CN103760887B

CN103760887B - 航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置及方法

Info

Publication number: CN103760887B
Application number: CN201310722138.8A
Authority: CN
Inventors: 史亮; 李得天; 汤道坦; 陈益峰; 秦晓刚; 杨生胜; 柳青; 杜杉杉
Original assignee: Lanzhou Institute of Physics of Chinese Academy of Space Technology
Current assignee: Lanzhou Institute of Physics of Chinese Academy of Space Technology
Priority date: 2013-12-24
Filing date: 2013-12-24
Publication date: 2016-07-20
Anticipated expiration: 2033-12-24
Also published as: CN103760887A

Abstract

本发明涉及一种航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置及方法。其中航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置包括真空室，和位于真空室内的低能电子枪、铝平板、收集电极和电位监测模块；低能电子枪用于向位于其下方的铝平板发射能量低于100kev的电子；铝平板用于向被测的航天器结构电位主动控制装置释放电子，再将电子释放到位于所述航天器结构电位主动控制装置上方的收集电极上。电位监测模块监测所述铝平板上的电位变化信息。采用本发明的航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置及方法，可以对航天器结构电位主动控制装置进行验证试验，检测其有效性。

Description

航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置及方法

技术领域

本发明涉及一种航天器结构电位的主动控制装置的验证技术，特别是一种航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置及方法。

背景技术

航天器在轨运行时，会与空间等离子体和高能电子等环境相互作用从而发生静电电荷积累及泄放过程，此种现象被称之为航天器充放电效应或航天器带电效应。航天器在空间运行过程中，一般都采用自身结构电位作为地电位。结构电位是指航天器作为一个整体悬浮在空间中，其结构相对于空间等离子体的电位。由于航天器结构相对空间的电容有限，在空间带电环境作用下，收集电荷，会产生结构电位变化的现象。

对一般的航天器来说，结构电位漂移会影响航天器测量系统和测控系统的正常工作，造成测量结果误差和测控数据紊乱。而对于载人航天器来说，结构电位超过-40V时，航天员出仓活动就有可能发生触电，造成致命危害。

目前，国内外研究了多种航天器结构电位的控制方法，这些方法的原理是一致的，即通过向空间发射电子，降低航天器结构电位。

然而，现有技术中，并没有对这些航天器结构电位控制技术进行验证试验的装置和方法，导致了这类技术的效果得不到保障。

发明内容

在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

本发明的一个主要目的在于提供一种航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置及方法，用于对航天器结构电位主动控制装置进行验证试验，检测其有效性。

根据本发明的第一方面，一种航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置，包括真空室，和位于真空室内的低能电子枪、铝平板、收集电极和电位监测模块；

其中，

所述低能电子枪用于向位于其下方的所述铝平板发射能量小于100kev的电子；

所述铝平板与被测的航天器结构电位主动控制装置电连接，用于向所述被测的航天器结构电位主动控制装置释放电子，所述航天器结构电位主动控制装置再将电子释放到位于所述航天器结构电位主动控制装置上方的所述收集电极上；

所述电位监测模块与所述铝平板相连，用于监测所述铝平板上的电位变化信息。

根据本发明的第二方面，一种基于航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置的验证试验方法，包括：

低能电子枪向铝平板发射小于100kev的电子，对铝平板进行充电；

当铝平板电位达到第一预定电位U1时，关闭低能电子枪，如果航天器结构电位主动控制装置启动，将启动时刻记为t1；

当铝平板电位达到第二预定电位U0时，如果航天器结构电位主动控制装置关闭，将关闭时刻记为t2，其中第二预定电位小于第一预定电位；

计算被测航天器结构电位主动控制装置的电位控制速率为

v = \frac{| U_{1} | - | U_{0} |}{t_{2} - t_{1}};

基于所述电位控制速率推算被测航天器结构电位主动控制装置发射电子的电流大小；

验证所述电流是否达到指标要求。

采用本发明的航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置及方法，可以对航天器结构电位主动控制装置进行验证试验，检测其有效性。

附图说明

参照下面结合附图对本发明实施例的说明，会更加容易地理解本发明的以上和其它目的、特点和优点。附图中的部件只是为了示出本发明的原理。在附图中，相同的或类似的技术特征或部件将采用相同或类似的附图标记来表示。

图1为本发明的航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置的一种实施方式的结构图；

图2为本发明的基于航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置的验证试验方法的一种实施方式的流程图。

具体实施方式

下面参照附图来说明本发明的实施例。在本发明的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或更多个其它附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚的目的，附图和说明中省略了与本发明无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。

参见图1所示，为本发明的航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置的一种实施方式的结构图。

在本实施方式中，航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置包括真空室1，和位于真空室内的低能电子枪2、铝平板12、收集电极3和电位监测模块(8,9)。

