GEO卫星表面充放电引起卫星地电位瞬变及对二次电源干扰试验研究

冯伟泉 ，王志浩，万成安，闫德葵，丁义刚

（1.可靠性与环境工程技术重点实验室；2.北京卫星环境工程研究所；3.北京卫星制造厂：北京 100094）

0 引言

地球同步轨道（GEO）卫星的故障分析表明，大部分故障发生在磁层亚暴期间，这说明磁层亚暴是引发GEO 卫星故障的主要环境因素。磁层亚暴充电环境主要是指卫星运行到当地黎明期间遭遇的“热”等离子体环境，即高密度低能电子环境[1]。由于卫星外表面材料的几何形状、介电特性、光照条件等不同，可使卫星相邻外表面之间、表面与深层之间、表面与卫星“地”之间产生电位差。当这个电位差达到一定量值之后，将产生静电放电（ESD）。表面ESD 主要有喷弧（blow off）、串弧（punch through）和飞弧（flash over）3 种放电形式。ESD 可能通过卫星结构接地系统将放电电流直接注入到卫星电子系统之中，或通过辐射干扰对星上电子系统产生影响乃至造成电路故障，进而威胁整星安全。

卫星结构“地”电位是卫星电子仪器工作的参考电位，参考电位的稳定是电子仪器正常工作的必要条件。一般情况下，卫星“地”电容在50～200 pF左右，而大地电容为1 F左右，即卫星的“地”电容相对大地电容来说非常小。因此，表面放电向卫星结构“地”注入的电流将引起卫星“地”电位的较大突变，从而对整个星上电子系统造成干扰，特 别是破坏计算机控制的数字电路系统[2]。因此，卫星“地”电位瞬态变化及其ESD干扰防护方法研究应受到足够重视。

DC/DC 模块电源在航天器二次电源上有广泛应用，它具有体积小、重量轻、效率高等优势，正在逐渐取代传统的线性电源。DC/DC 模块电源采用以功率半导体开关器件为核心的高频功率电子电路，通过半导体开关器件周期性通断工作控制开关元件的时间占空比来调整输出电压，直接给各种星上设备供电，因此其输出电压的干扰波动会影响卫星设备的正常工作。

本研究主要分为两步[3]：第一步是实验室模拟卫星表面充放电引起卫星结构“地”电位的瞬态变化，了解电位瞬态特性及其与环境参数的关系；第二步是实验室模拟卫星结构“地”电位瞬态变化对卫星二次电源（DC/DC 模块电源）输出的干扰，了解参考电位的瞬态变化对电路的瞬态影响。

1 卫星结构“地”电位瞬态的模拟试验

实验室模拟原理主要是利用背面有导体层的绝缘材料作为卫星表面充放电靶，其背面导体层与真空容器外一块浮地的铜板（0.6 m×1.2 m×0.008 m）通过穿墙电缆相连，该铜板是卫星结构“地”的模拟板。试验时充放电靶在真空容器中接收模拟磁层亚暴的电子辐照，用示波器显示放电时模拟板接收的注入电流波形及其模拟“地”电位波形，以束流感应器作为传感器测量从充放电靶注入到模拟板的瞬态电流。

模拟试验系统由磁层亚暴充放电模拟设备（电子枪及真空系统）、卫星结构“地”模拟铜板、示波器、放电触发器、束流感应器等组成（图1）。磁层亚暴充放电模拟设备的主要技术指标如下：

1）电子枪高压为-25 kV；

2）电子束流密度在0.1～100 nA/cm2内可调；

3）电子枪在样片台上的辐照面为φ300 mm；

4）束流不均匀度不大于20%；

5）真空度为1×10-3Pa（分子泵抽气系统）。

图1 卫星表面充放电引起结构“地”电位瞬变的 模拟试验原理Fig.1 Principle of test for simulating the ground potential transient caused by satellite surface charging and discharging

