大型航天器電位控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

梁曉鋒 儀德英 高升

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部,北京 100094)

在軌運(yùn)行的航天器面臨多種空間環(huán)境,其中,對(duì)航天器表面帶電影響較大的主要是空間等離子體環(huán)境和磁層亞暴環(huán)境[1]?！皣?guó)際空間站”太陽(yáng)電池陣供電電壓為160V,根據(jù)專(zhuān)門(mén)為其開(kāi)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～-140V[2-5],對(duì)“國(guó)際空間站”和航天員的安全造成極大威脅。

我國(guó)部分大型航天器運(yùn)行在LEO軌道,采用100V高壓供電體系,在軌可能需要與來(lái)訪(fǎng)的飛行器進(jìn)行交會(huì)對(duì)接,而來(lái)訪(fǎng)飛行器可能采用如29V的低壓供電系統(tǒng)。不同供電體系的航天器在電離層空間等離子體中可能會(huì)帶有不同的電位,2個(gè)存在較大電位差的航天器在低軌空間實(shí)施交會(huì)對(duì)接,如果不采取可行措施,就會(huì)產(chǎn)生放電現(xiàn)象[6]。同時(shí)大型航天器可能配置機(jī)械臂,具備利用機(jī)械臂抓取來(lái)訪(fǎng)飛行器對(duì)接大型航天器的能力,機(jī)械臂與大型航天器連接為同一電位,來(lái)訪(fǎng)飛行器為另一電位,在機(jī)械臂抓取來(lái)訪(fǎng)飛行器時(shí)存在不等電壓放電的問(wèn)題,與飛行器交會(huì)對(duì)接類(lèi)似。因此需要對(duì)大型航天器與來(lái)訪(fǎng)飛行器之間對(duì)接時(shí)產(chǎn)生的對(duì)接放電進(jìn)行控制。

大型航天器在軌運(yùn)行期間航天員需要執(zhí)行多次出艙任務(wù)。航天器電池陣在軌工作時(shí),受LEO軌道稠密等離子體環(huán)境充電以及地磁場(chǎng)誘導(dǎo)充電影響,使航天器主體結(jié)構(gòu)產(chǎn)生最高約-100V的電壓,危及航天員出艙安全[7]。綜上大型航天器需要進(jìn)行電位控制設(shè)計(jì),以應(yīng)對(duì)交會(huì)對(duì)接、航天員出艙及機(jī)械臂抓取中的不等電位放電問(wèn)題。本文提出了主動(dòng)與被動(dòng)電位控制相結(jié)合的方式,并通過(guò)了在軌驗(yàn)證,可為后續(xù)的相關(guān)問(wèn)題提供解決方法。

1 電位控制方案設(shè)計(jì)

針對(duì)大型航天器與來(lái)訪(fǎng)飛行器對(duì)接時(shí)產(chǎn)生的對(duì)接放電問(wèn)題,早期工程中采用了被動(dòng)電位控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了飛行器交會(huì)對(duì)接時(shí)的放電電流抑制確保對(duì)接安全。對(duì)于大型航天器機(jī)械臂抓取來(lái)訪(fǎng)飛行器任務(wù),在被動(dòng)電位控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)了適應(yīng)機(jī)械臂抓取任務(wù)的被動(dòng)電位控制方案。被動(dòng)電位控制主要通過(guò)設(shè)計(jì)及試驗(yàn),確定合理的設(shè)計(jì)參數(shù),然后在產(chǎn)品研制中實(shí)現(xiàn)。

針對(duì)大型航天器存在的如航天員出艙活動(dòng)等全新任務(wù),為了滿(mǎn)足此類(lèi)任務(wù)的需求,借鑒國(guó)際空間站采用主動(dòng)電位控制技術(shù)以降低航天員出艙時(shí)空間站懸浮電位確保出艙安全。航天器配置主動(dòng)電位控制子系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)電位控制,通過(guò)發(fā)射器發(fā)射電子束流將航天器與空間等離子體環(huán)境連通降低航天器電位。

