空間站主動(dòng)電位控制技術(shù)及其天地一體化驗(yàn)證

李得天，劉海波，孫迎萍，秦曉剛，胡向宇，史 亮，柳 青，王彥龍，程天然，儀德英，陳恒智

(1. 蘭州空間技術(shù)物理研究所，蘭州 730000；2. 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

0 引 言

中國(guó)空間站運(yùn)行于350～450 km的低地球軌道(LEO),處于地球電離層F2區(qū),該區(qū)域充滿了高密度低溫冷等離子體。中國(guó)空間站采用的100 V高壓太陽電池陣與等離子體環(huán)境相互作用,以及空間站的大尺寸結(jié)構(gòu)切割地磁場(chǎng)產(chǎn)生的電磁感應(yīng)電勢(shì),使空間站主體結(jié)構(gòu)與等離子體環(huán)境之間形成較高的懸浮電位差,威脅航天員出艙活動(dòng)安全[1]。

衛(wèi)星電位主動(dòng)控制技術(shù)通常分為離子源型、等離子體源型和電子源型3種類型。離子源型電位控制技術(shù)主要采用液態(tài)金屬離子源向空間發(fā)射離子,適用于控制衛(wèi)星帶正電的結(jié)構(gòu)電位和帶負(fù)電的介質(zhì)表面電位,如歐空局Cluster衛(wèi)星搭載的LMIS離子源[2]。等離子體源型電位控制技術(shù)通過產(chǎn)生低能等離子體,在衛(wèi)星表面與環(huán)境等離子體間建立電荷自由移動(dòng)的通路,主要應(yīng)用于GEO衛(wèi)星上,用于控制幾十千伏等離子體環(huán)境引起的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)電位和表面不等量帶電,如DSCS-III、Polar等衛(wèi)星搭載的PSI等離子體源[3-5]。電子源型電位控制技術(shù)通過向空間發(fā)射電子,將衛(wèi)星結(jié)構(gòu)上的負(fù)電荷發(fā)射出去,用于控制衛(wèi)星結(jié)構(gòu)的負(fù)電位,如國(guó)際空間站搭載的HCA空心陰極發(fā)射器[6-7]。

針對(duì)中國(guó)空間站結(jié)構(gòu)工況和任務(wù)特點(diǎn),開展了空間站表面充電機(jī)理與仿真研究,分析了基于空心陰極發(fā)射器的主動(dòng)電位控制方法,研制了主動(dòng)電位控制系統(tǒng),并完成了地面等效環(huán)境模擬測(cè)試和空間應(yīng)用,驗(yàn)證了空間站充電效應(yīng)與主動(dòng)電位控制理論。

1 空間站充電仿真與主動(dòng)電位控制方法研究

1.1 空間站充電機(jī)理與仿真分析

影響空間站結(jié)構(gòu)懸浮電位的空間環(huán)境為軌道等離子體環(huán)境和磁場(chǎng)環(huán)境。軌道等離子體環(huán)境與空間站相互作用,將對(duì)空間站表面介質(zhì)材料和主體結(jié)構(gòu)充電。

空間站表面覆蓋防原子氧布等介質(zhì)材料。軌道上的電子與離子的密度和溫度近似相等,由于電子質(zhì)量小于離子質(zhì)量,電子運(yùn)動(dòng)速度遠(yuǎn)大于離子運(yùn)動(dòng)速度,將在介質(zhì)材料表面產(chǎn)生負(fù)電位。根據(jù)波爾茲曼分布函數(shù),負(fù)充電介質(zhì)材料的電子吸收電流為

(1)

空間站軌道等離子體環(huán)境中,其離子運(yùn)動(dòng)速度遠(yuǎn)小于空間站飛行速度,對(duì)于空間站飛行方向的迎風(fēng)面,材料的離子吸收電流可寫為

Iis=eniv0A

(2)

式中:ni為環(huán)境離子密度;v0為空間站飛行速度。

對(duì)于空間站飛行方向的側(cè)面,負(fù)充電介質(zhì)材料表面的離子吸收電流為

(3)

式中:mi為離子質(zhì)量。

空間站飛行方向的背面為等離子體尾區(qū),該區(qū)域?yàn)殡x子真空區(qū)[8],該區(qū)域Iis≈0。

當(dāng)電子吸收電流與離子吸收電流相等時(shí),材料充電達(dá)到平衡。根據(jù)式(1)～(2),空間站迎風(fēng)面材料電位為

(4)

