航天器尾区带电效应实验研究

赵呈选，李得天，杨生胜，秦晓刚，柳　青，王　俊

（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州　730000）

航天器尾区带电效应实验研究

赵呈选，李得天，杨生胜，秦晓刚，柳青，王俊

（兰州空间技术物理研究所 真空技术与物理重点实验室，兰州730000）

通过极区极光椭圆区的极轨轨道是特殊的低轨轨道，在该轨道环境中既有低温、稠密的背景等离子体，又有高能极光电子的注入，因此当背景离子密度减小或极光电子通量增加时，通过极区的航天器尾区表面介质材料将被充至负几百伏甚至负几千伏。介绍了航天器尾区带电过程的实验方案设计，建立了航天器尾区带电实验航天器缩比模型，同时测量了不同实验等离子体环境下航天器模型的尾区离子饱和电流，测量了有高能电子注入时的缩比模型的尾区内介质表面的充电电位。

尾区带电；实验研究；实验等离子体

0　引言

当卫星运行在低温度、高密度的等离子体环境中时，在其尾部形成明显的“航迹”，这是一个不相等的电子和离子耗尽区。卫星轨道速率大于离子热速率而小于电子热速率，因此电子可较容易地进入这个区域从而形成一负电位势垒，这就是所谓的“尾区带电”［1-4］。由于极轨高能极光电子的注入形成尾区带电而导致在轨卫星出现问题的案例［5-8］：如1995年5月美国DMSP（Defense Meteorological Satel⁃lite Program）极轨气象卫星微波成像仪出现数据异常丢失现象。2003年10月日本地球观测航天器ADEOS-Ⅱ遭遇致命的电源系统故障，主要原因是极光电子对未接地，绝缘体的充电引发的电缆中持续的电弧放电。2010年欧洲太阳异常和磁层探测器上位于其尾区阴影区内的飞行时间质谱计出现表面放电引起的异常现象。因此为了研究尾区效应引起的航天器表面介质材料的带电过程，有必要进行航天器缩比模型的实验研究。

大尺寸结构尾区带电模拟实验，受部件尺寸的限制，在实验中很难或者不可能采用原型的部件进行实验，因此，必须开展缩比模型的模拟实验。采用与实际部件具有相似关系的模型代替实际模型，通过对相似模型的实验代替原型实验。航天器尾区带电过程的实验研究是依据相似关系对航天器的缩比模型进行尾区带电实验。

1　实验等离子体环境简化

极轨环境是一种特殊的低轨道等离子体环境，通常伴随着高能极光电子的沉降。在缩比模型的尾区带电实验中产生的等离子体环境尽可能和极轨环境接近，因此缩比实验中产生的等离子体满足三个方面的假设［9-10］：

（1）在极轨轨道环境下，定义背景电子的热速度为ve，卫星轨道速度为U，离子热速度为vi，则必须满足条件：

在此条件下尽管电子以ve的速度撞击航天器，但可以近似地把离子撞击航天器的速度看成U。

（2）航天器的特征长度为L，远小于带电粒子的平均自由程l，而远大于等离子体的德拜长度λD，该条件下可以把极轨航天器周围的等离子体看成无碰撞等离子体，即：

（3）离子的拉莫尔半径R′i和漂移和热运动引起的运动半径Ri远大于航天器特征长度L，并远大于背景低能电子的热运动引起的运动半径Re，因此磁场对极轨轨道航天器表面的离子收集过程影响较小，实验中不考虑磁场的影响，即满足：

2　尾区带电效应实验方案

通过卫星尾区效应机理分析，尾区主要是由于航天器相对于低温稠密等离子体运动。因此，在试验过程中，真空室内利用等离子体源产生等离子体束流，然后将模型静止地置于等离子体束流之中，通过相对运动效应模拟航天器在等离子体中的运动，加入电子枪产生的模拟极光的10 keV的电子，形成极轨产生尾区效应的等离子体环境，试验仪器安装如图1所示。

因此，实验方案包括：等离子体源、电子枪、充电电位监测装置、等离子体环境参数测量装置及试验件。其中，等离子体源是用来模拟低轨道等离子体环境，可采用微波放电（ECR）氩等离子体源，产生热动能为0.1 eV、平行方向定向能为15 eV的运动等离子体。电子枪用来模拟卫星过极区时的极光电子环境，极光电子环境参数为通量为0.1 nA/cm2量级，能量约为10 keV，可采用高能电子枪。等离子体监测装置用来测量试验中的尾区等离子体环境，可采用Langmuir探针测量电子温度和密度以及离子的饱和电流。充电电位监测用来测量试验件的表面充电电位，可采用非接触式电位探头测量，其测量范围为±20 000 V。试验件是卫星及部件或模拟卫星及部件，在试验中，由于实际的卫星尺寸很大，可采用相同结构特点的缩比模型来实现。

图1　航天器尾区带电模实验原理示意图

3　尾区带电效应实验数据及分析

3.1真空腔内背景等离子体测量

在仅打开微波放电等离子体源时，真空室的真空度优于10-4Pa时，测量真空腔内典型位置的背景等离子体参数分布如图2所示，分别在A、B、C点使用朗缪尔探针测量等离子体的离子的饱和电流和密度分布。

