航天員出艙充放電效應及防護技術研究

唐 旭，季啟政，馮 娜，張絮潔，張 宇，楊 銘

（北京東方計量測試研究所，北京 100086）

0 引言

航天器在軌道上運行時，不可避免地與空間等離子體環(huán)境發(fā)生相互作用。在空間站所處的300～500 km的低地球軌道（Low Earth Orbit，LEO）上，存在大量高密度低能量的“冷稠”等離子體，其能量約為0.1～0.3 eV，載人飛船航天器在此能量的等離子體中表面充電效應不明顯，但對于空間站等大型結構航天器，由于受到與其負端接地的高壓太陽電池陣與等離子體環(huán)境相互作用的影響，結構體產生較高的懸浮電位[1-4]，嚴重情況下達-100 V[5]。航天員出艙活動（Extra Vehicular Activity，EVA）時，將面臨多種環(huán)境工況，在與空間站不斷接觸-分離過程中，空間站電位將影響航天員作業(yè)安全[6-9]。NASA對國際空間站（International Space Station，ISS）航天員EVA的放電防護研究表明，若不對航天員EVA的充放電進行控制，航天員艙外機動單元[10]（Extravehicular Mobility Unit，EMU）將存在大于人體安全電流1 mA數百倍的危險電流，對航天員安全產生影響[11]。

目前我國航天員僅在神舟七號飛船上進行了一次歷時19 min的出艙活動[12-13]，并且由于神舟七號飛船太陽電池陣為28 V低壓太陽電池陣，且飛船結構與空間大型飛行器組合體相比較小，航天員出艙的充放電防護問題并不顯著。未來我國空間站組合體預計將在2022年前后建成，采用100 V的高壓太陽能電池陣列，航天員EVA過程中將面臨和ISS同樣的問題[4]。為了保證出艙活動時航天員的安全，本文將在充分調研國內外空間站在軌運行等離子體環(huán)境、帶電狀態(tài)以及空間站航天員出艙作業(yè)工況的基礎上，分析ISS航天員EMU結構特點，探討空間站不同結構電位對航天員EVA的充放電效應，分析航天員EVA時充放電威脅的消除方法，為未來我國空間站航天員長時間出艙作業(yè)提供充放電效應的防護設計理論與技術支持。

1 空間站在LEO等離子體環(huán)境中的帶電

1.1 LEO軌道等離子體環(huán)境

ISS軌道高度在350 km左右，為電離層的F2層區(qū)域，表1為LEO軌道等離子體環(huán)境電子密度隨季節(jié)變化的相關參數[14]。

表1 電離層F2層的等離子體環(huán)境參數Tab.1 Basic properties of the ionospheric F2layer

1.2 空間站的充電及電位

ISS結構包括一個約100 m長的主桁架。在其典型飛行姿態(tài)下，桁架結構呈垂直于空間站的運動方向展開，垂直桁架方向安裝有大功率高電壓的太陽能電池陣，每片電池板長34.5 m，寬12 m，共有16塊，如圖1所示[6]。空間等離子體和ISS結構相互作用導致結構體會帶有懸浮電位。此外，ISS在電離層等離子體中快速運動，由于運動過程中快速切割地球磁場[15]，因此也會產生感應電位。

圖1 ISS的桁架及其太陽電池陣結構Fig.1 Truss and solar array structure of ISS

1.2.1 電離層等離子體充電效應

等離子體對ISS充電作用主要有兩種方式：

（1）等離子體通過太陽電池陣形成充電電流

ISS太陽能電池陣的工作電壓為160 V的高壓，高壓導體-介質系統(tǒng)與等離子體相互作用發(fā)生電流收集效應[16-17]，由于太陽電池陣負極與ISS的結構地相接，會將電流引導到ISS結構的金屬上，對ISS結構產生充電電流。

（2）等離子體通過結構體形成充電電流

空間等離子體與ISS結構體中裸露的金屬導體和用于空間碎片防護的化學陽極氧化鋁層相互作用，等離子體中的電子、離子的入射形成對ISS結構的充電電流[18]。

ISS結構的充放電方程可表示為（不分電流方向）：

式中：Ik為第k個太陽能電池單元上的入射電流；n為ISS上的太陽能電池單元數；ISTR為空間站結構體上的入射電流；Cs為空間站結構體相對于空間等離子體的電容；φ為結構體電勢；t為充電時間。

