RU2020776C1

RU2020776C1 - Method of spacecraft electrization control and device for its accomplishment

Info

Publication number: RU2020776C1
Authority: RU
Inventors: Г.В. Бабкин; Э.М. Юлдашев
Original assignee: Центральный научно-исследовательский институт машиностроения
Priority date: 1990-09-06
Filing date: 1990-09-06
Publication date: 1994-09-30

Abstract

FIELD: elimination of electrostatic charges set up on the surface of spacecraft (satellites) and its fragments. SUBSTANCE: method consists in formation of ion-plasma counter flows, deceleration of flows on obstructions, with the electron and/or ion secondary emission ratio being ≥ 1 within the flowrate range of ion-plasma flow, as well as in the direction of flow normally to the spacecraft surface towards its center of masses. The device implementing the method uses ion-plasma engines oriented in opposition or directed to flow receivers, whose surface is activated by substance with σ > 1, or directed to the spacecraft surface towards its center of masses. Modifications of the method and device are described in the additional articles of the patent claim. EFFECT: enhanced effectiveness of electrization control and reduced dynamic and electromagnetic interference. 5 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к технике нейтрализации наведенного электростатического заряда на элементах и фрагментах поверхности космических аппаратов (КА) научно-исследовательского и народно-хозяйственного назначения вследствие статической электризации при полете аппаратов на высоких (в частности, геостационарной и высокоэллиптических) орбитах, а также на более низких орбитах, пересекающих полярные области ионосферы Земли, и при испытании натурных КА, их моделей, фрагментов и элементов в моделирующих условия электризации вакуумных стендах на Земле. The invention relates to a technique for neutralizing the induced electrostatic charge on elements and surface fragments of spacecraft (SC) for research and economic purposes due to static electrification during the flight of vehicles in high (in particular, geostationary and highly elliptical) orbits, as well as in lower orbits crossing the polar regions of the Earth’s ionosphere, and when testing full-scale spacecraft, their models, fragments and elements in modeling the electrification conditions of vacuum walls dah on earth.

Электризация КА при его полете в верхних слоях атмосферы приводит к дифференциальной зарядке отдельных фрагментов аппарата отрицательным электростатическим зарядом до уровня потенциала в десяток киловольт, что может привести к пробою и электростатическому разряду (ЭСР) с последующим электромагнитным помеховым (ЭМП) поражением штатной и экспериментальной бортовой аппаратуры. Поэтому нейтрализация остаточных электростатических зарядов отдельных фрагментов путем регулирования электризации КА является актуальной проблемой современной космической техники. Electrification of a spacecraft during its flight in the upper atmosphere leads to the differential charging of individual fragments of the vehicle with a negative electrostatic charge to a potential level of tens of kilovolts, which can lead to breakdown and electrostatic discharge (ESD) with subsequent electromagnetic interference (EMF) damage to standard and experimental avionics . Therefore, the neutralization of the residual electrostatic charges of individual fragments by controlling the electrification of the spacecraft is an urgent problem of modern space technology.

Обзор зарубежного опыта в исследовании проблемы электризации КА дан в тематическом выпуске журнала "Аэрокосмическая техника", N 3; 1986, в котором в качестве перспективных средств рассматриваются электронные и ионные двигатели. A review of foreign experience in the study of the problem of spacecraft electrification is given in the thematic issue of the journal "Aerospace Engineering", N 3; 1986, in which electronic and ion engines are considered promising means.

Электронные эмиттеры практически не влияют на динамику движения КА, однако они не позволяют существенно влиять на дифференциальную зарядку и снижать уровень электромагнитных помех из-за ограниченной возможности регулирования электризации КА. Electronic emitters practically do not affect the dynamics of the spacecraft, however, they do not significantly affect the differential charging and reduce the level of electromagnetic interference due to the limited ability to control the electrification of the spacecraft.

Более эффективно регулируют электризацию КА ионные двигатели, которые позволяют практически исключить опасные уровни дифференциальной зарядки и снизить ЭМП. Однако они существенно влияют на динамику аппарата. Ion engines, which can virtually eliminate dangerous levels of differential charging and reduce EMF, more effectively regulate the electrification of spacecraft. However, they significantly affect the dynamics of the device.

Техническое решение на основе использования ионно-плазменных потоков на выходе ионных двигателей для регулирования электризации КА наиболее близко по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому изобретению и является прототипом. The technical solution based on the use of ion-plasma flows at the output of ion engines to control the electrification of the spacecraft is closest in technical essence and the achieved result to the claimed invention and is a prototype.

