空间站带电效应分析及对策

刘业楠，赵 华，易 忠，张 超，孟立飞，黄建国

(1.北京卫星环境工程研究所，北京100094;2.北京卫星环境工程研究所可靠性与环境工程技术重点实验室，北京100094)

1 引言

空间等离子体环境会导致航天器产生表面带电，一般情况下，航天器所带电位与等离子体温度相当。在低轨航天器运行的轨道环境，通常电子温度Te＜0.5 eV，航天器结构体电位一般在几伏的负电位。而对于空间站这样的大型航天器，由于采用了高压太阳电池阵和高母线电压(如国际空间站母线电压为160 V)，航天器电位变得复杂起来。由于航天器一般采用负接地的连接形式，航天器结构体会长期悬浮于几十伏乃至上百伏的负电位。如此高的悬浮电位会带来风险［1］，因此，为了确保空间站的长期可靠运行并保障航天员出舱活动的安全，必须对空间站的表面电位及空间等离子体环境采取电位主动控制措施。

2 空间站带电效应

航天器与周围的等离子体、太阳辐照等空间环境相互作用会引起航天器的电位变化，在低轨，主要环境为冷稠等离子体，等离子体的温度大约为2 000～3 000 K，密度为1010～1012m-3。空间中并非地面上有“地”的概念，航天器在空间等离子体中是悬浮的，同时，航天器会收集空间等离子体中的电子和离子，从而造成航天器结构与空间等离子体间产生悬浮电位［2］。图1是国际空间站曾经的在轨结构电位特性情况。

图1 航天器在空间等离子体中的电流收集情况Fig.1 Spacecraft collect electrical charges from the space plasma

图2 ISS在未防护时的结构电位情况Fig.2 ISS structure potential without PCU

空间站采用了高压太阳电池阵，受其较高的母线电压及负接地方式影响，会引起空间站的结构相对等离子体产生较高的悬浮电位。国际空间站(ISS)160 V母线电压在太阳帆板发电时结构产轴生的悬浮电位可接近-160 V(图2)。我国空间站采用的太阳帆板母线电压为100 V，由于空间站由多个舱段对接组成，通过SPIS软件进行100 V母线的高压太阳帆板航天器及28 V母线太阳帆板的载人飞船的在轨飞行带电情况仿真分析［3］，可知光照情况下，100 V母线的航天器单独朝前飞行时，约产生-78 V的结构悬浮电位(帆板正面朝向为飞行方向，较好情况)。而对于28 V母线的载人飞船，其结构悬浮电位则约为-26 V(图3)。当舱段间对接后，其结构上的暴露导体面积进一步减小，可能会使结构悬浮电位达到-98 V以上(帆板背面朝向飞行方向，较恶劣情况)。

图3 高压母线航天器(上)及低母线电压飞船(下)在阳照区的结构悬浮电位仿真分析结果Fig.3 Computer simulations of HVSA(high voltage solar array)spacecraft and normal 28 V solar array spacecraft

另外，空间站由于其尺寸较大，飞行轨道较低，在轨道上运行时切割磁力线，会在空间站结构两端形成电位梯度分布v×B·l。其中，v为空间站飞行速度7.8 km/s，B为空间站飞行位置的地球磁场。，一般在30 000～50 000 nT(10-9特斯拉)。国际空间站通过计算得到由于切割磁力线引起的两端电位差最大可达约20 V。对于已经具有的悬浮电位，切割磁力线的作用会进一步降低空间站结构局部位置的悬浮电位［4］。我国空间站在组合后约长35 m，则两端因切割磁力线产生的电位差可达到8～10 V。

3 空间站带电引起的环境效应问题

3.1 带电对交会对接的影响

空间站由多个舱段组成，在近地空间环境下，通过各舱段逐一发射并以交会对接的形式完成。在空间站的搭建过程中，由于空间等离子体的作用，对接的两个航天器间会产生电位差，在其对接并导通时可能产生静电放电，从而引起结构电位的波动。利用PSPICE建立等效电路，分析对接时放电的效应，根据估算的两器对接前分别的等效电容，以及计算得到的悬浮电位(与等离子体无穷远处的电位)建立如图4的等效电路，得到的电流脉冲即为对接产生的放电电流脉冲，初步估算峰值约6.2 A(取电弧电阻10 Ω)。

