鄭元浩， 秦曉剛， 孫迎萍， 趙呈選

(蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 蘭州 730000)

航天器在軌運(yùn)行時與周圍空間環(huán)境中的等離子體、太陽輻射及磁場環(huán)境等因素相互作用，會導(dǎo)致凈電荷在其表面積累形成表面帶電，引發(fā)航天器表面充放電效應(yīng)。航天器表面充放電效應(yīng)會對航天活動帶來極大的影響，輕則干擾科學(xué)觀測任務(wù)，使觀測數(shù)據(jù)出現(xiàn)較大偏差，重則導(dǎo)致航天器的損傷或毀壞[1-4]。因此，在航天器的設(shè)計中必須采取措施對表面電位進(jìn)行控制，以保障航天器的安全穩(wěn)定運(yùn)行及各項(xiàng)科研任務(wù)的順利進(jìn)行。

控制航天器表面充放電的技術(shù)通?？煞譃楸粍涌刂坪椭鲃涌刂?類。被動控制技術(shù)，是指在航天器發(fā)射前的設(shè)計和生產(chǎn)過程中，從結(jié)構(gòu)設(shè)計、材料選擇和加工工藝等方面采取的減緩表面充電的措施。主動控制技術(shù)，是指通過裝設(shè)帶電粒子束流產(chǎn)生裝置來控制表面充電電位的方法，這種方法通過發(fā)射一束人造的帶電粒子流，平衡空間環(huán)境對航天器產(chǎn)生電荷的過量積累，在進(jìn)出航天器表面的各種電流總和等于0后，達(dá)到一個新的電流平衡，降低航天器表面電位[5-7]。被動方法只能控制表面差異電位，而不能控制絕對電位，主動控制技術(shù)則既可控制絕對電位，又可控制差異電位。因此，在航天器表面充電效應(yīng)非常嚴(yán)重時，必須采用電位主動控制技術(shù)。

電位主動控制裝置通常發(fā)射的帶電粒子束流有電子束、離子束和等離子體束3種。電子束和離子束為單一電性的粒子流，控制原理為改變帶電部位的流出或流入電流，從而改變電流平衡方程中參數(shù)值，將多余的電荷泄放掉，最終達(dá)到降低表面電位的效果；等離子體束流則呈電中性，控制原理為在存在電位差的2個部位之間形成一根含有一定阻抗的導(dǎo)體，從而消除表面電荷的積累，使電位差下降[8-9]。目前，國外許多衛(wèi)星和大型航天器采用了電位主動控制技術(shù)來降低或消除表面帶電的不利影響。在NASA發(fā)射的應(yīng)用技術(shù)衛(wèi)星ATS-5和ATS-6上均進(jìn)行了電位主動控制試驗(yàn)，并取得了成功。1979年，NASA發(fā)射了SCATHA衛(wèi)星，專門開展了發(fā)射電子束、離子束及等離子體束電位主動控制試驗(yàn)，結(jié)果表明，采用等離子體發(fā)射裝置是地球同步軌道(geosynchronous orbit，GEO)衛(wèi)星電位主動控制的較佳選擇。此后，NASA又陸續(xù)在國防衛(wèi)星通信系統(tǒng)DSCS-III和極軌衛(wèi)星Polar上安裝了利用等離子體發(fā)射的電位主動控制裝置，均取得了良好的控制效果[10-12]。綜上可知，利用等離子體發(fā)射裝置控制航天器充電電位的技術(shù)是一種較高效穩(wěn)定的表面電位控制手段。

目前，我國在航天器充放電效應(yīng)的防護(hù)方面主要應(yīng)用的還是被動控制技術(shù)，航天器電位主動控制技術(shù)研究起步相對較晚。中國科學(xué)院曾用空心陰極源進(jìn)行了表面電位控制試驗(yàn)，后期還研制了脈沖等離子體源電位控制系統(tǒng)，但沒有在航天器實(shí)際搭載[13-14]。蘭州空間技術(shù)物理研究所為我國空間站研制了基于電子束流發(fā)射的電位主動控制裝置，可將空間站結(jié)構(gòu)電位控制在安全范圍以內(nèi)[15-16]。而更具有優(yōu)勢的等離子體源型電位主動控制技術(shù)在我國尚未實(shí)現(xiàn)在軌應(yīng)用，相關(guān)理論研究也尚未開展。

