CN116923733A - 用于在第二航天器附近运行的第一航天器的静电放电缓解及相关方法 - Google Patents
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Abstract
可以使用无源静电放电缓解设备(20)来实现在第一航天运载器(10)接近第二航天运载器(11)时缓解或减小由于第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电荷差异而导致的静电放电的风险的方法和系统。在一些实施例中，第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电势的缓解可以通过设置在第一航天运载器上的电推进系统(31)来有源地实现。在一些实施例中，可以通过有源和无源缓解第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电势来提供缓解。
Description
本分案申请是基于中国发明专利申请号201880033856.5(国际申请号PCT/US2018/017852)、发明名称“用于在第二航天器附近运行的第一航天器的静电放电缓解及相关方法”、申请日2018年2月12日的专利申请的分案申请。
优先权要求
本申请要求提交于2017年4月13日的名为“Electrostatic DischargeMitigation for a First Spacecraft Operating in Proximity to a SecondSpacecraft”的美国临时专利申请序列号62/484,969的申请日的权益，以及提交于2017年12月1日的名为“Electrostatic Discharge Mitigation for a First SpacecraftOperating in Proximity to a Second Spacecraft”的美国临时专利申请序列号15/829,758的申请日的权益，它们的公开内容均由此全文以引用方式并入本文。
技术领域
本公开涉及用于如下的系统和方法，其解决当第一航天器在第二航天器附近运行时(特别是当第一航天器接近第二航天器以对接或以其它方式接触第二航天器时)产生的关于静电放电的挑战。
背景技术
成千上万的航天器围绕地球运行以执行各种功能，包括例如电信、GPS导航、天气预报和测绘。包括国际空间站的更复杂的大型航天器也在轨道上运行，世界各国向大型航天器派遣了人员和物资进行科学调查和研究。但是，航天器需要定期维修以延长其使用寿命。维修可以包括例如部件维修、补充燃料、轨道提升、位置保持、动量平衡或其它维护。如果不进行延长寿命的维护，这些航天器可能停止服务，并且更换通常极其昂贵并且交付期可能长达数年。在无人航天器的情况下，为了完成此种维修，可以将维修用航天器送入轨道以与需要维护的客户航天器对接，并且在对接之后对客户航天器进行延长寿命的维护。
但是，航天器或在轨的其它物体通常具有不同的电势。当两个航天器彼此靠近时，一个极大的风险在于两个航天器之间会产生静电放电。航天器包含许多电子系统，这些电子系统可能会由此类静电放电事件而损坏或破坏。各种专利和出版物已经考虑了如何减轻静电放电事件的风险，包括美国专利No.7,070,151、No.7,216,833、No.7,216,834、No.7,461,818、No.7,484,690、No.7,575,199、No.7,588,213、No.7,611,096、No.7,611,097、No.7,624,950和No.8,205,838，它们的公开内容均由此全文以引用方式并入本文。但是，需要一种用于减轻第一航天器和第二航天器之间的静电放电的改进的系统和方法。
发明内容
本文公开了用于减轻由于第一航天器和第二航天器之间的静电荷差异引起的静电放电的风险的方法和系统。各种实施例教导了一种无源静电放电缓解设备，其有助于在第一航天器和第二航天器接触之前和/或之后安全地减小第一航天器和第二航天器之间的静电势。一些实施例提供了一种以最小化第一航天器和第二航天器的电子部件的风险的方式来引导静电放电电流的流动的装置，这可以通过提供一个或多个电连接到无源静电放电缓解设备的触须来实现。一些实施例提供了借助于设置在第一航天器上的电推进系统来有源缓解第一航天器和第二航天器之间的静电势。一些实施例提供了有源缓解和无源缓解第一航天器和第二航天器之间的静电势。
