空間站電位主動控制及在軌應用

秦曉剛，楊生勝，史 亮，劉海波，胡向宇，孫迎萍，王 棟，鄭元浩

(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)

1 引言

航天器充放電效應，又稱航天器帶電效應，是指航天器與空間等離子體、高能電子、地磁場和太陽輻射等環境相互作用而發生的靜電電荷積累及泄放過程。航天器充放電效應通常會產生災難性的故障，嚴重影響航天器安全運行。如1973年，美國國防通信衛星DSCS-II(9431)由于電纜表面充電電壓超出電纜擊穿閾值，通訊系統供電電纜擊穿，導致衛星失效；法國通信衛星Telecom-1B由于放電電流(瞬時值達幾十安培)耦合到衛星內部，導致衛星主備份姿控計算機均發生故障，衛星失效。因此，有必要研究航天器帶電產生機理及其防護方法。

國外從20世紀70年代開始，實施了龐大的研究計劃，發射了SCATHA和CRRES等專門的實驗衛星，編制了NASCAP和SPIS等帶電仿真分析軟件，制定了充放電防護設計規范，對不同軌道航天器充放電效應及其防護方法進行了研究。目前，中國的充放電效應研究主要集中在中高軌道，對于低軌道航天器在電離層中稠密等離子體環境中的充放電效應研究較少，對其充電機理認識不清楚，缺乏相應的防護方法。

中國空間站建設是一項復雜的系統工程，采用了大量的新技術，同時也帶來了新的空間環境效應問題，其中電位主動控制也是關鍵問題。本文將首先分析空間站充電產生的危害，提出其電位控制需求；然后，研究空間站充電機理，分析其電位控制方法；在此基礎上，研究電位主動控制工作機制，建立衛星電位自適應主動控制解析模型。借鑒國際空間站采用的空心陰極發射電子的電位主動控制方法，建立空心陰極電子發射特性物理模型，研究空心陰極電子發射特性，并利用中國空間站的搭載機會，獲取在軌測試數據，驗證電位主動控制方法。

2 空間站電位控制需求

中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。由于空間站采用了高壓(大于55 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，會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航天器的兩端產生感應電勢，此2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航天員生命、空間交會對接、航天器熱控系統和能源系統的安全產生重要影響。

1)出艙活動(Extra Vehicular Activity，EVA)中對航天員的電擊。空間站將采用高壓太陽陣，在空間等離子體環境中，最高將會產生太陽電池陣工作電壓90%左右的結構電位，而航天服外部暴露有大面積的金屬，并與航天員的身體連接，這些金屬懸浮于空間等離子體環境中，在低能電子的充電下，會充電至-1～-2 V的低電位。同時，為了保證航天員能夠在各種EVA配置下工作，航天服上的不銹鋼安全帶將接地到空間站的結構上，此部分為高電壓。而根據NASA飛行醫生研究表明，當空間站的結構電位超過-40 V時，電流將通過汗液使航天員致死(40 V是人體觸電電流的驅動電勢)，因此國際空間站把艙體對EVA航天員放電列為致命性危害。

2)空間站對接時放電的危害。在空間站對接時，2個航天器電源系統不同，空間站通常采用了高壓太陽電池陣，而載人飛船一般采用低壓太陽陣，通過太陽陣與空間等離子體的相互作用，2個航天器結構將產生不同的電位，對接時造成的靜電放電可能會對空間站的電子系統造成危害。

3)陽極化熱控涂層的擊穿。空間站表面有大面積的鋁質陽極化熱控涂層，此涂層在空間等離子體環境中的表面電位一般處于低電壓。當空間站結構由于高壓太陽電池產生的高電壓超過鋁質陽極化熱控涂層的擊穿強度，會導致空間站結構與空間等離子體間的電弧產生，最終破壞熱控系統。

4)高壓太陽電池的靜電擊穿。由于空間站結構帶較高的負電位，周圍等離子體環境中離子沉積在太陽電池介質表面，建立了從太陽電池表面到結構的電場。同時，離子撞擊金屬互聯等導體表面產生離子二次電子發射，二次發射電子撞擊玻璃蓋片側表面，由于蓋片表面的二次電子發射系數大于1，在蓋片側表面的電位和三角區域的電場逐漸加強。如果導體表面有微小突起或者存在缺陷，此處電場將會增強，直到觸發場增強電子發射(EFEE)事件，最終導致雪崩效應引起高壓太陽陣表面靜電放電事件。該類事件將會導致部分太陽電池燒毀，從而引起空間站電源的功率損失。

