CN103786904A - 航天器结构电位主动控制系统及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器结构电位主动控制系统及控制方法，该控制系统包括：结构电位监测探头，用于获取航天器结构电位，并实时传回地面；空心阴极，用于发射电子束流；电源单元，用于将航天器一次母线供电转换成空心阴极运行所需的电压，然后分别供给空心阴极、控制单元和贮供单元；贮供单元，用于提供空心阴极工作所需的工质供应；控制单元，用于采集电位监测信号，提供空心阴极工作所需的供电及供气条件，所述控制单元通过信号线路分别与结构电位监测探头、电源单元和贮供单元连接。本发明采用空心阴极外加阳极发射电子的方法，可以快速降低航天器结构电位；将航天器结构电位保持在0～-5V；且平均功耗小，寿命长，工作稳定性高。

Description

航天器结构电位主动控制系统及控制方法

技术领域

本发明涉及航天器空间环境效应防护领域，具体涉及一种航天器结构电位主动控制系统及控制方法。

背景技术

航天器在轨运行期间与空间等离子体相互作用会造成结构电位漂移，对地电位稳定性要求较高的测量和测控设备将受到影响。通过主动向空间发射电子的方法，可以有效控制航天器结构电位，保证其在航天器设计要求范围内。

航天器结构电位的控制系统必须满足以下三个条件：

（1）发射电流I_beam足够大，能够使航天器结构电位在短时间内迅速降低；

（2）功耗小，不影响航天器正常工作；

（3）寿命长，能够满足航天器在轨持续工作几年甚至十几年，连续点火上千次的需求。

现有的控制系统不能很好的满足上述要求。

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。

本发明实施例的目的是针对上述现有技术的缺陷，提供一种平均功耗小，寿命长，工作稳定性高的航天器结构电位主动控制系统。

本发明还提供一种航天器结构电位主动控制方法。

为了实现上述目的，本发明采取的技术方案是：

一种航天器结构电位主动控制系统，包括：

结构电位监测探头，用于获取航天器结构电位，并实时传回地面，所述结构电位监测探头安装在航天器结构表面，并与航天器结构地连接；

空心阴极，用于发射电子束流，所述空心阴极通过气路与贮供单元连接，所述空心阴极通过电路与电源单元连接；

电源单元，用于将航天器一次母线供电转换成空心阴极运行所需的电压，然后分别供给空心阴极、控制单元和贮供单元；

贮供单元，用于提供空心阴极工作所需的工质供应，所述贮供单元通过电源线路与电源单元连接；

控制单元，用于采集电位监测信号，协调贮供单元及电源单元工作，提供空心阴极工作所需的供电及供气条件，从而完成航天器结构电位控制，所述控制单元通过信号线路分别与结构电位监测探头、电源单元和贮供单元连接。

本发明还提供一种航天器结构电位主动控制方法，包括以下步骤：

（1）通过结构电位监测探头获取航天器结构电位，并将电位监测结果实时传回地面；

（2）根据任务需求和电位监测结果判断是否开启电位控制系统，如需开启，则上传开机指令；

（3）接收到开机指令后，控制单元控制电源单元中的加热电源供电，给空心阴极预热；

（4）然后，控制单元控制贮供单元供气，同时控制电源单元中点火单元和阳极电源供电，空心阴极发射电子；

（5）最后，控制单元对航天器结构电位测量结果进行判断，如小于预设值则停止工作，如大于预设值，则执行步骤（4）。

本发明采用空心阴极外加阳极发射电子的方法，具有以下优点：

①可以快速降低航天器结构电位；

②可以将航天器结构电位保持在0～-5V；

③平均功耗小，寿命长，工作稳定性高。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的航天器结构电位主动控制系统组成示意图；

图2为本发明实施例提供的结构电位监测探头的示意图；

图3为本发明实施例提供的空心阴极的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的电源单元组成示意图；

