航天器單機(jī)產(chǎn)品通用低氣壓放電試驗條件

張 華，宗益燕，信太林，李 強(qiáng)

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

航天器單機(jī)產(chǎn)品通用低氣壓放電試驗條件

張 華，宗益燕，信太林，李 強(qiáng)

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

文章結(jié)合國內(nèi)外文獻(xiàn)研究成果，并根據(jù)帕邢曲線計算，確定了通用的低氣壓放電氣壓范圍；根據(jù)運載火箭的飛行歷程以及理論計算，分別給出了非密閉單機(jī)和密閉單機(jī)經(jīng)歷低氣壓環(huán)境的時間，從而確定了通用的低氣壓放電試驗時間；針對鑒定單機(jī)和驗收單機(jī)，分別給出試驗次數(shù)及單機(jī)通電要求。研究提出了更符合實際且滿足地面試驗考核需求的通用低氣壓放電試驗條件，可為航天器型號地面低氣壓試驗提供參考。

航天器；單機(jī)產(chǎn)品；低氣壓放電；試驗研究；試驗條件

0 引言

航天器自發(fā)射至入軌過程中，內(nèi)部單機(jī)產(chǎn)品一般要經(jīng)歷從1個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓到1×10-6Pa以下的氣壓變化[1]。低氣壓環(huán)境中的氣體帶電粒子在電場的作用下，容易碰撞中性粒子或在金屬表面激發(fā)二次電子發(fā)射，造成空間中電子數(shù)雪崩式增長，使原本絕緣的氣體變?yōu)閭鲗?dǎo)等離子體，形成低氣壓放電[2]。主動段工作的航天器單機(jī)，主動段不工作但密閉性較好的單機(jī)，以及航天器在返回大氣層和登陸外星體過程中工作的單機(jī)，都容易產(chǎn)生低氣壓放電現(xiàn)象。低氣壓放電可導(dǎo)致單機(jī)信號功能下降、設(shè)備功能喪失甚至損毀，從而嚴(yán)重影響航天器的在軌可靠性。地面開展低氣壓放電試驗可有效檢驗產(chǎn)品設(shè)計的合理性，提前發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品存在的在軌低氣壓放電風(fēng)險。例如：“風(fēng)云二號”衛(wèi)星S頻段設(shè)備的微波旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)因未專設(shè)排氣孔，在整星熱真空試驗第13 h發(fā)生了低氣壓放電現(xiàn)象，使得S頻段無線信道短暫失鎖[3]；“實踐十六號”衛(wèi)星 S頻段微波產(chǎn)品也由于內(nèi)部的腔體濾波器未設(shè)計排氣孔，在單機(jī)熱真空試驗時發(fā)生低氣壓放電，導(dǎo)致產(chǎn)品故障。

歐美國家在早期氣體放電的研究基礎(chǔ)上，持續(xù)開展了低氣壓放電形成機(jī)理、分析方法和抑制技術(shù)等方面的研究，構(gòu)建了較為完備的理論體系，建立了低氣壓放電的分析模型，并采用數(shù)值方法精確分析低氣壓放電過程[2,4]。國內(nèi)復(fù)旦大學(xué)、中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)、西安交通大學(xué)等高校對氣體放電理論進(jìn)行了深入研究，上海衛(wèi)星工程研究所、西安空間無線電技術(shù)研究所等單位，根據(jù)型號工程研制需求，研究了低氣壓放電的預(yù)防與抑制方法[3,5-7]，但目前尚未查見航天器產(chǎn)品通用低氣壓放電試驗方面公開發(fā)表的文章。

本文在梳理航天器低氣壓放電試驗的工程基礎(chǔ)上，分析低氣壓放電的實際環(huán)境條件，提出了更符合實際且滿足地面試驗考核需求的通用低氣壓放電試驗條件。

1 低氣壓放電試驗分析

1.1 低氣壓放電試驗通用要求

低氣壓放電試驗是檢驗航天器單機(jī)產(chǎn)品對于低氣壓環(huán)境適應(yīng)性的試驗項目。無源和有源單機(jī)產(chǎn)品的試驗連接與測試方法可參見文獻(xiàn)[8-9]。

