CN113553752B - 一种电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，属于电推进系统技术领域，其特征在于，包括：S1、研究不同电推力器羽流成分、能量及通量分布范围的分析方法；S2、研究电推进器羽流对太阳电池阵表面材料溅射腐蚀效应的分析方法；S3、研究电推进器羽流对太阳电池阵热效应的分析方法；S4、研究电推进器羽流对太阳电池阵充放电效应的分析方法。通过采用上述技术方案，本发明为精准评估不同电推力器空间环境应用中对太阳电池阵的影响提供全面的设计依据。避免重复的仿真、试验与机理分析。避免不必要的财力、人力、物力浪费，提升综合竞争能力。
Description
技术领域
本发明属于电推进系统技术领域，具体涉及一种电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法。
背景技术
众所周知，电推进器是一种采用电能对工质进行加热、电离、加速，产生高速的离子，从而产生推力的装置。与传统的化学推力器相比，电推力器具有高比冲、长寿命、结构紧凑、重量轻等优点，近年来被广泛应用到深空探测、卫星轨道保持、卫星姿态控制以及轨道转移等方面。太阳电池阵作为航天器能源系统的重要组成部分，长期暴露在舱外。不同种类、功能及安装位置的电推进器工作时形成的推进器羽流及羽流相互碰撞产生的CEX返流离子会对长期暴露在舱外的太阳电池阵表面产生溅射腐蚀、热效应、充放电效应等危害。目前国内外羽流对太阳电池阵影响效应的研究主要集中在对玻璃盖片和银互连片的溅射腐蚀效应研究、未叠加空间环境的热仿真研究和未考虑羽流等离子体的空间充放电效应研究等方面，随着太阳电池阵研制技术的不断发展，空间环境与羽流效应的不断叠加，太阳电池阵表面新材料的应用的不断扩大，原有的研究方法将不满足太阳电池阵的发展需求。
发明内容
本发明针对现有技术存在的不足，提出一种电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，为精准评估不同电推力器空间环境应用中对太阳电池阵的影响提供全面的设计依据。
本发明的目的是提供一种电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，包括：
S1、研究不同电推力器羽流成分、能量及通量分布范围的分析方法；具体为：
S101、调研航天器采用的电推进器羽流种类；
S102、研究不同电推力器羽流分布的仿真方法；
S103、形成不同电推进器作用在太阳电池阵周围的羽流成分、能量及通量范围的数据库；
S2、研究电推进器羽流对太阳电池阵表面材料溅射腐蚀效应的分析方法；具体为：
S201、归纳总结不同类型及不同应用太阳电池阵所采用的表面原材料元器件；
S202、开展电推进羽流定性试验，找出对电推进羽流敏感的元器件原材料；
S203、开展电推进羽流敏感元器件原材料的电推进羽流定量试验；
S204、建立不同电推进羽流敏感元器件原材料溅射腐蚀效应仿真模型，用于评估电推进羽流对该元器件原材料的影响能力。
S3、研究电推进器羽流对太阳电池阵热效应的分析方法；具体为：
S301、建立太阳电池阵空间应用热仿真模型；
S302、开展不同空间环境与电推进羽流叠加热效应分析。
S4、研究电推进器羽流对太阳电池阵充放电效应的分析方法，具体为：
S401、对空间环境充放电效应进行机理分析，建立空间环境充放电效应仿真模型；
S402、以空间环境等离子体和不同组分电推进羽流能量及通量为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析；以空间环境等离子体为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析；；
S403、以S402的仿真结果为依据，评估不同轨道电推进器羽流对太阳电池阵充放电效应的影响能力。
优选地，电推进器包括霍尔推力器和离子推力器，采用的工质为氙气或氪气。
优选地，S102具体为：基于SPIS软件构建航天器的几何模型，根据使用者的计算需要选择全PIC方法或者混合PIC方法对羽流中的等离子体进行模拟；两种方法对离子和中性原子的处理方法均采用粒子模拟的方法，混合PIC方法对电子的处理方法采用流体的方法进行处理；其中：
电势通过假设准中性条件连同玻尔兹曼方程进行求解，空间中等离子体电势的求解采用如下的形式玻尔兹曼方程；
