航天器靜電放電仿真研究

顧超超,陳曉寧,林 楚

(解放軍理工大學(xué) 國防工程學(xué)院, 江蘇 南京 210007 )

航天器靜電放電仿真研究

顧超超,陳曉寧,林 楚

(解放軍理工大學(xué) 國防工程學(xué)院, 江蘇 南京 210007 )

靜電放電(ESD)對(duì)航天器安全運(yùn)行產(chǎn)生巨大影響，為進(jìn)一步研究靜電放電對(duì)航天器的危害，提高航天器對(duì)靜電放電的防護(hù)能力，根據(jù)MIL-STD-1541A規(guī)定的靜電放電模型，在基于傳輸線矩陣法的CST Microwave Studio工作室中，對(duì)航天器進(jìn)行了靜電放電效應(yīng)的仿真研究。分析了在航天器不同部位產(chǎn)生靜電放電時(shí)空間電磁場(chǎng)的分布、航天器內(nèi)外表面電流的分布及內(nèi)部不同艙室線纜耦合情況。仿真結(jié)果表明：曲率半徑小的部位空間電磁場(chǎng)較高；采用復(fù)合材料的航天器表面電流較高；動(dòng)力艙內(nèi)線纜耦合電流較大是由于電磁場(chǎng)經(jīng)尾噴口進(jìn)入機(jī)體。

靜電放電；傳輸線矩陣法；空間電磁場(chǎng)；表面電流；線纜耦合

0 引言

航天器在軌運(yùn)行時(shí)與空間中的等離子體相互作用，使航天器表面具有充電效應(yīng)[1-2]。靜電放電產(chǎn)生的寬頻譜和強(qiáng)電場(chǎng)幅度電磁脈沖耦合進(jìn)飛行器內(nèi)部，干擾無線電通信和導(dǎo)航系統(tǒng)，引起飛行事故[3-4]。隨著材料技術(shù)的不斷發(fā)展，新型復(fù)合材料大量運(yùn)用到航天器中，減少航天器質(zhì)量的同時(shí)增加了電荷的積累。尤其是近年來大規(guī)模集成電路運(yùn)用到航天器制造中，提高了航天器性能卻增加了對(duì)空間環(huán)境輻射的敏感度[5-6]。在1973～1997年間由靜電放電引起的各類衛(wèi)星事故占54.2%，尤其是1967年一艘阿波羅1號(hào)載人宇宙飛船由于靜電放電導(dǎo)致航天員喪生。因此如何提高航天器對(duì)靜電放電的防護(hù)研究已成為重要的研究課題。

針對(duì)日益增多的靜電放電對(duì)航天器飛行安全帶來的威脅，標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-1541A和ECSS-E-ST-10-03C對(duì)空間環(huán)境和該環(huán)境下航天器靜電測(cè)試提出了要求，我國頒布的GJB 573A-1998與GJB 1389A-2005 分別對(duì)靜電放電實(shí)驗(yàn)方法和靜電電荷控制方法做出了闡述[7-10]。國外對(duì)航天器靜電充放電效應(yīng)研究較早，美國通過發(fā)射SCATHA系列衛(wèi)星收集到大量航天器充放電實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。由于通過直接發(fā)射實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星進(jìn)行實(shí)驗(yàn)不僅耗費(fèi)大而且周期長(zhǎng)，受測(cè)試設(shè)備、測(cè)量因子等各種因素影響較大，近年來隨著軟件技術(shù)的發(fā)展，美國、歐盟和日本相繼開發(fā)出NASCAP、SPIS和MUSCAT軟件進(jìn)行航天器充放電效應(yīng)仿真計(jì)算，中國科學(xué)院科學(xué)與應(yīng)用研究中心黃建國、王立等人也對(duì)航天器靜電做了大量研究[11-12]。

本文通過基于傳輸線矩陣法(TLM)的CST Microwave Studio軟件，根據(jù)美軍標(biāo)MIL-STD-1541A規(guī)定的空間飛行器靜電放電特性，分析在空間環(huán)境下航天器發(fā)生靜電放電時(shí)機(jī)體內(nèi)外空間電磁場(chǎng)分布、表面電流分布及產(chǎn)生的電磁脈沖環(huán)境對(duì)內(nèi)部線纜耦合情況，以考驗(yàn)航天器內(nèi)部設(shè)備承受表面放電抗干擾能力。