低能电子枪2用于向位于其下方的铝平板12发射能量小于100千电子伏特(kev)的电子，例如，低能电子枪2可以发射50kev的电子。

铝平板12与被测的航天器结构电位主动控制装置4电连接，用于向被测的航天器结构电位主动控制装置4释放电子，航天器结构电位主动控制装置4再将电子释放到位于其上方的收集电极3上。

电位监测模块(8,9)与铝平板12相连，用于监测铝平板12上的电位变化信息。

在本实施方式中，通过铝平板12来模拟在轨运行时的航天器。铝平板代表航天器结构框架，其电位代表航天器结构电位，根据试验对象不同，可将铝平板电位充至负几千伏(适用于中高轨道航天器)或负100伏(适用于低地球轨道航天器)。

由于被测的航天器结构电位主动控制装置4与铝平板12电连接，通过监测铝平板12上电位信息的变化，可以间接监测被测的航天器结构电位主动控制装置4的工作状态。

作为一种实施方式，航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置还可以包括绝缘支架7用于支撑铝平板12。此外，绝缘支架还可以用于支撑被测的航天器结构电位主动控制装置4。

在一种实施方式中，航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置中的电位监测模块可以包括电位监测探头9和电位监测器8。

电位监测探头9与铝平板12相连，用于获取铝平板12的电子数量变化信息。

电位监测器8与电位监测探头9相连，用于根据电子数量变化信息计算电位变化信息。

在一种实施方式中，航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置还可以包括真空计13、真空机械泵6和真空分子泵5。

真空计13用于测量真空室1内的气压。真空机械泵6用于抽取真空室1内的空气，使得真空室1接近于真空状态。真空分子泵5用于抽取真空室1内的空气，使得真空室1内的气压从接近于真空状态变成真空状态。

例如，在开始验证试验之前，应当确保真空室1内为真空状态，模拟航天器在轨运行时的工作环境。此时，可以首先打开真空计13和真空机械泵6，使得真空室气压降至1Pa以下。然后，再打开真空分子泵5，使得真空室气压降至1×10^-4Pa，从而达到真空状态。

作为一种实施方式，航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置还可以包括第一开关10和第二开关11。

第一开关10用于控制铝平板12和被测航天器结构电位主动控制装置4之间的通断。第一开关10包括第一端和第二端，第一端与铝平板12相连，且第二端与被测航天器结构电位主动控制装置4相连。

第二开关11用于将铝平板12和被测航天器结构电位主动控制装置4连接至真空室1的地电位。第二开关11包括第三端和第四端，第三端与真空室1的地电位相连，第四端与第一开关的第一端相连。

例如，在验证试验开始之前，首先闭合第二开关11，使得铝平板12上的电位为真空室1的地电位。开始试验时，断开第二开关11，并闭合第一开关10，使得铝平板12和被测航天器结构电位主动控制装置4之间电连接。

参见图2所示，为本发明的基于航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置的验证试验方法的一种实施方式的流程图。

在本实施方式中，基于航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置的验证试验方法包括：

S10:低能电子枪2向铝平板12发射小于100kev(例如50kev)的电子，对铝平板12进行充电；

S20:当铝平板12电位达到第一预定电位U1时，关闭低能电子枪，如果航天器结构电位主动控制装置4启动，将启动时刻记为t1；

S30:当铝平板12电位达到第二预定电位U0时，如果航天器结构电位主动控制装置4关闭，将关闭时刻记为t2，其中第二预定电位小于第一预定电位；

S40:计算被测航天器结构电位主动控制装置4的电位控制速率为

v = \frac{| U_{1} | - | U_{0} |}{t_{2} - t_{1}};

S50:基于电位控制速率推算被测航天器结构电位主动控制装置4发射电子的电流大小；

S60:验证电流是否达到指标要求。

由于铝平板的电容C和被测航天器结构电位主动控制装置4的喷口面积S，已知，由电位差ΔU＝|U₁|-|U₀|，可知发射的总电量Q＝ΔUC，根据电流定义I＝Q/St，可得I＝VC/S，即为被测航天器结构电位主动控制装置发射电子的电流大小。

