基于SPIS地球同步轨道航天器表面充电仿真

顾超超，陈晓宁，林 楚

( 解放军理工大学 国防工程学院，江苏 南京 210007 )



基于SPIS地球同步轨道航天器表面充电仿真

顾超超，陈晓宁，林 楚

( 解放军理工大学 国防工程学院，江苏 南京 210007 )

航天器在地球同步轨道(GEO)运行时与空间中的大量等离子体相互作用，使航天器表面具有充电效应。当表面电位足够高时发生静电放电现象，产生的电磁脉冲对航天器内部敏感设备正常工作产生影响，甚至威胁航天器工作安全。文章基于欧空局开发的航天器静电仿真软件SPIS，基于PIC粒子分室算法对运行在地球同步轨道上的航天器表面充电效应进行仿真计算，得到航天器表面带电规律。结果表明，地球同步轨道航天器充电103s后达到电位平衡，最高电位达-1.05×104V；太阳能电池板外侧与内侧、内侧与航天器主体间存在数千伏电位差，易产生静电放电现象。

SPIS；PIC算法；地球同步轨道；等离子环境；表面充电效应

0 引言

航天器在宇宙空间飞行过程中，与空间环境中复杂的等离子体相互作用，在航天器表面积累一定电荷。由于航天器表面材料导电性能不同，二次电子发射系数不同，光照条件差异等因素，使航天器表面产生不等量带电，形成电势差。当表面电势差达到击穿阈值时，就会发生静电放电(ESD)，这就是航天器表面充电效应[1-4]。尤其当太阳风引起地磁层亚暴时，地球同步轨道的航天器将处于等离子能量达数十keV的环境中，表面电位达数万伏，产生巨大安全隐患。航天器表面静电放电可击穿或者损毁表面材料，降低材料性能；产生的电磁脉冲会干扰航天器内部精密设备的正常工作[5-6]；使数字电路出现逻辑翻转，造成设备故障，甚至系统损坏。

本文采用欧空局开发的航天器带电分析软件SPIS(Spacecraft Plasma Interaction System)进行仿真，该软件采用有限元法、粒子分室法PIC(Particle In Cell)和粒子跟踪法[7-10]，分析了地球同步轨道航天器在麦克斯韦分布的空间等离子环境中表面充电效应，从而得到航天器表面带电规律，为航天器静电防护方法提供依据。

1 理论模型

1.1 地球同步轨道等离子环境模型

地球同步轨道是当前大多数航天器运行的轨道，这是一个距地面3.6万公里，轨道倾角为0°的圆形轨道。在地球同步轨道中的太空等离子体环境受太阳风暴、宇宙射线地磁场等因素影响，结构相当复杂，主要存在形式为地磁亚暴等离子体。当发生地磁亚暴现象时，地球同步轨道中不仅存在大量低温等离子体，同时会存在大通量能量为1～50 keV的等离子体，使航天器表面充电达万伏以上，因此描述地球同步轨道等离子体环境不能用单一麦克斯韦分布，而是采用双麦克斯韦分布[11]：

(1)

式中，m为离子质量；n1，n2为粒子密度；k为玻尔兹曼常数；T1，T2为粒子温度；v为粒子运动速度。

1.2 电流平衡方程

航天器表面充电是一个动态过程，当进出航天器表面的电流为零时，航天器表面电位平衡，即达到最大值。航天器充电效应与表面材料、飞行速度、空间等离子环境、光照条件和二次电子发射系数等因素有关。相同温度的等离子，电子运动速度比离子快得多，因此单位时间内到达航天器表面的电子比离子多，使航天器带负电，产生电场，该电场阻碍了电子的积累同时促进离子的聚集，使表面材料充电速度减慢。电子和离子积累到航天器表面材料的过程中，与材料表面发生碰撞，产生二次电子。表面散射入射电子电流产生散射电流。同时太阳光照射到表面材料时，产生光电子发射。积累到表面材料的电荷会转移到相邻材料表面和航天器内部，形成泄漏流。图1给出了进出航天器表面电流的示意图，当航天器表面电位平衡时，电流平衡方程为[7]：

