液態金屬離子源在航天器電位主動控制的應用

蔣 鍇，王先榮，杜杉杉，王勝杰

（1.蘭州空間技術物理研究所 空間環境材料行為及評價技術重點實驗室，甘肅 蘭州730000；2.航天東方紅衛星有限公司，北京 100094；3.北京航空航天大學 機械工程及自動化學院，北京 100191）

0 引言

航天器在軌運行時，受到空間等離子體、光照等復雜空間環境的相互作用，使得航天器表面產生電荷積累而帶電。航天器表面所帶電荷與空間等離子體或航天器不同表面的電位差形成的表面帶電分為絕對帶電和不等量帶電。高能粒子穿透航天器表面可形成內帶電。

航天器帶較高電位可導致航天器發生異常和故障。航天器充放電可影響和污染等離子體測量環境，引起測量的不準確性；造成航天器材料損傷，導致航天器電控、熱控性能發生改變；放電產生的電磁輻射影響航天器儀器設備的正常工作，干擾通信和數據傳輸等。

航天器電位控制方法主要有主動控制和被動控制。被動控制是在設計和加工生產期間，對航天器形狀、結構、材料的選用和加工工藝等方面采取的減少帶電的措施，如表面防靜電處理、采用高二次電子發射率的材料等。主動控制是通過航天器發射人造荷電粒子的方法控制表面帶電，與被動控制相比主動控制更具有靈活性、有效性和徹底性。

航天器電位主動控制最常用的有電子源、離子源和等離子體源三種。這三種發射方法各有其優缺點和應用需求。電子發射對緩解電介質表面的電勢作用不大，長期發射正離子會破壞航天器的電鍍層，單獨考慮控制效果，等離子體源完全使航天器表面電荷得到泄放[1]，但等離子體需要消耗大量產生等離子體的工質。

對于磁層空間環境監測衛星，典型的表面電位在日照區從l V到幾十伏，如等離子片區30～40 V，極蓋區極端情況達65 V[2]，帶正電的航天器在軌等離子體測量，尤其電子測量，受到幾個方面的阻礙。帶正電航天器周圍電場中離子和電子的速率和空間分布被扭曲，低能量離子被抵制，使得其不可見，而等離子體電子在鞘層加速，等離子體的測量變得異常困難。而且產生的光電子被吸引進入傳感器，在低能量下引起高計數率，這不僅使冷環境電子數目探測困難，而且加速儀器微通道板的老化。另外航天器有高的正電位時，在冷等離子體中通過雙探針測量電場易受尾跡效應的影響[3]。

降低航天器表面的正電位可以提高低密度等離子體低能電子和離子分布函數的測量精度，利用液態金屬離子源向外發射正離子是有效的主動控制方法之一[4-7]。文章針對這一需求，著重介紹了液態金屬離子源型電位主動控制在低密度等離子體空間測量中的典型應用，對以后的空間環境探測中自主研發液態金屬離子源主動控制裝置以及航天器設計提供借鑒和依據。

1 液態金屬離子源電位主動控制的發展

早在20世紀80年代初期就已經建立了電位主動控制基本原理[8]，航天器電位主動控制儀器設備已經成功應用在一些航天器上。在Cluster上應用的原理早在 Geotail[9]、Interball-Auroral[10]和 Equator-S[11]航天器上得到測試。在1996年第一次發射Cluster航天器時對儀器本身做了描述[12]。在Cluster-Ⅱ上，對一些硬件和軟件部分做了改進，但整個原理沒有做改動。2004年發射的雙星（Double Star）TC-1中的電位主動控制儀（ASPOC）是對Cluster星的電位主動控制儀的進一步改進和完善。2014年發射的MMS星上搭載的電位主動控制儀是在總結已有的飛行經驗和技術，進一步完善了液態金屬離子源電位主動控制儀。

1.1 Cluster衛星

Cluster衛星[12-20]是歐空局用于地球磁層等離子體過程研究，其由4顆航天器組成，運行在距地球100～10 000 km的距離，近地點和遠地點為4RE和19.6RE，運行軌跡規律性地進入極區和磁層裂片，這些區域等離子密度非常低（?1cm-3）。2000年到2004年運行的液態金屬離子源作為Cluster星電位主動控制的手段。離子電流10μA時航天器電位減少到7 V，20μA時減小到5 V，與高于50 V的懸浮電位相比較，航天器電位減少到7 V被認為是對等離子體測量的一個重要改進。降低的航天器電位減少了對等離子體測量的誤差，減少了光電子擾亂等離子體電子測量的能量帶，接近更低的儀器探測限制。從剩余電勢評估等離子體密度，航天器電位主動控制能夠提高等離子體的測量，圓滿完成科學探測任務。

