唐 旭，季啟政，馮 娜，張絮潔，張 宇，楊 銘

（北京東方計(jì)量測(cè)試研究所，北京 100086）

0 引言

航天器在軌道上運(yùn)行時(shí)，不可避免地與空間等離子體環(huán)境發(fā)生相互作用。在空間站所處的300～500 km的低地球軌道（Low Earth Orbit，LEO）上，存在大量高密度低能量的“冷稠”等離子體，其能量約為0.1～0.3 eV，載人飛船航天器在此能量的等離子體中表面充電效應(yīng)不明顯，但對(duì)于空間站等大型結(jié)構(gòu)航天器，由于受到與其負(fù)端接地的高壓太陽(yáng)電池陣與等離子體環(huán)境相互作用的影響，結(jié)構(gòu)體產(chǎn)生較高的懸浮電位[1-4]，嚴(yán)重情況下達(dá)-100 V[5]。航天員出艙活動(dòng)（Extra Vehicular Activity，EVA）時(shí)，將面臨多種環(huán)境工況，在與空間站不斷接觸-分離過(guò)程中，空間站電位將影響航天員作業(yè)安全[6-9]。NASA對(duì)國(guó)際空間站（International Space Station，ISS）航天員EVA的放電防護(hù)研究表明，若不對(duì)航天員EVA的充放電進(jìn)行控制，航天員艙外機(jī)動(dòng)單元[10]（Extravehicular Mobility Unit，EMU）將存在大于人體安全電流1 mA數(shù)百倍的危險(xiǎn)電流，對(duì)航天員安全產(chǎn)生影響[11]。

目前我國(guó)航天員僅在神舟七號(hào)飛船上進(jìn)行了一次歷時(shí)19 min的出艙活動(dòng)[12-13]，并且由于神舟七號(hào)飛船太陽(yáng)電池陣為28 V低壓太陽(yáng)電池陣，且飛船結(jié)構(gòu)與空間大型飛行器組合體相比較小，航天員出艙的充放電防護(hù)問(wèn)題并不顯著。未來(lái)我國(guó)空間站組合體預(yù)計(jì)將在2022年前后建成，采用100 V的高壓太陽(yáng)能電池陣列，航天員EVA過(guò)程中將面臨和ISS同樣的問(wèn)題[4]。為了保證出艙活動(dòng)時(shí)航天員的安全，本文將在充分調(diào)研國(guó)內(nèi)外空間站在軌運(yùn)行等離子體環(huán)境、帶電狀態(tài)以及空間站航天員出艙作業(yè)工況的基礎(chǔ)上，分析ISS航天員EMU結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，探討空間站不同結(jié)構(gòu)電位對(duì)航天員EVA的充放電效應(yīng)，分析航天員EVA時(shí)充放電威脅的消除方法，為未來(lái)我國(guó)空間站航天員長(zhǎng)時(shí)間出艙作業(yè)提供充放電效應(yīng)的防護(hù)設(shè)計(jì)理論與技術(shù)支持。

1 空間站在LEO等離子體環(huán)境中的帶電

1.1 LEO軌道等離子體環(huán)境

ISS軌道高度在350 km左右，為電離層的F2層區(qū)域，表1為L(zhǎng)EO軌道等離子體環(huán)境電子密度隨季節(jié)變化的相關(guān)參數(shù)[14]。

表1 電離層F2層的等離子體環(huán)境參數(shù)Tab.1 Basic properties of the ionospheric F2layer

1.2 空間站的充電及電位

ISS結(jié)構(gòu)包括一個(gè)約100 m長(zhǎng)的主桁架。在其典型飛行姿態(tài)下，桁架結(jié)構(gòu)呈垂直于空間站的運(yùn)動(dòng)方向展開(kāi)，垂直桁架方向安裝有大功率高電壓的太陽(yáng)能電池陣，每片電池板長(zhǎng)34.5 m，寬12 m，共有16塊，如圖1所示[6]?？臻g等離子體和ISS結(jié)構(gòu)相互作用導(dǎo)致結(jié)構(gòu)體會(huì)帶有懸浮電位。此外，ISS在電離層等離子體中快速運(yùn)動(dòng)，由于運(yùn)動(dòng)過(guò)程中快速切割地球磁場(chǎng)[15]，因此也會(huì)產(chǎn)生感應(yīng)電位。

