充放电防护技术优化方案

在空间环境运行的航天器存在表面充电现象，而航天器表面充电引发的静电放电是导致航天器异常及故障的重要原因之一。因此，在航天器设计和应用中，必须对航天器表面电位采取必要的控制和防护措施。一定能量的电子能穿透卫星壳体，积累在电介质内部，产生足够的电势而引起自发的击穿，卫星内部静电放电（IESD）引起设备工作异常，甚至使设备零件发生故障。

在航天器带电防护设计的过程中，所采用的带电效应防护方法可分为被动防护和电位主动控制。其中，被动防护是指通过结构设计、材料选择、接地设计等方法，对航天器带电效应进行控制，将航天器带电危险减至最小［5］。电位主动控制是采用粒子发射装置，通过指令控制喷射带电粒子以降低整星结构和表面的电位，将整星表面电位保持在安全水平。

1.被动防护技术

航天器带电的被动防护主要通过材料选择、接地设计、屏蔽等措施，对航天器带电效应进行有效控制，以降低航天器带电危害。

航天器所用材料的特性（包括二次发射系数、背散射系数、光电子发射率、电导率和介电常数等）将对带电效应产生影响。不同材料的电荷储存能力不同，为了避免不等量带电，在航天器防带电设计时，需要通过材料特性的匹配选择，来保证材料在满足功能要求的同时，使航天器表面的电位差低于放电阈值。

接地也是常用的整星防带电设计方法，在航天器研制过程中将材料选择与接地相结合，是保证航天器充电电位最小化的重要方法。

屏蔽技术是保证星上电子仪器设备安全的重要防护措施。总的屏蔽要求是：表面屏蔽优先，避免单个屏蔽；卫星结构必须具有最小开口，尽量减少设备内部的电缆布线，应使用最短的接地线并减少平行线根数。屏蔽应该能够提供对表面放电相关的电磁场辐射衰减至少40 dB。屏蔽应使用良好接地的金属网孔和金属板，从而使航天器内部结构处于电磁干扰相对密封的环境。应该尽可能减少开口、孔洞和裂缝的数量，以保持屏蔽的完整性。

在信号频谱允许的条件下，应该在卫星接口电路输入端抑制寄生脉冲电流干扰信号，并采用雪崩二极管或者快速限幅二极管进行过压限幅保护。

表面充放电效应抗辐射加固设计主要通过严格控制航天器表面材料的选择与应用、加强接地系统的设计、严格控制关键材料及材料到结构地的电阻、充分利用滤波技术以及加强污染控制等措施来实现。内带电效应抗辐射加固设计主要通过选用合适的星内介质材料、加强内带电效应的屏蔽设计、加强结构地的设计等来实现。

2.主动防护技术

卫星充电会带来一系列的危害和故障，采用航天器主动式带电抑制技术可以有效抑制甚至消除这些危害。主动式带电抑制方法可以分为两种：方法一为发射电子，方法二为接收离子。第一种方法是采用装置吸取航天器结构地的电子，并将电子发射到空间。这种方法能够有效地减少航天器结构地的负电荷，但无法抑制电介质的表面电位。结果将导致在航天器导电性结构地与电介质之间发生不等量带电，这种不等量带电可能会带来比之前更大的风险。第二种方法是正离子到达带有负电位的航天器。该方法能够有效地减缓整个航天器的带电问题，因为离子会中和负电荷，因此对电介质表面或导体均有效。其缺点是长期使用可能会消耗整个航天器表面的涂层。

航天器表面电位主动控制技术的原理即从航天器上发射荷电粒子束，使进出航天器表面的各种电流代数和为零，主动控制航天器电位，这种方法的实质是主动控制向航天器运动的粒子，只要保证使航天器带电保持在允许值之下，就能保证航天器的安全，国外已经成功应用的主动控制方法有电子源、离子源和脉冲等离子体源等［6］。

1）电子源

以发射电子为主，如热丝、空心阴极的电子发射。目前，作为国际空间站电位控制基本设备的等离子体接触器单元，就是一个典型的应用空心阴极电子发射的例子。国际空间站的电源系统使用高压（输出电压为140～160 V）太阳能电池帆板，如果不采用主动电位控制，空间站电路结构与周围的等离子体环境将使宇航员生活舱、空间站结构和散热器带上-120 V 的浮动电位。这样高的浮动电位有可能引起空间站周围等离子体鞘的离子加速，使绝缘表面产生电弧放电，以及使导电表面产生溅射等诸多有害作用。为了消除这种电弧放电和溅射，在空间站装设等离子体接触器系统，使空间站表面各处的浮动电位控制在±40 V 的电离层等离子体电位之内。

由波音公司洛克达因分部研制的等离子体接触器单元，包括一个发射电子的空心阴极组件（HCA）、一个电源电子学单元和一个氙气供给系统。HCA 组件由NASA 格伦研究中心设计和生产。它靠低功函数的热电子发射极（含钡材料）发射电子，轰击氙气产生电子束流。等离子体接触器通过其空心阴极组件发射电子束流为空间站与空间等离子体环境之间提供一种低阻抗通路，从而降低和控制空间站表面的电位。HCA 的研制从1992 年启动到1997 年底交付，历时5 年。1998 年随空间站上天后到2004 年4 月，装在空间站上的PCU（过程控制单元），有一单元已点火47 次，累计工作超过6 000 h。

