结构材料

[color=#990000]摘要：本文根据公开文献报道，介绍国内在航天器尺寸高稳定性复合材料桁架结构热变形测试技术方面的研究进展，分析国内现有技术手段存在的不足和问题，并明确了尺寸高稳定性复合材料桁架的技术要求，为下一步热变形测试技术明确发展目标。[/color][color=#990000]关键词：尺寸稳定性,桁架,热变形,热膨胀系数,航天器[/color][align=center][img=,690,390]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901221809393985_5910_3384_3.jpg!w690x390.jpg[/img][/align][hr/][color=#990000][b]1. 引言[/b][/color]　　尺寸高稳定性复合材料结构是轻质、高精度航天器结构的重要发展方向，欧美国家自上世纪90年代就开始研究零膨胀、高/超高稳定性的航天器复合材料结构，并用于太空望远镜及其他光学仪器的支撑结构、天线反射面和重力梯度仪基座等。　　传统航天器结构一般只要求高刚度、高强度、轻质量，对于尺寸稳定性的要求不是很高。但近些年来，随着遥感卫星、空间探测器、太空望远镜等高精度航天器对超稳平台的需求，尺寸高稳定性复合材料结构方面的研究也逐渐得到重视。　　2010年以来，我国航天领域也开展了尺寸高稳定性复合材料结构的工程应用研究，主要用于卫星相机和其他精密仪器设备的支撑。为了满足这些仪器高分辨率有效载荷设计及安装要求，各种仪器必须具备高稳定的结构安装平台，安装平台既起支撑连接作用，又要具备耐受真空、温度影响的高的尺寸稳定性。高稳定结构在满足刚度、强度要求的基础上，应进一步满足地面温湿度环境和空间交变温度环境下的结构微变形要求。因此，高稳定结构研制须解决结构热稳定性的测试问题，以验证高稳定结构的热稳定性设计，为仿真模型修正提供依据，并对最终航天器高稳定结构进行考核和评价。　　本文将根据公开文献报道，介绍国内在航天器尺寸高稳定性复合材料桁架结构热变形测试技术领域内的研究进展，分析国内现有技术手段存在的不足和问题，并明确了尺寸高稳定性复合材料桁架的技术要求，为下一步热变形测试技术明确发展目标。[color=#990000][b]2. 国内测试技术现状[/b][/color]　　根据文献报道，2013年中国空间技术研究院研制的某卫星高稳定、高精度复合材料桁架结构，如图2-1所示，承载着敏感器、天线等精密设备。[align=center][color=#990000][img=,690,213]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901221812085502_1103_3384_3.png!w690x213.jpg[/img][/color][/align][align=center][color=#990000]图2-1 尺寸高稳定性桁架结构示意图和坐标系[/color][/align]　　根据卫星的任务要求，该桁架结构不仅需要满足承载强度要求，而且还要保证其上设备与基准的相对位置或指向关系稳定不变，即在外部环境条件变化时，其结构几何尺寸变化很小或趋于零。为了满足设备的高精度安装及在轨高稳定性的要求，必须首先保证该桁架结构的制造精度及在轨的热稳定性。　　针对热稳定性的考核测试，文献从桁架材料样品的热膨胀系数测试和整体桁架热变形测试两个不同尺度上进行了研究。[color=#990000]2.1. 样品热膨胀系数测试[/color]　　样品级的热膨胀系数测试分别采用了德国耐驰公司的DIL 402C 热膨胀仪和国产热膨胀仪，并进行了测试结果对比，这两种仪器都是顶杆法热膨胀仪。因为受各种因素的限制，顶杆法热膨胀仪的测量精度最多能达到-7量级的水平，在没有采用低膨胀系数标准材料进行考核和校准的前提下，所以文献得到的桁架材料热膨胀系数测量结果只能确定在-7量级，无任何测量不确定度范围。　　造成普通顶杆法热膨胀仪测量准确性无法满足低膨胀/超低膨胀材料需求的主要原因如下：　　（1）热膨胀仪中的顶杆材料一般选用的是热膨胀系数为5.3×10-7/K的熔融石英，这就限制了顶杆法热膨胀仪的测试能力。　　（2）在-5~+50℃范围内，样品温度的热电偶测温传感器和电加热控制方式很容易造成将近1℃的测量不确定度，室温附近热物理性能测试的最大误差源往往都是温度项。　　（3）在普通顶杆法热膨胀仪中，测量样品变形的位移传感器测量不确定度往往在0.5~3微米范围内，并需定期进行计量校准。有些热膨胀仪只给出测量分辨率而不给出测量不确定度（或精度和误差等）和温度漂移指标，往往很容易夸大测试能力，需谨慎对待，需采用不同热膨胀系数范围的相应标准材料进行考核和校准。[color=#990000]2.2. 