LEO大型載人航天器主動電位控制技術(shù)進(jìn)展

周昊澄，張?zhí)炱?/p>

（蘭州空間技術(shù)物理研究所真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，甘肅蘭州 730000）

LEO大型載人航天器主動電位控制技術(shù)進(jìn)展

周昊澄，張?zhí)炱?/p>

（蘭州空間技術(shù)物理研究所真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，甘肅蘭州 730000）

LEO大型載人航天器主動電位控制技術(shù)可以有效的防護(hù)空間等離子體充放電效應(yīng)對于航天器造成的安全隱患，確保航天員出艙和航天器空間對接作業(yè)的順利完成。通過研究LEO大型載人航天器與空間等離子體的相互作用，從原理上認(rèn)識空間等離子體對于航天器的危害程度。分析回顧國外主動電位控制技術(shù)在LEO大型載人航天器上的成功應(yīng)用及發(fā)展情況，得出啟示和初步的主動電位控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)設(shè)想。對比國內(nèi)外主動電位控制領(lǐng)域的核心技術(shù)，對主動電位控制技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用提出了建議。

LEO大型載人航天器；主動電位控制；等離子體；航天器充電；接觸器；空心陰極

0 引言

隨著“天宮一號”大型載人航天器的成功在軌運(yùn)行，我國LEO大型載人航天器承擔(dān)的科研任務(wù)不斷增加，一些空間安全隱患也已逐漸浮現(xiàn)出來。由于LEO大型載人航天器與空間等離子體相互作用會在兩者之間產(chǎn)生高電勢差的殼層，對航天員出艙和載人飛船對接作業(yè)產(chǎn)生很多安全隱患。以前經(jīng)常采用被動電位控制，被動電位控制是指在LEO大型載人航天器的設(shè)計(jì)和生產(chǎn)過程中，從形狀、結(jié)構(gòu)、材料和工藝等方面采取防止或減輕充電的各種措施。主要方法是：表面分區(qū)接地和涂敷特殊性能材料。為降低電荷累積量，盡量采用金屬表面或表面金屬化，使沉積在表面的電荷通過接地導(dǎo)走。

但是，隨著高能太陽電池陣的使用，其殼層內(nèi)的電位差大大增大，這種被動的電位控制方法已經(jīng)無法防護(hù)高電勢差所帶來的安全隱患。ISS國際空間站和俄羅斯和平號空間站都已成功的應(yīng)用了主動電位控制技術(shù)，已確?？臻g環(huán)境內(nèi)重要作業(yè)的順利完成。主動電位控制技術(shù)是指：在空間等離子體外安裝一個與空間地相連的等離子體接觸器，向空間等離子體發(fā)射一道低能等離子體束，來彌補(bǔ)其充入太陽帆板的電子，使LEO大型載人航天器和空間等離子體的電位差始終處于平衡狀態(tài)，從而實(shí)現(xiàn)LEO大型載人航天器的主動電位控制。

文章重點(diǎn)結(jié)合了LEO大型載人航天器對于主動電位控制技術(shù)的需求，對LEO大型載人航天器與環(huán)境等離子體的相互作用進(jìn)行了闡述。簡單介紹了國外主動電位控制技術(shù)的發(fā)展，并闡述了主動電位控制設(shè)計(jì)的設(shè)想，提出了未來發(fā)展建議。

1 LEO大型載人航天器對主動電位控制的需求

1.1 LEO大型航天器與空間等離子體相互作用

由于LEO大型載人航天器（ISS國際空間站，運(yùn)行傾角為42°、高度為350～450 km的軌道）軌道處于地球電離層的F2區(qū)，該區(qū)域充滿了大量高密度低溫等離子體[1]。在LEO大型載人航天器剛進(jìn)入空間等離子體環(huán)境中時，由于空間等離子體內(nèi)的電子運(yùn)動速度遠(yuǎn)大于航天器的軌道速度和相同環(huán)境下的離子運(yùn)動速度，故在相同時間內(nèi)打到衛(wèi)星表面的電子數(shù)遠(yuǎn)大于離子數(shù)，從而使得航天器表面帶一定大小的負(fù)電[2-3]，如圖1所示。

