空間站電位主動(dòng)控制及在軌應(yīng)用

秦曉剛，楊生勝，史 亮，劉海波，胡向宇，孫迎萍，王 棟，鄭元浩

(蘭州空間技術(shù)物理研究所真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，蘭州 730000)

1 引言

航天器充放電效應(yīng)，又稱(chēng)航天器帶電效應(yīng)，是指航天器與空間等離子體、高能電子、地磁場(chǎng)和太陽(yáng)輻射等環(huán)境相互作用而發(fā)生的靜電電荷積累及泄放過(guò)程。航天器充放電效應(yīng)通常會(huì)產(chǎn)生災(zāi)難性的故障，嚴(yán)重影響航天器安全運(yùn)行。如1973年，美國(guó)國(guó)防通信衛(wèi)星DSCS-II(9431)由于電纜表面充電電壓超出電纜擊穿閾值，通訊系統(tǒng)供電電纜擊穿，導(dǎo)致衛(wèi)星失效；法國(guó)通信衛(wèi)星Telecom-1B由于放電電流(瞬時(shí)值達(dá)幾十安培)耦合到衛(wèi)星內(nèi)部，導(dǎo)致衛(wèi)星主備份姿控計(jì)算機(jī)均發(fā)生故障，衛(wèi)星失效。因此，有必要研究航天器帶電產(chǎn)生機(jī)理及其防護(hù)方法。

國(guó)外從20世紀(jì)70年代開(kāi)始，實(shí)施了龐大的研究計(jì)劃，發(fā)射了SCATHA和CRRES等專(zhuān)門(mén)的實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星，編制了NASCAP和SPIS等帶電仿真分析軟件，制定了充放電防護(hù)設(shè)計(jì)規(guī)范，對(duì)不同軌道航天器充放電效應(yīng)及其防護(hù)方法進(jìn)行了研究。目前，中國(guó)的充放電效應(yīng)研究主要集中在中高軌道，對(duì)于低軌道航天器在電離層中稠密等離子體環(huán)境中的充放電效應(yīng)研究較少，對(duì)其充電機(jī)理認(rèn)識(shí)不清楚，缺乏相應(yīng)的防護(hù)方法。

中國(guó)空間站建設(shè)是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，采用了大量的新技術(shù)，同時(shí)也帶來(lái)了新的空間環(huán)境效應(yīng)問(wèn)題，其中電位主動(dòng)控制也是關(guān)鍵問(wèn)題。本文將首先分析空間站充電產(chǎn)生的危害，提出其電位控制需求；然后，研究空間站充電機(jī)理，分析其電位控制方法；在此基礎(chǔ)上，研究電位主動(dòng)控制工作機(jī)制，建立衛(wèi)星電位自適應(yīng)主動(dòng)控制解析模型。借鑒國(guó)際空間站采用的空心陰極發(fā)射電子的電位主動(dòng)控制方法，建立空心陰極電子發(fā)射特性物理模型，研究空心陰極電子發(fā)射特性，并利用中國(guó)空間站的搭載機(jī)會(huì)，獲取在軌測(cè)試數(shù)據(jù)，驗(yàn)證電位主動(dòng)控制方法。

2 空間站電位控制需求

中國(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(mǎn)了大量高密度低溫等離子體。由于空間站采用了高壓(大于55 V)大功率太陽(yáng)電池陣，太陽(yáng)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，會(huì)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)在航天器的兩端產(chǎn)生感應(yīng)電勢(shì)，此2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)中的航天員生命、空間交會(huì)對(duì)接、航天器熱控系統(tǒng)和能源系統(tǒng)的安全產(chǎn)生重要影響。