圖1 ISS的桁架及其太陽(yáng)電池陣結(jié)構(gòu)Fig.1 Truss and solar array structure of ISS

1.2.1 電離層等離子體充電效應(yīng)

等離子體對(duì)ISS充電作用主要有兩種方式：

（1）等離子體通過(guò)太陽(yáng)電池陣形成充電電流

ISS太陽(yáng)能電池陣的工作電壓為160 V的高壓，高壓導(dǎo)體-介質(zhì)系統(tǒng)與等離子體相互作用發(fā)生電流收集效應(yīng)[16-17]，由于太陽(yáng)電池陣負(fù)極與ISS的結(jié)構(gòu)地相接，會(huì)將電流引導(dǎo)到ISS結(jié)構(gòu)的金屬上，對(duì)ISS結(jié)構(gòu)產(chǎn)生充電電流。

（2）等離子體通過(guò)結(jié)構(gòu)體形成充電電流

空間等離子體與ISS結(jié)構(gòu)體中裸露的金屬導(dǎo)體和用于空間碎片防護(hù)的化學(xué)陽(yáng)極氧化鋁層相互作用，等離子體中的電子、離子的入射形成對(duì)ISS結(jié)構(gòu)的充電電流[18]。

ISS結(jié)構(gòu)的充放電方程可表示為（不分電流方向）：

式中：Ik為第k個(gè)太陽(yáng)能電池單元上的入射電流；n為ISS上的太陽(yáng)能電池單元數(shù)；ISTR為空間站結(jié)構(gòu)體上的入射電流；Cs為空間站結(jié)構(gòu)體相對(duì)于空間等離子體的電容；φ為結(jié)構(gòu)體電勢(shì)；t為充電時(shí)間。

ISS早期模擬和數(shù)值計(jì)算出的空間站最?lèi)毫咏Y(jié)構(gòu)電位在-120～-140 V之間[19]，但在軌的探測(cè)設(shè)備測(cè)得的實(shí)際電位低于此值，當(dāng)關(guān)閉等離子體接觸器對(duì)結(jié)構(gòu)電位的控制時(shí)，結(jié)構(gòu)電位在-80 V左右[10]。

1.2.2 切割地磁線產(chǎn)生的感應(yīng)電位

ISS在LEO軌道快速運(yùn)動(dòng)時(shí)，切割地磁線會(huì)產(chǎn)生感應(yīng)電動(dòng)勢(shì)[8]。ISS在軌的典型運(yùn)行速度為7.8 km/s，軌道典型磁場(chǎng)強(qiáng)度為5×10-5T。感應(yīng)電動(dòng)勢(shì)E和ISS的速度v與所處位置地球磁感應(yīng)強(qiáng)度B的叉乘成正比，并且與ISS結(jié)構(gòu)尺寸l有關(guān)：

假定空間站結(jié)構(gòu)在一個(gè)軌道周期內(nèi)由于切割地球磁場(chǎng)產(chǎn)生的感應(yīng)電動(dòng)勢(shì)近似為恒定值。根據(jù)式（2）計(jì)算ISS的桁架結(jié)構(gòu)在所處軌道產(chǎn)生的感應(yīng)電動(dòng)勢(shì)，在較嚴(yán)重的情況下，E可達(dá)約-40 V。圖2為ISS切割地磁場(chǎng)產(chǎn)生感應(yīng)帶電情況的示意圖。綜上可見(jiàn)，在等離子體對(duì)ISS結(jié)構(gòu)體充電效應(yīng)的基礎(chǔ)上，疊加結(jié)構(gòu)體切割地磁場(chǎng)的感應(yīng)帶電效應(yīng)，ISS帶電情況更為嚴(yán)重，研究表明空間站帶電的典型值約為-120 V。

圖2 ISS切割地球磁場(chǎng)產(chǎn)生電動(dòng)勢(shì)示意圖Fig.2 The electromotive force generated by crossing the earth’s magnetic field of ISS

2 EVA充放電效應(yīng)

2.1 航天員EMU工況分析

ISS航天員在軌作業(yè)主要包括四類(lèi)：大型空間設(shè)備組裝、空間設(shè)備維修、空間救援和空間科研等[20]。ISS航天員EMU的上半身部分為支持硬殼，通過(guò)不銹鋼環(huán)分別和頭盔、臂組件及下肢組件連接[6]。外部為陽(yáng)極氧化材料部件，腰部裝有修理工具的腰帶[11]。EMU整體結(jié)構(gòu)通過(guò)臍帶與ISS結(jié)構(gòu)相連，內(nèi)部的部分金屬連接點(diǎn)和航天員接觸。其結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 EMU結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Composition of EMU

