航天器尾區帶電效應實驗研究

趙呈選，李得天，楊生勝，秦曉剛，柳　青，王　俊

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州　730000）

航天器尾區帶電效應實驗研究

趙呈選，李得天，楊生勝，秦曉剛，柳青，王俊

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州730000）

通過極區極光橢圓區的極軌軌道是特殊的低軌軌道，在該軌道環境中既有低溫、稠密的背景等離子體，又有高能極光電子的注入，因此當背景離子密度減小或極光電子通量增加時，通過極區的航天器尾區表面介質材料將被充至負幾百伏甚至負幾千伏。介紹了航天器尾區帶電過程的實驗方案設計，建立了航天器尾區帶電實驗航天器縮比模型，同時測量了不同實驗等離子體環境下航天器模型的尾區離子飽和電流，測量了有高能電子注入時的縮比模型的尾區內介質表面的充電電位。

尾區帶電；實驗研究；實驗等離子體

0　引言

當衛星運行在低溫度、高密度的等離子體環境中時，在其尾部形成明顯的“航跡”，這是一個不相等的電子和離子耗盡區。衛星軌道速率大于離子熱速率而小于電子熱速率，因此電子可較容易地進入這個區域從而形成一負電位勢壘，這就是所謂的“尾區帶電”［1-4］。由于極軌高能極光電子的注入形成尾區帶電而導致在軌衛星出現問題的案例［5-8］：如1995年5月美國DMSP（Defense Meteorological Satel?lite Program）極軌氣象衛星微波成像儀出現數據異常丟失現象。2003年10月日本地球觀測航天器ADEOS-Ⅱ遭遇致命的電源系統故障，主要原因是極光電子對未接地，絕緣體的充電引發的電纜中持續的電弧放電。2010年歐洲太陽異常和磁層探測器上位于其尾區陰影區內的飛行時間質譜計出現表面放電引起的異常現象。因此為了研究尾區效應引起的航天器表面介質材料的帶電過程，有必要進行航天器縮比模型的實驗研究。

大尺寸結構尾區帶電模擬實驗，受部件尺寸的限制，在實驗中很難或者不可能采用原型的部件進行實驗，因此，必須開展縮比模型的模擬實驗。采用與實際部件具有相似關系的模型代替實際模型，通過對相似模型的實驗代替原型實驗。航天器尾區帶電過程的實驗研究是依據相似關系對航天器的縮比模型進行尾區帶電實驗。

1　實驗等離子體環境簡化

極軌環境是一種特殊的低軌道等離子體環境，通常伴隨著高能極光電子的沉降。在縮比模型的尾區帶電實驗中產生的等離子體環境盡可能和極軌環境接近，因此縮比實驗中產生的等離子體滿足三個方面的假設［9-10］：

（1）在極軌軌道環境下，定義背景電子的熱速度為ve，衛星軌道速度為U，離子熱速度為vi，則必須滿足條件：

在此條件下盡管電子以ve的速度撞擊航天器，但可以近似地把離子撞擊航天器的速度看成U。

（2）航天器的特征長度為L，遠小于帶電粒子的平均自由程l，而遠大于等離子體的德拜長度λD，該條件下可以把極軌航天器周圍的等離子體看成無碰撞等離子體，即：

（3）離子的拉莫爾半徑R′i和漂移和熱運動引起的運動半徑Ri遠大于航天器特征長度L，并遠大于背景低能電子的熱運動引起的運動半徑Re，因此磁場對極軌軌道航天器表面的離子收集過程影響較小，實驗中不考慮磁場的影響，即滿足：

2　尾區帶電效應實驗方案

通過衛星尾區效應機理分析，尾區主要是由于航天器相對于低溫稠密等離子體運動。因此，在試驗過程中，真空室內利用等離子體源產生等離子體束流，然后將模型靜止地置于等離子體束流之中，通過相對運動效應模擬航天器在等離子體中的運動，加入電子槍產生的模擬極光的10 keV的電子，形成極軌產生尾區效應的等離子體環境，試驗儀器安裝如圖1所示。