目前，中國在航天器表面充放電效應防護技術研究以被動防護技術為主，主要包括采用防靜電薄膜、材料接地和選擇高二次電子發射系數的材料等，這些措施都是將航天器表面的充電電荷重新分配，從而消除航天器表面的不等量帶電效應，但存在無法消除航天器結構電位的問題。為從根本上消除空間站的充放電問題，必須采用主動電位控制的方法，使其電位控制在安全電壓范圍內。

3 空間站帶電機理研究

3.1 稠密等離子體環境充電

空間站采用高壓太陽電池陣，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，使其主體結構最高充電至太陽能電池陣電壓負90%的電位。

根據高壓太陽陣結構特點，金屬互連、玻璃蓋片和電池邊緣完全暴露在空間等離子體環境中，可以認為太陽陣的暴露金屬互聯和電池半導體邊緣相當于一個浸入等離子體中的Langmuir探針。在正偏置電位作用下，裸露的金屬互連以及半導體部分可以從等離子體環境中收集電子電流。圖1所示為暴露在空間等離子體中太陽電池陣的工作電壓對收集電流的影響。可以看出，太陽電池的工作電位是影響電流收集的一個重要因素。

圖1 正偏置電壓與收集電流關系Fig.1 Relationship between positive bias voltage and collection current

隨著太陽電池陣工作電壓的提高，在其表面電場的作用下，等離子體中電子被加速與玻璃蓋片碰撞并產生二次發射電子。在一定的能量條件下，玻璃蓋片二次發射系數大于1，大量的二次發射電子在玻璃蓋片表面形成電子云鞘層，如圖2所示。當與介質材料相鄰的金屬表面的偏置電壓超過閾值電壓時，高壓太陽陣表面鞘層的形成和玻璃蓋片表面二次電子發射影響將引起太陽電池陣局部表面(包括絕緣體)的狀態就如同導體的特征，引起在很小的暴露區域上產生比較大的收集電流，導致高壓太陽電流收集增強效應的發生。除了二次電子發射效應外，光電子電流也是一個不可忽略的效應，由于光電子的發射，可以在電流收集區域產生更多的電子，從而使電流收集效應增強。由于光電子發射，高壓太陽電流收集增強效應發生電位將低于二次電子發射系數曲線的第一交叉點電位，并且與等離子體密度和電子溫度相關。

圖2 電流收集增強效應示意圖Fig.2 Schematic diagram of current collection enhancement effect

分析可以得出，高壓太陽電流收集增強效應是通過增加有效的電流收集面積和表面平均電位來增強電流收集。

3.2 地磁場誘導充電

在低軌道，地球的磁場強度為5×10T，空間站等大型航天器由于尺寸較大，其結構切割地磁場也會在航天器的兩端產生感應電勢。此感應電勢可用×˙l計算得出，圖3為NASA采用EWB軟件計算的在ISS的12A號任務中由于地磁場產生的感應電勢，可以看出國際空間站地磁場誘導充電電位最高可達-22 V。

圖3 EWB計算的ISS電勢Fig.3 ISS potential calculated by EWB

4 電位主動控制理論研究

4.1 電位主動控制的工作機制

航天器電位主動控制的基本原理是利用等離子體發生裝置產生一定濃度的等離子體改變航天器的充電電流，即通過從航天器結構釋放出電子及向航天器周圍噴射離子的方法，以達到控制航天器結構和表面電位的目的。航天器電位由電流平衡決定。當航天器發射帶電粒子流，其電流也將參與到電流平衡中。因此，發射電子流會使航天器帶正電位，而發射帶正電的離子流會使其帶負電位。如果粒子束電流比其它電流大得多，則該粒子束可以控制航天器電位。

航天器發射電子束，則總電流將包含發射電子束電流。對于發射電子束，電子向外發射，因此的符號(為正)與入射離子電流一致。電流平衡方程為式(1):

為了估計變化量Δ，假設入射離子電流與入射電子電流相比可以忽略不計。基于這一假設，發射電子束時航天器的電流平衡方程(1)可以改為式(2):

對于麥克斯韋分布，二次電子和背散射電子的發射電子電流＜＋＞取決于充電電位。兩邊相減，得到式(3):

