空间站电位主动控制及在轨应用

秦晓刚，杨生胜，史 亮，刘海波，胡向宇，孙迎萍，王 栋，郑元浩

(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)

航天器充放电效应，又称航天器带电效应，是指航天器与空间等离子体、高能电子、地磁场和太阳辐射等环境相互作用而发生的静电电荷积累及泄放过程。航天器充放电效应通常会产生灾难性的故障，严重影响航天器安全运行。如1973年，美国国防通信卫星DSCS-II(9431)由于电缆表面充电电压超出电缆击穿阈值，通讯系统供电电缆击穿，导致卫星失效；
法国通信卫星Telecom-1B由于放电电流(瞬时值达几十安培)耦合到卫星内部，导致卫星主备份姿控计算机均发生故障，卫星失效。因此，有必要研究航天器带电产生机理及其防护方法。

国外从20世纪70年代开始，实施了庞大的研究计划，发射了SCATHA和CRRES等专门的实验卫星，编制了NASCAP和SPIS等带电仿真分析软件，制定了充放电防护设计规范，对不同轨道航天器充放电效应及其防护方法进行了研究。目前，中国的充放电效应研究主要集中在中高轨道，对于低轨道航天器在电离层中稠密等离子体环境中的充放电效应研究较少，对其充电机理认识不清楚，缺乏相应的防护方法。

中国空间站建设是一项复杂的系统工程，采用了大量的新技术，同时也带来了新的空间环境效应问题，其中电位主动控制也是关键问题。本文将首先分析空间站充电产生的危害，提出其电位控制需求；
然后，研究空间站充电机理，分析其电位控制方法；
在此基础上，研究电位主动控制工作机制，建立卫星电位自适应主动控制解析模型。借鉴国际空间站采用的空心阴极发射电子的电位主动控制方法，建立空心阴极电子发射特性物理模型，研究空心阴极电子发射特性，并利用中国空间站的搭载机会，获取在轨测试数据，验证电位主动控制方法。

中国空间站运行于倾角为42°、高度为350～450 km的轨道，该轨道处于地球电离层的F2区，该区域充满了大量高密度低温等离子体。由于空间站采用了高压(大于55 V)大功率太阳电池阵，太阳电池阵上裸露的正电极电位高于等离子体电位，将从等离子体环境中吸收电子，会引起空间站结构电位(相对于空间等离子体)升高。同时，空间站由于尺寸较大，其结构切割地磁场也会在航天器的两端产生感应电势，此2种电位叠加在一起会造成空间站结构具有较高的电位，从而对舱外活动中的航天员生命、空间交会对接、航天器热控系统和能源系统的安全产生重要影响。

1)出舱活动(Extra Vehicular Activity，EVA)中对航天员的电击。空间站将采用高压太阳阵，在空间等离子体环境中，最高将会产生太阳电池阵工作电压90%左右的结构电位，而航天服外部暴露有大面积的金属，并与航天员的身体连接，这些金属悬浮于空间等离子体环境中，在低能电子的充电下，会充电至-1～-2 V的低电位。同时，为了保证航天员能够在各种EVA配置下工作，航天服上的不锈钢安全带将接地到空间站的结构上，此部分为高电压。而根据NASA飞行医生研究表明，当空间站的结构电位超过-40 V时，电流将通过汗液使航天员致死(40 V是人体触电电流的驱动电势)，因此国际空间站把舱体对EVA航天员放电列为致命性危害。

2)空间站对接时放电的危害。在空间站对接时，2个航天器电源系统不同，空间站通常采用了高压太阳电池阵，而载人飞船一般采用低压太阳阵，通过太阳阵与空间等离子体的相互作用，2个航天器结构将产生不同的电位，对接时造成的静电放电可能会对空间站的电子系统造成危害。

3)阳极化热控涂层的击穿。空间站表面有大面积的铝质阳极化热控涂层，此涂层在空间等离子体环境中的表面电位一般处于低电压。当空间站结构由于高压太阳电池产生的高电压超过铝质阳极化热控涂层的击穿强度，会导致空间站结构与空间等离子体间的电弧产生，最终破坏热控系统。

