空間站懸浮電位監(jiān)測(cè)與控制系統(tǒng)及地面試驗(yàn)驗(yàn)證

孫迎萍，胡向宇，劉海波，趙振棟，崔梧玉，王彥龍，陳昶文，劉士永（蘭州空間技術(shù)物理研究所，蘭州 730000）

關(guān)鍵字：空間站；主動(dòng)電位控制系統(tǒng)；懸浮電位；地面模擬試驗(yàn)

0 引言

宇宙中存在大量等離子體，當(dāng)航天器在軌運(yùn)行時(shí)，表面材料將與空間環(huán)境相互作用[1]，相對(duì)于等離子體形成很高的結(jié)構(gòu)電位。國(guó)際空間站太陽電池陣供電電壓為160 V，根據(jù)專門為其開發(fā)的模型計(jì)算，在不采取任何電位控制措施的情況下，其本體電位會(huì)達(dá)到-120～-140 V[2-5]，帶電效應(yīng)產(chǎn)生的靜電放電給交會(huì)對(duì)接帶來影響，并對(duì)航天員出艙安全構(gòu)成威脅[6]。我國(guó)空間站運(yùn)行于傾角為42°、高度為350～450 km的軌道，該軌道處于地球電離層的F2區(qū)，該區(qū)域充滿了大量高密度低溫等離子體。由于空間站采用了100 V大功率太陽電池陣，太陽電池陣上裸露的正電極電位高于等離子體電位，將從等離子體環(huán)境中吸收電子，引起空間站結(jié)構(gòu)電位（相對(duì)于空間等離子體）升高，同時(shí)，空間站由于尺寸較大，其結(jié)構(gòu)切割地磁場(chǎng)也會(huì)在空間站的兩端產(chǎn)生感應(yīng)電勢(shì)，此兩種電位疊加在一起會(huì)造成空間站結(jié)構(gòu)具有較高的電位，從而對(duì)艙外活動(dòng)中的宇航員生命造成威脅。因此，必須對(duì)空間站結(jié)構(gòu)電位進(jìn)行測(cè)量和控制，以保障空間站任務(wù)的完成。

我國(guó)空間站的結(jié)構(gòu)電位控制功能由主動(dòng)電位控制系統(tǒng)和電推進(jìn)系統(tǒng)共同完成，其中，電推進(jìn)子系統(tǒng)由3臺(tái)單機(jī)組成，為主動(dòng)電位控制系統(tǒng)提供0.2 MPa的穩(wěn)定氙氣，主動(dòng)電位控制系統(tǒng)由5臺(tái)單機(jī)組成，其功能是在航天員出艙時(shí)開展空間站表面懸浮電位主動(dòng)控制和測(cè)量。通過其空心陰極組件的熱電子發(fā)射極發(fā)射電子，轟擊氙氣產(chǎn)生電子束流。發(fā)射電子束流為空間站與空間等離子體環(huán)境間提供一種低阻抗通路，從而控制空間站懸浮電位在-37 V以內(nèi)。為在地面完整模擬空間電位的測(cè)量和控制功能，驗(yàn)證主動(dòng)電位控制系統(tǒng)和電推進(jìn)系統(tǒng)之間的接口關(guān)系，有必要開展系統(tǒng)間聯(lián)試，保證在軌時(shí)兩個(gè)系統(tǒng)之間完全匹配，共同完成航天員出艙時(shí)的電位控制工作。

1 系統(tǒng)組成與連接關(guān)系

1.1 主動(dòng)電位控制系統(tǒng)組成

主動(dòng)電位控制系統(tǒng)由空心陰極發(fā)射器、電位控制電源單元（簡(jiǎn)稱電源單元）、電位控制管理單元（簡(jiǎn)稱管理單元）、電位控制供給單元（簡(jiǎn)稱供給單元）以及電位檢測(cè)探頭組成。電位檢測(cè)探頭（1臺(tái)）和空心陰極發(fā)射器（2臺(tái)）在艙外，供給單元在核心艙資源艙內(nèi)，其余單機(jī)在核心艙密封艙內(nèi)。各單機(jī)通過穿艙電纜和氣路與艙內(nèi)的其他單元連接。主動(dòng)電位控制系統(tǒng)各單機(jī)間在空間站上的連接示意圖如1所示。

圖1 空間站主動(dòng)電位控制系統(tǒng)組成框圖Fig.1 Composition block diagram of space station active potential control system

