CN102781150B - 自主控制航天器结构电位的组件 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种自主控制航天器结构电位的电子发射组件，包括导电基材和粘贴在其上的聚酯薄膜，导电基材再粘贴于航天器热控表面材料上，航天器热控表面材料下方为航天器导电结构体，导电基材与航天器导电结构体进行电连接以使两者电位相等。本发明的组件，不需要专门的粒子束源及控制电路，重量轻，可以自主进行静电电荷的释放，不需控制及测量手段，简单易行，可靠性高。
Description
技术领域
本发明属于航天材料的空间应用技术领域，具体涉及一种航天器结构电位的控制组件。
背景技术
航天器在空间环境中与空间等离子体会产生相互作用，由于电子速度比离子快，所以航天器的充电电位主要为负电位。航天器由于空间等离子体的充电作用导致静电放电的发生，而引起静电放电的原因是由于航天器结构导体的充电速度及平衡电位与航天器表面介质材料的充电速度及平衡电位不同，从而造成不等量充电。为确保对航天器在轨静电放电效应的有效防护，就需要控制并提升航天器的结构电位。
目前对航天器结构电位的控制技术均为主动控制技术，主要包括离子发射、电子发射及等离子体发射，利用离子源、电子枪或空心阴极等离子体源等粒子源，通过控制带电粒子从航天器发射从而达到对结构电位控制的目的。然而，在现有航天器结构电位的主动控制技术中，均采用带电粒子源作为控制手段，但这些技术有几个缺点，首先是带电粒子源结构复杂，通常具有供气或高压系统，在实际工程中的高可靠性要求下实现相应手段具有一定难度。另外，由于仪器设计复杂，其重量及功耗也较大。为此，提供一种结构简单、使用方便、重量轻且功耗小的电位控制组件十分必要。
发明内容
本发明针对上述技术难题，利用介质-导体-空间等离子体交接的三结合处场致增强电子发射原理，提出一种可以自主控制航天器结构电位的组件，该组件重量轻、结构简单并且无功耗需求。
为了实现上述目的，本发明采用了如下的技术方案：
一种自主控制航天器结构电位的电子发射组件，包括导电基材和粘贴在其上的聚酯薄膜，导电基材再粘贴于航天器热控表面材料上，航天器热控表面材料下方为航天器导电结构体，其中，导电基材与航天器导电结构体进行电连接以使两者电位相等。
其中，航天器受空间等离子体影响充电时，航天器导电结构体产生较负的电位，同时导电基材也获得相同的电位。
其中，受光电子发射及二次电子发射的影响，聚酯薄膜发射电子并产生相对导电基材更高的电位，两者间会形成电场。
其中，电场在聚酯薄膜、导电基材以及其与航天器导电结构体电连接的三结合处达到最大。
其中，当航天器充电电位处于引起静电放电的负电位时，三结合处的强电场会引起场致增强电子发射。
本发明的自主控制航天器结构电位的组件，不需要专门的粒子束源及控制电路，重量轻，可以自主进行静电电荷的释放，不需控制及测量手段，简单易行，可靠性高。
附图说明
图1为本发明的自主控制航天器结构电位组件的结构示意图。
其中，1、聚酯薄膜；2、导电基材；3、航天器热控表面材料；4、航天器导电结构体；5、三结合处；6、等效电阻。
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。
图1是本发明的自主控制航天器结构电位的组件的结构示意图。其中，本发明的自主控制航天器结构电位的组件是一种电子发射器，其包括导电基材2和粘贴在其上的聚酯薄膜1，导电基材2再粘贴于航天器热控表面材料3上，航天器热控表面材料3下方为航天器导电结构体4，其中，导电基材2与航天器导电结构体4进行电连接以使两者电位相等(两者间的电阻为等效电阻6)。
优选地，该电子发射组件即电子发射器可以黏贴于航天器的外表面，其三结合区域5(聚酯薄膜1、导电基材2以及其与航天器导电结构体4电连接之处)外露于空间等离子体环境中。通过设计其几何形状及聚酯薄膜1的电子发射性能，可以使三结合区域5的电场在航天器充电较高时达到107V/m以上。由于场致增强电子发射的效应，当三结合区域5电场达到发射阈值以上时，就会产生电子发射束流，并提升航天器导电结构体4的电位，使其不会发生静电放电。通过地面模拟试验表明，在4keV能量，30μA的电子辐照下会产生110μA的发射电子束流，从而确保航天器充电的净电流减小，从而提升结构电位。
当航天器由于空间等离子体影响而充电时，航天器导电结构体4会产生较负的电位，同时导电基材2也将获得相同的电位。而由于光电子发射及二次电子发射的影响，聚酯薄膜1会发射电子并产生相对导电基材2更高的电位，两者间会形成电场，电场在三结合处5的位置处会达到最大，当航天器充电电位处于可能引起静电放电的负电位时，三结合处5的强电场会引起场致增强电子发射，使材料表面的电子突破势垒并在这个电场的作用下进行加速并撞击在材料表面，产生二次电子发射，产生的电子在一次被电场加速，产生新的二次电子…，这种效应会在短时间内迅速发生，形成电子雪崩发射，从而向空间中发射电子。并使得4航天器导电结构体的平衡电位升高。
当采用几何形状设计使得三结合处5尽可能增加时，如采用纳米结构或其他可以增加三结合区域的构型，就可以增大向空间中发射的电子电流，在这种情况下，航天器表面充电的净电流需要考虑发射的电子电流影响，当发射电子电流达到一定程度后，航天器导电结构体4产生的电位使得导电基材2与聚酯薄膜1间形成的电场不能进一步维持场致增强电子发射，电子发射就会自动停止。此时航天器的电位不会引起静电放电风险。
尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，本领域的技术人员可以依据本发明的精神对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用在未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明保护范围之内。
Claims (3)
1.一种自主控制航天器结构电位的电子发射组件，包括导电基材和粘贴在其上的聚酯薄膜，导电基材再粘贴于航天器热控表面材料上，航天器热控表面材料下方为航天器导电结构体，其中，导电基材与航天器导电结构体进行电连接以使两者电位相等，受光电子发射及二次电子发射的影响，聚酯薄膜发射电子并产生相对导电基材更高的电位，两者间会形成电场，聚酯薄膜、导电基材以及其与航天器导电结构体电连接之处的结合区域外露于空间等离子体环境中，电场在聚酯薄膜、导电基材以及其与航天器导电结构体电连接的三结合处达到107V/m以上，当三结合区域电场达到发射阈值以上，就会产生电子发射束流，并提升航天器导电结构体的电位，使其不会发生静电放电，利用介质-导体-空间等离子体交接的三结合处场致增强电子发射。
2.如权利要求1所述的电子发射组件，其中，航天器受空间等离子体影响充电时，航天器导电结构体产生较负的电位，同时导电基材也获得相同的电位。
3.如权利要求1或2所述的电子发射组件，其中，当航天器充电电位处于引起静电放电的负电位时，三结合处的强电场会引起场致增强电子发射。
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