4)高压太阳电池的静电击穿。由于空间站结构带较高的负电位，周围等离子体环境中离子沉积在太阳电池介质表面，建立了从太阳电池表面到结构的电场。同时，离子撞击金属互联等导体表面产生离子二次电子发射，二次发射电子撞击玻璃盖片侧表面，由于盖片表面的二次电子发射系数大于1，在盖片侧表面的电位和三角区域的电场逐渐加强。如果导体表面有微小突起或者存在缺陷，此处电场将会增强，直到触发场增强电子发射(EFEE)事件，最终导致雪崩效应引起高压太阳阵表面静电放电事件。该类事件将会导致部分太阳电池烧毁，从而引起空间站电源的功率损失。

目前，中国在航天器表面充放电效应防护技术研究以被动防护技术为主，主要包括采用防静电薄膜、材料接地和选择高二次电子发射系数的材料等，这些措施都是将航天器表面的充电电荷重新分配，从而消除航天器表面的不等量带电效应，但存在无法消除航天器结构电位的问题。为从根本上消除空间站的充放电问题，必须采用主动电位控制的方法，使其电位控制在安全电压范围内。

3.1 稠密等离子体环境充电

空间站采用高压太阳电池阵，太阳电池阵上裸露的正电极电位高于等离子体电位，将从等离子体环境中吸收电子，使其主体结构最高充电至太阳能电池阵电压负90%的电位。

根据高压太阳阵结构特点，金属互连、玻璃盖片和电池边缘完全暴露在空间等离子体环境中，可以认为太阳阵的暴露金属互联和电池半导体边缘相当于一个浸入等离子体中的Langmuir探针。在正偏置电位作用下，裸露的金属互连以及半导体部分可以从等离子体环境中收集电子电流。图1所示为暴露在空间等离子体中太阳电池阵的工作电压对收集电流的影响。可以看出，太阳电池的工作电位是影响电流收集的一个重要因素。

图1 正偏置电压与收集电流关系Fig.1 Relationship between positive bias voltage and collection current

随着太阳电池阵工作电压的提高，在其表面电场的作用下，等离子体中电子被加速与玻璃盖片碰撞并产生二次发射电子。在一定的能量条件下，玻璃盖片二次发射系数大于1，大量的二次发射电子在玻璃盖片表面形成电子云鞘层，如图2所示。当与介质材料相邻的金属表面的偏置电压超过阈值电压时，高压太阳阵表面鞘层的形成和玻璃盖片表面二次电子发射影响将引起太阳电池阵局部表面(包括绝缘体)的状态就如同导体的特征，引起在很小的暴露区域上产生比较大的收集电流，导致高压太阳电流收集增强效应的发生。除了二次电子发射效应外，光电子电流也是一个不可忽略的效应，由于光电子的发射，可以在电流收集区域产生更多的电子，从而使电流收集效应增强。由于光电子发射，高压太阳电流收集增强效应发生电位将低于二次电子发射系数曲线的第一交叉点电位，并且与等离子体密度和电子温度相关。

图2 电流收集增强效应示意图Fig.2 Schematic diagram of current collection enhancement effect

分析可以得出，高压太阳电流收集增强效应是通过增加有效的电流收集面积和表面平均电位来增强电流收集。

3.2 地磁场诱导充电

在低轨道，地球的磁场强度为5×10T，空间站等大型航天器由于尺寸较大，其结构切割地磁场也会在航天器的两端产生感应电势。此感应电势可用×˙l计算得出，图3为NASA采用EWB软件计算的在ISS的12A号任务中由于地磁场产生的感应电势，可以看出国际空间站地磁场诱导充电电位最高可达-22 V。

图3 EWB计算的ISS电势Fig.3 ISS potential calculated by EWB

4.1 电位主动控制的工作机制

航天器电位主动控制的基本原理是利用等离子体发生装置产生一定浓度的等离子体改变航天器的充电电流，即通过从航天器结构释放出电子及向航天器周围喷射离子的方法，以达到控制航天器结构和表面电位的目的。航天器电位由电流平衡决定。当航天器发射带电粒子流，其电流也将参与到电流平衡中。因此，发射电子流会使航天器带正电位，而发射带正电的离子流会使其带负电位。如果粒子束电流比其它电流大得多，则该粒子束可以控制航天器电位。

航天器发射电子束，则总电流将包含发射电子束电流。对于发射电子束，电子向外发射，因此的符号(为正)与入射离子电流一致。电流平衡方程为式(1):