1)出艙活動(dòng)(Extra Vehicular Activity，EVA)中對(duì)航天員的電擊?？臻g站將采用高壓太陽(yáng)陣，在空間等離子體環(huán)境中，最高將會(huì)產(chǎn)生太陽(yáng)電池陣工作電壓90%左右的結(jié)構(gòu)電位，而航天服外部暴露有大面積的金屬，并與航天員的身體連接，這些金屬懸浮于空間等離子體環(huán)境中，在低能電子的充電下，會(huì)充電至-1～-2 V的低電位。同時(shí)，為了保證航天員能夠在各種EVA配置下工作，航天服上的不銹鋼安全帶將接地到空間站的結(jié)構(gòu)上，此部分為高電壓。而根據(jù)NASA飛行醫(yī)生研究表明，當(dāng)空間站的結(jié)構(gòu)電位超過(guò)-40 V時(shí)，電流將通過(guò)汗液使航天員致死(40 V是人體觸電電流的驅(qū)動(dòng)電勢(shì))，因此國(guó)際空間站把艙體對(duì)EVA航天員放電列為致命性危害。

2)空間站對(duì)接時(shí)放電的危害。在空間站對(duì)接時(shí)，2個(gè)航天器電源系統(tǒng)不同，空間站通常采用了高壓太陽(yáng)電池陣，而載人飛船一般采用低壓太陽(yáng)陣，通過(guò)太陽(yáng)陣與空間等離子體的相互作用，2個(gè)航天器結(jié)構(gòu)將產(chǎn)生不同的電位，對(duì)接時(shí)造成的靜電放電可能會(huì)對(duì)空間站的電子系統(tǒng)造成危害。

3)陽(yáng)極化熱控涂層的擊穿?？臻g站表面有大面積的鋁質(zhì)陽(yáng)極化熱控涂層，此涂層在空間等離子體環(huán)境中的表面電位一般處于低電壓。當(dāng)空間站結(jié)構(gòu)由于高壓太陽(yáng)電池產(chǎn)生的高電壓超過(guò)鋁質(zhì)陽(yáng)極化熱控涂層的擊穿強(qiáng)度，會(huì)導(dǎo)致空間站結(jié)構(gòu)與空間等離子體間的電弧產(chǎn)生，最終破壞熱控系統(tǒng)。

4)高壓太陽(yáng)電池的靜電擊穿。由于空間站結(jié)構(gòu)帶較高的負(fù)電位，周?chē)入x子體環(huán)境中離子沉積在太陽(yáng)電池介質(zhì)表面，建立了從太陽(yáng)電池表面到結(jié)構(gòu)的電場(chǎng)。同時(shí)，離子撞擊金屬互聯(lián)等導(dǎo)體表面產(chǎn)生離子二次電子發(fā)射，二次發(fā)射電子撞擊玻璃蓋片側(cè)表面，由于蓋片表面的二次電子發(fā)射系數(shù)大于1，在蓋片側(cè)表面的電位和三角區(qū)域的電場(chǎng)逐漸加強(qiáng)。如果導(dǎo)體表面有微小突起或者存在缺陷，此處電場(chǎng)將會(huì)增強(qiáng)，直到觸發(fā)場(chǎng)增強(qiáng)電子發(fā)射(EFEE)事件，最終導(dǎo)致雪崩效應(yīng)引起高壓太陽(yáng)陣表面靜電放電事件。該類(lèi)事件將會(huì)導(dǎo)致部分太陽(yáng)電池?zé)龤?，從而引起空間站電源的功率損失。

目前，中國(guó)在航天器表面充放電效應(yīng)防護(hù)技術(shù)研究以被動(dòng)防護(hù)技術(shù)為主，主要包括采用防靜電薄膜、材料接地和選擇高二次電子發(fā)射系數(shù)的材料等，這些措施都是將航天器表面的充電電荷重新分配，從而消除航天器表面的不等量帶電效應(yīng)，但存在無(wú)法消除航天器結(jié)構(gòu)電位的問(wèn)題。為從根本上消除空間站的充放電問(wèn)題，必須采用主動(dòng)電位控制的方法，使其電位控制在安全電壓范圍內(nèi)。

3 空間站帶電機(jī)理研究

3.1 稠密等離子體環(huán)境充電

空間站采用高壓太陽(yáng)電池陣，太陽(yáng)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，使其主體結(jié)構(gòu)最高充電至太陽(yáng)能電池陣電壓負(fù)90%的電位。