在EVA期間，航天員暴露在空間站結(jié)構(gòu)體的高電勢(shì)之下，EMU表面與ISS表面之間形成高電場(chǎng)會(huì)誘發(fā)電弧放電。電弧對(duì)ISS表面材料的加熱，導(dǎo)致材料氣化并部分電離。放電持續(xù)進(jìn)行使得電子繼續(xù)轟擊氣化后的氣體，產(chǎn)生的等離子體迅速擴(kuò)張，導(dǎo)致沿航天器表面更大范圍放電[21]。在實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行模擬時(shí)，檢測(cè)到ISS表面材料連續(xù)放電產(chǎn)生了1 000 A量級(jí)的電流，如果航天員出艙時(shí)發(fā)生該量級(jí)的放電電流，會(huì)對(duì)人體安全產(chǎn)生嚴(yán)重危害[5]。

當(dāng)航天員為自主出艙模式時(shí)，EMU結(jié)構(gòu)的電容很小，會(huì)在等離子體環(huán)境作用下很短時(shí)間內(nèi)與環(huán)境達(dá)到電位平衡，電位約為-1～-2 V。航天員出艙工作時(shí)間一般為6 h[22]，而ISS的軌道周期為90 min，因而在6 h內(nèi)會(huì)多次進(jìn)出地影。相關(guān)探測(cè)表明，當(dāng)ISS出地影時(shí)，會(huì)有明顯的“快速充電”效應(yīng)[23]。如果不進(jìn)行帶電控制和防護(hù)，結(jié)構(gòu)電位可高達(dá)-80 V，從而會(huì)在航天員-空間站-等離子體環(huán)路產(chǎn)生放電電流，威脅航天員的生命安全。

NASA的醫(yī)務(wù)人員將航天員體內(nèi)電流的上限設(shè)定為1 mA[13]。實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，在EMU發(fā)生電弧放電產(chǎn)生的電流為20 A的情況下，通過(guò)航天員身體的電流為0.1 A（假定人體具有200 Ω的電阻），該電流比NASA設(shè)定的人體安全電流大100倍。

2.2 人體阻抗特性

2.2.1 人體皮膚特性

人體皮膚由兩層組成：表皮和真皮，結(jié)構(gòu)如圖4所示。表皮中的角質(zhì)層、透明層和顆粒層均為死細(xì)胞，主要成分為角質(zhì)蛋白；真皮分為乳頭層和網(wǎng)狀層，主要包含活細(xì)胞和向四周排列的纖維束。當(dāng)身體潮濕、出汗或受傷時(shí)，角質(zhì)層的電阻率會(huì)急劇下降。濕潤(rùn)皮膚里的液體成分與汗水相似，主要是0.1%～0.4%的NaCl，電阻率約為140 Ω·cm[6]。

圖4 人體皮膚的橫截面圖Fig.4 Cross section of human skin

在文獻(xiàn)[24]中采用將手掌等身體部位置于銨鹽溶液的方法，測(cè)得人體電阻的基礎(chǔ)值，從手腕到肘部的電阻為200 Ω，從手腕到肩胛骨末端為267 Ω，從肩膀到腳背為291 Ω。

2.2.2 EMU內(nèi)的潮濕環(huán)境

在EMU結(jié)構(gòu)內(nèi)，航天員穿著一件液體冷卻通風(fēng)服（Liquid Cooling and Ventilator Garment，LCVG）。LCVG利用一個(gè)管道網(wǎng)絡(luò)在航天員的身體周?chē)h(huán)冷卻水。LCVG受航天員呼吸、活動(dòng)出汗，以及其他特殊狀況（例如，尿液收集袋損壞、溢出飲用水和LCVG漏水等）影響[6，20，25-26]，內(nèi)部所處的環(huán)境通常是非常潮濕的。

2.3 空間站-航天員-EMU充放電效應(yīng)模擬

2.3.1 效應(yīng)模型

文獻(xiàn)[10]介紹了ISS研究人員建立的航天員、EMU和空間站結(jié)構(gòu)電容間的物理模型。模型由真空容器、等離子體源、陽(yáng)極氧化板、電阻和電容等組成，如圖5所示。

