LEO大型载人航天器主动电位控制技术进展

周昊澄，张天平

（兰州空间技术物理研究所真空技术与物理重点实验室，甘肃兰州 730000）

LEO大型载人航天器主动电位控制技术进展

周昊澄，张天平

（兰州空间技术物理研究所真空技术与物理重点实验室，甘肃兰州 730000）

LEO大型载人航天器主动电位控制技术可以有效的防护空间等离子体充放电效应对于航天器造成的安全隐患，确保航天员出舱和航天器空间对接作业的顺利完成。通过研究LEO大型载人航天器与空间等离子体的相互作用，从原理上认识空间等离子体对于航天器的危害程度。分析回顾国外主动电位控制技术在LEO大型载人航天器上的成功应用及发展情况，得出启示和初步的主动电位控制系统设计设想。对比国内外主动电位控制领域的核心技术，对主动电位控制技术的发展和应用提出了建议。

LEO大型载人航天器；主动电位控制；等离子体；航天器充电；接触器；空心阴极

0 引言

随着“天宫一号”大型载人航天器的成功在轨运行，我国LEO大型载人航天器承担的科研任务不断增加，一些空间安全隐患也已逐渐浮现出来。由于LEO大型载人航天器与空间等离子体相互作用会在两者之间产生高电势差的壳层，对航天员出舱和载人飞船对接作业产生很多安全隐患。以前经常采用被动电位控制，被动电位控制是指在LEO大型载人航天器的设计和生产过程中，从形状、结构、材料和工艺等方面采取防止或减轻充电的各种措施。主要方法是：表面分区接地和涂敷特殊性能材料。为降低电荷累积量，尽量采用金属表面或表面金属化，使沉积在表面的电荷通过接地导走。

但是，随着高能太阳电池阵的使用，其壳层内的电位差大大增大，这种被动的电位控制方法已经无法防护高电势差所带来的安全隐患。ISS国际空间站和俄罗斯和平号空间站都已成功的应用了主动电位控制技术，已确保空间环境内重要作业的顺利完成。主动电位控制技术是指：在空间等离子体外安装一个与空间地相连的等离子体接触器，向空间等离子体发射一道低能等离子体束，来弥补其充入太阳帆板的电子，使LEO大型载人航天器和空间等离子体的电位差始终处于平衡状态，从而实现LEO大型载人航天器的主动电位控制。

文章重点结合了LEO大型载人航天器对于主动电位控制技术的需求，对LEO大型载人航天器与环境等离子体的相互作用进行了阐述。简单介绍了国外主动电位控制技术的发展，并阐述了主动电位控制设计的设想，提出了未来发展建议。

1 LEO大型载人航天器对主动电位控制的需求

1.1 LEO大型航天器与空间等离子体相互作用

由于LEO大型载人航天器（ISS国际空间站，运行倾角为42°、高度为350～450 km的轨道）轨道处于地球电离层的F2区，该区域充满了大量高密度低温等离子体[1]。在LEO大型载人航天器刚进入空间等离子体环境中时，由于空间等离子体内的电子运动速度远大于航天器的轨道速度和相同环境下的离子运动速度，故在相同时间内打到卫星表面的电子数远大于离子数，从而使得航天器表面带一定大小的负电[2-3]，如图1所示。

图1 充电效应前的空间等离子体

LEO大型载人航天器的充电过程在太阳能电池阵列开始产生操作电压，并且机体与等离子体充分接触，吸收足量电子以使电压转负的时候开始[4]。目前，LEO大型载人航天器太阳阵的电压有100 V和160 V两种。

以100 V电池阵为例。在空间环境中，LEO大型载人航天器的核心舱主体结构（相对电位为-15 V）和太阳帆板（相对电位为+85 V）存在100 V的电位差（LEO大型载人航天器工作电压），和空间等离子体（相对电位为0 V）存在15 V的电位差，如图1所示。当太阳帆板和空间等离子体出现充电现象时这种平衡将被打破，LEO大型载人航天器和空间等离子间将产生存在高电位差的壳层。现在假定太阳帆板在空间等离子体内的相对充电效率为90%，其吸引电子充电量为-90 V相对电位从+85 V降至-5 V，此时LEO大型载人航天器主体的相对电位为-115 V，空间等离子体由于电子减少相对点位升至+90 V。