因此，實驗方案包括：等離子體源、電子槍、充電電位監測裝置、等離子體環境參數測量裝置及試驗件。其中，等離子體源是用來模擬低軌道等離子體環境，可采用微波放電（ECR）氬等離子體源，產生熱動能為0.1 eV、平行方向定向能為15 eV的運動等離子體。電子槍用來模擬衛星過極區時的極光電子環境，極光電子環境參數為通量為0.1 nA/cm2量級，能量約為10 keV，可采用高能電子槍。等離子體監測裝置用來測量試驗中的尾區等離子體環境，可采用Langmuir探針測量電子溫度和密度以及離子的飽和電流。充電電位監測用來測量試驗件的表面充電電位，可采用非接觸式電位探頭測量，其測量范圍為±20 000 V。試驗件是衛星及部件或模擬衛星及部件，在試驗中，由于實際的衛星尺寸很大，可采用相同結構特點的縮比模型來實現。

圖1　航天器尾區帶電模實驗原理示意圖

3　尾區帶電效應實驗數據及分析

3.1真空腔內背景等離子體測量

在僅打開微波放電等離子體源時，真空室的真空度優于10-4Pa時，測量真空腔內典型位置的背景等離子體參數分布如圖2所示，分別在A、B、C點使用朗繆爾探針測量等離子體的離子的飽和電流和密度分布。

圖2　微波等離子體源打開時真空腔內朗繆爾探針位置圖

其中朗繆爾探針位置A點坐標（距離等離子體源90 cm，距離真空腔壁2為109 cm，距離真空腔壁1為71 cm，距離真空腔底部為92 cm），B點坐標（距離等離子體源220 cm，距離真空腔壁2為82 cm，距離真空腔壁1為98 cm，距離真空腔底部為90 cm），C點坐標（距離等離子體源227 cm，距離真空腔壁2為52 cm，距離真空腔壁1為128 cm，距離真空腔底部為90 cm），朗繆爾探針測量系統取樣電阻設置為1 000 Ω，放大倍數為50。實驗中測得的結果如圖3和圖4所示。可以看出位置A點離子飽和電流約為位置B點或C點離子飽和電流的2.2倍，B點和C點的離子飽和電流差別不大。位置A點電子密度約為位置B點電子密度的2.2倍，約為位置C點電子密度的2.5倍。尾區效應實驗中需要排除背景等離子體的變化影響。

圖3　真空腔內不同位置處的離子飽和電流曲線圖

圖4　真空腔內不同位置處的電子密度曲線圖

3.2尾區內軸向位置處離子飽和電流測量

分別采用邊長為20 cm、30 cm和40 cm，厚度為2 mm的正方形鋁板作為航天器模型，航天器模型尾區面用導電膠粘有Kapton，所用Kapton厚度為25 μm。僅打開微波放電等離子體源時，使用朗繆爾探針測量模型背后軸向方向上的離子飽和電流如圖5所示。

圖5　不同尺寸航天器模型尾區的離子飽和電流變化圖

通過數據處理，比較不同尺寸的航天器模型的尾區內不同位置處的離子飽和電流，如圖5所示。由圖可以看出，相同尺寸的航天器模型尾區內的離子飽和電流隨著軸向距離的增大而增大，并逐漸趨于穩定。可以看出尺寸不同的模型都會在后面形成離子稀薄區域，并且模型面積越大，其后形成的離子尾區越大，在距尾區介質表面的同樣距離位置的離子飽和電流越小。

3.3尾區內軸向位置處探針的收集電流測量

實驗中采用邊長20 cm、厚度2 mm的尾區面覆有Kapton的正方形鋁板作為航天器模型。測得的朗繆爾探針的伏安特性如圖6所示

圖6　相同模型不同位置處探針的偏置電壓和收集電流圖

由圖6可看出，朗繆爾探針的負偏置電壓越大，其表面收集的離子電流越大，并且離子電流逐漸趨于飽和；尾區內不同位置處的同樣的偏置電壓收集的離子電流不同，尾區內越靠近介質材料其收集電流越小，沿軸線往外離子收集電流逐漸增大，可以看出等離子體在航天器模型后面形成尾區結構。