隨著我國航天事業(yè)和空間科學(xué)的發(fā)展，航天器的應(yīng)用范圍不斷擴(kuò)大，在新的飛行環(huán)境與科研任務(wù)背景下，等離子體源型電位主動控制技術(shù)將具有更加明顯的技術(shù)優(yōu)勢與應(yīng)用前景。如處于磁層亞爆環(huán)境下的地球同步軌道通信衛(wèi)星、執(zhí)行深空探測任務(wù)的探測器及極軌衛(wèi)星等航天器在空間環(huán)境的特殊性、航天器結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性及材料特性等的限制條件下，使用等離子體源型電位主動控制技術(shù)將會獲得更好的控制效果。

本文基于等離子體發(fā)射的航天器電位主動控制技術(shù)，對航天器在軌運(yùn)行時表面充電和電位主動控制過程進(jìn)行了理論分析與計算，建立了等離子體源型電位主動控制器在工作過程中凈發(fā)射電流與懸浮電位之間的關(guān)系曲線，討論了不同人為等離子體溫度、離子電流及陽極電壓等因素對控制器控制效果的影響，可為等離子體源型電位主動控制器樣機(jī)的設(shè)計、完善及空間應(yīng)用提供參考。

1 等離子體源電位主動控制原理

1.1 航天器充電過程

航天器在軌飛行時，表面受到空間等離子體環(huán)境中帶電粒子的作用，會形成流向航天器表面的電流。航天器表面充電物理過程的本質(zhì)是電流平衡，航天器充電電位是進(jìn)出航天器表面的各種帶電粒子流所建立的動態(tài)平衡結(jié)果，電流平衡方程為

Inet(Vp)=Ie-(Ii+Ise+Isi+Ibe+Iph)

(1)

其中：Vp為表面充電電位；Inet為入射到航天器表面的凈電流；Ie為入射到航天器表面的電子電流；Ii為入射到航天器表面的離子電流；Ise和Isi分別為入射到航天器表面的電子和離子引起的二次電子電流；Ibe為背向散射電子電流；Iph為光電子電流。當(dāng)Inet=0時，航天器處于充電平衡狀態(tài)，此時對應(yīng)的航天器表面電位即為達(dá)到電流平衡時所具有的表面充電電位。

航天器惡劣充電情況通常發(fā)生在非光照條件下，根據(jù)GEO等離子體環(huán)境特點(diǎn)，選用典型的空間帶電環(huán)境數(shù)據(jù)[17]，如表1所列。此時空間天然等離子體充電電流密度可表示為

(2)

(3)

其中：Je和Ji為空間等離子體中的電子和離子充電電流密度， A·m-2；q為帶電粒子的電荷量，q=1.6×10-19C；Te和Ti分別為等離子體中電子和離子的溫度， K；me和mi示分別為電子和離子的質(zhì)量， kg；Ne和Ni分別為等離子體中電子和離子的數(shù)密度， m-3。

表1 GEO等離子體環(huán)境數(shù)據(jù)Tab.1 GEO plasma parameters

僅考慮天然等離子體中電子和離子的充電電流時，基于電流平衡方程式(1)，就可計算獲得航天器表面充電電位。圖1為航天器表面充電電流密度隨表面電位Vp的變化關(guān)系。

由圖1可見，開始時空間等離子體中電子對航天器表面的充電電流大于離子的充電電流，可達(dá)3×10-6A·m-2，這是由于等離子體中電子和離子的能量等級相同，而離子質(zhì)量遠(yuǎn)大于電子質(zhì)量，電子的運(yùn)動速度遠(yuǎn)大于離子的運(yùn)動速度，導(dǎo)致電子充電電流大于離子充電電流。隨著航天器表面負(fù)電位絕對值的增大，將對電子電流產(chǎn)生抑制作用，對離子電流產(chǎn)生增強(qiáng)作用，使電子的充電電流不斷減小，而離子充電電流則不斷增大，達(dá)到平衡狀態(tài)時，航天器表面電位可達(dá)上萬伏。