根據(jù)高壓太陽(yáng)陣結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，金屬互連、玻璃蓋片和電池邊緣完全暴露在空間等離子體環(huán)境中，可以認(rèn)為太陽(yáng)陣的暴露金屬互聯(lián)和電池半導(dǎo)體邊緣相當(dāng)于一個(gè)浸入等離子體中的Langmuir探針。在正偏置電位作用下，裸露的金屬互連以及半導(dǎo)體部分可以從等離子體環(huán)境中收集電子電流。圖1所示為暴露在空間等離子體中太陽(yáng)電池陣的工作電壓對(duì)收集電流的影響?？梢钥闯觯?yáng)電池的工作電位是影響電流收集的一個(gè)重要因素。

圖1 正偏置電壓與收集電流關(guān)系Fig.1 Relationship between positive bias voltage and collection current

隨著太陽(yáng)電池陣工作電壓的提高，在其表面電場(chǎng)的作用下，等離子體中電子被加速與玻璃蓋片碰撞并產(chǎn)生二次發(fā)射電子。在一定的能量條件下，玻璃蓋片二次發(fā)射系數(shù)大于1，大量的二次發(fā)射電子在玻璃蓋片表面形成電子云鞘層，如圖2所示。當(dāng)與介質(zhì)材料相鄰的金屬表面的偏置電壓超過(guò)閾值電壓時(shí)，高壓太陽(yáng)陣表面鞘層的形成和玻璃蓋片表面二次電子發(fā)射影響將引起太陽(yáng)電池陣局部表面(包括絕緣體)的狀態(tài)就如同導(dǎo)體的特征，引起在很小的暴露區(qū)域上產(chǎn)生比較大的收集電流，導(dǎo)致高壓太陽(yáng)電流收集增強(qiáng)效應(yīng)的發(fā)生。除了二次電子發(fā)射效應(yīng)外，光電子電流也是一個(gè)不可忽略的效應(yīng)，由于光電子的發(fā)射，可以在電流收集區(qū)域產(chǎn)生更多的電子，從而使電流收集效應(yīng)增強(qiáng)。由于光電子發(fā)射，高壓太陽(yáng)電流收集增強(qiáng)效應(yīng)發(fā)生電位將低于二次電子發(fā)射系數(shù)曲線(xiàn)的第一交叉點(diǎn)電位，并且與等離子體密度和電子溫度相關(guān)。

圖2 電流收集增強(qiáng)效應(yīng)示意圖Fig.2 Schematic diagram of current collection enhancement effect

分析可以得出，高壓太陽(yáng)電流收集增強(qiáng)效應(yīng)是通過(guò)增加有效的電流收集面積和表面平均電位來(lái)增強(qiáng)電流收集。

3.2 地磁場(chǎng)誘導(dǎo)充電

在低軌道，地球的磁場(chǎng)強(qiáng)度為5×10T，空間站等大型航天器由于尺寸較大，其結(jié)構(gòu)切割地磁場(chǎng)也會(huì)在航天器的兩端產(chǎn)生感應(yīng)電勢(shì)。此感應(yīng)電勢(shì)可用×˙l計(jì)算得出，圖3為NASA采用EWB軟件計(jì)算的在ISS的12A號(hào)任務(wù)中由于地磁場(chǎng)產(chǎn)生的感應(yīng)電勢(shì)，可以看出國(guó)際空間站地磁場(chǎng)誘導(dǎo)充電電位最高可達(dá)-22 V。

圖3 EWB計(jì)算的ISS電勢(shì)Fig.3 ISS potential calculated by EWB

4 電位主動(dòng)控制理論研究

4.1 電位主動(dòng)控制的工作機(jī)制

航天器電位主動(dòng)控制的基本原理是利用等離子體發(fā)生裝置產(chǎn)生一定濃度的等離子體改變航天器的充電電流，即通過(guò)從航天器結(jié)構(gòu)釋放出電子及向航天器周?chē)鷩娚潆x子的方法，以達(dá)到控制航天器結(jié)構(gòu)和表面電位的目的。航天器電位由電流平衡決定。當(dāng)航天器發(fā)射帶電粒子流，其電流也將參與到電流平衡中。因此，發(fā)射電子流會(huì)使航天器帶正電位，而發(fā)射帶正電的離子流會(huì)使其帶負(fù)電位。如果粒子束電流比其它電流大得多，則該粒子束可以控制航天器電位。