考慮在軌情況,ni=ne,vet遠(yuǎn)大于v0,從而可得到迎風(fēng)面材料的電位近似為-1 V左右。

根據(jù)式(1)、(3),空間站飛行方向的側(cè)面,材料充電電位為

(5)

由于mi遠(yuǎn)大于me,從而可得到飛行方向側(cè)面材料的電位近似為-1 V左右。

對(duì)處于空間站等離子體尾區(qū)的材料,根據(jù)式(1),電子吸收電流隨負(fù)電位的升高呈指數(shù)衰減,Φs為-5 V時(shí),Ies衰減至10-13A/m2量級(jí),考慮到表面介質(zhì)材料與空間站結(jié)構(gòu)地之間漏電流的充電平衡作用,估算材料表面電位約在-5～0 V范圍內(nèi)。

對(duì)于空間站主體結(jié)構(gòu)方面,太陽電池陣負(fù)端與空間站主體結(jié)構(gòu)(即結(jié)構(gòu)地)連接。太陽電池陣暴露在空間中的金屬導(dǎo)電互連片等效為一個(gè)浸入空間等離子體中的Langmuir探針,在正偏置電位狀態(tài)下,金屬互連片從空間中收集電子電流。由于導(dǎo)電互連片的小尺寸和周圍的復(fù)雜結(jié)構(gòu),無法采用經(jīng)典的等離子體探針理論計(jì)算電子吸收電流。尤其是在電池陣高工作電壓下,等離子體環(huán)境中的電子被太陽電池陣表面電場(chǎng)加速碰撞玻璃蓋片,產(chǎn)生的二次發(fā)射電子在太陽電池陣表面形成電子云鞘層,導(dǎo)致在導(dǎo)電互連片很小的暴露區(qū)域上產(chǎn)生較大的電子收集電流,引起電子收集增強(qiáng)效應(yīng)[9]。為此,在經(jīng)典探針理論基礎(chǔ)上引入有效收集面積增長(zhǎng)系數(shù)α,建立導(dǎo)電互連片電子吸收電流方程式(6)以解決此問題:

(6)

式中:Ied為導(dǎo)電互連片電子吸收電流;Φd為裸漏的導(dǎo)電互連片電位;A0為裸漏的導(dǎo)電互連片面積;α為有效收集面積增長(zhǎng)系數(shù),其是導(dǎo)電互連片電位的函數(shù)。

為確定有效收集面積增長(zhǎng)系數(shù)α與電位Φd的關(guān)系,模擬計(jì)算了導(dǎo)電互連片周圍結(jié)構(gòu)特性,對(duì)不同導(dǎo)電互連片電位下的電子收集電流進(jìn)行仿真計(jì)算。仿真計(jì)算過程如圖1(a),α與電位Φd的關(guān)系曲線如圖1(b),隨著導(dǎo)電互連片的正電位Φd升高,有效收集面積增長(zhǎng)系數(shù)α增大。

圖1 導(dǎo)電互連片有效收集面積增長(zhǎng)系數(shù)仿真

為了地面評(píng)價(jià)空間站充電效應(yīng),建立了空間站帶電仿真幾何模型,采用單元粒子跟蹤方法動(dòng)態(tài)模擬追蹤等離子體的運(yùn)動(dòng),結(jié)合建立的導(dǎo)電互連片電子吸收模型,仿真分析空間站充電效應(yīng)。仿真分析中,為獲得空間站最惡劣條件下的充電情況,設(shè)置太陽電池陣全功率工作,工作電壓100 V,等離子體環(huán)境密度設(shè)置為環(huán)境密度上限1012/m3[10],分析得出核心艙的充電電位如圖2,其主體結(jié)構(gòu)的懸浮電位達(dá)到-93 V,表面介質(zhì)材料部分的充電電位在-1 V左右。分析結(jié)果與NASA報(bào)道的低軌道航天器結(jié)構(gòu)懸浮電位可達(dá)太陽電池陣電壓的90%相符[11]。

圖2 空間站核心艙電位仿真分析結(jié)果

磁場(chǎng)環(huán)境與空間站大尺寸結(jié)構(gòu)相互作用,產(chǎn)生的感應(yīng)電勢(shì)可通過式(7)計(jì)算:

ΦΜ=v0×B·L

(7)

式中:B為地磁場(chǎng)強(qiáng);v0為空間站飛行速度;L為空間站結(jié)構(gòu)尺寸、方向;ΦM為電磁感應(yīng)電勢(shì)。

中國(guó)空間站軌道的地磁場(chǎng)強(qiáng)度小于5×10-5T[12],在軌飛行速度約7.8 km/s,空間站組合后的長(zhǎng)度約40 m。經(jīng)計(jì)算得出電磁感應(yīng)電勢(shì)最大為15.6 V。

