空间站悬浮电位监测与控制系统及地面试验验证

孙迎萍，胡向宇，刘海波，赵振栋，崔梧玉，王彦龙，陈昶文，刘士永（兰州空间技术物理研究所，兰州 730000）

关键字：空间站；主动电位控制系统；悬浮电位；地面模拟试验

0 引言

宇宙中存在大量等离子体，当航天器在轨运行时，表面材料将与空间环境相互作用[1]，相对于等离子体形成很高的结构电位。国际空间站太阳电池阵供电电压为160 V，根据专门为其开发的模型计算，在不采取任何电位控制措施的情况下，其本体电位会达到-120～-140 V[2-5]，带电效应产生的静电放电给交会对接带来影响，并对航天员出舱安全构成威胁[6]。我国空间站运行于倾角为42°、高度为350～450 km的轨道，该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。由于空间站采用了100 V大功率太阳电池阵，太阳电池阵上裸露的正电极电位高于等离子体电位，将从等离子体环境中吸收电子，引起空间站结构电位（相对于空间等离子体）升高，同时，空间站由于尺寸较大，其结构切割地磁场也会在空间站的两端产生感应电势，此两种电位叠加在一起会造成空间站结构具有较高的电位，从而对舱外活动中的宇航员生命造成威胁。因此，必须对空间站结构电位进行测量和控制，以保障空间站任务的完成。

我国空间站的结构电位控制功能由主动电位控制系统和电推进系统共同完成，其中，电推进子系统由3台单机组成，为主动电位控制系统提供0.2 MPa的稳定氙气，主动电位控制系统由5台单机组成，其功能是在航天员出舱时开展空间站表面悬浮电位主动控制和测量。通过其空心阴极组件的热电子发射极发射电子，轰击氙气产生电子束流。发射电子束流为空间站与空间等离子体环境间提供一种低阻抗通路，从而控制空间站悬浮电位在-37 V以内。为在地面完整模拟空间电位的测量和控制功能，验证主动电位控制系统和电推进系统之间的接口关系，有必要开展系统间联试，保证在轨时两个系统之间完全匹配，共同完成航天员出舱时的电位控制工作。

1 系统组成与连接关系

1.1 主动电位控制系统组成

主动电位控制系统由空心阴极发射器、电位控制电源单元（简称电源单元）、电位控制管理单元（简称管理单元）、电位控制供给单元（简称供给单元）以及电位检测探头组成。电位检测探头（1台）和空心阴极发射器（2台）在舱外，供给单元在核心舱资源舱内，其余单机在核心舱密封舱内。各单机通过穿舱电缆和气路与舱内的其他单元连接。主动电位控制系统各单机间在空间站上的连接示意图如1所示。

图1 空间站主动电位控制系统组成框图Fig.1 Composition block diagram of space station active potential control system

其中管理单元、供给单元、电源单元均采用A、B机设计，并且A、B机相互独立。电位检测探头由调理电路模块和探头模块两部分组成，调理电路模块采用热备份方式设计（调理电路模块A机代表主份，调理电路模块B机代表备份），探头模块采用单机设计，由调理电路模块A（B）控制。由单机中所有A机组成A支路，B机组成B支路。

1.2 电推进系统组成

电推进子系统与主动电位控制子系统仅存在气路接口、无电和热接口，联试过程中仅需用到电推进子系统的控制器、贮气模块1和压力调节模块，通过电推进子系统控制器调节缓冲气罐内的压力，达到给主动电位控制子系统提供具有额定压力的氙气供应。

电推进子系统向主动电位控制子系统提供0.2 MPa±7%的氙气，该控制由电推进子系统控制器实现，并通过压力调节模块供应到主动电位控制子系统。

2 试验系统

电推进与主动电位控制联试系统如图2所示。其中，空心阴极发射器2台，位于真空罐内；其它参试设备及地面设备位于真空罐外。

空心阴极发射器在真空罐内绝缘安装，真空罐连接大地，罐体电位等效空间站在轨时的远端等离子体的电位。主动电位控制子系统所有参试器上产品外壳统一接基准地平面（空间站舱体结构地）、基准地平面与大地绝缘（如图2所示），电位控制子系统地检设备通220 V隔离器与市电物理隔离，电推进参试产品及地面设备通过气路绝缘器与电推进子系统绝缘。