Ie=Ii+Ise+Isi+Ib+Iph+Il

(2)

式中,Ie为入射电子电流；Ii为入射离子电流；Ise为入射电子引起的二次电子电流；Isi为入射离子引起的二次电子电流；Ib为入射电子引起的背散射电子电流；Iph为光电子电流；Il为泄漏电流。

图1 航天器表面电流示意图

1.3 PIC算法

等离子体的流体特性和静电相互作用的方程主要采用Vlasov-Poisson方程来描述，它用来动态描述等离子体带电粒子在自洽电场作用下的变化过程。若逐个对实际粒子进行计算，虽然精度较高，但耗费大量计算机资源，并不现实。SPIS软件采用PIC算法，通过引入计算机粒子来代替一群速度在一定范围内的真实粒子，假设这群粒子总质量为Ma，总电荷为Qa，宏观粒子总数为Nmacro，则宏观粒子的运动方程为[12-13]：

(3)

式中,vn为粒子的运动速度，E为电场强度，B为磁感应强度，rn为粒子运行距离，t为时间，φ为电势，ε0为真空介电常数。

为了简化计算空间中场的分布，假设空间环境是静磁场，即磁场恒定。在三维笛卡尔网格中用有限差分法求解式(3)中场的分布[14]。

(4)

(5)

其中ρi,j,k为每个网格上的电荷，φi,j,k为每个网格上的电位。

1.4 航天器结构模型

根据地球同步轨道航天器的结构，建立如图2所示的模型。该模型由航天器主体、太阳能电池板和天线组成。航天器主体为边长1 m的正方体，顶部和前后各有一个天线装置，用于收发信号，航天器主体和天线采用铝作为表面材料。主体两边为长4 m、宽1.5 m、厚0.05 m的太阳能电池板。向阳的一侧太阳能电池板的表面材料为玻璃，背面材料为碳纤维复合材料，具有良好的导电性，太阳能电池板与航天器主体具有良好的电气连接。航天器的电容为10-8F。

图2 地球同步轨道航天器模型

地球同步轨道等离子体由双麦克斯韦函数分布,采用的参数如表1。

表1 地球同步轨道等离子环境参数

2 仿真分析

航天器表面电位仿真结果如图3、图4所示。图3为航天器背光面电位分布，由图可以看出，航天器表面电位约为-104V，具有较高的电位，同时航天器背面电位分布较均匀，这是由于太阳能电池板背面是碳纤维复合材料，航天器主体为铝，都具有较好的导电性能。处于背阴面的航天器材料，不会产生光电子电流，因而表面电位较高。由图4可知，当航天器表面材料处于光照时，电位较背阴面低，其中太阳能电池板外沿电位最低，为-6.0×103V，而靠近航天器主体为-7.28×103V，期间平滑过渡。太阳能电池板向阳面材料为玻璃，不容易导电，易积累电荷，但由于存在光照条件，产生光电子电流，降低了电荷的积累。航天器主体材料为铝，导电性能强，电位与背阴面相同，航天器主体与太阳能电池板电气连接，连接处存在较大的泄漏电流，从而提高了靠近主体一侧太阳能电池板的电位。分析可得太阳能电池板外侧与内侧、太阳能电池板内侧与航天器主体间都存在上千伏的电位差，易产生静电放电现象，需要重点防护。

图3 航天器表面电位(背面)

图4 航天器表面电位(阳面)

航天器在充电过程中，充电速度是一个递减的过程，这是因为运动速度较快的电子积累到航天器表面材料时，使航天器带负电，从而阻碍其他电子积累到表面，同时加快离子的积累，因此SPIS软件相较于传统的计算方法得出的充电时间长，更符合实际情况。航天器表面充电电位变化如图5所示。

图5 航天器电位随时间变化

从图5中可知，航天器表面电位随充电时间推移而升高，升高速率逐渐减慢，当达到设置充电时间1 000 s时，表面电位达到平衡，稳定在-1.05×104V。航天器充电时间可用式(6)表示：