为了估计变化量Δ，假设入射离子电流与入射电子电流相比可以忽略不计。基于这一假设，发射电子束时航天器的电流平衡方程(1)可以改为式(2):

对于麦克斯韦分布，二次电子和背散射电子的发射电子电流＜＋＞取决于充电电位。两边相减，得到式(3):

因此，随着发射电子束增大，引起的航天器电位变化量Δ为式(4)所示:

4.2 空间站电位主动控制方法

电位主动控制采用国际空间站的方法，即通过其空心阴极组件的发射电子，发射电子束流为空间站与空间等离子体环境间提供一种低阻抗通路，从而降低和控制空间站悬浮电位在-40 V以内，使航天员出舱处于安全电位。

空心阴极组件由热子、空心阴极和阳极三大部分组成，如图4所示。其核心是空心阴极，它是由阴极筒空腔和插入其内的电子发射体组成的。阴极筒一端面有一小孔，朝向板状的阳极。当绕在阴极筒外的热子通电加热时，阴极筒内电子发射体的温度升高到近1000℃，发射体发射出大量的热电子，使阴极空腔中的氙气发生电离，在阴极端面小孔处建立起放电，放电等离子体由小孔处延伸至整个空腔，从而耦合建立起空腔内等离子体。由于小孔的气阻作用，使得空腔内的氙气密度增高，初始电离的电子通过亿万次的碰撞，其能量被迅速均分，从而在空腔内形成低温高密度等离子体。与此同时，阴极表面因很薄的粒子鞘层而形成的强电场导致阴极发射场致电子，且离子和亚稳态受激原子对阴极的轰击，使阴极表面温度升高，导致阴极热电子发射，在加热子停止加热时，仍可维持放电，从而阴极筒内形成自持放电。空心阴极内产生的大量电子在阳极的作用下，向外喷出形成很强的电子束流。

图4 空心阴极组件结构Fig.4 Structure of hollow cathode assembly

4.3 电位主动控制器发射特性计算

通过航天器表面电位的自适应控制的动态过程，航天器表面电位可以被钳制在较低的水平，这就对控制器中等离子体源钳位工作模式下的发射特性提出了严格要求，例如:国际空间站用等离子体接触器需在偏置电压20 V内发射10 A电子电流，中国空间站用等离子体接触器需在偏置电压21 V内发射5 A电子电流。因此需要建立模型对航天器主动电位控制应用中所允许的最高偏压与发射电流之间的关系进行预测和分析。

参考谢侃等的电动力学绳系推力器模型来说明航天器表面电位主动控制过程中净发射电流与偏置电压之间的关系。如图5所示，假设从控制器出来的离子和电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。模型分析区域为图中与之间的区域，为人为等离子体羽流与空间等离子体的接触边界。这里分析的是控制器阴极相对空间等离子体环境偏置负电压时的情况，Δ表示负偏电压的绝对值，表示负偏电压的绝对值。根据以往的实验，模型入口前靠近控制器出口附近的等离子体电势与等离子体源触持极电势(相对其阴极电势)相当或略高。模型入口边界处的等离子体电势记为(参考环境电势)，并且满足式(5)所示关系。

图5 模型示意图Fig.5 Schematic diagram of model

在该分析区域中不发生电离碰撞的情况下，需要考虑4种成分:控制器出口产生的电子和离子以及空间环境等离子体中的电子和离子。模型主要通过分析4种成分在空间电场中的对流行为来描述电位主动控制过程。中等负偏压的情况下，在～区域中，等离子体电势将随着距离的增加，逐渐由衰减到环境电势0，如图5所示。在这样的电势结构中，人为等离子体中的离子将径向扩散到空间等离子中，而控制器出来的电子则被一定程度上阻止膨胀；
空间等离子体中的离子会被排斥，而电子可以被控制器收集。球对称的泊松方程可以写成式(6):

式中，代表相对空间环境电势为基准的等离子体电势，代表径向距离，为单位电荷，为真空介电常数，表示处的接触器离子数密度，表示空间离子数密度，表示接触器出来的电子数密度，表示空间电子数密度。

电位主动控制器自身可调控的工作状态有触持极电流/电压、氙气流量以及发射的人为等离子体能量等，这些参数的改变也可能会对控制器的发射特性产生影响，可利用球对称的泊松方程获得。