因此，隨著發射電子束增大，引起的航天器電位變化量Δ為式(4)所示:

4.2 空間站電位主動控制方法

電位主動控制采用國際空間站的方法，即通過其空心陰極組件的發射電子，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，從而降低和控制空間站懸浮電位在-40 V以內，使航天員出艙處于安全電位。

空心陰極組件由熱子、空心陰極和陽極三大部分組成，如圖4所示。其核心是空心陰極，它是由陰極筒空腔和插入其內的電子發射體組成的。陰極筒一端面有一小孔，朝向板狀的陽極。當繞在陰極筒外的熱子通電加熱時，陰極筒內電子發射體的溫度升高到近1000℃，發射體發射出大量的熱電子，使陰極空腔中的氙氣發生電離，在陰極端面小孔處建立起放電，放電等離子體由小孔處延伸至整個空腔，從而耦合建立起空腔內等離子體。由于小孔的氣阻作用，使得空腔內的氙氣密度增高，初始電離的電子通過億萬次的碰撞，其能量被迅速均分，從而在空腔內形成低溫高密度等離子體。與此同時，陰極表面因很薄的粒子鞘層而形成的強電場導致陰極發射場致電子，且離子和亞穩態受激原子對陰極的轟擊，使陰極表面溫度升高，導致陰極熱電子發射，在加熱子停止加熱時，仍可維持放電，從而陰極筒內形成自持放電。空心陰極內產生的大量電子在陽極的作用下，向外噴出形成很強的電子束流。

圖4 空心陰極組件結構Fig.4 Structure of hollow cathode assembly

4.3 電位主動控制器發射特性計算

通過航天器表面電位的自適應控制的動態過程，航天器表面電位可以被鉗制在較低的水平，這就對控制器中等離子體源鉗位工作模式下的發射特性提出了嚴格要求，例如:國際空間站用等離子體接觸器需在偏置電壓20 V內發射10 A電子電流，中國空間站用等離子體接觸器需在偏置電壓21 V內發射5 A電子電流。因此需要建立模型對航天器主動電位控制應用中所允許的最高偏壓與發射電流之間的關系進行預測和分析。

參考謝侃等的電動力學繩系推力器模型來說明航天器表面電位主動控制過程中凈發射電流與偏置電壓之間的關系。如圖5所示，假設從控制器出來的離子和電子是從一個等離子體球形區域中產生的，且球對稱地膨脹擴散到周圍空間等離子體中。模型分析區域為圖中與之間的區域，為人為等離子體羽流與空間等離子體的接觸邊界。這里分析的是控制器陰極相對空間等離子體環境偏置負電壓時的情況，Δ表示負偏電壓的絕對值，表示負偏電壓的絕對值。根據以往的實驗，模型入口前靠近控制器出口附近的等離子體電勢與等離子體源觸持極電勢(相對其陰極電勢)相當或略高。模型入口邊界處的等離子體電勢記為(參考環境電勢)，并且滿足式(5)所示關系。

圖5 模型示意圖Fig.5 Schematic diagram of model

在該分析區域中不發生電離碰撞的情況下，需要考慮4種成分:控制器出口產生的電子和離子以及空間環境等離子體中的電子和離子。模型主要通過分析4種成分在空間電場中的對流行為來描述電位主動控制過程。中等負偏壓的情況下，在～區域中，等離子體電勢將隨著距離的增加，逐漸由衰減到環境電勢0，如圖5所示。在這樣的電勢結構中，人為等離子體中的離子將徑向擴散到空間等離子中，而控制器出來的電子則被一定程度上阻止膨脹；空間等離子體中的離子會被排斥，而電子可以被控制器收集。球對稱的泊松方程可以寫成式(6):

式中，代表相對空間環境電勢為基準的等離子體電勢，代表徑向距離，為單位電荷，為真空介電常數，表示處的接觸器離子數密度，表示空間離子數密度，表示接觸器出來的電子數密度，表示空間電子數密度。

電位主動控制器自身可調控的工作狀態有觸持極電流/電壓、氙氣流量以及發射的人為等離子體能量等，這些參數的改變也可能會對控制器的發射特性產生影響，可利用球對稱的泊松方程獲得。