其中管理單元、供給單元、電源單元均采用A、B機(jī)設(shè)計(jì)，并且A、B機(jī)相互獨(dú)立。電位檢測(cè)探頭由調(diào)理電路模塊和探頭模塊兩部分組成，調(diào)理電路模塊采用熱備份方式設(shè)計(jì)（調(diào)理電路模塊A機(jī)代表主份，調(diào)理電路模塊B機(jī)代表備份），探頭模塊采用單機(jī)設(shè)計(jì)，由調(diào)理電路模塊A（B）控制。由單機(jī)中所有A機(jī)組成A支路，B機(jī)組成B支路。

1.2 電推進(jìn)系統(tǒng)組成

電推進(jìn)子系統(tǒng)與主動(dòng)電位控制子系統(tǒng)僅存在氣路接口、無電和熱接口，聯(lián)試過程中僅需用到電推進(jìn)子系統(tǒng)的控制器、貯氣模塊1和壓力調(diào)節(jié)模塊，通過電推進(jìn)子系統(tǒng)控制器調(diào)節(jié)緩沖氣罐內(nèi)的壓力，達(dá)到給主動(dòng)電位控制子系統(tǒng)提供具有額定壓力的氙氣供應(yīng)。

電推進(jìn)子系統(tǒng)向主動(dòng)電位控制子系統(tǒng)提供0.2 MPa±7%的氙氣，該控制由電推進(jìn)子系統(tǒng)控制器實(shí)現(xiàn)，并通過壓力調(diào)節(jié)模塊供應(yīng)到主動(dòng)電位控制子系統(tǒng)。

2 試驗(yàn)系統(tǒng)

電推進(jìn)與主動(dòng)電位控制聯(lián)試系統(tǒng)如圖2所示。其中，空心陰極發(fā)射器2臺(tái)，位于真空罐內(nèi)；其它參試設(shè)備及地面設(shè)備位于真空罐外。

空心陰極發(fā)射器在真空罐內(nèi)絕緣安裝，真空罐連接大地，罐體電位等效空間站在軌時(shí)的遠(yuǎn)端等離子體的電位。主動(dòng)電位控制子系統(tǒng)所有參試器上產(chǎn)品外殼統(tǒng)一接基準(zhǔn)地平面（空間站艙體結(jié)構(gòu)地）、基準(zhǔn)地平面與大地絕緣（如圖2所示），電位控制子系統(tǒng)地檢設(shè)備通220 V隔離器與市電物理隔離，電推進(jìn)參試產(chǎn)品及地面設(shè)備通過氣路絕緣器與電推進(jìn)子系統(tǒng)絕緣。

圖2 電推進(jìn)與主動(dòng)電位控制聯(lián)試系統(tǒng)圖Fig.2 Scheme of joint test system for electric propulsion system and active potential control system

3 試驗(yàn)結(jié)果

3.1 電推進(jìn)子系統(tǒng)與主動(dòng)電位控制系統(tǒng)接口匹配性分析

電推進(jìn)系統(tǒng)與主動(dòng)電位控制系統(tǒng)的接口為供氣接口，在聯(lián)試中，通過電推進(jìn)控制器地面測(cè)試系統(tǒng)和主動(dòng)電位控制系統(tǒng)入口的壓力傳感器共同對(duì)供氣進(jìn)行監(jiān)測(cè)，經(jīng)過比對(duì)，電推進(jìn)系統(tǒng)出口壓力和主動(dòng)電位控制系統(tǒng)兩路入口壓力的誤差值最大為0.002 MPa，誤差為1%，為壓力表自身的測(cè)量誤差，電推進(jìn)系統(tǒng)的輸出壓力與主動(dòng)電位控制系統(tǒng)的輸入壓力相等。

3.2 子系統(tǒng)連續(xù)點(diǎn)火試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