圖5 空間站-航天員-EMU模型Fig.5 space station-astronaut-EMU model

位于真空容器內(nèi)的等離子體源采用空心陰極Ar等離子體源，電子溫度為0.5 eV，離子溫度為0.025 eV，粒子密度為5×1012個(gè)/m3。通過(guò)上述條件模擬LEO軌道電離層材料靜電放電環(huán)境，并用朗繆爾探針監(jiān)測(cè)等離子體的參數(shù)[27]。

ISS外部分布了大面積的陽(yáng)極氧化鋁組件[2]，其大部分厚度約為1.3μm，航天器結(jié)構(gòu)電容C0采用近似平行板電容器進(jìn)行描述[6]：

式中：ε0為電容常數(shù)；κ為介電常數(shù)；A為ISS的表面積；d為介質(zhì)層的厚度。理論上可以估算出該陽(yáng)極氧化鋁組件電容在1 000～2 000μF內(nèi)，本實(shí)驗(yàn)中采用2 000μF的電容對(duì)ISS外部分布的大面積的陽(yáng)極氧化鋁組件進(jìn)行模擬。

圖5內(nèi)的陽(yáng)極氧化板為10.16×15.24 cm2的矩形陽(yáng)極氧化鋁合金板，用來(lái)模擬暴露在空間等離子體中的EMU表面的陽(yáng)極氧化部分。氧化層用硫酸浴制備，厚度為1.3μm。陽(yáng)極氧化板邊緣和背面覆蓋Kapton介電薄膜,其四個(gè)邊緣向內(nèi)用Kapton介電薄膜覆蓋1.27 cm，背面用Kapton介電薄膜完全覆蓋，暴露總表面積為96.77 cm2。

采用RC電路模擬了對(duì)電容C0充電的時(shí)間延遲作用。圖5中包括一個(gè)給C0提供可調(diào)電勢(shì)的電源VB。RB作為隔離電阻為10 kΩ，其作用是延遲對(duì)C0的充電，有效地消除電源VB作為放電事件的電流來(lái)源。R0的作用是模擬人體電阻，由于航天員電阻有多種條件，因而選用了5 Ω、10 Ω、50 Ω、100 Ω四種電阻模擬人體電阻。V1與I0分別為模擬人體電阻R0的放電電壓和放電電流。

2.3.2 模擬分析結(jié)果

實(shí)驗(yàn)?zāi)M了ISS結(jié)構(gòu)電位VB為-70 V，人體電阻為5～100 Ω各條件下的放電情況，如圖6所示。

圖6 -70V偏壓四種負(fù)載電阻下放電電壓和電流的變化Fig.6 Variation of arc current and voltage for 4 load resistors under bias voltage of-70 V

從圖6可以看出，當(dāng)電壓降至-10～-20 V時(shí)，放電終止。對(duì)于所有的負(fù)載電阻R0，電流值都遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)了0.1 A，超出人體的安全電流規(guī)定。同時(shí)可以看出，放電持續(xù)時(shí)間隨負(fù)載電阻的增大而減小。

此外，數(shù)值模型預(yù)測(cè)陽(yáng)極氧化板RC電路典型電流的下降過(guò)程應(yīng)是逐漸衰減至零。相比之下，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)顯示電流趨近到零的過(guò)程很快。這說(shuō)明放電結(jié)束階段，陽(yáng)極氧化板的放電行為與電容器不同。也可能是由于放電電弧的反作用，陽(yáng)極氧化板電流下降至零的時(shí)間比將其視作平行板電容器的理論預(yù)測(cè)值要小得多。此問(wèn)題有待進(jìn)一步研究。

3 EVA充放電防護(hù)

通過(guò)上述分析和試驗(yàn)?zāi)M可知，航天員在空間站等大型航天器上進(jìn)行EVA執(zhí)行多種工況任務(wù)時(shí)都存在安全風(fēng)險(xiǎn)，因此必須對(duì)EVA中的充放電過(guò)程進(jìn)行防護(hù)?？刹扇〉姆雷o(hù)技術(shù)包括被動(dòng)防護(hù)和電位主動(dòng)控制兩類(lèi)。

3.1 被動(dòng)防護(hù)技術(shù)

