全榮輝，張振龍，韓建偉

（中國科學院 空間科學與應用研究中心，北京 100190）

0 引言

在空間輻射環(huán)境中，高能帶電粒子容易穿透衛(wèi)星表層，在介質(zhì)內(nèi)部或航天器內(nèi)部造成充放電現(xiàn)象，導致深層充放電效應（也稱為內(nèi)帶電效應）。深層充放電效應是危脅航天器安全的重要因素之一，由其引發(fā)的放電現(xiàn)象可以導致絕緣介質(zhì)擊穿、衛(wèi)星指令信號干擾甚至直接燒毀集成電路。1973～1997年航天器故障成因統(tǒng)計結果表明[1]，由充放電現(xiàn)象（表面充放電和深層充放電）引起的航天器故障占54.2%，其中可判定由深層充電效應直接引發(fā)的占24.8%。因此做好深層充放電效應防護是有效保障航天器安全的必要工作。

目前國內(nèi)外已針對深層充放電效應開展了大量的地面模擬試驗與空間飛行試驗，獲得了一批有參考價值的試驗結果，同時建立了相應的模型評估航天器深層充放電風險[2-3]。這些試驗與模型主要針對一維或二維簡單結構，表明航天器在空間高能電子輻照下可充電至較高負電位。但是，對于深層放電現(xiàn)象，除了在軌試驗與地面極端模擬條件下，常規(guī)的地面試驗較難觀測到。

中國科學院空間科學與應用研究中心（簡稱空間中心）建立了國內(nèi)首臺衛(wèi)星深層充放電模擬裝置，在該裝置上進行了GEO環(huán)境下初步的深層放電模擬試驗[4-5]?？紤]到航天器中部件結構的復雜多樣性，我們選擇了一些典型的含有懸浮導體結構開展深層充放電效應試驗，觀測到這些結構的深層放電脈沖信號。本文介紹了相關試驗的裝置及結果，可為航天器內(nèi)帶電防護設計提供參考。

1 試驗裝置

衛(wèi)星深層充放電模擬裝置主要由真空系統(tǒng)、溫控系統(tǒng)、輻照源和測量系統(tǒng)組成。真空系統(tǒng)包括真空容器、機械泵和分子泵等。真空容器為長方體（約為0.5m×0.5m×1.5m），其中一面開口水平開合，便于試驗樣品放置。在經(jīng)機械泵和分子泵近10 h抽真空后，容器內(nèi)真空度可以達到10-4Pa。機械泵和分子泵單次運行時間不少于兩個月，保證了深層充放電效應模擬試驗對較長時間真空環(huán)境的模擬要求。

裝置中的輻照源有電子槍和90Sr放射源兩種。其中90Sr放射源的電子能譜分布與GEO惡劣電子環(huán)境相似（如圖1所示），其電子能量與外輻射帶電子能量相當（0.1～2.2 MeV），半衰期為28 a，能譜穩(wěn)定，可用于模擬GEO環(huán)境下樣品的深層充放電過程。

圖1 90Sr電子源能譜與GEO最惡劣電子能譜的比較Fig.1 Comparison of electron spectrum between 90Sr /90Ybeta source and the worst case in GEO

試驗期間，將所模擬的典型結構置于放射源前進行輻照，通過改變源距調(diào)整輻照電子束流密度，范圍為1～15pA/cm2。測量系統(tǒng)包括表面電位計、弱電流計、Pearson羅氏線圈和寬頻電場脈沖儀等，分別對應測量樣品的表面電位、泄漏電流、放電電流和電磁脈沖等。其中羅氏線圈的技術指標為：信號輸出0.5V/A，脈沖上升時間2.5ns，負載為50 ?，通常輸出電壓為0.1～50 V。電場脈沖儀的頻率測量范圍為1 kHz～1GHz, 脈沖幅度范圍1 V/m～10 kV/m。