綜合分析等離子體環(huán)境和地磁場(chǎng)對(duì)空間站充電影響,空間站結(jié)構(gòu)的懸浮電位最大可達(dá)-108.6 V。

1.2 空間站電位控制方法研究

根據(jù)中國(guó)空間站充電仿真結(jié)果,為了平衡太陽電池陣電子吸收電流,空間站配套的電位控制器應(yīng)在低電壓(≤37 V)下,具有很強(qiáng)的電子發(fā)射能力。電子源型空心陰極發(fā)射器可以在低電壓下發(fā)射較大的電子電流,將充電產(chǎn)生的負(fù)電荷釋放到空間中,使空間站與等離子體環(huán)境之間重新建立電流平衡關(guān)系,達(dá)到電位控制目的,如圖3。

圖3 電位控制時(shí)的電流平衡示意圖

重新建立電流平衡關(guān)系后,電位控制系統(tǒng)的電子發(fā)射電流Ibeam、太陽電池陣的電子吸收電流Ie、離子吸收電流Ii達(dá)到電流平衡。電流平衡方程為式(8),式中Φ為空間站結(jié)構(gòu)的懸浮電位絕對(duì)值。

Ie(Φ)-Ii(Φ)-Ibeam(Φ)=0

(8)

空間站太陽電池陣采用負(fù)端接地結(jié)構(gòu),電位控制平衡后,其離子吸收電流與電子吸收電流相比可以忽略不計(jì)。上式可改寫為式(9):

Ie(Φ)=Ibeam(Φ)

(9)

在太陽電池陣電子吸收電流方面,根據(jù)建立的導(dǎo)電互連片電子吸收模型,太陽電池陣電子吸收電流可寫為式(10):

A0α(mΔV)

(10)

式中:ΔV為單體電池模塊兩端電壓差;N為整數(shù),1≤N≤(100-Φ)/ΔV。

在空心陰極發(fā)射器電子發(fā)射電流方面,空心陰極發(fā)射器產(chǎn)生的等離子體球?qū)ΨQ地膨脹擴(kuò)散到周圍空間,參考Parks等[13]和Xia等[14]建立的一維球?qū)ΨQ模型,建立如圖4所示的空心陰極電子發(fā)射模型。其中,r0為空心陰極等離子體羽流與空間等離子體的接觸邊界;Vd為空心陰極的觸持極電壓,Φp為空心陰極出口rp處的等離子體電勢(shì),根據(jù)以往實(shí)驗(yàn),該電勢(shì)與觸持極電勢(shì)相當(dāng),因此可以得到r0處相對(duì)于空間等離子體環(huán)境的電勢(shì)為

Φp≈Vd-Φ

(11)

空心陰極出口處離子電流Iip可由式(12)計(jì)算:

(12)

式中:N0為空心陰極出口處等離子體密度;vi為離子運(yùn)動(dòng)速度。

在空間站充電產(chǎn)生的空間電場(chǎng)作用下,人為等離子體中的電子向遠(yuǎn)離航天器方向運(yùn)動(dòng),離子向航天器本體運(yùn)動(dòng)。羽流區(qū)任一位置r處的離子密度Ni(r)和電子密度Ne(r)為:

(13)

Ne(r)=

(14)

由于空間環(huán)境的等離子體密度遠(yuǎn)低于空心陰極發(fā)射器產(chǎn)生的等離子體密度,所以此處忽略環(huán)境等離子體對(duì)電子發(fā)射電流的影響。假定rp處為準(zhǔn)中性等離子體,Ni(rp)=Ne(rp),根據(jù)上述式(11)、(12)、(13)和(14),就可以得到空心陰極電子發(fā)射電流Ibeam與空間站結(jié)構(gòu)電位Φ之間的關(guān)系:

(15)

根據(jù)式(10)和式(15)建立的模型,太陽電池陣電子吸收電流Ie與空間站結(jié)構(gòu)電位Φ呈反比關(guān)系,電子發(fā)射電流Ibeam與空間站結(jié)構(gòu)電位Φ呈正比關(guān)系,Ie與Ibeam相等時(shí)的電位即為控制后的電位。通過式(10)模型,分析計(jì)算空間站結(jié)構(gòu)電位Φ為37 V時(shí)的太陽電池陣電子吸收電流為4.5 A。因此,空心陰極發(fā)射器Φ小于37 V時(shí),電位控制系統(tǒng)的電子發(fā)射電流大于4.5 A,即可將空間站電位控制在37 V以內(nèi)的安全范圍。