ISS早期模擬和數值計算出的空間站最惡劣結構電位在-120～-140 V之間[19]，但在軌的探測設備測得的實際電位低于此值，當關閉等離子體接觸器對結構電位的控制時，結構電位在-80 V左右[10]。

1.2.2 切割地磁線產生的感應電位

ISS在LEO軌道快速運動時，切割地磁線會產生感應電動勢[8]。ISS在軌的典型運行速度為7.8 km/s，軌道典型磁場強度為5×10-5T。感應電動勢E和ISS的速度v與所處位置地球磁感應強度B的叉乘成正比，并且與ISS結構尺寸l有關：

假定空間站結構在一個軌道周期內由于切割地球磁場產生的感應電動勢近似為恒定值。根據式（2）計算ISS的桁架結構在所處軌道產生的感應電動勢，在較嚴重的情況下，E可達約-40 V。圖2為ISS切割地磁場產生感應帶電情況的示意圖。綜上可見，在等離子體對ISS結構體充電效應的基礎上，疊加結構體切割地磁場的感應帶電效應，ISS帶電情況更為嚴重，研究表明空間站帶電的典型值約為-120 V。

圖2 ISS切割地球磁場產生電動勢示意圖Fig.2 The electromotive force generated by crossing the earth’s magnetic field of ISS

2 EVA充放電效應

2.1 航天員EMU工況分析

ISS航天員在軌作業(yè)主要包括四類：大型空間設備組裝、空間設備維修、空間救援和空間科研等[20]。ISS航天員EMU的上半身部分為支持硬殼，通過不銹鋼環(huán)分別和頭盔、臂組件及下肢組件連接[6]。外部為陽極氧化材料部件，腰部裝有修理工具的腰帶[11]。EMU整體結構通過臍帶與ISS結構相連，內部的部分金屬連接點和航天員接觸。其結構如圖3所示。

圖3 EMU結構示意圖Fig.3 Composition of EMU

在EVA期間，航天員暴露在空間站結構體的高電勢之下，EMU表面與ISS表面之間形成高電場會誘發(fā)電弧放電。電弧對ISS表面材料的加熱，導致材料氣化并部分電離。放電持續(xù)進行使得電子繼續(xù)轟擊氣化后的氣體，產生的等離子體迅速擴張，導致沿航天器表面更大范圍放電[21]。在實驗室進行模擬時，檢測到ISS表面材料連續(xù)放電產生了1 000 A量級的電流，如果航天員出艙時發(fā)生該量級的放電電流，會對人體安全產生嚴重危害[5]。

當航天員為自主出艙模式時，EMU結構的電容很小，會在等離子體環(huán)境作用下很短時間內與環(huán)境達到電位平衡，電位約為-1～-2 V。航天員出艙工作時間一般為6 h[22]，而ISS的軌道周期為90 min，因而在6 h內會多次進出地影。相關探測表明，當ISS出地影時，會有明顯的“快速充電”效應[23]。如果不進行帶電控制和防護，結構電位可高達-80 V，從而會在航天員-空間站-等離子體環(huán)路產生放電電流，威脅航天員的生命安全。

NASA的醫(yī)務人員將航天員體內電流的上限設定為1 mA[13]。實驗發(fā)現，在EMU發(fā)生電弧放電產生的電流為20 A的情況下，通過航天員身體的電流為0.1 A（假定人體具有200 Ω的電阻），該電流比NASA設定的人體安全電流大100倍。

2.2 人體阻抗特性

2.2.1 人體皮膚特性

人體皮膚由兩層組成：表皮和真皮，結構如圖4所示。表皮中的角質層、透明層和顆粒層均為死細胞，主要成分為角質蛋白；真皮分為乳頭層和網狀層，主要包含活細胞和向四周排列的纖維束。當身體潮濕、出汗或受傷時，角質層的電阻率會急劇下降。濕潤皮膚里的液體成分與汗水相似，主要是0.1%～0.4%的NaCl，電阻率約為140 Ω·cm[6]。