某些实施例教导了一种用于缓解第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电放电的系统和方法，其包括位于第一航天运载器上的无源静电放电缓解系统，其中无源静电放电缓解系统包括一个或多个电阻器，并且其中无源静电放电缓解系统包括一个或多个铁氧体磁珠。在一些实施例中，无源静电放电缓解系统在小于或等于约90纳秒的时间段内将第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电放电电流减小至小于或等于约800毫安。一些实施例还包括一个或多个触须作为无源静电放电缓解系统的一部分。
某些实施例教导了一种用于缓解第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电放电的系统和方法，其包括位于第一航天运载器上的有源静电放电系统，其中有源静电放电系统操纵等离子体场。在各种实施例中，受控等离子体场是第一航天运载器的等离子体场、第二航天运载器的等离子体场、或第一航天运载器和第二航天运载器两者的等离子体场。有源静电放电系统可以使用电推进装置来操纵等离子体场。一些实施例规定，电推进装置产生的等离子体场足以将第一航天运载器和第二航天运载器之间的电势减小到小于大约+/-200伏。电推进装置可以是一个或多个霍尔效应推进器。
某些实施例教导了一种用于缓解第一航天运载器与第二航天运载器之间的静电放电的系统和方法，其包括：推进机构，所述推进机构用于在太空中操纵第一航天运载器；捕获机构，所述捕获机构定位在第一航天运载器上以用于将第一航天运载器与第二航天运载器至少临时地接合；以及用于无源缓解静电放电的机构。用于无源缓解静电放电的机构可以包括一个或多个柔顺构件，在一些实施例中，该柔顺构件可以是一个或多个触须。在一些实施例中，柔顺构件在第一航天运载器和第二航天运载器之间提供第一物理接触。柔顺构件可以接触第二航天运载器的发动机，并且在一些实施例中，柔顺构件总是在第二航天运载器上的任何其它物理结构之前接触发动机。第二航天运载器的发动机可以是液体远地点发动机。根据一些实施例，捕获机构包括探针。柔顺构件可以位于探针上。一些实施例规定，柔顺构件从第一航天运载器沿着朝向第二航天运载器的方向延伸。柔顺构件可以是高度柔顺的。在一些实施例中，由扭转弹簧部分地提供柔顺构件的柔顺性。根据一些实施例，柔顺构件包括铍铜合金。
某些实施例教导了一种用于缓解第一航天运载器与第二航天运载器之间的静电放电的系统和方法，其包括位于第一航天运载器上的无源静电放电缓解系统；以及位于第一航天运载器上的有源静电放电系统。在一些实施例中，无源静电放电缓解系统包括一个或多个电阻器，并且其中无源静电放电缓解系统包括一个或多个铁氧体磁珠。在一些实施例中，有源静电放电系统操纵等离子体场。无源静电放电缓解系统可以在小于或等于约90纳秒的时间段内将第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电放电电流减小至小于或等于约800毫安。该系统还可以包括一个触须或多个触须。触须可以在第一航天运载器和第二航天运载器之间提供第一物理接触，并且可以接触第二航天运载器的发动机。触须可以从第一航天运载器沿着朝向第二航天运载器的方向延伸。在一些实施例中，触须总是在接触第二航天运载器上的任何其它物理结构之前接触发动机。在一些实施例中，捕获机构可以包括探针，并且触须可以位于探针上。触须可以是高度柔顺的，并且在一些实施例中由扭转弹簧部分地提供柔顺性。在一些实施例中，触须包括铍铜合金。在一些实施例中，受控等离子体场是第一航天运载器的等离子体场、第二航天运载器的等离子体场、或第一航天运载器和第二航天运载器两者的等离子体场。有源静电放电系统可以使用电推进装置来操纵等离子体场，该电推进装置在一些实施例中可以是一个或多个霍尔效应推进器。电推进装置可以产生等离子体场，其足以将第一航天运载器和第二航天运载器之间的电势减小到小于大约+/-200伏。
以上概述并非旨在描述本公开的每个示出的实施例或每个实施方式。
附图说明
本申请中包括的附图被并入说明书中并形成其一部分。它们示出了本公开的实施例，并且与描述一起用于解释本公开的原理。附图仅是某些实施例的说明，并且其不限制本公开。
图1是根据一个或多个实施例的靠近的第一航天器和第二航天器的侧视图。
图2是根据一个或多个实施例的无源静电放电缓解系统的透视图。
图3是根据一个或多个实施例的无源静电放电缓解系统的电路图。
图4是根据一个或多个实施例的用于无源静电放电缓解系统的壳体的透视图。
图5是根据一个或多个实施例的用于安装在捕获装置上的无源静电放电缓解系统的壳体的透视图。
图6是根据一个或多个实施例的第一电接触装置的透视图。
图7是根据一个或多个实施例的捕获装置的透视图，其中，安装在捕获装置上的无源静电放电缓解系统接近第二航天器的发动机。
图8是根据一个或多个实施例的在第一航天器和第二航天器的各部分之间的采样预期静电势差的图形表示。