Работа двигателей хотя и способствует снижению электризации, но из-за реактивного воздействия либо нарушает ориентацию аппарата, либо меняет его орбиту, что в огромном большинстве случаев недопустимо. The operation of engines, although it helps to reduce electrification, but due to reactive action either disrupts the orientation of the apparatus or changes its orbit, which in the vast majority of cases is unacceptable.

Целью изобретения является повышение эффективности регулирования электризации КА при одновременном снижении уровня динамических помех, обусловленных нарушением режима движения КА на орбите, и электромагнитных помех, вызываемых электростатическими разрядами в условиях электризации КА. The aim of the invention is to increase the efficiency of regulation of the electrification of the spacecraft while reducing the level of dynamic noise caused by the violation of the motion mode of the spacecraft in orbit, and electromagnetic interference caused by electrostatic discharges in the conditions of electrification of the spacecraft.

Для достижения цели в способе регулирования электризации КА, основанном на нейтрализации электростатического заряда поверхности аппарата с использованием ионно-плазменного потока, при нейтрализации одновременно генерируют два или более попарно-встречно или противоположно направленных потока с взаимной компенсацией их реактивного силового воздействия на аппарат. To achieve the goal, in the method of controlling the electrification of the spacecraft, based on the neutralization of the electrostatic charge of the surface of the apparatus using an ion-plasma flow, when neutralizing, two or more pairwise-counter or oppositely directed flows are simultaneously generated with mutual compensation of their reactive force on the apparatus.

Кроме того, ионно-плазменные потоки направляют на преграды, которые в процессе торможения потоков снижают их реактивное силовое воздействие на аппарат и одновременно эмиттируют вторичный поток электронов для дополнительной нейтрализации электростатического заряда поверхности аппарата. In addition, ion-plasma flows are directed to obstacles that, during the braking of flows, reduce their reactive force on the apparatus and at the same time emit a secondary stream of electrons to additionally neutralize the electrostatic charge on the surface of the apparatus.

Особенностью является также то, что ионно-плазменные потоки направляют на фрагменты поверхности аппарата, которые используют в качестве преград для торможения потоков и гашения их реактивного воздействия на аппарат. A feature is also the fact that ion-plasma flows are directed to fragments of the surface of the apparatus, which are used as barriers to inhibit flows and quench their reactive effects on the apparatus.

Для достижения цели в устройстве осуществления предлагаемого способа регулирования электризации КА, содержащем используемые для нейтрализации электростатического заряда поверхности аппарата ионно-плазменные двигатели, симметрично с ориентацией навстречу выходу каждого ионно-плазменного двигателя вдоль его оси симметрии установлен второй ионно-плазменный двигатель с эквивалентным механическим импульсом. To achieve the goal, in the device for the implementation of the proposed method for controlling the electrification of the spacecraft containing ion-plasma engines used to neutralize the electrostatic charge of the apparatus surface, a second ion-plasma engine with an equivalent mechanical impulse is installed symmetrically towards the output of each ion-plasma engine along its axis of symmetry.

Кроме того, в устройстве регулирования электризации КА симметрично с ориентацией навстречу выходу каждого ионно-плазменного двигателя вдоль его оси симметрии установлен потокоприемник, внутренняя поверхность которого покрыта веществом с коэффициентом вторичной эмиссии электронов (ионов) σ≥1 для реализуемого диапазона скоростей ионно-плазменного потока на выходе ионно-плазменного двигателя. Выход ионно-плазменного двигателя ориентирован в направлении центра масс аппарата нормально к его поверхности. In addition, in the spacecraft electrification control device, a flow receiver is installed symmetrically with the orientation toward the exit of each ion-plasma engine along its axis of symmetry, the inner surface of which is coated with a substance with a secondary emission coefficient of electrons (ions) σ≥1 for the realizable range of velocities of the ion-plasma flow at the output of the ion-plasma engine. The output of the ion-plasma engine is oriented toward the center of mass of the apparatus normally to its surface.