1.2 電位主動控制過程

當(dāng)航天器充電到平衡狀態(tài)，即最大負(fù)電位時，開啟電位主動控制系統(tǒng)，等離子體源裝置將會產(chǎn)生大量低能高密度的人為等離子體。電位主動控制過程如圖2所示。

當(dāng)航天器表面帶高負(fù)電位時，在空間電場的作用下，人為等離子體中的電子向遠(yuǎn)離航天器方向運(yùn)動，離子向航天器本體運(yùn)動，形成航天器表面與空間等離子體環(huán)境之間的電子泄放通道，達(dá)到降低表面高負(fù)電位的目的。此時，計算航天器表面充電電位需考慮人為等離子體成分。據(jù)以往測試，人為等離子體密度的參數(shù)如表2所列[18]，結(jié)合電流平衡方程，可計算此時航天器表面充電情況。

表2 人為等離子體參數(shù)Tab.2 Artificial plasma parameters

圖3為航天器電位主動控制過程中，表面充電電流隨表面電位的變化關(guān)系。由圖3可見，航天器表面電流達(dá)到平衡時，表面電位約為-10 V，絕對值遠(yuǎn)小于圖1中僅考慮天然等離子體充電電流時的情況。這是由于當(dāng)主動電位控制系統(tǒng)工作時，產(chǎn)生的人為等離子體充電電流密度遠(yuǎn)大于空間等離子體，此時人為等離子體成為影響衛(wèi)星充電電位的主要因素，而人為等離子體的能量較低，約幾電子伏，其中，電子和離子分別受表面高負(fù)電位的排斥和吸引作用較大，因此可將航天器表面電位鉗制在一個較低水平。

2 控制器分析模型

等離子體源是決定電位主動控制器性能的關(guān)鍵，本文選擇小型化、快速啟動的空心陰極等離子體源作為研究對象，電位主動控制器基本結(jié)構(gòu)如圖4所示。它由快速啟動空心陰極、磁約束放電室及配套的氣路和電路等組成。將控制器等離子體源的陰極部分直接與航天器表面結(jié)構(gòu)進(jìn)行電路橋接后，發(fā)射電流能力與航天器懸浮電位相耦合，控制器工作時與空間環(huán)境等離子體進(jìn)行電荷交換形成放電回路，此時電位控制具有自我調(diào)節(jié)能力。圖4中：ΔVc為航天器(等離子體源陰極)與空間環(huán)境等離子體間電位差的絕對值，即航天器懸浮電位的絕對值；Vd為等離子體源的陽極與陰極之間的電勢。根據(jù)以往的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，r0前靠近控制器出口附近的等離子體電勢與Vd相當(dāng)，因此可得到r0處相對于空間環(huán)境電勢的等離子體電勢，可表示為

V0≈Vd-ΔVc

(4)

根據(jù)1節(jié)中的討論，當(dāng)航天器相對于空間等離子體有較大的負(fù)電位，即V0<0時，在空間電場的作用下，人為等離子體中的電子向遠(yuǎn)離航天器方向運(yùn)動，離子向航天器本體運(yùn)動，產(chǎn)生較大的凈發(fā)射電流，使ΔVc不斷下降。而隨著ΔVc的下降，當(dāng)出口處等離子體電勢V0>0時，等離子體電勢將單調(diào)遞減至環(huán)境 “0”電位，在這樣的電勢結(jié)構(gòu)中，等離子體源產(chǎn)生的離子會向空間等離子體方向擴(kuò)散，而電子將會被阻止膨脹，最終達(dá)到平衡狀態(tài)，此時，ΔVc會被控制在較小的水平，實(shí)現(xiàn)航天器表面電位的主動控制。