航天器發(fā)射電子束，則總電流將包含發(fā)射電子束電流。對(duì)于發(fā)射電子束，電子向外發(fā)射，因此的符號(hào)(為正)與入射離子電流一致。電流平衡方程為式(1):

為了估計(jì)變化量Δ，假設(shè)入射離子電流與入射電子電流相比可以忽略不計(jì)?；谶@一假設(shè)，發(fā)射電子束時(shí)航天器的電流平衡方程(1)可以改為式(2):

對(duì)于麥克斯韋分布，二次電子和背散射電子的發(fā)射電子電流＜＋＞取決于充電電位。兩邊相減，得到式(3):

因此，隨著發(fā)射電子束增大，引起的航天器電位變化量Δ為式(4)所示:

4.2 空間站電位主動(dòng)控制方法

電位主動(dòng)控制采用國(guó)際空間站的方法，即通過(guò)其空心陰極組件的發(fā)射電子，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，從而降低和控制空間站懸浮電位在-40 V以?xún)?nèi)，使航天員出艙處于安全電位。

空心陰極組件由熱子、空心陰極和陽(yáng)極三大部分組成，如圖4所示。其核心是空心陰極，它是由陰極筒空腔和插入其內(nèi)的電子發(fā)射體組成的。陰極筒一端面有一小孔，朝向板狀的陽(yáng)極。當(dāng)繞在陰極筒外的熱子通電加熱時(shí)，陰極筒內(nèi)電子發(fā)射體的溫度升高到近1000℃，發(fā)射體發(fā)射出大量的熱電子，使陰極空腔中的氙氣發(fā)生電離，在陰極端面小孔處建立起放電，放電等離子體由小孔處延伸至整個(gè)空腔，從而耦合建立起空腔內(nèi)等離子體。由于小孔的氣阻作用，使得空腔內(nèi)的氙氣密度增高，初始電離的電子通過(guò)億萬(wàn)次的碰撞，其能量被迅速均分，從而在空腔內(nèi)形成低溫高密度等離子體。與此同時(shí)，陰極表面因很薄的粒子鞘層而形成的強(qiáng)電場(chǎng)導(dǎo)致陰極發(fā)射場(chǎng)致電子，且離子和亞穩(wěn)態(tài)受激原子對(duì)陰極的轟擊，使陰極表面溫度升高，導(dǎo)致陰極熱電子發(fā)射，在加熱子停止加熱時(shí)，仍可維持放電，從而陰極筒內(nèi)形成自持放電。空心陰極內(nèi)產(chǎn)生的大量電子在陽(yáng)極的作用下，向外噴出形成很強(qiáng)的電子束流。

圖4 空心陰極組件結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of hollow cathode assembly

4.3 電位主動(dòng)控制器發(fā)射特性計(jì)算

通過(guò)航天器表面電位的自適應(yīng)控制的動(dòng)態(tài)過(guò)程，航天器表面電位可以被鉗制在較低的水平，這就對(duì)控制器中等離子體源鉗位工作模式下的發(fā)射特性提出了嚴(yán)格要求，例如:國(guó)際空間站用等離子體接觸器需在偏置電壓20 V內(nèi)發(fā)射10 A電子電流，中國(guó)空間站用等離子體接觸器需在偏置電壓21 V內(nèi)發(fā)射5 A電子電流。因此需要建立模型對(duì)航天器主動(dòng)電位控制應(yīng)用中所允許的最高偏壓與發(fā)射電流之間的關(guān)系進(jìn)行預(yù)測(cè)和分析。