綜上,大型航天器根據(jù)不同的任務(wù)需求,借鑒國(guó)內(nèi)外的相關(guān)技術(shù),在大型航天器同時(shí)采取了被動(dòng)電位控制、主動(dòng)電位控制兩種方案,不同的方案實(shí)現(xiàn)不同的目標(biāo),最終確保大型航天器各種任務(wù)下的電位控制。

1.1 被動(dòng)電位控制方案

大型航天器與來(lái)訪(fǎng)飛行器交會(huì)對(duì)接時(shí),懸浮電位約-90V,采用低壓供電系統(tǒng)的來(lái)訪(fǎng)飛行器懸浮電位約-29V,需要對(duì)兩個(gè)飛行器對(duì)接接觸瞬間的放電電流進(jìn)行抑制。同樣當(dāng)機(jī)械臂抓取來(lái)訪(fǎng)飛行器時(shí),由于機(jī)械臂與大型航天器等電位,因此同樣需要對(duì)機(jī)械臂接觸來(lái)訪(fǎng)飛行器瞬間的放電電流進(jìn)行抑制。兩個(gè)不同的任務(wù)對(duì)接時(shí)接觸面不同,交會(huì)對(duì)接時(shí)為對(duì)接機(jī)構(gòu)接觸,機(jī)械臂抓取時(shí)為機(jī)械臂末端與來(lái)訪(fǎng)飛行器適配器接觸,因此兩者的設(shè)計(jì)有所不同。

設(shè)計(jì)采取在兩個(gè)飛行之間的對(duì)接通路上增加泄放電阻的方式減小對(duì)接瞬間的放電電流。在大型航天器與來(lái)訪(fǎng)飛行器接觸時(shí),不等電位導(dǎo)致的放電首先通過(guò)泄放電阻進(jìn)行,泄放電阻消耗放電能量,減小了對(duì)接放電的電流

1)交會(huì)對(duì)接任務(wù)

當(dāng)飛行器在軌對(duì)接時(shí),主、被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)將首先接觸,在不實(shí)施任何控制措施的情況下,接觸后形成的放電通道包含兩個(gè)飛行器對(duì)接機(jī)構(gòu)與艙體之間所有導(dǎo)通的部位,放電通道為不可控狀態(tài)。為了抑制對(duì)接機(jī)構(gòu)接觸時(shí)的放電電流,采用在接觸環(huán)節(jié)中串聯(lián)泄放模塊的方式,當(dāng)兩個(gè)對(duì)接機(jī)構(gòu)接觸時(shí),飛行器間通過(guò)泄放模塊進(jìn)行放電,減小放電電流。然后通過(guò)設(shè)置等電位通道,將兩個(gè)飛行器的結(jié)構(gòu)連接,實(shí)現(xiàn)航天器最終的等電位。設(shè)計(jì)示意圖如圖1所示,圖中D1、D2、D3表示線(xiàn)纜與飛行器結(jié)構(gòu)連接點(diǎn)。

根據(jù)航天器與來(lái)訪(fǎng)飛行器對(duì)接過(guò)程,航天器的接機(jī)構(gòu)首先與來(lái)訪(fǎng)飛行器接觸,若對(duì)接機(jī)構(gòu)與航天器艙體直接連接,則航天器與來(lái)訪(fǎng)飛行器對(duì)接時(shí)則產(chǎn)生放電現(xiàn)象,因此將對(duì)接機(jī)構(gòu)與航天器之間絕緣安裝,在航天器艙體結(jié)構(gòu)與對(duì)接機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)之間利用串接泄放模塊的電纜連接,電纜一端連接對(duì)接機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu),另一端在航天器艙內(nèi)接艙體結(jié)構(gòu)。