放电的自然触发受大量随机因素影响，不易掌控。为提高试验的可控性和可重复性，采用接触触发放电方式，包括自动触发和手动触发2 种模式，其中自动触发放电模式的放电频率为每秒1 次。试验中分别在-500 V、-1 kV、-5 kV、-10 kV、-20 kV 和-25 kV的加速电压下进行测量，得到模拟卫星结构“地”电位与电子能量及通量（正比于灯丝电流）的关系，如图2所示。

图2 卫星结构“地”电位与电子能量及通量（灯丝电流）的关系Fig.2 The satellite ground potential against the energy and flux of electrons

从图2的曲线可以看出，在磁层亚暴期间，卫星表面带电会引起卫星结构“地”电位变负，电子束流密度越大、能量越高，负电位越高。

在表面放电时，充放电靶向真空容器外的卫星结构“地”模拟板注入放电电流，“地”电位产生瞬态变化。用TDS350存储示波器记录这些变化（见图3），其中Ch1 是卫星结构“地”的注入电流波形，Ch2 是模拟“地”电位波形。示波器的采样率为1 GS/s，带宽为500 MHz。

图3 卫星结构“地”模拟板注入电流波形及“地” 电位波形Fig.3 Waveform of the injected transient current and ground potential of the simulated satellite structural ground

从图3可以看出：

1）卫星结构“地”的注入电流波形呈衰减振荡型脉冲群；计算得电流峰-峰值为2.28 A（BCT灵敏度为6.12 V/1 A），脉宽约为200 ns。

女工店吃过晚饭，金枝好像踏着泪痕行走，她的头过分的迷昏，心脏落进污水沟中似的，她的腿骨软了，松懈了，爬上炕取她的旧鞋，和一条手巾，她要回乡，马上躺到娘身上去哭。

2）卫星结构“地”电位从-100 V 上升到+92 V，然后呈衰减振荡型脉冲群，脉冲峰-峰值在192～23 V 区间内。

3）注入电流瞬变比“地”电位瞬变略有超前，可以认为卫星结构“地”电位变化是由注入电流变化引起的。

2 卫星结构“地”电位瞬变干扰二次电源 的模拟试验

卫星结构“地”电位瞬态干扰二次电源的模拟试验系统原理及组成（见图4）与前面的“地”电位瞬态模拟试验系统基本相同，增加蓄电池模拟一次电源，向二次电源提供+37 V 直流电压；二次电源为DC/DC 模块电源，其输出为+12 V，正端接电阻负载，负端接卫星结构“地”模拟板；磁层亚暴充放电模拟设备的电子枪高压为-5 kV，电子束流密度在0.68～1.2 nA/cm2范围内可调。通过电流互感器测试负载中电流变化得出负载两端电压的变化。

图4 卫星结构“地”电位瞬变干扰二次电源的 模拟试验原理图Fig.4 Principle of simulation test of satellite structural ground potential disturbing the secondary power supply

图5为表面放电引起“地”电位瞬变对DC/DC模块电源输出的干扰波形。其中，Ch1 是DC/DC模块电源的输出电压波形，Ch2 是卫星结构“地”电位波形。

图5 表面放电引起“地”电位瞬态对DC/DC 模块 电源输出的干扰波形Fig.5 Waveform of DC-DC model power supply disturbance from structural potential transient induced by surface discharging

从图5可以看出：在磁层亚暴充电环境下，浮地板电位为-70 V，DC/DC 模块电源的输出电压为+12 V，没有影响。在放电时，卫星结构“地”电位突然从-70 V 上升至+40 V，然后振荡衰减；DC/DC模块电源的输出电流发生变化，说明输出电压发生变化，相当于在+12 V 上叠加峰-峰值为10～19 V的衰减振荡波形，第1 个峰的脉宽约为150 ns。

3 空间ESD 干扰防护与验证措施

3.1 卫星表面材料导电处理并接地[4-5]

