SMILE 衛(wèi)星的表面充電效應*

許亮亮 蔡明輝2)? 楊濤 韓建偉2)

1) (中國科學院國家空間科學中心, 北京 100190)

2) (中國科學院大學, 北京 100049)

1 引 言

航天器在軌運行時, 會穿越空間等離子體環(huán)境, 環(huán)境中的帶電粒子與航天器表面的材料相互作用, 導致航天器表面充電, 這就是表面充電效應[1?3].表面充電效應與多種因素有關, 包括等離子體環(huán)境、光照、航天器設計等. 不同的等離子體環(huán)境下,離子種類、離子和電子密度、溫度各不相同, 將使航天器充入不同的表面電位. 表面充電有帶正電和帶負電兩種情況. 航天器處于陰影區(qū)時, 由于沒有光電子的發(fā)射, 表面會積累大量的負電荷, 在極端惡劣等離子體環(huán)境下表面電位可達–10000 V 量級[4].即使有光照時, 地球靜止軌道(geosynchronous orbit, GEO)極端惡劣等離子體環(huán)境下表面充電也能達到–70 V[5]甚至 > –2000 V[6]. 經(jīng)驗表明, 當電介質材料相對于臨近暴露導體電位超過500 V,就可能發(fā)生靜電放電. 這可能會影響太陽電池帆板、外部導線和裸露的探測器等的工作, 甚至導致它們的燒毀[7,8]. 日本ADEOS II(advanced earth observation satellite)衛(wèi)星的失效就被認為是表面充電導致電源線之間產(chǎn)生弧光放電引起的[9]. 另一方面, 在周圍等離子體密度溫度較低的極其稀薄的磁尾瓣和太陽風等離子體環(huán)境下, 或者光照下光電子發(fā)射占據(jù)統(tǒng)治地位時, 表面材料將帶有一定的正電位, 會對部分載荷的科學探測造成影響. 在光照下, 航天器表面的典型充電電位, 太陽風環(huán)境下為>+5—+10 V[10,11], 磁尾瓣環(huán)境下為+15—+100 V[10,11]. GEOS 衛(wèi)星和ISEE 衛(wèi)星觀測到, 極低密度(< 0.1 cm–3)等離子體環(huán)境, 如地球磁尾瓣中, 航天器充電可以超過+50 V[12]. 同樣環(huán)境下的Geotail 衛(wèi)星表面電位則可達到+70 V[10]. 因此, 衛(wèi)星設計時, 對其表面充電風險的評估十分重要. 使用計算機對航天器的表面充電效應仿真是評估風險的有效方法之一. 歐空局的SPIS(spacecraft plasma interaction system)使 用 粒 子 分 室 法(particle-in-cell, PIC)模擬不同環(huán)境下航天器的表面充電效應, 是一款開源軟件, 可用于計算不同軌道航天器的表面充電[13?25].

“太陽風-磁層相互作用全景成像”(solar wind magnetosphere ionosphere link explorer, SMILE)衛(wèi)星是一顆中歐合作的航天器, 在軌運行將遭遇電離層等離子體、磁層等離子體和太陽風等離子體等多種等離子體環(huán)境, 產(chǎn)生不同的表面充電效應. 低能離子分析儀(low-energy ion analyzer, LIA)是SMILE 衛(wèi)星上的關鍵儀器, 會實時地就地測量地球附近的太陽風、磁鞘以及磁層里的低能離子. 當SMILE 表面帶正電時, 將對LIA 的工作產(chǎn)生影響.為了保證LIA 測量數(shù)據(jù)的準確, 要求SMILE 衛(wèi)星的表面電位不能超過+30 V. SMILE 衛(wèi)星表面結構復雜, 為了更真實地分析表面充電效應對其在軌運行可能帶來的影響, 我們用SPIS 建立了精細的模型對其進行了多種等離子體環(huán)境下的仿真模擬.通過對仿真結果中航天器表面電流和表面電位的分析, 評估不等量帶電帶來的靜電放電風險并分析材料的二次電子發(fā)射系數(shù), 研究二次電子發(fā)射對表面充電的影響.