式中，Φp为当地电势；Φref为参考点电势；Te为电子温度；ni为当地离子密度；nref为参考点离子密度；kB为玻尔兹曼常数，kB＝1.38×10-23J/K；e为元电荷，e＝1.6×10-19C；
通过定义一源表面代表推力器出口表面，快速离子通过源表面喷出，采用MCC碰撞模型对羽流中离子与原子发生的电荷交换碰撞进行模拟。
优选地，S202具体为：采用功率为5000W的霍尔推力器进行电推进羽流定性试验分析，将S201所归纳总结的元器件原材料采用刚性太阳电池阵通用工艺安装于试验铝板上，试验铝板表面粘贴厚度为50μm的聚酰亚胺薄膜，根据5000W霍尔推力器羽流仿真分析，并根据分析结果，将试验件固定在不同羽流能量和通量点。
优选地，S203具体为：在不同成分羽流的能量和通量分布范围内，设置多个试验剂量点进行试验；依据太阳电池阵的在轨分布姿态设置试件相对于羽流的偏置角度；依据S202的分析结果，对羽流敏感的元器件原材料开展定量试验，并依据试验结果分析羽流入射角、入射能量及通量对太阳电池阵溅射腐蚀效应的影响；试验结果与已有分析模型进行对比，并得出不同材料的试验拟合参数、修正电推力器羽流对太阳电池阵表面材料溅射腐蚀效应影响模型。
优选地，S301具体为：开展不同组分、能量及通量羽流叠加不同轨道空间环境对太阳电池阵热仿真分析；
依据航天器表面热流的计算公式，如下式：
式中，K⊥为垂直方向上与材料属性相关的系数；K||为平行方向上与材料属性相关的系数；Fik为离子通量；uik为离子速度；
为电离能。
优选地，S401具体为：航天器表面的充电过程分为绝对充电和不等量充电，其中绝对充电是指导体材料的充电过程，不等量充电是指电介质材料的充电过程；航天器表面的充电过程会导致表面电荷的积累，电荷的积累会导致航天器表面电势的变化，表面的电势会不断的进行调整来减少被吸引到表面的粒子的流量，同时被排斥的粒子的流量增加，直到达到平衡状态；
对于航天器表面的导体材料，当达到稳态时，满足航天器表面总的电流为零，则航天器表面电流满足下式：
Je-Ji-Jsec-Jph+Jrec＝0 (10)
式中，Je为航天器表面接收到的电子电流密度；Ji为航天器表面接收到的离子电流密度；Jsec为背散射电子和二次发射电子的电流密度；Jph为光电子电流密度；Jrec为再次收集到电子的电流密度；
对于电介质，当表面电势达到趋于稳定时，其表面的总电流同样等于零，满足下式：
Je-Ji-Jsec-Jph+Jrec-Jc-JRIC＝0 (11)
式中，Jc为体传导电流密度；JRIC为辐射导致的电流密度。
优选地，S402具体为：构建模拟所采用的航天器几何模型；以空间环境等离子体和不同组分电推进羽流能量及通量为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析；以空间环境等离子体为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析；对比上述两种仿真分析的结果，得出电推力器羽流对空间太阳电池阵充放电效应是增强还是中和效果。
本申请的有益效果是：
本发明按照上述方法进行的电推力器羽流对太阳电池阵的影响分析，以太阳电池阵空间应用时遭受电推进羽流范围的最大包络作为电推进羽流对太阳电池阵作用的输入，以太阳电池阵所采用原材料元器件的最大包络来分析电推进羽流在太阳电池阵表面的溅射腐蚀效应，以不同轨道空间环境与电推进羽流的叠加效应来开展电推进羽流对太阳电池阵热效应和充放电效应分析。为精准评估不同电推力器空间环境应用中对太阳电池阵的影响提供全面的设计依据。避免重复的仿真、试验与机理分析。避免不必要的财力、人力、物力浪费，提升综合竞争能力。
附图说明
为了更清楚地说明本申请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申请的一些实施例，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它的附图。
图1为本发明优选实施例的流程图；
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。
需要说明的是，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
请参阅图1，一种电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，包括如下步骤：