Cluster衛星電位主動控制儀（ASPOC）主要包括一個電子箱和兩個圓柱體離子發射模塊，如圖1所示[13]，兩個發射器模塊安裝在電子箱上。電子箱壁厚為0.8 mm，有四個印制電路板和一個母版。

圖1 ASPOC實體

離子由固體鎢針射出，液態金屬離子源（LMIS）用銦作為放電工質材料。銦的熔點156.6°C，具有高的原子量，低電離能和好的潤濕性，安全可靠，可在大氣中處理。發射原理如圖2所示[13]，固體鎢針針尖半徑2～5μm，安裝在銦加熱池中，且鎢針用銦膜浸濕。當在針和引出電極之間加上5～9 kV的電位時，在鎢針尖端的靜電壓力將克服液態金屬表面張力，液態金屬推向引出極形成尖角為98.6°的泰勒錐，泰勒錐尖端直徑可達1～5 nm。Geotail和Equa?tor-S飛行經驗證明[9，11]，覆蓋在發射器針上的銦膜厚度值是一個非常敏感的參數。厚膜在適當的高電壓下能夠發射更大的電流，但是也增加了平均點火電壓和工作電壓。由于尖端有小的曲率半徑，當區部電場達到每納米數十伏特時足夠實現場離子發射。離子源電流范圍有效運行在10～30μA，但也可以支持短時間的更高電流運行。

圖2 LMIS發射原理

Cluster星為了增大發射器運行時間和提供額外冗余，8個發射器組裝成兩個發射器模塊，一個模塊裝有4個獨立的發射器，模塊由獨立的高電壓供電，在某一時刻只有一個發射器工作，發射器如圖3所示[13]。每個發射器嵌入在有低熱導率多孔陶瓷中（<5×10-4W?K-1?cm-1），可使加熱功率消耗保持在0.5 W。單個發射器具有4 000 h的運行時間，每個模塊都足以獲得5 000 h的設計要求，其他的發射器作為備份，設計壽命10μA時達10 000 h。

Cluster星電位變化如圖4所示[17]，S/C-1和S/C-2分別為ClusterⅠ和ClusterⅡ電位變化曲線，ClusterⅠ和Ⅱ幾乎遇到相同的等離子體環境，ASPOC運行在ClusterⅡ上時，能夠將電位保持在6～9 V的范圍內。

2001年2月4日、2002年5月21日、2002年6月12日飛行分析表明[15]，在低等離子體密度的裂片區、極區及這些區域的臨近邊界附近，當維持航天器電勢小于8 V時有利于識別低能量電子光譜特性和精確的計算。當ASPOC開啟時航天器電勢從40 V降到8 V的過程中，電子分布函數也隨著變化。研究還表明低密度環境下離子束不會產生空間充電對環境電子測量進行影響，且發現產生的光電子計數率明顯減少，從而使電子探測器能量分辨率顯著提高。因此，液態金屬離子源航天器電位主動控制改善了Cluster航天器低能電子的測量，尤其在低密度測量環境下光電子數的減少和能量分辨率的提高是最顯而易見。

圖3 針式離子發射器

圖4 Cluster1和Cluster2航天器電位

1.2 探測雙星（Double Star）

“地球空間雙星探測計劃”簡稱雙星計劃，是我國首次自主提出的空間探測計劃進行國際合作的科學探測項目。雙星與歐空局Cluster星相配合對地球空間進行六點探測，歐空局提供了雙星中TC-1的液態金屬離子源電位主動控制儀[21-22]。

雙星TC-1在飛行軌道的大多數部分由于太陽紫外（EUV）輻射光效應使航天器帶正電荷。這些正電勢擾亂了在軌低能量等離子體的測量。通過發射正離子束減小電勢，因此同樣可改善低密度等離子體的測量。TC-1上的ASPOC衍生于Cluster的ASPOC，其具有相同的繼承特性，如表1所示[13，22]。

與雙星不同的是ClusterⅡ星ASPOC離子束有聚焦系統，將束流張開角限制在±15°，而TC-1離子束流沒有聚焦，其束流寬度為±30°，可獲得更大的發射范圍。因而減少了聚焦電極引起的束流對內部電極濺射的污染，同時也增大了輸出電流變化的范圍。電位主動控制儀中只有4個發射器，2個發射器組成一個發射器模塊，設計平均電流15μA時20 000 h的總壽命也更滿足雙星任務的需求。由于較少的發射器數量，使其有足夠的空間完全隔離，從而預防發射器之間的交叉污染。TC-1上沒有雙探針電場儀，去除了其電連接口，其軟件部分也相應地做了些改善。

