全榮輝，張振龍，韓建偉

（中國(guó)科學(xué)院 空間科學(xué)與應(yīng)用研究中心，北京 100190）

0 引言

在空間輻射環(huán)境中，高能帶電粒子容易穿透衛(wèi)星表層，在介質(zhì)內(nèi)部或航天器內(nèi)部造成充放電現(xiàn)象，導(dǎo)致深層充放電效應(yīng)（也稱為內(nèi)帶電效應(yīng)）。深層充放電效應(yīng)是危脅航天器安全的重要因素之一，由其引發(fā)的放電現(xiàn)象可以導(dǎo)致絕緣介質(zhì)擊穿、衛(wèi)星指令信號(hào)干擾甚至直接燒毀集成電路。1973～1997年航天器故障成因統(tǒng)計(jì)結(jié)果表明[1]，由充放電現(xiàn)象（表面充放電和深層充放電）引起的航天器故障占54.2%，其中可判定由深層充電效應(yīng)直接引發(fā)的占24.8%。因此做好深層充放電效應(yīng)防護(hù)是有效保障航天器安全的必要工作。

目前國(guó)內(nèi)外已針對(duì)深層充放電效應(yīng)開展了大量的地面模擬試驗(yàn)與空間飛行試驗(yàn)，獲得了一批有參考價(jià)值的試驗(yàn)結(jié)果，同時(shí)建立了相應(yīng)的模型評(píng)估航天器深層充放電風(fēng)險(xiǎn)[2-3]。這些試驗(yàn)與模型主要針對(duì)一維或二維簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)，表明航天器在空間高能電子輻照下可充電至較高負(fù)電位。但是，對(duì)于深層放電現(xiàn)象，除了在軌試驗(yàn)與地面極端模擬條件下，常規(guī)的地面試驗(yàn)較難觀測(cè)到。

中國(guó)科學(xué)院空間科學(xué)與應(yīng)用研究中心（簡(jiǎn)稱空間中心）建立了國(guó)內(nèi)首臺(tái)衛(wèi)星深層充放電模擬裝置，在該裝置上進(jìn)行了GEO環(huán)境下初步的深層放電模擬試驗(yàn)[4-5]?？紤]到航天器中部件結(jié)構(gòu)的復(fù)雜多樣性，我們選擇了一些典型的含有懸浮導(dǎo)體結(jié)構(gòu)開展深層充放電效應(yīng)試驗(yàn)，觀測(cè)到這些結(jié)構(gòu)的深層放電脈沖信號(hào)。本文介紹了相關(guān)試驗(yàn)的裝置及結(jié)果，可為航天器內(nèi)帶電防護(hù)設(shè)計(jì)提供參考。

1 試驗(yàn)裝置

衛(wèi)星深層充放電模擬裝置主要由真空系統(tǒng)、溫控系統(tǒng)、輻照源和測(cè)量系統(tǒng)組成。真空系統(tǒng)包括真空容器、機(jī)械泵和分子泵等。真空容器為長(zhǎng)方體（約為0.5m×0.5m×1.5m），其中一面開口水平開合，便于試驗(yàn)樣品放置。在經(jīng)機(jī)械泵和分子泵近10 h抽真空后，容器內(nèi)真空度可以達(dá)到10-4Pa。機(jī)械泵和分子泵單次運(yùn)行時(shí)間不少于兩個(gè)月，保證了深層充放電效應(yīng)模擬試驗(yàn)對(duì)較長(zhǎng)時(shí)間真空環(huán)境的模擬要求。

裝置中的輻照源有電子槍和90Sr放射源兩種。其中90Sr放射源的電子能譜分布與GEO惡劣電子環(huán)境相似（如圖1所示），其電子能量與外輻射帶電子能量相當(dāng)（0.1～2.2 MeV），半衰期為28 a，能譜穩(wěn)定，可用于模擬GEO環(huán)境下樣品的深層充放電過(guò)程。

圖1 90Sr電子源能譜與GEO最惡劣電子能譜的比較Fig.1 Comparison of electron spectrum between 90Sr /90Ybeta source and the worst case in GEO