桁架全场热变形测试[/color]　　针对高稳定性桁架，文献认为其整体桁架结构最小热变形仅为2微米左右，在对桁架结构进行热稳定测试时设计了以下要求：　　（1）热稳定试验测试系统理论精度至少达到微米级；　　（2）测试系统须耐受一定环境噪声、设备噪声及温度波动；　　（3）整体桁架全场测量，尽可能减少测试仪器对结构热变形的影响，理想测试方法为非接触测量。　　针对上述要求，文献提出了基于数字图像的散斑测试技术，并进行了热稳定测试研究。散斑测量装置为定制丹麦Dantec Dynamics公司的Q-400测试系统，可非接触测量全场变形，如图2-2所示。在测试开始时，被测物体表面涂有随机散斑，通过2台专用高精度CCD相机追踪温度加载前后的散斑变化；采用相关算法计算出物体表面因变形引起的变化，获得每个点的三维位移矢量，进行计算出全场每点的变形值和应变值，变形测量精度达到微米级。[align=center][color=#990000][img=,690,351]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901221812272113_6108_3384_3.jpg!w690x351.jpg[/img][/color][/align][align=center][color=#990000]图2-2 Q-400测试系统[/color][/align]　　据文献报道，被测桁架结构由杆件和接头组成，最大外包络尺寸（未安装设备）为 1532 mm×837 mm×392 mm，温度范围为20～45℃，每间隔5℃测量一次变形，测试现场照片如图2-3所示。[align=center][color=#990000][img=,690,382]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901221813028822_5623_3384_3.png!w690x382.jpg[/img][/color][/align][align=center][color=#990000]图2-3 热变形测试[/color][/align]　　整个测试过程中使桁架结构件经历7次热循环，随着循环次数增加，桁架结构变形量（天线a安装点相对敏感器c安装点的距离变化）减小，且逐渐趋于稳定，最初的变形量为3um/K，最终变形量为0.7um/K。相对于20～45℃的温度变化范围，近25℃的热循环温度变化使得桁架结构的总变形量范围应该为17.5~75um。如果天线a安装点与敏感器c安装点的间距按照1.5 m进行计算，那么相应的热膨胀系数变化范围为（0.7~3）×10-6/1.5=0.47~2×10-6/K，这与样品的热膨胀系数测试结果基本相吻合，多次热循环后的最终热膨胀系数处于一个量级。对于桁架结构上述变形量，采用数字散斑法还算能勉强进行测试，但如果桁架复合材料的热膨胀系数降低到5×10-8/K，那么桁架结构最终最小总变形量为25×1.5×5×10-8=1.9um，或0.075um/K；如果热膨胀系数再降低到1×10-8/K，桁架结构最终最小总变形量将为25×1.5×1×10-8=0.375um，或0.015um/K。对于这种微变形，再采用同量级精度的散斑法就无法进行测量，桁架结构的热变形规律基本淹没在散斑法的系统测量误差之内，而这种-8量级的超低热膨胀系数复合材料早在上世纪七八十年代NASA就应用在桁架结构中，这也是我国航天器复合材料桁架结构的必然趋势。　　综上所述，桁架结构数字散斑法热变形测试中存在以下几方面的问题：　　（1）测试前需要在桁架上涂覆散斑涂料，可能会给桁架带来影响。　　（2）在文献中，标称激光散斑测量变形的精度为1微米，这已经达到了激光散斑法的测量极限，无法满足今后低变形桁架的测试需要。　　（3）激光散斑法无法进行真空环境下的原位全场测量。　　（4）国外研究和应用桁架技术已有四十年以上的经历，对桁架及其复合材料的热膨胀系数和热变形进行过大量测试方法研究，但从未在相关报道中看到过采用散斑法测量桁架结构的热变形，绝大多数采用的都是准确性更高的激光干涉法。[b][color=#990000]3. 尺寸高稳定性复合材料桁架热变形测试要求[/color][/b]　　根据文献和国外的发展历程，对于尺寸高稳定性复合材料桁架热变形测试需要满足以下几方面的要求：　　（1）为长期控制结构在轨期间的变形，除需测量材料的热膨胀系数之外，还需测量材料的湿热膨胀系数。　　（2）为进一步降低复合材料的热膨胀系数，并获得超稳定的结构，还需深入研究复合材料的铺层设计、热膨胀系数的预测方法，同时提高样品级别的热膨胀系数测量准确性，要具备测量热膨胀系数1~5×10-8/K范围的能力。　　（3）为进一步提高复合材料桁架结构整体变形测量的准确性、减小测量不确定度，需具备模拟空间环境的真空（低气压）条件下的原位测量能力，利用真空环境消除或减弱热对流所带来的不确定度。