孫迎萍，胡向宇，劉海波，趙振棟，崔梧玉，王彥龍，陳昶文，劉士永（蘭州空間技術(shù)物理研究所，蘭州 730000）

關(guān)鍵字：空間站；主動電位控制系統(tǒng)；懸浮電位；地面模擬試驗

0 引言

宇宙中存在大量等離子體，當(dāng)航天器在軌運行時，表面材料將與空間環(huán)境相互作用[1]，相對于等離子體形成很高的結(jié)構(gòu)電位。國際空間站太陽電池陣供電電壓為160 V，根據(jù)專門為其開發(fā)的模型計算，在不采取任何電位控制措施的情況下，其本體電位會達(dá)到-120～-140 V[2-5]，帶電效應(yīng)產(chǎn)生的靜電放電給交會對接帶來影響，并對航天員出艙安全構(gòu)成威脅[6]。我國空間站運行于傾角為42°、高度為350～450 km的軌道，該軌道處于地球電離層的F2區(qū)，該區(qū)域充滿了大量高密度低溫等離子體。由于空間站采用了100 V大功率太陽電池陣，太陽電池陣上裸露的正電極電位高于等離子體電位，將從等離子體環(huán)境中吸收電子，引起空間站結(jié)構(gòu)電位（相對于空間等離子體）升高，同時，空間站由于尺寸較大，其結(jié)構(gòu)切割地磁場也會在空間站的兩端產(chǎn)生感應(yīng)電勢，此兩種電位疊加在一起會造成空間站結(jié)構(gòu)具有較高的電位，從而對艙外活動中的宇航員生命造成威脅。因此，必須對空間站結(jié)構(gòu)電位進(jìn)行測量和控制，以保障空間站任務(wù)的完成。

我國空間站的結(jié)構(gòu)電位控制功能由主動電位控制系統(tǒng)和電推進(jìn)系統(tǒng)共同完成，其中，電推進(jìn)子系統(tǒng)由3臺單機(jī)組成，為主動電位控制系統(tǒng)提供0.2 MPa的穩(wěn)定氙氣，主動電位控制系統(tǒng)由5臺單機(jī)組成，其功能是在航天員出艙時開展空間站表面懸浮電位主動控制和測量。通過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)射電子束流為空間站與空間等離子體環(huán)境間提供一種低阻抗通路，從而控制空間站懸浮電位在-37 V以內(nèi)。為在地面完整模擬空間電位的測量和控制功能，驗證主動電位控制系統(tǒng)和電推進(jìn)系統(tǒng)之間的接口關(guān)系，有必要開展系統(tǒng)間聯(lián)試，保證在軌時兩個系統(tǒng)之間完全匹配，共同完成航天員出艙時的電位控制工作。

1 系統(tǒng)組成與連接關(guān)系

1.1 主動電位控制系統(tǒng)組成

主動電位控制系統(tǒng)由空心陰極發(fā)射器、電位控制電源單元（簡稱電源單元）、電位控制管理單元（簡稱管理單元）、電位控制供給單元（簡稱供給單元）以及電位檢測探頭組成。電位檢測探頭（1臺）和空心陰極發(fā)射器（2臺）在艙外，供給單元在核心艙資源艙內(nèi)，其余單機(jī)在核心艙密封艙內(nèi)。各單機(jī)通過穿艙電纜和氣路與艙內(nèi)的其他單元連接。主動電位控制系統(tǒng)各單機(jī)間在空間站上的連接示意圖如1所示。

圖1 空間站主動電位控制系統(tǒng)組成框圖Fig.1 Composition block diagram of space station active potential control system

其中管理單元、供給單元、電源單元均采用A、B機(jī)設(shè)計，并且A、B機(jī)相互獨立。電位檢測探頭由調(diào)理電路模塊和探頭模塊兩部分組成，調(diào)理電路模塊采用熱備份方式設(shè)計（調(diào)理電路模塊A機(jī)代表主份，調(diào)理電路模塊B機(jī)代表備份），探頭模塊采用單機(jī)設(shè)計，由調(diào)理電路模塊A（B）控制。由單機(jī)中所有A機(jī)組成A支路，B機(jī)組成B支路。

1.2 電推進(jìn)系統(tǒng)組成

電推進(jìn)子系統(tǒng)與主動電位控制子系統(tǒng)僅存在氣路接口、無電和熱接口，聯(lián)試過程中僅需用到電推進(jìn)子系統(tǒng)的控制器、貯氣模塊1和壓力調(diào)節(jié)模塊，通過電推進(jìn)子系統(tǒng)控制器調(diào)節(jié)緩沖氣罐內(nèi)的壓力，達(dá)到給主動電位控制子系統(tǒng)提供具有額定壓力的氙氣供應(yīng)。

電推進(jìn)子系統(tǒng)向主動電位控制子系統(tǒng)提供0.2 MPa±7%的氙氣，該控制由電推進(jìn)子系統(tǒng)控制器實現(xiàn)，并通過壓力調(diào)節(jié)模塊供應(yīng)到主動電位控制子系統(tǒng)。

2 試驗系統(tǒng)

電推進(jìn)與主動電位控制聯(lián)試系統(tǒng)如圖2所示。其中，空心陰極發(fā)射器2臺，位于真空罐內(nèi)；其它參試設(shè)備及地面設(shè)備位于真空罐外。

空心陰極發(fā)射器在真空罐內(nèi)絕緣安裝，真空罐連接大地，罐體電位等效空間站在軌時的遠(yuǎn)端等離子體的電位。主動電位控制子系統(tǒng)所有參試器上產(chǎn)品外殼統(tǒng)一接基準(zhǔn)地平面（空間站艙體結(jié)構(gòu)地）、基準(zhǔn)地平面與大地絕緣（如圖2所示），電位控制子系統(tǒng)地檢設(shè)備通220 V隔離器與市電物理隔離，電推進(jìn)參試產(chǎn)品及地面設(shè)備通過氣路絕緣器與電推進(jìn)子系統(tǒng)絕緣。