試驗(yàn)期間，將所模擬的典型結(jié)構(gòu)置于放射源前進(jìn)行輻照，通過(guò)改變?cè)淳嗾{(diào)整輻照電子束流密度，范圍為1～15pA/cm2。測(cè)量系統(tǒng)包括表面電位計(jì)、弱電流計(jì)、Pearson羅氏線圈和寬頻電場(chǎng)脈沖儀等，分別對(duì)應(yīng)測(cè)量樣品的表面電位、泄漏電流、放電電流和電磁脈沖等。其中羅氏線圈的技術(shù)指標(biāo)為：信號(hào)輸出0.5V/A，脈沖上升時(shí)間2.5ns，負(fù)載為50 ?，通常輸出電壓為0.1～50 V。電場(chǎng)脈沖儀的頻率測(cè)量范圍為1 kHz～1GHz, 脈沖幅度范圍1 V/m～10 kV/m。

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 解鎖后的火工品部件的深層放電及真空度影響

由于航天器通常用火工品實(shí)現(xiàn)火箭箭體等分離操作，火工品使用后會(huì)遺留貫穿航天器內(nèi)外的、含有懸浮導(dǎo)線的電纜等結(jié)構(gòu)。暴露在航天器外部的懸浮導(dǎo)體在空間高能電子的輻照下，極易充電至較高的負(fù)電位。與此同時(shí)，與外部懸浮導(dǎo)體相連的航天器內(nèi)部的空置導(dǎo)線也將帶上較高的負(fù)電位。這樣，航天器內(nèi)部具有較高負(fù)電位的懸浮導(dǎo)體極易與周圍的介質(zhì)、接地導(dǎo)體、低負(fù)電位導(dǎo)體或正電位導(dǎo)體之間發(fā)生放電現(xiàn)象。我們模擬試驗(yàn)了這一現(xiàn)象，設(shè)計(jì)的解鎖后火工品典型結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2中采用一定面積的金屬片模擬航天器艙外遺留的火工品中較長(zhǎng)的懸浮導(dǎo)線，試驗(yàn)時(shí)對(duì)其進(jìn)行電子束照射；鋁遮擋片模擬航天器的蒙皮；穿過(guò)鋁遮擋片向下導(dǎo)線模擬航天器艙內(nèi)的情形，此時(shí)內(nèi)部導(dǎo)線及絕緣套均不會(huì)受到電子輻照；導(dǎo)線處于懸浮狀態(tài)，鋁遮擋片接地。

圖2 模擬的解鎖后火工品中的懸浮導(dǎo)體結(jié)構(gòu)Fig.2 Schematic diagram of simulated floating conductor structure of unlocked pyroelectric device

試驗(yàn)分別采用3.6 pA/cm2和6.5pA/cm2的束流密度輻照該結(jié)構(gòu)，測(cè)量了與懸浮導(dǎo)體相連的金屬片的電位。羅氏線圈套置于懸浮導(dǎo)線上，觀測(cè)懸浮導(dǎo)線與金屬片的放電現(xiàn)象，對(duì)應(yīng)于示波器信號(hào)CH1；電場(chǎng)脈沖儀置于放射源屏蔽外，對(duì)應(yīng)于示波器信號(hào)CH2。試驗(yàn)同時(shí)觀察了真空度對(duì)深層放電現(xiàn)象的影響，得到懸浮導(dǎo)體電位變化如圖3所示。

圖3 懸浮導(dǎo)體表面電位在不同真空度下的變化Fig.3 Surface potential of the floating conductor under different degrees of vacuum