图4 对接放电仿真电路图及结果Fig.4 RVD discharge simulation model and result

在对接放电时，由于两航天器结构间进行电荷平衡，因此会产生脉宽较短，峰值较高的放电电流，同时结构“地”也会产生波动，从而对航天器内的电子仪器产生干扰［5］。

3.2 带电对航天员出舱的影响

空间站的悬浮电位低于环境等离子体的电位，这将带来诸多问题。由于热控和防止空间碎片撞击的需要，空间站的表面使用了大量绝缘涂层和阳极化材料，通常这些材料，尤其是阳极化材料的绝缘层极薄，因而即使只有很低的压差，也会导致绝缘击穿，产生电弧放电，使得材料的性能退化。如图5所示。

图5 ISS空间站阳极化层由于悬浮电位引起的击穿Fig.5 ISS Anodic oxidation materials breakdown induced by floating potential

按阳极化涂层的厚度为1.3 μm来估算，若结构悬浮电位为-80 V时，由于外表的介质与空间等离子体接触，其电位主要来自空间等离子体中的电子充电电流、离子充电电流及光电流，在无光的情况下，由于空间等离子体的温度较低，因此介质外表面的电位与空间等离子体电位间相差不大，可认为基本等于0。当有光照时，由于光电流的作用这个电位会进一步升高。若以表面电位为0计算，阳极化涂层间产生的电场约为6×107V/m，已经高于一般介质材料的击穿阈值。因此在这种情况下会产生静电放电事件。

航天员舱外活动单元使用的过程中与ISS结构接触因而与其悬浮电位等势，而舱外活动单元上也使用了阳极化部件，当航天员进行出舱活动(EVA)时，同样的环境会作用于航天服，使其阳极化部件表面的薄膜材料发生绝缘击穿，产生的放电会对出舱航天员的安全造成严重的后果。

图6是使用或不使用电脐带的出舱模式时，空间站结构的悬浮电位可能引起的放电通路。当使用电脐带时，航天员与空间站的结构悬浮电位达到一致，根据前述的阳极化材料静电放电问题可知，航天服外表面可能会由于悬浮电位的影响而产生静电放电。当不使用电脐带时，通过仿真计算的结果可知，航天员在出舱后，其绝对电容很小，因此在充电的过程中航天员会迅速与空间等离子体环境达到平衡，其电位最大约为-3.5 V。由于航天服上没有如太阳电池阵一类具有电位差的部件，其结构充电电流主要以电子收集电流、离子收集电流和光电流为主，即使在空间站的尾流区，由于等离子体的温度很低，航天服的导电结构体不会被充电至很高电位。同时，由于航天员被充电至负电位，会在尾流区形成电子鞘层，从而使其在活动的过程中一直处于接近等离子体环境电位的情况。然而，由于空间站在工作中本身会产生结构悬浮电位，因此航天员在与空间站接触的时候由于两者结构电位不一致会产生电场，在航天器表面进行相关工作时可能会引起静电放电。另外，在此状态下的航天员回到空间站时，势必与空间站结构电位间存在一个接触的过程，其效应与交会对接时可能的静电放电事件类似。

图6 出舱带电情况(上:使用电脐带，下:不使用)Fig.6 EVA charging conditions

国外研究表明，航天服上流经的电流有可能通过航天员和单点接地点之间的通路［6］。当表面发生电弧放电时，流经航天服的电流通路可能有很多。当电弧诱发放电的电流为20 A时，通过人体的电流为0.1 A(设人体电阻取值为200 Ω)，而NASA的医学官员认为通过航天员身体的最大电流不得高于1 mA，这个电流值是安全值的100倍，其危害不言而喻。根据表面充放电的相关理论，放电产生的浓密等离子体可能扩散到临近的充电表面进而引发这些区域的放电。所以存在这种可能，航天服上产生的电弧等离子体扩散到空间等离子体中，进而诱发整个空间站表面电容中储存静电电荷的释放，这表明从空间站到航天服放电通路中的电流值可能高达10～100 A。

3.3 带电的其他影响

低轨高压太阳电池阵会产生静电放电效应。根据目前在国际上得到了认可的理论，放电是由于太阳能电池三结合处(即等离子体环境、玻璃盖片和互连片)在反向梯度电位充电情况下造成的。如果太阳电池串之间的电势差高于某一阈值电压，静电放电在太阳电池电路高电位和低电位之间形成的电流流动通过放电离解的高浓度等离子体通路，一般能够维持毫秒数量级的时间，成为二次电弧。二次电弧很容易持续并发出远远大于触发放电的能量。当电池阵工作参数高于二次电弧阈值且在附近发生静电放电事件时，就会引起二次电弧，电弧瞬间产生的高温会将Kapton基底碳化热解，从而形成局部的短路，造成电池阵输出功率的下降［9］。空间站的太阳帆板母线电压为100 V，太阳电池阵电路正常工作电压要相对高出约20 V，因此电池阵上的电池布片所形成的电位梯度必然会覆盖超过静电放电阈值的部位，同时也会有满足二次电弧阈值的部位，主要以电池串的两端为主。另外，当帆板存在开路工况的时候，由于输出电压会进一步增加，开路电压可达更高值，由此对空间站带电造成的影响会进一步增强。