更准确的说，要对大尺寸桁架结构0.1um的总变形量要有准确的测试能力。[color=#990000][b]4. 参考文献[/b][/color]　　（1）刘国青, 阮剑华, 罗文波, 白刚. 航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究. 航天器工程, 2014, 23(2):64-70.　　（2）马立, 杨凤龙, 陈维强, 齐卫红,李艳辉. 尺寸高稳定性复合材料桁架结构的研制. 航天器环境工程, 2016, 33(3).[align=center]~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~[/align]

[color=#990000]摘要：本文针对航天器尺寸高稳定性复合材料桁架结构的热变形测试，从样品的热膨胀系数测试到桁架全场大尺寸热变形测试，全方位提出了相应的解决方案。特别针对激光干涉法在大气环境下的高精度热变形测量，介绍了上海依阳公司开展的方案性试验结果，证明了激光干涉法完全可以用于大气环境下的位移测量，尽管测量精度有所降低，但完全可以满足百纳米量级的全场热变形测量，同时也证明了此方案的可行性，为打通整个技术路线奠定了基础。　　[/color][color=#990000]关键词：尺寸稳定性,桁架,激光干涉法,热变形,热膨胀系数,航天器[/color][align=center][img=,690,387]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232018598367_8587_3384_3.jpg!w690x387.jpg[/img][/align][align=center]~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~[/align][color=#990000][b]1. 引言[/b][/color]　　从目前公开报道的相关文献来看，国内在航天器尺寸高稳定性复合材料桁架结构热变形测量方面还刚刚起步，还没找到有效可行的测试技术方向和手段，而对于尺寸高稳定性复合材料桁架的热变形测试，需要满足以下几方面的要求：　　（1）为长期控制结构在轨期间的变形，除需测量材料的热膨胀系数之外，还需测量材料的湿热膨胀系数。　　（2）为进一步降低复合材料的热膨胀系数，并获得超稳定的结构，还需深入研究复合材料的铺层设计、热膨胀系数的预测方法，同时提高样品级别的热膨胀系数测量准确性，要具备测量热膨胀系数1~5×10-8/K范围的能力。　　（3）为进一步提高复合材料桁架结构整体变形测量的准确性、减小测量不确定度，需具备模拟空间环境的真空（低气压）条件下的原位测量能力，利用真空环境消除或减弱热对流所带来的不确定度。更准确的说，要对大尺寸桁架结构0.1 um的总变形量要有准确的测试能力。　　本文针对上述要求，从样品的热膨胀系数测试到桁架全场大尺寸热变形测试，全方位提出了相应的解决方案。特别针对激光干涉法在大气环境下的高精度热变形测量，介绍了上海依阳公司开展的方案性试验结果，证明了激光干涉法完全可以用于大气环境下的位移测量，尽管测量精度有所降低，但完全可以满足百纳米量级的全场热变形测量。同时也证明了此方案的可行性，为打通整个技术路线奠定了基础。[b][color=#990000]2. 技术方案[/color][/b]　　技术方案主要针对材料样品和整体桁架两个尺度级别的测试进行设计。样品级别的热膨胀和湿膨胀系数测试还采用顶杆法，整体桁架的热变形和热膨胀系数采用目前位移测量精度最高的激光干涉法，并实现激光干涉法既可以在大气环境下又可以在真空环境下进行测量。整体技术方案如图2-1所示。[align=center][img=,500,354]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232024059437_8538_3384_3.png!w690x489.jpg[/img][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图2-1 热变形测试技术方案框图[/color][/align][color=#990000]2.1. 顶杆法高精度热膨胀系数测试方案[/color]　　为了实现样品级别的高精度-8量级热膨胀系数测量，测试方案包括以下几方面的内容：　　（1）采用传统顶杆法进行样品级别的热膨胀系数测量，顶杆的作用是将样品的尺寸变化传递出来，而不是非接触式激光干涉法直接对镜面样品表面进行测量。选择顶杆法的目的是降低样品制作难度和测量光路的调整难度。　　（2）顶杆法超低热膨胀系数测量装置放置在放置在大气环境中，由此在实现变温测量的同时，还可以进行变湿测量。