CN106927069B - 航天器电位自主控制膜结构 - Google Patents
航天器电位自主控制膜结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106927069B CN106927069B CN201710196530.1A CN201710196530A CN106927069B CN 106927069 B CN106927069 B CN 106927069B CN 201710196530 A CN201710196530 A CN 201710196530A CN 106927069 B CN106927069 B CN 106927069B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- film
- current potential
- membrane structure
- spacecraft
- autonomous control
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Critical Care (AREA)
- Emergency Medicine (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
本发明公开了一种航天器电位自主控制膜结构，基于碳纳米管的场致发射性能制成，所述控制膜结构由三部分组成，基板为金属膜，粘贴或压紧在金属膜上的电子发射层，电子发射层为碳纳米管浆料涂覆层或碳纳米管纸，其中电子发射层上设置有聚合物膜，聚合物膜为多孔膜，聚合物膜厚度在1μm‑1mm之间。本发明的膜结构简单，安装方便，直接贴附在航天器表面即可，在航天器电位达到一定值时自动开始发射电子，无需控制指令，也不需要提供电源系统。
Description
技术领域
本发明属于航天器空间环境防护技术研究领域，具体涉及一种航天器电位自主控制膜的结构。
背景技术
地磁暴和地磁亚暴期间，地球辐射带中能量大于1MeV电子通量大幅增加。这些电子穿透航天器的蒙皮，进入航天器内部，造成航天器结构电位快速下降，而航天器表面绝缘介质材料由于二次电子发射、光电子发射、离子吸收等原因，则会呈现相对于结构的正电位。当二者电位差达到一定值时就会引发静电放电(ESD)，击穿绝缘材料。这种充放电方式也是航天器充放电现象中产生危害最严重的一种方式在空间中航天器带电会有可能引发放电现象，导致航天器材料、器件损毁。
目前,航天器电位控制的主要方法之一就是发射带电粒子(包括电子和质子)(中国航天,2008,6:36,航天器表面电位的主动控制；真空与低温,2014,20(4):243,LEO大型载人航天器主动电位控制技术进展；航空学报,2016,37(5),大型低轨道载人航天器电位主动控制)。这种方法是利用粒子发射装置，通过指令控制喷射带电粒子降低航天器电位，从而将航天器电位保持在安全水平。由于需要指令命令粒子发射装置开始发射粒子，故又称为主动电位控制。目前航天器的主动电位控制，常用的、典型的有电子源和等离子体源两种。
电子源：发射电子，主要有热灯丝、空心阴极等，目前国际空间站上采用的电位控制设备等离子体接触单元(PCU)，就是利用空心阴极发射电子进行电位控制的。
离子源：发射正电离子，主要是将工质电离，形成离子流，发射出去。
由此可见，目前发射电子或者离子的电位控制方式，都属于主动电位控制方式，不仅需要控制系统，判断航天器电位状况，从而发射指令控制何时发射电子、离子，何时停止发射，而且需要耗费电能，设备相对沉重(公斤级)。
本发明基于先进纳米材料场致发射性能，提出一种可以在航天器发生带电时自主发射电子的电位控制膜的结构，该基于该结构的控制膜首先不需要发射指令，当航天器电位达到一定值时，可以自动发射电子，其次不需外加供电系统，能自主发射电子，降低航天器结构地与表面绝缘材料间的电压差，第三，该控制膜为一个薄膜，重量轻(十克量级)。因此，该技术为航天器提供更简单可靠的电位控制，保障航天器在轨安全。
发明内容
针对上述情况下航天器电位控制的需求，本发明提出了一种可以无功耗自主发射电子的控制膜结构。该电位控制膜结构不需要对航天器电位进行监控，而是当航天器结构与绝缘介质电位差达到一定数值时，自动开始发射电子，从而使得电位差一直处于发生放电现象阈值电位差之下，从而避免发生放电现象，保证航天器安全。该技术可以广泛应用于地球轨道航天器的电位控制。
本发明采用了如下的技术方案：
航天器电位自主控制膜结构，基于碳纳米管的场致发射性能制成，所述控制膜结构由三部分组成，基板为金属膜，金属膜厚度在100微米至5mm之间，更优选200微米至500微米，进一步优选300微米到450微米，粘贴或压紧在金属膜上的电子发射层，电子发射层为碳纳米管浆料涂覆层或碳纳米管纸，碳纳米管浆料涂覆层的厚度在50nm-1mm之间，优选100nm-1mm之间，更优选200nm-500nm之间，电子发射层上设置有聚合物膜，聚合物膜为多孔膜，中间孔为方形、圆形、三角形等，孔的边长在100nm-1mm之间，孔的间距在1μm-1mm之间，聚合物膜厚度在1μm-1mm之间，优选10μm-1mm之间,50μm-1mm之间，超出该范围也应在本专利保护范围内。
