CN107992150A - 航天器表面悬浮电位超级电容控制方法 - Google Patents

航天器表面悬浮电位超级电容控制方法 Download PDF

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彭忠
刘庆海
李�昊
李涛
徐焱林
王俊峰
彭毓川
郑慧奇
丁亮
唐振宇
葛丽丽
周靖恒
马青永
任琼英
赵华
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    • G05F1/10—Regulating voltage or current
    • G05F1/625—Regulating voltage or current wherein it is irrelevant whether the variable actually regulated is ac or dc

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Abstract

本发明公开了一种航天器表面悬浮电位超级电容控制方法，其特征在于，航天器表面与结构地之间的电容并联设置一超级电容器，利用超级电容器的电容远大于航天器表面与结构地之间的电容，从而将航天器表面悬浮电位控制在安全范围内。利用本发明的方法，可以有效控制和减缓航天器表面悬浮电位变化，与传统的等离子体喷射电位控制技术相比，具有无工质损耗和功耗，可长期在轨工作运行的优点。

Description

航天器表面悬浮电位超级电容控制方法
技术领域
本发明专利属于航天器悬浮电位控制技术领域，具体涉及一种利用超级电容技术来控制航天器悬浮电位的技术。
背景技术
航天器在太空运行过程中，与周围空间等离子体和光电效应等综合作用下，会在航天器表面沉积电荷，形成与背景等离子体环境不同的悬浮电位，即充电的现象。由于航天器本身的电容值非常小，并且电子速度要远大于离子速度，因此航天器带电水平主要取决于环境等离子体的电子温度。美国NOAA研究表明，在地球空间环境中航天器普遍存在表面充电现象，并且在4-7Re(地球半径)区域最强，例如据同步轨道的风云四卫星的最新观测数据发现，最高可达上万伏。
航天器表面充电具有多方面的危害。首先，当航天器表面充电到高电位时，可以引发静电放电(ESD)，静电放电能够损坏表面材料的性能，放电产生的瞬时电磁信号会耦合到航天器的电子设备中，能产生从逻辑开关到整个系统失灵的破坏。多个放电发生时，会造成航天器的扭转和摆动，严重时可导致航天器运行的失败(Robinson Jr,1989)。其次，悬浮电位会与周围等离子体相互作用，干扰航天器上测量载荷的测量精度和测量范围，从而影响科学测量的准确性和可靠性。例如，假设航天器相对背景等离子体环境带有-100V的悬浮电位，能量低于100eV的电子就无法抵达卫星，从而无法被卫星携带的探测载荷所监测到，另一方面能量低于100eV的正离子，则会被卫星的悬浮电位加速，并被探测载荷观测，导致最终探测载荷对于能量低于100eV的电子和离子观测数据与空间等离子体环境的真实情况出现误差。
目前国际上普遍采用喷出等离子体来进行主动电位控制。例如早期前苏联的货运飞船采用脉冲等离子体喷射器(PPT)作为货运飞船电位主动控制的等离子体源。国际货运飞船(ISS)上采用的是基于等离子体接触器(Plasma contactor)的主动电位控制措施，等离子体接触器的核心单元是空心阴极放电管。最近，我国神舟货运飞船上采用了螺旋波放电等离子体喷射，并成功进行了在轨主动电位控制试验。
以国际货运飞船为例，采用的高压电池阵是160V，航天器结构体与电池阵负端连接。假设起始时电池阵中点为零电位(图1)，则正偏压部分的暴露导体从周围等离子体环境中收集电子，而负偏压部分收集离子。由于电子电流密度远远大于离子电流密度：
Ie>>Ii
结果使得电池阵负偏压部分面积远大于正偏压部分，才能保证航天器表面发射的光电子、空间等离子体电子和离子的总电流和为零Iph+Ie+Ii+Ia＝0从而达到平衡状态，如图1所示。当达到充电平衡时，大约90％的太阳帆板悬浮于负电位，连接于电池阵负端的结构体可能处于-140V左右的悬浮电位。
以上是国际货运飞船早期的分析结果，实际观测及研究表明，决定航天器最终结构体悬浮电位的因素比较复杂。一方面，结构体带电不仅取决于太阳帆板上的暴露导体面积，结构体桁架上的暴露导体面积也有贡献；其次，电池阵上玻璃盖片缝隙的暴露导体在收集电子时存在堵塞效应，不能有效地收集电子；另外，货运飞船上还存在其他多种带电机理，如切割磁力线带电等。然而，如何能够在空间环境中控制好航天器的悬浮电位始终是难以解决的技术问题。