20 世纪90 年代，对空心阴极源进行了表面电位控制试验［7］，空间飞行器电位主动控制系统集成化原理样机由空心阴极等离子体接触器、电位监测与控制系统、气体质量流量控制系统以及点火电路等部分构成。电位监测系统监测飞行器表面电位的变化，当这个电位超过设定的安全阈值，控制系统则启动点火电路，使空心阴极等离子体接触器工作，发射等离子体，等离子体流量大小则由气体质量流量控制系统调控。试验结果表明，当电子束源启动之后，表面电位迅速上升，束流为5 nA/cm2，表面充电电位约为3 000 V，最后达到一恒定值，当电位主动控制系统中空心阴极点火之后表面电位在1 s之内迅速下降到100 V 以下的安全电平，验证了空心阴极源电位主动控制原理。

空心阴极是离子发动机必不可少的中和器，也是静态等离子体推力器的阴极。这种源的电子发射能力强，但离子少，功耗较大，“中和”不彻底。

2）离子源(www.xing528.com)

有一些卫星，如“磁尾”（geotail）、“赤道”S 和“团星”等，其表面电位主动控制采用的就是离子源系统。作为欧空局磁层研究计划的“团星”，如果没有主动电位控制，沿着卫星的轨道，卫星表面电位将从正几伏变化到100 多伏。这样高的表面浮动电位将使离子分布函数和低能电子谱的测量产生困难。为了保证环境等离子体分布函数有效和完整的测量，“团星”采用了一种液态金属（铟）离子源作为主动电位控制手段，这种方法可使表面电位控制在3～6 V 范围。由奥地利科学院空间研究所研制的“航天器主动电位控制装置”，它包括一个电子线路盒和两个圆柱形液态金属离子源模块。模块内装有4 个离子发射器，其中3 个轮换工作，1 个作备份。发射器由一根装有液态铟的钨针组成，针的一端很尖，半径只有2～15 μm，发射极的电压为5～10 kV。在表面张力的作用下，液态金属铟到达针的端部，由于针尖的局部强电场导致场发射，使铟蒸发、离化并被加速极的电压加速喷出，形成离子束。其最大束流为50 μA，中和用束流一般为15 μA，每个发射器的寿命约为2 000 h。

日美共同发射的“磁尾”卫星在没有进行主动电位控制时，表面电位可充电到+70 V：在采用液态金属离子源控制后，可使卫星表面电位稳定维持在约+2 V。2003 年12 月发射的中欧合作双星之一、赤道区卫星探测1 号也装有这种主动电位控制设备。这种源的优点是功耗小、坚固和质量利用效率高。但是，这种源的结构精巧复杂，因发射的是离子束，只能中和正电位，不能中和负电位，喷出的是金属离子，长期工作可能会带来不利的污染。

另外，等离子体电推进系统可作为航天器表面电位主动控制设备［8-9］，如离子电推进系统、霍尔电推进系统（包括稳态等离子体推进系统和阳极层霍尔电推进系统）、脉冲等离子体推进系统和空心阴极等离子体接触器等。ATS-6卫星上安装了离子发动机（图13-1），虽然利用离子发动机进行的卫星推进试验失败了，但是该离子发动机系统成功进行了卫星表面电位主动控制试验，系统工作时卫星表面电位被钳制在-4 V 左右。

图13-1　ATS-6 卫星示意图［10］

3）脉冲等离子体源

这里所说的脉冲等离子体源（PPS）是采用固体氟塑料作源材料，通过储存于电容器的能量脉冲放电烧蚀、离化，形成等离子体的束流。其具体结构有同轴式和平行轨道式两种，图13-2 所示为脉冲等离子体源结构示意图。工作时点火电路使点火电极点火，点火产生的火花导致主储能电容器在阴-阳两电极间引发沿工质表面的电弧放电；高温电弧烧蚀掉工质表面很薄的一层并分解和离化成等离子体。该等离子体在热力和自感磁场产生的电磁力作用下，沿电极方向加速喷出，从而产生一束脉冲等离子体流。

脉冲等离子体源具有如下特点。

图13-2　脉冲等离子体源结构示意图［6］

（1）产生等离子体的工质是氟塑料，不存在像气体、液体工质那样复杂的储存和供给问题，结构异常简单、紧凑。

（2）只用一个源，就可在不同方向上同时产生2 个或4 个等离子体射流，中和面积大、效果好，又不会带来力的干扰，这是其他方法难于做到的。

（3）产生的等离子体速度较慢（低能等离子体），速度变化范围宽，中和效率高。

（4）脉冲工作，启动、停车可以瞬间完成，控制灵活方便，平均功耗小。

脉冲等离子体源主要是在俄罗斯广泛研究与应用。莫斯科航空学院应用力学与电动力学研究所（RIAME）已经研制了一系列放电能量不同（30～2 000 J）的PPS，其中一种全自动的30 J 样机已在量子号舱及和平号空间站内进行了广泛的试验与应用。在和平号空间站应用的主动电位控制装置一直工作了11 年。该装置包括等离子体源、检测探头和自动控制单元，总重13～15 kg。

我国在自己的卫星设计中，为了减少表面电荷积累，采用了一些被动控制措施。例如，地球探测双星的太阳能电池帆板，除布片方式与结构改进外，还在电池玻璃盖板表面蒸镀一层ITO （纳米铟锡）导电膜，以确保帆板表面电位差小于±1 V 的要求，但还没有采用任何主动控制装置。双星中的探测l 号用的主动电位控制装置是欧空局产品，主要是为了保证空间环境探测仪器获得准确、可靠的数据。20 世纪90 年代，中科院空间中心曾经为卫星表面电位主动控制研制了一种用空心阴极作等离子体源的表面电位控制系统以及一种脉冲放电能量为20 J 的四喷口脉冲等离子体源样机（图13-3）。

图13-3　四喷口脉冲等离子体源样机［6］