1 仿真原理及方法

1.1 基本原理

本文采用傳輸線矩陣法(TLM)對(duì)航天器靜電放電效應(yīng)進(jìn)行仿真。TLM是由Peter.B.Johns和R.L.Beilrle在20世紀(jì)70年代基于Huygens原理提出，并由S.Akhtsrzad和N.R.S.Simons等逐步完善而來，其主要應(yīng)用于聲波、熱傳導(dǎo)、電磁場(chǎng)輻射等問題的研究[13-16]。TLM方法在求解電磁場(chǎng)問題時(shí)，滿足一定邊界條件的Maxwell方程組，通過將Maxwell方程組及其邊界條件按空間和時(shí)間進(jìn)行離散，用相互連接的網(wǎng)格來模擬波導(dǎo)結(jié)構(gòu)，網(wǎng)格的節(jié)點(diǎn)代表介質(zhì)物理特性(電阻電容等)，節(jié)點(diǎn)之間由連續(xù)的傳輸線相連接。TLM矩陣由各個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)組成，代表介質(zhì)物理特性，通過迭代運(yùn)算研究電磁脈沖在網(wǎng)格中的傳播就可以得到波導(dǎo)結(jié)構(gòu)在不同時(shí)間和空間的電磁場(chǎng)時(shí)域響應(yīng)，對(duì)時(shí)域響應(yīng)進(jìn)行傅里葉變換就得到波導(dǎo)結(jié)構(gòu)在寬頻域內(nèi)的頻率響應(yīng)。二維TLM法中一個(gè)節(jié)點(diǎn)的脈沖特性由周圍4個(gè)方向的脈沖入射疊加而成，通過散射又將能量入射到相鄰的4個(gè)節(jié)點(diǎn)，每個(gè)散射分支的能量為原始分支的1/4，迭代過程如式(1)、(2)。

k+1Vr=SkVi

(1)

k+1Vi=Ck+1Vr

(2)

式中C為網(wǎng)格連接矩陣，S為節(jié)點(diǎn)處脈沖散射矩陣，k、k+1為離散時(shí)間間隔，Vr為節(jié)點(diǎn)處反射脈沖矢量矩陣，Vi為入射脈沖矢量矩陣。

三維TLM法求解電磁場(chǎng)問題的原理與二維相似，其節(jié)點(diǎn)由3個(gè)坐標(biāo)軸方向并聯(lián)和串聯(lián)節(jié)點(diǎn)交織而成，包括3個(gè)串聯(lián)節(jié)點(diǎn)和3個(gè)并聯(lián)節(jié)點(diǎn)，代表6個(gè)場(chǎng)分量，串聯(lián)節(jié)點(diǎn)表示磁場(chǎng)分量，并聯(lián)節(jié)點(diǎn)代表電場(chǎng)分量，其輻射傳播過程和非均勻場(chǎng)的特性與二維TLM法相似。

1.2 模型建立

圖1 航天器簡(jiǎn)易模型

模型采用以“X-37B”空天飛機(jī)為原型的等比例簡(jiǎn)易模型，如圖1所示。模型尺寸為4 m×2 m×1 m，模型分為3個(gè)艙段，分別為雷達(dá)艙、設(shè)備艙和動(dòng)力艙，各個(gè)艙室之間由隔板隔開。為了減輕航天器重量并提高飛行性能，航天器外表面采用了大量復(fù)合材料。其中機(jī)翼和后尾翼采用碳纖維復(fù)合材料(CFRP)，其電參數(shù)為ε= 6.4，σ= 1.5×104S/m。機(jī)身主體結(jié)構(gòu)、外表面蒙皮和機(jī)身內(nèi)部隔板為鋁合金材料，其電參數(shù)為ε= 1，σ= 3.56×107S/m。發(fā)動(dòng)機(jī)為鈦合金材料，其電參數(shù)為ε= 1，σ= 5.88×105S/m。為使航天器模型更加接近實(shí)際情況，使仿真更具有實(shí)際意義，在雷達(dá)艙與設(shè)備艙、設(shè)備艙與動(dòng)力艙、內(nèi)部隔板與主體結(jié)構(gòu)之間間隔設(shè)置長(zhǎng)2 cm深1 cm寬1 mm的焊縫。焊縫的存在使靜電放電產(chǎn)生的電磁輻射耦合進(jìn)入航天器內(nèi)部，對(duì)線纜產(chǎn)生影響。