图5为本发明实施例提供的贮供单元组成示意图；

图6为本发明实施例提供的控制单元组成示意图；

图7为本发明实施例提供的航天器结构电位主动控制方法的流程图。

附图标记：

1-结构电位监测探头，10-电位传感头，11-信号调理模块；

2-空心阴极，20-充气室，21-热子，22-阴极，23-喷嘴，24-阳极，25-电离室；

3-电源单元，30-滤波电路，31-阳极电源，32-点火电源，33-加热电源；

4-贮供单元，40-高压贮气模块，41-减压模块，42-流量调节模块；

5-控制单元，50-电源模块，51-处理器模块，52-阀门驱动模块，53-温度调节模块，54-电源控制模块，55-信号检测模块，56-遥测模块，57-通讯模块；

6-卫星电位控制单元；

7-预测处理设备；

8-一次母线供电；

9-开关机控制设备；

12-遥测处理设备；

13-通讯总线；

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

参见图1，一种航天器结构电位主动控制系统，包括：

结构电位监测探头1，用于获取航天器结构电位，并实时传回地面，所述结构电位监测探头安装在航天器结构表面，并与航天器结构地连接；

空心阴极2，用于发射电子束流，空心阴极2通过气路与贮供单元4连接，空心阴极2通过电路与电源单元3连接；

电源单元3，用于将航天器一次母线供电转换成空心阴极运行所需的电压，然后分别供给空心阴极2、控制单元5和贮供单元4；

贮供单元4，用于提供空心阴极2工作所需的工质供应，贮供单元4通过电源线路与电源单元3连接；

控制单元5，用于采集电位监测信号，协调贮供单元及电源单元工作，提供空心阴极3工作所需的供电及供气条件，从而完成航天器结构电位控制，控制单元5通过信号线路分别与结构电位监测探头1、电源单元2和贮供单元4连接。

本发明利用发射电子方法控制航天器结构电位，能够快速降低航天器结构电位。

参见图2，结构电位监测探头1包括电位传感头10和信号调理模块11，信号调理模块11连接电位传感头10，信号调理模块11用于连接卫星电位控制单元6。

本发明结构电位监测探头安装于卫星表面并与结构地通过高阻连接，通过信号线与卫星电位控制单元相连，结构电位监测探头负责完成卫星悬浮电位传感，并将传感信号变换为卫星电位主动控制系统规定的模拟信号，卫星电位控制单元通过对其提供的传感信号检测，最终计算获得整星绝对电位，测量结果通过遥测模块传回地面为主动电位控制提供依据。

参见图3，空心阴极2包括充气室20、热子21、阴极22、喷嘴23、阳极24及电离室25，充气室20与电离室25一侧相通，电离室25另一侧的内部设有喷嘴23，电离室25内部的上下两端设有阴极22，电离室25外部的上下两端设有热子21，电离室25的外部设有与阴极22相对应的阳极24，充气室20连接贮供单元，阴极22与阳极24连接电源单元。

本发明空心阴极负责完成卫星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。

参见图4，电源单元3包括滤波电路30、阳极电源31、点火电源32、加热电源33，滤波电路30分别连接阳极电源31、点火电源32及加热电源33，阳极电源31、点火电源32及加热电源33并联后，一端用于与卫星电位控制单元6相连，另一端与空心阴极2相连，滤波电路30分别连接控制单元和贮供单元。

本发明电源单元主要功能是将航天器一次母线供电转换成空心阴极运行所需的各种电压，然后分别供给空心阴极、控制单元和贮供单元，其具体功能说明如下：

a.将航天器一次母线供电变换为电位主动控制器所需的3路供电；

b.提供各路供电输出的电压和电流遥测接口，控制单元对其供电输出状态进行监控；

c.具备一次母线的短路保护及浪涌抑制功能；

d.具备各路供电独立的加断电控制功能。

参见图5，贮供单元4包括依次连接的高压贮气模块40、减压模块41与流量调节模块42，流量调节模块42连接空心阴极2，高压贮气模块40、减压模块41与流量调节模块42分别用于与卫星电位控制单元6相连，高压贮气模块40用于连接预测处理设备7，高压贮气模块40分别连接电源单元和控制单元。

本发明贮供单元负责提供空心阴极工作所需的工质供应，通过气路与空心阴极连接，通过信号线路与控制单元连接，通过电源线路与电源单元连接。

参见图6，控制单元5包括电源模块50和处理器模块51；

处理器模块51通过总线分别连接阀门驱动模块52、温度调节模块53、电源控制模块54、信号检测模块55、通讯模块57和遥测模块56，遥测模块56连接电源控制模块54、阀门驱动模块52、通讯模块57和信号检测模块55，通讯模块57连接信号检测模块55、阀门驱动模块52和电源控制模块54，阀门驱动模块52连接温度调节模块53、电源控制模块54和信号检测模块55，温度调节模块53连接电源控制模块54和信号检测模块55，电源控制模块54连接信号检测模块55；

电源模块50用于为各模块供电，电源模块50分别连接处理器模块51、阀门驱动模块52、温度调节模块53、电源控制模块54、信号检测模块55、遥测模块56和通讯模块57；