因此，在判斷相對于空間等離子體有較大的負(fù)電位的航天器能否被控制在合理范圍內(nèi)時，主要選擇V0>0時的情況進(jìn)行分析。根據(jù)等離子體中的電子和離子的擴(kuò)散情況，建立V0>0時凈發(fā)射電流與ΔVc的關(guān)系，描述電位主動控制過程及控制效果。所用的分析模型可參考Parks等[19-20]建立的1維球?qū)ΨQ模型。假設(shè)從控制器出來的電子和離子是從一個等離子體球形區(qū)域中產(chǎn)生的，且球?qū)ΨQ地膨脹擴(kuò)散到周圍空間等離子體中。模型分析區(qū)域?yàn)閳D4中r0與rm之間的區(qū)域，初始半徑為r0，在之后每個位置r對應(yīng)球面上等離子體參量是一致的，rm為空間“0”電位的位置。

在電勢單調(diào)遞減的勢場中，等離子體源產(chǎn)生的數(shù)密度為N0的單電荷離子徑向以初始速度v0加速擴(kuò)散， 等離子體源出口r0位置處的離子電流Ii可表示為

(5)

由于電子能量在電場中不斷減少，忽略額外電離，所有離子來源于r0處，在穩(wěn)定膨脹的條件下，任一位置r處離子的數(shù)密度為

(6)

其中：V為以空間環(huán)境電勢為基準(zhǔn)的等離子體電勢；M為離子質(zhì)量。

而同樣在電勢單調(diào)遞減的勢場中，會有一部分電子沒有足夠的能量克服電位差而返回初始點(diǎn)。初始電子能量可用麥克斯韋分布描述，如初始r0位置的電子數(shù)密度和某個面上電子能量范圍已知，則該面上電子數(shù)密度可通過對麥克斯韋分布積分計算，表示為

(7)

其中：G+，H和χ可在文獻(xiàn)[19]中找到；m為電子質(zhì)量。

由于空間環(huán)境等離子體密度遠(yuǎn)低于等離子體源產(chǎn)生的人為等離子體密度，所以環(huán)境等離子體對電子發(fā)射電流的影響可忽略。設(shè)r0處有N(r0)=n(r0)，根據(jù)式(4)、式(6)和式(7)，可得到電子發(fā)射電流Ie與ΔVc之間的關(guān)系，表示為

(8)

最后，控制器的凈發(fā)射電流，即入射到航天器表面的凈電流，可表示為

Inet=Ie-Ii

(9)

利用上述模型得到凈發(fā)射電流Inet隨ΔVc的變化關(guān)系，如圖5所示。由圖5可見，凈發(fā)射電流隨ΔVc的增大而增大，且當(dāng)ΔVc大于20 V時，發(fā)射電流會急劇增加，而ΔVc變化很小。說明此時控制器可在保持較大凈發(fā)射電流的同時將航天器懸浮電位控制在較小的水平，一般將此時的ΔVc值稱為控制器的鉗位電壓。通過將鉗位電壓與所要求的控制電壓比較，便可判斷控制器是否滿足要求。

為驗(yàn)證分析模型的可靠性，開展地面模擬試驗(yàn)，測量了現(xiàn)有的等離子體源電位主動控制器的凈發(fā)射電流Inet隨ΔVc的變化關(guān)系。試驗(yàn)在真空度為10-3Pa量級的真空系統(tǒng)中進(jìn)行，試驗(yàn)裝置主要有電位控制器及供氣、供電系統(tǒng)，試驗(yàn)接線如圖6所示。試驗(yàn)中采用偏置電源模擬航天器與空間環(huán)境之間的電位差，控制器工作時在電位差的作用下引出凈發(fā)射電流。

試驗(yàn)時采用控制器氙氣質(zhì)量流量為1 sccm(sccm為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下1 ml·min-1的流量)，點(diǎn)火電壓為400 V，陽極電流為1 A。圖7為試驗(yàn)給出的控制器凈發(fā)射電流Inet隨ΔVc的變化關(guān)系及與模型計算結(jié)果的對比。由圖7可見，試驗(yàn)結(jié)果與模型計算結(jié)果變化趨勢相符，表明將分析模型應(yīng)用于等離子體源型電位主動控制器的性能分析具有一定的合理性。