為了模擬航天器在發(fā)生靜電放電后產(chǎn)生的電磁環(huán)境對(duì)內(nèi)部精密設(shè)備產(chǎn)生的影響，根據(jù)MIL-STD-1541A航天器靜電放電地面試驗(yàn)要求，在模擬真空環(huán)境中，將靜電放電電流直接注入航天器表面最可能發(fā)生靜電放電的區(qū)域。為使靜電放電電流產(chǎn)生回路，本文采用兩根直徑0.3 cm的銅導(dǎo)線，一根導(dǎo)線連接靜電放電位置，通過注入靜電放電電流模擬發(fā)生靜電放電。根據(jù)靜電放電電流小、只產(chǎn)生局部放電的特點(diǎn)，另一根導(dǎo)線通常設(shè)置在距放電點(diǎn)幾厘米遠(yuǎn)的表面，為防止產(chǎn)生充電效應(yīng)，另一頭與電壁相連，形成回路。航天器通常在曲率半徑較小的區(qū)域或采用導(dǎo)電率較差的復(fù)合材料區(qū)域發(fā)生靜電放電現(xiàn)象，因此本文主要研究機(jī)頭、機(jī)翼和尾翼處發(fā)生靜電放電時(shí)對(duì)航天器的影響，同時(shí)與全金屬材料制成的航天器靜電放電結(jié)果相比較。

本文采用的靜電放電電流為MIL-STD-1541A推薦的靜電放電源，是目前國際上較常用的空間靜電放電電源。其具體要求為電流峰值80 A，上升時(shí)間2～20 ns，放電脈寬20～400 ns。在滿足該標(biāo)準(zhǔn)的前提下，根據(jù)IEC61000-4-2中描述靜電放電電流波形的四指數(shù)脈沖函數(shù)，調(diào)整參數(shù)得到空間環(huán)境中靜電放電電流的表達(dá)式(3)[17-18]。注入的靜電放電電流時(shí)域波形如圖2。

i(t)=570(1-e-t/0.62)8e-t/1.1+330(1-e-t/55)e-t/26

(3)

為研究航天器表面發(fā)生靜電放電后，航天器內(nèi)部空間不同區(qū)域電磁場(chǎng)分布狀況，在航天器外部和內(nèi)部不同位置設(shè)置電磁場(chǎng)探針。同時(shí)為研究電磁場(chǎng)通過焊縫耦合進(jìn)入航天器內(nèi)部后對(duì)內(nèi)部線纜產(chǎn)生的輻射干擾和靜電電流流經(jīng)線纜產(chǎn)生的傳導(dǎo)干擾，在內(nèi)部設(shè)備較集中的雷達(dá)艙、設(shè)備艙和動(dòng)力艙設(shè)置多根線纜，線纜采用無屏蔽銅線，直徑0.3cm，負(fù)載50Ω。

圖2 空間環(huán)境靜電放電電流時(shí)域波形

仿真過程中的網(wǎng)格采用六面體網(wǎng)格，總網(wǎng)格數(shù)為1.03×107個(gè)。輸入靜電放電脈沖頻率在50MHz以下，同時(shí)電流注入航天器后，在其內(nèi)部電磁波不斷反射疊加，產(chǎn)生高頻分量，因此本文設(shè)置仿真頻率為0～150MHz。仿真時(shí)間應(yīng)大于靜電放電電流的半寬度時(shí)間與電流流經(jīng)航天器時(shí)間的總和，本文采用仿真時(shí)間為200ns。