低氣壓放電試驗在工程上一般結(jié)合熱真空試驗開展，通用要求如下：

1）從發(fā)射時開始工作的有源電子單機(jī)和微波單機(jī)應(yīng)進(jìn)行本項試驗，有斷續(xù)重復(fù)工作的單機(jī)在此期間還需要檢測重復(fù)啟動能力；2）在航天器發(fā)射過程中不工作，但在常壓下密閉、入軌后允許緩慢漏氣的單機(jī)產(chǎn)品，也應(yīng)進(jìn)行本項試驗；3）試驗時，單機(jī)應(yīng)在額定電流和電壓下工作。

1.2 低氣壓放電試驗條件

航天器從發(fā)射至入軌過程中，采用不同運載火箭所經(jīng)歷的低氣壓環(huán)境和時間差別不大。但是，在型號工程上，由于總體設(shè)計師對低氣壓放電理解認(rèn)知的差異，不同的型號試驗規(guī)范或標(biāo)準(zhǔn)給出的低氣壓放電試驗條件差別較大（參見表1）。

表1 不同標(biāo)準(zhǔn)或型號的低氣壓放電試驗條件Table 1 Low pressure discharge test conditions in different standards or test documents

具體表現(xiàn)在：

1）低氣壓環(huán)境試驗壓力范圍不一致，有常壓～1.3 Pa、常壓～20 Pa、1000～20 Pa、1000～1 Pa，以及在900～500 Pa和1000～500 Pa的整百 Pa氣壓時停留等；

2）試驗時間不一致，有3 min、5 min、10 min、15 min、20 min等；

3）試驗次數(shù)不一致，有1次、2次、3次，以及根據(jù)試驗量級區(qū)分（鑒定級3次、驗收級1次）；

4）主、備機(jī)加電要求不一致，有備機(jī)加電試驗和對備機(jī)無明確要求2種。

以上試驗要求的差別，使得單機(jī)設(shè)計師和試驗實施方需要謹(jǐn)慎面對不同的要求。尤其當(dāng)設(shè)計師需要同時應(yīng)對多個型號要求時，容易造成錯誤。此外，這種型號間的差別化與當(dāng)前航天“型譜化、產(chǎn)品化”的要求不相符合，型譜產(chǎn)品經(jīng)歷相似的環(huán)境卻要做不同的地面低氣壓放電試驗。

2 低氣壓放電試驗環(huán)境研究

2.1 低氣壓范圍

關(guān)于低氣壓的范圍，目前國內(nèi)尚未形成統(tǒng)一認(rèn)識。上海衛(wèi)星工程研究所的王宇平等認(rèn)為產(chǎn)生低氣壓放電的壓力為 1300～300 Pa[3]；中國電子科技集團(tuán)第十三研究所的張強(qiáng)等給出的低氣壓放電區(qū)域為1300～300 Pa[11]，劉中華等則提出 58 kPa～200 Pa為低氣壓閾值區(qū)域，其中1300～200 Pa為低氣壓放電敏感區(qū)域[12]；西安空間無線電技術(shù)研究所的王小林等對衛(wèi)星功率合成器進(jìn)行試驗得出的低氣壓放電氣壓值約為920 Pa[7]；北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所的王志浩等根據(jù)對PCB焊點的測試研究試驗得到的低氣壓放電氣壓值約為1000～120 Pa[13]；西安空間無線電技術(shù)研究所的吳須大等研究認(rèn)為750～260 Pa的氣壓范圍內(nèi)最容易發(fā)生低氣壓放電[14]。