4.3.1 觸持極電壓的影響

圖6為不同觸持極電壓下模型計算出的凈發射電流與偏置電壓之間的關系曲線，可以看出，觸持極電壓越小，在相同凈發射電流條件下偏置電壓越小。這是由于隨著觸持極電壓的減小，模型出口處等離子體電勢減小，電子泄放通道上等離子體數密度增大，導致等離子體電阻減小，所以要引出相應的凈發射電流所需要的偏置電壓也會相應減小。

圖6 觸持極電壓對發射特性的影響Fig.6 Influence of contact voltage on emission characteristics

4.3.2 氙氣流量的影響

等離子體源常用的氣體工質是氙氣，不同氙氣流量也可能對發射特性產生影響。分析中引入推進劑利用率，如式(7)所示。

式中，為推進劑Xe的流量，對于空心陰極等離子體發射裝置，一般能達到15%～20%。這樣對于一個離子電流，就會對應一個氙氣的流量值。在模型中通過改變，得到結果可以在一定程度上反應氙氣流量的改變對控制器發射特性的影響。

圖7顯示了不同值對發射特性的影響，在相同鉗位電壓的條件下，增加離子束電流可以增加接觸器的凈發射電流。由此可見，增加氙氣流量也有助于增加主動電位控制器的凈發射電流。這是由于較大的氙氣流量有助于增加等離子體源中工質的外部電離，等離子體密度由于電離率的增加而增加，導致相同鉗位電壓的條件下凈發射電流的增加。在圖7的結果中這一規律反應不明顯，是因為在模型建立中假設與之間的區域不發生碰撞電離。

圖7 J＋p對發射特性的影響Fig.7 Influence of J＋p on emission characteristics

4.3.3 等離子體能量的影響

圖8為控制器出口處產生的離子的初始能量不同的情況下，其凈發射電流與偏置電壓之間的關系曲線，可以看出，相同凈發射電流條件下，隨著離開控制器離子初始能量的降低，偏置電壓也會降低。這是由于控制器出來的離子束流有助于減輕空間充電對凈電子電流的限制，同時，離子初始能量的降低會使其初始速度減小，有利于增加出口處離子數密度，進而增加了出口處電子數量。

圖8 離子能量對發射特性的影響Fig.8 Influence of ion energy on emission characteristics

5 空間站電位主動控制系統

空間站電位主動控制系統包括懸浮電位測量儀與電位主動控制器，其中懸浮電位監測儀用于測量空間站結構相對空間等離子體的電位，電位主動控制器用于控制空間站的結構電位。

空間站中，所有部位的結構電位須通過電位主動控制系統控制在-37 V之內，由空間站結構切割地磁場引起的誘導電位可以達到-16 V，這就要求電位主動控制系統對空間等離子體電位的控制應該在-21 V之內，以滿足-37 V的安全極限。其工作原理如圖9所示。

圖9 電位主動控制系統工作原理圖Fig.9 Working principle of potential active control system

懸浮電位測量儀(FPP)是一個懸浮于等離子體環境中的球形鍍金探頭，用于測量空間站結構懸浮電位，球形探頭與空間站結構地之間絕緣，通過大于10Ω高阻抗連接。

電位主動控制器通過建立低阻等離子體橋將空間站電位控制到與等離子體電位相同。就空間站應用而言，需要在很短的時間內噴射出很強的電子流。空心陰極不僅能迅速噴出高電子電流，而且能夠自己調節發射束流，因而成為空間應用的最佳選擇。

電位主動控制器主要包括空心陰極組件(PCU)、供電系統(PEU)、排氣管理系統(EMU)和數據管理系統(DMS)4部分，其中PCU負責完成航天器電位主動控制系統電子束流引出，從而完成整星電位控制功能。空心陰極組件由空心陰極、帶加熱器的主管線、絕緣支架和陽極組成，為了提高氙的電離效率。PCU的性能主要通過箝位電壓、陰極和陽極之間的電壓電流、氙氣消耗率、對空間等離子體的凈發射電流、輸入功率等參數來描述。PEU是將空間站總線電源轉換成PCU運行所需的各種電壓，包括陰極激活、放電觸發和保持、EMU控制等，其具體功能為:①將星上一次母線供電變換為空心陰極組件所需的4路供電；②提供各路供電輸出的電壓和電流遙測接口，供電控箱對其供電輸出狀態進行監控；③具備一次母線的短路保護及浪涌抑制功能；④具備各路供電獨立的加斷電控制功能。排氣管理系統負責提供空心陰極組件工作所需的工質供應，主要包括高壓氣體存儲罐、氙氣排放裝置、氣體反饋系統(管線、閥和調節器)，其具體功能為:①完成航天器電位主動控制系統壽命期間的工質貯存；②提供控制系統相關工質通斷控制、壓力傳感及流量控制接口，從而閉環完成空心陰極組件工質的供應與斷開及流量控制功能；③提供星上遙測處理設備高壓工質存儲模塊溫度檢測接口，以便于星上對工質貯存模塊進行溫控。數據管理系統通過采集懸浮電位監測探頭信號完成對整星絕對電位測量，當整星電位達到設定的閾值后，協調供氣系統及電源系統工作，提供空心陰極組件工作所需的供電及供氣條件，從而完成整星電位控制，同時通過與星上其他設備之間的通訊總線、開關機及一次供電母線供電接口，實現航天器電位主動控制系統與整星之間的供電、數據交換及開關機和狀態信息交換，提供航天器主動電位控制系統相關的遙測信號。