图9A和图9B是根据一个或多个实施例的有源静电放电缓解系统产生等离子体的操作的图形表示。
尽管本文公开的本公开的实施例可以进行各种修改和替代形式，但是已经在附图中通过示例的方式示出了其细节并且将进行详细描述。然而，应当理解，其意图不是将本公开限制为所描述的特定实施例。相反，意图是涵盖落入本公开范围内的所有修改、等同物和替代。
具体实施方式
如本文所使用的，用于给定参数的术语“基本上”是指、并在一定程度上包括本领域技术人员所理解的给定参数、特性或条件的变化程度很小，诸如在可接受的制造公差内。例如，基本满足的参数可以是至少满足约90％，至少满足约95％，或甚至至少满足约99％。
发明人已经认识到，与第一航天器接近第二航天器关联的静电荷差所导致的静电放电具有造成损坏的风险。在一些实施例中，第一航天器可以包括捕获组件，该捕获组件有益地提供静电缓解以保护第一航天器、第二航天器或两者的电子部件。一些实施例提供了以保护两个航天器的部件的方式减小第一航天器和第二航天器之间的静电势的系统和方法。
图1是根据一个实施例的两个航天器在太空中接近的侧视图。在一些实施例中，第一航天器10可以设计成对接至第二航天器11。第一航天器10可以是设计成向第二航天器11提供服务的服务航天器。根据一些实施例，第二航天器11可以是位于围绕主体(诸如地球)的轨道上的卫星。如果第二航天器11在围绕地球的轨道上，则第二航天器11可以位于低地球轨道或中地球轨道、地球同步轨道或地球上(above-geosynchronous)同步轨道、或任何其它轨道上。
第一航天器10可以具有带探针和推进系统的捕获装置23。第一航天器10的推进系统可以包括一个或多个主推进器17、一个或多个万向节推进器18、或两者。主推进器17、万向节推进器18或两者都可以是电推进装置。第二航天器11可以具有发动机19。发动机19可以是用于航天器的任何类型的合适发动机或马达(包括液体远地点发动机或固体燃料发动机)。第一航天器10可以具有第一静电势12，并且第二航天器11可以具有第二静电势13。在第一航天器10接近或接触第二航天器11时，第一静电势12和第二静电势13之间的差可以引起静电放电。除非缓解第一静电势12和第二静电势13之间的差，否则此种静电放电可能会损坏第一航天器10、第二航天器11或两者。
图2是根据一个实施例的无源静电放电缓解系统20的透视图。如图3所示，无源静电放电缓解系统20的电路32可以容纳在壳体或盒子24内。无源静电放电系统20可以电连接到捕获装置23或第一航天器10的另一部分。无源静电放电系统20也可以电连接到第一电接触装置25。第一电接触装置25可以包括一个或多个柔顺构件(例如，触须26)。触须26包括导电材料。触须26可以至少部分地由铍铜合金构成。
图3是根据一个实施例的无源静电放电缓解系统20的电路32的图。无源静电放电缓解系统20可以配置为电阻电感或RL电路，所述电阻电感或RL电路包括一个或多个电阻元件27和一个或多个电感元件28。在一些实施例中，所述一个或多个电感元件28可以是电感器、或一个或多个铁氧体磁珠、一个或多个扼流圈或另一电感元件。所述一个或多个电阻元件27可以是一个或多个电阻器，并且在一些实施例中可以配置成提供大于1兆欧的电阻，并且在一些实施例中可以配置成提供大于或等于15兆欧的电阻。当第一航天器10和第二航天器11接触或足够接近以在第一航天器10和第二航天器11之间产生静电电弧时，无源静电放电缓解系统20为两个航天器之间的电压差提供均衡路径，并允许不同的静电荷达到均衡。
作为无源静电放电缓解系统20的结果，两个航天器10、11之间的静态电压差可以转换成热以移除能量。这种耗散将减少或在某些情况下消除静电放电以及可能对任何航天器有害的任何相关电压尖峰的幅度和上升时间。在一些实施例中，电压差可以在例如50至90纳秒或更长的时间段内放电。在一些实施例中，可以通过无源静电放电缓解系统20将放电电流减小到800毫安以下。根据某些实施例，所述一个或多个电感元件28和一个或多个电阻元件27可以选择成适应第一航天器10和第二航天器11之间高达或大于10千伏的瞬态静态电势差。在一些实施例中，无源静电放电缓解系统20可以配置成具有并联电路路径，并联电路路径可以减轻单个部件故障的风险。
图4是用于无源静电放电缓解系统20(图2)的壳体24的透视图。绝缘导体21提供无源静电放电缓解系统20与至少一个第一电接触装置25(图2)之间的电连接，其中第一电接触装置25可以包括柔顺构件，该柔顺构件可以是触须26的形式(图2)。绝缘接地导体22提供无源静电放电缓解系统20和捕获装置23或第一航天器10的主体上的其它地方之间的电连接(图1)。