單機(jī)內(nèi)氣體擊穿電壓既與氣壓有關(guān)，又與極板間距有關(guān)。帕邢曲線以圖形方式定量化表述了這一關(guān)系（見圖1[14]），氣體擊穿電壓最小值近似為300 V，對應(yīng)的氣壓與極板間距乘積約為66 Pa·cm。根據(jù)文獻(xiàn)[15]和[16]，極板間距可按0.013～0.015 cm計算，則低氣壓放電的氣壓值范圍為5077～440 Pa。由于氣壓值過高時，空氣中的氣體分子較多，電子不易擴(kuò)散，所以可將氣壓值范圍縮減為1300～440 Pa。

圖1 帕邢曲線Fig.1 The Paschen curve

文獻(xiàn)[5]通過試驗測試得到，頻率為3.13 GHz，極板間距為0.02、0.05和0.101 cm時的擊穿電壓與氣壓的關(guān)系如圖2所示。由圖可知，氣壓為2～5 torr（即266～665 Pa）時，擊穿電壓達(dá)到或接近最小值。

圖2 擊穿電壓與氣壓的關(guān)系Fig.2 Relationship between breakdown voltage and gas pressure

綜上可認(rèn)為，低氣壓放電的氣壓敏感區(qū)域為幾百Pa到1000 Pa的氣壓范圍。部分單機(jī)內(nèi)部印制板、器件布局及安裝而造成局部的密閉性，使單機(jī)在低氣壓放電試驗抽真空過程中內(nèi)部氣壓下降較慢，單機(jī)內(nèi)壓要稍高于真空罐內(nèi)壓力，因此可將低氣壓放電的氣壓閾值向低壓拉偏。考慮現(xiàn)有型號工程實際，提出低氣壓放電試驗的氣壓為 1300～1.3 Pa（即10～0.01 torr）。

2.2 低氣壓試驗時間

航天器從發(fā)射至運載火箭拋罩前都置于整流罩內(nèi)，隨著火箭飛行高度的上升，外界氣體密度和壓力降低，為保持罩內(nèi)外壓力平衡，在整流罩表面開排氣孔，以使罩內(nèi)氣壓可及時下降。對于非密閉、透氣良好的單機(jī)，整流罩內(nèi)氣壓即可視為單機(jī)內(nèi)壓。圖3為某低軌運載火箭發(fā)射時軌道高度隨時間變化曲線。根據(jù)文獻(xiàn)[1]的研究，軌道高度為29.7 km時的大氣壓力約為1300 Pa，軌道高度達(dá)到125 km時的氣壓約為1.3 Pa。結(jié)合圖3的主動段飛行高度變化曲線可知，整個過程約需要 100 s。低地球軌道航天器的軌道高度一般為1200 km以下，發(fā)射時運載火箭的飛行速度一般相差不是很大，因此航天器單機(jī)產(chǎn)品經(jīng)歷低氣壓環(huán)境的時間也相差不大?？紤]到不確定性以及單機(jī)布置在星體內(nèi)部等因素，取3倍余量，即單機(jī)在軌經(jīng)歷1300～1.3 Pa低氣壓過程的時間應(yīng)不超過 300 s。高軌航天器的發(fā)射初始速度大于低軌航天器，因此其經(jīng)歷低氣壓過程的時間要比低軌航天器的短，可認(rèn)為300 s的時間也能覆蓋高軌航天器單機(jī)產(chǎn)品的實際環(huán)境。

圖3 某航天器發(fā)射主動段飛行高度隨時間變化曲線Fig.3 Flight altitude and time variation for a certain spacecraft in its launch phase

對無排氣孔、具有一定密閉性的單機(jī)，航天器單機(jī)機(jī)箱內(nèi)部的壓力變化規(guī)律可表示為[13]