當(dāng)兩個(gè)飛行器對(duì)接成組合體后,利用兩個(gè)飛行器的斷接器中的接點(diǎn)設(shè)置飛行器結(jié)構(gòu)直接導(dǎo)通的通道,使兩個(gè)飛行器斷接器連接后在組合體飛行期間處于等電位狀態(tài)。航天器利用穿艙電纜在艙體結(jié)構(gòu)與斷接器接點(diǎn)之間建立連接;來(lái)訪(fǎng)飛行器利用對(duì)接機(jī)構(gòu)內(nèi)部電纜在對(duì)接機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)與斷接器接點(diǎn)之間建立連接。兩個(gè)飛行器剛性連接后,斷接器上設(shè)置的導(dǎo)通接點(diǎn)對(duì)接在一起,從而使兩個(gè)飛行器艙體結(jié)構(gòu)直接導(dǎo)通,實(shí)現(xiàn)兩個(gè)飛行器的結(jié)構(gòu)等電位。

2)機(jī)械臂抓取任務(wù)

航天器具備利用機(jī)械臂抓取來(lái)訪(fǎng)飛行器的能力,抓取時(shí)機(jī)械臂上的末端執(zhí)行器與來(lái)訪(fǎng)飛行器上安裝的目標(biāo)適配器捕獲連接,繼而實(shí)施后續(xù)轉(zhuǎn)移任務(wù)。捕獲連接時(shí)末端執(zhí)行器上的連接繩繩首先與目標(biāo)適配器上的捕獲桿連接,經(jīng)過(guò)拖拽、鎖定后末端執(zhí)行器與目標(biāo)適配器形成剛性連接。針對(duì)上述過(guò)程,為防止捕獲時(shí)兩飛行器之間電勢(shì)差導(dǎo)致的放電問(wèn)題,末端執(zhí)行器和目標(biāo)適配器均進(jìn)行了泄放電路設(shè)計(jì)。

電位控制設(shè)計(jì)示意圖如圖2所示,圖中示意了機(jī)械臂與來(lái)訪(fǎng)飛行器上目標(biāo)適配器剛接觸時(shí)整體連接關(guān)系,機(jī)械臂一端與航天器艙體連接,另一端的末端執(zhí)行器通過(guò)鋼絲繩與被抓取飛行器上的目標(biāo)適配器捕獲桿連接。機(jī)械臂末端執(zhí)行器及來(lái)訪(fǎng)飛行器目標(biāo)適配器均進(jìn)行了泄放電路的設(shè)計(jì),具體如下。

圖3 電位主動(dòng)控制系統(tǒng)組成框圖Fig.3 Diagram of active potential control system

(1)機(jī)械臂末端執(zhí)行器泄放電路設(shè)計(jì)

機(jī)械臂末端執(zhí)行器上的連接繩為絕緣安裝,繩的安裝螺釘通過(guò)泄放模塊連接到末端執(zhí)行器結(jié)構(gòu)。

(2)來(lái)訪(fǎng)飛行器目標(biāo)適配器泄放電路設(shè)計(jì)

將來(lái)訪(fǎng)飛行器目標(biāo)適配器捕獲桿與適配器結(jié)構(gòu)之間增加了絕緣墊片進(jìn)行絕緣安裝,二者之間串聯(lián)泄放模塊。

當(dāng)末端執(zhí)行器捕獲目標(biāo)適配器時(shí),通過(guò)“來(lái)訪(fǎng)飛行器目標(biāo)適配器本體—泄放模塊—目標(biāo)適配器捕獲桿—末端執(zhí)行器連接繩—泄放模塊—末端執(zhí)行器結(jié)構(gòu)”形成靜電泄放通路進(jìn)行兩飛行器間的放電,然后兩飛行器之間結(jié)構(gòu)在連接形成統(tǒng)一的結(jié)構(gòu)等電位體。

