空間站懸浮電位監測與控制系統及地面試驗驗證

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

關鍵字：空間站；主動電位控制系統；懸浮電位；地面模擬試驗

0 引言

宇宙中存在大量等離子體，當航天器在軌運行時，表面材料將與空間環境相互作用[1]，相對于等離子體形成很高的結構電位。國際空間站太陽電池陣供電電壓為160 V，根據專門為其開發的模型計算，在不采取任何電位控制措施的情況下，其本體電位會達到-120～-140 V[2-5]，帶電效應產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，該區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，將從等離子體環境中吸收電子，引起空間站結構電位（相對于空間等離子體）升高，同時，空間站由于尺寸較大，其結構切割地磁場也會在空間站的兩端產生感應電勢，此兩種電位疊加在一起會造成空間站結構具有較高的電位，從而對艙外活動中的宇航員生命造成威脅。因此，必須對空間站結構電位進行測量和控制，以保障空間站任務的完成。

我國空間站的結構電位控制功能由主動電位控制系統和電推進系統共同完成，其中，電推進子系統由3臺單機組成，為主動電位控制系統提供0.2 MPa的穩定氙氣，主動電位控制系統由5臺單機組成，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射極發射電子，轟擊氙氣產生電子束流。發射電子束流為空間站與空間等離子體環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。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和電推進系統之間的接口關系，有必要開展系統間聯試，保證在軌時兩個系統之間完全匹配，共同完成航天員出艙時的電位控制工作。

1 系統組成與連接關系

1.1 主動電位控制系統組成

主動電位控制系統由空心陰極發射器、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）和空心陰極發射器（2臺）在艙外，供給單元在核心艙資源艙內，其余單機在核心艙密封艙內。各單機通過穿艙電纜和氣路與艙內的其他單元連接。主動電位控制系統各單機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機設計，并且A、B機相互獨立。電位檢測探頭由調理電路模塊和探頭模塊兩部分組成，調理電路模塊采用熱備份方式設計（調理電路模塊A機代表主份，調理電路模塊B機代表備份），探頭模塊采用單機設計，由調理電路模塊A（B）控制。由單機中所有A機組成A支路，B機組成B支路。

1.2 電推進系統組成

電推進子系統與主動電位控制子系統僅存在氣路接口、無電和熱接口，聯試過程中僅需用到電推進子系統的控制器、貯氣模塊1和壓力調節模塊，通過電推進子系統控制器調節緩沖氣罐內的壓力，達到給主動電位控制子系統提供具有額定壓力的氙氣供應。

電推進子系統向主動電位控制子系統提供0.2 MPa±7%的氙氣，該控制由電推進子系統控制器實現，并通過壓力調節模塊供應到主動電位控制子系統。

2 試驗系統

電推進與主動電位控制聯試系統如圖2所示。其中，空心陰極發射器2臺，位于真空罐內；其它參試設備及地面設備位于真空罐外。

空心陰極發射器在真空罐內絕緣安裝，真空罐連接大地，罐體電位等效空間站在軌時的遠端等離子體的電位。主動電位控制子系統所有參試器上產品外殼統一接基準地平面（空間站艙體結構地）、基準地平面與大地絕緣（如圖2所示），電位控制子系統地檢設備通220 V隔離器與市電物理隔離，電推進參試產品及地面設備通過氣路絕緣器與電推進子系統絕緣。

圖2 電推進與主動電位控制聯試系統圖Fig.2 Scheme of joint test system for electric propulsion system and active potential control system

3 試驗結果

3.1 電推進子系統與主動電位控制系統接口匹配性分析

電推進系統與主動電位控制系統的接口為供氣接口，在聯試中，通過電推進控制器地面測試系統和主動電位控制系統入口的壓力傳感器共同對供氣進行監測，經過比對，電推進系統出口壓力和主動電位控制系統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，電推進系統的輸出壓力與主動電位控制系統的輸入壓力相等。

3.2 子系統連續點火試驗數據分析

全系統在供電電壓100 V、氙氣氣源壓力0.2 MPa±7%情況下對點火后連續工作能力進行考核，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點火成功并將懸浮電位成功控制到37 V以內，減去切割磁感線形成的感應電動勢15.6 V，要求聯試時將懸浮電位控制到-21.4 V以內，按照飛行程序，出艙前1 h進行主動電位控制系統點火及懸浮電位監測，因此要求點火成功后1 h內懸浮電位降至-21.4 V內。對比6次點火試驗數據，點火成功到鉗位電壓降至-21.4 V以內的時間最長為80 s，其余工況點火成功到鉗位電壓降至-21.4 V以內用時均在10 s內，懸浮電位穩定在-16.7 V，滿足在軌使用要求。由圖3可見，全系統聯試中，主動電位控制系統控制能力良好，系統自主電位控制行為與設計一致。

3.3 管路氣體平衡時間分析

電推進系統和主動電位控制系統聯試中的管路長度、管徑狀態均與在軌狀態一致，從電推進系統出口到主動電位控制系統中的空心陰極發射器管路長度最長為11 m，在聯試中對氣路平衡時間進行了摸底。

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

將主動電位控制系統中的供給單元入口和出口四個閥門關閉后，進行了10 h連續抽真空，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，點火程序中設置中氣路平衡時間預留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時達到設計要求點火成功。

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。測量真空度的儀器為電離規，電離規的工作原理是通過電離真空艙內的中性原子產生離子電流，通過離子電流換算為壓度。空心陰極發射器點火成功時的放電效應使真空艙內的中性原子的電離度升高，即電離規收集到的離子電流中的一部分是空心陰極放電產生的離子的貢獻，因此壓力升高。

4 結論

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以內的需求，由電推進系統供氣，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并對電位進行監測，試驗結果表明，在10 s內主動電位控制系統將懸浮電位控制到安全電壓范圍內，電壓穩定時間遠小于飛行程序中的航天員出艙準備時間，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的功能和性能，并獲取了系統間的管路平衡時間。后續隨著主動電位控制的在軌成功應用，將首次實現我國懸浮電位控制與實時監測的一體化技術。