式中：p為單機(jī)內(nèi)壓；C為常數(shù)；t為經(jīng)歷低氣壓的時間；V為單機(jī)容積。

對于一般尺寸的單機(jī)，式(1)可簡化為

由式(2)可求解得到單機(jī)內(nèi)部氣壓從1300 Pa下降到1.3 Pa的時間約為58 min。顯然，密閉單機(jī)內(nèi)的氣壓變化較為緩慢，而由于真空設(shè)備的能力限制，在低氣壓放電試驗中，一般單機(jī)低氣壓抽真空過程很難覆蓋上述時間要求。因此，單機(jī)設(shè)計上應(yīng)采取放氣措施，設(shè)置排氣孔。根據(jù) NASA的 JPL實驗室的規(guī)定[17]，為縮短低氣壓放電可能發(fā)生的時間，單機(jī)的排氣孔設(shè)置應(yīng)確保機(jī)箱內(nèi)壓在1 min內(nèi)迅速降低至3×10-3torr（0.4 Pa），同時外部壓力應(yīng)在 6 min內(nèi)從 1個大氣壓降低至 1×10-5torr（1.33×10-3Pa）。

2.3 試驗次數(shù)及其他

在低氣壓放電試驗中，當(dāng)單機(jī)的功率容量（工作電壓）與試驗要求功率（電壓）臨界時，放電現(xiàn)象是以一定概率的方式出現(xiàn)，而非100%發(fā)生。例如，“實踐”某衛(wèi)星應(yīng)答機(jī)在熱真空試驗過程中，當(dāng)罐內(nèi)氣壓為 100 Pa左右時發(fā)生了低氣壓放電，后重復(fù)3次該過程，僅第1次在230 Pa左右時再次發(fā)生低氣壓放電。因此，為盡可能暴露臨界功率時的概率性放電現(xiàn)象，從統(tǒng)計經(jīng)驗上可以對鑒定單機(jī)增加試驗次數(shù)為不少于3次，并兼顧備份單機(jī)的加電試驗要求；驗收單機(jī)可結(jié)合單機(jī)熱真空試驗完成1次低氣壓放電試驗。

3 低氣壓放電試驗條件制定

3.1 原則和通用考慮

航天器單機(jī)產(chǎn)品低氣壓放電試驗條件制定應(yīng)滿足如下原則：

1）覆蓋航天器單機(jī)在軌低氣壓環(huán)境；

2）兼顧當(dāng)前航天器型號低氣壓試驗現(xiàn)狀；

3）考慮現(xiàn)有低氣壓試驗設(shè)備能力。

根據(jù)以上原則，并結(jié)合前面的論述，確定的航天器單機(jī)產(chǎn)品通用低氣壓放電試驗條件為：

1）環(huán)境壓力：1300～1.3 Pa。

2）壓力允差范圍：壓力為1.3～133 Pa時允許偏差應(yīng)優(yōu)于±25%；壓力大于 133 Pa時應(yīng)優(yōu)于±10%。

3）環(huán)境溫度：常溫。

4）試驗時間：環(huán)境壓力從 1300 Pa下降到1.3 Pa 的時間不少于5 min。

5）試驗次數(shù)：鑒定級3次，中間1次備份加電，其他2次主份加電；驗收級1次，主份加電。

3.2 試驗條件分析

上述試驗條件的制定未考慮密閉單機(jī)，密閉單機(jī)的低氣壓放電問題可通過設(shè)計或使用手段予以解決。設(shè)計上，可合理設(shè)置排氣孔，將密閉單機(jī)改為透氣性較好的單機(jī)；或者在使用過程中單機(jī)主動段不加電，入軌后靜置一段時間（可根據(jù)式(1)計算），待單機(jī)內(nèi)壓與外界壓力接近時再開機(jī)工作，從而主動避開低氣壓環(huán)境。