1.2 主動(dòng)電位控制方案

大型航天器一般采用100V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空間等離子體電位,將從空間等離子體環(huán)境中吸收電子,使航天器主體結(jié)構(gòu)最高充電至太陽(yáng)能電池陣電壓負(fù)90%的電位,對(duì)航天員出艙造成安全性影響。大型航天器可設(shè)計(jì)主動(dòng)電位控制系統(tǒng)進(jìn)行電位的控制,通過(guò)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)射電子束流為航天器與空間等離子體環(huán)境間提供一種低阻抗通路,從而控制航天器懸浮電位在-37V以?xún)?nèi)[8]。主動(dòng)電位控制系統(tǒng)連接示意圖如3所示,系統(tǒng)包含:①管理單元1臺(tái),內(nèi)部主、備機(jī)設(shè)計(jì),分別用于控制電位控制系統(tǒng)內(nèi)主、備支路各單機(jī)供電、供氣和信號(hào)采集;②電源單元1臺(tái),內(nèi)部主、備機(jī)設(shè)計(jì),分別用于對(duì)空心陰極發(fā)射器主、備供電;③供給單元1臺(tái),內(nèi)部主、備機(jī)設(shè)計(jì),用于將氙氣供氣系統(tǒng)提供的氙氣轉(zhuǎn)換為滿(mǎn)足空心陰極發(fā)射器主、備的工質(zhì)流率后,提供給空心陰極發(fā)射器使用;④空心陰極發(fā)射器2臺(tái),用于電子束流引出,從而完成航天器電位控制功能;⑤電位檢測(cè)探頭1臺(tái),調(diào)理電路用于完成航天器結(jié)構(gòu)電位檢測(cè)。

2 地面試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 飛行器對(duì)接被動(dòng)電位控制試驗(yàn)

針對(duì)被動(dòng)電位設(shè)計(jì),完成地面試驗(yàn)系統(tǒng)研制并進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證,確保方案及選取泄放電阻阻值的正確合理。

1)試驗(yàn)工況

為了覆蓋兩個(gè)飛行器對(duì)接各種情況,設(shè)置如表1所示3個(gè)典型試驗(yàn)工況。其中UC1、UC2分別表示來(lái)訪(fǎng)飛行器及航天器懸浮電位。工況1表示來(lái)訪(fǎng)飛行器充電而航天器不充電的情況,放電電壓25V代表兩飛行器電位差較小;工況2表示來(lái)訪(fǎng)飛行器和航天器都充電的情況,放電電壓85V代表兩飛行器電位差較大,工況3表示來(lái)訪(fǎng)飛行器不充電而航天器充電的情況,放電電壓110V代表兩飛行器電位差最大。

表1 對(duì)接放電防護(hù)試驗(yàn)工況Table 1 Table of working conditions for docking discharge protection test

2)試驗(yàn)過(guò)程及結(jié)果

被動(dòng)電位控制試驗(yàn)原理圖如圖4所示。圖中使用電容C1模擬來(lái)訪(fǎng)飛行器帶電,電容C2模擬航天器帶電。采用模擬對(duì)接頭狀態(tài)模擬對(duì)接機(jī)構(gòu)對(duì)接接觸,對(duì)接放電試驗(yàn)組件模擬對(duì)接機(jī)構(gòu)。試驗(yàn)中C1、C2的取值由來(lái)訪(fǎng)飛行器和航天器的等效電容決定。

圖4 對(duì)接放電試驗(yàn)連接圖Fig.4 Connection diagram for docking discharge test

試驗(yàn)中首先接通來(lái)訪(fǎng)飛行器及大型航天器的充電,利用28V電源1對(duì)電容C1進(jìn)行充電,利用110V電源2對(duì)C2電容進(jìn)行充電。通過(guò)對(duì)28V穩(wěn)壓源及110V穩(wěn)壓源輸出電壓進(jìn)行調(diào)節(jié),實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)中需要的25V和110V。然后將充電斷開(kāi),將模擬對(duì)接頭裝置中兩個(gè)對(duì)接頭手動(dòng)連接,對(duì)放電電流進(jìn)行測(cè)量。通過(guò)泄放的通斷模擬對(duì)接使用和不使用泄放功能。測(cè)試完成后接通放電,將C1及C2中電能釋放,測(cè)試結(jié)果如表2所示,可見(jiàn)由于泄放電阻的存在,放電電流得到了極大的抑制,電流最大值由25A降低至3A。

表2 對(duì)接放電電流表Table 2 Table of current for docking discharge

2.2 機(jī)械臂抓取放電試驗(yàn)

機(jī)械臂抓取被動(dòng)電位控制試驗(yàn)與飛行器對(duì)接試驗(yàn)類(lèi)似。設(shè)置同樣的3個(gè)試驗(yàn)工況,試驗(yàn)中取消了對(duì)接放電試驗(yàn)組件,采用真實(shí)的機(jī)械臂末端執(zhí)行器。試驗(yàn)原理圖如圖5所示。

圖5 機(jī)械臂抓取放電試驗(yàn)連接圖Fig.5 Connection diagram for mechanical arm grasping discharge test

試驗(yàn)過(guò)程與對(duì)接被動(dòng)電位控制試驗(yàn)類(lèi)似。試驗(yàn)中將來(lái)訪(fǎng)飛行器目標(biāo)適配器捕獲桿與機(jī)械臂末端執(zhí)行器中連接繩手動(dòng)連接,對(duì)放電電流進(jìn)行測(cè)量。測(cè)試結(jié)果如表3所示。

表3 對(duì)接放電測(cè)試波形表Table 3 Table of wave form for docking discharge

2.3 主動(dòng)電位控制試驗(yàn)

為了驗(yàn)證主動(dòng)電位控制系統(tǒng)功能性能,在地面搭建電位控制系統(tǒng)空心陰極發(fā)射器點(diǎn)火試驗(yàn)平臺(tái),開(kāi)展主動(dòng)電位控制系統(tǒng)真實(shí)點(diǎn)火試驗(yàn),如圖6所示,電位控制空心陰極發(fā)射器放置在真空罐中,電位控制系統(tǒng)其它設(shè)備放置在聯(lián)試桌面系統(tǒng)中,電路、氣路連接關(guān)系與大型航天器上連接關(guān)系相同。

圖6 主動(dòng)電位控制系統(tǒng)試驗(yàn)連接圖Fig.6 Connection diagram of active potential system

空心陰極發(fā)射器在真空罐中絕緣安裝,真空罐艙壁接大地,等效低軌道空間環(huán)境中航天器的遠(yuǎn)端等離子體的零電位;聯(lián)試桌面平臺(tái)上放置導(dǎo)電板,該導(dǎo)電板與大地絕緣,等效大型航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)的站內(nèi)地平面,航天器電位控制系統(tǒng)其它設(shè)備放置在聯(lián)試桌面平臺(tái)的導(dǎo)電板上,模擬電位控制系統(tǒng)設(shè)備在航天器艙體結(jié)構(gòu)上安裝的導(dǎo)電環(huán)境,電位控制子系統(tǒng)設(shè)備的供電電源與市電通過(guò)變壓器隔離,地面遙測(cè)信息檢測(cè)設(shè)備與航天器電位控制系統(tǒng)設(shè)備通過(guò)總線(xiàn)隔離變壓器電氣隔離;真空罐艙壁通過(guò)100V恒流恒壓電源與聯(lián)試桌面平臺(tái)的導(dǎo)電板連接,模擬航天器艙體在低軌道空間環(huán)境中相對(duì)遠(yuǎn)端等離子體的負(fù)電位。

試驗(yàn)過(guò)程中真空罐內(nèi)工作真空度優(yōu)于5×10-2Pa,本底真空度優(yōu)于3×10-3Pa,氙氣供氣壓力0.2MPa。試驗(yàn)開(kāi)展了主份支路獨(dú)立工作、備份支路獨(dú)立工作及主份、備份支路同時(shí)工作3種工況,主要過(guò)程及試驗(yàn)結(jié)果如下:

(1)電位系統(tǒng)點(diǎn)火過(guò)程前對(duì)偏置電源輸出電壓、電流進(jìn)行設(shè)置;

(2)主份支路空心陰極發(fā)射器點(diǎn)火成功后,嵌位電壓測(cè)量結(jié)果大于-37V;

(3)備份支路空心陰極發(fā)射器點(diǎn)火成功后,嵌位電壓測(cè)量結(jié)果大于-37V;

(4)主份、備份支路空心陰極發(fā)射器同時(shí)點(diǎn)火后,嵌位電壓測(cè)量結(jié)果大于-37V。

2.4 小結(jié)

