劉業(yè)楠，趙 華，易 忠，張 超，孟立飛，黃建國

(1.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京100094;2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室，北京100094)

1 引言

空間等離子體環(huán)境會導(dǎo)致航天器產(chǎn)生表面帶電，一般情況下，航天器所帶電位與等離子體溫度相當(dāng)。在低軌航天器運行的軌道環(huán)境，通常電子溫度Te＜0.5 eV，航天器結(jié)構(gòu)體電位一般在幾伏的負(fù)電位。而對于空間站這樣的大型航天器，由于采用了高壓太陽電池陣和高母線電壓(如國際空間站母線電壓為160 V)，航天器電位變得復(fù)雜起來。由于航天器一般采用負(fù)接地的連接形式，航天器結(jié)構(gòu)體會長期懸浮于幾十伏乃至上百伏的負(fù)電位。如此高的懸浮電位會帶來風(fēng)險［1］，因此，為了確?？臻g站的長期可靠運行并保障航天員出艙活動的安全，必須對空間站的表面電位及空間等離子體環(huán)境采取電位主動控制措施。

2 空間站帶電效應(yīng)

航天器與周圍的等離子體、太陽輻照等空間環(huán)境相互作用會引起航天器的電位變化，在低軌，主要環(huán)境為冷稠等離子體，等離子體的溫度大約為2 000～3 000 K，密度為1010～1012m-3?？臻g中并非地面上有“地”的概念，航天器在空間等離子體中是懸浮的，同時，航天器會收集空間等離子體中的電子和離子，從而造成航天器結(jié)構(gòu)與空間等離子體間產(chǎn)生懸浮電位［2］。圖1是國際空間站曾經(jīng)的在軌結(jié)構(gòu)電位特性情況。

圖1 航天器在空間等離子體中的電流收集情況Fig.1 Spacecraft collect electrical charges from the space plasma

圖2 ISS在未防護時的結(jié)構(gòu)電位情況Fig.2 ISS structure potential without PCU

空間站采用了高壓太陽電池陣，受其較高的母線電壓及負(fù)接地方式影響，會引起空間站的結(jié)構(gòu)相對等離子體產(chǎn)生較高的懸浮電位。國際空間站(ISS)160 V母線電壓在太陽帆板發(fā)電時結(jié)構(gòu)產(chǎn)軸生的懸浮電位可接近-160 V(圖2)。我國空間站采用的太陽帆板母線電壓為100 V，由于空間站由多個艙段對接組成，通過SPIS軟件進行100 V母線的高壓太陽帆板航天器及28 V母線太陽帆板的載人飛船的在軌飛行帶電情況仿真分析［3］，可知光照情況下，100 V母線的航天器單獨朝前飛行時，約產(chǎn)生-78 V的結(jié)構(gòu)懸浮電位(帆板正面朝向為飛行方向，較好情況)。而對于28 V母線的載人飛船，其結(jié)構(gòu)懸浮電位則約為-26 V(圖3)。當(dāng)艙段間對接后，其結(jié)構(gòu)上的暴露導(dǎo)體面積進一步減小，可能會使結(jié)構(gòu)懸浮電位達到-98 V以上(帆板背面朝向飛行方向，較惡劣情況)。

圖3 高壓母線航天器(上)及低母線電壓飛船(下)在陽照區(qū)的結(jié)構(gòu)懸浮電位仿真分析結(jié)果Fig.3 Computer simulations of HVSA(high voltage solar array)spacecraft and normal 28 V solar array spacecraft

另外，空間站由于其尺寸較大，飛行軌道較低，在軌道上運行時切割磁力線，會在空間站結(jié)構(gòu)兩端形成電位梯度分布v×B·l。其中，v為空間站飛行速度7.8 km/s，B為空間站飛行位置的地球磁場。，一般在30 000～50 000 nT(10-9特斯拉)。國際空間站通過計算得到由于切割磁力線引起的兩端電位差最大可達約20 V。對于已經(jīng)具有的懸浮電位，切割磁力線的作用會進一步降低空間站結(jié)構(gòu)局部位置的懸浮電位［4］。我國空間站在組合后約長35 m，則兩端因切割磁力線產(chǎn)生的電位差可達到8～10 V。

