航天员出舱充放电效应及防护技术研究

唐 旭，季启政，冯 娜，张絮洁，张 宇，杨 铭

（北京东方计量测试研究所，北京 100086）

0 引言

航天器在轨道上运行时，不可避免地与空间等离子体环境发生相互作用。在空间站所处的300～500 km的低地球轨道（Low Earth Orbit，LEO）上，存在大量高密度低能量的“冷稠”等离子体，其能量约为0.1～0.3 eV，载人飞船航天器在此能量的等离子体中表面充电效应不明显，但对于空间站等大型结构航天器，由于受到与其负端接地的高压太阳电池阵与等离子体环境相互作用的影响，结构体产生较高的悬浮电位[1-4]，严重情况下达-100 V[5]。航天员出舱活动（Extra Vehicular Activity，EVA）时，将面临多种环境工况，在与空间站不断接触-分离过程中，空间站电位将影响航天员作业安全[6-9]。NASA对国际空间站（International Space Station，ISS）航天员EVA的放电防护研究表明，若不对航天员EVA的充放电进行控制，航天员舱外机动单元[10]（Extravehicular Mobility Unit，EMU）将存在大于人体安全电流1 mA数百倍的危险电流，对航天员安全产生影响[11]。

目前我国航天员仅在神舟七号飞船上进行了一次历时19 min的出舱活动[12-13]，并且由于神舟七号飞船太阳电池阵为28 V低压太阳电池阵，且飞船结构与空间大型飞行器组合体相比较小，航天员出舱的充放电防护问题并不显著。未来我国空间站组合体预计将在2022年前后建成，采用100 V的高压太阳能电池阵列，航天员EVA过程中将面临和ISS同样的问题[4]。为了保证出舱活动时航天员的安全，本文将在充分调研国内外空间站在轨运行等离子体环境、带电状态以及空间站航天员出舱作业工况的基础上，分析ISS航天员EMU结构特点，探讨空间站不同结构电位对航天员EVA的充放电效应，分析航天员EVA时充放电威胁的消除方法，为未来我国空间站航天员长时间出舱作业提供充放电效应的防护设计理论与技术支持。

1 空间站在LEO等离子体环境中的带电

1.1 LEO轨道等离子体环境

ISS轨道高度在350 km左右，为电离层的F2层区域，表1为LEO轨道等离子体环境电子密度随季节变化的相关参数[14]。

表1 电离层F2层的等离子体环境参数Tab.1 Basic properties of the ionospheric F2layer

1.2 空间站的充电及电位

ISS结构包括一个约100 m长的主桁架。在其典型飞行姿态下，桁架结构呈垂直于空间站的运动方向展开，垂直桁架方向安装有大功率高电压的太阳能电池阵，每片电池板长34.5 m，宽12 m，共有16块，如图1所示[6]。空间等离子体和ISS结构相互作用导致结构体会带有悬浮电位。此外，ISS在电离层等离子体中快速运动，由于运动过程中快速切割地球磁场[15]，因此也会产生感应电位。

图1 ISS的桁架及其太阳电池阵结构Fig.1 Truss and solar array structure of ISS

1.2.1 电离层等离子体充电效应

等离子体对ISS充电作用主要有两种方式：

（1）等离子体通过太阳电池阵形成充电电流

ISS太阳能电池阵的工作电压为160 V的高压，高压导体-介质系统与等离子体相互作用发生电流收集效应[16-17]，由于太阳电池阵负极与ISS的结构地相接，会将电流引导到ISS结构的金属上，对ISS结构产生充电电流。

（2）等离子体通过结构体形成充电电流

空间等离子体与ISS结构体中裸露的金属导体和用于空间碎片防护的化学阳极氧化铝层相互作用，等离子体中的电子、离子的入射形成对ISS结构的充电电流[18]。

ISS结构的充放电方程可表示为（不分电流方向）：

式中：Ik为第k个太阳能电池单元上的入射电流；n为ISS上的太阳能电池单元数；ISTR为空间站结构体上的入射电流；Cs为空间站结构体相对于空间等离子体的电容；φ为结构体电势；t为充电时间。

