CN108120889A - 激光驱动飞片诱发放电效应试验系统及试验方法 - Google Patents

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徐坤博
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Abstract

本发明公开了一种激光驱动飞片诱发放电效应试验系统，包括激光器系统、飞片靶速度测试系统和真空室系统，所述飞片靶速度测试系统包括用于接收第一分光镜的折射激光的第一光电探头、用于发出测束激光的第二光电探头以及与第一光电探头和第二光电探头通信连接的数字示波器。此外，本发明还公开了一种激光驱动飞片诱发放电效应试验方法。本发明利用激光驱动飞片诱发放电效应装置有效模拟空间微小碎片撞击诱发的放电效应，并实现对航天器外露材料或部组件在充电状态下经受微小碎片撞击发生的效应或现象的有效评估。

Description

激光驱动飞片诱发放电效应试验系统及试验方法
技术领域
本发明涉及一种激光驱动飞片诱发放电效应试验系统，属于空间环境效应试验技术领域。
背景技术
卫星带电效应又称充放电效应，是指卫星与空间等离子体和高能电子等环境相互作用而发生的静电电荷积累及泄放过程，分为表面充放电效应和内带电效应。表面充放电效应是指卫星与空间环境相互作用下，电荷在卫星表面材料中积累和泄放的过程。航天器在轨运行期间，将处于低能等离子体环境的包围之中，其主要成分为低能电子和质子，主要来源于日冕物质抛射的太阳风。等离子体的粒子通量、能量等于太阳活动、光照、地球磁场、轨道空间位置等相关。等离子体环境将于航天器的表面材料相互作用，使航天器表面积累电荷。由于卫星的表面材料的介电性能、几何形状等不同，从而引起卫星表面之间、表面与深层之间、表面与卫星地之间产生表面电位差，当这个电位差达到一定的量值后，将会以电晕、击穿等发生放电，或者通过卫星结构、接地系统将放电电流耦合到卫星电子系统中，导致发生电路故障，威胁卫星安全。空间碎片撞击太阳电池同样会产生等离子体，同样会造成机械损伤。当撞击产生的等离子体密度较大时，在太阳电池自身电压作用下，等离子体和电池之间形成一个较强的电场，将直接导致电池电压下降，影响电池的输出功率。同样，等离子体放电可能会诱发卫星组件发生介质击穿，对于太阳电池阵而言，可能出现作为太阳电池片和碳纤维蜂窝板之间绝缘介质的Kapton膜被击穿的情况。激光驱动飞片方法是二十世纪八十年代末迅速发展起来的一种新型动高压加载技术。激光驱动飞片方法的原理如图1所示，在透明约束基底材料1上粘接或淀积一层金属或非金属薄膜2，制备成飞片靶，一束高强度脉冲激光3通过凸透镜4汇聚，透过基底材料入射到薄膜表面，使薄膜内表面瞬间蒸发、气化和电离，产生高温高压的等离子体5。等离子体产生的高压冲击波作用在入射区前面的薄膜上，将剩余薄膜剪切下来，并以高速驱动出去，形成超高速飞片6。激光驱动飞片是一项发射速度高且可以发射微小飞片的方法，可很好的应用于空间微小碎片的模拟，而且既可用于单次撞击效应分析，同时也可以进行累积撞击效应研究。国外已经将这一技术的发射速度提高到23km/s，国内的最高速度是中国空间技术研究院发射的13km/s。与其它技术相比，其特点是结构简单、成本较低、容易与试验容器接口、容易与其它环境因素一起组成综合环境模拟设备、没有化学污染和电磁干扰、便于试验过程的参数测量和试验结果的分析评价。然而，目前还没有一套完整的激光驱动飞片诱发放电效应试验的系统。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明的目的是提供一种激光驱动飞片诱发放电效应试验系统及其试验方法。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的。
激光驱动飞片诱发放电效应试验系统，包括激光器系统、飞片靶速度测试系统和真空室系统，所述激光器系统包括激光器、第一分光镜、第二分光镜、接收第二分光镜的折射激光的激光能量计、扩束镜和聚焦透镜；所述飞片靶速度测试系统包括用于接收第一分光镜的折射激光的第一光电探头、用于发出测束激光的第二光电探头以及与第一光电探头和第二光电探头通信连接的数字示波器；所述真空室系统包括其前部下方的用于为航天器充电样品充电的电子枪、其前部上方的撞击过程摄像系统、其上部的撞击成分实时分析系统和放电脉冲检测系统、后部上方的真空抽气系统、后部下方的温度控制系统、以及腔室内的飞片靶和样品台，其特征在于飞片靶与样品台平行且中心线在同一直线上。
其中，飞片靶包括单膜结构和多膜结构，所述单膜结构将金属薄膜直接与玻璃基底材料粘接在一起，而所述多膜结构还包括用于吸收激光的特定的烧蚀涂层和保护飞片材料的隔热材料。
其中，飞片靶通过在石英基底上镀铝膜的方式制备，铝膜的厚度一般为1到3微米。
其中，温度控制系统通过热沉制冷系统控制温度为室温(通常为25℃)或者某一低温。
其中，电子枪的能量范围为5到50keV，通常可选用10keV或者30keV。
其中，飞片靶测试系统的测试速度范围为2到25km/s。
激光驱动飞片诱发放电效应试验方法，包括以下步骤：
a)研制飞片靶；b)将飞片靶和待撞击的航天器充电样品固定在真空系统中，并保持一合适的距离；c)抽真空达到较高真空水平；d)控制室内温度在设定范围内，并保证试样温度为设计试验温度；e)对航天器外露材料或部组件进行充电，使其达到一较高的临界状态；f)启动激光系统轰击飞片靶产生飞片，同时测量飞片的大小和速度，摄录撞击过程，分析撞击产生的成分；g)监测并记录放电脉冲信号。