图5是用于安装到捕获装置23的无源静电放电缓解系统20(图2)的壳体24的透视图。绝缘导体21提供无源静电放电缓解系统20与至少一个第一电接触装置25之间的电连接，其中第一电接触装置25可以包括柔顺构件，诸如触须26。
图6是第一电接触装置25的透视图。第一电接触装置25可以包括一个或多个柔顺构件，诸如触须26。触须26可以包括弹簧元件29，所述弹簧元件可以增加触须26的柔顺性。弹簧元件29可以是扭转弹簧。当触须26接触发动机19(图2)或第二航天器11上的另一物理结构(图1)时，弹簧元件29可以允许触须26以基本旋转的方式运动。第一电接触装置25可以设计成例如通过一个或多个绝缘柱30与捕获装置23电隔离，该绝缘柱将诸如触须26的导电部件与捕获装置23电隔离。绝缘柱30可以由可机加工的玻璃陶瓷或足以电隔离导电部件的其它绝缘材料组成。在一些实施例中，第一电接触装置25的导电部件可以定位成距捕获装置23的最近导电组件0.25英寸(0.635cm)或更远，或者距离另一合适的距离以防止电荷爬行(charge creep)或电弧放电。
图7是捕获装置23的透视图，其中安装在其上的无源静电放电缓解系统20接近第二航天器11的发动机19。触须26可以设计成具有足够的长度，以确保至少一个触须26提供第一航天器10和第二航天器11之间的物理接触的第一点。触须26可以设计成具有足够的长度，以确保至少一个触须26是第一航天器10上唯一进入如下的距离内的物理结构，该距离将允许在第一航天器10的任何部分与第二航天器11物理接触之前在第一航天器10和第二航天器11之间产生静电电弧。在一些实施例中，触须26的长度可以是至少6英寸(15.24cm)。
图8描绘了根据一个实施例的与有源静电放电缓解系统一起使用的第一航天器相对于第二航天器的电荷电势差。图8以图形方式表示第一航天器10和第二航天器11的各个部分之间的采样预期静态电势差或电荷差。在一些实施例中，静态电势差可以为大约10千伏或更大，并且运载器之间的电容可以为大约100微微法拉或更大。
图9A和图9B描绘了使用等离子体的有源静电放电缓解系统31。在一些实施例中，有源静电放电缓解系统31可以产生吞没第一航天器10和第二航天器11的等离子体场。在一些实施例中，有源静电放电缓解系统31使用第一航天器10的一个或多个电推进发动机来产生等离子体场，该发动机可以是主推进器17、一个或多个万向节推进器18、以上两者、或另一发动机。所述一个或多个电推进发动机可以是霍尔效应推进器。由有源静电放电缓解系统31产生的等离子体场可以是低温等离子体。可以操作有源静电放电缓解系统31以减小测量为相对于第一航天器10和第二航天器11中的每一个航天器的地面参考的静态电势。在各个实施例中，第一航天器10和第二航天器11之间的静态电势差的减小可以达到小于大约5千瓦、小于大约1千瓦、小于大约200伏或小于大约100伏的水平。另外，使用有源静电放电缓解系统31可以减少第一航天器10和第二航天器11之间的潜在地弹反射(ground bounce)。
在一些实施例中，第一航天器10可以具有无源静电放电缓解系统20和有源静电放电缓解系统31两者。在此类实施例中，有源静电释放缓解系统31可以减小第一航天器10和第二航天器11之间接触前的差分静电势，并且无源静电释放缓解系统20可以在第一航天器10和第二航天器11接触或足够接近以产生静电电弧时减轻第一航天器10和第二航天器11之间的剩余差分静电势。在此类实施例中，无源静电放电缓解系统20和有源静电放电缓解系统31在任一系统的部件故障时提供冗余。
下面公开了其它示例实施例。
实施例1：一种用于缓解第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电放电的系统，其包括位于所述第一航天运载器上的无源静电放电缓解系统，其中所述无源静电放电缓解系统包括一个或多个电阻器。
实施例2：根据实施例1所述的系统，其中所述无源静电放电缓解系统在小于或等于约90纳秒的时间段内将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的静电放电电流减小至小于或等于约800毫安。
实施例3：根据实施例1所述的系统，其中所述无源静电放电缓解系统还包括选自以下组的一个或多个电感元件，所述组包括电感器、铁氧体磁珠和扼流圈。
实施例4：根据实施例1所述的系统，其中所述系统进一步包括一个或多个触须。
实施例5：一种用于缓解第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电放电的系统和方法，其包括位于所述第一航天运载器上的有源静电放电系统，其中所述有源静电放电系统操纵等离子体场。
实施例6：根据实施例5所述的系统，其中所述等离子体场是所述第一航天运载器的等离子体场。