圖1 充電效應(yīng)前的空間等離子體

LEO大型載人航天器的充電過程在太陽能電池陣列開始產(chǎn)生操作電壓，并且機(jī)體與等離子體充分接觸，吸收足量電子以使電壓轉(zhuǎn)負(fù)的時候開始[4]。目前，LEO大型載人航天器太陽陣的電壓有100 V和160 V兩種。

以100 V電池陣為例。在空間環(huán)境中，LEO大型載人航天器的核心艙主體結(jié)構(gòu)（相對電位為-15 V）和太陽帆板（相對電位為+85 V）存在100 V的電位差（LEO大型載人航天器工作電壓），和空間等離子體（相對電位為0 V）存在15 V的電位差，如圖1所示。當(dāng)太陽帆板和空間等離子體出現(xiàn)充電現(xiàn)象時這種平衡將被打破，LEO大型載人航天器和空間等離子間將產(chǎn)生存在高電位差的殼層。現(xiàn)在假定太陽帆板在空間等離子體內(nèi)的相對充電效率為90%，其吸引電子充電量為-90 V相對電位從+85 V降至-5 V，此時LEO大型載人航天器主體的相對電位為-115 V，空間等離子體由于電子減少相對點(diǎn)位升至+90 V。

此時航天員如果需要出艙活動時其身體電位為-115 V，空間等離子體的電位為+90 V，航天員與空間等離子體殼層環(huán)境存在205 V的電位差，如圖2所示。而人體所能承受的最大電位差為40 V、電流為0.1 A，航天員出艙時空間等離子體會對航天員進(jìn)行持續(xù)的瞬間放電，而且在航天服表面產(chǎn)生弧形放電使其電流大于安全值的100倍以上，對航天員的生命安全造成極大的危害。并且在LEO大型載人航天器對接作業(yè)時，由于兩個航天器采用不同的電源單元，LEO大型載人航天器核心艙通常采用了高壓太陽電池陣，而載人飛船一般都采用低壓太陽陣，通過各太陽陣與空間等離子體的相互作用，兩個航天器的主體結(jié)構(gòu)將產(chǎn)生不同的電位，形成電位差，對接時造成的靜電放電可能會對航天器的電子系統(tǒng)造成危害。

圖2 充電效應(yīng)后的空間等離子體

1.2LEO大型載人航天器對主動電位控制的需求

在LEO大型載人航天器穿越空間等離子體的時候，由于空間等離子體的充放電效應(yīng)的產(chǎn)生會對航天器造成很大的安全隱患。其安全隱患大致可以分為4類：（1）航天員出艙放電；（2）航天器對接放電；（3）高壓太陽能電池的靜電擊穿；（4）陽極化熱控涂層的擊穿[7]。然而，對于LEO大型載人航天器而言其危害主要是：航天員出艙放電和航天器對接放電[1，6-7]。

Shu T.Lai曾經(jīng)介紹過主動電位控制技術(shù)和被動電位控制技術(shù)的優(yōu)缺點(diǎn)。在裝載低壓太陽能電池陣的航天器上，被動電位控制可以起到一定的防護(hù)作用，但是面對裝載高壓太陽能電池陣的航天器時其防護(hù)效果通常很不理想，并且被動電位控制在航天器上天以后便不能變動或更改，如碰到突發(fā)情況便無法應(yīng)對使航天器遭受重大打擊。主動電位控制則是通過在航天器上安裝電位控制設(shè)備進(jìn)行的，工作過程完全可控[5]。

隨著大面積高壓電池陣的應(yīng)用和LEO大型載人航天器規(guī)模的增大，常規(guī)的被動防護(hù)涂層已經(jīng)無法滿足目前對LEO大型載人航天器空間環(huán)境安全防護(hù)的需求。故為確保在空間等離子體環(huán)境下航天員出艙活動和航天器對接作業(yè)順利完成，應(yīng)該變被動防護(hù)等離子體充放電危害為主動控制空間等離子體殼層內(nèi)的電位差，確保在相對惡劣的等離子環(huán)境中仍可確保LEO大型載人航天器的空間作業(yè)順利完成。