要防止卫星表面静电充/放电的发生，首先要降低表面的电位差。一般可以采取对卫星表面材料进行导电处理并接地的措施来降低表面电位差，如在卫星表面涂敷ITO 透明导电涂层、导电漆等可以减小相邻材料表面之间的电位差。在卫星绝缘材 料上蒸镀一层ITO 透明导电膜，并将导电膜有效地与卫星结构“地”相连，可以在卫星表面形成一个电荷通路，从而有效地将沉积到表面的电荷通过接地网络予以中和，使得卫星表面接近于等电位。

ITO 透明导电膜是一种半导体材料，其表面电阻随着膜厚度的增加而减小，因此可以通过增加膜的厚度来增大电导率。但不能为了增大电导率而无限制地增加ITO 膜的厚度，因为厚度增加的同时会降低ITO 膜的透射率，一般表面电阻达到106～108Ω/□即可满足空间ESD 干扰防护的要求。

3.2 DC/DC 模块电源抗空间ESD 干扰设计

3.3 空间ESD 防护的地面试验验证

卫星空间ESD 干扰防护是一个十分复杂的工程问题，地面模拟试验验证是非常必要的。国际上针对卫星仪器表面ESD 的地面验证方法建立了标准《空间系统：电磁兼容性要求》（ISO 14302），其中推荐的航天器带电ESD 抗扰度试验原理见图6[6]。

图6 航天器带电ESD 抗扰度试验原理Fig.6 Test principle of ESD anti-jamming caused by spacecraft charging

该试验方法由法国国家空间研究中心（CNES）于20年前成功开发[7]，并用它代替了美国军用标准MIL-STD-1541推荐的结构放电试验和空气放电辐射干扰试验方法。试验的具体参数及要求如下。

1）放电间隙：采用密封高压结构，击穿时间短，放电峰值电流不小于30 A，半高脉宽为30 ns；

2）电容：典型值为100 pF，耐高压，低自感；

3）阻尼电阻：阻值可调，典型值为47 Ω，根据放电回路的电容和自感调节在临界状态；

4）扼流电阻：用于防止放电回路的高频成分进入高压电源，阻值不小于10 kΩ；

5）高压电源：典型输出值为6 kV 直流；

6）悬浮试验仪器电缆：与放电回路电缆紧密接触，长度为20 cm。

4 结束语

磁层亚暴充电环境是GEO 卫星故障的主要环境因素。本文较真实地模拟了卫星表面充放电现象引起的卫星结构“地”电位瞬变及其对DC/DC 模 块电源输出的干扰作用，发现DC/DC 模块二次电源输出电压在放电期间受到严重干扰；并讨论了卫星表面材料和DC/DC 模块电源抗空间ESD 干扰的措施及地面验证试验方法，可以作为航天器设计中减缓空间ESD 干扰的参考依据。

（References）

[1]Rodgers D.Spacecraft charging-environment-induced effects on the electrostatic behaviour of space systems, ECSS-20-06 (Draft v0.18) [R].Noordwijk, The Netherlands∶ESA Publications Divisions, 2005-07

[2]杨世武, 吴运熙.电气化干扰对计算机联锁系统的影响和防护[J].北方交通大学学报, 1998, 22(5)∶107-110 Yang Shiwu, Wu Yunxi.Electromagnetic design for computer based interlocking system on electronic raiways[J].Jounal of Northern Jiaotong University, 1998, 22(5)∶107-110

[3]Feng Weiquan, Ding Yigang, Yan Dekui.Laboratory simulation of spacecraft surface charging and discharging caused structural potential transients and its interference test method on DC-DC converter[C]//7thSpacecraft Charging Technology Conference.Noordwijk, The Netherlands, 2001-04

[4]林国荣, 张友德.电磁干扰及控制[M].北京∶电子工业出版社, 2003

[5]Purvis C K, Garrett H B, Whittlesey A C.Design guidelines for assessing and controlling spacecraft charging, NASA TP-2361[R], 1984

[6]ISO 14302 Space systems∶electromagnetic compatibility requirements[S], 2003-01-01

[7]Jean-Pierre C.In-flight anomalies attributed to ESD’s recent cases and trends[C]//8thSpacecraft Charging Technology Conference.Huntsville, Alabama, USA, 2003-10