3.4模型尾區介質材料充電電位測量

首先真空室的真空度優于10-4Pa時，打開模擬極光電子的高能電子槍，調節離子源氣壓用于產生定向速度約7 800 m/s的離子流，考察極區背景低能等離子體和極光電子同時存在時的航天器尾區的充電過程及尾區介質材料Kapton充電電位。測量結果如圖7所示。

圖7　尾區Kapton表面充電電位隨模型尺寸的變化圖

比較不同尺寸的航天器模型的尾區介質材料的充電電位隨尺寸的變化，如圖7所示。由圖可以看出，隨著模型尺寸的變大，尾區內介質Kapton的平均充電電位也逐漸增大，驗證了航天器尾區帶電的尺寸效應。

4　結論

描述了航天器尾區帶電過程的縮比實驗驗證過程，完成尾區帶電效應實驗方案設計，建立了航天器尾區帶電實驗航天器縮比模型，測量了有高能電子注入時的縮比模型的尾區介質材料的充電電位。實驗獲得以下主要結果：

（1）相同航天器模型尾區內的離子飽和電流隨著軸向距離的增大而增大，并逐漸趨于穩定。尺寸不同的模型都會在后面形成離子稀薄區域，等離子體會在航天器模型后面形成尾區結構，并且模型面積越大，其后形成的離子尾區越大；

（2）當有模擬極光電子的高能電子注入時，尾區介質材料Kapton充至負幾百伏至負千伏。并且隨著模型尺寸的變大，尾區內介質Kapton的平均充電電位也逐漸增大，充電電位可以達到負的上千伏，驗證了航天器尾區帶電的尺寸效應。

［1］WangJ，QiuJW，QinXG.PICSimulationofSurfaceCharging intheWakeZone［J］.Session2AP，2008，289：24-28.

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［3］秦曉剛，李得天，湯道坦，等.衛星尾跡帶電數值模擬研究［J］.真空與低溫，2012，18（1）：38-42.

［4］趙呈選，李得天，楊生勝，等.極軌航天器尾區帶電效應研究［J］.真空與低溫，2015，21（1）：28-32.

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［10］KuninakaH，SatoriS，NozakiY，etal.Interactionofhighvolt?age solar array with ionospheric plasma［C］//DGLR，DGLR/ AIAA/JSASS 20 th International Electric Propulsion Confer?ence：Proceedings p 105-114（SEE N 89-27707 22-20）. 1988.

EXPERIMENTAL STUDIES OF WAKE CHARGING OF SPACECRAFT

ZHAO Cheng-xuan，LI De-tian，YANG Sheng-sheng，QIN Xiao-gang，LIU Qing，WANG Jun
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou730000，China）

The Polar Earth Orbit（PEO），which crosses the aurora zone，is a peculiar orbit where the low-temperature plasma and energetic auroral electrons coexist.Therefore，dielectric materials on the PEO spacecraft may be negatively charged 100-1000 of volts when the density of thermal ions is reduced or the flux of auroral electrons become large.In this paper an experimental scheme of wake charging of polar spacecraft was introduced，and a similarity spacecraft model was designed.In the experiments the ion saturation currents in the wake area of different scale model were measured under different plasmas，and the charging potentials of the dielectric materials in the wake were also investigated.

wake charging；experimental study；experimental plasmas

TB65+.1

A

1006-7086（2015）05-0279-04

10.3969/j.issn.1006-7086.2015.05.007

2015-05-27

國家自然科學基金（11305084）

趙呈選（1983-），男，江蘇省徐州市人，在讀博士研究生，工程師，從事空間環境效應及控制研究。Email：zhaocx2000@sina.com。