ISS早期模拟和数值计算出的空间站最恶劣结构电位在-120～-140 V之间[19]，但在轨的探测设备测得的实际电位低于此值，当关闭等离子体接触器对结构电位的控制时，结构电位在-80 V左右[10]。

1.2.2 切割地磁线产生的感应电位

ISS在LEO轨道快速运动时，切割地磁线会产生感应电动势[8]。ISS在轨的典型运行速度为7.8 km/s，轨道典型磁场强度为5×10-5T。感应电动势E和ISS的速度v与所处位置地球磁感应强度B的叉乘成正比，并且与ISS结构尺寸l有关：

假定空间站结构在一个轨道周期内由于切割地球磁场产生的感应电动势近似为恒定值。根据式（2）计算ISS的桁架结构在所处轨道产生的感应电动势，在较严重的情况下，E可达约-40 V。图2为ISS切割地磁场产生感应带电情况的示意图。综上可见，在等离子体对ISS结构体充电效应的基础上，叠加结构体切割地磁场的感应带电效应，ISS带电情况更为严重，研究表明空间站带电的典型值约为-120 V。

图2 ISS切割地球磁场产生电动势示意图Fig.2 The electromotive force generated by crossing the earth’s magnetic field of ISS

2 EVA充放电效应

2.1 航天员EMU工况分析

ISS航天员在轨作业主要包括四类：大型空间设备组装、空间设备维修、空间救援和空间科研等[20]。ISS航天员EMU的上半身部分为支持硬壳，通过不锈钢环分别和头盔、臂组件及下肢组件连接[6]。外部为阳极氧化材料部件，腰部装有修理工具的腰带[11]。EMU整体结构通过脐带与ISS结构相连，内部的部分金属连接点和航天员接触。其结构如图3所示。

图3 EMU结构示意图Fig.3 Composition of EMU

在EVA期间，航天员暴露在空间站结构体的高电势之下，EMU表面与ISS表面之间形成高电场会诱发电弧放电。电弧对ISS表面材料的加热，导致材料气化并部分电离。放电持续进行使得电子继续轰击气化后的气体，产生的等离子体迅速扩张，导致沿航天器表面更大范围放电[21]。在实验室进行模拟时，检测到ISS表面材料连续放电产生了1 000 A量级的电流，如果航天员出舱时发生该量级的放电电流，会对人体安全产生严重危害[5]。

当航天员为自主出舱模式时，EMU结构的电容很小，会在等离子体环境作用下很短时间内与环境达到电位平衡，电位约为-1～-2 V。航天员出舱工作时间一般为6 h[22]，而ISS的轨道周期为90 min，因而在6 h内会多次进出地影。相关探测表明，当ISS出地影时，会有明显的“快速充电”效应[23]。如果不进行带电控制和防护，结构电位可高达-80 V，从而会在航天员-空间站-等离子体环路产生放电电流，威胁航天员的生命安全。

NASA的医务人员将航天员体内电流的上限设定为1 mA[13]。实验发现，在EMU发生电弧放电产生的电流为20 A的情况下，通过航天员身体的电流为0.1 A（假定人体具有200 Ω的电阻），该电流比NASA设定的人体安全电流大100倍。

2.2 人体阻抗特性

2.2.1 人体皮肤特性

人体皮肤由两层组成：表皮和真皮，结构如图4所示。表皮中的角质层、透明层和颗粒层均为死细胞，主要成分为角质蛋白；真皮分为乳头层和网状层，主要包含活细胞和向四周排列的纤维束。当身体潮湿、出汗或受伤时，角质层的电阻率会急剧下降。湿润皮肤里的液体成分与汗水相似，主要是0.1%～0.4%的NaCl，电阻率约为140 Ω·cm[6]。

图4 人体皮肤的横截面图Fig.4 Cross section of human skin

在文献[24]中采用将手掌等身体部位置于铵盐溶液的方法，测得人体电阻的基础值，从手腕到肘部的电阻为200 Ω，从手腕到肩胛骨末端为267 Ω，从肩膀到脚背为291 Ω。

2.2.2 EMU内的潮湿环境

在EMU结构内，航天员穿着一件液体冷却通风服（Liquid Cooling and Ventilator Garment，LCVG）。LCVG利用一个管道网络在航天员的身体周围循环冷却水。LCVG受航天员呼吸、活动出汗，以及其他特殊状况（例如，尿液收集袋损坏、溢出饮用水和LCVG漏水等）影响[6，20，25-26]，内部所处的环境通常是非常潮湿的。

2.3 空间站-航天员-EMU充放电效应模拟

2.3.1 效应模型

文献[10]介绍了ISS研究人员建立的航天员、EMU和空间站结构电容间的物理模型。模型由真空容器、等离子体源、阳极氧化板、电阻和电容等组成，如图5所示。

图5 空间站-航天员-EMU模型Fig.5 space station-astronaut-EMU model

位于真空容器内的等离子体源采用空心阴极Ar等离子体源，电子温度为0.5 eV，离子温度为0.025 eV，粒子密度为5×1012个/m3。通过上述条件模拟LEO轨道电离层材料静电放电环境，并用朗缪尔探针监测等离子体的参数[27]。

ISS外部分布了大面积的阳极氧化铝组件[2]，其大部分厚度约为1.3μm，航天器结构电容C0采用近似平行板电容器进行描述[6]：

式中：ε0为电容常数；κ为介电常数；A为ISS的表面积；d为介质层的厚度。理论上可以估算出该阳极氧化铝组件电容在1 000～2 000μF内，本实验中采用2 000μF的电容对ISS外部分布的大面积的阳极氧化铝组件进行模拟。

图5内的阳极氧化板为10.16×15.24 cm2的矩形阳极氧化铝合金板，用来模拟暴露在空间等离子体中的EMU表面的阳极氧化部分。氧化层用硫酸浴制备，厚度为1.3μm。阳极氧化板边缘和背面覆盖Kapton介电薄膜,其四个边缘向内用Kapton介电薄膜覆盖1.27 cm，背面用Kapton介电薄膜完全覆盖，暴露总表面积为96.77 cm2。

采用RC电路模拟了对电容C0充电的时间延迟作用。图5中包括一个给C0提供可调电势的电源VB。RB作为隔离电阻为10 kΩ，其作用是延迟对C0的充电，有效地消除电源VB作为放电事件的电流来源。R0的作用是模拟人体电阻，由于航天员电阻有多种条件，因而选用了5 Ω、10 Ω、50 Ω、100 Ω四种电阻模拟人体电阻。V1与I0分别为模拟人体电阻R0的放电电压和放电电流。

2.3.2 模拟分析结果

实验模拟了ISS结构电位VB为-70 V，人体电阻为5～100 Ω各条件下的放电情况，如图6所示。

图6 -70V偏压四种负载电阻下放电电压和电流的变化Fig.6 Variation of arc current and voltage for 4 load resistors under bias voltage of-70 V

从图6可以看出，当电压降至-10～-20 V时，放电终止。对于所有的负载电阻R0，电流值都远远超过了0.1 A，超出人体的安全电流规定。同时可以看出，放电持续时间随负载电阻的增大而减小。

此外，数值模型预测阳极氧化板RC电路典型电流的下降过程应是逐渐衰减至零。相比之下，实验数据显示电流趋近到零的过程很快。这说明放电结束阶段，阳极氧化板的放电行为与电容器不同。也可能是由于放电电弧的反作用，阳极氧化板电流下降至零的时间比将其视作平行板电容器的理论预测值要小得多。此问题有待进一步研究。

3 EVA充放电防护

通过上述分析和试验模拟可知，航天员在空间站等大型航天器上进行EVA执行多种工况任务时都存在安全风险，因此必须对EVA中的充放电过程进行防护。可采取的防护技术包括被动防护和电位主动控制两类。

3.1 被动防护技术

被动防护指在航天器的设计和生产过程中，从结构、形状、材料和工艺等方面采取防止或减缓充电的各种措施。

目前针对航天员在空间站等大型航天器上进行EVA的充放电威胁，国内外采取的被动防护措施主要是设计改进空间站和太阳电池阵列的结构、应用新材料等[28-31]，使航天器在等离子体环境中的带电电位不超过一定的允许值，从而保护航天员EVA时的安全。但是这种被动防护对设计、工艺、材料等要求较高，且材料性能受空间环境影响可能发生退化，具有不确定性。此外通过调研发现，被动防护的主要思路是进行航天器的带电减缓，从而降低对航天员EVA的威胁，而针对航天服结构进行改进的相关研究较少。

3.2 电位主动控制技术

电位主动控制技术是指装备荷电粒子束流产生器对空间站带电进行控制，通过降低空间站的表面电位来降低航天服结构的耐压防护难度，保障航天员EVA的安全。

航天器带电主动控制的思路是：通过发射一束荷电粒子流，使进出航天器表面的各种电流总和等于零。根据带电具体情况，发射电子束、离子束等，相当于从需要消除电位差的一部分向另一部分导出或导入电流，从而改变电流平衡方程式（4）中的参数值Ie(φ)，达到降低表面电位的目的[32]。

式中：Ie为电位主动控制器的发射电流；Cs为结构体相对于空间等离子体的电容；Je-SA为太阳帆板上的电子电流密度；Ji-SA为太阳帆板上的离子电流密度；Ji-STR为空间站结构体上的离子电流密度；ASA、ASTR为太阳帆板及结构体上暴露导体的面积；x为太阳帆板上归一化的位置坐标，x=0为太阳帆板最外侧，x=1为太阳帆板与空间站结构体连接侧；V为坐标x处的电位；φ为粒子流直径。

3.2.1 ISS上的电位主动控制技术

在ISS上采用了一种等离子体接触器单元（Plasma Contactor Units，PCU）作为电位控制的基本设备，使空间站结构体表面的悬浮电位控制在±40 V之内，保证进行EVA的航天员的安全[33-35]。

该结构为空心阴极结构[36]，如图7所示。ISS上使用两台PCU，为延长其寿命，只在执行关键任务时开启。为防止单点失效，空心阴极经常同时开启，进行冗余备份，特别是在EVA时，必须保障两台阴极同时开启。自2000年10月发射，截止2013年5月，ISS上的两台PCU工作时间和点火次数已分别为8 072.0 h/123次和9 964.4 h/112次[37]。

图7 等离子体接触器单元（PCU）结构示意图Fig.7 Schematic diagram of a typical enclosed plasma contactor units

3.2.2 CLUSTER卫星的电位主动控制技术

欧空局磁层研究计划的CLUSTER卫星虽然没有航天员活动，但由于其所处的高轨道环境恶劣，航天器带电情况较低轨道更严重，因此采用一种液态金属In离子源（Liquid Metal Indium Ion Source，LMIS）作为主动电位控制手段[38]。

LMIS的结构及工作原理如图8所示。由W制成的实心针与金属In一起装在储液器中。在表面张力的作用下，液态金属In到达W针的顶端，将W针充分浸润。在W针和引出电极之间加5～8 kV的电场，在强电场作用下，针尖局部发生场致发射，使In蒸发、电离并被加速极的电压加速引出，形成离子束。最大束流可达50μA，中和卫星表面电位一般采用15μA的束流。

图8 液态金属In离子源工作原理Fig.8 Working principle of liquid metal indium ion source

这种方法可使表面电位控制在3～6 V内。保障了CLUSTER卫星的安全运行。LMIS具有低功耗、高质量效率、结构紧凑和质量小的优点，但是对于空间站航天员EVA进行电位控制有一定的局限性。LMIS只能发射金属离子，因此只能对正电位进行控制，功能上有所欠缺。同时，发射的金属离子可能会附着在航天服结构表面，对航天服造成污染。

3.2.3 和平号空间站的电位主动控制技术

俄罗斯和平号空间站采用了一种脉冲等离子体源（Pulsed Plasma Source，PPS）作为主动电位控制装置[39]。其结构如图9所示。

图9 脉冲等离子体源结构示意图Fig.9 Schematic diagram of pulsed plasma source

该装置采用氟塑料作为工质，工作时利用电弧放电烧蚀工质，并在电场作用下喷射出脉冲等离子体束流，从而对空间站的表面电位进行控制。

3.2.4 电位主动控制技术效果比较

对比上述三种主动防护策略的优缺点如表2所列。可以看出，等离子体接触器单元（PCU）和脉冲等离子体源（PPS）两种主动电位控制方法都能在一定程度上控制航天员EVA时空间站的表面电位，起到保护航天员EVA安全的作用，但也存在着一定的缺点。由于LMIS只能中和航天器在GEO轨道形成的正电位，并且存在In离子污染航天服的问题，因此不适合用于航天员EVA时空间站表面电位控制[40]。

表2 几种主动电位控制技术的比较Tab.2 Comparison of several active potential control techniques

4 对我国航天员EVA充放电防护研究的建议

通过以上分析可知，航天员在EVA过程中存在明显的放电危险。各个主要航天大国都对航天员EVA中的放电威胁进行了理论和试验研究，并采取了防护措施，取得了较好的防护效果。

根据我国的空间站研制计划，2021年和2022年将接续实施空间站在轨建造，2022年完成建造工作后，航天员将在空间站长期驻留。因此针对我国航天员EVA的充放电问题必须进行相关研究，本文提出以下几点建议。

（1）建立空间站-航天员-航天服模型并开展低轨等离子体模拟环境实验

由于我国尚未做过航天员EVA的充放电模拟实验，且国外相关实验可获得的数据十分有限，国外模型所用的空间站、EMU模型与我国空间站、航天服模型存在差异，为了获得我国航天员EVA充放电效应的地面模拟数据，建议研究建立空间站-航天员-航天服模型并进行低轨等离子体模拟环境下的实验。

首先，基于我国空间站在轨的总体结构参数及其搭载的100 V高压太阳能电池阵列的电学特性、所处低轨等离子体环境和地磁环境等参数，开展航天器结构带电的计算模型仿真研究，初步得到我国空间站在轨运行时的充放电特性。同时在地面模拟空间等离子体环境，验证相关仿真的准确性[41-42]，从而得到空间站充放电特性的系统研究方法。

在此基础上，主要依据我国舱外航天服的电学特性、结构特性和航天员人体电学参数，对航天员和航天服进行建模[43-44]，并将该模型与空间站、等离子体环境模型结合，建立空间站-航天员-航天服充放电模型。

最后利用空间站-航天员-航天服充放电模型进行充放电实验，获得航天员在空间站EVA条件下充放电效应的关键参数，为保障航天员EVA的安全提供准确的基础数据。

（2）完善空间站-航天员-航天服在低轨等离子体模拟环境的放电过程理论研究

国外空间站-航天员-航天服结构在低轨等离子体模拟环境中的充放电实验数据显示，在放电结束阶段，阳极氧化板的行为与简化RC电路电容器不同。简化RC电路理论中将阳极氧化板视作平行板电容器还存在一定的问题。须考虑等离子体电弧放电过程中阳极氧化板的电学参数变化对计算模型的影响。

