紫外综合环境暴露试验。并进行了原子氧防护技术的研究。

基于LCOS拼接技术的动态星模拟器光学系统设计

为了满足动态星模拟器大视场、高精度的技术要求,针对传统星模拟器光学系统的技术特点,提出了一种基于硅基液晶(liquid crystal on silicon,LCOS)光学拼接技术的动态星模拟器光学系统设计方案。结合动态星模拟器的技术指标,使用LCOS作为星图显示的核心器件,通过LCOS光学拼接技术来实现星图显示覆盖全视场并满足拼接误差≤10″的拼接结果。根据动态星模拟器的工作原理,设计小畸变、平场复消色差的准直光学系统以实现动态星模拟器实时准确模拟星点,其设计结果表明:在10.2°视场角内准直光学系统相对畸变≤0.025%,调制传递函数(modulation transfer function,MTF)在60 lp/mm达到0.7。通过经纬仪实际测量,其星对角距误差≤25″,单像元等效张角误差≤6″,满足设计指标中的要求。

具有一个太阳常量的高准直太阳模拟器光学系统设计

为解决现有太阳模拟器无法同时模拟真实太阳张角和真实辐照度（一个太阳常量）的难题,设计了一种新型太阳模拟器光学系统,阐述了光学系统中聚光镜的设计、光学积分器的优化技术及投影镜组的离焦对辐照不均匀度的影响.利用Zemax软件,以序列与非序列功能相结合的方式对积分器的光学参量进行优化,并设计了视场光阑和准直物镜系统.利用LightTools软件对光学系统进行仿真,结果表明：设计的太阳模拟器可以实现32′的真实太阳张角模拟,且辐照度达到一个太阳常量.同时,辐照面小于Φ100mm时,不均匀度优于±1.6%;辐照面在Φ（100～300）mm时,不均匀度优于±3.8%.

气象探空仪试验用太阳模拟器光学系统设计

提出一种气象探空仪试验用太阳模拟器光学系统的设计方法:以往的太阳模拟器主要用于航天器空间环境模拟试验,对光谱分布和辐照均匀性要求相对较低。该文研制的用于太阳辐射测量仪器性能检测的太阳模拟器,要求其光谱分布在0.4～1.1μm波段范围内与A级AM1.5太阳光谱相匹配;辐照均匀性为±1%;辐照稳定性为±1%/h;属高精度小型太阳模拟器。采用一种同轴透射式准直光学系统的设计方案,并对整个光学系统进行优化设计,经理论计算与实际测量,光谱基本在AM1.5附近,辐照均匀性也小于±1%,结果满足设计要求。