參考謝侃等的電動(dòng)力學(xué)繩系推力器模型來(lái)說(shuō)明航天器表面電位主動(dòng)控制過(guò)程中凈發(fā)射電流與偏置電壓之間的關(guān)系。如圖5所示，假設(shè)從控制器出來(lái)的離子和電子是從一個(gè)等離子體球形區(qū)域中產(chǎn)生的，且球?qū)ΨQ(chēng)地膨脹擴(kuò)散到周?chē)臻g等離子體中。模型分析區(qū)域?yàn)閳D中與之間的區(qū)域，為人為等離子體羽流與空間等離子體的接觸邊界。這里分析的是控制器陰極相對(duì)空間等離子體環(huán)境偏置負(fù)電壓時(shí)的情況，Δ表示負(fù)偏電壓的絕對(duì)值，表示負(fù)偏電壓的絕對(duì)值。根據(jù)以往的實(shí)驗(yàn)，模型入口前靠近控制器出口附近的等離子體電勢(shì)與等離子體源觸持極電勢(shì)(相對(duì)其陰極電勢(shì))相當(dāng)或略高。模型入口邊界處的等離子體電勢(shì)記為(參考環(huán)境電勢(shì))，并且滿(mǎn)足式(5)所示關(guān)系。

圖5 模型示意圖Fig.5 Schematic diagram of model

在該分析區(qū)域中不發(fā)生電離碰撞的情況下，需要考慮4種成分:控制器出口產(chǎn)生的電子和離子以及空間環(huán)境等離子體中的電子和離子。模型主要通過(guò)分析4種成分在空間電場(chǎng)中的對(duì)流行為來(lái)描述電位主動(dòng)控制過(guò)程。中等負(fù)偏壓的情況下，在～區(qū)域中，等離子體電勢(shì)將隨著距離的增加，逐漸由衰減到環(huán)境電勢(shì)0，如圖5所示。在這樣的電勢(shì)結(jié)構(gòu)中，人為等離子體中的離子將徑向擴(kuò)散到空間等離子中，而控制器出來(lái)的電子則被一定程度上阻止膨脹；空間等離子體中的離子會(huì)被排斥，而電子可以被控制器收集。球?qū)ΨQ(chēng)的泊松方程可以寫(xiě)成式(6):

式中，代表相對(duì)空間環(huán)境電勢(shì)為基準(zhǔn)的等離子體電勢(shì)，代表徑向距離，為單位電荷，為真空介電常數(shù)，表示處的接觸器離子數(shù)密度，表示空間離子數(shù)密度，表示接觸器出來(lái)的電子數(shù)密度，表示空間電子數(shù)密度。

電位主動(dòng)控制器自身可調(diào)控的工作狀態(tài)有觸持極電流/電壓、氙氣流量以及發(fā)射的人為等離子體能量等，這些參數(shù)的改變也可能會(huì)對(duì)控制器的發(fā)射特性產(chǎn)生影響，可利用球?qū)ΨQ(chēng)的泊松方程獲得。

4.3.1 觸持極電壓的影響

圖6為不同觸持極電壓下模型計(jì)算出的凈發(fā)射電流與偏置電壓之間的關(guān)系曲線(xiàn)，可以看出，觸持極電壓越小，在相同凈發(fā)射電流條件下偏置電壓越小。這是由于隨著觸持極電壓的減小，模型出口處等離子體電勢(shì)減小，電子泄放通道上等離子體數(shù)密度增大，導(dǎo)致等離子體電阻減小，所以要引出相應(yīng)的凈發(fā)射電流所需要的偏置電壓也會(huì)相應(yīng)減小。

圖6 觸持極電壓對(duì)發(fā)射特性的影響Fig.6 Influence of contact voltage on emission characteristics