Сопоставительный анализ заявляемых решений и прототипа показывает, что заявляемые способ и устройство содержат отличительные признаки, которые свидетельствуют о соответствии заявленного технического решения как критерию "Новизна", так и критерию "Существенные отличия", так как эти признаки придают заявленным объектам новые свойства, отсутствующие в прототипе. При поиске дополнительных источников информации не были обнаружены аналоги, содержащие признаки, отличающие заявляемые решения от прототипа. Таким образом, заявляемые объекты соответствуют критерию изобретения "Существенные отличия". A comparative analysis of the claimed solutions and the prototype shows that the claimed method and device contain distinctive features that indicate compliance with the claimed technical solution as the criterion of "Novelty" and the criterion of "Significant differences", as these signs give the claimed objects new properties that are not present in prototype. When searching for additional sources of information were not found analogues containing signs that distinguish the claimed solutions from the prototype. Thus, the claimed objects meet the criteria of the invention "Significant differences".

Реализацию способа регулирования электрилизации КА иллюстрирует функциональная схема, представленная на чертеже. The implementation of the method of regulating the electrification of the spacecraft is illustrated by the functional diagram shown in the drawing.

На корпусе 1 аппарата с диэлектрическим покрытием 2 установлен ионно-плазменный двигатель 3 с выходом 4, ориентированным на выход 5 другого симметрично установленного на корпусе аппарата ионно-плазменного двигателя 6 с эквивалентным механическим импульсом. Согласно альтернативному варианту устройства выходы 4,5 двигателей направлены на симметрично размещенные вдоль их осей симметрии потокоприемники 7 и 8, поверхность которых покрыта веществом, эффективно эмитирующим электроны (ионы). Согласно третьему варианту устройства, выходы (аноды) 9 и 10 ионно-плазменных двигателей 11 и 12 ориентированы нормально к поверхности аппарата в направлении к его центру масс. Эти двигатели на чертеже изображены более подробно: указаны их катоды 13 и 14, рабочие камеры 15. Рабочий газ (например, ксенон) подается в эти двигатели через общий тракт 16, электропитание поступает к катодам через шины 17, а к анодам через шину 18 - соответственно от конденсаторов 19 и 20. Конденсаторы 21 и 22 блока 23 электропитания подключены к катодам ионно-плазменных двигателей 3 и 6 через автономные блоки 24 и 25, обеспечивающие автоматику и коммутацию рабочего газа в камеру двигателей 3 и 6 через регуляторы 26 и 27 расхода, а в рабочие камеры двигателей 11 и 12 - через импульсные натекатели 28 и 29, трубопроводы 30 и 31, подключенные к общему тракту 16 подачи рабочего газа. Автономные блоки 24 и 25, блок 23 электропитания и импульсные натекатели 28, 29 связаны с блоком 32 управления, который формирует сигналы управления в зависимости от показания датчиков 33 и 34. На чертеже показаны также искусственная внешняя собственная атмосфера (СВА) 35, которая формируется при работе двигателей, и поток электронов 36, который отрицательно заряжает диэлектрическое покрытие 2 корпуса КА. An ion-plasma engine 3 is installed on the housing 1 of the apparatus with a dielectric coating 2 with an output 4 oriented to the output 5 of another ion-plasma engine 6 symmetrically mounted on the housing of the apparatus with an equivalent mechanical impulse. According to an alternative embodiment of the device, the outputs of 4.5 motors are directed to flow collectors 7 and 8 symmetrically placed along their axis of symmetry, the surface of which is coated with a substance that effectively emits electrons (ions). According to the third embodiment of the device, the outputs (anodes) 9 and 10 of the ion-plasma engines 11 and 12 are oriented normally to the surface of the apparatus in the direction of its center of mass. These engines are shown in more detail in the drawing: their cathodes 13 and 14, working chambers are indicated 15. Working gas (for example, xenon) is supplied to these engines through a common path 16, power is supplied to the cathodes via bus 17, and to the anodes through bus 18 respectively, from the capacitors 19 and 20. The capacitors 21 and 22 of the power supply unit 23 are connected to the cathodes of the ion-plasma engines 3 and 6 through autonomous units 24 and 25, which ensure automation and switching of the working gas into the chamber of the engines 3 and 6 through the flow controllers 26 and 27, and in the working chambers of engines 1 1 and 12 - through pulse leaks 28 and 29, pipelines 30 and 31 connected to a common path 16 for supplying working gas. Autonomous units 24 and 25, the power supply unit 23 and the pulse leaks 28, 29 are connected to the control unit 32, which generates control signals depending on the readings of the sensors 33 and 34. The figure also shows the artificial external own atmosphere (CBA) 35, which is formed when the operation of the engines, and the electron flow 36, which negatively charges the dielectric coating 2 of the spacecraft body.