2 模 型

2.1 表面充電效應理論模型

航天器處于等離子體環(huán)境中時, 環(huán)境中的離子、電子入射航天器, 它們又分別與航天器材料表面作用產(chǎn)生二次電子發(fā)射, 同時電子入射還會帶來背散射電子, 在有光照的情況下, 光與材料相互作用還會激發(fā)光電子. 這樣一個過程可以由電流平衡基本方程描述[26]:

其中It是航天器表面的總電流;Ie(V) 是航天器相對等離子體環(huán)境電勢為V時的入射電子電流;Ii(V)是入射離子電流;Is(V) 是總二次電子(包括二次電子和背散射電子)發(fā)射電流;Iph(V) 是光電子電流. 當達到平衡態(tài)時,It=0 . 根據(jù)軌道運動受限模型[27?30], 可以計算出, 在陰影區(qū), 僅考慮離子和電子入射時, 航天器表面電位的量級為~ –10000 V.如果考慮二次電子發(fā)射, 那么航天器表面的電子會變少, 充電電位會減弱[31?34]. 有研究表明, 二次電子和背散射電子在衛(wèi)星表面材料KAPT 的充電電位中約占25%[34].

SPIS 中用PIC 的方法模擬電流平衡過程中等離子體環(huán)境與航天器的相互作用, 該過程用Vlasov-Poisson 方程[35]來描述. 實際計算中, 出于計算資源和計算時長的限制, 并不對每一個實際粒子逐個計算, 因此PIC 引入宏觀粒子的概念, 每一個宏觀粒子代表一定速度范圍內的一群真實粒子,其運動方程為[35]

式中,Ma是宏觀粒子質量;Qa是宏觀粒子電荷;vn是其運動速度;E,B為環(huán)境中電場和磁場;rn為宏觀粒子質心位置;φ是電勢;r是電荷密度;ε0是真空介電常數(shù).

運動方程求得的宏觀粒子運動狀態(tài)可換算為相應的電流, 結合(1)式中It=0 時的電流平衡條件, 即可得到航天器的表面充電電位、周圍電場分布等.

2.2 幾何建模

SMILE 衛(wèi)星的模型如圖1 所示. 模型包括: 載荷倉, 為邊長為1 m 的立方體; 推進器, 為位于載荷倉下的梯形臺, 垂直高度為1.375 m, 底面邊長為1.64 m; 六塊太陽電池帆板, 載荷倉兩側各三塊,長為1.1 m, 寬為0.88 m, 每一塊帆板分割成12 條并行排列、相互間距為1 mm 的條形面; 伸桿天線,一端位于載荷倉-X 面的圓柱體, 半徑為0.06 m,長為3 m; 安裝在載荷倉與推進器表面的LIA、星敏、測控天線等, 具體如表1 所列.

表1 中材料的縮寫對應為: 銦錫氧化膜材料(Indium Tin Oxide, ITO);聚 酰 亞 胺(kapton,KAPT); 碳纖維增強復合材料(carbon fiber reinforced plastic, CFRP); 多氯化聯(lián)二苯-Z 白漆(polychlorinated biphenyl-Z, PCBZ); 鋁(Al). 光照條件仿真過程中太陽光從–X方向入射, 衛(wèi)星姿態(tài)始終保持–X面朝向太陽.

圖1 SMILE 衛(wèi)星模型圖. 紅綠藍三個軸分別為x, y, z 方向Fig. 1. The model of SMILE. The red, green and blue axes are in the x, y, z direction, respectively.

表1 SMILE 衛(wèi)星模型電路節(jié)點、表面材料及電路設置Table 1. Design of nodes, surface materials and circuits of SMILE model.

2.3 等離子體環(huán)境參數(shù)

SMILE 衛(wèi)星運行軌道包括太陽同步軌道(sun-synchronous orbit, SSO, 700 km, 98.2°)和高 傾 角 大 橢 圓 軌 道(high elliptic orbit, HEO,5000 km × 19 Re, 98.2°或67°). 其中, SSO 可能遭遇的等離子體環(huán)境主要是電離層等離子體和極區(qū)沉降粒子, 由于SSO 軌道不做科學任務觀測且表面充電風險較低, 故不進行三維表面充電的仿真分析. HEO 軌道可能遭遇的等離子體環(huán)境主要包括磁層等離子體和太陽風等離子體, 其中磁層等離子體環(huán)境可對SMILE 衛(wèi)星表面材料造成負高電位的充電風險. 根據(jù)歐空局的空間環(huán)境手冊ECSSE-ST-10-04 C, 對于負電風險分析一般采用GEO極端惡劣等離子體環(huán)境進行表面充電評估. 為評估LIA 遭遇的正電位風險, 取最惡劣的磁尾瓣等離子體環(huán)境進行模擬. 所以共進行磁尾瓣等離子體、太陽風等離子體、GEO 極端惡劣等離子體共三種等離子體環(huán)境下的模擬, 三種環(huán)境的參數(shù)如表2 所列.