4.3.2 氙氣流量的影響

等離子體源常用的氣體工質(zhì)是氙氣，不同氙氣流量也可能對(duì)發(fā)射特性產(chǎn)生影響。分析中引入推進(jìn)劑利用率，如式(7)所示。

式中，為推進(jìn)劑Xe的流量，對(duì)于空心陰極等離子體發(fā)射裝置，一般能達(dá)到15%～20%。這樣對(duì)于一個(gè)離子電流，就會(huì)對(duì)應(yīng)一個(gè)氙氣的流量值。在模型中通過(guò)改變，得到結(jié)果可以在一定程度上反應(yīng)氙氣流量的改變對(duì)控制器發(fā)射特性的影響。

圖7顯示了不同值對(duì)發(fā)射特性的影響，在相同鉗位電壓的條件下，增加離子束電流可以增加接觸器的凈發(fā)射電流。由此可見(jiàn)，增加氙氣流量也有助于增加主動(dòng)電位控制器的凈發(fā)射電流。這是由于較大的氙氣流量有助于增加等離子體源中工質(zhì)的外部電離，等離子體密度由于電離率的增加而增加，導(dǎo)致相同鉗位電壓的條件下凈發(fā)射電流的增加。在圖7的結(jié)果中這一規(guī)律反應(yīng)不明顯，是因?yàn)樵谀Ｐ徒⒅屑僭O(shè)與之間的區(qū)域不發(fā)生碰撞電離。

圖7 J＋p對(duì)發(fā)射特性的影響Fig.7 Influence of J＋p on emission characteristics

4.3.3 等離子體能量的影響

圖8為控制器出口處產(chǎn)生的離子的初始能量不同的情況下，其凈發(fā)射電流與偏置電壓之間的關(guān)系曲線(xiàn)，可以看出，相同凈發(fā)射電流條件下，隨著離開(kāi)控制器離子初始能量的降低，偏置電壓也會(huì)降低。這是由于控制器出來(lái)的離子束流有助于減輕空間充電對(duì)凈電子電流的限制，同時(shí)，離子初始能量的降低會(huì)使其初始速度減小，有利于增加出口處離子數(shù)密度，進(jìn)而增加了出口處電子數(shù)量。

圖8 離子能量對(duì)發(fā)射特性的影響Fig.8 Influence of ion energy on emission characteristics

5 空間站電位主動(dòng)控制系統(tǒng)

空間站電位主動(dòng)控制系統(tǒng)包括懸浮電位測(cè)量?jī)x與電位主動(dòng)控制器，其中懸浮電位監(jiān)測(cè)儀用于測(cè)量空間站結(jié)構(gòu)相對(duì)空間等離子體的電位，電位主動(dòng)控制器用于控制空間站的結(jié)構(gòu)電位。

空間站中，所有部位的結(jié)構(gòu)電位須通過(guò)電位主動(dòng)控制系統(tǒng)控制在-37 V之內(nèi)，由空間站結(jié)構(gòu)切割地磁場(chǎng)引起的誘導(dǎo)電位可以達(dá)到-16 V，這就要求電位主動(dòng)控制系統(tǒng)對(duì)空間等離子體電位的控制應(yīng)該在-21 V之內(nèi)，以滿(mǎn)足-37 V的安全極限。其工作原理如圖9所示。

圖9 電位主動(dòng)控制系統(tǒng)工作原理圖Fig.9 Working principle of potential active control system

懸浮電位測(cè)量?jī)x(FPP)是一個(gè)懸浮于等離子體環(huán)境中的球形鍍金探頭，用于測(cè)量空間站結(jié)構(gòu)懸浮電位，球形探頭與空間站結(jié)構(gòu)地之間絕緣，通過(guò)大于10Ω高阻抗連接。

電位主動(dòng)控制器通過(guò)建立低阻等離子體橋?qū)⒖臻g站電位控制到與等離子體電位相同。就空間站應(yīng)用而言，需要在很短的時(shí)間內(nèi)噴射出很強(qiáng)的電子流?？招年帢O不僅能迅速?lài)姵龈唠娮与娏?，而且能夠自己調(diào)節(jié)發(fā)射束流，因而成為空間應(yīng)用的最佳選擇。

