等离子体源型电位主动控制器特性分析

2022-08-11郑元浩秦晓刚孙迎萍赵呈选

现代应用物理 2022年2期

郑元浩，秦晓刚，孙迎萍，赵呈选

(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)

航天器在轨运行时与周围空间环境中的等离子体、太阳辐射及磁场环境等因素相互作用，会导致净电荷在其表面积累形成表面带电，引发航天器表面充放电效应。航天器表面充放电效应会对航天活动带来极大的影响，轻则干扰科学观测任务，使观测数据出现较大偏差，重则导致航天器的损伤或毁坏[1-4]。因此，在航天器的设计中必须采取措施对表面电位进行控制，以保障航天器的安全稳定运行及各项科研任务的顺利进行。

控制航天器表面充放电的技术通常可分为被动控制和主动控制2类。被动控制技术，是指在航天器发射前的设计和生产过程中，从结构设计、材料选择和加工工艺等方面采取的减缓表面充电的措施。主动控制技术，是指通过装设带电粒子束流产生装置来控制表面充电电位的方法，这种方法通过发射一束人造的带电粒子流，平衡空间环境对航天器产生电荷的过量积累，在进出航天器表面的各种电流总和等于0后，达到一个新的电流平衡，降低航天器表面电位[5-7]。被动方法只能控制表面差异电位，而不能控制绝对电位，主动控制技术则既可控制绝对电位，又可控制差异电位。因此，在航天器表面充电效应非常严重时，必须采用电位主动控制技术。

电位主动控制装置通常发射的带电粒子束流有电子束、离子束和等离子体束3种。电子束和离子束为单一电性的粒子流，控制原理为改变带电部位的流出或流入电流，从而改变电流平衡方程中参数值，将多余的电荷泄放掉，最终达到降低表面电位的效果；等离子体束流则呈电中性，控制原理为在存在电位差的2个部位之间形成一根含有一定阻抗的导体，从而消除表面电荷的积累，使电位差下降[8-9]。目前，国外许多卫星和大型航天器采用了电位主动控制技术来降低或消除表面带电的不利影响。在NASA发射的应用技术卫星ATS-5和ATS-6上均进行了电位主动控制试验，并取得了成功。1979年，NASA发射了SCATHA卫星，专门开展了发射电子束、离子束及等离子体束电位主动控制试验，结果表明，采用等离子体发射装置是地球同步轨道(geosynchronous orbit，GEO)卫星电位主动控制的较佳选择。此后，NASA又陆续在国防卫星通信系统DSCS-III和极轨卫星Polar上安装了利用等离子体发射的电位主动控制装置，均取得了良好的控制效果[10-12]。综上可知，利用等离子体发射装置控制航天器充电电位的技术是一种较高效稳定的表面电位控制手段。

目前，我国在航天器充放电效应的防护方面主要应用的还是被动控制技术，航天器电位主动控制技术研究起步相对较晚。中国科学院曾用空心阴极源进行了表面电位控制试验，后期还研制了脉冲等离子体源电位控制系统，但没有在航天器实际搭载[13-14]。兰州空间技术物理研究所为我国空间站研制了基于电子束流发射的电位主动控制装置，可将空间站结构电位控制在安全范围以内[15-16]。而更具有优势的等离子体源型电位主动控制技术在我国尚未实现在轨应用，相关理论研究也尚未开展。

随着我国航天事业和空间科学的发展，航天器的应用范围不断扩大，在新的飞行环境与科研任务背景下，等离子体源型电位主动控制技术将具有更加明显的技术优势与应用前景。如处于磁层亚爆环境下的地球同步轨道通信卫星、执行深空探测任务的探测器及极轨卫星等航天器在空间环境的特殊性、航天器结构的复杂性及材料特性等的限制条件下，使用等离子体源型电位主动控制技术将会获得更好的控制效果。

本文基于等离子体发射的航天器电位主动控制技术，对航天器在轨运行时表面充电和电位主动控制过程进行了理论分析与计算，建立了等离子体源型电位主动控制器在工作过程中净发射电流与悬浮电位之间的关系曲线，讨论了不同人为等离子体温度、离子电流及阳极电压等因素对控制器控制效果的影响，可为等离子体源型电位主动控制器样机的设计、完善及空间应用提供参考。

1 等离子体源电位主动控制原理

1.1 航天器充电过程

航天器在轨飞行时，表面受到空间等离子体环境中带电粒子的作用，会形成流向航天器表面的电流。航天器表面充电物理过程的本质是电流平衡，航天器充电电位是进出航天器表面的各种带电粒子流所建立的动态平衡结果，电流平衡方程为