图2 电推进与主动电位控制联试系统图Fig.2 Scheme of joint test system for electric propulsion system and active potential control system

3 试验结果

3.1 电推进子系统与主动电位控制系统接口匹配性分析

电推进系统与主动电位控制系统的接口为供气接口，在联试中，通过电推进控制器地面测试系统和主动电位控制系统入口的压力传感器共同对供气进行监测，经过比对，电推进系统出口压力和主动电位控制系统两路入口压力的误差值最大为0.002 MPa，误差为1%，为压力表自身的测量误差，电推进系统的输出压力与主动电位控制系统的输入压力相等。

3.2 子系统连续点火试验数据分析

全系统在供电电压100 V、氙气气源压力0.2 MPa±7%情况下对点火后连续工作能力进行考核，考核时间均为每个工况0.5 h。在轨飞行时，要求主动电位控制系统点火成功并将悬浮电位成功控制到37 V以内，减去切割磁感线形成的感应电动势15.6 V，要求联试时将悬浮电位控制到-21.4 V以内，按照飞行程序，出舱前1 h进行主动电位控制系统点火及悬浮电位监测，因此要求点火成功后1 h内悬浮电位降至-21.4 V内。对比6次点火试验数据，点火成功到钳位电压降至-21.4 V以内的时间最长为80 s，其余工况点火成功到钳位电压降至-21.4 V以内用时均在10 s内，悬浮电位稳定在-16.7 V，满足在轨使用要求。由图3可见，全系统联试中，主动电位控制系统控制能力良好，系统自主电位控制行为与设计一致。

3.3 管路气体平衡时间分析

电推进系统和主动电位控制系统联试中的管路长度、管径状态均与在轨状态一致，从电推进系统出口到主动电位控制系统中的空心阴极发射器管路长度最长为11 m，在联试中对气路平衡时间进行了摸底。

图3 全系统工作时悬浮电位图Fig.3 Suspension potential at system-wide operation

将主动电位控制系统中的供给单元入口和出口四个阀门关闭后，进行了10 h连续抽真空，将真空舱及管路中的压力保持在4×10-4Pa，此时对管路通气，分别建立A/B支路的管路平衡时间，A支路为288 s，B支路为239 s，点火程序中设置中气路平衡时间预留6 min。A支路和B支路工作中真空舱压力变化曲线如图4和图5所示，在362 s时增大加热电流，482～492 s时打开阳极电源，497～507 s时打开点火电源，507～867 s时达到设计要求点火成功。

图4 A支路真空舱压力变化曲线Fig.4 Pressure conversion curve of Abranch vacuum chamber

图5 B支路真空舱压力变化曲线Fig.5 Pressure conversion curve of B branch vacuum chamber

由图4、图5可见，点火成功时真空度升高，这与真空度测量仪器的工作原理有关。测量真空度的仪器为电离规，电离规的工作原理是通过电离真空舱内的中性原子产生离子电流，通过离子电流换算为压度。空心阴极发射器点火成功时的放电效应使真空舱内的中性原子的电离度升高，即电离规收集到的离子电流中的一部分是空心阴极放电产生的离子的贡献，因此压力升高。

4 结论

针对空间站航天员出舱时需将悬浮电位控制到人体安全电压37 V以内的需求，由电推进系统供气，用地面真空舱体模拟空间100 V高压悬浮电位，启动主动电位控制系统并对电位进行监测，试验结果表明，在10 s内主动电位控制系统将悬浮电位控制到安全电压范围内，电压稳定时间远小于飞行程序中的航天员出舱准备时间，为在轨启动流程提供了重要的支持，满足航天员出舱要求。通过试验全面的验证了航天员出舱过程中电位控制系统的功能和性能，并获取了系统间的管路平衡时间。后续随着主动电位控制的在轨成功应用，将首次实现我国悬浮电位控制与实时监测的一体化技术。