另外，在大气环境下样品的辐射加热速度要比真空条件下快很多，这使得大气环境下的测试效率远高于真空条件下的测试。　　（3）普通热膨胀仪中的顶杆材料一般选用的是热膨胀系数为5.3×10-7/K的熔融石英，这限制了顶杆法热膨胀仪的测试能力。在±50℃范围内，可选用热膨胀系数小于1×10-8/K零膨胀材料，并结合基线修正，可使顶杆法具有非常高的测量精度。　　（4）在±50℃范围内，样品温度的热电偶测温传感器和电加热控制方式很容易造成将近1℃的测量不确定度，室温附近热物理性能测试的最大误差源往往都是温度项。为此选用高精度的液体循环浴加热方式和热敏电阻温度传感器，可大幅度降低温度项误差。　　（5）热膨胀测试中的位移传感器直接选用绝对测量的激光干涉仪，这样可以保证几个纳米的测量精度（不是分辨率）。　　（6）在超低热膨胀系数测试中，位移传感器随环境温度变化所带来的影响非常明显，所有高精度的位移传感器都有温漂指标。为此，要对位移传感器采取恒温措施，根据不同位移传感器的温漂指标确定传感器环境温度的稳定性和恒温手段。[color=#990000]2.2. 激光干涉法全场测试方案[/color]　　为了实现尺寸高稳定性复合材料桁架结构的全场热变形测量，如图2-1所示，测试方案选择采用激光干涉测试技术，这主要是基于以下几方面原因：　　（1）激光干涉测试技术是目前工程应用中测量精度最高的成熟技术，由于是基于波长长度的测量，所以激光干涉法是一种绝对测试方法，比较容易实现几个纳米的位移测量精度。　　（2）目前成熟的激光干涉测试技术，既可以测量热变形位移，又同时可以测量角度变化，非常适合桁架结构的全场热变形测量。　　（3）目前成熟的激光干涉测试技术已经解决了以往激光干涉法测量对环境振动的苛刻要求问题，不再需要特殊和昂贵的抗震减震措施，在普通实验室的一般隔振台上就可以进行高精度测量。　　激光干涉法全场测试方案是基于真空条件下的全场热变形测试，整个测试系统主要由真空系统、试验系统和测量系统三部分组成，整个测试系统放置在气浮隔振台上，如图2-2所示。[align=center][img=,690,274]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232024226897_8935_3384_3.png!w690x274.jpg[/img][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图2-2 真空型激光干涉法桁架全场热变形测试系统结构示意图[/color][/align]　　在实际测试过程中，根据被测对象情况，将激光干涉仪的分布位置设计为双端和单端测量布局两种形式。　　双端测量布局形式如图2-3所示。[align=center][color=#990000][img=,690,246]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232137181177_6207_3384_3.png!w690x246.jpg[/img][/color][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图2-3 双端测量结构示意图[/color][/align]　　双端测量布局具有以下特点：　　（1）光程差小，两端反射镜平行度要求不高，有利于保证测量精度。　　（2）多通道测量和扩展成本高，两台干涉仪只能测量一个试样。　　单端测量布局形式如图2-4所示。[align=center][color=#990000][img=,690,439]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232137381187_8450_3384_3.png!w690x439.jpg[/img][/color][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图2-4 单端测量结构示意图[/color][/align]　　单端测量布局具有以下特点：　　（1）光程差大（试件长度），两反射镜平行度要求高，可能会带来一定误差。　　（2）优点是便于今后多通道测量和扩展，一台激光器可带三台干涉仪进行三个试件测量。　　（3）关键是可以进行空载测量，确定系统误差。　　总之，对于尺寸高稳定性复合材料桁架结构的热变形高精度测量，采用真空型激光干涉法基本是国际上的主流测试方法，而且基本都是采用上述单端测量结构形式，由此可实现模拟空间真空环境的航天器桁架的原位热变形准确测量。　　尽管真空型激光干涉法可以实现很高精度的热变形原位测量，且非常适合航天器桁架结构的整体性能评价和考核，但在实际应用中还存在以下几方面的不足：　　（1）为满足庞大尺寸的航天飞行器桁架结构热变形测试，需要将整个桁架结构件完整放置在相应庞大的真空腔体内，并需要对真空腔体的光学窗口和真空度进行长时间的精确控制，以消除真空度变化带来的一系列影响，这使得整个测试系统非常复杂和造价昂贵。　　