Inet(Vp)=Ie-(Ii+Ise+Isi+Ibe+Iph)

(1)

其中：Vp为表面充电电位；Inet为入射到航天器表面的净电流；Ie为入射到航天器表面的电子电流；Ii为入射到航天器表面的离子电流；Ise和Isi分别为入射到航天器表面的电子和离子引起的二次电子电流；Ibe为背向散射电子电流；Iph为光电子电流。当Inet=0时，航天器处于充电平衡状态，此时对应的航天器表面电位即为达到电流平衡时所具有的表面充电电位。

航天器恶劣充电情况通常发生在非光照条件下，根据GEO等离子体环境特点，选用典型的空间带电环境数据[17]，如表1所列。此时空间天然等离子体充电电流密度可表示为

(2)

(3)

其中：Je和Ji为空间等离子体中的电子和离子充电电流密度， A·m-2；q为带电粒子的电荷量，q=1.6×10-19C；Te和Ti分别为等离子体中电子和离子的温度， K；me和mi示分别为电子和离子的质量， kg；Ne和Ni分别为等离子体中电子和离子的数密度， m-3。

表1 GEO等离子体环境数据Tab.1 GEO plasma parameters

仅考虑天然等离子体中电子和离子的充电电流时，基于电流平衡方程式(1)，就可计算获得航天器表面充电电位。图1为航天器表面充电电流密度随表面电位Vp的变化关系。

由图1可见，开始时空间等离子体中电子对航天器表面的充电电流大于离子的充电电流，可达3×10-6A·m-2，这是由于等离子体中电子和离子的能量等级相同，而离子质量远大于电子质量，电子的运动速度远大于离子的运动速度，导致电子充电电流大于离子充电电流。随着航天器表面负电位绝对值的增大，将对电子电流产生抑制作用，对离子电流产生增强作用，使电子的充电电流不断减小，而离子充电电流则不断增大，达到平衡状态时，航天器表面电位可达上万伏。

1.2 电位主动控制过程

当航天器充电到平衡状态，即最大负电位时，开启电位主动控制系统，等离子体源装置将会产生大量低能高密度的人为等离子体。电位主动控制过程如图2所示。

当航天器表面带高负电位时，在空间电场的作用下，人为等离子体中的电子向远离航天器方向运动，离子向航天器本体运动，形成航天器表面与空间等离子体环境之间的电子泄放通道，达到降低表面高负电位的目的。此时，计算航天器表面充电电位需考虑人为等离子体成分。据以往测试，人为等离子体密度的参数如表2所列[18]，结合电流平衡方程，可计算此时航天器表面充电情况。

表2 人为等离子体参数Tab.2 Artificial plasma parameters

图3为航天器电位主动控制过程中，表面充电电流随表面电位的变化关系。由图3可见，航天器表面电流达到平衡时，表面电位约为-10 V，绝对值远小于图1中仅考虑天然等离子体充电电流时的情况。这是由于当主动电位控制系统工作时，产生的人为等离子体充电电流密度远大于空间等离子体，此时人为等离子体成为影响卫星充电电位的主要因素，而人为等离子体的能量较低，约几电子伏，其中，电子和离子分别受表面高负电位的排斥和吸引作用较大，因此可将航天器表面电位钳制在一个较低水平。

2 控制器分析模型

等离子体源是决定电位主动控制器性能的关键，本文选择小型化、快速启动的空心阴极等离子体源作为研究对象，电位主动控制器基本结构如图4所示。它由快速启动空心阴极、磁约束放电室及配套的气路和电路等组成。将控制器等离子体源的阴极部分直接与航天器表面结构进行电路桥接后，发射电流能力与航天器悬浮电位相耦合，控制器工作时与空间环境等离子体进行电荷交换形成放电回路，此时电位控制具有自我调节能力。图4中：ΔVc为航天器(等离子体源阴极)与空间环境等离子体间电位差的绝对值，即航天器悬浮电位的绝对值；Vd为等离子体源的阳极与阴极之间的电势。根据以往的实验结果，r0前靠近控制器出口附近的等离子体电势与Vd相当，因此可得到r0处相对于空间环境电势的等离子体电势，可表示为

V0≈Vd-ΔVc

(4)

根据1节中的讨论，当航天器相对于空间等离子体有较大的负电位，即V0<0时，在空间电场的作用下，人为等离子体中的电子向远离航天器方向运动，离子向航天器本体运动，产生较大的净发射电流，使ΔVc不断下降。而随着ΔVc的下降，当出口处等离子体电势V0>0时，等离子体电势将单调递减至环境 “0”电位，在这样的电势结构中，等离子体源产生的离子会向空间等离子体方向扩散，而电子将会被阻止膨胀，最终达到平衡状态，此时，ΔVc会被控制在较小的水平，实现航天器表面电位的主动控制。

因此，在判断相对于空间等离子体有较大的负电位的航天器能否被控制在合理范围内时，主要选择V0>0时的情况进行分析。根据等离子体中的电子和离子的扩散情况，建立V0>0时净发射电流与ΔVc的关系，描述电位主动控制过程及控制效果。所用的分析模型可参考Parks等[19-20]建立的1维球对称模型。假设从控制器出来的电子和离子是从一个等离子体球形区域中产生的，且球对称地膨胀扩散到周围空间等离子体中。模型分析区域为图4中r0与rm之间的区域，初始半径为r0，在之后每个位置r对应球面上等离子体参量是一致的，rm为空间“0”电位的位置。

在电势单调递减的势场中，等离子体源产生的数密度为N0的单电荷离子径向以初始速度v0加速扩散，等离子体源出口r0位置处的离子电流Ii可表示为

(5)

由于电子能量在电场中不断减少，忽略额外电离，所有离子来源于r0处，在稳定膨胀的条件下，任一位置r处离子的数密度为

(6)

其中：V为以空间环境电势为基准的等离子体电势；M为离子质量。

而同样在电势单调递减的势场中，会有一部分电子没有足够的能量克服电位差而返回初始点。初始电子能量可用麦克斯韦分布描述，如初始r0位置的电子数密度和某个面上电子能量范围已知，则该面上电子数密度可通过对麦克斯韦分布积分计算，表示为

(7)

其中：G+，H和χ可在文献[19]中找到；m为电子质量。

由于空间环境等离子体密度远低于等离子体源产生的人为等离子体密度，所以环境等离子体对电子发射电流的影响可忽略。设r0处有N(r0)=n(r0)，根据式(4)、式(6)和式(7)，可得到电子发射电流Ie与ΔVc之间的关系，表示为

(8)

最后，控制器的净发射电流，即入射到航天器表面的净电流，可表示为

Inet=Ie-Ii

(9)

利用上述模型得到净发射电流Inet随ΔVc的变化关系，如图5所示。由图5可见，净发射电流随ΔVc的增大而增大，且当ΔVc大于20 V时，发射电流会急剧增加，而ΔVc变化很小。说明此时控制器可在保持较大净发射电流的同时将航天器悬浮电位控制在较小的水平，一般将此时的ΔVc值称为控制器的钳位电压。通过将钳位电压与所要求的控制电压比较，便可判断控制器是否满足要求。

为验证分析模型的可靠性，开展地面模拟试验，测量了现有的等离子体源电位主动控制器的净发射电流Inet随ΔVc的变化关系。试验在真空度为10-3Pa量级的真空系统中进行，试验装置主要有电位控制器及供气、供电系统，试验接线如图6所示。试验中采用偏置电源模拟航天器与空间环境之间的电位差，控制器工作时在电位差的作用下引出净发射电流。

试验时采用控制器氙气质量流量为1 sccm(sccm为标准状态下1 ml·min-1的流量)，点火电压为400 V，阳极电流为1 A。图7为试验给出的控制器净发射电流Inet随ΔVc的变化关系及与模型计算结果的对比。由图7可见，试验结果与模型计算结果变化趋势相符，表明将分析模型应用于等离子体源型电位主动控制器的性能分析具有一定的合理性。

3 控制器控制效果影响因素分析

利用上述建模得到净发射电流与电位差之间关系的过程也涉及了许多其他参数，如等离子体电子温度Te、离子电流Ii和阳极电压Vd等，这些参数的改变也可能会对电位主动控制器的控制效果产生影响。

3.1 人为等离子体电子温度Te的影响

图8为在控制器出口处产生的电子温度Te不同时，净发射电流Inet随ΔVc的变化关系曲线。由图8可见，净发射电流相同时，提高电子温度，会降低ΔVc，说明较高的电子温度有利于将航天器悬浮电位控制在更小的水平，增强控制效果。这是由于提高电子温度后，更多的电子可逃逸出势场，减小了引出相应发射电流所需要的电位差。改变其他参数也可能会使温度发生变化，因此在之后的计算中，将电子温度设置为常数，Te= 2 eV。