2 試驗結果及分析

2.1 解鎖后的火工品部件的深層放電及真空度影響

由于航天器通常用火工品實現(xiàn)火箭箭體等分離操作，火工品使用后會遺留貫穿航天器內(nèi)外的、含有懸浮導線的電纜等結構。暴露在航天器外部的懸浮導體在空間高能電子的輻照下，極易充電至較高的負電位。與此同時，與外部懸浮導體相連的航天器內(nèi)部的空置導線也將帶上較高的負電位。這樣，航天器內(nèi)部具有較高負電位的懸浮導體極易與周圍的介質(zhì)、接地導體、低負電位導體或正電位導體之間發(fā)生放電現(xiàn)象。我們模擬試驗了這一現(xiàn)象，設計的解鎖后火工品典型結構如圖2所示。

圖2中采用一定面積的金屬片模擬航天器艙外遺留的火工品中較長的懸浮導線，試驗時對其進行電子束照射；鋁遮擋片模擬航天器的蒙皮；穿過鋁遮擋片向下導線模擬航天器艙內(nèi)的情形，此時內(nèi)部導線及絕緣套均不會受到電子輻照；導線處于懸浮狀態(tài)，鋁遮擋片接地。

圖2 模擬的解鎖后火工品中的懸浮導體結構Fig.2 Schematic diagram of simulated floating conductor structure of unlocked pyroelectric device

試驗分別采用3.6 pA/cm2和6.5pA/cm2的束流密度輻照該結構，測量了與懸浮導體相連的金屬片的電位。羅氏線圈套置于懸浮導線上，觀測懸浮導線與金屬片的放電現(xiàn)象，對應于示波器信號CH1；電場脈沖儀置于放射源屏蔽外，對應于示波器信號CH2。試驗同時觀察了真空度對深層放電現(xiàn)象的影響，得到懸浮導體電位變化如圖3所示。

圖3 懸浮導體表面電位在不同真空度下的變化Fig.3 Surface potential of the floating conductor under different degrees of vacuum

試驗觀測到在真空度3.8×10-4～4.5×10-4Pa之間，在束流密度6.5pA/cm2和3.6 pA/cm2（時間坐標170～430 min）輻照下，懸浮導體均產(chǎn)生了多次放電信號，其放電脈沖波形如圖4所示。圖4中CH1信號為羅氏線圈信號，其測量結果表明放電電流約為4 A；CH2信號為電場脈沖信號，由于受到鋁遮擋片及外層屏蔽的影響，其信號幅度較小。隨著真空設備持續(xù)運行，真空度提高至3.2×10-4Pa以上時，在以上兩種束流密度（3.6 pA/cm2，時間坐標450～630 min；6.5pA/cm2，時間坐標670～1000 min）輻照下均未觀測到放電信號，懸浮導體達到充電平衡電位約-5230 V左右。

圖 4 懸浮導體放電脈沖波形Fig.4 Discharging pulses of the floating conductor

以上結果對比初步表明，懸浮導體的放電現(xiàn)象產(chǎn)生與真空度密切相關，其放電過程可能為懸浮導體與絕緣套介質(zhì)或鋁遮擋片接地導體間的氣體放電現(xiàn)象。Frederickson曾在2000年的一項電子槍輻照環(huán)氧樹脂電路板試驗中驗證了航天器上的氣體放電過程，表明在較高電位下絕緣材料的放氣現(xiàn)象可以導致放電現(xiàn)象的發(fā)生[6]。因此，在航天器上除須盡量避免懸浮導體的存在，還必須減少易在真空下放氣的絕緣介質(zhì)的使用。

2.2 多層結構的深層放電及束流密度影響

航天器上存在如多層電路板、光學太陽反射鏡等多層結構。當這些多層結構中存在懸浮導體時，懸浮導體在受到輻照后易與介質(zhì)或其他接地導體間產(chǎn)生放電現(xiàn)象。在圖5的結構中存在兩塊懸浮導體，其中一塊置于放射源直接輻照下，另一塊置于放射源輻照區(qū)域外，兩者經(jīng)導線連接，分別利用兩個羅氏線圈測量。一個羅氏線圈套置于兩塊懸浮導體的搭接導線上，接入示波器的CH1通道；另一個羅氏線圈套置于未被輻照懸浮導體底部多層結構的接地線上，監(jiān)測其可能產(chǎn)生的放電電流信號，接入示波器的CH2通道。試驗在真空度2.4×10-4Pa下首先采用3.6 pA/cm2束流密度輻照2 h，懸浮導體電位僅升至-850 V，未產(chǎn)生任何放電信號；其后調(diào)整束流密度至4.7 pA/cm2，經(jīng)近5h輻照后，懸浮導體電位上升至-2300 V，其后監(jiān)測到一次放電脈沖信號，如圖6所示。