其中，金属膜选用铜箔或者铝箔。
其中，碳纳米管浆料涂覆层由碳纳米管浆料涂覆而成，所述碳纳米管浆料为单壁碳纳米管或多壁碳纳米管与银浆料的混合物，碳纳米管含量在1％-50％之间。
其中，聚合物膜可以为聚酰亚胺材料、含氟聚合物材料如聚四氟乙烯等。
进一步地，聚合物表面可以镀ITO膜，也可以不镀；
其中，电位自主控制膜的面积1mm2-1m2。
聚合物膜可选取单面压敏胶带，例如聚酰亚胺、聚四氟乙烯单面压敏胶带等，粘贴在导电膜上。
聚合物膜也可以利用液态聚合物，通过涂胶的方式，涂敷在导电膜上。
自主控制膜结构简单，为一个薄膜，安装方便，直接贴附在航天器表面即可。
自主控制膜可以在航天器电位达到一定值时(低于航天器发生放电的阈值)自动开始发射电子，无需控制指令。
自主控制膜发射电子不需要提供电源系统。
附图说明
图1a为本发明的航天器电位自主控制膜的俯视图。
图1b为本发明航天器电位自主控制膜的正视图。
图中：1.1-金属膜；1.2-碳纳米管膜；1.3-聚合物膜。
图2是控制膜发射电流随电位差变化的测量曲线。
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。
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明：
参见图1，图1a和图1b分别显示了本发明的航天器电位自主控制膜的俯视图和正视图，其中，该航天器电位自主控制膜是在金属膜1.1的上方设置电子发射层即碳纳米管膜1.2(纸)，接着在电子发射层上设置聚合物膜1.3而制成的，以下给出各种制备实施方式。
制备实施方式1碳纳米管纸粘贴在金属膜上的方式
将市购的单壁碳纳米管纸(厚度为100微米)，利用压印的方法粘在0.5mm厚的铜箔上，用一个有1mm孔洞的13μm厚聚酰亚胺膜(聚酰亚胺膜为市场购买，利用激光打孔，做出孔洞)做聚合物膜，孔洞在聚合物膜上形成4×4的阵列图形。
市场上购买0.5mm铜箔(1cm×1cm，其他膜的面积与之相配)，市场上购买单壁碳纳米管纸(厚度为100微米)，利用机械压印的方法，将单壁碳纳米管纸压在铜箔上。市购的13μm厚单面压敏聚酰亚胺膜，利用激光在膜上烧蚀出1mm孔洞，孔洞数量4×4个，形成方形阵列，再粘贴到碳纳米管纸上，从而得到了控制膜。
其中，单面压敏聚酰亚胺膜也可以是单敏压敏聚四氟乙烯膜，或者镀ITO单面压敏聚酰亚胺膜、镀ITO单敏压敏聚四氟乙烯膜等。
制备实施方式2碳纳米管纸粘贴在金属膜上的方式
将市购的多壁碳纳米管纸(厚度为100微米)，利用压印的方法粘在0.5mm厚的铜箔上，用一个有1mm孔洞的13μm厚聚酰亚胺膜(聚酰亚胺膜为市场购买，利用激光打孔，做出孔洞)做聚合物膜，孔洞在聚合物膜上形成4×4的阵列图形。
市场上购买0.5mm铜箔(1cm×1cm，其他膜的面积与之相配)，市场上购买多壁碳纳米管纸(厚度为100微米)，利用机械压印得方法，将多壁碳纳米管纸压在铜箔上。市场购买13μm厚单面压敏聚酰亚胺膜，利用激光在膜上烧蚀出1mm孔洞，孔洞数量4×4个，形成方形阵列，再粘贴到碳纳米管纸上，从而得到了控制膜
其中，单面压敏聚酰亚胺膜也可以是单敏压敏聚四氟乙烯膜，或者镀ITO单面压敏聚酰亚胺膜、镀ITO单敏压敏聚四氟乙烯膜等。
制备实施方式3碳纳米管浆料压印在金属膜上的方式
市场上购买0.5mm铜箔(1cm×1cm，其他膜的面积与之相配)，在市场上购买单壁碳纳米管，将其与导电银浆料(市场购买)按1：50混合，形成浆料，涂敷在铜箔上，厚度20微米。市场购买13μm厚单面压敏聚酰亚胺膜，利用激光在膜上烧蚀出1mm孔洞，孔洞数量4×4个，形成方形阵列，再粘贴到碳纳米管浆料涂覆层上，从而得到了控制膜。
其中，单面压敏聚酰亚胺膜也可以是单敏压敏聚四氟乙烯膜，或者镀ITO单面压敏聚酰亚胺膜、镀ITO单敏压敏聚四氟乙烯膜等。
制备实施方式4碳纳米管浆料压印在金属膜上的方式
市场上购买0.5mm铜箔(1cm×1cm，其他膜的面积与之相配)，在市场上购买多壁碳纳米管，将其与导电银浆料(市场购买)按1：50混合，形成浆料，涂敷在铜箔上，厚度20微米。市场购买13μm厚单面压敏聚酰亚胺膜，利用激光在膜上烧蚀出1mm孔洞，孔洞数量4×4个，形成方形阵列，再粘贴到碳纳米管浆料涂覆层上，从而得到了控制膜。
其中，单面压敏聚酰亚胺膜也可以是单敏压敏聚四氟乙烯膜，或者镀ITO单面压敏聚酰亚胺膜、镀ITO单敏压敏聚四氟乙烯膜等。