此外，在空间站结构产生悬浮电位时，空间站表面会在等离子体中形成直流鞘层，悬浮电位在外露介质材料表面与鞘层边缘之间会建立电场分布，如图7所示。

图7 鞘层电位分布(左)及离子鞘内加速(右)Fig.7 Plasma sheath potential and ion accelerate in sheath

在鞘层的作用下，会排斥电子，并加速离子，使离子在穿越鞘层的过程中获得能量。等离子体中的离子98%以上是O+离子，它们在空间站结构悬浮电位产生的鞘层影响下，加速撞击空间站介质材料表面，产生轰击效应，造成溅射、掏蚀及氧化，从而使材料的表面损伤。

最后，静电放电(ESD)还会使空间站上的电子仪器出现干扰，特别是各种集成电路组件，造成伪指令、乱真切换等故障，影响其工作的可靠性。据国外统计结果，1973～1997年航天器故障中，归因于ESD的达到了一半以上(图8)。

图8 国外机构统计的航天器故障情况Fig.8 Abnormal information of spacecrafts by Aerospace

4 空间站带电效应对策分析

航天器的表面介质和结构导电体分别会收集等离子体中的电子与离子，同时由于光照产生光电子、电子与离子入射产生的二次电子、背散射电子等，产生收集电流，当航天器表面净电流或结构净电流为0时，航天器的表面电位或结构电位即为其相应的平衡电位。航天器表面和结构的电流平衡方程分别为:

其中:Inet，jnet为收集净电流和电流密度;Ii，ji为离子电流和电流密度;Ie，je为电子电流和电流密度;Ise，jse为电子引起的二次电子发射电流和电流密度;Isi，jsi为离子引起的二次电子发射电流和电流密度;Iph，jph为光电流和电流密度;Ibe，jbe为背散射电子电流和电流密度;jc为传导电流密度;φsc，φd—航天器结构和表面介质的电位。

当表面的净电流密度jnet或结构的净电流Inet等于0时，求解电流平衡方程即可确定介质表面平衡电位φd及航天器结构悬浮电位φsc。

低轨环境通常为冷稠等离子体环境，航天器由于其帆板上的电池阵为负接地，造成航天器帆板的负端与结构地的外露部分会收集正离子，使航天器的电位升高，而帆板正端会收集电子，使航天器的电位降低(图9)。同时，由于等离子体中的电子、离子温度较低，其二次电子和背散射电子产量可忽略不计。同时，由于航天器表面介质材料的电导率很小，介质表面与空间等离子体形成的传导电流的计算可以按下式进行:

其中σ为介质的电导率。

图9 低轨航天器太阳帆板引起的带电效应Fig.9 LEO spacecraft floating potential induced by solar array

由于按最坏情况估计，电离层等离子体中低能量电子影响，不会使介质表面充电电压超过等离子体温度，即|φd|＜5 V，介质的体电导率通常在10～15 S/m范围，故在低轨航天器的环境中，传导电流jc对航天器结构电位的贡献基本可以忽略。

在这种情况下，由于太阳电池阵为负接地方式，因此结构的电流平衡方程可近似变为以下情况:

其中Ssc为航天器表面暴露的导体面积;Sarray为太阳帆板上暴露导体的面积;Ns为电池阵串联数量;Varray为太阳帆板的母线电压。

上式考虑了在太阳电池串形成的电位梯度下各电位的电池片在空间等离子体中形成的收集电流的近似情况，由此可看出帆板母线电压、航天器及太阳帆板上暴露导体的面积很大程度的影响着结构悬浮电位。

空间站在飞行中，由于太阳帆板为负接地，母线电压100 V使太阳帆板收集空间等离子体中的电子，导致结构电位偏负，通过分析可知结构悬浮电位带来的带电风险，为确保空间站的对接、航天员出舱、太阳电池阵工作安全，按照国际空间站(ISS)研制中的经验分析，当空间站与空间等离子体间相互作用产生的收集电流增大时，需要在迎风区有更大的暴露导体面积，ISS在收集电流为10 mA时需要在迎风区有8 m2的暴露导体面积才能平衡空间等离子体引起的带电影响。我国空间站形成组合体后，迎风区暴露导体面积进一步减小，同时，太阳帆板增加造成收集电流的进一步增大，带电引起的空间站充电效应将达到最恶劣情况。