При реализации способа регулирования электризацией КА устройство для его осуществления работает следующим образом. When implementing the method of controlling the electrification of the spacecraft, the device for its implementation works as follows.

При полете спутника на геостационарной орбите потоки электронов 36 из окружающей аппарат плазмы отрицательно заряжают диэлектрические покрытия 2 его корпуса 1, что приводит к различной (дифференциальной) зарядке участков поверхности аппарата и к различию их потенциалов относительно корпуса и друг друга, что фиксируется датчиками 33 и 34. В прототипе практически на орбите были опробированы различные способы (электронные эмиттеры, ионные двигатели) и было установлено, что эффективное регулирование электризации спутника осуществляют ионные двигатели. Из их размещения на спутнике ATS-5 очевидно, что включения ионных двигателей одновременно или в разные моменты времени будут нарушать режим движения аппарата. Поэтому в предлагаемом устройстве осуществления способа регулирования электризации КА по сигналам датчиков 33 и 34 одновременно генерируют два встречно направленных потока с взаимной компенсацией их реактивного силового воздействия на аппарат, что создает у нейтрализуемой поверхности 2 искусственную внешнюю собственную атмосферу (СВА), которая парирует воздействие электронных потоков 36 и препятствует возрасчтанию потенциалов на отдельных участках благодаря их разрядке через прилегающую к поверхности более плотную плазму. Практика эксплуатации КА на более низких орбитах ( ≈ 300 км) с более плотной окружающей аппарат плазмой (n_e ≈ 10⁶ см^-3) свидетельствует об отсутствии опасной электризации и соответственно помехового воздействия ЭСР, например, на станции "Мир". Поэтому два встречных ионных потока не только снижают динамическое помеховое воздействие на аппарат, но способствуют снижению одновременно электромагнитных помех, обусловленных ЭСР.When the satellite is flying in geostationary orbit, the electron flows 36 from the plasma surrounding the spacecraft negatively charge the dielectric coatings 2 of its body 1, which leads to different (differential) charging of the surface parts of the spacecraft and to a difference in their potentials relative to the body and each other, which is detected by sensors 33 and 34 In the prototype, practically in orbit, various methods were tested (electronic emitters, ion engines) and it was found that the ionization of the satellite is effectively regulated by ion engines. From their placement on the ATS-5 satellite, it is obvious that the inclusion of ion engines simultaneously or at different points in time will violate the mode of movement of the device. Therefore, in the proposed device for the implementation of the method of regulating the electrification of the spacecraft according to the signals of the sensors 33 and 34, two counter-directed flows are simultaneously generated with mutual compensation of their reactive force on the apparatus, which creates an artificial external intrinsic atmosphere (IAS) at the neutralized surface 2, which counteracts the influence of electron flows 36 and prevents the potentials from being calculated in separate areas due to their discharge through a denser plasma adjacent to the surface. The practice of operating the spacecraft in lower orbits (≈ 300 km) with a denser plasma surrounding the apparatus (n _e ≈ 10 ⁶ cm ^-3 ) indicates the absence of dangerous electrification and, accordingly, the interference effect of ESD, for example, at Mir station. Therefore, two opposing ion fluxes not only reduce the dynamic interference effect on the device, but also contribute to the reduction of electromagnetic interference due to ESD.

В соответствии с вышеизложенным блок 32 управления на основании информации датчиков 33 и 34 вырабатывает сигналы управления для блока 23 электропитания, в котором начинают заряжаться конденсаторы 21 и 22, и на автономные блоки 24 и 25, обеспечивающие автоматику и коммутацию рабочего газа, в камеру двигателей 3 и 6 через регуляторы расхода 26 и 27. В результате на двигателях 3, 6 устанавливается идентичный режим, обеспечивающий равенство реактивных механических импульсов от ионно-плазменных потоков на выходах двигателей 4 и 5. По показаниям датчиков 33 и 34 отслеживается снижение уровня электризации в контролируемой зоне. При использовании датчиков поля типа зонд-заряд эти данные поступают в блок 32 управления непосредственно в виде потенциалов, что позволяет отслеживать дифференциальную зарядку и автоматически обеспечивать повторное включение двигателей 36 при приближении потенциалов к критическому уровню, при котором вероятность пробоя и электростатического разряда (ЭСР) с генерацией ЭМП близка к 1. In accordance with the foregoing, the control unit 32, based on the information of the sensors 33 and 34, generates control signals for the power supply unit 23, in which the capacitors 21 and 22 begin to charge, and on the autonomous units 24 and 25, which provide automation and switching of the working gas, into the engine chamber 3 and 6 through flow controllers 26 and 27. As a result, an identical mode is established on engines 3, 6, ensuring equality of reactive mechanical pulses from ion-plasma flows at the outputs of engines 4 and 5. According to the readings of sensors 33 and 34, the decrease in the level of electrification in the controlled area is monitored. When using field sensors of the probe-charge type, this data enters the control unit 32 directly in the form of potentials, which makes it possible to monitor differential charging and automatically re-enable the motors 36 when potentials approach a critical level at which the probability of breakdown and electrostatic discharge (ESD) with EMF generation is close to 1.