2 空間站充電電位測(cè)量與主動(dòng)控制裝置

研制的空間站主動(dòng)電位控制系統(tǒng)由電位檢測(cè)探頭和電位控制系統(tǒng)組成,如圖5。

圖5 空間站主動(dòng)電位控制系統(tǒng)組成框圖

電位檢測(cè)探頭負(fù)責(zé)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)空間站懸浮電位,其通過伸桿將傳感器球體伸出空間站等離子體鞘層,感應(yīng)環(huán)境電位,通過內(nèi)部檢測(cè)電路測(cè)量傳感器球體與空間站結(jié)構(gòu)之間的電位差,得到空間站懸浮電位,如圖6所示。電位檢測(cè)探頭的電位檢測(cè)范圍為-150～0 V,測(cè)量精度±1V,重量約2 kg,功耗小于0.5 W,可覆蓋仿真分析得出的空間站充電電位范圍-108.6～0 V,滿足中國(guó)空間站電位檢測(cè)需求,與國(guó)際空間站懸浮電位探針(FPP)的電位檢測(cè)范圍基本相同[15]。

圖6 電位檢測(cè)探頭工作原理及產(chǎn)品實(shí)物圖

電位控制系統(tǒng)包含電位控制管理單元、電位控制供給單元、電位控制電源單元和兩臺(tái)空心陰極發(fā)射器,系統(tǒng)整體重量約14 kg,功耗小于200 W。管理單元、供給單元和電源單元負(fù)責(zé)為空心陰極發(fā)射器提供所需的供電、供氣和工作流程控制?？招年帢O發(fā)射器用于產(chǎn)生等離子體,將空間站電位控制在-37～0 V的安全電壓范圍。

空心陰極發(fā)射器的核心功能部件為其內(nèi)部的空心陰極組件,其由加熱器、陰極頂、發(fā)射體、陰極管、觸持極等組成,工作原理如圖7。首先加熱器對(duì)發(fā)射體加熱,加熱至高溫狀態(tài)下的發(fā)射體將發(fā)射出大量熱電子。熱電子在觸持極與發(fā)射體之間的點(diǎn)火電壓作用下與氣體分子碰撞電離,在陰極管內(nèi)產(chǎn)生高密度的等離子體。此時(shí),關(guān)閉加熱器電源,將觸持極切換到觸持極電源上,利用離子和亞穩(wěn)態(tài)受激原子對(duì)發(fā)射體的轟擊,維持發(fā)射體的高溫,空心陰極將處于自持熱陰極弧光放電狀態(tài),維持氙氣持續(xù)電離,在空心陰極出口處產(chǎn)生等離子體團(tuán)。在空間等離子體環(huán)境與空間站結(jié)構(gòu)之間電場(chǎng)作用下,等離子體團(tuán)中的電子被引出,自適應(yīng)控制空間站的懸浮電位[16]。該空心陰極發(fā)射器在鉗位電壓≤21 V時(shí)的最大電子發(fā)射電流≥5 A。

圖7 空心陰極組件工作原理

3 地面模擬測(cè)試

為驗(yàn)證電位控制系統(tǒng)的電位控制性能,開展了地面模擬試驗(yàn),試驗(yàn)系統(tǒng)如圖8。試驗(yàn)中,采用真空艙內(nèi)壁模擬空間等離子體環(huán)境電位,與大地隔離的基準(zhǔn)地平板的電位模擬空間站結(jié)構(gòu)懸浮電位。穩(wěn)壓穩(wěn)流電源設(shè)置為100 V/5 A恒流模式,模擬空間站相對(duì)于空間等離子體的電勢(shì)差(即空間站懸浮電位)和太陽電池陣的電子吸收電流?？招年帢O發(fā)射器在出口處形成等離子體團(tuán),該等離子體團(tuán)以圖4所示近似球?qū)ΨQ的方式向周圍空間自由擴(kuò)散[17],并在空間站與空間等離子體環(huán)境之間的空間電場(chǎng)作用下向空間發(fā)射電子控制空間站電位。