3 空間站帶電引起的環(huán)境效應(yīng)問題

3.1 帶電對交會對接的影響

空間站由多個艙段組成，在近地空間環(huán)境下，通過各艙段逐一發(fā)射并以交會對接的形式完成。在空間站的搭建過程中，由于空間等離子體的作用，對接的兩個航天器間會產(chǎn)生電位差，在其對接并導(dǎo)通時可能產(chǎn)生靜電放電，從而引起結(jié)構(gòu)電位的波動。利用PSPICE建立等效電路，分析對接時放電的效應(yīng)，根據(jù)估算的兩器對接前分別的等效電容，以及計算得到的懸浮電位(與等離子體無窮遠(yuǎn)處的電位)建立如圖4的等效電路，得到的電流脈沖即為對接產(chǎn)生的放電電流脈沖，初步估算峰值約6.2 A(取電弧電阻10 Ω)。

圖4 對接放電仿真電路圖及結(jié)果Fig.4 RVD discharge simulation model and result

在對接放電時，由于兩航天器結(jié)構(gòu)間進行電荷平衡，因此會產(chǎn)生脈寬較短，峰值較高的放電電流，同時結(jié)構(gòu)“地”也會產(chǎn)生波動，從而對航天器內(nèi)的電子儀器產(chǎn)生干擾［5］。

3.2 帶電對航天員出艙的影響

空間站的懸浮電位低于環(huán)境等離子體的電位，這將帶來諸多問題。由于熱控和防止空間碎片撞擊的需要，空間站的表面使用了大量絕緣涂層和陽極化材料，通常這些材料，尤其是陽極化材料的絕緣層極薄，因而即使只有很低的壓差，也會導(dǎo)致絕緣擊穿，產(chǎn)生電弧放電，使得材料的性能退化。如圖5所示。

圖5 ISS空間站陽極化層由于懸浮電位引起的擊穿Fig.5 ISS Anodic oxidation materials breakdown induced by floating potential

按陽極化涂層的厚度為1.3 μm來估算，若結(jié)構(gòu)懸浮電位為-80 V時，由于外表的介質(zhì)與空間等離子體接觸，其電位主要來自空間等離子體中的電子充電電流、離子充電電流及光電流，在無光的情況下，由于空間等離子體的溫度較低，因此介質(zhì)外表面的電位與空間等離子體電位間相差不大，可認(rèn)為基本等于0。當(dāng)有光照時，由于光電流的作用這個電位會進一步升高。若以表面電位為0計算，陽極化涂層間產(chǎn)生的電場約為6×107V/m，已經(jīng)高于一般介質(zhì)材料的擊穿閾值。因此在這種情況下會產(chǎn)生靜電放電事件。

航天員艙外活動單元使用的過程中與ISS結(jié)構(gòu)接觸因而與其懸浮電位等勢，而艙外活動單元上也使用了陽極化部件，當(dāng)航天員進行出艙活動(EVA)時，同樣的環(huán)境會作用于航天服，使其陽極化部件表面的薄膜材料發(fā)生絕緣擊穿，產(chǎn)生的放電會對出艙航天員的安全造成嚴(yán)重的后果。

圖6是使用或不使用電臍帶的出艙模式時，空間站結(jié)構(gòu)的懸浮電位可能引起的放電通路。當(dāng)使用電臍帶時，航天員與空間站的結(jié)構(gòu)懸浮電位達到一致，根據(jù)前述的陽極化材料靜電放電問題可知，航天服外表面可能會由于懸浮電位的影響而產(chǎn)生靜電放電。當(dāng)不使用電臍帶時，通過仿真計算的結(jié)果可知，航天員在出艙后，其絕對電容很小，因此在充電的過程中航天員會迅速與空間等離子體環(huán)境達到平衡，其電位最大約為-3.5 V。由于航天服上沒有如太陽電池陣一類具有電位差的部件，其結(jié)構(gòu)充電電流主要以電子收集電流、離子收集電流和光電流為主，即使在空間站的尾流區(qū)，由于等離子體的溫度很低，航天服的導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體不會被充電至很高電位。同時，由于航天員被充電至負(fù)電位，會在尾流區(qū)形成電子鞘層，從而使其在活動的過程中一直處于接近等離子體環(huán)境電位的情況。然而，由于空間站在工作中本身會產(chǎn)生結(jié)構(gòu)懸浮電位，因此航天員在與空間站接觸的時候由于兩者結(jié)構(gòu)電位不一致會產(chǎn)生電場，在航天器表面進行相關(guān)工作時可能會引起靜電放電。另外，在此狀態(tài)下的航天員回到空間站時，勢必與空間站結(jié)構(gòu)電位間存在一個接觸的過程，其效應(yīng)與交會對接時可能的靜電放電事件類似。