圖4 人體皮膚的橫截面圖Fig.4 Cross section of human skin

在文獻[24]中采用將手掌等身體部位置于銨鹽溶液的方法，測得人體電阻的基礎值，從手腕到肘部的電阻為200 Ω，從手腕到肩胛骨末端為267 Ω，從肩膀到腳背為291 Ω。

2.2.2 EMU內的潮濕環(huán)境

在EMU結構內，航天員穿著一件液體冷卻通風服（Liquid Cooling and Ventilator Garment，LCVG）。LCVG利用一個管道網絡在航天員的身體周圍循環(huán)冷卻水。LCVG受航天員呼吸、活動出汗，以及其他特殊狀況（例如，尿液收集袋損壞、溢出飲用水和LCVG漏水等）影響[6，20，25-26]，內部所處的環(huán)境通常是非常潮濕的。

2.3 空間站-航天員-EMU充放電效應模擬

2.3.1 效應模型

文獻[10]介紹了ISS研究人員建立的航天員、EMU和空間站結構電容間的物理模型。模型由真空容器、等離子體源、陽極氧化板、電阻和電容等組成，如圖5所示。

圖5 空間站-航天員-EMU模型Fig.5 space station-astronaut-EMU model

位于真空容器內的等離子體源采用空心陰極Ar等離子體源，電子溫度為0.5 eV，離子溫度為0.025 eV，粒子密度為5×1012個/m3。通過上述條件模擬LEO軌道電離層材料靜電放電環(huán)境，并用朗繆爾探針監(jiān)測等離子體的參數[27]。

ISS外部分布了大面積的陽極氧化鋁組件[2]，其大部分厚度約為1.3μm，航天器結構電容C0采用近似平行板電容器進行描述[6]：

式中：ε0為電容常數；κ為介電常數；A為ISS的表面積；d為介質層的厚度。理論上可以估算出該陽極氧化鋁組件電容在1 000～2 000μF內，本實驗中采用2 000μF的電容對ISS外部分布的大面積的陽極氧化鋁組件進行模擬。

圖5內的陽極氧化板為10.16×15.24 cm2的矩形陽極氧化鋁合金板，用來模擬暴露在空間等離子體中的EMU表面的陽極氧化部分。氧化層用硫酸浴制備，厚度為1.3μm。陽極氧化板邊緣和背面覆蓋Kapton介電薄膜,其四個邊緣向內用Kapton介電薄膜覆蓋1.27 cm，背面用Kapton介電薄膜完全覆蓋，暴露總表面積為96.77 cm2。

采用RC電路模擬了對電容C0充電的時間延遲作用。圖5中包括一個給C0提供可調電勢的電源VB。RB作為隔離電阻為10 kΩ，其作用是延遲對C0的充電，有效地消除電源VB作為放電事件的電流來源。R0的作用是模擬人體電阻，由于航天員電阻有多種條件，因而選用了5 Ω、10 Ω、50 Ω、100 Ω四種電阻模擬人體電阻。V1與I0分別為模擬人體電阻R0的放電電壓和放電電流。

2.3.2 模擬分析結果

實驗模擬了ISS結構電位VB為-70 V，人體電阻為5～100 Ω各條件下的放電情況，如圖6所示。

圖6 -70V偏壓四種負載電阻下放電電壓和電流的變化Fig.6 Variation of arc current and voltage for 4 load resistors under bias voltage of-70 V

從圖6可以看出，當電壓降至-10～-20 V時，放電終止。對于所有的負載電阻R0，電流值都遠遠超過了0.1 A，超出人體的安全電流規(guī)定。同時可以看出，放電持續(xù)時間隨負載電阻的增大而減小。

此外，數值模型預測陽極氧化板RC電路典型電流的下降過程應是逐漸衰減至零。相比之下，實驗數據顯示電流趨近到零的過程很快。這說明放電結束階段，陽極氧化板的放電行為與電容器不同。也可能是由于放電電弧的反作用，陽極氧化板電流下降至零的時間比將其視作平行板電容器的理論預測值要小得多。此問題有待進一步研究。

