空間站主動電位控制技術及其天地一體化驗證

李得天，劉海波，孫迎萍，秦曉剛，胡向宇，史 亮，柳 青，王彥龍，程天然，儀德英，陳恒智

(1. 蘭州空間技術物理研究所，蘭州 730000；2. 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

0 引 言

中國空間站運行于350～450 km的低地球軌道(LEO),處于地球電離層F2區,該區域充滿了高密度低溫冷等離子體。中國空間站采用的100 V高壓太陽電池陣與等離子體環境相互作用,以及空間站的大尺寸結構切割地磁場產生的電磁感應電勢,使空間站主體結構與等離子體環境之間形成較高的懸浮電位差,威脅航天員出艙活動安全[1]。

衛星電位主動控制技術通常分為離子源型、等離子體源型和電子源型3種類型。離子源型電位控制技術主要采用液態金屬離子源向空間發射離子,適用于控制衛星帶正電的結構電位和帶負電的介質表面電位,如歐空局Cluster衛星搭載的LMIS離子源[2]。等離子體源型電位控制技術通過產生低能等離子體,在衛星表面與環境等離子體間建立電荷自由移動的通路,主要應用于GEO衛星上,用于控制幾十千伏等離子體環境引起的衛星結構電位和表面不等量帶電,如DSCS-III、Polar等衛星搭載的PSI等離子體源[3-5]。電子源型電位控制技術通過向空間發射電子,將衛星結構上的負電荷發射出去,用于控制衛星結構的負電位,如國際空間站搭載的HCA空心陰極發射器[6-7]。

針對中國空間站結構工況和任務特點,開展了空間站表面充電機理與仿真研究,分析了基于空心陰極發射器的主動電位控制方法,研制了主動電位控制系統,并完成了地面等效環境模擬測試和空間應用,驗證了空間站充電效應與主動電位控制理論。

1 空間站充電仿真與主動電位控制方法研究

1.1 空間站充電機理與仿真分析

影響空間站結構懸浮電位的空間環境為軌道等離子體環境和磁場環境。軌道等離子體環境與空間站相互作用,將對空間站表面介質材料和主體結構充電。

空間站表面覆蓋防原子氧布等介質材料。軌道上的電子與離子的密度和溫度近似相等,由于電子質量小于離子質量,電子運動速度遠大于離子運動速度,將在介質材料表面產生負電位。根據波爾茲曼分布函數,負充電介質材料的電子吸收電流為

(1)

空間站軌道等離子體環境中,其離子運動速度遠小于空間站飛行速度,對于空間站飛行方向的迎風面,材料的離子吸收電流可寫為

Iis=eniv0A

(2)

式中:ni為環境離子密度;v0為空間站飛行速度。

對于空間站飛行方向的側面,負充電介質材料表面的離子吸收電流為

(3)

式中:mi為離子質量。

空間站飛行方向的背面為等離子體尾區,該區域為離子真空區[8],該區域Iis≈0。

當電子吸收電流與離子吸收電流相等時,材料充電達到平衡。根據式(1)～(2),空間站迎風面材料電位為

(4)

考慮在軌情況,ni=ne,vet遠大于v0,從而可得到迎風面材料的電位近似為-1 V左右。

根據式(1)、(3),空間站飛行方向的側面,材料充電電位為

(5)

由于mi遠大于me,從而可得到飛行方向側面材料的電位近似為-1 V左右。

對處于空間站等離子體尾區的材料,根據式(1),電子吸收電流隨負電位的升高呈指數衰減,Φs為-5 V時,Ies衰減至10-13A/m2量級,考慮到表面介質材料與空間站結構地之間漏電流的充電平衡作用,估算材料表面電位約在-5～0 V范圍內。