電位主動(dòng)控制器主要包括空心陰極組件(PCU)、供電系統(tǒng)(PEU)、排氣管理系統(tǒng)(EMU)和數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)(DMS)4部分，其中PCU負(fù)責(zé)完成航天器電位主動(dòng)控制系統(tǒng)電子束流引出，從而完成整星電位控制功能?？招年帢O組件由空心陰極、帶加熱器的主管線(xiàn)、絕緣支架和陽(yáng)極組成，為了提高氙的電離效率。PCU的性能主要通過(guò)箝位電壓、陰極和陽(yáng)極之間的電壓電流、氙氣消耗率、對(duì)空間等離子體的凈發(fā)射電流、輸入功率等參數(shù)來(lái)描述。PEU是將空間站總線(xiàn)電源轉(zhuǎn)換成PCU運(yùn)行所需的各種電壓，包括陰極激活、放電觸發(fā)和保持、EMU控制等，其具體功能為:①將星上一次母線(xiàn)供電變換為空心陰極組件所需的4路供電；②提供各路供電輸出的電壓和電流遙測(cè)接口，供電控箱對(duì)其供電輸出狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控；③具備一次母線(xiàn)的短路保護(hù)及浪涌抑制功能；④具備各路供電獨(dú)立的加斷電控制功能。排氣管理系統(tǒng)負(fù)責(zé)提供空心陰極組件工作所需的工質(zhì)供應(yīng)，主要包括高壓氣體存儲(chǔ)罐、氙氣排放裝置、氣體反饋系統(tǒng)(管線(xiàn)、閥和調(diào)節(jié)器)，其具體功能為:①完成航天器電位主動(dòng)控制系統(tǒng)壽命期間的工質(zhì)貯存；②提供控制系統(tǒng)相關(guān)工質(zhì)通斷控制、壓力傳感及流量控制接口，從而閉環(huán)完成空心陰極組件工質(zhì)的供應(yīng)與斷開(kāi)及流量控制功能；③提供星上遙測(cè)處理設(shè)備高壓工質(zhì)存儲(chǔ)模塊溫度檢測(cè)接口，以便于星上對(duì)工質(zhì)貯存模塊進(jìn)行溫控。數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)通過(guò)采集懸浮電位監(jiān)測(cè)探頭信號(hào)完成對(duì)整星絕對(duì)電位測(cè)量，當(dāng)整星電位達(dá)到設(shè)定的閾值后，協(xié)調(diào)供氣系統(tǒng)及電源系統(tǒng)工作，提供空心陰極組件工作所需的供電及供氣條件，從而完成整星電位控制，同時(shí)通過(guò)與星上其他設(shè)備之間的通訊總線(xiàn)、開(kāi)關(guān)機(jī)及一次供電母線(xiàn)供電接口，實(shí)現(xiàn)航天器電位主動(dòng)控制系統(tǒng)與整星之間的供電、數(shù)據(jù)交換及開(kāi)關(guān)機(jī)和狀態(tài)信息交換，提供航天器主動(dòng)電位控制系統(tǒng)相關(guān)的遙測(cè)信號(hào)。

6 電位主動(dòng)控制系統(tǒng)在軌應(yīng)用

2021年4月29日電位主動(dòng)控制系統(tǒng)搭載于空間站核心艙天和一號(hào)，發(fā)射1 h后電位檢測(cè)探頭成功展開(kāi)，開(kāi)始整個(gè)系統(tǒng)在軌測(cè)試，國(guó)內(nèi)首次獲得了低軌道航天器電位在軌測(cè)試數(shù)據(jù)，如圖10所示。

圖10 電位檢測(cè)探頭在軌展開(kāi)狀態(tài)Fig.10 In-orbit expansion of floating potential probe

6.1 空間站不同飛行姿態(tài)下電位測(cè)試結(jié)果

空間站結(jié)構(gòu)電位隨太陽(yáng)電池工作電壓、等離子體環(huán)境、帆板飛行姿態(tài)和地磁場(chǎng)等參數(shù)有規(guī)律變化，范圍在-54～0 V之間，測(cè)試結(jié)果如圖11所示。

圖11 空間站結(jié)構(gòu)電位測(cè)試結(jié)果Fig.11 Test results of structural potential of space station