(6)

式中,Q为电荷量，I为充电电流，C为航天器电容，V为电位平衡时充电电位，S为材料的表面积，j为背景环境参数。

图6 低温电子分布图

图7 高温电子分布图

航天器的充电效应使地球同步轨道航天器表面达到上万伏的电位，必定会对周围空间等离子体的分布产生影响，如图6和图7所示。

从图6和图7中可知，高电位航天器的存在，使空间等离子环境存在较大的扰动，尤其对低温等离子体的影响更为明显，航天器表面电位的高低同样影响空间电子的分布。从图6中可以发现，低温电子离航天器越近，数量越少，说明低温电子已经几乎不能到达航天器表面对其进行充电。而高温电子也受影响，只是受影响区域较小。从图7中还可以得出，由于航天器背阴面电位较高，高温电子在背阴面分布较少，最少区域出现在太阳能电池板周围。

图8为航天器表面低温电子、高温离子、低温离子及二次电子的电流。由图8可知，低温电子、高温离子、低温离子及二次电子引起的电流较小，低温电子在充电100 s时已降为0，说明低能电子已不能到达航天器表面。由图9可知，高温电子电流对航天器充电影响最大，初始充电时充电电流可达-19.9 μA，充电平衡时达-18.3 μA，充电电流减小，这是因为带有高电位的航天器阻碍了电子的积累。图10为航天器表面光电子电流示意图，从图中可知，在太阳能电池板向阳面，有明显的光电子电流向外部空间发射，电流可达数十微安，这是因为太阳能电池板所采用的材料相较于航天器主体材料，有更大的光电子发射系数。由此可得，影响地球同步轨道航天器表面电流平衡的主要因素是高能电子电流和光电子电流。

图8 高温离子、低温离子、低温电子和二次电子电流

图9 高温电子电流

图10 光电子电流

3 结论

本文通过基于PIC算法的SPIS软件对地球轨道航天器表面充电效应进行仿真分析，得到航天器表面充电效应的分布规律：地球同步轨道航天器在运行时，表面充电高达-1.05×104V，背阴面由于没有光照其电位较光照面更高；由于太阳能电池板表面材料为玻璃，导电性能差，易在太阳能电池板外侧和内侧、内侧与航天器主体间产生不等量带电，产生上千伏的电势差，易发生静电放电现象；航天器表面充电速度随时间增加而减小，当到达103s时，电位达到平衡。充电时间与航天器电容、环境参数、材料面积和充电电位有关；充高压的航天器对周围等离子体环境产生巨大影响，空间等离子的分布随表面电位变化而变化，原因是航天器周围电场对空间等离子体分布产生影响。

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Simulation of surface potential of geosynchronous orbit spacecraft based on SPIS

Gu Chaochao, Chen Xiaoning, Lin Chu

(College of National Defense Engineering, PLA University of Science and Technology, Nanjing 210007, China)

A spacecraft operating in geosynchronous earth orbit (GEO) can interaction with spatial high-energy plasma, which makes the spacecraft surface generate potential. This phenomenon can produce electrostatic discharge, which makes the spacecraft internal sensitive equipment work abnormally, and even bring a threat to spacecraft safety. In this paper, based on the spacecraft electrostatic simulation software SPIS developed by ESA and PIC algorithm, by simulating the geosynchronous earth orbit spacecraft surface charging effect, the spacecraft surface charging rules are got. The results show that the maximum value of the geostationary earth orbit spacecraft is -1.05×104V after 103second. There are thousands of potential difference between the outer and inner side of the solar cell, the inner side of the solar cell and the main body of the spacecraft. The electrostatic discharge is easy to be produced.

SPIS; PIC; geostationary earth orbit; plasma environment; surface charge effect

TM155

A

10.19358/j.issn.1674- 7720.2017.11.024

顾超超，陈晓宁，林楚.基于SPIS地球同步轨道航天器表面充电仿真[J].微型机与应用，2017,36(11)：81-84.

2017-01-09)

顾超超(1991-)，男，硕士研究生，主要研究方向：航天器静电防护。