GEO衛星表面充放電引起衛星地電位瞬變及對二次電源干擾試驗研究

馮偉泉 ，王志浩，萬成安，閆德葵，丁義剛

（1.可靠性與環境工程技術重點實驗室；2.北京衛星環境工程研究所；3.北京衛星制造廠：北京 100094）

0 引言

地球同步軌道（GEO）衛星的故障分析表明，大部分故障發生在磁層亞暴期間，這說明磁層亞暴是引發GEO 衛星故障的主要環境因素。磁層亞暴充電環境主要是指衛星運行到當地黎明期間遭遇的“熱”等離子體環境，即高密度低能電子環境[1]。由于衛星外表面材料的幾何形狀、介電特性、光照條件等不同，可使衛星相鄰外表面之間、表面與深層之間、表面與衛星“地”之間產生電位差。當這個電位差達到一定量值之后，將產生靜電放電（ESD）。表面ESD 主要有噴弧（blow off）、串弧（punch through）和飛弧（flash over）3 種放電形式。ESD 可能通過衛星結構接地系統將放電電流直接注入到衛星電子系統之中，或通過輻射干擾對星上電子系統產生影響乃至造成電路故障，進而威脅整星安全。

衛星結構“地”電位是衛星電子儀器工作的參考電位，參考電位的穩定是電子儀器正常工作的必要條件。一般情況下，衛星“地”電容在50～200 pF左右，而大地電容為1 F左右，即衛星的“地”電容相對大地電容來說非常小。因此，表面放電向衛星結構“地”注入的電流將引起衛星“地”電位的較大突變，從而對整個星上電子系統造成干擾，特 別是破壞計算機控制的數字電路系統[2]。因此，衛星“地”電位瞬態變化及其ESD干擾防護方法研究應受到足夠重視。

DC/DC 模塊電源在航天器二次電源上有廣泛應用，它具有體積小、重量輕、效率高等優勢，正在逐漸取代傳統的線性電源。DC/DC 模塊電源采用以功率半導體開關器件為核心的高頻功率電子電路，通過半導體開關器件周期性通斷工作控制開關元件的時間占空比來調整輸出電壓，直接給各種星上設備供電，因此其輸出電壓的干擾波動會影響衛星設備的正常工作。

本研究主要分為兩步[3]：第一步是實驗室模擬衛星表面充放電引起衛星結構“地”電位的瞬態變化，了解電位瞬態特性及其與環境參數的關系；第二步是實驗室模擬衛星結構“地”電位瞬態變化對衛星二次電源（DC/DC 模塊電源）輸出的干擾，了解參考電位的瞬態變化對電路的瞬態影響。

1 衛星結構“地”電位瞬態的模擬試驗

實驗室模擬原理主要是利用背面有導體層的絕緣材料作為衛星表面充放電靶，其背面導體層與真空容器外一塊浮地的銅板（0.6 m×1.2 m×0.008 m）通過穿墻電纜相連，該銅板是衛星結構“地”的模擬板。試驗時充放電靶在真空容器中接收模擬磁層亞暴的電子輻照，用示波器顯示放電時模擬板接收的注入電流波形及其模擬“地”電位波形，以束流感應器作為傳感器測量從充放電靶注入到模擬板的瞬態電流。

模擬試驗系統由磁層亞暴充放電模擬設備（電子槍及真空系統）、衛星結構“地”模擬銅板、示波器、放電觸發器、束流感應器等組成（圖1）。磁層亞暴充放電模擬設備的主要技術指標如下：

1）電子槍高壓為-25 kV；

2）電子束流密度在0.1～100 nA/cm2內可調；

3）電子槍在樣片臺上的輻照面為φ300 mm；

4）束流不均勻度不大于20%；

5）真空度為1×10-3Pa（分子泵抽氣系統）。

圖1 衛星表面充放電引起結構“地”電位瞬變的 模擬試驗原理Fig.1 Principle of test for simulating the ground potential transient caused by satellite surface charging and discharging