На чертеже для компактности совместно отражены и альтернативные варианты устройства. Так, согласно второму варианту устройства, ионно-плазменные потоки с выходов 4 и 5 двигателей 3 и 6 направлены на симметрично установленные потокоприемники 11 и 12, поверхность которых покрыта веществом с коэффициентом вторичной эмиссии электронов (ионов) σ≥ 1. Особенно целесообразно использование электронных эмиттеров, как это показывает практика их эксплуатации на аппаратах ATS-5 и ATS-6. Однако на этих спутниках в качестве электронных эмиттеров использовались накаливаемые проволоки с ограниченным ресурсом и большим энергопотреблением. При нанесении на металлическую подложку различных покрытий можно увеличивать токи вторичной эмиссии по отношению к падающему потоку в десятки и сотни раз, т. е. более эффективно в 10-100 раз регулировать электризацию аппарата, чем в аналогах. При наличии электростатического поля у поверхности аппарата вследствие электризации ионно-плазменные потоки становятся пусковым механизмом для самоподдерживающей эмиссии, а диэлектрические поверхности потокоприемников 7 и 8 могут практически безынерционно эмитировать вторичные электроны под воздействием ионно-плазменного потока, что качественно отличает предложенное устройство от аналогов. In the drawing, for compactness, alternative devices are also shown together. So, according to the second variant of the device, the ion-plasma flows from the outputs 4 and 5 of the engines 3 and 6 are directed to symmetrically mounted flow receivers 11 and 12, the surface of which is coated with a substance with a secondary emission coefficient of electrons (ions) σ≥ 1. It is especially advisable to use electronic emitters , as the practice of their operation on the ATS-5 and ATS-6 devices shows. However, on these satellites incandescent wires with a limited resource and high energy consumption were used as electronic emitters. When applying various coatings to a metal substrate, it is possible to increase the secondary emission currents with respect to the incident flux tens and hundreds of times, i.e., it is more efficient to regulate the apparatus electrification 10-100 times than in analogues. In the presence of an electrostatic field near the surface of the apparatus due to electrification, ion-plasma flows become the trigger for self-sustaining emission, and the dielectric surfaces of the flow receivers 7 and 8 can practically emit secondary electrons under the influence of the ion-plasma flow, which qualitatively distinguishes the proposed device from analogues.