航天器單機(jī)產(chǎn)品低氣壓放電試驗使用的真空容器一般相對較小，抽真空過程較快。圖4給出了某單機(jī)產(chǎn)品在有效尺寸為φ1.5 m的真空容器中，完成低氣壓放電試驗3次抽真空的曲線圖。從圖中可知，真空容器壓力從1300 Pa下降到1.3 Pa的持續(xù)時間為12 min。對尺寸大于φ1.5 m的真空容器，單機(jī)低氣壓環(huán)境的持續(xù)時間一般要超過上述時間，即試驗設(shè)備能力基本都能滿足環(huán)境壓力從1300 Pa下降到1.3 Pa 的時間不少于5 min的要求。

表1的“風(fēng)云三號”和“風(fēng)云四號”衛(wèi)星試驗規(guī)范中提出了在整百 Pa氣壓時的停留要求，但在上述試驗條件的制定中未予以選用。氣壓停留要求的目的是增加在低氣壓放電敏感區(qū)域的停留時間，以便更充分地檢驗單機(jī)產(chǎn)品的適應(yīng)性。但是，該項要求的可操作性不是很好——真空容器在抽真空過程中的氣壓停留較難實現(xiàn)，而且目前的單機(jī)地面低氣壓放電試驗過程（見圖4）已經(jīng)可以覆蓋航天器在軌的真實環(huán)境，因此在制定低氣壓放電試驗的通用試驗條件時不作氣壓停留的要求。

圖4 某單機(jī)產(chǎn)品低氣壓放電試驗真空度曲線Fig.4 Vacuum curve of low pressure discharge test for an individual product

4 結(jié)束語

本文在梳理國內(nèi)低氣壓放電的標(biāo)準(zhǔn)和不同型號試驗文件的基礎(chǔ)上，總結(jié)歸納其中的差異。結(jié)合國內(nèi)外文獻(xiàn)研究成果并根據(jù)帕邢曲線計算，確定了通用的低氣壓放電氣壓范圍；根據(jù)運載火箭的飛行過程以及理論計算公式，分別給出了非密閉單機(jī)和密閉單機(jī)的低氣壓放電試驗時間；針對鑒定單機(jī)和驗收單機(jī)，分別給出試驗次數(shù)及加電要求。在此基礎(chǔ)上，形成了通用的航天器單機(jī)產(chǎn)品低氣壓放電試驗條件，并對試驗條件進(jìn)行了解釋和地面可操作性分析。

后續(xù)，將對航天器整星級（整船級）低氣壓放電試驗的條件與方法開展進(jìn)一步研究，從而形成較為系統(tǒng)的低氣壓放電試驗要求，為航天器型號地面試驗提供參考。

（

）

[1]黃本誠, 童靖宇.空間環(huán)境工程學(xué)[M].北京: 中國科學(xué)技術(shù)出版社, 2010: 86-88

[2]王瑞, 張娜, 李韻, 等.低氣壓放電效應(yīng)研究進(jìn)展[J].空間電子技術(shù), 2015(1): 1-6 WANG R, ZHANG N, LI Y, et al.Advances in research on low pressure discharge[J].Space Electronic Technology, 2015(1): 1-6

[3]王宇平, 夏玉林.星載微波設(shè)備低氣壓放電及其防范[J].上海航天, 2005(增刊1): 65-68 WANG Y P, XIA Y L.Research on the low-pressure discharge of microwave equipment in satellite-borne payload[J].Aerospace Shanghai, 2005(Sup 1): 65-68

[4]ALFONSECA M, CONDE L, DE LARA J, et al.Prediction of corona and multipactor RF breakdown thresholds using the CEST software[C]∥Proc 6thInt Workshop on Multipactor, Corona and Passive Intermodulation in Space RF Hardware (MULCOPIM 2008).Valencia, Spain, 2008-09: 1-8

[5]翁明, 王瑞, 崔萬照.高頻氣體擊穿與真空擊穿之間的聯(lián)系[J].空間電子技術(shù), 2014(1): 6-10 WENG M, WANG R, CUI W Z.The relation between the high-frequency gas breakdown and the vacuum breakdown[J].Space Electronic Technology, 2014(1): 6-10