全系統(tǒng)在供電電壓100 V、氙氣氣源壓力0.2 MPa±7%情況下對(duì)點(diǎn)火后連續(xù)工作能力進(jìn)行考核，考核時(shí)間均為每個(gè)工況0.5 h。在軌飛行時(shí)，要求主動(dòng)電位控制系統(tǒng)點(diǎn)火成功并將懸浮電位成功控制到37 V以內(nèi)，減去切割磁感線形成的感應(yīng)電動(dòng)勢(shì)15.6 V，要求聯(lián)試時(shí)將懸浮電位控制到-21.4 V以內(nèi)，按照飛行程序，出艙前1 h進(jìn)行主動(dòng)電位控制系統(tǒng)點(diǎn)火及懸浮電位監(jiān)測(cè)，因此要求點(diǎn)火成功后1 h內(nèi)懸浮電位降至-21.4 V內(nèi)。對(duì)比6次點(diǎn)火試驗(yàn)數(shù)據(jù)，點(diǎn)火成功到鉗位電壓降至-21.4 V以內(nèi)的時(shí)間最長(zhǎng)為80 s，其余工況點(diǎn)火成功到鉗位電壓降至-21.4 V以內(nèi)用時(shí)均在10 s內(nèi)，懸浮電位穩(wěn)定在-16.7 V，滿足在軌使用要求。由圖3可見，全系統(tǒng)聯(lián)試中，主動(dòng)電位控制系統(tǒng)控制能力良好，系統(tǒng)自主電位控制行為與設(shè)計(jì)一致。

3.3 管路氣體平衡時(shí)間分析

電推進(jìn)系統(tǒng)和主動(dòng)電位控制系統(tǒng)聯(lián)試中的管路長(zhǎng)度、管徑狀態(tài)均與在軌狀態(tài)一致，從電推進(jìn)系統(tǒng)出口到主動(dòng)電位控制系統(tǒng)中的空心陰極發(fā)射器管路長(zhǎng)度最長(zhǎng)為11 m，在聯(lián)試中對(duì)氣路平衡時(shí)間進(jìn)行了摸底。

圖3 全系統(tǒng)工作時(shí)懸浮電位圖Fig.3 Suspension potential at system-wide operation

將主動(dòng)電位控制系統(tǒng)中的供給單元入口和出口四個(gè)閥門關(guān)閉后，進(jìn)行了10 h連續(xù)抽真空，將真空艙及管路中的壓力保持在4×10-4Pa，此時(shí)對(duì)管路通氣，分別建立A/B支路的管路平衡時(shí)間，A支路為288 s，B支路為239 s，點(diǎn)火程序中設(shè)置中氣路平衡時(shí)間預(yù)留6 min。A支路和B支路工作中真空艙壓力變化曲線如圖4和圖5所示，在362 s時(shí)增大加熱電流，482～492 s時(shí)打開陽極電源，497～507 s時(shí)打開點(diǎn)火電源，507～867 s時(shí)達(dá)到設(shè)計(jì)要求點(diǎn)火成功。

圖4 A支路真空艙壓力變化曲線Fig.4 Pressure conversion curve of Abranch vacuum chamber

圖5 B支路真空艙壓力變化曲線Fig.5 Pressure conversion curve of B branch vacuum chamber

由圖4、圖5可見，點(diǎn)火成功時(shí)真空度升高，這與真空度測(cè)量?jī)x器的工作原理有關(guān)。測(cè)量真空度的儀器為電離規(guī)，電離規(guī)的工作原理是通過電離真空艙內(nèi)的中性原子產(chǎn)生離子電流，通過離子電流換算為壓度?？招年帢O發(fā)射器點(diǎn)火成功時(shí)的放電效應(yīng)使真空艙內(nèi)的中性原子的電離度升高，即電離規(guī)收集到的離子電流中的一部分是空心陰極放電產(chǎn)生的離子的貢獻(xiàn)，因此壓力升高。

4 結(jié)論

針對(duì)空間站航天員出艙時(shí)需將懸浮電位控制到人體安全電壓37 V以內(nèi)的需求，由電推進(jìn)系統(tǒng)供氣，用地面真空艙體模擬空間100 V高壓懸浮電位，啟動(dòng)主動(dòng)電位控制系統(tǒng)并對(duì)電位進(jìn)行監(jiān)測(cè)，試驗(yàn)結(jié)果表明，在10 s內(nèi)主動(dòng)電位控制系統(tǒng)將懸浮電位控制到安全電壓范圍內(nèi)，電壓穩(wěn)定時(shí)間遠(yuǎn)小于飛行程序中的航天員出艙準(zhǔn)備時(shí)間，為在軌啟動(dòng)流程提供了重要的支持，滿足航天員出艙要求。通過試驗(yàn)全面的驗(yàn)證了航天員出艙過程中電位控制系統(tǒng)的功能和性能，并獲取了系統(tǒng)間的管路平衡時(shí)間。后續(xù)隨著主動(dòng)電位控制的在軌成功應(yīng)用，將首次實(shí)現(xiàn)我國(guó)懸浮電位控制與實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)的一體化技術(shù)。