实施例7：根据实施例5所述的系统，其中所述等离子体场是所述第二航天运载器的等离子体场。
实施例8：根据实施例5所述的系统，其中所述有源静电放电系统使用电推进装置来操纵所述等离子体场。
实施例9：根据实施例8所述的系统，其中所述电推进装置产生足以将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的电势减小到小于大约+/-200伏的等离子体场。
实施例10：根据实施例8所述的系统，其中所述电推进装置是一个或多个霍尔效应推进器。
实施例11：一种用于缓解第一航天运载器与第二航天运载器之间的静电放电的系统和方法，其包括：推进机构，所述推进机构用于在太空中操纵所述第一航天运载器；捕获机构，所述捕获机构定位在所述第一航天运载器上以用于至少临时地接合所述第一航天运载器与所述第二航天运载器；以及用于在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时无源缓解静电放电的机构。
实施例12：根据实施例11所述的系统，其中用于无源缓解静电放电的机构包括一个或多个触须。
实施例13：根据实施例12所述的系统，其中所述触须在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间提供第一物理接触。
实施例14：根据实施例13所述的系统，其中所述触须配置成在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时接触所述第二航天运载器的发动机。
实施例15：根据实施例14所述的系统，其中当所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时，所述触须定位成在所述第二航天运载器上的任何其它物理结构之前接触所述发动机。
实施例16：根据实施例15所述的系统，其中所述发动机是液体远地点发动机。
实施例17：根据实施例12所述的系统，其中所述捕获机构包括探针。
实施例18：根据实施例17所述的系统，其中所述触须位于所述探针上。
实施例19：根据实施例13所述的系统，其中存在多个触须。
实施例20：根据实施例13所述的系统，其中当所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时，所述触须从所述第一航天运载器沿着朝向所述第二航天运载器所定位的位置的方向延伸。
实施例21：根据实施例13所述的系统，其中所述触须配置成高度柔顺性。
实施例22：根据实施例21所述的系统，其中由扭转弹簧部分地提供所述柔顺性。
实施例23：根据实施例13所述的系统，其中所述触须包括铍铜合金。
实施例24：一种用于缓解第一航天运载器与第二航天运载器之间的静电放电的方法，其包括：在所述第一航天运载器上提供无源静电放电缓解系统，其中所述无源静电放电缓解系统包括一个或多个电阻器；以及配置所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的第一接触，以确保所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的任何静电放电都被引导通过所述无源静电放电缓解系统。
实施例25：根据实施例24所述的方法，其中所述方法还包括在小于或等于约90纳秒的时间段内使用所述无源静电放电缓解系统将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的静电放电电流减小至小于或等于约800毫安。
实施例26：根据实施例24所述的方法，其中所述无源静电放电缓解系统还包括选自以下组的一个或多个电感元件，所述组包括电感器、铁氧体磁珠和扼流圈。
实施例27：根据实施例24所述的方法，其中所述无源静电放电缓解系统还包括一个或多个触须。
实施例28：一种用于缓解第一航天运载器和第二航天运载器之间静电放电的方法，其包括：提供位于所述第一航天运载器上的有源静电放电系统；以及使用所述有源静电放电系统来操纵等离子体场。
实施例29：根据实施例28所述的方法，其中所述等离子体场的所述操纵包括操纵所述第一航天运载器的等离子体场。
实施例30：根据实施例28所述的方法，其中所述等离子体场的所述操纵包括操纵所述第二航天运载器的等离子体场。
实施例31：根据实施例28所述的方法，其中所述等离子体场的所述操纵包括使用电推进装置来操纵所述等离子体场。
实施例32：根据实施例31所述的方法，其中所述方法还包括使用所述电推进装置产生足以将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的所述电势减小到小于大约+/-200伏的等离子体场。
实施例33：根据实施例31所述的方法，其中所述电推进装置是一个或多个霍尔效应推进器。
实施例34：一种用于缓解第一航天运载器与第二航天运载器之间的静电放电的方法，其包括：提供位于所述第一航天运载器上的捕获机构以用于至少暂时地将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合；在太空中操纵所述第一航天运载器靠近所述第二航天运载器；以及提供用于无源缓解所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的静电放电的机构。
实施例35：根据实施例34所述的方法，其中用于无源缓解静电放电的所述机构包括触须。
实施例36：根据实施例35所述的方法，其中所述方法还包括使所述第一航天运载器和所述第二航天运载器物理接触，其中所述触须在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间接合时提供所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的所述第一物理接触。
实施例37：根据实施例36所述的方法，其中所述触须配置成在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时接触所述第二航天运载器的发动机。
实施例38：根据实施例37所述的方法，其中所述触须配置成当所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时在所述第二航天运载器上的任何其它物理结构之前接触所述发动机。
实施例39：根据实施例38所述的方法，其中所述发动机是液体远地点发动机。
实施例40：根据实施例35所述的方法，其中所述捕获机构包括探针。
实施例41：根据实施例40所述的方法，其中所述触须位于所述探针上。
实施例42：根据实施例36所述的方法，其中存在多个触须。
实施例43：根据实施例36所述的方法，其中当所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时，所述触须从所述第一航天运载器沿着朝向所述第二航天运载器所定位的位置的方向延伸。
实施例44：根据实施例36所述的方法，其中所述触须是高度柔顺性的。
实施例45：根据实施例44所述的方法，其中由扭转弹簧部分地提供所述柔顺性。
实施例46：根据实施例36所述的方法，其中所述触须包括铍铜合金。
实施例47：一种用于缓解第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电放电的系统，其包括：位于所述第一航天运载器上的无源静电放电缓解系统，其中所述无源静电放电缓解系统包括一个或多个电阻器；以及位于所述第一航天运载器上的有源静电放电系统，其中所述有源静电放电系统操纵等离子体场。
实施例48：根据实施例47所述的系统，其中所述无源静电放电缓解系统在小于或等于约90纳秒的时间段内将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的静电放电电流减小至小于或等于约800毫安。
实施例49：根据实施例47所述的系统，其中所述无源静电放电缓解系统还包括选自以下组的一个或多个电感元件，所述组包括电感器、铁氧体磁珠和扼流圈。
实施例50：根据实施例47所述的系统，其中所述系统进一步包括一个或多个触须。
实施例51：根据实施例47所述的系统，其中所述等离子体场是所述第一航天运载器的等离子体场。
实施例52：根据实施例47所述的系统，其中所述等离子体场是所述第二航天运载器的等离子体场。
实施例53：根据实施例47所述的系统，其中所述有源静电放电系统使用电推进装置来操纵所述等离子体场。
实施例54：根据实施例53所述的系统，其中所述电推进装置产生的等离子体场足以将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的所述电势减小到小于大约+/-200伏。
实施例55：根据实施例53所述的系统，其中所述电推进装置是一个或多个霍尔效应推进器。
实施例56：根据实施例49所述的系统，其中所述触须配置成在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间提供所述第一物理接触。
实施例57：根据实施例56所述的系统，其中所述触须配置成接触所述第二航天运载器的发动机。
实施例58：根据实施例57所述的系统，其中所述触须配置成在所述第二航天运载器上的任何其它物理结构之前接触所述发动机。
实施例59：根据实施例49所述的系统，其中捕获机构包括探针。
实施例60：根据实施例59所述的系统，其中所述触须位于所述探针上。
实施例61：根据实施例60所述的系统，其中存在多个触须。
实施例62：根据实施例60所述的系统，其中当所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时，所述触须从所述第一航天运载器沿着朝向所述第二航天运载器所定位的位置的方向延伸。
实施例63：根据实施例60所述的系统，其中所述触须是高度柔顺性的。
实施例64：根据实施例63所述的系统，其中由扭转弹簧部分地提供所述柔顺性。
实施例65：根据实施例60所述的系统，其中所述触须包括铍铜合金。
实施例66：一种用于缓解第一航天运载器与第二航天运载器之间的静电放电的方法，其包括：提供位于所述第一航天运载器上的有源静电放电系统；使用所述有源静电放电系统操纵等离子体场；在所述第一航天运载器上提供无源静电放电缓解系统，其中所述无源静电放电缓解系统包括一个或多个电阻器；以及配置所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的第一接触，以确保所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的任何静电放电都被引导通过所述无源静电放电缓解系统。
实施例67：根据实施例66所述的方法，其中所述方法还包括在小于或等于约90纳秒的时间段内使用所述无源静电放电缓解系统将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的静电放电电流减小至小于或等于约800毫安。
实施例68：根据实施例66所述的方法，其中所述无源静电放电缓解系统还包括选自以下组的一个或多个电感元件，所述组包括电感器、铁氧体磁珠和扼流圈。
实施例69：根据实施例66所述的方法，其中所述无源静电放电缓解系统还包括一个或多个触须。
实施例70：根据实施例66所述的方法，其中所述等离子体场的所述操纵包括操纵所述第一航天运载器的等离子体场。
实施例71：根据实施例66所述的方法，其中所述等离子体场的所述操纵包括操纵所述第二航天运载器的等离子体场。
实施例72：根据实施例66所述的方法，其中所述等离子体场的所述操纵包括使用电推进装置来操纵所述等离子体场。
实施例73：根据实施例72所述的方法，其中所述方法还包括使用所述电推进装置产生足以将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的所述电势减小到小于大约+/-200伏的等离子体场。
实施例74：根据实施例72所述的方法，其中所述电推进装置是一个或多个霍尔效应推进器。
实施例75：根据实施例69所述的方法，其中所述方法还包括使所述第一航天运载器和所述第二航天运载器物理接触，其中所述触须在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间接合时提供所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的第一物理接触。
实施例76：根据实施例75所述的方法，其中所述触须配置成接触所述第二航天运载器的发动机。
实施例77：根据实施例76所述的方法，其中所述触须配置成在所述第二航天运载器上的任何其它物理结构之前接触所述发动机。
实施例78：根据实施例76所述的方法，其中所述发动机是液体远地点发动机。
实施例79：根据实施例68所述的方法，其中捕获机构包括探针。
实施例80：根据实施例79所述的方法，其中所述触须位于所述探针上。
实施例81：根据实施例80所述的方法，其中当所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时，所述触须从所述第一航天运载器沿着朝向所述第二航天运载器所定位的位置的方向延伸。
实施例82：根据实施例69所述的方法，其中所述触须是高度柔顺性的。
实施例83：根据实施例82所述的方法，其中由扭转弹簧部分地提供所述柔顺性。
实施例84：根据实施例68所述的方法，其中所述触须包括铍铜合金。
上面描述并在附图中示出的本公开的实施例不限制本公开的范围，本公开的范围由所附权利要求书及其合法等同物的范围所涵盖。任何等同的实施例都在本公开的范围内。实际上，除了本文示出和描述的内容之外，本公开内容的各种修改形式(诸如所描述的元件的替代有用组合)对于本领域技术人员而言将是显而易见的。此类修改和实施例也落入所附权利要求书和等同物的范围内。选择本文中使用的术语以解释实施例的原理、对市场上发现的技术的实际应用或技术上的改进，或者使本领域的其他普通技术人员能够理解本文公开的实施例。
Claims (15)