表2 等離子體環(huán)境參數(shù)Table 2. Parameters of various plasma environment.

3 仿真結果

陰影區(qū)時, 磁尾瓣等離子體、太陽風等離子體、極端惡劣等離子體環(huán)境下的航天器平均表面電位及表面電流隨時間的變化分別如圖2 和圖3 所示. 因為航天器表面進行了等電位處理, 各節(jié)點間電位差很小, 所以僅選取一個節(jié)點展示表面電位隨時間的變化. 同時為了對比陰影區(qū)和光照下的充電情況, 選取正對太陽光入射方向的節(jié)點4 作為代表.

由圖2 至圖4 可以看出, 在陰影區(qū), 仿真的最終時刻, 磁尾瓣等離子體環(huán)境下表面材料電位(由于伸桿天線電位對航天器整體影響較小, 因此不考慮其表面電位, 以下討論同樣如此)約+5.5 V 左右;太陽風等離子體環(huán)境下表面材料電位約–25.3 V 左右; 極端惡劣等離子體環(huán)境下表面材料電位約–8582 V 左右. 其中, 只有磁尾瓣等離子體環(huán)境下充電電位為正. 仿真的結果中, 磁尾瓣、太陽風和極端惡劣等離子體環(huán)境下航天器表面最大電位差分別為0.007, 0.005 和1.022 V, 沒有發(fā)生靜電放電的風險.

圖3 顯示的是陰影區(qū)多種等離子體環(huán)境下節(jié)點4 各表面充電電流隨時間的變化. 從圖3 可以看到, 在陰影區(qū), 三種等離子體環(huán)境下都是入射電子電流和二次電子電流在電流平衡過程中起主要作用. 進一步分析電子產(chǎn)生的二次電子發(fā)射系數(shù), 定義如下:

其中,Ise是二次電子電流(電子). 根據(jù)圖3 的結果, 平衡時, 磁尾瓣、太陽風和GEO 極端惡劣等離子體環(huán)境下節(jié)點4 的ITO 面的二次電子發(fā)射系數(shù)分別為1.96, 0.11 和0.46. 有實驗測得[31], 入射電子能量為1—5 keV 范圍內ITO 二次電子發(fā)射系數(shù)從3.5 逐漸降低至1. 而上述三種等離子體環(huán)境電子能量分別為180, 10 和27.5 keV(成分2)均不在其實驗范圍內. 結合典型的二次電子發(fā)射系數(shù)曲線, 仿真結果得到的二次電子發(fā)射系數(shù)符合典型曲線, 且可以推知, ITO 材料的二次電子發(fā)射系數(shù)最大值δmax在入射電子能量180—1 keV 之間. 本文的仿真結果可以作為ITO 材料二次電子發(fā)射系數(shù)實驗曲線的有效補充.

光照下, 磁尾瓣等離子體、太陽風等離子體和極端惡劣等離子體環(huán)境下的航天器平均表面電位及表面電流隨時間的變化曲線分別如圖4 和圖5所示.

圖2 陰影區(qū)節(jié)點4 的平均表面電位 (a) 磁尾瓣等離子體環(huán)境; (b) 太陽風等離子體環(huán)境; (c) GEO 極端惡劣等離子體環(huán)境Fig. 2. Average surface potential on node 4 on the eclipse: (a) The magnetic tail lobes plasma; (b) the solar wind plasma; (c) the GEO worst case plasma.

圖3 陰影區(qū)節(jié)點4 的表面電流 (a) 磁尾瓣等離子體環(huán)境; (b) 太陽風等離子體環(huán)境; (c) GEO 極端惡劣等離子體環(huán)境Fig. 3. Surface current on node 4 on the eclipse; (a) The magnetic tail lobes plasma; (b) the solar wind plasma; (c) the GEO worst case plasma.