2 仿真結(jié)果分析

2.1 空間電磁場(chǎng)分布

研究航天器表面發(fā)生靜電放電時(shí)周圍空間電磁場(chǎng)分布的目的是總結(jié)電磁場(chǎng)分布規(guī)律，為表面材料的靜電防護(hù)與內(nèi)部設(shè)備電磁耦合干擾的防護(hù)提供依據(jù)。靜電電流在2 ns后達(dá)到峰值，電流流經(jīng)機(jī)體需要數(shù)納秒時(shí)間，因此需要研究不同時(shí)間航天器電磁場(chǎng)的分布。圖3表示在航天器機(jī)頭發(fā)生靜電放電時(shí)，不同時(shí)間點(diǎn)空間電場(chǎng)分布；圖4為航天器在不同時(shí)間點(diǎn)的磁場(chǎng)分布。表1給出了航天器不同區(qū)域發(fā)生靜電放電時(shí)，不同部位最大電場(chǎng)強(qiáng)度。

圖3 機(jī)頭發(fā)生靜電放電時(shí)不同時(shí)間段空間電場(chǎng)分布

圖4 機(jī)頭發(fā)生靜電放電時(shí)不同時(shí)間段空間磁場(chǎng)分布

路徑電場(chǎng)強(qiáng)度/(V/m)雷達(dá)艙機(jī)翼設(shè)備艙動(dòng)力艙尾翼機(jī)頭2.2×1045.5×1041.2×1042.9×1031.5×104機(jī)翼1.3×1043.6×1046.5×1032.2×1039.8×104尾翼1.6×1044.0×1047.9×1032.7×1032.7×104金屬尾翼1.3×1043.0×1047.0×1032.0×1032.5×104

由圖3可知，當(dāng)機(jī)頭發(fā)生靜電放電時(shí)，電流通過機(jī)頭流向整個(gè)機(jī)身。隨著時(shí)間推移，強(qiáng)電場(chǎng)區(qū)向尾翼延伸并產(chǎn)生兩個(gè)電場(chǎng)強(qiáng)度明顯增強(qiáng)的區(qū)域，與靜電放電電流時(shí)域波形的兩個(gè)峰值相吻合。電荷密度越大的地方電場(chǎng)強(qiáng)度越大，而電荷通常聚集在曲率半徑較小的位置，因此在機(jī)翼邊緣、尾翼邊緣和發(fā)動(dòng)機(jī)艙的邊緣處場(chǎng)強(qiáng)較大。同時(shí)機(jī)翼與尾翼采用了復(fù)合材料，復(fù)合材料阻抗較大而阻礙電荷積累，使機(jī)翼內(nèi)部電場(chǎng)較小。由圖4可知，空間磁場(chǎng)隨時(shí)間分布規(guī)律與電場(chǎng)相似，曲率半徑越小的區(qū)域磁場(chǎng)強(qiáng)度越大。由表1可知，當(dāng)機(jī)頭發(fā)生靜電放電時(shí)空間電磁場(chǎng)強(qiáng)度較大，全金屬機(jī)身相比于采用復(fù)合材料機(jī)身空間電場(chǎng)較小。

2.2 表面電流分布

靜電放電后機(jī)身表面電流密度的分布隨不同的靜電放電區(qū)域以及不同的機(jī)身材料而產(chǎn)生變化。圖5為全金屬機(jī)身航天器尾翼發(fā)生靜電放電時(shí)，航天器表面電流密度分布情況。靜電放電是局部放電，電流注入點(diǎn)和泄放點(diǎn)之間通常距離短，流經(jīng)機(jī)體的通道短，因此對(duì)遠(yuǎn)離放電區(qū)域的部位影響較小。在電流注入點(diǎn)和泄放點(diǎn)，由于電荷來不及發(fā)散使電流密度可達(dá)數(shù)百安培每米。同時(shí)在設(shè)備艙與動(dòng)力艙之間存在焊縫，使機(jī)身表面電流密度不連續(xù)。機(jī)翼與尾翼邊緣受邊緣效應(yīng)影響，產(chǎn)生較高表面電流密度。