3 EVA充放電防護

通過上述分析和試驗模擬可知，航天員在空間站等大型航天器上進行EVA執(zhí)行多種工況任務時都存在安全風險，因此必須對EVA中的充放電過程進行防護。可采取的防護技術包括被動防護和電位主動控制兩類。

3.1 被動防護技術

被動防護指在航天器的設計和生產過程中，從結構、形狀、材料和工藝等方面采取防止或減緩充電的各種措施。

目前針對航天員在空間站等大型航天器上進行EVA的充放電威脅，國內外采取的被動防護措施主要是設計改進空間站和太陽電池陣列的結構、應用新材料等[28-31]，使航天器在等離子體環(huán)境中的帶電電位不超過一定的允許值，從而保護航天員EVA時的安全。但是這種被動防護對設計、工藝、材料等要求較高，且材料性能受空間環(huán)境影響可能發(fā)生退化，具有不確定性。此外通過調研發(fā)現，被動防護的主要思路是進行航天器的帶電減緩，從而降低對航天員EVA的威脅，而針對航天服結構進行改進的相關研究較少。

3.2 電位主動控制技術

電位主動控制技術是指裝備荷電粒子束流產生器對空間站帶電進行控制，通過降低空間站的表面電位來降低航天服結構的耐壓防護難度，保障航天員EVA的安全。

航天器帶電主動控制的思路是：通過發(fā)射一束荷電粒子流，使進出航天器表面的各種電流總和等于零。根據帶電具體情況，發(fā)射電子束、離子束等，相當于從需要消除電位差的一部分向另一部分導出或導入電流，從而改變電流平衡方程式（4）中的參數值Ie(φ)，達到降低表面電位的目的[32]。

式中：Ie為電位主動控制器的發(fā)射電流；Cs為結構體相對于空間等離子體的電容；Je-SA為太陽帆板上的電子電流密度；Ji-SA為太陽帆板上的離子電流密度；Ji-STR為空間站結構體上的離子電流密度；ASA、ASTR為太陽帆板及結構體上暴露導體的面積；x為太陽帆板上歸一化的位置坐標，x=0為太陽帆板最外側，x=1為太陽帆板與空間站結構體連接側；V為坐標x處的電位；φ為粒子流直徑。

3.2.1 ISS上的電位主動控制技術

在ISS上采用了一種等離子體接觸器單元（Plasma Contactor Units，PCU）作為電位控制的基本設備，使空間站結構體表面的懸浮電位控制在±40 V之內，保證進行EVA的航天員的安全[33-35]。

該結構為空心陰極結構[36]，如圖7所示。ISS上使用兩臺PCU，為延長其壽命，只在執(zhí)行關鍵任務時開啟。為防止單點失效，空心陰極經常同時開啟，進行冗余備份，特別是在EVA時，必須保障兩臺陰極同時開啟。自2000年10月發(fā)射，截止2013年5月，ISS上的兩臺PCU工作時間和點火次數已分別為8 072.0 h/123次和9 964.4 h/112次[37]。

圖7 等離子體接觸器單元（PCU）結構示意圖Fig.7 Schematic diagram of a typical enclosed plasma contactor units

3.2.2 CLUSTER衛(wèi)星的電位主動控制技術

歐空局磁層研究計劃的CLUSTER衛(wèi)星雖然沒有航天員活動，但由于其所處的高軌道環(huán)境惡劣，航天器帶電情況較低軌道更嚴重，因此采用一種液態(tài)金屬In離子源（Liquid Metal Indium Ion Source，LMIS）作為主動電位控制手段[38]。

LMIS的結構及工作原理如圖8所示。由W制成的實心針與金屬In一起裝在儲液器中。在表面張力的作用下，液態(tài)金屬In到達W針的頂端，將W針充分浸潤。在W針和引出電極之間加5～8 kV的電場，在強電場作用下，針尖局部發(fā)生場致發(fā)射，使In蒸發(fā)、電離并被加速極的電壓加速引出，形成離子束。最大束流可達50μA，中和衛(wèi)星表面電位一般采用15μA的束流。