圖8 主動(dòng)電位控制系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)圖

為真實(shí)模擬空心陰極出口處電離等離子體在空間中的膨脹擴(kuò)散,空心陰極出口至真空艙壁的距離需大于圖4中的rd(即空心陰極發(fā)射器等離子體羽流區(qū)半徑)。根據(jù)式(16)所示的球?qū)ΨQ膨脹泊松方程分析計(jì)算,rd約為0.5 m。系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)中的真空艙直徑2 m,可模擬在軌工況。

(16)

式中:V為r位置相對(duì)于空間等離子體環(huán)境的電勢(shì);e為電子電荷量;r為相對(duì)于出口的徑向距離;ε0為真空介電常數(shù);ni(r)為r位置的離子密度;ne(r)為r位置的電子密度。

試驗(yàn)中,懸浮電位與時(shí)間的關(guān)系曲線如圖9。從圖9曲線可知,系統(tǒng)在595 s點(diǎn)火成功,空心陰極發(fā)射器發(fā)射電子束,開始對(duì)電位進(jìn)行控制;系統(tǒng)點(diǎn)火工作4 s后(599 s)將懸浮電位控制在-20.8 V;此后,系統(tǒng)將懸浮電位穩(wěn)定控制在-16.6 V左右。經(jīng)地面模擬試驗(yàn),驗(yàn)證了研制的主動(dòng)電位控制系統(tǒng)滿足空間站電位控制要求。

圖9 系統(tǒng)試驗(yàn)時(shí)的懸浮電位曲線

4 空間站在軌應(yīng)用

2021年4月29日,研制的主動(dòng)電位控制系統(tǒng)隨空間站核心艙發(fā)射入軌,圖10為系統(tǒng)中電位檢測(cè)探頭在軌狀態(tài)。發(fā)射前,對(duì)電位檢測(cè)探頭開展了等離子體環(huán)境下地面標(biāo)定試驗(yàn),得出系統(tǒng)懸浮電位檢測(cè)范圍-150～0 V,測(cè)量精度±1 V,非線性誤差不超過0.9%[18],可保障懸浮電位測(cè)量準(zhǔn)確性。

圖10 電位檢測(cè)探頭在軌狀態(tài)

經(jīng)空間站在軌測(cè)試,在不進(jìn)行電位控制時(shí),空間站結(jié)構(gòu)的懸浮電位可達(dá)-55 V(如圖11),超出航天員安全電壓上限37 V。航天員出艙過程中,主動(dòng)電位控制系統(tǒng)開機(jī)進(jìn)行電位控制,對(duì)8次在軌出艙活動(dòng)時(shí)的電位控制情況進(jìn)行對(duì)比(如圖12),電位控制一致性較好,電位控制在-12 V以內(nèi)。將圖12中的在軌出艙電位控制數(shù)據(jù)與圖9中地面模擬試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比,在軌工作與地面試驗(yàn)電位控制曲線略有差異,且兩者之間的差異未超過空間站最大電磁感應(yīng)電勢(shì)15.6 V。鑒于地面模擬試驗(yàn)無法真實(shí)模擬空間站切割地磁場(chǎng)引起的電磁感應(yīng)電勢(shì)情況,空間站與地磁場(chǎng)相互作用是天地測(cè)試結(jié)果微小偏差的主要因素之一。

圖11 無電位控制時(shí)的空間站懸浮電位

圖12 歷次出艙活動(dòng)期間的電位控制曲線

5 結(jié) 論

本文系統(tǒng)分析了空間站與空間等離子體環(huán)境相互作用機(jī)制,采用單元粒子追蹤技術(shù)和建立的導(dǎo)電互聯(lián)片電子吸收模型,對(duì)空間站充電情況進(jìn)行仿真研究。針對(duì)空間站充電特性,開展了自適應(yīng)主動(dòng)電位控制方法研究,采用空心陰極電子發(fā)射技術(shù),研制了主動(dòng)電位控制系統(tǒng)。經(jīng)仿真分析,空間站充電在主體結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生的懸浮電位最大可達(dá)-108.6 V。地面模擬驗(yàn)證試驗(yàn)表明,系統(tǒng)可將懸浮電位穩(wěn)定控制在-16.6 V左右。進(jìn)一步,在航天員8次出艙期間,系統(tǒng)將空間站懸浮電位精確控制在-12 V以內(nèi)。在充分考慮地磁場(chǎng)干擾的條件下,空間站充電效應(yīng)的理論計(jì)算、模擬測(cè)試和在軌應(yīng)用數(shù)據(jù)具有良好一致性,確保了中國(guó)首個(gè)航天器電位檢測(cè)和控制技術(shù)在軌成功應(yīng)用,保障了航天員出艙活動(dòng)生命安全。