此时航天员如果需要出舱活动时其身体电位为-115 V，空间等离子体的电位为+90 V，航天员与空间等离子体壳层环境存在205 V的电位差，如图2所示。而人体所能承受的最大电位差为40 V、电流为0.1 A，航天员出舱时空间等离子体会对航天员进行持续的瞬间放电，而且在航天服表面产生弧形放电使其电流大于安全值的100倍以上，对航天员的生命安全造成极大的危害。并且在LEO大型载人航天器对接作业时，由于两个航天器采用不同的电源单元，LEO大型载人航天器核心舱通常采用了高压太阳电池阵，而载人飞船一般都采用低压太阳阵，通过各太阳阵与空间等离子体的相互作用，两个航天器的主体结构将产生不同的电位，形成电位差，对接时造成的静电放电可能会对航天器的电子系统造成危害。

图2 充电效应后的空间等离子体

1.2LEO大型载人航天器对主动电位控制的需求

在LEO大型载人航天器穿越空间等离子体的时候，由于空间等离子体的充放电效应的产生会对航天器造成很大的安全隐患。其安全隐患大致可以分为4类：（1）航天员出舱放电；（2）航天器对接放电；（3）高压太阳能电池的静电击穿；（4）阳极化热控涂层的击穿[7]。然而，对于LEO大型载人航天器而言其危害主要是：航天员出舱放电和航天器对接放电[1，6-7]。

Shu T.Lai曾经介绍过主动电位控制技术和被动电位控制技术的优缺点。在装载低压太阳能电池阵的航天器上，被动电位控制可以起到一定的防护作用，但是面对装载高压太阳能电池阵的航天器时其防护效果通常很不理想，并且被动电位控制在航天器上天以后便不能变动或更改，如碰到突发情况便无法应对使航天器遭受重大打击。主动电位控制则是通过在航天器上安装电位控制设备进行的，工作过程完全可控[5]。

随着大面积高压电池阵的应用和LEO大型载人航天器规模的增大，常规的被动防护涂层已经无法满足目前对LEO大型载人航天器空间环境安全防护的需求。故为确保在空间等离子体环境下航天员出舱活动和航天器对接作业顺利完成，应该变被动防护等离子体充放电危害为主动控制空间等离子体壳层内的电位差，确保在相对恶劣的等离子环境中仍可确保LEO大型载人航天器的空间作业顺利完成。

2 国外主动电位控制技术发展及应用情况

2.1 LEO大型载人航天器主动电位控制技术发展情况

1986 年～1997年和平号空间站服役期间，莫斯科航空学院应用力学与电动力学研究所研制的空心阴极在和平号空间站主动电位控制单元上成功工作11年[5]。充分验证了主动电位控制技术长期在轨运行的可靠性。

1992 年美国自由号空间站，提出使用等离子体接触器作为LEO大型载人航天器表面电位控制手段，接触器由NASA格林中心研制。和平号空间站主动电位控制技术的成功应用，使主动电位控制技术在LEO大型载人航天器上的应用前景得到了NASA的认可。

1994 年NASA开展了PCU原型机的测试以确定接触器PCU组件的设计方法与操作要求[6-7]。

1992 年～1997年底，美国波音公司洛克达因分部历时五年针对ISS国际空间站主动电位控制单元对HCA空心阴极做了性能及寿命性试验[8-11]。钳位电压不大于20 V，具有10 A的发射电子束流能力，6 000次重复启动能力和18 000 h的工作寿命[12]。充分的地面可靠性试验，确保了主动电位控制单元在ISS国际空间站上的成功运行。

1998 年～2004年4月ISS国际空间站主动电位控制单元成功完成点火47次，累计工作时长为6 000 h[5-6]。主动电位控制单元在ISS国际空间站上成功的完成了初步运行。