航天器在地磁亚暴期间，结构地与表面介质间电位可达数百伏至千伏，表面介质由于受空间等离子体、太阳光作用，电位相当于空间等离子体。因此，在地面模拟时，聚合物(镀ITO聚酰亚胺)表面施加空间电位，相当于正电极，金属膜施加航天器结构电位，相当于负电极。研究两者间电位差增加时是否有电子可以发射出来。
具体实施时，在聚合物表面连接正电极，金属箔连接负电极，通过升高电压，测量发射电流。图2是控制膜发射电流随电位差变化的测量曲线。根据图2，可以看出，当电压差达到200伏开始有发射电流，而且电压差越大，发射电流越大。由于地磁亚暴爆发期间，航天器结构地与绝缘聚合物之间的电压差可以达到数百伏至上千伏，因此，该控制膜可以发射电子起到电位控制的作用。
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 (8)
1.航天器电位自主控制膜结构，基于碳纳米管的场致发射性能制成，所述控制膜结构由三部分组成，基板为金属膜，金属膜厚度在100微米至5mm之间，粘贴或压紧在金属膜上的电子发射层，电子发射层为碳纳米管浆料涂覆层或碳纳米管纸，其中，碳纳米管浆料涂覆层或的厚度在50nm-1mm之间，碳纳米管纸的厚度为50微米-150微米，电子发射层上设置有聚合物膜，聚合物膜为多孔膜，孔的边长在100nm-1mm之间，孔的间距在1μm-1mm之间，聚合物膜厚度在1μm-1mm之间, 其中，聚合物膜为聚酰亚胺材料或含氟聚合物材料,含氟聚合物材料聚合物表面镀有ITO膜。
2.如权利要求1所述的航天器电位自主控制膜结构，其中，所述金属膜的厚度在200微米至500微米之间，碳纳米管浆料涂覆层的厚度在100nm-500nm之间。
3.如权利要求1所述的航天器电位自主控制膜结构，其中，所述金属膜的厚度在300微米到450微米之间，聚合物膜的厚度在10μm-1mm之间。
4.如权利要求1-3任一项所述的航天器电位自主控制膜结构，其中，中间孔为方形、圆形和/或三角形。
5.如权利要求1-3任一项所述的航天器电位自主控制膜结构，其中，金属膜选用铜箔或者铝箔。
6.如权利要求1-3任一项所述的航天器电位自主控制膜结构，其中，碳纳米管浆料涂覆层由碳纳米管浆料涂覆而成，所述碳纳米管浆料为单壁碳纳米管或多壁碳纳米管与银浆料的混合物，碳纳米管含量在1%-50%之间。
7.如权利要求1-3任一项所述的航天器电位自主控制膜结构，其中，含氟聚合物材料为聚四氟乙烯。
8.如权利要求1-3任一项所述的航天器电位自主控制膜结构，其中，电位自主控制膜的面积1mm2-1m2。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710196530.1A CN106927069B (zh) | 2017-03-29 | 2017-03-29 | 航天器电位自主控制膜结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710196530.1A CN106927069B (zh) | 2017-03-29 | 2017-03-29 | 航天器电位自主控制膜结构 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN106927069A CN106927069A (zh) | 2017-07-07 |
| CN106927069B true CN106927069B (zh) | 2019-10-08 |
Family
ID=59426099
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710196530.1A Active CN106927069B (zh) | 2017-03-29 | 2017-03-29 | 航天器电位自主控制膜结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN106927069B (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111776253B (zh) * | 2020-07-20 | 2022-03-22 | 北京卫星环境工程研究所 | 利用空间等离子体的航天器推进膜结构及其制备方法 |
| CN115679261A (zh) * | 2022-09-28 | 2023-02-03 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种控制航天器电位的电子发射膜及其制备方法与应用 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009104916A (ja) * | 2007-10-24 | 2009-05-14 | Canon Inc | 電子放出素子、電子源、画像表示装置および電子放出素子の製造方法 |
| CN101466252B (zh) * | 2007-12-21 | 2011-11-30 | 清华大学 | 电磁屏蔽层及其制备方法 |