4.3.1 触持极电压的影响

图6为不同触持极电压下模型计算出的净发射电流与偏置电压之间的关系曲线，可以看出，触持极电压越小，在相同净发射电流条件下偏置电压越小。这是由于随着触持极电压的减小，模型出口处等离子体电势减小，电子泄放通道上等离子体数密度增大，导致等离子体电阻减小，所以要引出相应的净发射电流所需要的偏置电压也会相应减小。

图6 触持极电压对发射特性的影响Fig.6 Influence of contact voltage on emission characteristics

4.3.2 氙气流量的影响

等离子体源常用的气体工质是氙气，不同氙气流量也可能对发射特性产生影响。分析中引入推进剂利用率，如式(7)所示。

式中，为推进剂Xe的流量，对于空心阴极等离子体发射装置，一般能达到15%～20%。这样对于一个离子电流，就会对应一个氙气的流量值。在模型中通过改变，得到结果可以在一定程度上反应氙气流量的改变对控制器发射特性的影响。

图7显示了不同值对发射特性的影响，在相同钳位电压的条件下，增加离子束电流可以增加接触器的净发射电流。由此可见，增加氙气流量也有助于增加主动电位控制器的净发射电流。这是由于较大的氙气流量有助于增加等离子体源中工质的外部电离，等离子体密度由于电离率的增加而增加，导致相同钳位电压的条件下净发射电流的增加。在图7的结果中这一规律反应不明显，是因为在模型建立中假设与之间的区域不发生碰撞电离。

图7 J＋p对发射特性的影响Fig.7 Influence of J＋p on emission characteristics

4.3.3 等离子体能量的影响

图8为控制器出口处产生的离子的初始能量不同的情况下，其净发射电流与偏置电压之间的关系曲线，可以看出，相同净发射电流条件下，随着离开控制器离子初始能量的降低，偏置电压也会降低。这是由于控制器出来的离子束流有助于减轻空间充电对净电子电流的限制，同时，离子初始能量的降低会使其初始速度减小，有利于增加出口处离子数密度，进而增加了出口处电子数量。

图8 离子能量对发射特性的影响Fig.8 Influence of ion energy on emission characteristics

空间站电位主动控制系统包括悬浮电位测量仪与电位主动控制器，其中悬浮电位监测仪用于测量空间站结构相对空间等离子体的电位，电位主动控制器用于控制空间站的结构电位。

空间站中，所有部位的结构电位须通过电位主动控制系统控制在-37 V之内，由空间站结构切割地磁场引起的诱导电位可以达到-16 V，这就要求电位主动控制系统对空间等离子体电位的控制应该在-21 V之内，以满足-37 V的安全极限。其工作原理如图9所示。

图9 电位主动控制系统工作原理图Fig.9 Working principle of potential active control system

悬浮电位测量仪(FPP)是一个悬浮于等离子体环境中的球形镀金探头，用于测量空间站结构悬浮电位，球形探头与空间站结构地之间绝缘，通过大于10Ω高阻抗连接。

电位主动控制器通过建立低阻等离子体桥将空间站电位控制到与等离子体电位相同。就空间站应用而言，需要在很短的时间内喷射出很强的电子流。空心阴极不仅能迅速喷出高电子电流，而且能够自己调节发射束流，因而成为空间应用的最佳选择。