电源模块50用于连接一次母线供电8和开关机控制设备9；

遥测模块56用于连接遥测处理设备12；

通讯模块57用于连接通讯总线13。

结构电位监测探头1连接电源模块50、处理器模块51、遥测模块56、通讯模块57、阀门驱动模块52、温度调节模块53、电源控制模块54和信号检测模块55，电源单元3连接信号检测模块55；贮供单元4连接阀门驱动模块52、温度调节模块53和信号检测模块55。

本发明控制单元与结构电位监测探头、电源单元和贮供单元通过信号线路连接，负责采集电位监测信号，协调贮供单元及电源单元工作，提供空心阴极工作所需的供电及供气条件，从而完成航天器结构电位控制，同时通过与航天器上其他设备之间的通讯总线、开关机及一次母线供电接口，实现电位控制系统与航天器之间的供电、数据交换及开关机和状态信息交换。

控制单元主要功能如下：

a协调电位主动控制系统内部的电源单元与贮供单元工作，从而通过空心阴极发射束流完成卫星电位的主动控制；

b通过通讯总线实现电位主动控制系统与航天器上其他设备的数据交换，从而完成卫星电位主动控制系统控制及状态检测；

c提供结构电位监测探头供电，并完成结构电位监测探头输出的航天器结构电位表征信号的测量及数据处理，从而获取航天器绝对电位数据；

d通过控制贮供单元阀门通断，实现电位主动控制器工质输出及关断，并通过对贮供单元内部部件温度及压力控制完成其输出流量的调节，从而提供空心阴极稳定的工质供应；

e通过控制电源单元各组成模块的协调动作，从而提供等空心阴极不同工况下的供电需求，从而为空心阴极工作提供稳定的供电；

f通过控制系统内部的一次母线开关机接口，航天器加断电装置完成航天器电位主动控制系统开关机操作；

g提供主动电位控制系统相关的遥测信号。

本发明还提供一种航天器结构电位主动控制方法，包括以下步骤：

参见图7，S101：获取结构电位：

通过结构电位监测探头获取航天器结构电位，并将电位监测结果实时传回地面；

S102：地面上传工作指令：

根据任务需求和电位监测结果判断是否开启电位控制系统，如需开启，则上传开机指令；

S103：空心阴极预热：

接收到开机指令后，控制单元控制电源单元中的加热电源供电，给空心阴极预热；

S104：空心阴极发射电子：

然后，控制单元控制贮供单元供气，同时控制电源单元中点火单元和阳极电源供电，空心阴极发射电子；

S105：结构电位小于预设值：

最后，控制单元对航天器结构电位测量结果进行判断，如小于预设值则停止工作，如大于预设值，则执行步骤S104。

S106：关闭电位控制系统

结构电位达到调节要求，则关闭电位控制系统。如需要再调节时，重复步骤S101。

进一步的，空心阴极预热的时间为4-8分钟。优选地，空心阴极预热的时间为6分钟。

预热时间越短越节省工质气体，但点火成功率越低，为了兼顾工质气体的利用率和保证点火成功率，通过分析多次地面试验结果后选择6分钟，既节省工质气体，又保证了点火成功率。

本发明提出一种基于空心阴极外加阳极发射电子的航天器结构电位主动控制系统，可通过发射几安培量级的电子束流，将航天器结构电位控制在预定范围内。

本发明的航天器结构电位控制系统的工作原理：

航天器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，一般情况下，结构电位为负电位。通过结构电位监测探头可以实时监测航天器结构电位，监测结果通过控制单元的遥测模块可以返回地面，根据实际需要，地面通过遥测信号控制航天器结构电位控制系统开始工作。控制单元受到地面工作指令后，控制电源单元加热电源供电，空心阴极预热，预热6分钟控制贮供单元供气，点火电源供电，空心阴极开始电离工质气体，阳极电源供电，将等离子体中的电子引出并发射到空间中，空心阴极向航天器周围发射的电子，在航天器表面负电位的排斥下，将远离航天器表面，由于空心阴极的阴极与航天器结构地相连，因此，通过发射电子，可以快速降低航天器结构地电位。然后控制单元根据结构电位监测探头的监测数据判断是否停止工作。

在本发明上述各实施例中，实施例的序号仅仅便于描述，不代表实施例的优劣。对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：只读存储器（Read-Only Memory，简称ROM）、随机存取存储器（Random Access Memory，简称RAM）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

在本发明的装置和方法等实施例中，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。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。

最后应说明的是：虽然以上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 (9)

