LEO航天器太阳电池阵激光诱导电弧放电试验与分析

基于太阳电池阵空间电弧放电理论,对纳秒脉冲激光诱导太阳电池阵电弧放电机理进行分析,采用空间放电模拟试验系统,试验研究了低地球轨道(LEO)等离子体环境下纳秒脉冲激光诱导太阳电池阵电弧放电的功率密度阈值及其放电特性。试验结果表明:LEO等离子体环境下激光诱导太阳电池阵电弧放电的功率密度阈值约为1.08×10^(8)W/cm^(2),与无激光诱导相比,放电持续时间增加了20%,且每施加1次纳秒脉冲激光诱导电弧放电概率约为60%。对比分析不同工况下的太阳电池阵损伤效应可得:纳秒脉冲激光诱导电弧放电破坏绝缘层最严重,容易造成太阳电池阵中部分PN结短路失效,其损坏程度远远大于空间环境太阳电池串间电弧放电烧蚀损坏效应和盖玻片表面热应力损伤造成的PN结断路失效。此结论可为航天器太阳电池阵放电试验的措施及试验参数选取提供参考。

Approach to Improving TT&C Coverage Rate of LEO and MEO Spacecrafts in China

With the rapid increase of number and types of Low Earth Orbit (LEO) and Medium Earth Orbit (MEO) spacecrafts in China, the insufficiency of TT&C resources is exposed.How to improve LEO and MEO TT&C coverage rate has become the key problem of TT&C system,which should be resolved urgently. Firstly,the basic concepts of TT&C coverage are discussed and the relation between TT&C coverage of ground station and geography latitude of ground station as well as spacecraft altitude are analyzed. Secondly,the United States NASA TT&C network is taken as an instance to describe the developing process of TT&C network. Finally,in combination with TT&C activities of LEO and MEO spacecrafts in China,the method to heighten TT&C coverage rate is put forward,such as rational establishing station,space resources application,international TT&C cooperation etc.

LEO航天器高压大功率太阳电池阵静电放电试验与分析

为了避免低地球轨道(LEO)航天器的高压大功率太阳电池阵与等离子体相互作用而发生静电放电(ESD)现象,导致太阳电池阵弧光放电引起太阳电池阵失效,须要确定高压大功率太阳电池阵产生一次放电和二次放电的电压阈值。文章模拟LEO真空等离子环境,采用刚性基板三结砷化镓太阳电池试件,试验研究了LEO条件下发生一次放电和二次放电的电压阈值。试验结果表明:试件发生一次放电的电压阈值为95V;在提高电池串间隙时,发生二次放电的电压阈值由120V提高到145V。分析一次放电和二次放电的产生原因可知:一次放电主要发生在三交结区;二次放电是由电子轰击产生的,2.0mm间隙可以有效提高二次放电电压阈值。此研究结果可为LEO高压大功率太阳电池阵的设计提供参考。

不完备轨道信息下的LEO轨道面内机动检测方法

针对某些因轨道信息不完整而无法直接外推的LEO轨道飞行器的机动检测问题,提出了一种基于轨道摄动影响的面内机动检测方法。该方法将半长轴和偏心率作为检测量,通过分析大气阻力摄动和J2项摄动对LEO飞行器轨道的影响,从而确定目标飞行器的轨道参数允许边界值,再通过和实际轨道参数进行比较来判定被检测数据点参数是否超出正常范围。最后,采用这种方法对X-37B飞行器轨道数据进行了仿真验证,共检测出10个机动点,结果表明该方法可以较为准确地利用有限轨道信息检测目标的轨道机动情况。

LEO航天器高压太阳电池阵静电放电试验研究

低地球轨道(LEO)航天器高压太阳电池阵存在与等离子体相互作用发生静电放电(ESD)导致其失效的风险,需要确定产生一次放电和二次放电的电压阈值并采取相应的防护措施。文章模拟LEO等离子体环境,采用刚性基板三结砷化镓太阳电池试验件,试验研究了LEO条件下高压太阳电池阵在无防护与涂胶防护状态下发生一次放电和二次放电的电压阈值。在太阳电池组件同样并联间隙情况下,试验结果表明:无防护试验件发生一次放电的电压阈值为110 V,涂胶防护试验件发生一次放电的电压阈值为120 V;太阳电池电路通0.83 A电流,无防护试验件发生二次放电的电压阈值为150 V,涂胶防护试验件发生二次放电的电压阈值为160 V。因此,在设计高压太阳电池阵时,建议合理控制相邻太阳电池串之间的电压差和并联间隙,以及采用在相邻太阳电池串之间涂敷硅橡胶等措施,以有效控制太阳电池阵静电放电的发生。

LEO大型载人航天器主动电位控制技术进展

LEO大型载人航天器主动电位控制技术可以有效的防护空间等离子体充放电效应对于航天器造成的安全隐患,确保航天员出舱和航天器空间对接作业的顺利完成。通过研究LEO大型载人航天器与空间等离子体的相互作用,从原理上认识空间等离子体对于航天器的危害程度。分析回顾国外主动电位控制技术在LEO大型载人航天器上的成功应用及发展情况,得出启示和初步的主动电位控制系统设计设想。对比国内外主动电位控制领域的核心技术,对主动电位控制技术的发展和应用提出了建议。

超低轨卫星的空间环境特性及其力学与热学关键问题研究进展

超低轨道飞行器在遥感、科学研究等领域具有广泛的应用需求,已成为研究热点之一。由于超低轨的特殊空间环境限制,超低轨道飞行器需要面临和解决很多技术难点,主要集中在大气环境预测、气动力、气动热等方面。本文针对典型超低轨飞行器任务,研究了主要的大气模型及反演方法,并对模型数据进行了比对。结合多种气动被动稳定的案例,阐述了气动力计算的方法及气动结构设计的重要影响。介绍了气动设计及在气动干扰下的稳定控制方法,阐述了超低轨卫星的气动热环境、仿真算法以及多种防热复合材料及其应用场景。详细分析了针对超低轨卫星的防热散热可变切换技术,并简要评述了各个方案的优缺点。研究结果有助于推动超低轨道卫星关键技术攻关和试验验证,将超低轨飞行器从试验任务尽快转向空间应用任务。

低轨宽带卫星互联网支持高动态空间飞行器应用研究

针对高动态空间飞行器大航程、高动态等飞行运动特征和高速通信应用需求,提出基于低轨宽带卫星互联网支持高动态空间飞行器应用的设计方案,包括系统体系架构、卫星载荷波束、高动态接入、空间链路预算、平台终端架构等,重点分析和验证动态适应性、卫星切换和连续通信服务等关键问题,为进一步的终端研制和飞行试验打下基础,对基于低轨宽带卫星互联网的高动态空间飞行器管控和通信应用的工程实现具有重要参考意义。

低地球轨道航天器表面充电及其环境影响因素

低地球轨道(LEO)航天器(简称低轨航天器)表面充电电位及附近等离子体分布受空间环境条件的影响,空间环境变化引起的表面电位及附近等离子体分布变化会影响星上探测载荷的功能发挥。为此,通过建立低轨航天器表面电位3维仿真模型,计算了光照区、阴影区、极区极光椭圆区内,航天器表面不同材料及航天器结构地的充电电位和充电时间。研究结果表明:无光照时,航天器表面不等量带电很小,结构地电位为-0.7 V,当航天器经过存在极光电子沉降的极区时,表面不等量带电电位差>500 V;有光照时,航天器表面不等量带电电位差约为几十V,并且随着太阳电池阵偏置电位的增大而增大,同时航天器形成的尾迹形状随光照条件的变化而改变。计算数据为科学探测载荷的安装位置及主动电位控制提供了参考。

航天器空间环境模拟器中的等离子体分布规律

低轨道航天器的空间等离子体环境主要为低温、低密度、均匀等离子体,本文详细叙述了低轨道空间等离子体的特点,为了准确校准Langmuir(朗缪尔)探针,对空间模拟装置内等离子体的参数分布进行了详细的实验和数据分析,得到了电子密度、电子温度、空间电位、悬浮电位、德拜长度的分布规律,得出校准装置中心200 mm以内为稳定的等离子体,从而在安装位置上有助于更好地对探针校准。

近地卫星星历的高精度星载算法研究

随着星载计算机系统结构和性能的改善,利用星载计算机实现高精度的星历计算成为可能。本文针对近地轨道卫星提出了一种适合星上轨道预报的数值算法。通过采用简化的动力学模型和一种嵌套插值算法的积分器,有效提高了计算效率,降低了对星载计算系统的性能要求,从而实现高精度的卫星星历星载计算。该算法在星载计算机系统平台上进行仿真验证的结果表明,对于某飞行器可实现轨道预报1天优于1km的星历计算。

低轨道航天器的表面充电模拟

为研究航天器表面材料在空间环境中的充电现象,利用SPIS(Spacecraft Plasma Interaction System)模拟了航天器在低轨道等离子体环境中的表面充电情况,通过对模拟结果进行分析并与实际观测进行比较,可以看出模拟结果基本能够反映出不同性质材料之间的充电差别,特别是导电材料与非导电材料之间的充电差别.模拟得到的充电电位及充电时间与充电的一般理论计算结果符合较好,且能够清晰反映出航天器运动中产生的冲击流及尾流的结构特征,根据SPIS低轨道航天器表面充电模拟的特点,认为SPIS的模拟结果是合理的.

一种基于ES法的卫星测控资源调度仿真及实现

针对陆基测控网“星多站少”而导致测控设备与航天器测控冲突问题,以中低轨道航天器作为研究对象,应用离散事件系统中的事件调度(ES)法对陆基测控资源调度问题进行了研究,提出了解决测控冲突的技术途径,确定了测控弧段优先级及量化方法。同时根据陆基测控网实际和航天器测控需求,抽象出排除测控冲突的数学模型以及在计算机上可实现的实用算法,最后应用模糊综合评价法对仿真结果满意度进行了评估。该测控资源调度方法已成功地应用于航天工程实践,达到了陆基测控网资源的合理分配。

一种适用于我国的TDRSS星座方案

提出了一种适用于我国的跟踪与数据中继卫星系统(tracking and data relay satellite system,TDRSS)星座方案。系统以中轨卫星星座为基础,由卫星星座、星际链路和地面信关站组成,可为我国的低轨航天器与地面站之间提供不间断的数据链路。理论分析和仿真结果表明,采用该星座方案的卫星中继系统能全天时覆盖全球低空空域,有较好的对地覆盖特性。

航天器增阻离轨技术发展概述及前景展望

在介绍增阻离轨技术的基础上,分析了国外开展的薄膜轨道衰降装置(GOLD)、阻力帆离轨装置(DSDD)、充气式离轨装置(IDOD)、任务后气动离轨系统(Aeoldos)、气动离轨减速系统(IDEAS)等典型项目的研制情况;总结了增阻离轨技术的方案特点,提出针对质量1000 kg以上的大卫星,研究充气式增阻离轨技术的必要性;介绍了外形设计及优化、结构材料、折叠包装与可控展开等关键技术,并对该技术在空间碎片主动清除、大型空间平台有控再入等方面的应用前景及设想进行了介绍,可为发展增阻离轨技术提供参考。

原子氧对航天器表面材料作用的数值模拟

对低地球轨道环境对航天器表面材料的影响和航天器表面材料的低地球轨道环境寿命评定方法进行了介绍，并对低地球轨道环境和地面试验环境下，有无保护涂层的聚酰亚胺所受冲蚀作用进行了成功的数值模拟，获得了具有工程应用价值的数值计算结果．该项工作对太空航天器的设计具有重要的指导意义．

低地球轨道空间环境下航天器表面原子氧通量密度和积分通量分布的数值模拟(英文)

基于蒙特卡罗方法和区域分解法,建立低地球轨道空间环境航天器表面原子氧通量密度和积分通量的数学模型。模型考虑了航天器表面几何构型、原子氧数密度和分析热运动、地球自转对航天器速度的影响以及轨道运行参数。通量密度分布的求解是通过其微分方程的对于独立变量分子运动速度和与表面速度矢量合成的积分得到,积分通量是通过沿轨道时间积分来实现。与此同时,得到了沿入射攻角变化原子氧分布的最大值和最小值。计算结果表明:通量分布伴随入射攻角增大而急剧下降,在迎风面达到最大值,背风面最小值。入射攻角是影响分布计算结果的重要因素。计算误差与NASA-LDEF飞行试验实验结果吻合较好。

一种用于近地轨道航天器的天地网络一体化方案

当前空间通信的发展趋势是空间通信网与地面通信网融合,建立天地一体化的信息传输系统。针对航天器内部网段设计和CCSDS空间链路承载网际协议业务(IP over CCSDS)的协议转换技术开展研究,提出一种适用于近地轨道航天器的天地网络一体化方案,并通过研制航天器网关实现了网际协议(IP协议)与空间数据系统咨询委员会高级在轨系统(CCSDS AOS)空间数据链路协议的相互转换,并对服务质量(Qo S)保证方法进行了设计,试验结果表明,文章提出的方案可用于构建天地一体化互联网络。

低地球轨道环境原子氧对航天器表面材料聚酰亚胺作用的数值模拟

在建立数学物理模型的基础上，对低地球轨道环境和地面实验环境下，有无保护层的聚酰亚胺所受原子氧冲蚀作用进行了成功的数值模拟，获得了具有工程应用价值的数值计算结果，并讨论了数学物理模型中各参数对基蚀曲线形状的影响。从数值模拟结果和美国太空实验结果的比较可以看出，本文数值模拟的结果是正确的。该项工作对航天器的设计具有重要的指导意义。

微波ECR等离子体装置的性能研究

低轨道航天器的空间等离子体环境主要为低温、低密度、等离子体。文章详细叙述了等离子体对航天器的影响及其两个ECR微波等离子体校准装置的组成结构,并使用标准Langmuir探针对等离子体的参数进行实验测量和分析,得到了电子密度、电子温度、空间电位和悬浮电位等参数,满足了电子密度106～108个/cm3,电子温度1～10 eV等低轨道航天器的空间等离子体参数要求。