进一步地，所述飞片靶主要有单膜结构和多膜结构，单膜结构主要是将金属薄膜直接与玻璃基底材料粘接在一起，激光直接烧蚀部分薄膜产生等离子体，并把剩余薄膜作为飞片驱动出去；多膜结构采用烧蚀涂层吸收激光能量，产生等离子体驱动飞片薄膜，并采用隔热材料进一步保护飞片材料。
其中，合适的距离不小于10cm。
其中，真空度要求达到10-3Pa量级，以用于开启撞击成分实时分析系统。
其中，电子枪的能量能量范围为5-50keV，通常可选用10keV或者30keV的电子能量。
其中，飞片靶测试系统的测试速度满足2-25km/s的测试速度。
本发明利用激光驱动飞片诱发放电效应装置有效模拟空间微小碎片撞击诱发的放电效应，并实现对航天器外露材料或部组件在充电状态下经受微小碎片撞击发生的效应或现象的有效评估。
附图说明
图1是现有技术中激光驱动飞片方法的示意图；
其中，1基底材料；2为金属或非金属薄膜；3为脉冲激光；4为凸透镜；5为等离子体；6为飞片。
图2是本发明一具体实施方式的激光驱动飞片诱发放电效应的系统示意图；
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是本发明的激光驱动飞片诱发放电效应的装置示意图，其中，本发明的激光驱动飞片诱发放电效应的装置，包括激光器系统、飞片靶速度测试系统和真空室系统。
所述激光器系统包括激光器、第一分光镜、第二分光镜、接收第二分光镜的折射激光的激光能量计、扩束镜和聚焦透镜。其中，激光器用于产生激光，产生的激光经过第一分光镜，产生的一部分分光由光电探头来探测激光发出的时间，另一部分激光进入第二分光镜；进入第二分光镜的激光有一部分分光进入激光能量计，目的是计算出最后进入飞片靶的激光能量，另一分部进入扩束镜；扩束镜和聚焦透镜的目的是使激光能够聚焦在飞片靶的后表面上以获得飞片。
所述飞片靶速度测试系统包括用于接收第一分光镜的折射激光的第一光电探头、用于发出测束激光的第二光电探头以及与第一光电探头和第二光电探头通信连接的数字示波器。第一光电探头用于探测发出激光的时间，第二光电探头用于探测测速激光信号的变化以判定飞片经过的时间，第一光电探头和第二光电探头通信连接的数字示波器用于通过判断两个光电探头激光的变化来判定飞片飞行的时间。
所述真空室系统包括其前部下方的用于为航天器充电样品充电的电子枪、其前部上方的撞击过程摄像系统、其上部的撞击成分实时分析系统和放电脉冲检测系统、后部上方的真空抽气系统、后部下方的温度控制系统、以及腔室内的飞片靶和样品台，其特征在于飞片靶与样品台平行且中心线在同一直线上。电子枪产生的电子用于样品的充电，撞击过程摄像系统用于记录飞片撞击在样品上后发生的现象和过程，成分实时分析系统用于分析撞击后产生的成分，放电脉冲检测系统用于监测飞片撞击充电样品后产生的放电信号，真空抽气系统用于获得真空度，温度控制系统用于控制真空室内的温度和样品的温度，样品台用于固定样品，飞片靶用于获得模拟空间碎片的飞片。
本发明的激光驱动飞片诱发放电效应的试验过程如下：
第一，研制飞片靶。飞片靶主要有单膜结构和多膜结构，单膜结构主要是将金属薄膜直接与玻璃基底材料粘接在一起，激光直接烧蚀部分薄膜产生等离子体，并把剩余薄膜作为飞片驱动出去；多膜结构一般采用特定的烧蚀涂层吸收激光能量，产生等离子体驱动飞片薄膜，并采用隔热材料进一步保护飞片材料。飞片靶采用在石英基底上镀铝膜的方式实现。铝膜的厚度一般为1-3微米。
第二，将飞片靶和待撞击的航天器充电样品固定在真空系统中，并保持一合适的距离。飞片靶和待撞击样品保持平行，且中心线在同一直线上。距离一般不小于10cm。
第三，启动真空系统，使真空度达到较高水平。真空度一般要求达到10-3Pa量级，最低要优于5×10-2Pa，以用于开启撞击成分实时分析系统。
第四，启动温度控制系统，使真空室内温度控制在设定范围，并保证试样温度为设计试验温度。温度控制系统的控制温度为室温(通常为25℃)或者某一低温，可以利用热沉制冷系统来实现。
第五，启动电子枪系统，对航天器外露材料或部组件进行充电，使其达到一较高的临界状态，但并未放电。电子枪的能量能量范围为5-50keV，通常可选用10keV或者30keV的电子能量。
第六，启动激光系统、飞片靶速度测试系统、飞片靶撞击过程摄录系统、飞片靶撞击成分实时分析系统、放电监测系统。激光系统包括激光器、分光镜、激光能量计、扩束镜、聚焦透镜等组成，实现一定能量的激光光束在飞片靶后表面聚焦。
第七，激光系统轰击飞片靶产生飞片，同时对飞片靶的大小和速度进行测量，对撞击过程进行摄录，对撞击产生的成分进行分析。飞片靶测试系统的测试速度满足2-25km/s的测试速度，由光电探头和示波器组成；飞片靶撞击过程摄录系统是具有录像功能的快速摄像机；飞片靶撞击成分实时分析系统主要采用质谱仪。
第八，对放电脉冲信号进行监测并记录。放电监测系统是通过测量示波器上的电流波动来实现，电流的量级一般为安培量级，具体大小根据测量系统中的电容大小而定。
尽管上文对本发明专利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，我们可以依据本发明专利的构想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仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明专利的保护范围之内。