2002 年NACA就对太阳帆板的电子收集做了相关研究，并且在第53届IAC大会上做了相关的技术报告。SAIC在随后的研究当中也曾借鉴NACA的IAC报告，对太阳帆板的电子收集问题做了更加深入的研究，并且列出电子收集平衡式[10，14]。

2006 年～2009年期间ISS国际空间站上航天员共出舱71次，均安全完成作业活动[14]。航天员出舱时采用两个等离子体接触器同时运行的工作方式，确保了航天员出舱作业成功率达到100%。

截止至2011年5月20日ISS国际空间站电位主动控制单元工作时间和点火次数分别为7 965 h/ 9 555 h和115次/104次[2]。ISS国际空间站上的主动电位控制单元在轨成功运行13年，未发生可靠性问题，在轨点火时间接近10 000 h。

ISS国际空间站上主动电位控制单元采用的是两个等离子体接触器同时工作的工作模式，NASA Johnson Space Center从悬浮电位控制单元、等离子体影响模型、国际空间站等离子体环境变化范围、精确评价并统计试验数据、提供可能风险评估方法五个方面对国际空间站存在的充电风险进行了评估。详细阐述了主动电位控制单元需安装两个等离子体接触器的必要性[15]。

为了解空间等离子体对于LEO大型载人航天器的影响，ISS国际空间站上安装了两个悬浮电位探针用于记录主动电位控制单元工作时空间环境内电位的变化范围。为分析ISS国际空间站上传输回来的数据NASA杰森空间飞行中心（NASA John-son Space Flight Center）和NASA马希尔空间飞行中心（NASA Marshall Space Flight Center）合作建立了PIM（Plasma Interaction Modal）等离子体影响模型，并且建立等离子环境数据库以记录传输回来的数据。PIM不仅可以根据悬浮电位探针的数据模拟出当时的空间环境，而且能推导出等离子体接触器所需的钳位电流大小，为主动电位控制单元的发展更新提供数据[16]。

2.2 LEO大型载人航天器等离子体接触器

主动电位控制是指采用粒子发射装置，通过指令控制喷射带电粒子降低整星结构和表面电位，从而将整星表面电位保持在安全水平。目前LEO大型载人航天器的主动电位控制，常用的、典型的有电子源和等离子体源两种。

（1）电子发射法，是通过安装在航天器上的真空阴极向空间等离子体壳层发射电子束中和空间等离子体壳层内的离子。从而达到降低空间等离子体壳层与航天器主体结构电位差的作用。电子源以发射电子为主。目前，ISS国际空间站上应用等离子体接触器单元就是以空心阴极作为电子源向空间等离子体壳层发射电子的典型例子；

（2）等离子体发射法以俄罗斯应用最为广泛，由莫斯科航空学院应用力学与电动力学研究所研制，结合了电子发射法和离子发射法的优点，可将卫星表面电位从数千伏降低到安全电压。在俄罗斯和平号空间站上的应用也很好的完成了，对于空间等离子体壳层内电位差的主动控制，并在轨运行11年具有很好的可靠性[4-7]。

2.3 LEO大型载人航天器主动电位控制应用情况

国外的LEO大型载人航天器：ISS国际空间站和俄罗斯和平号空间站，都使用了主动电位控制技术。使得ISS国际空间站的航天员可以脱离电脐带，真正意义上完成了太空行走；并且ISS国际空间站的载人舱在国际空间站主体结构电容大于其一个数量级，两者间存在高电势差的情况下仍能多次成功完成对接[16-17]。

在ISS国际空间站上，安装有两台等离子体接触器。其应用方式是在航天员出舱时同时打开两个接触器，在一个接触器出问题时仍可以继续主动控制舱外电位已确保航天员出舱的绝对安全。国际空间站上的接触器仅在航天员出舱，舱段对接及必要时开启，在重要作业期间两个同时开启[1，20]。对接作业时，在接触器工作达到稳定后两舱段仍存在16 V的电位差，在安全电位差范围之内。