采用本实施方式的验证试验方法，可以验证被测航天器结构电位主动控制装置4能否在第一预定电位U₁下正常启动，并在第二预定电位U₀时正常关闭。

如果能够分别在U₁和U₀时正常启动和正常关闭，再通过以上的公式计算被测航天器结构电位主动控制装置4的电位控制速率。

作为一种实施方式，基于航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置的验证试验方法还可以包括：

S70:再次开启低能电子枪2，在预定时间内，通过电位监测模块监测铝平板12的电位变化。

通过该步骤，可以验证被测的航天器结构电位主动控制装置的点位保持能力。

作为一种实施方式，在步骤S10之前，本验证试验方法还可以包括：

闭合第二开关10；

打开真空计13和真空机械泵6，使得真空室气压降至1Pa以下；

打开真空分子泵5，使得真空室1气压降至1×10^-4Pa。

这样一来，可以在开始验证试验之前先保证真空室1内的真空状态，从而更好的模拟航天器在轨运行时的环境状态。

优选地，本验证试验方法还可以包括：

当真空室1气压降至1×10^-4Pa之后，断开第二开关11，并闭合第一开关10，使得铝平板12和被测航天器结构电位主动控制装置4电连接。

当完成试验后，

关闭电子枪2和被测航天器结构电位主动控制装置4，断开第一开关11，并闭合第二开关10。

待铝平板12电位为零时，关闭电位监测模块。

关闭真空计13和真空分子泵5。

最后关闭真空机械泵6。

上面对本发明的一些实施方式进行了详细的描述。如本领域的普通技术人员所能理解的，本发明的方法和装置的全部或者任何步骤或者部件，可以在任何计算设备(包括处理器、存储介质等)或者计算设备的网络中，以硬件、固件、软件或者它们的组合加以实现，这是本领域普通技术人员在了解本发明的内容的情况下运用他们的基本编程技能就能实现的，因此不需在此具体说明。

在本发明的设备和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解、组合和/或分解后重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。还需要指出的是，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行。某些步骤可以并行或彼此独立地执行。同时，在上面对本发明具体实施例的描述中，针对一种实施方式描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施方式中使用，与其它实施方式中的特征相组合，或替代其它实施方式中的特征。

应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、要素、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、要素、步骤或组件的存在或附加。

虽然已经详细说明了本发明及其优点，但是应当理解在不超出由所附的权利要求所限定的本发明的精神和范围的情况下可以进行各种改变、替代和变换。而且，本发明的范围不仅限于说明书所描述的过程、设备、手段、方法和步骤的具体实施例。本领域内的普通技术人员从本发明的公开内容将容易理解，根据本发明可以使用执行与在此所述的相应实施例基本相同的功能或者获得与其基本相同的结果的、现有和将来要被开发的过程、设备、手段、方法或者步骤。因此，所附的权利要求旨在在它们的范围内包括这样的过程、设备、手段、方法或者步骤。

Claims

1.一种航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置，其特征在于：包括真空室，以及分别位于所述真空室内的低能电子枪、铝平板、收集电极、电位监测模块、第一开关和第二开关；

其中，

所述电位监测模块与所述铝平板相连，用于监测所述铝平板上的电位变化信息；

所述第一开关用于控制所述铝平板和所述被测航天器结构电位主动控制装置之间的通断，所述第一开关包括第一端和第二端，所述第一端与所述铝平板相连，且所述第二端与所述被测航天器结构电位主动控制装置相连；

所述第二开关用于将所述铝平板和所述被测航天器结构电位主动控制装置连接至所述真空室的地电位，所述第二开关包括第三端和第四端，所述第三端与所述真空室的地电位相连，所述第四端与所述第一开关的所述第一端相连。

2.根据权利要求1所述的航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置，其特征在于，还包括绝缘支架；

所述绝缘支架用于支撑所述铝平板。

3.根据权利要求1或2所述的航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置，其特征在于：

所述电位监测模块包括电位监测探头和电位监测器；

所述电位监测探头与所述铝平板相连，用于获取所述铝平板的电子数量变化信息；

所述电位监测器与所述电位监测探头相连，用于根据所述电子数量变化信息计算所述电位变化信息。

4.根据权利要求3所述的航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置，其特征在于，还包括真空计、真空机械泵和真空分子泵；

所述真空计用于测量所述真空室内的气压；

所述真空机械泵用于抽取所述真空室内的空气，使得所述真空室接近于真空状态；

所述真空分子泵用于抽取所述真空室内的空气，使得所述真空室内的气压从接近于真空状态变成真空状态。

5.一种基于如权利要求1-4任意一项的航天器结构电位主动控制装置的验证试验装置的验证试验方法，其特征在于，包括：

计算被测航天器结构电位主动控制装置的电位控制速率为

v = \frac{| U_{1} | - | U_{0} |}{t_{2} - t_{1}};

验证所述电流是否达到指标要求。

6.根据权利要求5所述的验证试验方法，其特征在于，还包括：

再次开启低能电子枪，在预定时间内，通过电位监测模块监测铝平板的电位变化。

7.根据权利要求5或6所述的验证试验方法，其特征在于，在所述“低能电子枪向铝平板发射小于100kev的电子，对铝平板进行充电”之前，还包括：

闭合第二开关；

打开真空计和真空机械泵，使得真空室气压降至1Pa以下；

打开真空分子泵，使得真空室气压降至1×10^-4Pa。

8.根据权利要求6所述的验证试验方法，其特征在于，还包括：

当真空室气压降至1×10^-4Pa之后，断开第二开关，并闭合第一开关，使得铝平板和被测航天器结构电位主动控制装置电连接。

9.根据权利要求5或6所述的验证试验方法，其特征在于，还包括：

关闭电子枪和被测航天器结构电位主动控制装置，断开第一开关，并闭合第二开关；

待铝平板电位为零时，关闭电位监测模块；

关闭真空计、真空分子泵；

关闭真空机械泵。