圖5 全金屬機(jī)身在尾翼發(fā)生靜電放電時(shí)不同時(shí)間段表面電流分布

通過在航天器內(nèi)外表面設(shè)置的電磁場(chǎng)探針，可直觀了解不同放電路徑下航天器內(nèi)外表面最大電流密度。如表2、表3所示。

表2 機(jī)身內(nèi)表面電流最大值

表3 機(jī)身外表面電流分布

由表2和表3可知，航天器發(fā)生靜電放電時(shí)，由于趨膚效應(yīng)，表面電流主要分布在航天器外表面，內(nèi)表面電流較小。不同部位內(nèi)表面電流密度大小與放電路徑有關(guān)，距放電點(diǎn)越近表面電流密度越大。機(jī)翼發(fā)生靜電放電時(shí)，內(nèi)表面電流密度較其他路徑產(chǎn)生的內(nèi)表面電流小，這是因?yàn)闄C(jī)翼面積大，電流更容易擴(kuò)散，電荷不易聚集，且機(jī)翼與各艙室之間距離較遠(yuǎn)。由表3可知，航天器外表面電流分布與內(nèi)表面電流分布規(guī)律相似，距放電點(diǎn)距離越近，表面電流密度越大。在尾翼發(fā)生靜電放電的情況下，金屬機(jī)身電流密度較采用復(fù)合材料機(jī)身小，可見復(fù)合材料的應(yīng)用增加了機(jī)體表面電流密度，其靜電防護(hù)研究更應(yīng)關(guān)注。

2.3 內(nèi)部線纜耦合

靜電放電對(duì)內(nèi)部線纜的干擾主要存在兩方面：空間放電產(chǎn)生的電磁波輻射通過焊縫和發(fā)動(dòng)機(jī)尾翼噴口耦合進(jìn)入內(nèi)部電纜產(chǎn)生的輻射耦合；靜電放電產(chǎn)生的機(jī)體表面電流通過機(jī)體結(jié)構(gòu)直接進(jìn)入內(nèi)部線纜產(chǎn)生的傳導(dǎo)耦合。由于航天器內(nèi)部設(shè)備精密，微弱的干擾信號(hào)都可能對(duì)邏輯電路產(chǎn)生影響，對(duì)航天器安全運(yùn)行構(gòu)成威脅。飛行器內(nèi)部線纜種類繁多，線纜布局也很復(fù)雜，對(duì)每根線纜的計(jì)算仿真就會(huì)異常復(fù)雜，本文選取在線纜較多的設(shè)備艙、雷達(dá)艙和動(dòng)力艙內(nèi)對(duì)不同布局的無屏蔽防護(hù)銅導(dǎo)線進(jìn)行研究。

圖6為機(jī)翼處發(fā)生靜電放電時(shí)，動(dòng)力艙內(nèi)線纜耦合電流波形。不同的艙室由于其結(jié)構(gòu)不同，電磁場(chǎng)耦合途徑也不同，內(nèi)部線纜感應(yīng)到的電流也就不同。根據(jù)電磁場(chǎng)理論，動(dòng)力艙內(nèi)的電磁環(huán)境較復(fù)雜，動(dòng)力艙采用的鈦合金材料對(duì)電磁場(chǎng)產(chǎn)生的屏蔽作用使得進(jìn)入動(dòng)力艙內(nèi)部的電磁場(chǎng)主要由外部電磁場(chǎng)透過焊縫和發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口產(chǎn)生。從圖6中可以看出感應(yīng)電流可達(dá)10-5A，且方向不斷變換。

圖6 機(jī)翼處靜電放電時(shí)動(dòng)力艙內(nèi)部線纜耦合電流

表4給出了在不同放電點(diǎn)下，不同艙室內(nèi)的線纜耦合情況。在不同放電點(diǎn)下，艙室內(nèi)部電纜耦合電流的規(guī)律基本相似，動(dòng)力艙內(nèi)線纜耦合電流較雷達(dá)艙與設(shè)備艙大。尾翼產(chǎn)生靜電放電時(shí)各艙室內(nèi)線纜較其他放電情況耦合電流大是因?yàn)榉烹婞c(diǎn)距尾噴口近，通過尾噴口進(jìn)入航天器內(nèi)部的電磁場(chǎng)能量較大。全金屬機(jī)身的航天器尾翼放電較復(fù)合材料機(jī)身的航天器內(nèi)部線纜耦合電流小的原因是金屬的屏蔽作用。機(jī)翼放電時(shí)線纜感應(yīng)電流小的原因是放電點(diǎn)距機(jī)身內(nèi)部較遠(yuǎn)，電磁場(chǎng)能量衰減較多。