电位主动控制器主要包括空心阴极组件(PCU)、供电系统(PEU)、排气管理系统(EMU)和数据管理系统(DMS)4部分，其中PCU负责完成航天器电位主动控制系统电子束流引出，从而完成整星电位控制功能。空心阴极组件由空心阴极、带加热器的主管线、绝缘支架和阳极组成，为了提高氙的电离效率。PCU的性能主要通过箝位电压、阴极和阳极之间的电压电流、氙气消耗率、对空间等离子体的净发射电流、输入功率等参数来描述。PEU是将空间站总线电源转换成PCU运行所需的各种电压，包括阴极激活、放电触发和保持、EMU控制等，其具体功能为:①将星上一次母线供电变换为空心阴极组件所需的4路供电；
②提供各路供电输出的电压和电流遥测接口，供电控箱对其供电输出状态进行监控；
③具备一次母线的短路保护及浪涌抑制功能；
④具备各路供电独立的加断电控制功能。排气管理系统负责提供空心阴极组件工作所需的工质供应，主要包括高压气体存储罐、氙气排放装置、气体反馈系统(管线、阀和调节器)，其具体功能为:①完成航天器电位主动控制系统寿命期间的工质贮存；
②提供控制系统相关工质通断控制、压力传感及流量控制接口，从而闭环完成空心阴极组件工质的供应与断开及流量控制功能；
③提供星上遥测处理设备高压工质存储模块温度检测接口，以便于星上对工质贮存模块进行温控。数据管理系统通过采集悬浮电位监测探头信号完成对整星绝对电位测量，当整星电位达到设定的阈值后，协调供气系统及电源系统工作，提供空心阴极组件工作所需的供电及供气条件，从而完成整星电位控制，同时通过与星上其他设备之间的通讯总线、开关机及一次供电母线供电接口，实现航天器电位主动控制系统与整星之间的供电、数据交换及开关机和状态信息交换，提供航天器主动电位控制系统相关的遥测信号。

2021年4月29日电位主动控制系统搭载于空间站核心舱天和一号，发射1 h后电位检测探头成功展开，开始整个系统在轨测试，国内首次获得了低轨道航天器电位在轨测试数据，如图10所示。

图10 电位检测探头在轨展开状态Fig.10 In-orbit expansion of floating potential probe

6.1 空间站不同飞行姿态下电位测试结果

空间站结构电位随太阳电池工作电压、等离子体环境、帆板飞行姿态和地磁场等参数有规律变化，范围在-54～0 V之间，测试结果如图11所示。

图11 空间站结构电位测试结果Fig.11 Test results of structural potential of space station

1)太阳电池工作电压方面。空间站核心舱包含2个太阳电池翼，电池阵单翼有15个电池模块组成。每个模块有供电模式和分流模式2个工作模式。供电模式下，电池模块输出电压约100 V；
分流模式下，电池模块输出电压约10 V。因此，相对于分流模式，供电模式下电池模块的裸露电极的电位更高，其对周围等离子体中电子的收集能力更强。根据电流平衡模型，处于供电模式的电池模块越多，空间站结构呈现更高的负电位。

空间站在阴影区进入阳照区，以及阳照区进入阴影区时，2个太阳电池翼的30个电池模块均处于供电模式。在进入阳照区后，结合在轨耗电和储能需求，部分电池模块处于分流模式。在进入阴影区后，电池模块不工作。因此在阴影区进入阳照区，以及阳照区进入阴影区时，空间站结构出现电位峰值。

2)等离子体环境方面。受太阳光照等因素影响，空间等离子体密度呈现空间分布特性。根据国际空间站轨道等离子体参数测试结果，空间等离子体密度在赤道上方出现峰值，如图12所示。在此等离子体环境密度峰值下，电池阵的电子收集电流增加，在阳照区呈现第2个电位峰值。

图12 国际空间站轨道等离子体参数测试结果Fig.12 Test results of orbital plasma parameters of ISS

3)帆板飞行姿态方面。为充分利用太阳能，太阳电池翼的工作面始终朝向太阳方向。因此，在阳照区前半段，太阳电池翼工作面朝向飞行方向，电池模块与空间等离子体环境相互作用，空间站结构呈现较高的负电位。在阳照区后半段，太阳电池翼工作面朝向飞行方向的反方向，电池模块处于太阳电池翼的尾区，电位接近于0 V。

6.2 空间站电位控制测试结果

电位主动控制系统开启后，空间站结构电位控制在-11～-14 V之间，测试结果如图13所示，考虑地磁场诱导电位，整星电位可控制在-22 V以内。7月4日在中国航天员首次出舱过程中，电位控制系统稳定工作，保证了空间站任务的完成。

图13 空间站结构电位控制测试结果Fig.13 Test results of structural potential control of space station

本文建立了空心阴极电子发射特性物理模型，研究了空心阴极电子发射特性，成功研制了中国首个测控一体的电位主动控制系统。在轨应用结果表明，该控制系统可将空间站结构电位控制在-22 V以内，优于国际-40 V的指标，解决了航天员出舱时的生命安全保障等重大问题，实现了中国电位主动控制从概念研究到型号应用的跨越。