发明内容
由于空间等离子体和光电效应与航天器相互作用，使得航天器在轨工作期间，会产生一个相对周围等离子体的结构悬浮电位(风云四卫星监测到可达上万伏的负电位)，由此可引起：
a.航天器表面充放电风险；
b.干扰探测载荷的科学数据监测；
c.太阳帆板性能下降及损坏；
d.交会对接产生的静电放电及电位波动；
e.表面材料的性能退化损伤；
f.造成航天器内电子设备的干扰。
基于此，本发明的发明据地在于提供一种航天器表面悬浮电位超级电容控制方法，其特征在于，航天器表面与结构地之间的电容并联设置一超级电容器，利用超级电容器的电容远大于航天器表面与结构地之间的电容，从而将航天器表面悬浮电位控制在安全范围内。
其中，超级电容为等效电容在500F，优选1000F以上量级的电容。
利用本发明的方法，可以有效控制和减缓航天器表面悬浮电位变化，与传统的等离子体喷射电位控制技术相比，具有无工质损耗和功耗，可长期在轨工作运行的优点。
附图说明
图1为现有技术中国际空间站结构体带电情况示意图；
图2是本发明的航天器表面悬浮电位超级电容控制方法实现过程示意图；
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明，但这仅仅是示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。
参见图2，图2显示了本发明的航天器表面悬浮电位超级电容控制方法实现过程示意图。其中，通过在地面进行航天器在空间环境下放电变化的验证试验，即在真空环境中将航天器等效模拟为接收板，其同样设置在真空等离子体环境中，将接收板与接地线之间设置模拟电容器C0，并通过并联设置超级电容C1，增大航天器的等效电容(超级电容器的电容1000F)，由电容器各参量的关系式可知同样充电量，电压上升幅度大幅减小，迫使空间环境等离子体对航天器充电效应的减弱，增加卫星表面与结构地之间的电容量，延长充电时间和限制充电电压幅度，实现对航天器悬浮电位的控制。具体来说，电容C0模拟航天器表面与结构地的电容，C0取1μF(太阳帆板面积、暴露导体面积来计算航天器结构电容)。超级电容为C1取1000F，与电容C0(航天器结构地)并连。当航天器没有与超级电容并联时，模拟空间环境的等离子体喷向真空罐中的面板，会带动模拟航天器的电容电极电位迅速上升。当航天器与超级电容并联时，模拟空间环境的等离子体喷向真空罐中的面板，模拟航天器的电容电极电位基本保持不变。继电器开关K用于在不同的连接状态间进行切换。
其中，超级电容电位控制原理如下：
通过在航天器上携带超级电容，增加航天器的等效电容值来降低和减缓航天器的悬浮电位变化。下面是电容器各参量的关系式，
假设航天器的等效电容C增大到1000F，航天器裸露表面积为1m2，则航天器悬浮电位上升1V，所需的电量Q＝1000C，假设空间等离子体温度为100eV(速度约为6×105m/s)，密度为1012m-3，等效电容充满所需时间约为104s，即接近3小时。事实上，在电离层电子密度极大值区域，如白天290km高度的电子密度可以达到1012m-3的密度，但电离层电子的温度无论如何达不到100eV，其只有0.1—0.2eV。在较低电子温度的条件下，对于1000F的超级电容器其充电时间可大幅延长，对控制电位具有正面的意义。
本发明的航天器悬浮电位控制方法，是确保后续航天器自身安全运行，及相关搭载载荷对空间环境准确监测的必要措施。本发明通过增加超级电容，致力于提高航天器的总电容，从而减弱空间环境等离子体对卫星充电过程中，照成航天器自身悬浮电位的快速变化，最终实现对航天器本身电位的有效控制，为航天自身安全运行和其搭载的科学探测载荷有效观测，提供技术支撑。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，相关技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

Claims (3)

1.航天器表面悬浮电位超级电容控制方法，其特征在于，航天器表面与结构地之间的电容并联设置一超级电容器，利用超级电容器的电容远大于航天器表面与结构地之间的电容，从而将航天器表面悬浮电位控制在安全范围内。
2.如权利要求1所述的超级电容控制方法，其特征在于，超级电容为等效电容在500F以上的电容。
3.如权利要求2所述的超级电容控制方法，其特征在于，超级电容为等效电容在1000F以上的电容。
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