圖6 出艙帶電情況(上:使用電臍帶，下:不使用)Fig.6 EVA charging conditions

國外研究表明，航天服上流經(jīng)的電流有可能通過航天員和單點接地點之間的通路［6］。當(dāng)表面發(fā)生電弧放電時，流經(jīng)航天服的電流通路可能有很多。當(dāng)電弧誘發(fā)放電的電流為20 A時，通過人體的電流為0.1 A(設(shè)人體電阻取值為200 Ω)，而NASA的醫(yī)學(xué)官員認(rèn)為通過航天員身體的最大電流不得高于1 mA，這個電流值是安全值的100倍，其危害不言而喻。根據(jù)表面充放電的相關(guān)理論，放電產(chǎn)生的濃密等離子體可能擴散到臨近的充電表面進而引發(fā)這些區(qū)域的放電。所以存在這種可能，航天服上產(chǎn)生的電弧等離子體擴散到空間等離子體中，進而誘發(fā)整個空間站表面電容中儲存靜電電荷的釋放，這表明從空間站到航天服放電通路中的電流值可能高達10～100 A。

3.3 帶電的其他影響

低軌高壓太陽電池陣會產(chǎn)生靜電放電效應(yīng)。根據(jù)目前在國際上得到了認(rèn)可的理論，放電是由于太陽能電池三結(jié)合處(即等離子體環(huán)境、玻璃蓋片和互連片)在反向梯度電位充電情況下造成的。如果太陽電池串之間的電勢差高于某一閾值電壓，靜電放電在太陽電池電路高電位和低電位之間形成的電流流動通過放電離解的高濃度等離子體通路，一般能夠維持毫秒數(shù)量級的時間，成為二次電弧。二次電弧很容易持續(xù)并發(fā)出遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于觸發(fā)放電的能量。當(dāng)電池陣工作參數(shù)高于二次電弧閾值且在附近發(fā)生靜電放電事件時，就會引起二次電弧，電弧瞬間產(chǎn)生的高溫會將Kapton基底碳化熱解，從而形成局部的短路，造成電池陣輸出功率的下降［9］?？臻g站的太陽帆板母線電壓為100 V，太陽電池陣電路正常工作電壓要相對高出約20 V，因此電池陣上的電池布片所形成的電位梯度必然會覆蓋超過靜電放電閾值的部位，同時也會有滿足二次電弧閾值的部位，主要以電池串的兩端為主。另外，當(dāng)帆板存在開路工況的時候，由于輸出電壓會進一步增加，開路電壓可達更高值，由此對空間站帶電造成的影響會進一步增強。

此外，在空間站結(jié)構(gòu)產(chǎn)生懸浮電位時，空間站表面會在等離子體中形成直流鞘層，懸浮電位在外露介質(zhì)材料表面與鞘層邊緣之間會建立電場分布，如圖7所示。

圖7 鞘層電位分布(左)及離子鞘內(nèi)加速(右)Fig.7 Plasma sheath potential and ion accelerate in sheath

在鞘層的作用下，會排斥電子，并加速離子，使離子在穿越鞘層的過程中獲得能量。等離子體中的離子98%以上是O+離子，它們在空間站結(jié)構(gòu)懸浮電位產(chǎn)生的鞘層影響下，加速撞擊空間站介質(zhì)材料表面，產(chǎn)生轟擊效應(yīng)，造成濺射、掏蝕及氧化，從而使材料的表面損傷。

最后，靜電放電(ESD)還會使空間站上的電子儀器出現(xiàn)干擾，特別是各種集成電路組件，造成偽指令、亂真切換等故障，影響其工作的可靠性。據(jù)國外統(tǒng)計結(jié)果，1973～1997年航天器故障中，歸因于ESD的達到了一半以上(圖8)。

圖8 國外機構(gòu)統(tǒng)計的航天器故障情況Fig.8 Abnormal information of spacecrafts by Aerospace

4 空間站帶電效應(yīng)對策分析

航天器的表面介質(zhì)和結(jié)構(gòu)導(dǎo)電體分別會收集等離子體中的電子與離子，同時由于光照產(chǎn)生光電子、電子與離子入射產(chǎn)生的二次電子、背散射電子等，產(chǎn)生收集電流，當(dāng)航天器表面凈電流或結(jié)構(gòu)凈電流為0時，航天器的表面電位或結(jié)構(gòu)電位即為其相應(yīng)的平衡電位。航天器表面和結(jié)構(gòu)的電流平衡方程分別為:

其中:Inet，jnet為收集凈電流和電流密度;Ii，ji為離子電流和電流密度;Ie，je為電子電流和電流密度;Ise，jse為電子引起的二次電子發(fā)射電流和電流密度;Isi，jsi為離子引起的二次電子發(fā)射電流和電流密度;Iph，jph為光電流和電流密度;Ibe，jbe為背散射電子電流和電流密度;jc為傳導(dǎo)電流密度;φsc，φd—航天器結(jié)構(gòu)和表面介質(zhì)的電位。

當(dāng)表面的凈電流密度jnet或結(jié)構(gòu)的凈電流Inet等于0時，求解電流平衡方程即可確定介質(zhì)表面平衡電位φd及航天器結(jié)構(gòu)懸浮電位φsc。

低軌環(huán)境通常為冷稠等離子體環(huán)境，航天器由于其帆板上的電池陣為負(fù)接地，造成航天器帆板的負(fù)端與結(jié)構(gòu)地的外露部分會收集正離子，使航天器的電位升高，而帆板正端會收集電子，使航天器的電位降低(圖9)。同時，由于等離子體中的電子、離子溫度較低，其二次電子和背散射電子產(chǎn)量可忽略不計。同時，由于航天器表面介質(zhì)材料的電導(dǎo)率很小，介質(zhì)表面與空間等離子體形成的傳導(dǎo)電流的計算可以按下式進行:

其中σ為介質(zhì)的電導(dǎo)率。

圖9 低軌航天器太陽帆板引起的帶電效應(yīng)Fig.9 LEO spacecraft floating potential induced by solar array

由于按最壞情況估計，電離層等離子體中低能量電子影響，不會使介質(zhì)表面充電電壓超過等離子體溫度，即|φd|＜5 V，介質(zhì)的體電導(dǎo)率通常在10～15 S/m范圍，故在低軌航天器的環(huán)境中，傳導(dǎo)電流jc對航天器結(jié)構(gòu)電位的貢獻基本可以忽略。

在這種情況下，由于太陽電池陣為負(fù)接地方式，因此結(jié)構(gòu)的電流平衡方程可近似變?yōu)橐韵虑闆r:

其中Ssc為航天器表面暴露的導(dǎo)體面積;Sarray為太陽帆板上暴露導(dǎo)體的面積;Ns為電池陣串聯(lián)數(shù)量;Varray為太陽帆板的母線電壓。

上式考慮了在太陽電池串形成的電位梯度下各電位的電池片在空間等離子體中形成的收集電流的近似情況，由此可看出帆板母線電壓、航天器及太陽帆板上暴露導(dǎo)體的面積很大程度的影響著結(jié)構(gòu)懸浮電位。

空間站在飛行中，由于太陽帆板為負(fù)接地，母線電壓100 V使太陽帆板收集空間等離子體中的電子，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)電位偏負(fù)，通過分析可知結(jié)構(gòu)懸浮電位帶來的帶電風(fēng)險，為確保空間站的對接、航天員出艙、太陽電池陣工作安全，按照國際空間站(ISS)研制中的經(jīng)驗分析，當(dāng)空間站與空間等離子體間相互作用產(chǎn)生的收集電流增大時，需要在迎風(fēng)區(qū)有更大的暴露導(dǎo)體面積，ISS在收集電流為10 mA時需要在迎風(fēng)區(qū)有8 m2的暴露導(dǎo)體面積才能平衡空間等離子體引起的帶電影響。我國空間站形成組合體后，迎風(fēng)區(qū)暴露導(dǎo)體面積進一步減小，同時，太陽帆板增加造成收集電流的進一步增大，帶電引起的空間站充電效應(yīng)將達到最惡劣情況。

常規(guī)途徑防止和減少航天器表面帶電的方法主要為以下3類:

1)計算機數(shù)值模擬，預(yù)測空間環(huán)境的影響，制定有關(guān)充、放電的設(shè)計規(guī)范，同時為制定消除、控制和檢測航天器表面電位的方法提供依據(jù)，主要用于設(shè)計階段的帶電風(fēng)險分析及設(shè)計改良。

2)等離子體模擬，試驗室進行試驗?zāi)M，獲得部分有關(guān)因素影響和相關(guān)參數(shù)的試驗數(shù)據(jù)，一方面試驗數(shù)據(jù)可以作為設(shè)計階段的參考，另一方面試驗也可以進行防護改進后的評估。

3)對航天器進行實際控制，可分為被動和主動兩類:被動控制，是指在航天器的設(shè)計和生產(chǎn)過程中，從形狀、結(jié)構(gòu)、材料和工藝等方面采取防止或減輕充電的各種措施，主要通過設(shè)計階段實施，在軌運行期間不能改變或控制;主動控制是通過在航天器上裝設(shè)電位控制設(shè)備來進行的，其工作過程完全可控。

為減少空間等離子體引起的空間站帶電問題，降低太陽帆板及航天員出艙引起的靜電放電風(fēng)險，其具體解決手段主要如表1所示［6］。

從表1中可看出，被動防護控制法是解決空間站帶電問題的最便捷途徑。這種手段主要通過選擇空間站的表面材料及采用特殊的結(jié)構(gòu)設(shè)計，使空間站在等離子體環(huán)境中的絕對充電和不等量充電不超過某一特定的允許值，來防止和控制空間站帶電。被動防護對設(shè)計、材料、工藝等方面的要求較高，而作為工程上較為適合的方式則是利用帶電粒子發(fā)射法的主動防護控制技術(shù)，國際空間站ISS在考慮帶電問題的防護方面，就采用了等離子體接觸器(PCU)對其進行控制，在需要的時候降低ISS的結(jié)構(gòu)電位，控制放電風(fēng)險［10］。等離子體源發(fā)射裝置主要是通過產(chǎn)生等離子體作為發(fā)射陰極，向空間中釋放電子，以平衡太陽電池陣收集的電子電流，其原理如圖10所示。

根據(jù)等離子體中懸浮導(dǎo)體的電流收集特性可知，低軌航天器在等離子體中凈收集電流值約為:

對于我國空間站來說，取可能的最大不等量帶電電位100 V，電子溫度0.2 eV，等離子體密度1012m-3，根據(jù)空間站太陽帆板的尺度及暴露導(dǎo)體面積估算，此時產(chǎn)生的凈電流約為1.107 A。根據(jù)圖10所示，此時只要電位控制裝置具備能持續(xù)發(fā)射1 A電子束流的能力，就可以平衡空間站的帶電問題。ISS給出的電位控制能力約為10A的電子束流發(fā)射能力，對比ISS可知，由于我國空間站的規(guī)模相對較小，同時帆板電壓相對ISS要低，因此1 A電子束流的發(fā)射能力可以滿足基本需要。如果具有更大發(fā)射束流能力的電位控制裝置，則在空間站結(jié)構(gòu)電位安全區(qū)間的長期保持、空間環(huán)境強擾動時的電位控制等方面都會具有更多保障，確?？臻g站安全、可靠地運行。

表1 空間站帶電問題防護方案Table 1 Mitigation projects of space station charging effect

圖10 等離子體接觸器的電位控制原理Fig.10 Spacecraft floating potential control process by PCU

5 結(jié)論

根據(jù)上述分析結(jié)果可知，空間站運行時，由于太陽帆板與空間等離子體相互作用產(chǎn)生的帶電效應(yīng)可能會有如下危害。

1)空間站高壓航天器與低壓航天器在交會對接時，由于兩者間較高的電位差，使對接時產(chǎn)生放電，造成結(jié)構(gòu)電位波動和干擾，應(yīng)針對其對接過程進行主動電位控制等防護措施;

2)航天員出艙會根據(jù)其狀態(tài)不同，產(chǎn)生相對于空間等離子體或相對于空間站結(jié)構(gòu)的電位差，可能會因此引起靜電放電，需要對艙外及航天服外表面材料進行靜電放電閾值測試，同時在航天員出艙時，通過主動電位控制的方式提升空間站電位，確保航天員出艙活動的安全性;

3)空間站各高壓母線艙段單獨飛行時，其帶電效應(yīng)將會引起太陽帆板的一次放電效應(yīng)及二次電弧效應(yīng)，應(yīng)針對其帆板進行相關(guān)試驗以確定放電的特性及造成的影響，并輔以主動電位控制等手段確保太陽電池陣安全;

4)空間站表面材料在其懸浮電位的作用下會加速空間等離子體中的離子撞擊，長期積累會影響材料的熱控、力學(xué)和介電性能。

我國空間站的母線電壓為100 V，在近地空間運行時會產(chǎn)生稠密等離子體環(huán)境中高壓太陽電池陣引起的充電效應(yīng)，結(jié)合國外低軌航天器的設(shè)計要求可知［11］，我國空間站主動電位控制系統(tǒng)，需要具有較大的電子發(fā)射束流(不小于1 A)才能夠平衡空間站結(jié)構(gòu)懸浮電位的影響，滿足空間站的靜電放電防護要求。

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