图2　微波等离子体源打开时真空腔内朗缪尔探针位置图

其中朗缪尔探针位置A点坐标（距离等离子体源90 cm，距离真空腔壁2为109 cm，距离真空腔壁1为71 cm，距离真空腔底部为92 cm），B点坐标（距离等离子体源220 cm，距离真空腔壁2为82 cm，距离真空腔壁1为98 cm，距离真空腔底部为90 cm），C点坐标（距离等离子体源227 cm，距离真空腔壁2为52 cm，距离真空腔壁1为128 cm，距离真空腔底部为90 cm），朗缪尔探针测量系统取样电阻设置为1 000 Ω，放大倍数为50。实验中测得的结果如图3和图4所示。可以看出位置A点离子饱和电流约为位置B点或C点离子饱和电流的2.2倍，B点和C点的离子饱和电流差别不大。位置A点电子密度约为位置B点电子密度的2.2倍，约为位置C点电子密度的2.5倍。尾区效应实验中需要排除背景等离子体的变化影响。

图3　真空腔内不同位置处的离子饱和电流曲线图

图4　真空腔内不同位置处的电子密度曲线图

3.2尾区内轴向位置处离子饱和电流测量

分别采用边长为20 cm、30 cm和40 cm，厚度为2 mm的正方形铝板作为航天器模型，航天器模型尾区面用导电胶粘有Kapton，所用Kapton厚度为25 μm。仅打开微波放电等离子体源时，使用朗缪尔探针测量模型背后轴向方向上的离子饱和电流如图5所示。

图5　不同尺寸航天器模型尾区的离子饱和电流变化图

通过数据处理，比较不同尺寸的航天器模型的尾区内不同位置处的离子饱和电流，如图5所示。由图可以看出，相同尺寸的航天器模型尾区内的离子饱和电流随着轴向距离的增大而增大，并逐渐趋于稳定。可以看出尺寸不同的模型都会在后面形成离子稀薄区域，并且模型面积越大，其后形成的离子尾区越大，在距尾区介质表面的同样距离位置的离子饱和电流越小。

3.3尾区内轴向位置处探针的收集电流测量

实验中采用边长20 cm、厚度2 mm的尾区面覆有Kapton的正方形铝板作为航天器模型。测得的朗缪尔探针的伏安特性如图6所示

图6　相同模型不同位置处探针的偏置电压和收集电流图

由图6可看出，朗缪尔探针的负偏置电压越大，其表面收集的离子电流越大，并且离子电流逐渐趋于饱和；尾区内不同位置处的同样的偏置电压收集的离子电流不同，尾区内越靠近介质材料其收集电流越小，沿轴线往外离子收集电流逐渐增大，可以看出等离子体在航天器模型后面形成尾区结构。

3.4模型尾区介质材料充电电位测量

首先真空室的真空度优于10-4Pa时，打开模拟极光电子的高能电子枪，调节离子源气压用于产生定向速度约7 800 m/s的离子流，考察极区背景低能等离子体和极光电子同时存在时的航天器尾区的充电过程及尾区介质材料Kapton充电电位。测量结果如图7所示。

图7　尾区Kapton表面充电电位随模型尺寸的变化图

比较不同尺寸的航天器模型的尾区介质材料的充电电位随尺寸的变化，如图7所示。由图可以看出，随着模型尺寸的变大，尾区内介质Kapton的平均充电电位也逐渐增大，验证了航天器尾区带电的尺寸效应。

4　结论

描述了航天器尾区带电过程的缩比实验验证过程，完成尾区带电效应实验方案设计，建立了航天器尾区带电实验航天器缩比模型，测量了有高能电子注入时的缩比模型的尾区介质材料的充电电位。实验获得以下主要结果：

（1）相同航天器模型尾区内的离子饱和电流随着轴向距离的增大而增大，并逐渐趋于稳定。尺寸不同的模型都会在后面形成离子稀薄区域，等离子体会在航天器模型后面形成尾区结构，并且模型面积越大，其后形成的离子尾区越大；

（2）当有模拟极光电子的高能电子注入时，尾区介质材料Kapton充至负几百伏至负千伏。并且随着模型尺寸的变大，尾区内介质Kapton的平均充电电位也逐渐增大，充电电位可以达到负的上千伏，验证了航天器尾区带电的尺寸效应。

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［4］赵呈选，李得天，杨生胜，等.极轨航天器尾区带电效应研究［J］.真空与低温，2015，21（1）：28-32.

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［10］KuninakaH，SatoriS，NozakiY，etal.Interactionofhighvolt⁃age solar array with ionospheric plasma［C］//DGLR，DGLR/ AIAA/JSASS 20 th International Electric Propulsion Confer⁃ence：Proceedings p 105-114（SEE N 89-27707 22-20）. 1988.

EXPERIMENTAL STUDIES OF WAKE CHARGING OF SPACECRAFT

ZHAO Cheng-xuan，LI De-tian，YANG Sheng-sheng，QIN Xiao-gang，LIU Qing，WANG Jun
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou730000，China）

The Polar Earth Orbit（PEO），which crosses the aurora zone，is a peculiar orbit where the low-temperature plasma and energetic auroral electrons coexist.Therefore，dielectric materials on the PEO spacecraft may be negatively charged 100-1000 of volts when the density of thermal ions is reduced or the flux of auroral electrons become large.In this paper an experimental scheme of wake charging of polar spacecraft was introduced，and a similarity spacecraft model was designed.In the experiments the ion saturation currents in the wake area of different scale model were measured under different plasmas，and the charging potentials of the dielectric materials in the wake were also investigated.

wake charging；experimental study；experimental plasmas

TB65+.1

A

1006-7086（2015）05-0279-04

10.3969/j.issn.1006-7086.2015.05.007

2015-05-27

国家自然科学基金（11305084）

赵呈选（1983-），男，江苏省徐州市人，在读博士研究生，工程师，从事空间环境效应及控制研究。Email：zhaocx2000@sina.com。