1.一种用于缓解第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电放电的系统，所述系统包括：
位于所述第一航天运载器上的有源静电放电系统，其中，所述有源静电放电系统配置成使用所述第一航天运载器上的电推进装置，以通过在等离子体场中吞没所述第一航天运载器、所述第二航天运载器、或所述第一航天运载器和所述第二航天运载器两者来减小所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的电势。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述有源静电放电系统配置成操纵所述第一航天运载器或所述第二航天运载器中的仅一个航天运载器的所述等离子体场。
3.根据权利要求2或3所述的系统，其中，所述电推进装置配置成产生所述等离子体场，所述等离子体场配置成将所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的所述电势减小到小于大约+/-200伏。
4.根据权利要求2或3所述的系统，其中，所述电推进装置是一个或多个霍尔效应推进器。
5.根据权利要求2或3所述的系统，所述系统还包括位于所述第一航天运载器上的无源静电放电缓解系统，其中，所述无源静电放电缓解系统包括一个或多个电阻器、以及电连接至所述一个或多个电阻器的一个或多个柔顺构件。
6.根据权利要求5所述的系统，其中，所述一个或多个柔顺构件包括触须。
7.根据权利要求5所述的系统，其中，所述一个或多个柔顺构件配置成当所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间提供第一物理接触。
8.根据权利要求5所述的系统，其中，所述一个或多个柔顺构件定位在所述第一航天运载器上，以在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时从所述第一航天运载器沿着朝向所述第二航天运载器所定位的位置的方向延伸。
9.一种用于缓解第一航天运载器和第二航天运载器之间的静电放电的系统，所述系统包括：
推进机构，所述推进机构用于在太空中操纵所述第一航天运载器；
捕获机构，所述捕获机构待定位在所述第一航天运载器上，以用于至少暂时地接合所述第一航天运载器和所述第二航天运载器；以及
用于缓解静电放电的机构，所述用于缓解静电放电的机构配置成使用所述第一航天运载器上的所述推进机构，以通过在等离子体场中吞没所述第一航天运载器、所述第二航天运载器、或所述第一航天运载器和所述第二航天运载器两者来减小所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的电势。
10.根据权利要求9所述的系统，所述系统还包括用于无源缓解静电放电的机构，其中，所述用于无源缓解静电放电的机构包括一个或多个电阻器、以及电连接至所述一个或多个电阻器的一个或多个柔顺构件，其中，所述一个或多个柔顺构件包括导电材料，其中，所述一个或多个柔顺构件配置成使得当所述第一航天运载器和所述第二航天运载器接合时所述一个或多个柔顺构件中的其中一个在所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间提供第一物理接触。
11.根据权利要求10所述的系统，其中，所述一个或多个柔顺构件的柔顺性至少部分地由扭转弹簧提供。
12.根据权利要求10所述的系统，其中，所述一个或多个柔顺构件与所述捕获机构电隔离。
13.根据权利要求12所述的系统，所述系统还包括用于将所述一个或多个柔顺构件与所述捕获机构电隔离的一个或多个绝缘柱。
14.一种用于缓解第一航天运载器与第二航天运载器之间的静电放电的方法，所述方法包括：
使所述第一航天运载器与所述第二航天运载器会合；
通过静电放电系统来缓解所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的静电放电，所述静电放电系统配置成使用所述第一航天运载器上的电推进装置，以通过在等离子体场中吞没所述第一航天运载器、所述第二航天运载器、或所述第一航天运载器和所述第二航天运载器两者来减小所述第一航天运载器和所述第二航天运载器之间的电势；以及
通过定位在所述第一航天运载器或所述第二航天运载器中的至少一个航天运载器上的捕获机构来固定所述第一航天运载器和所述第二航天运载器，以使所述第一航天运载器和所述第二航天运载器至少临时地接合。
15.根据权利要求14所述的方法，所述方法还包括用等离子体场吞没所述第一航天运载器和所述第二航天运载器两者。
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