試驗(yàn)觀測(cè)到在真空度3.8×10-4～4.5×10-4Pa之間，在束流密度6.5pA/cm2和3.6 pA/cm2（時(shí)間坐標(biāo)170～430 min）輻照下，懸浮導(dǎo)體均產(chǎn)生了多次放電信號(hào)，其放電脈沖波形如圖4所示。圖4中CH1信號(hào)為羅氏線圈信號(hào)，其測(cè)量結(jié)果表明放電電流約為4 A；CH2信號(hào)為電場(chǎng)脈沖信號(hào)，由于受到鋁遮擋片及外層屏蔽的影響，其信號(hào)幅度較小。隨著真空設(shè)備持續(xù)運(yùn)行，真空度提高至3.2×10-4Pa以上時(shí)，在以上兩種束流密度（3.6 pA/cm2，時(shí)間坐標(biāo)450～630 min；6.5pA/cm2，時(shí)間坐標(biāo)670～1000 min）輻照下均未觀測(cè)到放電信號(hào)，懸浮導(dǎo)體達(dá)到充電平衡電位約-5230 V左右。

圖 4 懸浮導(dǎo)體放電脈沖波形Fig.4 Discharging pulses of the floating conductor

以上結(jié)果對(duì)比初步表明，懸浮導(dǎo)體的放電現(xiàn)象產(chǎn)生與真空度密切相關(guān)，其放電過(guò)程可能為懸浮導(dǎo)體與絕緣套介質(zhì)或鋁遮擋片接地導(dǎo)體間的氣體放電現(xiàn)象。Frederickson曾在2000年的一項(xiàng)電子槍輻照環(huán)氧樹脂電路板試驗(yàn)中驗(yàn)證了航天器上的氣體放電過(guò)程，表明在較高電位下絕緣材料的放氣現(xiàn)象可以導(dǎo)致放電現(xiàn)象的發(fā)生[6]。因此，在航天器上除須盡量避免懸浮導(dǎo)體的存在，還必須減少易在真空下放氣的絕緣介質(zhì)的使用。

2.2 多層結(jié)構(gòu)的深層放電及束流密度影響

航天器上存在如多層電路板、光學(xué)太陽(yáng)反射鏡等多層結(jié)構(gòu)。當(dāng)這些多層結(jié)構(gòu)中存在懸浮導(dǎo)體時(shí)，懸浮導(dǎo)體在受到輻照后易與介質(zhì)或其他接地導(dǎo)體間產(chǎn)生放電現(xiàn)象。在圖5的結(jié)構(gòu)中存在兩塊懸浮導(dǎo)體，其中一塊置于放射源直接輻照下，另一塊置于放射源輻照區(qū)域外，兩者經(jīng)導(dǎo)線連接，分別利用兩個(gè)羅氏線圈測(cè)量。一個(gè)羅氏線圈套置于兩塊懸浮導(dǎo)體的搭接導(dǎo)線上，接入示波器的CH1通道；另一個(gè)羅氏線圈套置于未被輻照懸浮導(dǎo)體底部多層結(jié)構(gòu)的接地線上，監(jiān)測(cè)其可能產(chǎn)生的放電電流信號(hào)，接入示波器的CH2通道。試驗(yàn)在真空度2.4×10-4Pa下首先采用3.6 pA/cm2束流密度輻照2 h，懸浮導(dǎo)體電位僅升至-850 V，未產(chǎn)生任何放電信號(hào)；其后調(diào)整束流密度至4.7 pA/cm2，經(jīng)近5h輻照后，懸浮導(dǎo)體電位上升至-2300 V，其后監(jiān)測(cè)到一次放電脈沖信號(hào)，如圖6所示。

圖 5 典型懸浮導(dǎo)體的多層結(jié)構(gòu)Fig.5 Multilayer structure of typical floating conductor

圖 6 多層結(jié)構(gòu)的放電脈沖信號(hào)Fig.6 Discharging pulses of multilayer structure

圖6中CH1和CH2兩通道的信號(hào)均觀測(cè)到較強(qiáng)的放電脈沖，表明放電現(xiàn)象是由相連接的兩塊懸浮導(dǎo)體引起的。由于示波器量程設(shè)置所限，無(wú)法準(zhǔn)確判斷放電電流強(qiáng)度大小，根據(jù)脈沖波形趨勢(shì)初步估算，其放電電流在1.5～2.5A之間。