3 控制器控制效果影響因素分析

利用上述建模得到凈發(fā)射電流與電位差之間關(guān)系的過程也涉及了許多其他參數(shù)，如等離子體電子溫度Te、離子電流Ii和陽極電壓Vd等，這些參數(shù)的改變也可能會對電位主動控制器的控制效果產(chǎn)生影響。

3.1 人為等離子體電子溫度Te的影響

圖8為在控制器出口處產(chǎn)生的電子溫度Te不同時，凈發(fā)射電流Inet隨ΔVc的變化關(guān)系曲線。由圖8可見，凈發(fā)射電流相同時，提高電子溫度，會降低ΔVc，說明較高的電子溫度有利于將航天器懸浮電位控制在更小的水平，增強(qiáng)控制效果。這是由于提高電子溫度后，更多的電子可逃逸出勢場，減小了引出相應(yīng)發(fā)射電流所需要的電位差。改變其他參數(shù)也可能會使溫度發(fā)生變化，因此在之后的計算中，將電子溫度設(shè)置為常數(shù)，Te= 2 eV。

3.2 離子電流Ii的影響

圖9為離子電流Ii不同時，凈發(fā)射電流Inet隨ΔVc的變化關(guān)系。

由圖9可見，凈發(fā)射電流相同時，增加離子電流Ii，會降低ΔVc。說明增大離子電流也有利于提高控制器的控制效果。在本文的模型中，離子電流是直接給定的，而在實(shí)際應(yīng)用中離子電流是不能被直接改變的，當(dāng)忽略r>r0范圍內(nèi)的外部電離，認(rèn)為所有離子來源于r0處時，離子電流可表示為

(10)

其中：F為工質(zhì)流量；Id為等離子體源的陽極電流；Ic為表征等離子體源電離能力的參數(shù)，一般由試驗(yàn)測得。

根據(jù)式(10)，離子電流的大小主要受工質(zhì)流量和陽極電流的影響，因此，控制器的控制效果也會受工質(zhì)流量和陽極電流的影響。增大工質(zhì)流量和陽極電流都有助于增加離子電流，增強(qiáng)控制器的控制效果。

3.3 陽極電壓Vd的影響

圖10為陽極電壓Vd不同時，凈發(fā)射電流Inet隨ΔVc的變化關(guān)系曲線。由圖10可見，凈發(fā)射電流相同時，減小陽極電壓，會降低ΔVc。這是由于隨著陽極電壓的減小，控制器出口處等離子體電勢會減小，有助于增加離開控制器的電子的數(shù)量，使產(chǎn)生相同凈發(fā)射電流所需的電位差降低，增強(qiáng)了控制器的控制效果。

4 結(jié)論

對航天器在軌運(yùn)行時表面充電和電位主動控制過程的原理進(jìn)行了分析與計算，給出了等離子體源型電位主動控制器在工作過程中凈發(fā)射電流與電位差之間的關(guān)系，討論了人為等離子體溫度、離子電流及陽極電壓等因素對控制效果的影響，主要結(jié)論為：

(1)惡劣等離子體環(huán)境下，GEO軌道航天器運(yùn)行中會被充電到上萬伏的負(fù)電位，利用等離子體源型電位主動控制器發(fā)射低溫等離子體束流對航天器表面電位進(jìn)行自適應(yīng)主動控制，可有效降低航天器表面的高負(fù)電位。

(2)可根據(jù)凈發(fā)射電流Inet與ΔVc之間的關(guān)系描述電位主動控制的過程，并分析控制效果?？刂破骺稍诒３州^大凈發(fā)射電流的同時將航天器懸浮電位控制在較小的水平，通過將曲線上鉗位電壓與所要求的控制電壓比較，便可判斷其是否滿足電位控制要求。

(3)在相同凈發(fā)射電流條件下，較高的人為等離子體溫度、較大的離子電流及較小的陽極電壓有助于將航天器懸浮電位控制在更小的水平，實(shí)現(xiàn)更好的控制效果。