1.一种航天器结构电位主动控制系统，其特征在于，包括：

结构电位监测探头，用于获取航天器结构电位，并实时传回地面，所述结构电位监测探头安装在航天器结构表面，并与航天器结构地连接；

空心阴极，用于发射电子束流，所述空心阴极通过气路与贮供单元连接，所述空心阴极通过电路与电源单元连接；

电源单元，用于将航天器一次母线供电转换成空心阴极运行所需的电压，然后分别供给空心阴极、控制单元和贮供单元；

贮供单元，用于提供空心阴极工作所需的工质供应，所述贮供单元通过电源线路与电源单元连接；

控制单元，用于采集电位监测信号，协调贮供单元及电源单元工作，提供空心阴极工作所需的供电及供气条件，从而完成航天器结构电位控制，所述控制单元通过信号线路分别与结构电位监测探头、电源单元和贮供单元连接。

2.根据权利要求1所述的航天器结构电位主动控制系统，其特征在于，所述结构电位监测探头包括电位传感头和信号调理模块，所述信号调理模块连接电位传感头，所述信号调理模块用于连接卫星电位控制单元。

3.根据权利要求1所述的航天器结构电位主动控制系统，其特征在于，所述空心阴极包括充气室、热子、阴极、喷嘴、阳极及电离室，所述充气室与所述电离室一侧相通，所述电离室另一侧的内部设有喷嘴，所述电离室内部的上下两端设有阴极，所述电离室外部的上下两端设有热子，所述电离室的外部设有与所述阴极相对应的阳极，所述充气室连接所述贮供单元，所述阴极与阳极连接所述电源单元。

4.根据权利要求1所述的航天器结构电位主动控制系统，其特征在于，所述电源单元包括滤波电路、阳极电源、点火电源、加热电源，所述滤波电路分别连接阳极电源、点火电源及加热电源，所述阳极电源、点火电源及加热电源并联后，一端用于与卫星电位控制单元相连，另一端与空心阴极相连，所述滤波电路分别连接控制单元和贮供单元。

5.根据权利要求1所述的航天器结构电位主动控制系统，其特征在于，所述贮供单元包括依次连接的高压贮气模块、减压模块与流量调节模块，所述流量调节模块连接空心阴极，所述高压贮气模块、减压模块与流量调节模块分别用于与卫星电位控制单元相连，所述高压贮气模块用于连接预测处理设备，所述高压贮气模块分别连接电源单元和控制单元。

6.根据权利要求1-5任一项所述的航天器结构电位主动控制系统，其特征在于，所述控制单元包括电源模块和处理器模块；

所述处理器模块通过总线分别连接阀门驱动模块、温度调节模块、电源控制模块、信号检测模块、通讯模块和遥测模块，所述遥测模块连接电源控制模块、阀门驱动模块、通讯模块和信号检测模块，所述通讯模块连接信号检测模块、阀门驱动模块和电源控制模块，所述阀门驱动模块连接温度调节模块、电源控制模块和信号检测模块，所述温度调节模块连接所述电源控制模块和信号检测模块，所述电源控制模块连接信号检测模块；

所述电源模块连接处理器模块、阀门驱动模块、温度调节模块、电源控制模块、信号检测模块、通讯模块和遥测模块；

所述电源模块用于连接一次母线供电和开关机控制设备；

所述遥测模块用于连接遥测处理设备；

所述通讯模块用于连接通讯总线；

所述结构电位监测探头连接电源模块、处理器模块、遥测模块、通讯模块、阀门驱动模块、温度调节模块、电源控制模块和信号检测模块，所述电源单元连接信号检测模块；所述贮供单元连接阀门驱动模块、温度调节模块和信号检测模块。

7.一种航天器结构电位主动控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

（1）通过结构电位监测探头获取航天器结构电位，并将电位监测结果实时传回地面；

（2）根据任务需求和电位监测结果判断是否开启电位控制系统，如需开启，则上传开机指令；

（3）接收到开机指令后，控制单元控制电源单元中的加热电源供电，给空心阴极预热；

（4）然后，控制单元控制贮供单元供气，同时控制电源单元中点火单元和阳极电源供电，空心阴极发射电子；

（5）最后，控制单元对航天器结构电位测量结果进行判断，如小于预设值则停止工作，如大于预设值，则执行步骤（4）。

8.根据权利要求7所述的航天器结构电位主动控制方法，其特征在于，所述空心阴极预热的时间为4-8分钟。

9.根据权利要求7所述的航天器结构电位主动控制方法，其特征在于，所述空心阴极预热的时间为6分钟。

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