圖2 電推進(jìn)與主動電位控制聯(lián)試系統(tǒng)圖Fig.2 Scheme of joint test system for electric propulsion system and active potential control system

3 試驗結(jié)果

3.1 電推進(jìn)子系統(tǒng)與主動電位控制系統(tǒng)接口匹配性分析

電推進(jìn)系統(tǒng)與主動電位控制系統(tǒng)的接口為供氣接口，在聯(lián)試中，通過電推進(jìn)控制器地面測試系統(tǒng)和主動電位控制系統(tǒng)入口的壓力傳感器共同對供氣進(jìn)行監(jiān)測，經(jīng)過比對，電推進(jìn)系統(tǒng)出口壓力和主動電位控制系統(tǒng)兩路入口壓力的誤差值最大為0.002 MPa，誤差為1%，為壓力表自身的測量誤差，電推進(jìn)系統(tǒng)的輸出壓力與主動電位控制系統(tǒng)的輸入壓力相等。

3.2 子系統(tǒng)連續(xù)點火試驗數(shù)據(jù)分析

全系統(tǒng)在供電電壓100 V、氙氣氣源壓力0.2 MPa±7%情況下對點火后連續(xù)工作能力進(jìn)行考核，考核時間均為每個工況0.5 h。在軌飛行時，要求主動電位控制系統(tǒng)點火成功并將懸浮電位成功控制到37 V以內(nèi)，減去切割磁感線形成的感應(yīng)電動勢15.6 V，要求聯(lián)試時將懸浮電位控制到-21.4 V以內(nèi)，按照飛行程序，出艙前1 h進(jìn)行主動電位控制系統(tǒng)點火及懸浮電位監(jiān)測，因此要求點火成功后1 h內(nèi)懸浮電位降至-21.4 V內(nèi)。對比6次點火試驗數(shù)據(jù)，點火成功到鉗位電壓降至-21.4 V以內(nèi)的時間最長為80 s，其余工況點火成功到鉗位電壓降至-21.4 V以內(nèi)用時均在10 s內(nèi)，懸浮電位穩(wěn)定在-16.7 V，滿足在軌使用要求。由圖3可見，全系統(tǒng)聯(lián)試中，主動電位控制系統(tǒng)控制能力良好，系統(tǒng)自主電位控制行為與設(shè)計一致。

3.3 管路氣體平衡時間分析

電推進(jìn)系統(tǒng)和主動電位控制系統(tǒng)聯(lián)試中的管路長度、管徑狀態(tài)均與在軌狀態(tài)一致，從電推進(jìn)系統(tǒng)出口到主動電位控制系統(tǒng)中的空心陰極發(fā)射器管路長度最長為11 m，在聯(lián)試中對氣路平衡時間進(jìn)行了摸底。

圖3 全系統(tǒng)工作時懸浮電位圖Fig.3 Suspension potential at system-wide operation

將主動電位控制系統(tǒng)中的供給單元入口和出口四個閥門關(guān)閉后，進(jìn)行了10 h連續(xù)抽真空，將真空艙及管路中的壓力保持在4×10-4Pa，此時對管路通氣，分別建立A/B支路的管路平衡時間，A支路為288 s，B支路為239 s，點火程序中設(shè)置中氣路平衡時間預(yù)留6 min。A支路和B支路工作中真空艙壓力變化曲線如圖4和圖5所示，在362 s時增大加熱電流，482～492 s時打開陽極電源，497～507 s時打開點火電源，507～867 s時達(dá)到設(shè)計要求點火成功。

圖4 A支路真空艙壓力變化曲線Fig.4 Pressure conversion curve of Abranch vacuum chamber

圖5 B支路真空艙壓力變化曲線Fig.5 Pressure conversion curve of B branch vacuum chamber

由圖4、圖5可見，點火成功時真空度升高，這與真空度測量儀器的工作原理有關(guān)。測量真空度的儀器為電離規(guī)，電離規(guī)的工作原理是通過電離真空艙內(nèi)的中性原子產(chǎn)生離子電流，通過離子電流換算為壓度?？招年帢O發(fā)射器點火成功時的放電效應(yīng)使真空艙內(nèi)的中性原子的電離度升高，即電離規(guī)收集到的離子電流中的一部分是空心陰極放電產(chǎn)生的離子的貢獻(xiàn)，因此壓力升高。

4 結(jié)論

針對空間站航天員出艙時需將懸浮電位控制到人體安全電壓37 V以內(nèi)的需求，由電推進(jìn)系統(tǒng)供氣，用地面真空艙體模擬空間100 V高壓懸浮電位，啟動主動電位控制系統(tǒng)并對電位進(jìn)行監(jiān)測，試驗結(jié)果表明，在10 s內(nèi)主動電位控制系統(tǒng)將懸浮電位控制到安全電壓范圍內(nèi)，電壓穩(wěn)定時間遠(yuǎn)小于飛行程序中的航天員出艙準(zhǔn)備時間，為在軌啟動流程提供了重要的支持，滿足航天員出艙要求。通過試驗全面的驗證了航天員出艙過程中電位控制系統(tǒng)的功能和性能，并獲取了系統(tǒng)間的管路平衡時間。后續(xù)隨著主動電位控制的在軌成功應(yīng)用，將首次實現(xiàn)我國懸浮電位控制與實時監(jiān)測的一體化技術(shù)。