| CN102774511A (zh) * | 2012-08-03 | 2012-11-14 | 北京卫星环境工程研究所 | 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 |
| CN105235918A (zh) * | 2014-07-11 | 2016-01-13 | 中国科学院空间科学与应用研究中心 | 一种卫星表面充电控制装置 |
| CN105460238B (zh) * | 2014-09-05 | 2017-08-11 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种航天器表面电位主动控制系统 |
| US10265930B2 (en) * | 2015-01-12 | 2019-04-23 | The Boeing Company | Spacecraft and spacecraft protective blankets |
-
2017
- 2017-03-29 CN CN201710196530.1A patent/CN106927069B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN106927069A (zh) | 2017-07-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106927069B (zh) | 航天器电位自主控制膜结构 | |
| TWI469428B (zh) | 集流體、電化學電池電極及電化學電池 | |
| CN102481974B (zh) | 具有图案化识别层的防雷板 | |
| US9099689B2 (en) | Method for making current collector | |
| TWI606634B (zh) | 集流體、電化學電池電極及電化學電池 | |
| US11894542B2 (en) | Method for manufacturing all-solid-state battery | |
| KR19980064085A (ko) | 리튬이온 2차전지 및 그 제조방법 | |
| CN103600854B (zh) | 利用空间等离子体和磁场作用的航天器助推系统 | |
| Yong et al. | Wearable textile power module based on flexible ferroelectret and supercapacitor | |
| EP0995676B1 (en) | Passive electrical grounding of a spacecraft to the ambient plasma environment | |
| KR20230042130A (ko) | 에너지 수집 | |
| CN107634279B (zh) | 一种锂电池在轨热控装置 | |
| CN104471754A (zh) | 一种设备及关联方法 | |
| JP2014036221A (ja) | 大気中の静電気エネルギーを貯蔵するためのエネルギー貯蔵システム | |
| CN111776253B (zh) | 利用空间等离子体的航天器推进膜结构及其制备方法 | |
| US6084767A (en) | Ultracapacitor separator | |
| CN106542122B (zh) | 一种三环真空弧推力器 | |
| Estes et al. | Performance of bare-tether systems under varying magnetic and plasma conditions | |
| CN207864879U (zh) | 一种冬季油气输送伴热保温装置 | |
| US6545853B1 (en) | Alternate grounding method | |
| CN107946523A (zh) | 一种锂离子电池用基膜层结构及制备方法 | |
| CN106683955B (zh) | 航天器无功耗自适应电位控制器及其制造方法 | |
| CN106684235A (zh) | 空间用太阳辐射发电材料多孔结构及其器件和制造方法 | |
| JP2011077279A (ja) | 蓄電源 | |
| Cornogoluba et al. | Design of a Rigid Boom Electro-Dynamic/Drag Sail (RBEDDS) De-orbiting System |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |