CN102774511A - 基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置及其应用 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置，包括放电腔，磁体和电位控制电极，磁铁外置于放电腔的一端，射频天线环绕在放电腔外部并与磁体相邻，用于提供放电腔工质气体的进气管路的进气口位置不超过相邻的射频天线前端，用于与航天器的导电结构体电连接的电位控制电极置于放电腔内，射频源为射频天线提供电源，在射频天线产生的电磁场及磁体产生的磁场作用下，工质气体被电离形成等离子体。也公开了其用途。本发明的基于螺旋波等离子体的航天器电位控制装置功耗低、使用工质重量低、电位控制效率高、启动次数多，在用于航天器的电位控制和在轨产生带电效应风险控制方面相比以往技术有着较强的优势。

Description

基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置及其应用

技术领域

本发明属于航天器电位控制领域，具体涉及一种航天器电位主动控制装置以及该装置的用途。

背景技术

通常，空间中航天器会由于与空间等离子体的相互作用而产生带电效应，从而使航天器上的不同位置之间产生电位差，引起静电放电，最终危害航天器在轨工作的安全。对于载人航天来说，航天器带电效应也可能会引起航天员在出舱后产生静电放电，对航天员的健康和生命造成威胁。

目前国外多数采用热丝发射、空心阴极等离子体发射、氙等离子体发动机发射、铟离子源发射、脉冲等离子体源发射等发射方式，产生人工的带电粒子发射出航天器，控制航天器的电位，减缓航天器带电效应产生的影响。而针对螺旋波等离子体在航天器电位主动控制设备及其应用方面还未见报道。

发明内容

为此，本发明的目的是利用螺旋波等离子体易电离、高电离度、低功耗、无阴极、无污染的优点，而提供一种基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置。

本发明的另一目的是提供一种上述装置的应用。

为达到上述目的，本发明采用了如下的技术方案：

一种基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置，包括放电腔，磁体和电位控制电极，磁铁外置于放电腔的一端，射频天线环绕在放电腔外部并与磁体相邻，用于提供放电腔工质气体的进气管路的进气口位置不超过相邻的射频天线前端，用于与航天器的导电结构体电连接的电位控制电极置于放电腔内，射频源为射频天线提供电源，在射频天线产生的电磁场及磁体产生的磁场作用下(两者的作用产生螺旋波)，工质气体被电离形成等离子体。

其中，工质气体优选惰性气体或氮气，惰性气体例如为氩气或氙气。

其中，磁体优选为永磁体。

其中，放电腔的材质为可透过电磁波材料，优选为介质材料，如石英玻璃、陶瓷材料等。

基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置的用途，其用于航天器电位的主动控制，其中，与进气管路相对的放电腔的另一端暴露于空间环境中，电位控制电极与航天器导电结构体电连接，航天器设置有工质气体储罐并通过气体管路、气体流量控制器与进气管路相连。

与现有技术相比，本发明的基于螺旋波等离子体的航天器电位控制装置功耗低、使用工质重量低、电位控制效率高、启动次数多，在用于航天器的电位控制和在轨产生带电效应风险控制方面相比以往技术有着较强的优势。

附图说明

图1为本发明的基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置的结构示意图。

图中：7-进气管路；8-磁体；9-放电腔；10-电位控制电极；11-射频天线；12-螺旋波等离子体；13-电位控制引线；14-螺旋波等离子体源发射电流；15-射频源。

图2为本发明的基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置在航天器中的使用状态图。

图中：1-空间等离子体产生的收集电流；2-航天器太阳帆板；3-航天器结构体；4-航天器“地”电位；5-本发明的基于螺旋波等离子体的航天器电位控制装置；6-电位控制发射电流。

具体实施方式

以下介绍的是作为本发明所述内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明的所述内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。

为使本发明更明显易懂，兹以优选实施例，并配合附图作详细说明如下。

下面结合附图对本发明专利作进一步的说明。

参见图1，图1示出了本发明的基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置，该装置包括放电腔9，磁体8和电位控制电极10，磁铁8外置于放电腔9的一端，射频天线11环绕在放电腔9外部并与磁体8相邻，用于提供放电腔9工质气体的进气管路7的进气口位置不超过相邻的射频天线11前端，用于与航天器的导电结构体电连接的电位控制电极10置于放电腔9内，射频源15为射频天线11提供电源，在射频天线11产生的电磁场及磁体8例如永磁体产生的磁场作用下(两者的作用产生螺旋波)，工质气体例如氩气或氙气被电离形成螺旋波等离子体12。在一具体实施方式中，对于螺旋波等离子体源，利用Ar气作为工质气体，由进气管路7通入绝缘介质材料例如石英玻璃的放电腔9中，由射频源15为射频天线11供电，在射频天线11和磁体8的作用下在放电腔9内产生螺旋波，电离气体产生螺旋波等离子体12。螺旋滤等离子体源可以达到近100％的电离，射频源15的电功率转换效率可以达到80％以上。