（2）在真空环境下热传递速度很慢，桁架的整体加热和控温方式很容易造成温度不均匀，而且桁架温度达到稳定需要漫长的恒温时间。因此对于大尺寸桁架的热变形测试需要采用分区加热方式，这造成加热系统也非常复杂，且恒温时间同样的漫长。　　（3）真空型激光干涉法测试系统的兼容性和灵活性较弱，需要采用巨大的真空腔体才能满足各种尺寸规格桁架的热变形测试，相应的调试工作量巨大。　　综上所述，对于航天器尺寸高稳定性复合材料桁架的热变形测量，特别是对于桁架管材和整体结构的研制和考核，更大的需求是测试简便快速、覆盖广和造价低的大气环境下的激光干涉法测试系统，在测量精度上至少要比国内目前采用的数字散斑法提高1~2个数量级。[b][color=#990000]3. 大气环境下激光干涉法位移测量试验考核[/color][/b]　　在大气环境下，大气中气体的波动会造成激光波长的改变，从而影响激光干涉法测量的准确性和稳定性，且非常容易造成试验过程中断，因此绝大多数激光干涉法测量基本都是在精确真空度控制条件下进行。　　为了考核大气环境下激光干涉法测量的准确性和稳定性，采用激光干涉仪位移测量系统，并结合各种不同的实验环境和密封手段，对不同光程长度进行了测试。[color=#990000]3.1. 可行性试验装置和方法[/color]　　可行性试验装置是在一个可拆装式木箱中放入一块0.6 m左右的石英板，石英板上分别放置参考反射镜和测量反射镜，并在石英板一侧固定激光器和干涉仪，整个木箱放置在气悬浮隔振台上，整个装置结构如图3-1所示。[align=center][color=#990000][img=,690,305]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232025524053_1160_3384_3.png!w690x305.jpg[/img][/color][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图3-1 可行性考核试验装置结构示意图[/color][/align]　　为考核方案的可行性，设计了两种测量模式，如图3-2所示。[align=center][color=#990000][img=,690,215]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232026226487_6991_3384_3.png!w690x215.jpg[/img][/color][/align][color=#990000][/color][align=center][color=#990000]图3-2 测量模式示意图[/color][/align]　　在空载测量模式下，测量光和参考光都照射在一个平面反射镜上，这时激光干涉仪的位移测量值应为零。空载测量模式常用来考核激光干涉仪的系统测量误差，即考核各种试验环境条件对激光干涉仪位移测量的影响。　　在差分测量模式下，测量光和参考光分别照射在测量反射镜和参考反射镜上，两反射镜之间的距离变化量就代表被测物热变形大小，由此来考核大气环境下空气波动对激光干涉仪位移测量稳定性的影响。[color=#990000]3.2. 考核测试条件和结果[/color]　　为了模拟不同大气环境条件，设计了以下几种试验环境，如表3-1所示。[align=center][color=#990000]表3-1 大气环境试验条件[/color][/align][align=center][img=,690,202]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232026395370_1501_3384_3.png!w690x202.jpg[/img][/align]　　在以上测试环境条件下，分别进行空载和差分两种模式测量，每种模式下的测试持续15分钟（选择更长测试时间会受到环境温度变化带来的影响），并进行多次重复测量，计算出不同环境条件和测量模式下的测量误差平均值。测量结果如表3-2所示。[align=center][color=#990000]表3-2 考核试验结果[/color][/align][align=center][img=,690,323]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232026537688_1320_3384_3.png!w690x323.jpg[/img][/align]　　由表3-2所示的测试结果可以看出，通过增加密闭形式的木箱，可以大幅度降低空调和大气环境对测量带来的影响，在狭窄的密闭空间内，即使是大气环境下也能达到纳米量级的测量精度，由此证明了密闭容器大气环境下采用激光干涉法测量热变形技术方案的可行性。