CN109050994A - 一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器 - Google Patents

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蒋锴
秦晓刚
史亮
赵呈选
汤道坦
柳青
陈益峰
杨生胜
王俊
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    • 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
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for

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Abstract

本发明提供了一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器，采用这种结构的表面电位主动控制器不需要提供产生发射电子的气态、固态燃料工质，结构简单，外形尺寸小，功耗小等特点。本无工质电子发射型航天器表面电位主动控制器由电子发射部分和外加电场部分组成，其优点是质量轻、小型化、功耗低，寿命长，更适合作为航天器表面电位主动控制器在航天器上使用。

Description

一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器
技术领域
本发明涉及航天器空间环境效应防护技术领域，尤其涉及一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器。
背景技术
在空间等离子体(能量在0.1-100keV)和太阳辐射等环境的作用下，卫星表面会产生电荷积累和泄放的现象，这一现象称为表面带电效应。卫星阴影面沉积电荷会使其相对于空间等离子体产生一个负电位，最高可达上万伏。过高的表面电位会造成静电放电，对卫星在轨安全稳定运行造成重要影响。
利用电位主动控制技术对空间发射电子，实现航天器积累负电荷的泄放，是控制航天器表面电位的有效手段。但目前我国的电位主动控制器产品均需要携带气态(氙气)或固态(氟塑料)工质，如空心阴极等离子体接触器和脉冲等离子体源分别为利用气体和固态源材料产生电子，造成其结构较为复杂，而且其体积大、质量大、功耗大，限制了其在航天器上的应用。例如我国为空间站研制的电位主动控制器采用的是空心阴极电离氙气的原理产生电子束流控制空间站表面负电位，在不计算携带气体工质的情况下其重量也接近20公斤，平均功耗超过100W，最大功耗接近200W。因此，迫切需要开展小型化、低功耗的航天器电位主动控制技术。
发明内容
本发明提供一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器，通过光电阴极以及外加电场产生电子束流，无需工质，能够实现小型化、低功耗的航天器电位主动控制。
本发明是通过以下技术方案实现：
包括光电阴极、光源、外筒体以及引出极，其中，所述外筒体两端开口，一端设有透射式的光电阴极，另一端设有中心开口的引出极，所述光电阴极以及引出极均与外筒体绝缘；所述光源设置在外筒体外部，所述光电阴极在光源照射下产生光电子；所述引出极和所述外筒体分别加载正向和负向电压。
其中，由外加电场电源对所述引出极和所述外筒体提供电压，其中所述外加电场电源的正向和负向输出电压均可调。
其中，所述光电阴极密封。
其中，所述光源由自带可控电源或光源调制电源供电。
其中，所述外筒体两端开口为圆形开口，所述引出极为中心开口圆片。
与现有的技术相比，本发明的有益效果是：
本发明的无工质电子发射型控制器由电子发射部分和外加电场部分组成，由光电阴极产生光电子，由外筒体以及引出极分别加载正向和负向电压形成外加电场，光电阴极产生的光电子在外加电场作用下产生电子束流，通过改变外加电场大小以及电场结构参数，对电子束流的方向进行控制，光电子能够按照一定的方向运动，穿过卫星表面带电形成势垒，从而达到降低卫星电位的目的，实现航天器表面电位主动控制，无需工质，实现小型化、低功耗，适合作为航天器表面电位主动控制器，尤其适用于高地球轨道以及航天器负电位的主动控制。
附图说明
图1是无工质电子发射型航天器电位主动控制器结构的示意图；
其中，1-光电阴极，2-光源，3-光源调制电源，4-外加电场电源，5-外筒体，6-引出极。
图2是外加电场结构的示意图；
其中，φ1为引出极孔径，φ2为外筒体直径，L为外筒体长度。
图3是电子发射运动轨迹的示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1所示为本发明无工质电子发射型航天器表面电位主动控制器结构示意图，包括光电阴极1、光源2、外筒体5以及引出极6，其中，所述外筒体5两端开口，一端设有透射式的光电阴极1，另一端设有中心开口的引出极6，所述光电阴极1以及引出极6均与外筒体5绝缘；所述光源2设置在外筒体外部，所述光电阴极1在光源2照射下产生光电子；所述引出极6和所述外筒体5分别加载正向和负向电压。
可以由外加电场电源4对所述引出极6和所述外筒体5提供电压，其中所述外加电场电源4的正向和负向输出电压均可调。
为了防止光电阴极在空间环境中被腐蚀，将光电阴极1密封。
进一步地，所述光源2可以由自带可控电源或光源调制电源3供电，通过控制电源就可以控制电位主动控制器的开与关。
光源从一边对光电阴极1进行照射，光电子从另一边出来。外加电场电源4用于产生外加电场，所述外加电场用于约束所述光电子的运动方向，同时对光电子进行加速，使其以形成一个具有一定能量的电子束流。在外加电场作用下光电子能够按照一定的方向运动，穿过卫星表面带电形成势垒，从中心射出，从而达到降低卫星电位的目的。
为实现对光电子的均匀控制，所述外筒体5两端开口为圆形开口，所述引出极6为中心开口圆片。
根据控制航天器表面电位大小的不同，电子束流发射大小的需求不同，在设计过程中，利用仿真分析方法(如SIMION软件等进行仿真分析)分析计算电子在外加电场中的运动情况，通过改变外加电场的大小(外加电场电源4的输出大小)，以及电场结构参数(引出极孔径φ1，外筒体直径φ2，外筒体长度L)，计算不同条件下电子运动轨迹，通过对比分析不同条件下的电子运动轨迹，最终获得外加电场的电场大小以及电场结构、孔径大小等关键设计参数，实现不同大小电子束流发射的电位主动控制器设计，图2是外加电场结构的示意图。
例如，将光阴极材料1真空封装在厚度为10mm直径为20mm的玻璃中，外筒体孔径φ1为20mm，引出极孔径φ2为10mm，L为14mm，通过SIMON软件计算当外筒体5加约束电压-2V，引出极6为20V时，其发射电子的轨迹如图3所示，可见光电阴极发出的光电子在该电场大小和结构参数下，形成电子束流，并由引出极中心射出，实现航天器积累负电荷的泄放，从而实现对航天器表面电位的主动控制。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器，其特征在于，包括光电阴极(1)、光源(2)、外筒体(5)以及引出极(6)，其中，所述外筒体(5)两端开口，一端设有透射式的光电阴极(1)，另一端设有中心开口的引出极(6)，所述光电阴极(1)以及引出极(6)均与外筒体(5)绝缘；所述光源(2)设置在外筒体外部，所述光电阴极(1)在光源(2)照射下产生光电子；所述引出极(6)和所述外筒体(5)分别加载正向和负向电压。
2.如权利要求1所述的一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器，其特征在于，由外加电场电源(4)对所述引出极(6)和所述外筒体(5)提供电压，其中所述外加电场电源(4)的正向和负向输出电压均可调。
3.如权利要求1所述的一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器，其特征在于，所述光电阴极(1)密封。
4.如权利要求1所述的一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器，其特征在于，所述光源(2)由自带可控电源或光源调制电源(3)供电。
5.如权利要求1所述的一种无工质的电子发射型航天器表面电位主动控制器，其特征在于，所述外筒体(5)两端开口为圆形开口，所述引出极(6)为中心开口圆片。
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