放電的自然觸發受大量隨機因素影響，不易掌控。為提高試驗的可控性和可重復性，采用接觸觸發放電方式，包括自動觸發和手動觸發2 種模式，其中自動觸發放電模式的放電頻率為每秒1 次。試驗中分別在-500 V、-1 kV、-5 kV、-10 kV、-20 kV 和-25 kV的加速電壓下進行測量，得到模擬衛星結構“地”電位與電子能量及通量（正比于燈絲電流）的關系，如圖2所示。

圖2 衛星結構“地”電位與電子能量及通量（燈絲電流）的關系Fig.2 The satellite ground potential against the energy and flux of electrons

從圖2的曲線可以看出，在磁層亞暴期間，衛星表面帶電會引起衛星結構“地”電位變負，電子束流密度越大、能量越高，負電位越高。

在表面放電時，充放電靶向真空容器外的衛星結構“地”模擬板注入放電電流，“地”電位產生瞬態變化。用TDS350存儲示波器記錄這些變化（見圖3），其中Ch1 是衛星結構“地”的注入電流波形，Ch2 是模擬“地”電位波形。示波器的采樣率為1 GS/s，帶寬為500 MHz。

圖3 衛星結構“地”模擬板注入電流波形及“地” 電位波形Fig.3 Waveform of the injected transient current and ground potential of the simulated satellite structural ground

從圖3可以看出：

1）衛星結構“地”的注入電流波形呈衰減振蕩型脈沖群；計算得電流峰-峰值為2.28 A（BCT靈敏度為6.12 V/1 A），脈寬約為200 ns。

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2）衛星結構“地”電位從-100 V 上升到+92 V，然后呈衰減振蕩型脈沖群，脈沖峰-峰值在192～23 V 區間內。

3）注入電流瞬變比“地”電位瞬變略有超前，可以認為衛星結構“地”電位變化是由注入電流變化引起的。

2 衛星結構“地”電位瞬變干擾二次電源 的模擬試驗

衛星結構“地”電位瞬態干擾二次電源的模擬試驗系統原理及組成（見圖4）與前面的“地”電位瞬態模擬試驗系統基本相同，增加蓄電池模擬一次電源，向二次電源提供+37 V 直流電壓；二次電源為DC/DC 模塊電源，其輸出為+12 V，正端接電阻負載，負端接衛星結構“地”模擬板；磁層亞暴充放電模擬設備的電子槍高壓為-5 kV，電子束流密度在0.68～1.2 nA/cm2范圍內可調。通過電流互感器測試負載中電流變化得出負載兩端電壓的變化。

圖4 衛星結構“地”電位瞬變干擾二次電源的 模擬試驗原理圖Fig.4 Principle of simulation test of satellite structural ground potential disturbing the secondary power supply

圖5為表面放電引起“地”電位瞬變對DC/DC模塊電源輸出的干擾波形。其中，Ch1 是DC/DC模塊電源的輸出電壓波形，Ch2 是衛星結構“地”電位波形。

圖5 表面放電引起“地”電位瞬態對DC/DC 模塊 電源輸出的干擾波形Fig.5 Waveform of DC-DC model power supply disturbance from structural potential transient induced by surface discharging

從圖5可以看出：在磁層亞暴充電環境下，浮地板電位為-70 V，DC/DC 模塊電源的輸出電壓為+12 V，沒有影響。在放電時，衛星結構“地”電位突然從-70 V 上升至+40 V，然后振蕩衰減；DC/DC模塊電源的輸出電流發生變化，說明輸出電壓發生變化，相當于在+12 V 上疊加峰-峰值為10～19 V的衰減振蕩波形，第1 個峰的脈寬約為150 ns。

3 空間ESD 干擾防護與驗證措施

3.1 衛星表面材料導電處理并接地[4-5]

要防止衛星表面靜電充/放電的發生，首先要降低表面的電位差。一般可以采取對衛星表面材料進行導電處理并接地的措施來降低表面電位差，如在衛星表面涂敷ITO 透明導電涂層、導電漆等可以減小相鄰材料表面之間的電位差。在衛星絕緣材 料上蒸鍍一層ITO 透明導電膜，并將導電膜有效地與衛星結構“地”相連，可以在衛星表面形成一個電荷通路，從而有效地將沉積到表面的電荷通過接地網絡予以中和，使得衛星表面接近于等電位。