[6]徐學(xué)基, 褚定昌.氣體放電物理[M].上海: 復(fù)旦大學(xué)出版社, 1996: 87-117

[7]王小林, 安城, 唐德效, 等.FY-2衛(wèi)星功率合成器低氣壓放電和微放電預(yù)防[J].上海航天, 2005(增刊 1): 69-71 WANG X L, AN C, TANG D X, et al.The prevention of low-pressure discharge and multipactor for power combiner on FY-2 meteorological satellite[J].Aerospace Shanghai, 2005(Sup 1): 69-71

[8]航天器真空放電試驗方法: QJ 20017—2011[S]: 1-2

[9]航天器射頻部件與設(shè)備真空放電試驗方法: Q/W 1382—2012[S]: 1-2

[10]衛(wèi)星型譜單機(jī)試驗通用要求: Q/RJ 356—2013[S]: 13-14

[11]張強(qiáng), 孟范忠, 呂進(jìn)來.星載固態(tài)功率放大器低氣壓放電和微放電研究[J].半導(dǎo)體技術(shù), 2015, 38(5): 388-391 ZHANG Q, MENG F Z, Lü J L.Research on lowpressure discharge and multi-paction of solid state power amplifiers in satellite-borne payload[J].Semiconductor Technology, 2015, 38(5): 388-391

[12]劉中華, 李樹杰.星用微波組件低氣壓放電與真空微放電效應(yīng)研究[J].電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗, 2014, 32(4): 4-7 LIU Z H, LI S J.Research on low pressure discharge and vacuum microdischarge effects of satellite-borne microwave modules[J].Electronic Product Reliability and Environmental Testing, 2014, 32(4): 4-7

[13]王志浩, 馮偉泉, 周嶺, 等.航天器單機(jī)內(nèi) PCB焊點低氣壓放電試驗研究[J].航天器環(huán)境工程, 2013, 30(3): 292-295 WANG Z H, FENG W Q, ZHOU L, et al.Low-pressure discharging test for solder fillets on PCBs used in spacecraft units[J].Spacecraft Environment Engineering, 2013, 30(3): 292-295

[14]吳須大, 楊軍.腔體濾波器與低氣壓放電[J].空間電子技術(shù), 2001(4): 55-60 WU X D, YANG J.Cavity filter and low pressure discharge[J].Space Electronic Technology, 2001(4): 55-60

[15]印制電路板設(shè)計要求: QJ3103A—2011[S]: 14-15

[16]劉立國, 韓愛芳, 賈燕.印制電路板低氣壓條件下的耐電壓測試[J].印制電路信息, 2011(9): 35-42 LIU L G, HAN A F, JIA Y.Printed circuit board withstand voltage test under the conditions of low pressure[J].Printed Circuit Information, 2011(9): 35-42

[17]Electronic packaging and cabling: JPL D-8208[S], 2002: 65

（編輯：張艷艷）

General test conditions for low pressure discharge of spacecraft units

ZHANG Hua, ZONG Yiyan, XIN Tailin, LI Qiang
(Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China)

Combined with the calculation of the Paschen curve, a general low pressure discharge test pressure range is proposed.According to the rocket’s flight course and the theoretical calculation, the general single machine low pressure discharge test time is obtained.According to different single machines, the test times and the power demands are put forward and the general conditions of the low pressure discharge test for single machine products are presented.

spacecraft; single machine product; low pressure discharge; test study; test conditions

O461.2

：A

：1673-1379(2016)06-0643-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2016.06.012

張 華（1987—），男，碩士學(xué)位，從事環(huán)境與可靠性技術(shù)研究。E-mail: zhanghua_seu@126.com。

2016-05-21；

：2016-11-21

國家自然科學(xué)基金項目（編號：51605080）