1：开展不同电推力器羽流成分、能量及通量分布范围研究。
研究方法包括：
步骤1：航天器采用的电推进器羽流种类分析；
目前航天器采用的电推进器主要包括霍尔推力器和离子推力器，采用的工质主要为氙气或氪气。由于氪气的电离难度较大，目前国内大都采用氙气为工质的电推进器。
霍尔推力器和离子推力器的尾部都会形成等离子体羽流。推力器羽流是由离子、电子和原子组成的等离子氛围。电推力器羽流中速度较高的离子与速度较低的原子发生碰撞后，在一定的条件下会交换电荷，产生速度较高的原子和速度较低的离子。由于航天器表面的电势一般比较低，电荷交换碰撞产生的低能的CEX离子在空间的电场的作用下，会向航天器的表面运动，形成返流离子。以氙气为工质的电推进器模拟中主要考虑Xe与Xe+以及Xe与Xe++之间的碰撞，按如下反应进行：
因此以氙气作为工质的电推力器，羽流的主要成分为Xe、Xe+、Xe2+和电子。
步骤2：航天器采用的电推进器羽流仿真分析；
在模拟等离子体与航天器相互作用以及航天器表面充放电领域SPIS软件成为仿真的重要工具。SPIS软件可以方便的构建航天器的几何模型，可以实现比较复杂的几何形状的模拟，。SPIS可以根据使用人员的计算需要选择全PIC方法或者混合PIC方法对羽流中的等离子体进行模拟。两种方法对离子和中性原子的处理方法均采用粒子模拟的方法，混合PIC对电子的处理方法采用流体的方法进行处理。
电势可以通过假设准中性条件连同玻尔兹曼方程进行求解，准中性处理方法不需要求解泊松方程、网格更大、计算速度更快，并且电子的温度可以定义为常值或者是变值。空间中等离子体电势的求解可以写成如下的形式玻尔兹曼方程：
式中，Φp——当地电势；
Φref——参考点电势；
Te——电子温度；
ni——当地离子密度；
nref——参考点离子密度；
kB——玻尔兹曼常数，kB＝1.38×10-23J/K；
e——元电荷，e＝1.6×10-19C。
通过定义一源表面代表推力器出口表面，快速离子通过源表面喷出，采用MCC(Monte-Carlo Collision，MCC)碰撞模型对羽流中离子与原子发生的电荷交换碰撞进行模拟。
步骤3：不同电推进器分布在太阳电池阵周围的羽流成分、能量及通量范围研究。
根据步骤1调研的不同种类功率电推进器，采用步骤2的电推进器羽流仿真方法，得出不同安装状态下对太阳电池阵造成影响的不同成分羽流的能量和通量分布，以此作为输入依据开展电推进器羽流对太阳电池阵的影响分析。
2：开展电推进器羽流对太阳电池阵表面材料溅射腐蚀效应研究。
研究方法包括：
步骤1：对不同类型太阳电池阵(刚性太阳电池阵、半刚性太阳电池阵、柔性太阳电池阵等)和不同应用太阳电池阵(LEO太阳电池阵、MEO太阳电池阵、GEO太阳电池阵、深空探测太阳电池阵等)所采用的表面原材料元器件进行归纳总结；
步骤2：开展太阳电池阵表面材料电推进羽流定性试验分析(小板试验)；
采用功率为5000W的霍尔推力器进行电推进羽流定性试验分析，将步骤1所归纳总结的元器件原材料采用特定的太阳电池阵制作工艺安装于试验铝板上，试验铝板表面粘贴厚度为50μm的聚酰亚胺薄膜，由于试验材料和元器件的多样性，可以采用多个试验小板，根据5000W霍尔推力器羽流仿真分析，并根据方案1的分析结果，将试验件固定在不同羽流能量和通量点。
地面试验由于受到真空罐尺寸以及背压等条件的影响，不能够完全的再现在轨条件下的运行状况，地面试验所测到的参数与实际情况存在一定的误差，特别是真空罐中的背景原子，它会羽流中各种粒子的碰撞，从而会影响等离子体的空间参数分布，使得测得的结果不准确。但是由于试样样品数目巨大，定量试验耗资耗时巨大，因此采用上述大功率推力器定性试验，挑选出对推进器羽流敏感原材料，缩小分析范围后，开展定量分析试验。
步骤3：开展电推进羽流敏感元器件原材料定量分析；
依据研究方案1的分析结果，在不同成分羽流的能量和通量分布范围内设置几个试验剂量点进行试验。依据太阳电池阵的在轨分布姿态设置试件相对于羽流的偏置角度。
依据步骤2的分析结果，对羽流敏感的元器件原材料开展定量试验，并依据试验结果分析羽流入射角、入射能量及通量对太阳电池阵溅射腐蚀效应的影响。
试验结果与下述已有分析模型进行对比，并得出不同材料的试验拟合参数、修正电推力器羽流对太阳电池阵表面材料溅射腐蚀效应影响模型。
a)溅射腐蚀效率与入射羽流能量的关系：
当入射离子垂直入射到材料表面时.