圖 5 典型懸浮導體的多層結構Fig.5 Multilayer structure of typical floating conductor

圖 6 多層結構的放電脈沖信號Fig.6 Discharging pulses of multilayer structure

圖6中CH1和CH2兩通道的信號均觀測到較強的放電脈沖，表明放電現(xiàn)象是由相連接的兩塊懸浮導體引起的。由于示波器量程設置所限，無法準確判斷放電電流強度大小，根據(jù)脈沖波形趨勢初步估算，其放電電流在1.5～2.5A之間。

2.3 接插件的深層放電及溫度影響

懸浮導體除存在以上形式外，在接插件中，部分未使用空針也處于懸浮狀態(tài)。尤其是位于航天器外表面的接插件，受到的輻射屏蔽較弱，在背陽面工作溫度低，較容易發(fā)生深層放電現(xiàn)象。接插件內(nèi)共有8根針芯（如圖7所示），試驗時將3根針芯穿過羅氏線圈（CH1通道）接地；其余5根處于懸浮狀態(tài)，直接置于放射源前接受輻照。

圖 7 接插件接地示意圖Fig.7 Schematic diagram of eight-pin connector

試驗初始階段在常溫條件下進行，真空度由于持續(xù)試驗而逐漸提高。當真空度為2.2×10-3Pa時，在束流密度6.5pA/cm2輻照下長時間內(nèi)均未觀測到放電現(xiàn)象；而后調(diào)節(jié)試驗溫度至-20 ℃，約15min后出現(xiàn)首次放電信號（此時真空度升至7×10-4Pa），如圖8所示；此后繼續(xù)輻照約3 h，多次觀測到放電信號；最后調(diào)節(jié)溫度至60 ℃，長時間輻照下未觀測到任何放電信號（截止時刻真空度4.3×10-4Pa）。

圖 8 接插件試驗中觀測到的放電信號Fig.8 The discharging pulse of the eight-pin connector

以上試驗表明，在低溫條件下，接插件中的懸浮空針更容易產(chǎn)生放電現(xiàn)象。當溫度降低時，接插件中支撐介質(zhì)的電荷遷移能力降低，導致其內(nèi)部空針上可以累積更多電荷，進而形成放電現(xiàn)象。因此，航天器深層放電現(xiàn)象的防護還必須考慮溫度變化的影響。

3 結束語

本文初步模擬了航天器內(nèi)幾種可能存在的懸浮導體結構在GEO環(huán)境電子輻照下的深層放電現(xiàn)象。懸浮導體在受到電子輻照后，由于大量電子集中在表面，相比介質(zhì)更容易與周圍材料發(fā)生放電現(xiàn)象。試驗結果表明，解鎖后的火工品部件、多層結構和插接件等典型結構在一定的真空度、束流密度及溫度條件下可以發(fā)生放電現(xiàn)象，表明其在航天器上具有較大的放電風險。因此，航天器深層放電防護設計中必須避免懸浮導體的使用，避免大放氣量材料的使用，要格外重視對處于航天器外部低溫環(huán)境下使用的部件的防護，以及采取合理的結構設計。

試驗觀測到幾種典型結構的深層放電脈沖單峰寬度為40～100 ns，持續(xù)時間1～3 μs，脈沖幅度0.2～4 A，其結果基本與NASA-TP-2361中航天器放電脈沖特征及NASA-HDBK-4002手冊中的濾波要求一致。本文僅初步試驗模擬了含有懸浮導體的航天器典型結構的深層放電現(xiàn)象，在實際情況中，這些結構同時受到溫度、真空度和電子束流密度等因素影響，因此需要全面考慮各因素的作用過程。由于試驗條件限制，試驗中仍有許多不完善之處。針對航天器具體結構開展測試試驗，深入研究深層放電的機理及特征，將是下一步需進行的工作。

（References）

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