圖8 液態(tài)金屬In離子源工作原理Fig.8 Working principle of liquid metal indium ion source

這種方法可使表面電位控制在3～6 V內。保障了CLUSTER衛(wèi)星的安全運行。LMIS具有低功耗、高質量效率、結構緊湊和質量小的優(yōu)點，但是對于空間站航天員EVA進行電位控制有一定的局限性。LMIS只能發(fā)射金屬離子，因此只能對正電位進行控制，功能上有所欠缺。同時，發(fā)射的金屬離子可能會附著在航天服結構表面，對航天服造成污染。

3.2.3 和平號空間站的電位主動控制技術

俄羅斯和平號空間站采用了一種脈沖等離子體源（Pulsed Plasma Source，PPS）作為主動電位控制裝置[39]。其結構如圖9所示。

圖9 脈沖等離子體源結構示意圖Fig.9 Schematic diagram of pulsed plasma source

該裝置采用氟塑料作為工質，工作時利用電弧放電燒蝕工質，并在電場作用下噴射出脈沖等離子體束流，從而對空間站的表面電位進行控制。

3.2.4 電位主動控制技術效果比較

對比上述三種主動防護策略的優(yōu)缺點如表2所列。可以看出，等離子體接觸器單元（PCU）和脈沖等離子體源（PPS）兩種主動電位控制方法都能在一定程度上控制航天員EVA時空間站的表面電位，起到保護航天員EVA安全的作用，但也存在著一定的缺點。由于LMIS只能中和航天器在GEO軌道形成的正電位，并且存在In離子污染航天服的問題，因此不適合用于航天員EVA時空間站表面電位控制[40]。

表2 幾種主動電位控制技術的比較Tab.2 Comparison of several active potential control techniques

4 對我國航天員EVA充放電防護研究的建議

通過以上分析可知，航天員在EVA過程中存在明顯的放電危險。各個主要航天大國都對航天員EVA中的放電威脅進行了理論和試驗研究，并采取了防護措施，取得了較好的防護效果。

根據我國的空間站研制計劃，2021年和2022年將接續(xù)實施空間站在軌建造，2022年完成建造工作后，航天員將在空間站長期駐留。因此針對我國航天員EVA的充放電問題必須進行相關研究，本文提出以下幾點建議。

（1）建立空間站-航天員-航天服模型并開展低軌等離子體模擬環(huán)境實驗

由于我國尚未做過航天員EVA的充放電模擬實驗，且國外相關實驗可獲得的數據十分有限，國外模型所用的空間站、EMU模型與我國空間站、航天服模型存在差異，為了獲得我國航天員EVA充放電效應的地面模擬數據，建議研究建立空間站-航天員-航天服模型并進行低軌等離子體模擬環(huán)境下的實驗。

首先，基于我國空間站在軌的總體結構參數及其搭載的100 V高壓太陽能電池陣列的電學特性、所處低軌等離子體環(huán)境和地磁環(huán)境等參數，開展航天器結構帶電的計算模型仿真研究，初步得到我國空間站在軌運行時的充放電特性。同時在地面模擬空間等離子體環(huán)境，驗證相關仿真的準確性[41-42]，從而得到空間站充放電特性的系統(tǒng)研究方法。

在此基礎上，主要依據我國艙外航天服的電學特性、結構特性和航天員人體電學參數，對航天員和航天服進行建模[43-44]，并將該模型與空間站、等離子體環(huán)境模型結合，建立空間站-航天員-航天服充放電模型。

最后利用空間站-航天員-航天服充放電模型進行充放電實驗，獲得航天員在空間站EVA條件下充放電效應的關鍵參數，為保障航天員EVA的安全提供準確的基礎數據。

（2）完善空間站-航天員-航天服在低軌等離子體模擬環(huán)境的放電過程理論研究

國外空間站-航天員-航天服結構在低軌等離子體模擬環(huán)境中的充放電實驗數據顯示，在放電結束階段，陽極氧化板的行為與簡化RC電路電容器不同。簡化RC電路理論中將陽極氧化板視作平行板電容器還存在一定的問題。須考慮等離子體電弧放電過程中陽極氧化板的電學參數變化對計算模型的影響。