6 電位主動控制系統在軌應用

2021年4月29日電位主動控制系統搭載于空間站核心艙天和一號，發射1 h后電位檢測探頭成功展開，開始整個系統在軌測試，國內首次獲得了低軌道航天器電位在軌測試數據，如圖10所示。

圖10 電位檢測探頭在軌展開狀態Fig.10 In-orbit expansion of floating potential probe

6.1 空間站不同飛行姿態下電位測試結果

空間站結構電位隨太陽電池工作電壓、等離子體環境、帆板飛行姿態和地磁場等參數有規律變化，范圍在-54～0 V之間，測試結果如圖11所示。

圖11 空間站結構電位測試結果Fig.11 Test results of structural potential of space station

1)太陽電池工作電壓方面。空間站核心艙包含2個太陽電池翼，電池陣單翼有15個電池模塊組成。每個模塊有供電模式和分流模式2個工作模式。供電模式下，電池模塊輸出電壓約100 V；分流模式下，電池模塊輸出電壓約10 V。因此，相對于分流模式，供電模式下電池模塊的裸露電極的電位更高，其對周圍等離子體中電子的收集能力更強。根據電流平衡模型，處于供電模式的電池模塊越多，空間站結構呈現更高的負電位。

空間站在陰影區進入陽照區，以及陽照區進入陰影區時，2個太陽電池翼的30個電池模塊均處于供電模式。在進入陽照區后，結合在軌耗電和儲能需求，部分電池模塊處于分流模式。在進入陰影區后，電池模塊不工作。因此在陰影區進入陽照區，以及陽照區進入陰影區時，空間站結構出現電位峰值。

2)等離子體環境方面。受太陽光照等因素影響，空間等離子體密度呈現空間分布特性。根據國際空間站軌道等離子體參數測試結果，空間等離子體密度在赤道上方出現峰值，如圖12所示。在此等離子體環境密度峰值下，電池陣的電子收集電流增加，在陽照區呈現第2個電位峰值。

圖12 國際空間站軌道等離子體參數測試結果Fig.12 Test results of orbital plasma parameters of ISS

3)帆板飛行姿態方面。為充分利用太陽能，太陽電池翼的工作面始終朝向太陽方向。因此，在陽照區前半段，太陽電池翼工作面朝向飛行方向，電池模塊與空間等離子體環境相互作用，空間站結構呈現較高的負電位。在陽照區后半段，太陽電池翼工作面朝向飛行方向的反方向，電池模塊處于太陽電池翼的尾區，電位接近于0 V。

6.2 空間站電位控制測試結果

電位主動控制系統開啟后，空間站結構電位控制在-11～-14 V之間，測試結果如圖13所示，考慮地磁場誘導電位，整星電位可控制在-22 V以內。7月4日在中國航天員首次出艙過程中，電位控制系統穩定工作，保證了空間站任務的完成。

圖13 空間站結構電位控制測試結果Fig.13 Test results of structural potential control of space station

7 結論

本文建立了空心陰極電子發射特性物理模型，研究了空心陰極電子發射特性，成功研制了中國首個測控一體的電位主動控制系統。在軌應用結果表明，該控制系統可將空間站結構電位控制在-22 V以內，優于國際-40 V的指標，解決了航天員出艙時的生命安全保障等重大問題，實現了中國電位主動控制從概念研究到型號應用的跨越。