圖4 光照下節(jié)點4 的平均表面電位 (a) 磁尾瓣等離子體環(huán)境; (a) 太陽風等離子體環(huán)境; (c) GEO 極端惡劣等離子體環(huán)境Fig. 4. Average surface potential on node 4 under sun illumination: (a) The magnetic tail lobes plasma; (b) the solar wind plasma;(c) the GEO worst case plasma.

圖5 光照下節(jié)點4 的表面電流 (a) 磁尾瓣等離子體環(huán)境; (b) 太陽風等離子體環(huán)境; (c) GEO 極端惡劣等離子體環(huán)境Fig. 5. Surface current on node 4 under sun illumination: (a) The magnetic tail lobes plasma; (b) the solar wind plasma; (c) the GEO worst case plasma.

如圖4 所示, 在光照下, 仿真的最終時刻, 磁尾瓣等離子體、太陽風等離子體和極端惡劣等離子體環(huán)境下表面材料電位分別約為+14, +6 和–725 V. 三種環(huán)境中, 表面電位平衡后, 航天器表面正電位均未超過+30 V, 不會對LIA 的工作產(chǎn)生明顯影響. 航天器表面各節(jié)點間最大電位差為: 磁尾瓣等離子體環(huán)境下1.1 V, 太陽風等離子體環(huán)境下1.2 V, 極端惡劣等離子體環(huán)境下13.3 V, 不會發(fā)生靜電放電. 幾種等離子體環(huán)境下航天器表面各節(jié)點間最大電位差都不大的原因是衛(wèi)星表面做了等電位處理, 使得帶電粒子可以在各節(jié)點間較快轉移. 從圖4 可以看到, 光照下磁尾瓣等離子體環(huán)境中, 600—1000 s 和1300—1800 s 的時間段內, 表面電位會超過+30 V, 因此LIA 在磁尾瓣等離子體環(huán)境下工作時, 有可能受影響, 為保證測量的準確,需要等表面電位平衡后進行測量.

圖5 顯示了光照下多種等離子體環(huán)境中節(jié)點4 各表面充電電流隨時間的變化. 從圖5 可以看到,三種等離子體環(huán)境下, 光電子電流都占據(jù)統(tǒng)治地位, 且由于光照環(huán)境大致相同, 三種環(huán)境下的光電子電流大小接近.

4 結 論

通過SPIS 對SMILE 衛(wèi)星在磁尾瓣等離子體、太陽風等離子體和極端惡劣等離子體三種不同環(huán)境下表面充電效應的仿真, 可以得出以下結論:

1)現(xiàn)在的模型設計及電路設置下, 表面充電效應不會給航天器運行帶來不等量帶電的靜電放電風險;

2)陰影區(qū)只有磁尾瓣等離子體環(huán)境中表面充電為正電位, 且未超過+30 V, 滿足SMLIE 衛(wèi)星LIA 載荷科學探測需求;

3)有光照時, 磁尾瓣等離子體、太陽風等離子體環(huán)境下SMILE 衛(wèi)星均帶正電, 分別為+14 V 左右和+6 V 左右, 也未超過+30 V;

4)各種等離子體環(huán)境下, SMILE 衛(wèi)星表面電位最大值多出現(xiàn)在太陽電池帆板ITO 面, 最小值多在太陽電池帆板CFRP 面, 這是因為模型電路設置中, 只有這里存在電阻差異. 最大電位差為13.3 V, 出現(xiàn)在陰影區(qū)GEO 極端惡劣等離子體環(huán)境下, 不會發(fā)生靜電放電;

5)各種等離子體環(huán)境下, 總二次電子發(fā)射, 包括二次電子發(fā)射和背散射電子, 對表面充電有很大的影響;

6)有光照時, 在仿真的三種等離子體環(huán)境中,光電子發(fā)射都在表面充電中占據(jù)統(tǒng)治地位;

7)結合實驗數(shù)據(jù)可以推知, ITO 材料的二次電子發(fā)射系數(shù)最大值δmax在入射電子能量180—1 keV 之間.