针对这一问题，应当通过实验测试等离子体电弧放电参数的变化情况，总结电学参数变化规律，建立更完善的航天员EVA的空间站-航天员-航天服结构充放电模型。解决放电过程中变电学参数的放电理论模型与地面模拟效果一致性的问题。

完善后的理论可为未来的载人登月预测月尘环境-航天服-航天员静电充放电过程、为深空探测预测深空等离子体-航天服-航天员静电充放电过程的相关研究提供理论参考。

（3）研究我国空间站航天员EVA过程中的充放电效应防护方法

综合国内外空间站航天员EVA的防护方法，本文针对现有被动防护与主动防护方法提出改进措施与新的研究内容。

在被动防护方面，之前的研究着重于通过空间站、太阳电池阵列的结构设计、新材料的应用等方法，使空间站结构电位下降，这种被动防护往往需要一定的研究周期，不能在空间站建设中迅速应用，且存在一定缺点[8]。本文建议，通过设计改造航天服的结构来减弱航天员EVA中的放电威胁。航天服的外部可采用耐高压材料，由于航天服的结构尺寸较小，材料变化导致的电容变化不大，因此对储能的影响较低。可采用芳砜纶新型材料[45]，该材料具有耐高温、电绝缘性强的优点，性价比高，可作为新型高效电弧防护服的理想面料。由该材料制成的绝缘纸，击穿强度可以达到12～18 kV/mm的量级[46]。对于航天服内部的颈环、臂环、腰环等，可以采用新型的高强度绝缘性材料，如芳纶与玻璃纤维混合的复合材料[47-48]等，在提供足够刚度和抗冲击性能的同时，具有较强的绝缘性，最大程度减少人体与航天服内部的金属节点发生误触的可能性。

国外研究机构已着手建立航天器及其装备特别是航天服材料的充放电特性数据库[49]，以满足设计师在航天服的设计过程中对充放电性能的要求。针对航天器、航天服材料充放电特性数据库的建立问题，我国目前开展了一些研究[29-30，47，50]，但是考虑到航天材料的多样性及新材料被不断的研发并引进到航天领域，我国也应对航天材料的充放电性能进行系统梳理，丰富和完善被动防护设计的材料数据。

在主动防护方面，本文比较了各电位主动控制技术，建议根据航天员、航天器和等离子体的作用特点，选择适合航天员EVA充放电控制的主动电位控制方法，参考ISS上搭载的两台PCU，研究利用现有的等离子体发生源，特别是在现有我国空间站电位主动控制器技术的基础上[51]，结合我国空间站在轨空间等离子体的时空特性和航天器出地影时存在的快速充电效应等问题，进一步研究完善电位主动控制器如何与航天员EVA配合，重点解决电位主动控制器的开启时机与开启时间、使用寿命等问题，保障航天员的出舱安全作业。

5 结论

本文针对航天员EVA面临的充放电效应威胁，调研了LEO轨道空间等离子体对空间站结构的充电效应，获得了空间站在轨充电的典型电位值。结合空间站航天员EVA工况，分析了EMU的结构特点和人体电学参数特性。引入低轨等离子体环境下的空间站-航天员-航天服充放电模型，探讨了航天员EVA受到的充放电威胁。分析总结了国外航天员EVA充放电效应的被动防护技术和充放电主动电位控制技术，为我国空间站及其装备在轨充放电研究提供了技术思路。

最后，结合我国空间站建设情况，提出了建立空间站-航天员-航天服模型并开展低轨等离子体环境模拟实验、进一步完善空间站-航天员-航天服在低轨等离子体模拟环境中的放电过程理论研究等建议；针对现有被动防护方法提出了改造航天服结构、在航天服上使用新型高效防护材料、完善航天材料充放电特性数据库的建议；在主动电位控制方面，提出了基于现有我国空间站主动电位控制技术，结合在轨环境工况针对航天员EVA作业特点开展控制器开启时机、工作特性研究等值得进一步探讨的技术思路，为保障我国航天员EVA过程中人员与装备的安全提供理论与技术支持。