通過(guò)被動(dòng)電位控制地面試驗(yàn)可見(jiàn),在未使用泄放電阻時(shí),飛行器對(duì)接瞬時(shí)放電電流達(dá)到了25A/4μs,采用泄放電阻后,飛行器對(duì)接放電電流降低為3A/4μs,機(jī)械臂抓取瞬時(shí)放電電流為0.75A/200ns。泄放電阻的設(shè)置極大的降低了放電電流,確保了對(duì)接及機(jī)械臂抓取的安全性。

通過(guò)在真空罐中進(jìn)行主動(dòng)電位控制系統(tǒng)真實(shí)點(diǎn)火試驗(yàn),證明無(wú)論獨(dú)立支路工作或者2個(gè)支路同時(shí)工作,大型航天器懸浮電位可控制大于-37V,且留有較大余量,可以確保航天員出艙安全。

3 在軌運(yùn)行驗(yàn)證

大型航天器在軌運(yùn)行時(shí),針對(duì)主動(dòng)電位控制系統(tǒng)進(jìn)行了在軌測(cè)試。圖7為航天器主動(dòng)電位控制系統(tǒng)未工作時(shí)艙體電位在軌檢測(cè)結(jié)果,時(shí)間長(zhǎng)度約5h;圖8為航天器主動(dòng)電位控制系統(tǒng)電位控制功能在軌測(cè)試時(shí),電位控制系統(tǒng)工作后艙體懸浮電位的檢測(cè)結(jié)果,時(shí)間長(zhǎng)度約5.5h小時(shí),其中3.5h前為主、備份支路同時(shí)工作,3.5～4.5h為備份支路工作,4.5～5.5h為主份支路工作。從圖7中可見(jiàn),當(dāng)主動(dòng)電位未工作時(shí),航天器懸浮電位為-60V左右,主動(dòng)電位無(wú)論主份、備份支路同時(shí)工作,或主份、備份支路單獨(dú)工作,航天器懸浮電位均大于-15V,主動(dòng)電位控制效果明顯。

圖7 主動(dòng)電位系統(tǒng)未工作時(shí)艙體電位圖Fig.7 Diagram of cabin potential when active potential system is not working

圖8 主動(dòng)電位系統(tǒng)工作時(shí)艙體電位圖Fig.8 Diagram of cabin potential when active potential system is working

4 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)大型航天器與來(lái)訪(fǎng)飛行器交會(huì)對(duì)接、機(jī)械臂抓取來(lái)訪(fǎng)飛行器、航天員出艙等任務(wù),在繼承成熟來(lái)訪(fǎng)飛行器對(duì)接被動(dòng)電位控制技術(shù)的基礎(chǔ)上,針對(duì)新的任務(wù)需求提出了被動(dòng)電位控制+主動(dòng)電位控制的綜合設(shè)計(jì)方案。對(duì)于被動(dòng)電位控制系統(tǒng)搭建試驗(yàn)系統(tǒng)開(kāi)展地面試驗(yàn),證明了被動(dòng)電位控制設(shè)計(jì)的有效性,對(duì)于主動(dòng)電位控制系統(tǒng)開(kāi)展地面真實(shí)點(diǎn)火試驗(yàn),開(kāi)展在軌控制系統(tǒng)測(cè)試,成功將大型航天器懸浮電位控制在-15V以上,取得了良好的控制效果。結(jié)合航天器電位控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì),對(duì)于后續(xù)類(lèi)似航天器的設(shè)計(jì)有如下建議:

(1)針對(duì)不同電位的航天器在軌對(duì)接,采用被動(dòng)電位控制的方法簡(jiǎn)單、可靠,可有效地抑制對(duì)接時(shí)兩飛行器之間的瞬時(shí)電流;

(2)搭建地面驗(yàn)證系統(tǒng)開(kāi)展試驗(yàn),通過(guò)試驗(yàn)確定被動(dòng)電位控制中的關(guān)鍵的泄放電阻阻值選取;

(3)主動(dòng)電位控制系統(tǒng)的在軌測(cè)試結(jié)果表明了技術(shù)先進(jìn)性及產(chǎn)品可靠性,后續(xù)的型號(hào)設(shè)計(jì)中可借鑒使用。