Claims (10)

1.激光驱动飞片诱发放电效应试验系统，包括激光器系统、飞片靶速度测试系统和真空室系统，所述激光器系统包括激光器、第一分光镜、第二分光镜、接收第二分光镜的折射激光的激光能量计、扩束镜和聚焦透镜；所述飞片靶速度测试系统包括用于接收第一分光镜的折射激光的第一光电探头、用于发出测束激光的第二光电探头以及与第一光电探头和第二光电探头通信连接的数字示波器；所述真空室系统包括其前部下方的用于为航天器充电样品充电的电子枪、其前部上方的撞击过程摄像系统、其上部的撞击成分实时分析系统和放电脉冲检测系统、后部上方的真空抽气系统、后部下方的温度控制系统、以及腔室内的飞片靶和样品台，其特征在于飞片靶与样品台平行且中心线在同一直线上。
2.如权利要求1所述的激光驱动飞片诱发放电效应试验系统，其特征在于，飞片靶包括单膜结构和多膜结构，所述单膜结构将金属薄膜直接与玻璃基底材料粘接在一起，而所述多膜结构还包括用于吸收激光的烧蚀涂层和保护飞片材料的隔热材料。
3.如权利要求1-2任一项所述的激光驱动飞片诱发放电效应试验系统，其特征在于，飞片靶通过在石英基底上镀铝膜的方式制备，铝膜的厚度为1到3微米。
4.如权利要求1所述的激光驱动飞片诱发放电效应试验系统，其特征在于，温度控制系统通过热沉制冷系统控制温度为室温或者某一低温。
5.如权利要求1所述的激光驱动飞片诱发放电效应试验系统，其特征在于，电子枪的能量范围为5到50keV，通常可选用10keV或者30keV。
6.如权利要求1所述的激光驱动飞片诱发放电效应试验系统，其特征在于，飞片靶测试系统的测试速度范围为2到25km/s。
7.利用上述系统的激光驱动飞片诱发放电效应试验方法，包括以下步骤：
a)研制飞片靶；b)将飞片靶和待撞击的航天器充电样品固定在真空系统中，并保持一合适的距离；c)抽真空达到较高真空水平；d)控制室内温度在设定范围内，并保证试样温度为设计试验温度；e)对航天器外露材料或部组件进行充电，使其达到一较高的临界状态；f)启动激光系统轰击飞片靶产生飞片，同时测量飞片的大小和速度，摄录撞击过程，分析撞击产生的成分；g)监测并记录放电脉冲信号。
8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述飞片靶主要有单膜结构和多膜结构，单膜结构主要是将金属薄膜直接与玻璃基底材料粘接在一起，激光直接烧蚀部分薄膜产生等离子体，并把剩余薄膜作为飞片驱动出去；多膜结构采用烧蚀涂层吸收激光能量，产生等离子体驱动飞片薄膜，并采用隔热材料进一步保护飞片材料。
9.如权利要求7所述的方法，其特征在于，合适的距离不小于10cm。
10.如权利要求7所述的方法，其特征在于，电子枪的能量能量范围为5-50keV，通常可选用10keV或者30keV的电子能量。
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