常规途径防止和减少航天器表面带电的方法主要为以下3类:

1)计算机数值模拟，预测空间环境的影响，制定有关充、放电的设计规范，同时为制定消除、控制和检测航天器表面电位的方法提供依据，主要用于设计阶段的带电风险分析及设计改良。

2)等离子体模拟，试验室进行试验模拟，获得部分有关因素影响和相关参数的试验数据，一方面试验数据可以作为设计阶段的参考，另一方面试验也可以进行防护改进后的评估。

3)对航天器进行实际控制，可分为被动和主动两类:被动控制，是指在航天器的设计和生产过程中，从形状、结构、材料和工艺等方面采取防止或减轻充电的各种措施，主要通过设计阶段实施，在轨运行期间不能改变或控制;主动控制是通过在航天器上装设电位控制设备来进行的，其工作过程完全可控。

为减少空间等离子体引起的空间站带电问题，降低太阳帆板及航天员出舱引起的静电放电风险，其具体解决手段主要如表1所示［6］。

从表1中可看出，被动防护控制法是解决空间站带电问题的最便捷途径。这种手段主要通过选择空间站的表面材料及采用特殊的结构设计，使空间站在等离子体环境中的绝对充电和不等量充电不超过某一特定的允许值，来防止和控制空间站带电。被动防护对设计、材料、工艺等方面的要求较高，而作为工程上较为适合的方式则是利用带电粒子发射法的主动防护控制技术，国际空间站ISS在考虑带电问题的防护方面，就采用了等离子体接触器(PCU)对其进行控制，在需要的时候降低ISS的结构电位，控制放电风险［10］。等离子体源发射装置主要是通过产生等离子体作为发射阴极，向空间中释放电子，以平衡太阳电池阵收集的电子电流，其原理如图10所示。

根据等离子体中悬浮导体的电流收集特性可知，低轨航天器在等离子体中净收集电流值约为:

对于我国空间站来说，取可能的最大不等量带电电位100 V，电子温度0.2 eV，等离子体密度1012m-3，根据空间站太阳帆板的尺度及暴露导体面积估算，此时产生的净电流约为1.107 A。根据图10所示，此时只要电位控制装置具备能持续发射1 A电子束流的能力，就可以平衡空间站的带电问题。ISS给出的电位控制能力约为10A的电子束流发射能力，对比ISS可知，由于我国空间站的规模相对较小，同时帆板电压相对ISS要低，因此1 A电子束流的发射能力可以满足基本需要。如果具有更大发射束流能力的电位控制装置，则在空间站结构电位安全区间的长期保持、空间环境强扰动时的电位控制等方面都会具有更多保障，确保空间站安全、可靠地运行。

表1 空间站带电问题防护方案Table 1 Mitigation projects of space station charging effect

图10 等离子体接触器的电位控制原理Fig.10 Spacecraft floating potential control process by PCU

5 结论

根据上述分析结果可知，空间站运行时，由于太阳帆板与空间等离子体相互作用产生的带电效应可能会有如下危害。

1)空间站高压航天器与低压航天器在交会对接时，由于两者间较高的电位差，使对接时产生放电，造成结构电位波动和干扰，应针对其对接过程进行主动电位控制等防护措施;

2)航天员出舱会根据其状态不同，产生相对于空间等离子体或相对于空间站结构的电位差，可能会因此引起静电放电，需要对舱外及航天服外表面材料进行静电放电阈值测试，同时在航天员出舱时，通过主动电位控制的方式提升空间站电位，确保航天员出舱活动的安全性;

3)空间站各高压母线舱段单独飞行时，其带电效应将会引起太阳帆板的一次放电效应及二次电弧效应，应针对其帆板进行相关试验以确定放电的特性及造成的影响，并辅以主动电位控制等手段确保太阳电池阵安全;

4)空间站表面材料在其悬浮电位的作用下会加速空间等离子体中的离子撞击，长期积累会影响材料的热控、力学和介电性能。

我国空间站的母线电压为100 V，在近地空间运行时会产生稠密等离子体环境中高压太阳电池阵引起的充电效应，结合国外低轨航天器的设计要求可知［11］，我国空间站主动电位控制系统，需要具有较大的电子发射束流(不小于1 A)才能够平衡空间站结构悬浮电位的影响，满足空间站的静电放电防护要求。

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