[color=#990000][b]4. 参考文献[/b][/color]　　（1）刘国青, 阮剑华, 罗文波, 白刚. 航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究. 航天器工程, 2014, 23(2):64-70.　　（2）马立, 杨凤龙, 陈维强, 齐卫红,李艳辉. 尺寸高稳定性复合材料桁架结构的研制. 航天器环境工程, 2016, 33(3).[align=center]~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~[/align][align=center] [img=,690,215]https://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2019/01/201901232023218793_4119_3384_3.png!w690x215.jpg[/img][/align]

核壳结构颗粒近年来在生物医学和催化剂领域研究得比较深入，应用也非常广泛。一般而言，其外壳需要有亚微米级别的结构，以便于吸附或者是内核物质的向外释放；而内核如果需要有定向功能，则经常会使用四氧化三铁等磁性材料。因此，需要用二次电子探头配合低加速电压来观察外壳的结构，使用背散射探头配合高加速电压来确认是否有内核存在以及内核有多大，外壳有多厚。CBS(DBS/ABS)探头因为其既能在低加速电压下对样品表面结构有良好的反映，其本身又是半导体背散射电子探头这两大特性，同一探头在核壳结构颗粒的两个观察要点都有良好的表现。机型：FEI Nova NanoSEM 450探头：CBS样品：二氧化硅壳包被四氧化三铁核样品制备：酒精分散，滴加在砷化镓晶片上800V的着陆电压下，可见颗粒粒径分布均匀，表面也有相当细小的结构 ↓http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2013/12/201312031630_480553_1602497_3.jpg但是单凭超低电压，要看清楚样品是否有核，得看运气，看是否正好有半个颗粒能够让铁核暴露出来 ↓http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2013/12/201312031636_480555_1602497_3.jpg但是并不是每时每刻都有这么好的运气，于是高加速电压的背散射像开始体现出它的价值 ↓http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2013/12/201312031640_480556_1602497_3.jpg可以清楚地看到，首先，样品表面有结构；其次，样品内部有高原子序数的核。这个颗粒的制备是成功的。作为对比的是 ↓http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2013/12/201312031643_480559_1602497_3.jpg这一堆的颗粒虽然表面结构也不错，但一个个却都是二氧化硅的实心球，是一堆失败的成品。如果放大倍数适当缩小，效果会更明显 ↓http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2013/12/201312031645_480565_1602497_3.jpg按照这组照片反映的情况，无核颗粒数量多于有核颗粒，这批样品可以判定为不合格。为了验证背散射的结果是否可信，使用能谱做Mapping ↓http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2013/12/201312031654_480568_1602497_3.jpg从左至右依次为：氧(绿色)，硅(紫色)，铁(棕色)，因为适用的砷化镓基底，扣除砷和镓就可以得到清晰的二氧化硅壳图像。可见与背散射图像匹配度相当高。当然，二次电子探头在高加速电压下有时候同样能够得到穿透的效果 ↓http://ng1.17img.cn/bbsfiles/images/2013/12/201312031657_480569_1602497_3.jpg但是是否核壳结构是背散射说了算，在这点上专用的半导体探头衬度优势比较明显。综上，评价一个样品需要用不同的参数条件才能得到比较完整的信息，并且尽可能使用与当前条件匹配的检测器。最好配合能谱等验证方法，才能在最大限度上避免片面性和人为干扰，还原出一个真实的围观世界。