3 LEO大型载人航天器主动电位控制技术的发展

3.1 启示

目前，随着ISS国际空间站的成功应用，各国对于LEO大型载人航天器的重视程度也越来越大。目前对于LEO大型载人航天器的研制主要依靠自主研发，所以更需要借鉴国际空间站的宝贵经验再结合国内现有条件，少走弯路。

在综合考虑应用背景、技术优势等因素的情况下，主动电位控制对于载人航天事业的发展具有决定性的作用。现阶段在主动电位控制系统的核心部件（空心阴极）领域已达到一定水平，具备研制主动电位控制系统的有利条件。

2.2 主动电位控制技术系统设计设想

目前的设计设想是在空间等离子体壳层外安装一个与空间地相连的等离子体接触器，像空间等离子体发射一道低能等离子体束，来弥补其充入太阳帆板的电子，使LEO大型载人航天器和空间等离子体的电位差始终处于平衡状态，从而实现LEO大型载人航天器的主动电位控制[20]。本质上说，等离子体接触器就是在LEO大型载人航天器空间地和空间等离子体之间建立电传导通路的等离子体源[24-25，29]。该装置的工作原理是通过向空间等离子体发射低能等离子体，使LEO大型载人航天器表面和其周围空间等离子体之间建立一个低阻抗的等离子体桥从而实现LEO大型载人航天器表面的电位控制。

2.3 发展建议

目前国内空心阴极主要分两种：一种是以六硼化镧为发射材料，一种是已钡钨为发射材料。俄罗斯Fakel、美国劳拉公司及欧洲ThalesAlenia使用的SPT-100霍尔推力器空心阴极发射体材料为六硼化镧，发射电流4.5 A且验证寿命已经超过10 000 h，并上星150余次。以钡钨为发射材料的空心阴极虽可通过寿命验证，但只有欧洲在2003年使用过一次。兰州空间技术物理研究所现有的空心阴极是国内唯一以六硼化镧为发射材料并且地面试验已达到累计工作12 000 h（预计寿命超过20 000 h），点火10 000次的空心阴极。符合LEO大型载人航天器对空心阴极性能、寿命及可靠性的要求。故选择兰州空间技术物理研究所LHT-100霍尔推力器上的空心阴极作为主动电位控制系统的等离子体接触器，可使主动电位控制领域取得成功。后续，将全面开展LEO大型载人航天器空间充放电的物理模型和数值模型的建立，准确的制定出LEO大型载人航天器对于主动电位控制的需求指标，并根据指标确定等离子体接触器在LEO大型载人航天器上的接地点及接地方式。

目前，国内空心阴极的研制已达到一定水平。但是主动电位控制系统是一项复杂的系统工程，核心部件的问题虽已解决但如何结合我国LEO大型载人航天器的具体需求还有很多工作需要完善。争取早日实现主动电位控制系统的工程应用。

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ACTIVE LEO LARGE SCALE MANNED SPACECRAFT POTENTIAL CONTROL EVOLVE

ZHOU Hao-cheng，ZHANG Tian-ping
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Space Tehchnology and Physics，LanzhouGansu730000，China）

The LEO large scale manned spacecraft potential control can affectively protect the spacecraft against potential safety hazard brought by space plasma discharge effect，for ensuring smooth completion of the astronaut extravehicular activity and the spacecraft docking operation.By analyzing the interaction between the LEO large scale manned spacecraft and space plasma，it acknowledges the harm extent of space plasma for spacecraft in principle.Inspired by studying and reviewing the development and application of the foreign LEO large scale manned spacecraft potential control technology，preliminary ideas about active potential control system design are concluded.After contrasting the core technology of the active potential control field at home and abroad，some advanced proposals on development and application of China LEO large scale manned spacecraft are put forward.

LEO large scale manned spacecraft；active potential control；plasma；spacecraft charging；contactor；hollow cathode

V443

A

1006-7086（2014）04-0243-05

10.3969/j.issn.1006-7086.2014.04.011

2014-04-18

周昊澄（1989-），男，北京人，硕士研究生，从事空间电推进技术研究。

E-Mail：zhouhaocheng77@sina.com