Согласно третьему варианту устройства, ионно-плазменные потоки с выходов 9 и 10 ионно-плазменных двигателей 11 и 12 направлены на диэлектрическую поверхность 2 нормально и ориентированы к центру масс аппарата. В результате работы этих двигателей механическое воздействие на режтим движения КА практически не оказывается, однако, как и в первом варианте устройства, вблизи поверхности аппарата 2 в зоне контроля датчиков 33 и 34 по их сигналам при воздействии электронного потока 36 создается СВА 35. Как показано на чертеже, этот процесс может происходить более оперативно в импульсном режиме. По показаниям датчиков 33 и 34 блок 32 управления выдает команду в блок 23 электропитания на зарядку конденсаторов 19 и 20 и в блоки 24 и 25 - на коммутацию рабочего газа через импульсные натекатели 28 и 29 и общий трубопровод 16 в рабочие камеры 15 импульсных плазменных двигателей 11 и 12. При этом момент запуска двигателей устанавливается по независимым каналам управления от блока 32 управленимя к импульсным натекателмя 28 и 29. В результате импульсной подачи порций газа в рабочие камеры 15 между анодами 9 и 10 и катодами 13 и 14 зажигается электрический разряд конденсаторов 19 и 20 на межэлектродный плазменный промежуток, в результате которого рабочий газ в ионизированном состоянии истекает с малой скоростью из рабочих камер 15 и растекается вдоль поверхности 2, снимая электростатический заряд и выравнивания потенциалы. При недостаточности первой порции газа для нейтрализации, что устанавливается по показаниям датчиков 33 и 34, автоматически осуществляются повторные напуски газа в рабочие камеры двигателей 11 и 12. При необходимости рабочий процесс ионизации можно реализовать только в одной камере, что иллюстрируется индивидуальным подключением через шины 17 и 18 конденсаторов 19 и 20 к электродам 9 и 13 (10 и 14) и возможностью их независимой зарядки в блоке 23 электропитания. According to a third embodiment of the device, the ion-plasma flows from the outputs 9 and 10 of the ion-plasma engines 11 and 12 are directed to the dielectric surface 2 normally and oriented towards the center of mass of the apparatus. As a result of the operation of these engines, the mechanical effect on the motion of the spacecraft practically does not occur, however, as in the first embodiment of the device, near the surface of the apparatus 2 in the control zone of the sensors 33 and 34, CBA 35 is created from their signals when the electron beam 36 is exposed. As shown in drawing, this process can occur more quickly in a pulsed mode. According to the readings of the sensors 33 and 34, the control unit 32 issues a command to the power supply unit 23 to charge the capacitors 19 and 20 and to the blocks 24 and 25 - to switch the working gas through the pulse leaks 28 and 29 and the common pipeline 16 to the working chambers 15 of the pulse plasma engines 11 and 12. In this case, the start time of the engines is set via independent control channels from the control unit 32 to the pulsed streams 28 and 29. As a result of the pulsed supply of gas portions to the working chambers 15 between the anodes 9 and 10 and the cathodes 13 and 14, an electric discharge is ignited condensers 19 and 20 at the plasma interelectrode gap as a result of which the working gas in the ionized state expires at a low speed from the working chambers 15 and flows along the surface 2, and removing the electrostatic charge equalization potentials. If the first portion of gas is insufficient to neutralize, which is determined by the readings of sensors 33 and 34, gas is re-injected into the working chambers of engines 11 and 12 automatically. If necessary, the ionization working process can be implemented in only one chamber, as illustrated by individual connection via buses 17 and 18 capacitors 19 and 20 to the electrodes 9 and 13 (10 and 14) and the possibility of their independent charging in the power supply unit 23.

На основании вышеизложенного технико-экономическое преимущество предложенного технического решения перед аналогами состоит в возможности более оперативно и эффективно решать задачу нейтрализации электростатического заряда диэлектрической поверхности аппарата в условиях существенного снижения механического и электромагнитного помехового воздействия на режим функционирования КА. Based on the foregoing, the technical and economic advantage of the proposed technical solution over analogues consists in the possibility of more quickly and efficiently solving the problem of neutralizing the electrostatic charge of the dielectric surface of the apparatus in conditions of a significant reduction in the mechanical and electromagnetic interference effect on the SC functioning mode.

Claims

1. A method of regulating the electrification of a spacecraft by neutralizing the electrostatic charge of fragments of the surface of the spacecraft by ion-plasma flows with the formation of its own artificial external atmosphere, characterized in that, in order to increase the efficiency of regulation while reducing the level of dynamic and electromagnetic interference, fix the level of electrification , ion-plasma flows create in the form of at least two separate pairwise counter or oppositely directed currents with mutually mutual compensation of their power action on the apparatus and the outside atmosphere own braking device is formed on these streams neutralized surface.

2. The method according to claim 1, characterized in that, in order to improve the compensation of the force effect of ion-plasma flows with their incomplete pairwise compensation, barriers are installed in the path of the uncompensated part of the flow for its additional braking.

3. The method according to PP. 1 and 2, characterized in that at least part of the flows are directed to obstacles with a secondary emission coefficient of more than one.

4. A device for controlling the electrification of a spacecraft, containing sensors for monitoring the level of electrification of fragments of the surface of the apparatus and neutralizers in the form of ion-plasma engines with power supply, control and supply of the working substance to the engine chambers, characterized in that, in order to increase the efficiency of regulation while lowering the level dynamic and electromagnetic interference, on neutralizable fragments at least two conjugate sensors of the electrification level and one ion-plasma pair are installed nnyh engines symmetrically coaxially oriented counter or opposite to the outlet nozzles, wherein the working substance supply channels in the engine chamber and the power supply circuit and engine control executed conjugate, the latter being connected to a common control unit which outputs are connected with paired sensors monitor the levels of neutralization fragments.

5. The device according to claim 4, characterized in that the output nozzles of the ion-plasma engines are oriented toward the center of mass of the apparatus normal to its surface.