2 國外主動電位控制技術(shù)發(fā)展及應(yīng)用情況

2.1 LEO大型載人航天器主動電位控制技術(shù)發(fā)展情況

1986 年～1997年和平號空間站服役期間，莫斯科航空學(xué)院應(yīng)用力學(xué)與電動力學(xué)研究所研制的空心陰極在和平號空間站主動電位控制單元上成功工作11年[5]。充分驗(yàn)證了主動電位控制技術(shù)長期在軌運(yùn)行的可靠性。

1992 年美國自由號空間站，提出使用等離子體接觸器作為LEO大型載人航天器表面電位控制手段，接觸器由NASA格林中心研制。和平號空間站主動電位控制技術(shù)的成功應(yīng)用，使主動電位控制技術(shù)在LEO大型載人航天器上的應(yīng)用前景得到了NASA的認(rèn)可。

1994 年NASA開展了PCU原型機(jī)的測試以確定接觸器PCU組件的設(shè)計(jì)方法與操作要求[6-7]。

1992 年～1997年底，美國波音公司洛克達(dá)因分部歷時五年針對ISS國際空間站主動電位控制單元對HCA空心陰極做了性能及壽命性試驗(yàn)[8-11]。鉗位電壓不大于20 V，具有10 A的發(fā)射電子束流能力，6 000次重復(fù)啟動能力和18 000 h的工作壽命[12]。充分的地面可靠性試驗(yàn)，確保了主動電位控制單元在ISS國際空間站上的成功運(yùn)行。

1998 年～2004年4月ISS國際空間站主動電位控制單元成功完成點(diǎn)火47次，累計(jì)工作時長為6 000 h[5-6]。主動電位控制單元在ISS國際空間站上成功的完成了初步運(yùn)行。

2002 年NACA就對太陽帆板的電子收集做了相關(guān)研究，并且在第53屆IAC大會上做了相關(guān)的技術(shù)報告。SAIC在隨后的研究當(dāng)中也曾借鑒NACA的IAC報告，對太陽帆板的電子收集問題做了更加深入的研究，并且列出電子收集平衡式[10，14]。

2006 年～2009年期間ISS國際空間站上航天員共出艙71次，均安全完成作業(yè)活動[14]。航天員出艙時采用兩個等離子體接觸器同時運(yùn)行的工作方式，確保了航天員出艙作業(yè)成功率達(dá)到100%。

截止至2011年5月20日ISS國際空間站電位主動控制單元工作時間和點(diǎn)火次數(shù)分別為7 965 h/ 9 555 h和115次/104次[2]。ISS國際空間站上的主動電位控制單元在軌成功運(yùn)行13年，未發(fā)生可靠性問題，在軌點(diǎn)火時間接近10 000 h。

ISS國際空間站上主動電位控制單元采用的是兩個等離子體接觸器同時工作的工作模式，NASA Johnson Space Center從懸浮電位控制單元、等離子體影響模型、國際空間站等離子體環(huán)境變化范圍、精確評價并統(tǒng)計(jì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)、提供可能風(fēng)險評估方法五個方面對國際空間站存在的充電風(fēng)險進(jìn)行了評估。詳細(xì)闡述了主動電位控制單元需安裝兩個等離子體接觸器的必要性[15]。

為了解空間等離子體對于LEO大型載人航天器的影響，ISS國際空間站上安裝了兩個懸浮電位探針用于記錄主動電位控制單元工作時空間環(huán)境內(nèi)電位的變化范圍。為分析ISS國際空間站上傳輸回來的數(shù)據(jù)NASA杰森空間飛行中心（NASA John-son Space Flight Center）和NASA馬希爾空間飛行中心（NASA Marshall Space Flight Center）合作建立了PIM（Plasma Interaction Modal）等離子體影響模型，并且建立等離子環(huán)境數(shù)據(jù)庫以記錄傳輸回來的數(shù)據(jù)。PIM不僅可以根據(jù)懸浮電位探針的數(shù)據(jù)模擬出當(dāng)時的空間環(huán)境，而且能推導(dǎo)出等離子體接觸器所需的鉗位電流大小，為主動電位控制單元的發(fā)展更新提供數(shù)據(jù)[16]。