由于螺旋波可以达到100％的电离工质气体，工质气体的利用率非常高，螺旋波等离子体源无电极工作，因此使用及放电次数理论上无限制。如果射频功率源电子学单元、工质气体单元确保工作正常，螺旋波等离子体源就可以一直工作下去。螺旋波等离子体源利用发散性磁镜型背景磁场，约束等离子体使其加热过程中获得动能绝大部分转化成电子电流，等离子体的密度可以高达10¹⁹m^-3～10²⁰m^-3，等离子体源喷口处的电子动能可以达到5eV～10eV。因而等离子体源的结构可以设计成非常小的体积。在磁体8提供的背景磁场位型下，使得螺旋波等离子体源的功率消耗较小。等离子体喷出形成螺旋波等离子体源发射电流14，通过放电腔9内的0电位控制电极1将电位控制电流引入电位控制引线13，并最终接入航天器结构体3。通过螺旋波等离子体源可以具有发射10A的电子电流发射能力，进行空间站的电位控制。对于其他一般航天器，同样可以采用本发明的方法，利用螺旋波等离子体源进行航天器的电位主动控制。

在另一具体实施方式中，放电腔的材质为陶瓷材料。

图2给出了本发明的基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置在航天器中的使用状态图。

以运行于低地球轨道的空间站为例，假设其轨道处于400km高度的电离层区域。电子密度约为1012m-3，电子离子温度约为0.1eV～0.3eV。空间站舱体的航天器太阳帆板2工作时高电压运行，由于空间等离子体产生的收集电流1，在最恶劣情况下，航天器“地”电位4将会被偏置到相对空间等离子体-80V以上的电位，即航天器结构体3相对于空间等离子体有-80V的电位。要让电位主动控制升高到安全的电位，需要航天器结构体3上通过产生电位控制发射电流6来抬升空间站的电位。本发明就是在航天器结构体3上安装本发明的基于螺旋波等离子体的航天器电位控制装置5，来完成电流的发射。具体以400km高度运行的空间站为例进行说明，根据电位主动控制的需求，如果需要10A的电位控制电流，则可采用电离密度10¹⁹m^-3，喷口处电子动能1eV的基本参数。电子速度为5.8×10⁵m/s，单位截面积的电子电流密度为9.3×10⁵(A/m²)。采用Ar气作为工质气体，氩离子的质量是电子质量的7.36×10⁴倍。氩离子的温度小于电子的温度，即使假设离子温度与电子温度相同，离子速度远远小于电子速度，产生的反向控制电流非常小。这是螺旋波等离子体源优于其他等离子体源的主要特点之一。为了提供10A的输出电子电流(离子反向电流忽略不计)，等离子体源的喷口截面积在1.2×10^-5m²即可。也就是一个直径为4mm的等离子体源就能满足要求。考虑到离子在0.1nT背景磁场中的回旋半径约为1cm，等离子体腔体的半径设定为1cm。等离子体螺旋波等离子体密度设定为10¹⁸m^-3(小于一般螺旋波等离子体源密度一个量级)，喷口处电子能量为1eV，平行背景磁场方向的速度5.8×10⁵m/s。腔体场10cm，提供螺旋波朗道阻尼加速电子的路程。

输出电流估计如下：

I＝[en_eV_e||-eZ_in_iV_i||]S≈en_eV_e||S＝1.6×10^-19×10¹⁸×5.8×10⁵×3.14×(0.01)²＝29.14(A)

等离子体电子流的速度为5.8×10⁵m/s，密度为10¹⁸m^-3，截面积为3.14×10^-4m²。电子的产生速率为：10¹⁸×5.8×10⁵×3.14×10^-4＝1.82×10²⁰(1/s)。电离Ar气原子释放出电子需要14eV的能量，自由电子碰撞原子产生电离后还需要加速达到1eV的动能，逃逸出等离子体源。因此一个载流电子需要15eV的能量。产生29A电子电流所需的净功率：