1)太陽(yáng)電池工作電壓方面。空間站核心艙包含2個(gè)太陽(yáng)電池翼，電池陣單翼有15個(gè)電池模塊組成。每個(gè)模塊有供電模式和分流模式2個(gè)工作模式。供電模式下，電池模塊輸出電壓約100 V；分流模式下，電池模塊輸出電壓約10 V。因此，相對(duì)于分流模式，供電模式下電池模塊的裸露電極的電位更高，其對(duì)周?chē)入x子體中電子的收集能力更強(qiáng)。根據(jù)電流平衡模型，處于供電模式的電池模塊越多，空間站結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)更高的負(fù)電位。

空間站在陰影區(qū)進(jìn)入陽(yáng)照區(qū)，以及陽(yáng)照區(qū)進(jìn)入陰影區(qū)時(shí)，2個(gè)太陽(yáng)電池翼的30個(gè)電池模塊均處于供電模式。在進(jìn)入陽(yáng)照區(qū)后，結(jié)合在軌耗電和儲(chǔ)能需求，部分電池模塊處于分流模式。在進(jìn)入陰影區(qū)后，電池模塊不工作。因此在陰影區(qū)進(jìn)入陽(yáng)照區(qū)，以及陽(yáng)照區(qū)進(jìn)入陰影區(qū)時(shí)，空間站結(jié)構(gòu)出現(xiàn)電位峰值。

2)等離子體環(huán)境方面。受太陽(yáng)光照等因素影響，空間等離子體密度呈現(xiàn)空間分布特性。根據(jù)國(guó)際空間站軌道等離子體參數(shù)測(cè)試結(jié)果，空間等離子體密度在赤道上方出現(xiàn)峰值，如圖12所示。在此等離子體環(huán)境密度峰值下，電池陣的電子收集電流增加，在陽(yáng)照區(qū)呈現(xiàn)第2個(gè)電位峰值。

圖12 國(guó)際空間站軌道等離子體參數(shù)測(cè)試結(jié)果Fig.12 Test results of orbital plasma parameters of ISS

3)帆板飛行姿態(tài)方面。為充分利用太陽(yáng)能，太陽(yáng)電池翼的工作面始終朝向太陽(yáng)方向。因此，在陽(yáng)照區(qū)前半段，太陽(yáng)電池翼工作面朝向飛行方向，電池模塊與空間等離子體環(huán)境相互作用，空間站結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)較高的負(fù)電位。在陽(yáng)照區(qū)后半段，太陽(yáng)電池翼工作面朝向飛行方向的反方向，電池模塊處于太陽(yáng)電池翼的尾區(qū)，電位接近于0 V。

6.2 空間站電位控制測(cè)試結(jié)果

電位主動(dòng)控制系統(tǒng)開(kāi)啟后，空間站結(jié)構(gòu)電位控制在-11～-14 V之間，測(cè)試結(jié)果如圖13所示，考慮地磁場(chǎng)誘導(dǎo)電位，整星電位可控制在-22 V以?xún)?nèi)。7月4日在中國(guó)航天員首次出艙過(guò)程中，電位控制系統(tǒng)穩(wěn)定工作，保證了空間站任務(wù)的完成。

圖13 空間站結(jié)構(gòu)電位控制測(cè)試結(jié)果Fig.13 Test results of structural potential control of space station

7 結(jié)論

本文建立了空心陰極電子發(fā)射特性物理模型，研究了空心陰極電子發(fā)射特性，成功研制了中國(guó)首個(gè)測(cè)控一體的電位主動(dòng)控制系統(tǒng)。在軌應(yīng)用結(jié)果表明，該控制系統(tǒng)可將空間站結(jié)構(gòu)電位控制在-22 V以?xún)?nèi)，優(yōu)于國(guó)際-40 V的指標(biāo)，解決了航天員出艙時(shí)的生命安全保障等重大問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了中國(guó)電位主動(dòng)控制從概念研究到型號(hào)應(yīng)用的跨越。