单原子固体材料的溅射率随离子入射能量变化的材料溅射率的计算公式:
Y(E)＝s0E0.25(1-s1/E)3.5 (4)
式中，Y(E)——入射离子的能量为E时，材料的溅射率；
E——入射离子的能量；
s0、s1——由实验数据进行拟合得到。
多原子固体材料的溅射率随离子入射能量变化的材料溅射率的计算公式：
式中，Y(E)——入射离子的能量为E时，材料的溅射率；
i——分子中的原子；
ci——原子分数，即i原子占分子中总原子数的比例；
Ua——每个分子的原子化能量；
Z——每个分子中的原子数；
K——比例系数，可通过实验拟合得到；
Sni——碰撞截面。
b)离子入射角度与材料溅射率之间关系:
式中，Y(0)——离子垂直入射时材料的溅射率；
Y(θ)——离子入射角为θ时材料的溅射率；
θ——离子入射角，为入射方向与材料表面法线方向的夹角；
θopt——材料溅射率达到最大值时所对应的角度。
x、Σ、f、——x＝1/cos(θ)，cos(θopt)＝Σ/f；
3：开展电推进器羽流对太阳电池阵热效应研究，研究方法如下：
步骤1：建立太阳电池阵空间应用热仿真模型：
依据不同电推力器羽流成分、能量及通量的分布范围值，开展不同组分、能量及通量羽流叠加不同轨道(LEO、MEO、GEO等)空间环境对太阳电池阵热仿真分析；
依据航天器表面热流的计算公式，如下式：
式中，K⊥——垂直方向上与材料属性相关的系数；
K||——平行方向上与材料属性相关的系数；
Fik——离子通量；
uik——离子速度；
步骤2：太阳电池阵热仿真：
依据步骤1所述热仿真模型，进行太阳电池阵在空间环境及羽流条件叠加作用下的热仿真，考虑到空间环境的复杂及太阳电池阵的设计裕度考虑，假定到达太阳电池阵表面的羽流能量全部转化为太阳电池阵表面材料的热量。
依据步骤1所述热仿真模型，进行太阳电池阵在空间环境作用下的热仿真。
对上述仿真结果进行对比分析，评估羽流对太阳电池阵热效应影响分析。
4：开展电推进器羽流对太阳电池阵充放电效应研究，研究方法包括：
步骤1：对空间环境充放电效应进行机理分析，建立空间环境充放电效应仿真模型；
航天器表面的充电过程可分为绝对充电和不等量充电两种，其中绝对充电是指导体材料的充电过程，不等量充电是指电介质材料的充电过程。航天器表面的充电过程会导致表面电荷的积累，电荷的积累会导致航天器表面电势的变化，表面的电势会不断的进行调整来减少被吸引到表面的粒子的流量，同时被排斥的粒子的流量增加，直到达到平衡状态。
对于航天器表面的导体材料而言，当达到稳态时，满足航天器表面总的电流为零，则航天器表面电流满足下式：
Je-Ji-Jsec-Jph+Jrec＝0 (10)
式中，Je——航天器表面接收到的电子电流密度；
Ji——航天器表面接收到的离子电流密度；
Jsec——背散射电子和二次发射电子的电流密度；
Jph——光电子电流密度；
Jrec——再次收集到电子的电流密度。
对于电介质而言，当表面电势达到趋于稳定时，其表面的总电流同样等于零，满足下式：
Je-Ji-Jsec-Jph+Jrec-Jc-JRIC＝0 (11)
式中，Je——航天器表面接收到的电子电流密度；
Ji——航天器表面接收到的离子电流密度；
Jsec——背散射电子和二次发射电子的电流密度；
Jph——光电子电流密度；
Jrec——再次收集到电子的电流密度。
Jc——体传导电流密度；
JRIC——辐射导致的电流密度。
步骤2：在研究方案1的基础上，叠加对不同轨道空间环境进行充放电效应仿真；
构建模拟所采用的航天器几何模型。
依据步骤1的理论，以空间环境等离子体和研究方案1所得出的不同组分电推进羽流能量及通量为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析。
依据步骤1的理论，以空间环境等离子体为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析。
对比上述两种仿真分析的结果，得出电推力器羽流对空间太阳电池阵充放电效应是增强还是中和效果。
步骤3：以步骤2的仿真结果为依据，评估不同轨道电推进器羽流对太阳电池阵充放电效应。
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，其特征在于，至少包括：
S1、研究不同电推进器羽流成分、能量及通量分布范围的分析方法；具体为：
S101、调研航天器采用的电推进器羽流种类；
S102、研究不同电推进器羽流分布的仿真方法；
S103、形成不同电推进器作用在太阳电池阵周围的羽流成分、能量及通量范围的数据库；