2.2 LEO大型載人航天器等離子體接觸器

主動電位控制是指采用粒子發(fā)射裝置，通過指令控制噴射帶電粒子降低整星結(jié)構(gòu)和表面電位，從而將整星表面電位保持在安全水平。目前LEO大型載人航天器的主動電位控制，常用的、典型的有電子源和等離子體源兩種。

（1）電子發(fā)射法，是通過安裝在航天器上的真空陰極向空間等離子體殼層發(fā)射電子束中和空間等離子體殼層內(nèi)的離子。從而達(dá)到降低空間等離子體殼層與航天器主體結(jié)構(gòu)電位差的作用。電子源以發(fā)射電子為主。目前，ISS國際空間站上應(yīng)用等離子體接觸器單元就是以空心陰極作為電子源向空間等離子體殼層發(fā)射電子的典型例子；

（2）等離子體發(fā)射法以俄羅斯應(yīng)用最為廣泛，由莫斯科航空學(xué)院應(yīng)用力學(xué)與電動力學(xué)研究所研制，結(jié)合了電子發(fā)射法和離子發(fā)射法的優(yōu)點(diǎn)，可將衛(wèi)星表面電位從數(shù)千伏降低到安全電壓。在俄羅斯和平號空間站上的應(yīng)用也很好的完成了，對于空間等離子體殼層內(nèi)電位差的主動控制，并在軌運(yùn)行11年具有很好的可靠性[4-7]。

2.3 LEO大型載人航天器主動電位控制應(yīng)用情況

國外的LEO大型載人航天器：ISS國際空間站和俄羅斯和平號空間站，都使用了主動電位控制技術(shù)。使得ISS國際空間站的航天員可以脫離電臍帶，真正意義上完成了太空行走；并且ISS國際空間站的載人艙在國際空間站主體結(jié)構(gòu)電容大于其一個數(shù)量級，兩者間存在高電勢差的情況下仍能多次成功完成對接[16-17]。

在ISS國際空間站上，安裝有兩臺等離子體接觸器。其應(yīng)用方式是在航天員出艙時同時打開兩個接觸器，在一個接觸器出問題時仍可以繼續(xù)主動控制艙外電位已確保航天員出艙的絕對安全。國際空間站上的接觸器僅在航天員出艙，艙段對接及必要時開啟，在重要作業(yè)期間兩個同時開啟[1，20]。對接作業(yè)時，在接觸器工作達(dá)到穩(wěn)定后兩艙段仍存在16 V的電位差，在安全電位差范圍之內(nèi)。

3 LEO大型載人航天器主動電位控制技術(shù)的發(fā)展

3.1 啟示

目前，隨著ISS國際空間站的成功應(yīng)用，各國對于LEO大型載人航天器的重視程度也越來越大。目前對于LEO大型載人航天器的研制主要依靠自主研發(fā)，所以更需要借鑒國際空間站的寶貴經(jīng)驗(yàn)再結(jié)合國內(nèi)現(xiàn)有條件，少走彎路。

在綜合考慮應(yīng)用背景、技術(shù)優(yōu)勢等因素的情況下，主動電位控制對于載人航天事業(yè)的發(fā)展具有決定性的作用。現(xiàn)階段在主動電位控制系統(tǒng)的核心部件（空心陰極）領(lǐng)域已達(dá)到一定水平，具備研制主動電位控制系統(tǒng)的有利條件。