針對這一問題，應當通過實驗測試等離子體電弧放電參數的變化情況，總結電學參數變化規(guī)律，建立更完善的航天員EVA的空間站-航天員-航天服結構充放電模型。解決放電過程中變電學參數的放電理論模型與地面模擬效果一致性的問題。

完善后的理論可為未來的載人登月預測月塵環(huán)境-航天服-航天員靜電充放電過程、為深空探測預測深空等離子體-航天服-航天員靜電充放電過程的相關研究提供理論參考。

（3）研究我國空間站航天員EVA過程中的充放電效應防護方法

綜合國內外空間站航天員EVA的防護方法，本文針對現有被動防護與主動防護方法提出改進措施與新的研究內容。

在被動防護方面，之前的研究著重于通過空間站、太陽電池陣列的結構設計、新材料的應用等方法，使空間站結構電位下降，這種被動防護往往需要一定的研究周期，不能在空間站建設中迅速應用，且存在一定缺點[8]。本文建議，通過設計改造航天服的結構來減弱航天員EVA中的放電威脅。航天服的外部可采用耐高壓材料，由于航天服的結構尺寸較小，材料變化導致的電容變化不大，因此對儲能的影響較低。可采用芳砜綸新型材料[45]，該材料具有耐高溫、電絕緣性強的優(yōu)點，性價比高，可作為新型高效電弧防護服的理想面料。由該材料制成的絕緣紙，擊穿強度可以達到12～18 kV/mm的量級[46]。對于航天服內部的頸環(huán)、臂環(huán)、腰環(huán)等，可以采用新型的高強度絕緣性材料，如芳綸與玻璃纖維混合的復合材料[47-48]等，在提供足夠剛度和抗沖擊性能的同時，具有較強的絕緣性，最大程度減少人體與航天服內部的金屬節(jié)點發(fā)生誤觸的可能性。

國外研究機構已著手建立航天器及其裝備特別是航天服材料的充放電特性數據庫[49]，以滿足設計師在航天服的設計過程中對充放電性能的要求。針對航天器、航天服材料充放電特性數據庫的建立問題，我國目前開展了一些研究[29-30，47，50]，但是考慮到航天材料的多樣性及新材料被不斷的研發(fā)并引進到航天領域，我國也應對航天材料的充放電性能進行系統(tǒng)梳理，豐富和完善被動防護設計的材料數據。

在主動防護方面，本文比較了各電位主動控制技術，建議根據航天員、航天器和等離子體的作用特點，選擇適合航天員EVA充放電控制的主動電位控制方法，參考ISS上搭載的兩臺PCU，研究利用現有的等離子體發(fā)生源，特別是在現有我國空間站電位主動控制器技術的基礎上[51]，結合我國空間站在軌空間等離子體的時空特性和航天器出地影時存在的快速充電效應等問題，進一步研究完善電位主動控制器如何與航天員EVA配合，重點解決電位主動控制器的開啟時機與開啟時間、使用壽命等問題，保障航天員的出艙安全作業(yè)。

5 結論

本文針對航天員EVA面臨的充放電效應威脅，調研了LEO軌道空間等離子體對空間站結構的充電效應，獲得了空間站在軌充電的典型電位值。結合空間站航天員EVA工況，分析了EMU的結構特點和人體電學參數特性。引入低軌等離子體環(huán)境下的空間站-航天員-航天服充放電模型，探討了航天員EVA受到的充放電威脅。分析總結了國外航天員EVA充放電效應的被動防護技術和充放電主動電位控制技術，為我國空間站及其裝備在軌充放電研究提供了技術思路。

最后，結合我國空間站建設情況，提出了建立空間站-航天員-航天服模型并開展低軌等離子體環(huán)境模擬實驗、進一步完善空間站-航天員-航天服在低軌等離子體模擬環(huán)境中的放電過程理論研究等建議；針對現有被動防護方法提出了改造航天服結構、在航天服上使用新型高效防護材料、完善航天材料充放電特性數據庫的建議；在主動電位控制方面，提出了基于現有我國空間站主動電位控制技術，結合在軌環(huán)境工況針對航天員EVA作業(yè)特點開展控制器開啟時機、工作特性研究等值得進一步探討的技術思路，為保障我國航天員EVA過程中人員與裝備的安全提供理論與技術支持。