ITO 透明導電膜是一種半導體材料，其表面電阻隨著膜厚度的增加而減小，因此可以通過增加膜的厚度來增大電導率。但不能為了增大電導率而無限制地增加ITO 膜的厚度，因為厚度增加的同時會降低ITO 膜的透射率，一般表面電阻達到106～108?/□即可滿足空間ESD 干擾防護的要求。

3.2 DC/DC 模塊電源抗空間ESD 干擾設計

3.3 空間ESD 防護的地面試驗驗證

衛星空間ESD 干擾防護是一個十分復雜的工程問題，地面模擬試驗驗證是非常必要的。國際上針對衛星儀器表面ESD 的地面驗證方法建立了標準《空間系統：電磁兼容性要求》（ISO 14302），其中推薦的航天器帶電ESD 抗擾度試驗原理見圖6[6]。

圖6 航天器帶電ESD 抗擾度試驗原理Fig.6 Test principle of ESD anti-jamming caused by spacecraft charging

該試驗方法由法國國家空間研究中心（CNES）于20年前成功開發[7]，并用它代替了美國軍用標準MIL-STD-1541推薦的結構放電試驗和空氣放電輻射干擾試驗方法。試驗的具體參數及要求如下。

1）放電間隙：采用密封高壓結構，擊穿時間短，放電峰值電流不小于30 A，半高脈寬為30 ns；

2）電容：典型值為100 pF，耐高壓，低自感；

3）阻尼電阻：阻值可調，典型值為47 ?，根據放電回路的電容和自感調節在臨界狀態；

4）扼流電阻：用于防止放電回路的高頻成分進入高壓電源，阻值不小于10 k?；

5）高壓電源：典型輸出值為6 kV 直流；

6）懸浮試驗儀器電纜：與放電回路電纜緊密接觸，長度為20 cm。

4 結束語

磁層亞暴充電環境是GEO 衛星故障的主要環境因素。本文較真實地模擬了衛星表面充放電現象引起的衛星結構“地”電位瞬變及其對DC/DC 模 塊電源輸出的干擾作用，發現DC/DC 模塊二次電源輸出電壓在放電期間受到嚴重干擾；并討論了衛星表面材料和DC/DC 模塊電源抗空間ESD 干擾的措施及地面驗證試驗方法，可以作為航天器設計中減緩空間ESD 干擾的參考依據。

（References）

[1]Rodgers D.Spacecraft charging-environment-induced effects on the electrostatic behaviour of space systems, ECSS-20-06 (Draft v0.18) [R].Noordwijk, The Netherlands∶ESA Publications Divisions, 2005-07

[2]楊世武, 吳運熙.電氣化干擾對計算機聯鎖系統的影響和防護[J].北方交通大學學報, 1998, 22(5)∶107-110 Yang Shiwu, Wu Yunxi.Electromagnetic design for computer based interlocking system on electronic raiways[J].Jounal of Northern Jiaotong University, 1998, 22(5)∶107-110

[3]Feng Weiquan, Ding Yigang, Yan Dekui.Laboratory simulation of spacecraft surface charging and discharging caused structural potential transients and its interference test method on DC-DC converter[C]//7thSpacecraft Charging Technology Conference.Noordwijk, The Netherlands, 2001-04

[4]林國榮, 張友德.電磁干擾及控制[M].北京∶電子工業出版社, 2003

[5]Purvis C K, Garrett H B, Whittlesey A C.Design guidelines for assessing and controlling spacecraft charging, NASA TP-2361[R], 1984

[6]ISO 14302 Space systems∶electromagnetic compatibility requirements[S], 2003-01-01

[7]Jean-Pierre C.In-flight anomalies attributed to ESD’s recent cases and trends[C]//8thSpacecraft Charging Technology Conference.Huntsville, Alabama, USA, 2003-10