S2、研究电推进器羽流对太阳电池阵表面材料溅射腐蚀效应的分析方法；具体为：
S201、归纳总结不同类型及不同应用太阳电池阵所采用的表面元器件原材料；
S202、开展电推进羽流定性试验，找出对电推进羽流敏感的元器件原材料；
S203、开展电推进羽流敏感元器件原材料的电推进羽流定量试验；
S204、建立不同电推进羽流敏感元器件原材料溅射腐蚀效应仿真模型，用于评估电推进羽流对该元器件原材料的影响能力；
S3、研究电推进器羽流对太阳电池阵热效应的分析方法；具体为：
S301、建立太阳电池阵空间应用热仿真模型；
S302、开展不同空间环境与电推进羽流叠加热效应分析；
S4、研究电推进器羽流对太阳电池阵充放电效应的分析方法，具体为：
S401、对空间环境充放电效应进行机理分析，建立空间环境充放电效应仿真模型；
S402、以空间环境等离子体和不同组分电推进羽流能量及通量为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析；以空间环境等离子体为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析；
S403、以S402的仿真结果为依据，评估不同轨道电推进器羽流对太阳电池阵充放电效应的影响能力。
2.根据权利要求1所述的电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，其特征在于：电推进器包括霍尔推力器和离子推力器，采用的工质为氙气或氪气。
3.根据权利要求2所述的电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，其特征在于：S102具体为：基于SPIS软件构建航天器的几何模型，根据使用者的计算需要选择全PIC方法或者混合PIC方法对羽流中的等离子体进行模拟；采用MCC碰撞模型对羽流中离子与原子发生的电荷交换碰撞进行模拟。
4.根据权利要求3所述的电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，其特征在于：S202具体为：采用功率为5000W的霍尔推力器进行电推进羽流定性试验分析，将S201所归纳总结的元器件原材料采用刚性太阳电池阵工艺安装于试验铝板上，试验铝板表面粘贴厚度为50μm的聚酰亚胺薄膜，根据5000W霍尔推力器羽流仿真分析，并根据分析结果，将试验件固定在不同羽流能量和通量点。
5.根据权利要求4所述的电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，其特征在于：S203具体为：在不同成分羽流的能量和通量分布范围内，设置多个试验剂量点进行试验；依据太阳电池阵的在轨分布姿态设置试件相对于羽流的偏置角度；依据S202的分析结果，对羽流敏感的元器件原材料开展定量试验，并依据试验结果分析羽流入射角、入射能量及通量对太阳电池阵溅射腐蚀效应的影响；试验结果与已有分析模型进行对比，并得出不同材料的试验拟合参数、修正电推进器羽流对太阳电池阵表面材料溅射腐蚀效应影响模型。
6.根据权利要求5所述的电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，其特征在于：S301具体为：开展不同组分、能量及通量羽流叠加不同轨道空间环境对太阳电池阵热仿真分析。
7.根据权利要求6所述的电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，其特征在于：S401具体为：航天器表面的充电过程分为绝对充电和不等量充电，其中绝对充电是指导体材料的充电过程，不等量充电是指电介质材料的充电过程；航天器表面的充电过程会导致表面电荷的积累，电荷的积累会导致航天器表面电势的变化，表面的电势会不断的进行调整来减少被吸引到表面的粒子的流量，同时被排斥的粒子的流量增加，直到达到平衡状态。
8.根据权利要求7所述的电推进羽流对太阳电池阵影响的研究方法，其特征在于：S402具体为：构建模拟所采用的航天器几何模型；以空间环境等离子体和不同组分电推进羽流能量及通量为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析；以空间环境等离子体为输入对航天器模型进行充放电效应仿真分析；对比上述两种仿真分析的结果，得出电推进器羽流对空间太阳电池阵充放电效应是增强还是中和效果。
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