被動(dòng)防護(hù)指在航天器的設(shè)計(jì)和生產(chǎn)過(guò)程中，從結(jié)構(gòu)、形狀、材料和工藝等方面采取防止或減緩充電的各種措施。

目前針對(duì)航天員在空間站等大型航天器上進(jìn)行EVA的充放電威脅，國(guó)內(nèi)外采取的被動(dòng)防護(hù)措施主要是設(shè)計(jì)改進(jìn)空間站和太陽(yáng)電池陣列的結(jié)構(gòu)、應(yīng)用新材料等[28-31]，使航天器在等離子體環(huán)境中的帶電電位不超過(guò)一定的允許值，從而保護(hù)航天員EVA時(shí)的安全。但是這種被動(dòng)防護(hù)對(duì)設(shè)計(jì)、工藝、材料等要求較高，且材料性能受空間環(huán)境影響可能發(fā)生退化，具有不確定性。此外通過(guò)調(diào)研發(fā)現(xiàn)，被動(dòng)防護(hù)的主要思路是進(jìn)行航天器的帶電減緩，從而降低對(duì)航天員EVA的威脅，而針對(duì)航天服結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)的相關(guān)研究較少。

3.2 電位主動(dòng)控制技術(shù)

電位主動(dòng)控制技術(shù)是指裝備荷電粒子束流產(chǎn)生器對(duì)空間站帶電進(jìn)行控制，通過(guò)降低空間站的表面電位來(lái)降低航天服結(jié)構(gòu)的耐壓防護(hù)難度，保障航天員EVA的安全。

航天器帶電主動(dòng)控制的思路是：通過(guò)發(fā)射一束荷電粒子流，使進(jìn)出航天器表面的各種電流總和等于零。根據(jù)帶電具體情況，發(fā)射電子束、離子束等，相當(dāng)于從需要消除電位差的一部分向另一部分導(dǎo)出或?qū)腚娏?，從而改變電流平衡方程式?）中的參數(shù)值Ie(φ)，達(dá)到降低表面電位的目的[32]。

式中：Ie為電位主動(dòng)控制器的發(fā)射電流；Cs為結(jié)構(gòu)體相對(duì)于空間等離子體的電容；Je-SA為太陽(yáng)帆板上的電子電流密度；Ji-SA為太陽(yáng)帆板上的離子電流密度；Ji-STR為空間站結(jié)構(gòu)體上的離子電流密度；ASA、ASTR為太陽(yáng)帆板及結(jié)構(gòu)體上暴露導(dǎo)體的面積；x為太陽(yáng)帆板上歸一化的位置坐標(biāo)，x=0為太陽(yáng)帆板最外側(cè)，x=1為太陽(yáng)帆板與空間站結(jié)構(gòu)體連接側(cè)；V為坐標(biāo)x處的電位；φ為粒子流直徑。

3.2.1 ISS上的電位主動(dòng)控制技術(shù)

在ISS上采用了一種等離子體接觸器單元（Plasma Contactor Units，PCU）作為電位控制的基本設(shè)備，使空間站結(jié)構(gòu)體表面的懸浮電位控制在±40 V之內(nèi)，保證進(jìn)行EVA的航天員的安全[33-35]。

該結(jié)構(gòu)為空心陰極結(jié)構(gòu)[36]，如圖7所示。ISS上使用兩臺(tái)PCU，為延長(zhǎng)其壽命，只在執(zhí)行關(guān)鍵任務(wù)時(shí)開(kāi)啟。為防止單點(diǎn)失效，空心陰極經(jīng)常同時(shí)開(kāi)啟，進(jìn)行冗余備份，特別是在EVA時(shí)，必須保障兩臺(tái)陰極同時(shí)開(kāi)啟。自2000年10月發(fā)射，截止2013年5月，ISS上的兩臺(tái)PCU工作時(shí)間和點(diǎn)火次數(shù)已分別為8 072.0 h/123次和9 964.4 h/112次[37]。

圖7 等離子體接觸器單元（PCU）結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Schematic diagram of a typical enclosed plasma contactor units

3.2.2 CLUSTER衛(wèi)星的電位主動(dòng)控制技術(shù)

歐空局磁層研究計(jì)劃的CLUSTER衛(wèi)星雖然沒(méi)有航天員活動(dòng)，但由于其所處的高軌道環(huán)境惡劣，航天器帶電情況較低軌道更嚴(yán)重，因此采用一種液態(tài)金屬I(mǎi)n離子源（Liquid Metal Indium Ion Source，LMIS）作為主動(dòng)電位控制手段[38]。

LMIS的結(jié)構(gòu)及工作原理如圖8所示。由W制成的實(shí)心針與金屬I(mǎi)n一起裝在儲(chǔ)液器中。在表面張力的作用下，液態(tài)金屬I(mǎi)n到達(dá)W針的頂端，將W針充分浸潤(rùn)。在W針和引出電極之間加5～8 kV的電場(chǎng)，在強(qiáng)電場(chǎng)作用下，針尖局部發(fā)生場(chǎng)致發(fā)射，使In蒸發(fā)、電離并被加速極的電壓加速引出，形成離子束。最大束流可達(dá)50μA，中和衛(wèi)星表面電位一般采用15μA的束流。

圖8 液態(tài)金屬I(mǎi)n離子源工作原理Fig.8 Working principle of liquid metal indium ion source

這種方法可使表面電位控制在3～6 V內(nèi)。保障了CLUSTER衛(wèi)星的安全運(yùn)行。LMIS具有低功耗、高質(zhì)量效率、結(jié)構(gòu)緊湊和質(zhì)量小的優(yōu)點(diǎn)，但是對(duì)于空間站航天員EVA進(jìn)行電位控制有一定的局限性。LMIS只能發(fā)射金屬離子，因此只能對(duì)正電位進(jìn)行控制，功能上有所欠缺。同時(shí)，發(fā)射的金屬離子可能會(huì)附著在航天服結(jié)構(gòu)表面，對(duì)航天服造成污染。

3.2.3 和平號(hào)空間站的電位主動(dòng)控制技術(shù)

俄羅斯和平號(hào)空間站采用了一種脈沖等離子體源（Pulsed Plasma Source，PPS）作為主動(dòng)電位控制裝置[39]。其結(jié)構(gòu)如圖9所示。

圖9 脈沖等離子體源結(jié)構(gòu)示意圖Fig.9 Schematic diagram of pulsed plasma source

該裝置采用氟塑料作為工質(zhì)，工作時(shí)利用電弧放電燒蝕工質(zhì)，并在電場(chǎng)作用下噴射出脈沖等離子體束流，從而對(duì)空間站的表面電位進(jìn)行控制。

3.2.4 電位主動(dòng)控制技術(shù)效果比較

對(duì)比上述三種主動(dòng)防護(hù)策略的優(yōu)缺點(diǎn)如表2所列?？梢钥闯?，等離子體接觸器單元（PCU）和脈沖等離子體源（PPS）兩種主動(dòng)電位控制方法都能在一定程度上控制航天員EVA時(shí)空間站的表面電位，起到保護(hù)航天員EVA安全的作用，但也存在著一定的缺點(diǎn)。由于LMIS只能中和航天器在GEO軌道形成的正電位，并且存在In離子污染航天服的問(wèn)題，因此不適合用于航天員EVA時(shí)空間站表面電位控制[40]。

表2 幾種主動(dòng)電位控制技術(shù)的比較Tab.2 Comparison of several active potential control techniques

4 對(duì)我國(guó)航天員EVA充放電防護(hù)研究的建議

通過(guò)以上分析可知，航天員在EVA過(guò)程中存在明顯的放電危險(xiǎn)。各個(gè)主要航天大國(guó)都對(duì)航天員EVA中的放電威脅進(jìn)行了理論和試驗(yàn)研究，并采取了防護(hù)措施，取得了較好的防護(hù)效果。

根據(jù)我國(guó)的空間站研制計(jì)劃，2021年和2022年將接續(xù)實(shí)施空間站在軌建造，2022年完成建造工作后，航天員將在空間站長(zhǎng)期駐留。因此針對(duì)我國(guó)航天員EVA的充放電問(wèn)題必須進(jìn)行相關(guān)研究，本文提出以下幾點(diǎn)建議。

（1）建立空間站-航天員-航天服模型并開(kāi)展低軌等離子體模擬環(huán)境實(shí)驗(yàn)

由于我國(guó)尚未做過(guò)航天員EVA的充放電模擬實(shí)驗(yàn)，且國(guó)外相關(guān)實(shí)驗(yàn)可獲得的數(shù)據(jù)十分有限，國(guó)外模型所用的空間站、EMU模型與我國(guó)空間站、航天服模型存在差異，為了獲得我國(guó)航天員EVA充放電效應(yīng)的地面模擬數(shù)據(jù)，建議研究建立空間站-航天員-航天服模型并進(jìn)行低軌等離子體模擬環(huán)境下的實(shí)驗(yàn)。

首先，基于我國(guó)空間站在軌的總體結(jié)構(gòu)參數(shù)及其搭載的100 V高壓太陽(yáng)能電池陣列的電學(xué)特性、所處低軌等離子體環(huán)境和地磁環(huán)境等參數(shù)，開(kāi)展航天器結(jié)構(gòu)帶電的計(jì)算模型仿真研究，初步得到我國(guó)空間站在軌運(yùn)行時(shí)的充放電特性。同時(shí)在地面模擬空間等離子體環(huán)境，驗(yàn)證相關(guān)仿真的準(zhǔn)確性[41-42]，從而得到空間站充放電特性的系統(tǒng)研究方法。

在此基礎(chǔ)上，主要依據(jù)我國(guó)艙外航天服的電學(xué)特性、結(jié)構(gòu)特性和航天員人體電學(xué)參數(shù)，對(duì)航天員和航天服進(jìn)行建模[43-44]，并將該模型與空間站、等離子體環(huán)境模型結(jié)合，建立空間站-航天員-航天服充放電模型。

最后利用空間站-航天員-航天服充放電模型進(jìn)行充放電實(shí)驗(yàn)，獲得航天員在空間站EVA條件下充放電效應(yīng)的關(guān)鍵參數(shù)，為保障航天員EVA的安全提供準(zhǔn)確的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

（2）完善空間站-航天員-航天服在低軌等離子體模擬環(huán)境的放電過(guò)程理論研究

國(guó)外空間站-航天員-航天服結(jié)構(gòu)在低軌等離子體模擬環(huán)境中的充放電實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)顯示，在放電結(jié)束階段，陽(yáng)極氧化板的行為與簡(jiǎn)化RC電路電容器不同。簡(jiǎn)化RC電路理論中將陽(yáng)極氧化板視作平行板電容器還存在一定的問(wèn)題。須考慮等離子體電弧放電過(guò)程中陽(yáng)極氧化板的電學(xué)參數(shù)變化對(duì)計(jì)算模型的影響。

針對(duì)這一問(wèn)題，應(yīng)當(dāng)通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)試等離子體電弧放電參數(shù)的變化情況，總結(jié)電學(xué)參數(shù)變化規(guī)律，建立更完善的航天員EVA的空間站-航天員-航天服結(jié)構(gòu)充放電模型。解決放電過(guò)程中變電學(xué)參數(shù)的放電理論模型與地面模擬效果一致性的問(wèn)題。

完善后的理論可為未來(lái)的載人登月預(yù)測(cè)月塵環(huán)境-航天服-航天員靜電充放電過(guò)程、為深空探測(cè)預(yù)測(cè)深空等離子體-航天服-航天員靜電充放電過(guò)程的相關(guān)研究提供理論參考。

（3）研究我國(guó)空間站航天員EVA過(guò)程中的充放電效應(yīng)防護(hù)方法

綜合國(guó)內(nèi)外空間站航天員EVA的防護(hù)方法，本文針對(duì)現(xiàn)有被動(dòng)防護(hù)與主動(dòng)防護(hù)方法提出改進(jìn)措施與新的研究?jī)?nèi)容。

在被動(dòng)防護(hù)方面，之前的研究著重于通過(guò)空間站、太陽(yáng)電池陣列的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、新材料的應(yīng)用等方法，使空間站結(jié)構(gòu)電位下降，這種被動(dòng)防護(hù)往往需要一定的研究周期，不能在空間站建設(shè)中迅速應(yīng)用，且存在一定缺點(diǎn)[8]。本文建議，通過(guò)設(shè)計(jì)改造航天服的結(jié)構(gòu)來(lái)減弱航天員EVA中的放電威脅。航天服的外部可采用耐高壓材料，由于航天服的結(jié)構(gòu)尺寸較小，材料變化導(dǎo)致的電容變化不大，因此對(duì)儲(chǔ)能的影響較低?？刹捎梅柬烤]新型材料[45]，該材料具有耐高溫、電絕緣性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)，性價(jià)比高，可作為新型高效電弧防護(hù)服的理想面料。由該材料制成的絕緣紙，擊穿強(qiáng)度可以達(dá)到12～18 kV/mm的量級(jí)[46]。對(duì)于航天服內(nèi)部的頸環(huán)、臂環(huán)、腰環(huán)等，可以采用新型的高強(qiáng)度絕緣性材料，如芳綸與玻璃纖維混合的復(fù)合材料[47-48]等，在提供足夠剛度和抗沖擊性能的同時(shí)，具有較強(qiáng)的絕緣性，最大程度減少人體與航天服內(nèi)部的金屬節(jié)點(diǎn)發(fā)生誤觸的可能性。

國(guó)外研究機(jī)構(gòu)已著手建立航天器及其裝備特別是航天服材料的充放電特性數(shù)據(jù)庫(kù)[49]，以滿足設(shè)計(jì)師在航天服的設(shè)計(jì)過(guò)程中對(duì)充放電性能的要求。針對(duì)航天器、航天服材料充放電特性數(shù)據(jù)庫(kù)的建立問(wèn)題，我國(guó)目前開(kāi)展了一些研究[29-30，47，50]，但是考慮到航天材料的多樣性及新材料被不斷的研發(fā)并引進(jìn)到航天領(lǐng)域，我國(guó)也應(yīng)對(duì)航天材料的充放電性能進(jìn)行系統(tǒng)梳理，豐富和完善被動(dòng)防護(hù)設(shè)計(jì)的材料數(shù)據(jù)。

在主動(dòng)防護(hù)方面，本文比較了各電位主動(dòng)控制技術(shù)，建議根據(jù)航天員、航天器和等離子體的作用特點(diǎn)，選擇適合航天員EVA充放電控制的主動(dòng)電位控制方法，參考ISS上搭載的兩臺(tái)PCU，研究利用現(xiàn)有的等離子體發(fā)生源，特別是在現(xiàn)有我國(guó)空間站電位主動(dòng)控制器技術(shù)的基礎(chǔ)上[51]，結(jié)合我國(guó)空間站在軌空間等離子體的時(shí)空特性和航天器出地影時(shí)存在的快速充電效應(yīng)等問(wèn)題，進(jìn)一步研究完善電位主動(dòng)控制器如何與航天員EVA配合，重點(diǎn)解決電位主動(dòng)控制器的開(kāi)啟時(shí)機(jī)與開(kāi)啟時(shí)間、使用壽命等問(wèn)題，保障航天員的出艙安全作業(yè)。

5 結(jié)論

本文針對(duì)航天員EVA面臨的充放電效應(yīng)威脅，調(diào)研了LEO軌道空間等離子體對(duì)空間站結(jié)構(gòu)的充電效應(yīng)，獲得了空間站在軌充電的典型電位值。結(jié)合空間站航天員EVA工況，分析了EMU的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和人體電學(xué)參數(shù)特性。引入低軌等離子體環(huán)境下的空間站-航天員-航天服充放電模型，探討了航天員EVA受到的充放電威脅。分析總結(jié)了國(guó)外航天員EVA充放電效應(yīng)的被動(dòng)防護(hù)技術(shù)和充放電主動(dòng)電位控制技術(shù)，為我國(guó)空間站及其裝備在軌充放電研究提供了技術(shù)思路。

最后，結(jié)合我國(guó)空間站建設(shè)情況，提出了建立空間站-航天員-航天服模型并開(kāi)展低軌等離子體環(huán)境模擬實(shí)驗(yàn)、進(jìn)一步完善空間站-航天員-航天服在低軌等離子體模擬環(huán)境中的放電過(guò)程理論研究等建議；針對(duì)現(xiàn)有被動(dòng)防護(hù)方法提出了改造航天服結(jié)構(gòu)、在航天服上使用新型高效防護(hù)材料、完善航天材料充放電特性數(shù)據(jù)庫(kù)的建議；在主動(dòng)電位控制方面，提出了基于現(xiàn)有我國(guó)空間站主動(dòng)電位控制技術(shù)，結(jié)合在軌環(huán)境工況針對(duì)航天員EVA作業(yè)特點(diǎn)開(kāi)展控制器開(kāi)啟時(shí)機(jī)、工作特性研究等值得進(jìn)一步探討的技術(shù)思路，為保障我國(guó)航天員EVA過(guò)程中人員與裝備的安全提供理論與技術(shù)支持。