表1 電位主動控制儀器主要參數

雙星中航天器TC-1上的液態金屬離子源電位主動控制儀繼承了Cluster星電位主動控制儀的許多特性，并對離子發射器和電子單元做了進一步的改進，離子發射器可產生比Cluster星更大的離子束流。

1.3 MMS星

NASA將在2014年發射的MMS星[23-26]，如圖5所示[24]，4個航天器將置于低傾度（28°）的橢圓軌道，近地點為1.2RE，遠地點軌道1為12RE、軌道2為25RE。航天器通過近赤道軌道附近來研究微觀物理的三個基本的等離子體過程：地磁重聯、能粒子加速和湍流。這就需要通過航天器主動控制儀來實現對航天器的電位控制，實現高精度、無干擾等離子體和電場的測量。MMS任務的成功在于等離子體參數的精確測量和相距數十千米的4個航天器不同的測量數據。

沿著MMS運動軌跡，將會遭遇不同的等離子體環境，包括低密度等離子體區，如地球磁層尾部裂片區。在這期間太陽光照影響航天器光電子電流平衡，面航天器趨于正電勢，測量儀器充分高吸引剩余光電子超過等離子體電子，等離子體電流與光電流相比小的多，嚴重影響低密度等離子體電子和離子的測量精度。

MMS電位主動控制儀基于歐空局Cluster和探測雙星（Double Star）任務的繼承，但根據具體不同任務做了重要的改變和提高。ASPOC用毛細管型銦液態金屬源產生離子束，每個航天器上有2個ASPOC在反平行方向，同時運行產生反平行離子束[24]。

ASPOC如圖6所示[25]，包括底部的電子箱和其頂部2個離子發射器模塊。每個發射器模塊有2個發射器，如圖7所示[25]。覆蓋離子發射器的聚四氟乙烯多層絕緣物保護蓋在發射之前移除。安裝在左下方的凈化連接頭，在儲存過程中提供一個連續流動的氮氣。普通控制單元由低電壓功率供應，4個發射器滿足壽命和冗余。每個發射器附有高電壓倍增器。MMS電位主動控制儀主要參數如表2所示[26]。

圖5 MMS衛星編隊及運行軌道

圖6 MMS上ASPOC設備

圖7 發射器模塊

表2 MMS電位主動控制儀主要參數

MMS與Cluster和雙星相比，ASPOC主要的改進有以下幾個方面[26]：

（1）航天器兩個電位主動控制儀發射的兩束離子束可提高鞘層的對稱性，兩倍離子電流達到40μA；

（2）根據之前的任務，設計20μA兩年的壽命和冗余，金屬池必須增大，金屬池由0.5 g增加到1.2 g。隨著金屬池的增大，引出極距離也加大；

（3）鉭毛細管型發射器代替之前的鎢針型，確保在運行和熱循環期間發射器尖端產生大的毛細張力，具有更高的可靠性。與鎢針相比毛細管型重量輕，但毛細管型在運行時需要更高的運行電壓，高于20μA的束流發射時，其質量效率會降低；

（4）鉭代替以前的不銹鋼或鋯池，這可以減小在運行過程中對銦的污染；

（5）在儲存過程中發射器沒有密封機構，而是用可移除的塑料蓋板，發射之前通氮氣凈化貯存。發射器和模塊的熱隔離進行了改進；

（6）提高了高電壓供應能力。新的電壓限制在12 kV，確保發射器電壓（低于7 kV）在尖端污染后能有冗余維持發射器正常運行；

（7）增加了高電壓電阻和點火保護二極管，應用在發射器和電子模塊中保護發射器和引出極之間的點火損壞。

2 討論與結論

液態金屬離子源電位主動控制器中控制單元和離子發射器的協同運行，實現有效的離子束發射。研制高性能的液態金屬離子源和電控系統是實現電位主動控制的基礎，同樣面臨著技術難點和突破。液態金屬離子源是關鍵部件，其發射電流的特性，制備工藝及方法要求嚴格，如何能長壽命、大電流地發射單電荷離子成為技術瓶頸。研究過程中需要多學科的交叉，需要多部門的配合和技術攻關。

經過多年的飛行經驗，液態金屬離子源電位主動控制儀進行了逐步的改進和完善，發射電流增大，穩定可靠性增強，實現了航天器表面正電位的有效控制，為提高低密度等離子體的精確測量提供了必要的保證。

隨著對空間環境深入研究方面的需求日益增加，有必要自主研制液態金屬離子源電位主動控制器。同時液態金屬離子源電位主動控制器可以減小航天器表面充電產生的異常和危害，保證航天器在軌安全運行。未來空間攻防也成為各國研究的熱點，電位主動控制可預防人為充電環境對航天器的威脅。這項技術的研制，可以滿足空間科學探測的需求，為軍事和應用衛星在軌可靠運行提供防護技術和保障。

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