P＝15×1.6×10^-19×1.82×10²⁰＝437(W)。在实际运行过程中需要最大电流10A，因而功率净消耗还可以降低1倍，约为135W，产生15A的电流。考虑到电力转化成射频波功率的转换效率为80％，因而螺旋波等离子体源的总功率需求为168W，在加上控制单元电子学系统的功率消耗，螺旋波等离子体电位主动控制系统的总功率需求为180W。

气体电离方式产生电流首先要电离气体，电离气体释放出的电子能量如果在1eV，其速度达到5.8×10⁵m/s。因此要求10A电流输出，单位时间必须电离出的电子数为： $N=\frac{1}{e}=\frac{10}{1.6\×{10}^{-19}}=6.25\×{10}^{19}(1/s).$

电离气体产生一个电子的最小能量视不同气体而不同，Ar气是15eV，Xe是12.5eV。所有的电能都转换为气体的电离能，也需要电离功率：6.25×10¹⁹×12.5×1.6×10^-19＝125(J/s)＝125W。

螺旋波等离子体源喷射出总体电中性的等离子体。其离子逃逸出喷口的动能约为1eV，离子平行于磁场的速度为2138m/s。离子通量流为10¹⁸×3.14×10^-4×2.138×10³＝6.7×10¹⁷(1/s)。质量流为4.5×10^-8(kg/s)。要求等离子体源在轨工作的总时长约为6000小时(满足飞船在轨两年的电位控制需求)，氩气净消耗量为：4.5×10^-8×6000×3600＝0.97(kg)。考虑到备份配置，2kg的Ar气足够维持两年的工作(同时考虑到Ar气的泄漏率)。而实际工作过程中Ar气的消耗远小于上述的分析。由于飞船被太阳电池偏置到-40V的偏压(维持-40V的偏压)，从螺旋波等离子体源逃逸出的Ar+，受到工作舱周围等离子体鞘层电势的作用，有大部分Ar+离子又被反射回等离子体电离腔体中。通过电离腔后端离子收集极，Ar+吸收电子再次成为Ar原子，继续参与螺旋波的电离过程。因此Ar的纯消耗只是部分未电离的Ar原子随着等离子体流逃逸出电离腔。中性Ar原子的密度约为10¹⁷m^-3，原子的速度与离子速度一样，为2138m/s。因而Ar气的总消耗量约为上述估算的1/10。

放电管采用直径2cm，壁厚2mm的石英玻璃管，长10cm。石英玻璃的比重为8gcm^-3。重量约为201g。加上放电末端离子收集极的重量，总重量小于260g。8MHz，200W的射频源重量3.5kg，电位主动控制系统电子学单元1.2kg，加上的气瓶及工质气体总重2.5kg。可以为飞船在轨两年的运行提供超过6000小时的电位主动控制，使工作舱的电位相对于空间环境等离子体在-40V的安全值以内。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术的原理前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也都应该在本发明的保护范围。

Claims (8)

1.基于螺旋波等离子体的航天器电位主动控制装置，包括放电腔，磁体和电位控制电极，磁铁外置于放电腔的一端，射频天线环绕在放电腔外部并与磁体相邻，用于提供放电腔工质气体的进气管路的进气口位置不超过相邻的射频天线前端，用于与航天器的导电结构体电连接的电位控制电极置于放电腔内，射频源为射频天线提供电源，在射频天线产生的电磁场及磁体产生的磁场作用下，工质气体被电离形成等离子体。

2.如权利要求1所述的装置，其中，工质气体为惰性气体或氮气。

3.如权利要求2所述的装置，其中，惰性气体为氩气或氙气。

4.如权利要求1所述的装置，其中，磁体为永磁体或电磁铁。

5.如权利要求1所述的装置，其中，放电腔的材质为可透过电磁波材料。

6.如权利要求5所述的装置，其中，所述材料为介质材料。

7.如权利要求6所述的装置，其中，所述介质材料为石英玻璃或陶瓷材料。

8.权利要求1-7任一项所述装置的用途，其用于航天器电位的主动控制，其中，与进气管路相对的放电腔的另一端暴露于空间环境中，电位控制电极与航天器导电结构体电连接，航天器设置有工质气体储罐并通过气体管路、气体流量控制器与进气管路相连。

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