對于空間站主體結構方面,太陽電池陣負端與空間站主體結構(即結構地)連接。太陽電池陣暴露在空間中的金屬導電互連片等效為一個浸入空間等離子體中的Langmuir探針,在正偏置電位狀態下,金屬互連片從空間中收集電子電流。由于導電互連片的小尺寸和周圍的復雜結構,無法采用經典的等離子體探針理論計算電子吸收電流。尤其是在電池陣高工作電壓下,等離子體環境中的電子被太陽電池陣表面電場加速碰撞玻璃蓋片,產生的二次發射電子在太陽電池陣表面形成電子云鞘層,導致在導電互連片很小的暴露區域上產生較大的電子收集電流,引起電子收集增強效應[9]。為此,在經典探針理論基礎上引入有效收集面積增長系數α,建立導電互連片電子吸收電流方程式(6)以解決此問題:

(6)

式中:Ied為導電互連片電子吸收電流;Φd為裸漏的導電互連片電位;A0為裸漏的導電互連片面積;α為有效收集面積增長系數,其是導電互連片電位的函數。

為確定有效收集面積增長系數α與電位Φd的關系,模擬計算了導電互連片周圍結構特性,對不同導電互連片電位下的電子收集電流進行仿真計算。仿真計算過程如圖1(a),α與電位Φd的關系曲線如圖1(b),隨著導電互連片的正電位Φd升高,有效收集面積增長系數α增大。

圖1 導電互連片有效收集面積增長系數仿真

為了地面評價空間站充電效應,建立了空間站帶電仿真幾何模型,采用單元粒子跟蹤方法動態模擬追蹤等離子體的運動,結合建立的導電互連片電子吸收模型,仿真分析空間站充電效應。仿真分析中,為獲得空間站最惡劣條件下的充電情況,設置太陽電池陣全功率工作,工作電壓100 V,等離子體環境密度設置為環境密度上限1012/m3[10],分析得出核心艙的充電電位如圖2,其主體結構的懸浮電位達到-93 V,表面介質材料部分的充電電位在-1 V左右。分析結果與NASA報道的低軌道航天器結構懸浮電位可達太陽電池陣電壓的90%相符[11]。

圖2 空間站核心艙電位仿真分析結果

磁場環境與空間站大尺寸結構相互作用,產生的感應電勢可通過式(7)計算:

ΦΜ=v0×B·L

(7)

式中:B為地磁場強;v0為空間站飛行速度;L為空間站結構尺寸、方向;ΦM為電磁感應電勢。

中國空間站軌道的地磁場強度小于5×10-5T[12],在軌飛行速度約7.8 km/s,空間站組合后的長度約40 m。經計算得出電磁感應電勢最大為15.6 V。

綜合分析等離子體環境和地磁場對空間站充電影響,空間站結構的懸浮電位最大可達-108.6 V。

1.2 空間站電位控制方法研究

根據中國空間站充電仿真結果,為了平衡太陽電池陣電子吸收電流,空間站配套的電位控制器應在低電壓(≤37 V)下,具有很強的電子發射能力。電子源型空心陰極發射器可以在低電壓下發射較大的電子電流,將充電產生的負電荷釋放到空間中,使空間站與等離子體環境之間重新建立電流平衡關系,達到電位控制目的,如圖3。

圖3 電位控制時的電流平衡示意圖

重新建立電流平衡關系后,電位控制系統的電子發射電流Ibeam、太陽電池陣的電子吸收電流Ie、離子吸收電流Ii達到電流平衡。電流平衡方程為式(8),式中Φ為空間站結構的懸浮電位絕對值。

Ie(Φ)-Ii(Φ)-Ibeam(Φ)=0

(8)

空間站太陽電池陣采用負端接地結構,電位控制平衡后,其離子吸收電流與電子吸收電流相比可以忽略不計。上式可改寫為式(9):

Ie(Φ)=Ibeam(Φ)

(9)

在太陽電池陣電子吸收電流方面,根據建立的導電互連片電子吸收模型,太陽電池陣電子吸收電流可寫為式(10):

A0α(mΔV)

(10)

式中:ΔV為單體電池模塊兩端電壓差;N為整數,1≤N≤(100-Φ)/ΔV。

在空心陰極發射器電子發射電流方面,空心陰極發射器產生的等離子體球對稱地膨脹擴散到周圍空間,參考Parks等[13]和Xia等[14]建立的一維球對稱模型,建立如圖4所示的空心陰極電子發射模型。其中,r0為空心陰極等離子體羽流與空間等離子體的接觸邊界;Vd為空心陰極的觸持極電壓,Φp為空心陰極出口rp處的等離子體電勢,根據以往實驗,該電勢與觸持極電勢相當,因此可以得到r0處相對于空間等離子體環境的電勢為

Φp≈Vd-Φ

(11)

空心陰極出口處離子電流Iip可由式(12)計算:

(12)

式中:N0為空心陰極出口處等離子體密度;vi為離子運動速度。

在空間站充電產生的空間電場作用下,人為等離子體中的電子向遠離航天器方向運動,離子向航天器本體運動。羽流區任一位置r處的離子密度Ni(r)和電子密度Ne(r)為:

(13)

Ne(r)=

(14)

由于空間環境的等離子體密度遠低于空心陰極發射器產生的等離子體密度,所以此處忽略環境等離子體對電子發射電流的影響。假定rp處為準中性等離子體,Ni(rp)=Ne(rp),根據上述式(11)、(12)、(13)和(14),就可以得到空心陰極電子發射電流Ibeam與空間站結構電位Φ之間的關系:

(15)

根據式(10)和式(15)建立的模型,太陽電池陣電子吸收電流Ie與空間站結構電位Φ呈反比關系,電子發射電流Ibeam與空間站結構電位Φ呈正比關系,Ie與Ibeam相等時的電位即為控制后的電位。通過式(10)模型,分析計算空間站結構電位Φ為37 V時的太陽電池陣電子吸收電流為4.5 A。因此,空心陰極發射器Φ小于37 V時,電位控制系統的電子發射電流大于4.5 A,即可將空間站電位控制在37 V以內的安全范圍。

2 空間站充電電位測量與主動控制裝置

研制的空間站主動電位控制系統由電位檢測探頭和電位控制系統組成,如圖5。

圖5 空間站主動電位控制系統組成框圖

電位檢測探頭負責實時監測空間站懸浮電位,其通過伸桿將傳感器球體伸出空間站等離子體鞘層,感應環境電位,通過內部檢測電路測量傳感器球體與空間站結構之間的電位差,得到空間站懸浮電位,如圖6所示。電位檢測探頭的電位檢測范圍為-150～0 V,測量精度±1V,重量約2 kg,功耗小于0.5 W,可覆蓋仿真分析得出的空間站充電電位范圍-108.6～0 V,滿足中國空間站電位檢測需求,與國際空間站懸浮電位探針(FPP)的電位檢測范圍基本相同[15]。

圖6 電位檢測探頭工作原理及產品實物圖

電位控制系統包含電位控制管理單元、電位控制供給單元、電位控制電源單元和兩臺空心陰極發射器,系統整體重量約14 kg,功耗小于200 W。管理單元、供給單元和電源單元負責為空心陰極發射器提供所需的供電、供氣和工作流程控制。空心陰極發射器用于產生等離子體,將空間站電位控制在-37～0 V的安全電壓范圍。

空心陰極發射器的核心功能部件為其內部的空心陰極組件,其由加熱器、陰極頂、發射體、陰極管、觸持極等組成,工作原理如圖7。首先加熱器對發射體加熱,加熱至高溫狀態下的發射體將發射出大量熱電子。熱電子在觸持極與發射體之間的點火電壓作用下與氣體分子碰撞電離,在陰極管內產生高密度的等離子體。此時,關閉加熱器電源,將觸持極切換到觸持極電源上,利用離子和亞穩態受激原子對發射體的轟擊,維持發射體的高溫,空心陰極將處于自持熱陰極弧光放電狀態,維持氙氣持續電離,在空心陰極出口處產生等離子體團。在空間等離子體環境與空間站結構之間電場作用下,等離子體團中的電子被引出,自適應控制空間站的懸浮電位[16]。該空心陰極發射器在鉗位電壓≤21 V時的最大電子發射電流≥5 A。

圖7 空心陰極組件工作原理

3 地面模擬測試

為驗證電位控制系統的電位控制性能,開展了地面模擬試驗,試驗系統如圖8。試驗中,采用真空艙內壁模擬空間等離子體環境電位,與大地隔離的基準地平板的電位模擬空間站結構懸浮電位。穩壓穩流電源設置為100 V/5 A恒流模式,模擬空間站相對于空間等離子體的電勢差(即空間站懸浮電位)和太陽電池陣的電子吸收電流。空心陰極發射器在出口處形成等離子體團,該等離子體團以圖4所示近似球對稱的方式向周圍空間自由擴散[17],并在空間站與空間等離子體環境之間的空間電場作用下向空間發射電子控制空間站電位。

圖8 主動電位控制系統地面模擬試驗系統圖

為真實模擬空心陰極出口處電離等離子體在空間中的膨脹擴散,空心陰極出口至真空艙壁的距離需大于圖4中的rd(即空心陰極發射器等離子體羽流區半徑)。根據式(16)所示的球對稱膨脹泊松方程分析計算,rd約為0.5 m。系統地面模擬試驗中的真空艙直徑2 m,可模擬在軌工況。

(16)

式中:V為r位置相對于空間等離子體環境的電勢;e為電子電荷量;r為相對于出口的徑向距離;ε0為真空介電常數;ni(r)為r位置的離子密度;ne(r)為r位置的電子密度。

試驗中,懸浮電位與時間的關系曲線如圖9。從圖9曲線可知,系統在595 s點火成功,空心陰極發射器發射電子束,開始對電位進行控制;系統點火工作4 s后(599 s)將懸浮電位控制在-20.8 V;此后,系統將懸浮電位穩定控制在-16.6 V左右。經地面模擬試驗,驗證了研制的主動電位控制系統滿足空間站電位控制要求。

圖9 系統試驗時的懸浮電位曲線

4 空間站在軌應用

2021年4月29日,研制的主動電位控制系統隨空間站核心艙發射入軌,圖10為系統中電位檢測探頭在軌狀態。發射前,對電位檢測探頭開展了等離子體環境下地面標定試驗,得出系統懸浮電位檢測范圍-150～0 V,測量精度±1 V,非線性誤差不超過0.9%[18],可保障懸浮電位測量準確性。

圖10 電位檢測探頭在軌狀態

經空間站在軌測試,在不進行電位控制時,空間站結構的懸浮電位可達-55 V(如圖11),超出航天員安全電壓上限37 V。航天員出艙過程中,主動電位控制系統開機進行電位控制,對8次在軌出艙活動時的電位控制情況進行對比(如圖12),電位控制一致性較好,電位控制在-12 V以內。將圖12中的在軌出艙電位控制數據與圖9中地面模擬試驗數據進行對比,在軌工作與地面試驗電位控制曲線略有差異,且兩者之間的差異未超過空間站最大電磁感應電勢15.6 V。鑒于地面模擬試驗無法真實模擬空間站切割地磁場引起的電磁感應電勢情況,空間站與地磁場相互作用是天地測試結果微小偏差的主要因素之一。

圖11 無電位控制時的空間站懸浮電位

圖12 歷次出艙活動期間的電位控制曲線

5 結 論

本文系統分析了空間站與空間等離子體環境相互作用機制,采用單元粒子追蹤技術和建立的導電互聯片電子吸收模型,對空間站充電情況進行仿真研究。針對空間站充電特性,開展了自適應主動電位控制方法研究,采用空心陰極電子發射技術,研制了主動電位控制系統。經仿真分析,空間站充電在主體結構上產生的懸浮電位最大可達-108.6 V。地面模擬驗證試驗表明,系統可將懸浮電位穩定控制在-16.6 V左右。進一步,在航天員8次出艙期間,系統將空間站懸浮電位精確控制在-12 V以內。在充分考慮地磁場干擾的條件下,空間站充電效應的理論計算、模擬測試和在軌應用數據具有良好一致性,確保了中國首個航天器電位檢測和控制技術在軌成功應用,保障了航天員出艙活動生命安全。