2.2 主動電位控制技術(shù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)設(shè)想

目前的設(shè)計(jì)設(shè)想是在空間等離子體殼層外安裝一個與空間地相連的等離子體接觸器，像空間等離子體發(fā)射一道低能等離子體束，來彌補(bǔ)其充入太陽帆板的電子，使LEO大型載人航天器和空間等離子體的電位差始終處于平衡狀態(tài)，從而實(shí)現(xiàn)LEO大型載人航天器的主動電位控制[20]。本質(zhì)上說，等離子體接觸器就是在LEO大型載人航天器空間地和空間等離子體之間建立電傳導(dǎo)通路的等離子體源[24-25，29]。該裝置的工作原理是通過向空間等離子體發(fā)射低能等離子體，使LEO大型載人航天器表面和其周圍空間等離子體之間建立一個低阻抗的等離子體橋從而實(shí)現(xiàn)LEO大型載人航天器表面的電位控制。

2.3 發(fā)展建議

目前國內(nèi)空心陰極主要分兩種：一種是以六硼化鑭為發(fā)射材料，一種是已鋇鎢為發(fā)射材料。俄羅斯Fakel、美國勞拉公司及歐洲ThalesAlenia使用的SPT-100霍爾推力器空心陰極發(fā)射體材料為六硼化鑭，發(fā)射電流4.5 A且驗(yàn)證壽命已經(jīng)超過10 000 h，并上星150余次。以鋇鎢為發(fā)射材料的空心陰極雖可通過壽命驗(yàn)證，但只有歐洲在2003年使用過一次。蘭州空間技術(shù)物理研究所現(xiàn)有的空心陰極是國內(nèi)唯一以六硼化鑭為發(fā)射材料并且地面試驗(yàn)已達(dá)到累計(jì)工作12 000 h（預(yù)計(jì)壽命超過20 000 h），點(diǎn)火10 000次的空心陰極。符合LEO大型載人航天器對空心陰極性能、壽命及可靠性的要求。故選擇蘭州空間技術(shù)物理研究所LHT-100霍爾推力器上的空心陰極作為主動電位控制系統(tǒng)的等離子體接觸器，可使主動電位控制領(lǐng)域取得成功。后續(xù)，將全面開展LEO大型載人航天器空間充放電的物理模型和數(shù)值模型的建立，準(zhǔn)確的制定出LEO大型載人航天器對于主動電位控制的需求指標(biāo)，并根據(jù)指標(biāo)確定等離子體接觸器在LEO大型載人航天器上的接地點(diǎn)及接地方式。

目前，國內(nèi)空心陰極的研制已達(dá)到一定水平。但是主動電位控制系統(tǒng)是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，核心部件的問題雖已解決但如何結(jié)合我國LEO大型載人航天器的具體需求還有很多工作需要完善。爭取早日實(shí)現(xiàn)主動電位控制系統(tǒng)的工程應(yīng)用。

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ACTIVE LEO LARGE SCALE MANNED SPACECRAFT POTENTIAL CONTROL EVOLVE

ZHOU Hao-cheng，ZHANG Tian-ping
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Space Tehchnology and Physics，LanzhouGansu730000，China）

The LEO large scale manned spacecraft potential control can affectively protect the spacecraft against potential safety hazard brought by space plasma discharge effect，for ensuring smooth completion of the astronaut extravehicular activity and the spacecraft docking operation.By analyzing the interaction between the LEO large scale manned spacecraft and space plasma，it acknowledges the harm extent of space plasma for spacecraft in principle.Inspired by studying and reviewing the development and application of the foreign LEO large scale manned spacecraft potential control technology，preliminary ideas about active potential control system design are concluded.After contrasting the core technology of the active potential control field at home and abroad，some advanced proposals on development and application of China LEO large scale manned spacecraft are put forward.

LEO large scale manned spacecraft；active potential control；plasma；spacecraft charging；contactor；hollow cathode

V443

A

1006-7086（2014）04-0243-05

10.3969/j.issn.1006-7086.2014.04.011

2014-04-18

周昊澄（1989-），男，北京人，碩士研究生，從事空間電推進(jìn)技術(shù)研究。

E-Mail：zhouhaocheng77@sina.com