表4 不同區(qū)域放電下不同艙室內(nèi)電纜最大耦合電流

3 結(jié)論

根據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)，將靜電放電電流注入航天器機(jī)頭、機(jī)翼和尾翼這些曲率半徑小、易發(fā)生靜電放電的部位，同時(shí)對(duì)比復(fù)合材料和金屬材料機(jī)身，模擬航天器局部產(chǎn)生靜電放電時(shí)對(duì)航天器的影響，得到以下結(jié)論：

(1)靜電放電發(fā)生時(shí)，航天器空間電磁場(chǎng)的分布與靜電放電電流有關(guān)，同一區(qū)域電磁場(chǎng)強(qiáng)度隨時(shí)間變化與電流波形相似，空間電磁場(chǎng)較大的區(qū)域集中在曲率半徑小的機(jī)體結(jié)構(gòu)附近(機(jī)翼、尾翼和動(dòng)力艙邊緣)，復(fù)合材料的運(yùn)用增強(qiáng)了空間電磁場(chǎng)的強(qiáng)度。

(2)航天器表面電流的分布與放電區(qū)域有關(guān)。放電點(diǎn)附近電流密度較大，可達(dá)數(shù)百安培。靜電電流峰值小、路徑短的特點(diǎn)使得表面電流往往聚集在放電點(diǎn)附近，對(duì)遠(yuǎn)處機(jī)體影響較小，同時(shí)焊縫使得表面電流分布不均勻。在相同位置發(fā)生靜電放電的情況下，采用復(fù)合材料機(jī)身的航天器表面電流密度較全金屬機(jī)身航天器表面電流密度大，因此采用復(fù)合材料的航天器更需關(guān)注靜電防護(hù)。

(3)靜電產(chǎn)生的電磁場(chǎng)通過焊縫與發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口耦合進(jìn)入機(jī)體內(nèi)部，使內(nèi)部線纜產(chǎn)生感應(yīng)微安級(jí)別電流。復(fù)合材料的應(yīng)用使線纜感應(yīng)電流增加數(shù)倍。

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Simulation research of the spacecraft electrostatic discharge

Gu Chaochao,Chen Xiaoning,Lin Chu

(Institute of National Defense Engineering, PLA University of Science and Technology, Nanjing 210007, China)

Electrostatic discharge (ESD) has great influence on the spacecraft safe operation. In order to further research on the hazards of electrostatic discharge on the spacecraft and improve the protection ability of the spacecraft to electrostatic discharge, according to the provisions of MIL-STD-1541A electrostatic discharge model, this paper builds a simulation of electrostatic discharge effect on spacecraft in the CST Microwave Studio based on the transmission-line matrix method. When the electrostatic discharge occurs, the distribution of electromagnetic field , the internal and external surface current and the cable coupling of different compartments at different parts of the spacecraft are analyzed. The simulation results show that the electromagnetic field is higher in small curvature radius positions than other positions, the surface current of the spacecraft is higher by using the composite material and the cable coupling current in power cabin is larger than other cabins due to the electromagnetic field through the tail nozzle into the body.

electrostatic discharge; transmission-line matrix method; space electromagnetic field; surface current; cable coupling

TM155

A

10.19358/j.issn.1674- 7720.2017.09.028

顧超超,陳曉寧,林楚.航天器靜電放電仿真研究[J].微型機(jī)與應(yīng)用，2017,36(9)：95-99.

2016-12-08)

顧超超(1991-)，男，碩士，主要研究方向：航天器電磁兼容。

陳曉寧(1963-)，女，教授，主要研究方向：電力系統(tǒng)雷電防護(hù)研究。

林楚(1991-)，女，碩士，主要研究方向：電力系統(tǒng)雷電防護(hù)研究。