2.3 接插件的深層放電及溫度影響

懸浮導(dǎo)體除存在以上形式外，在接插件中，部分未使用空針也處于懸浮狀態(tài)。尤其是位于航天器外表面的接插件，受到的輻射屏蔽較弱，在背陽(yáng)面工作溫度低，較容易發(fā)生深層放電現(xiàn)象。接插件內(nèi)共有8根針芯（如圖7所示），試驗(yàn)時(shí)將3根針芯穿過(guò)羅氏線圈（CH1通道）接地；其余5根處于懸浮狀態(tài)，直接置于放射源前接受輻照。

圖 7 接插件接地示意圖Fig.7 Schematic diagram of eight-pin connector

試驗(yàn)初始階段在常溫條件下進(jìn)行，真空度由于持續(xù)試驗(yàn)而逐漸提高。當(dāng)真空度為2.2×10-3Pa時(shí)，在束流密度6.5pA/cm2輻照下長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)均未觀測(cè)到放電現(xiàn)象；而后調(diào)節(jié)試驗(yàn)溫度至-20 ℃，約15min后出現(xiàn)首次放電信號(hào)（此時(shí)真空度升至7×10-4Pa），如圖8所示；此后繼續(xù)輻照約3 h，多次觀測(cè)到放電信號(hào)；最后調(diào)節(jié)溫度至60 ℃，長(zhǎng)時(shí)間輻照下未觀測(cè)到任何放電信號(hào)（截止時(shí)刻真空度4.3×10-4Pa）。

圖 8 接插件試驗(yàn)中觀測(cè)到的放電信號(hào)Fig.8 The discharging pulse of the eight-pin connector

以上試驗(yàn)表明，在低溫條件下，接插件中的懸浮空針更容易產(chǎn)生放電現(xiàn)象。當(dāng)溫度降低時(shí)，接插件中支撐介質(zhì)的電荷遷移能力降低，導(dǎo)致其內(nèi)部空針上可以累積更多電荷，進(jìn)而形成放電現(xiàn)象。因此，航天器深層放電現(xiàn)象的防護(hù)還必須考慮溫度變化的影響。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文初步模擬了航天器內(nèi)幾種可能存在的懸浮導(dǎo)體結(jié)構(gòu)在GEO環(huán)境電子輻照下的深層放電現(xiàn)象。懸浮導(dǎo)體在受到電子輻照后，由于大量電子集中在表面，相比介質(zhì)更容易與周圍材料發(fā)生放電現(xiàn)象。試驗(yàn)結(jié)果表明，解鎖后的火工品部件、多層結(jié)構(gòu)和插接件等典型結(jié)構(gòu)在一定的真空度、束流密度及溫度條件下可以發(fā)生放電現(xiàn)象，表明其在航天器上具有較大的放電風(fēng)險(xiǎn)。因此，航天器深層放電防護(hù)設(shè)計(jì)中必須避免懸浮導(dǎo)體的使用，避免大放氣量材料的使用，要格外重視對(duì)處于航天器外部低溫環(huán)境下使用的部件的防護(hù)，以及采取合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

試驗(yàn)觀測(cè)到幾種典型結(jié)構(gòu)的深層放電脈沖單峰寬度為40～100 ns，持續(xù)時(shí)間1～3 μs，脈沖幅度0.2～4 A，其結(jié)果基本與NASA-TP-2361中航天器放電脈沖特征及NASA-HDBK-4002手冊(cè)中的濾波要求一致。本文僅初步試驗(yàn)?zāi)M了含有懸浮導(dǎo)體的航天器典型結(jié)構(gòu)的深層放電現(xiàn)象，在實(shí)際情況中，這些結(jié)構(gòu)同時(shí)受到溫度、真空度和電子束流密度等因素影響，因此需要全面考慮各因素的作用過(guò)程。由于試驗(yàn)條件限制，試驗(yàn)中仍有許多不完善之處。針對(duì)航天器具體結(jié)構(gòu)開展測(cè)試試驗(yàn)，深入研究深層放電的機(jī)理及特征，將是下一步需進(jìn)行的工作。

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