朱興鴻 王建岡 袁仕耿

（航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094）

1 引言

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，衛(wèi)星空間電磁監(jiān)測(cè)的重要性越發(fā)突出，空間天氣監(jiān)測(cè)、電離層擾動(dòng)監(jiān)測(cè)等天基觀測(cè)已應(yīng)用于天氣預(yù)報(bào)、電磁波傳播特性預(yù)估、地震短臨前兆研究等諸多方面。尤其是低頻的電場(chǎng)監(jiān)測(cè)，在電離層背景及擾動(dòng)監(jiān)測(cè)的科學(xué)研究中占有非常重要的地位［1-2］。電場(chǎng)探測(cè)儀作為衛(wèi)星上的高精度電場(chǎng)探測(cè)設(shè)備，用于進(jìn)行電離層連續(xù)動(dòng)態(tài)電場(chǎng)信息的高精度獲取。目前，已成熟應(yīng)用的空間電場(chǎng)測(cè)量技術(shù)有雙探針式電場(chǎng)測(cè)量法和電子漂移式電場(chǎng)測(cè)量法，而電子漂移式主要應(yīng)用于等離子體密度特別稀薄、電場(chǎng)特別小、頻率低于10 Hz的環(huán)境，因此雙探針電場(chǎng)探測(cè)儀成為國(guó)際上電離層電場(chǎng)探測(cè)的首選設(shè)備。使用雙探針電場(chǎng)探測(cè)儀對(duì)空間的三分量電場(chǎng)進(jìn)行測(cè)量時(shí)，至少需要使用4個(gè)原位探測(cè)傳感器，而對(duì)于一顆進(jìn)行高精度電場(chǎng)測(cè)量的衛(wèi)星，在進(jìn)行電場(chǎng)探測(cè)儀4個(gè)傳感器的構(gòu)型布局選擇設(shè)計(jì)時(shí)，須要對(duì)多個(gè)方面的關(guān)鍵影響進(jìn)行研究。

（1）從雙探針電場(chǎng)探測(cè)儀的等離子體耦合測(cè)量原理來(lái)說(shuō)，必須要考慮光電子電流不平衡的影響，并利用傳感器端部的保護(hù)短桿設(shè)計(jì)，以及伸桿的空間布局來(lái)消除虛假光電場(chǎng)的影響。

（2）為了在保證電場(chǎng)探測(cè)儀4個(gè)傳感器探測(cè)靈敏度的基礎(chǔ)上，在數(shù)據(jù)處理時(shí)能夠?qū)Σ罘终`差進(jìn)行較好的分配和控制，必須控制4根伸桿在空間的分布。分布的空間尺度越大，傳感器的探測(cè)靈敏度越好；分布越接近正四面體，誤差分配越理想。

（3）從衛(wèi)星總體方面考慮，不允許伸桿對(duì)衛(wèi)星太陽(yáng)翼上的光照造成遮擋。

（4）為了進(jìn)一步避免星體遮擋造成的傳感器間光電流不平衡現(xiàn)象所帶來(lái)的誤差，須要在設(shè)計(jì)階段避免衛(wèi)星星體，特別是太陽(yáng)翼對(duì)傳感器的光照遮擋。

綜上所述，在進(jìn)行星載電場(chǎng)探測(cè)儀傳感器的空間構(gòu)型布局設(shè)計(jì)時(shí)，須要對(duì)探測(cè)過(guò)程中產(chǎn)生影響的各個(gè)環(huán)節(jié)進(jìn)行系統(tǒng)分析，以保障探測(cè)數(shù)據(jù)的有效性。本文以運(yùn)行在500km 高的太陽(yáng)同步軌道衛(wèi)星為例，分析了其傳感器空間布局中存在的關(guān)鍵點(diǎn)，并對(duì)布局設(shè)計(jì)的基本方法和原理進(jìn)行了闡述，可為采用此類(lèi)電場(chǎng)探測(cè)儀的衛(wèi)星工程設(shè)計(jì)提供參考。

2 雙探針電場(chǎng)探測(cè)儀測(cè)量系統(tǒng)

2．1 基本測(cè)量原理

雙探針式電場(chǎng)測(cè)量法的基本原理是，探針安裝在從衛(wèi)星本體伸展出的伸桿末端，浸沒(méi)在空間等離子環(huán)境中的探針將耦合和感應(yīng)一定的相對(duì)電勢(shì)，之后利用空間兩點(diǎn)的電勢(shì)差反推電場(chǎng)強(qiáng)度。傳感器的電流耦合作用包括離子電流、電子電流和光電子電流三部分，主動(dòng)式探測(cè)會(huì)給傳感器外加一個(gè)極化偏置電流，總電流效應(yīng)示意如圖1所示［3］。

結(jié)合衛(wèi)星速度和地磁場(chǎng)，可以得到地球坐標(biāo)系下的兩點(diǎn)間的電場(chǎng)為

式中：U1和U2分別為點(diǎn)1和點(diǎn)2的原位電勢(shì)；d為從點(diǎn)1到點(diǎn)2的矢量；v為系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)速度矢量；B為系統(tǒng)所在位置的磁場(chǎng)矢量。

由于電場(chǎng)矢量的3個(gè)空間維度存在3個(gè)變量，因此對(duì)于三軸穩(wěn)定衛(wèi)星來(lái)說(shuō)，至少需要不全在相同平面上的4 個(gè)探針進(jìn)行測(cè)量，這樣才能通過(guò)式（1）獲得3個(gè)獨(dú)立的方程［4］，并通過(guò)求解得到電場(chǎng)測(cè)量結(jié)果。圖2為星上雙探針測(cè)量的基本原理示意圖。

圖1 傳感器電流耦合效應(yīng)示意圖Fig．1 Schematic diagram of current coupling effect on sensors

圖2 三維雙探針測(cè)量的基本原理示意圖Fig．2 Schematic diagram of 3-D dual-probe detection

2．2 虛假光電場(chǎng)問(wèn)題及α 角的引入

采用雙探針系統(tǒng)測(cè)量空間電場(chǎng)時(shí)，當(dāng)太陽(yáng)、衛(wèi)星、探針在一條直線上或者接近同一直線時(shí)，會(huì)使2個(gè)探針的光電子發(fā)射和收集完全不對(duì)稱(chēng)，從而產(chǎn)生“虛假光電場(chǎng)”。這種現(xiàn)象在歐洲地球靜止軌道衛(wèi)星-1、2（GEOS-1、2）、美歐聯(lián)合研制的國(guó)際日地探測(cè)者-1（ISEE-1）衛(wèi)星和歐洲磁層觀測(cè)衛(wèi)星星座“星團(tuán)”（Cluster）等的雙探針電場(chǎng)探測(cè)儀測(cè)量過(guò)程中均出現(xiàn)過(guò)［5］。虛假光電場(chǎng)的產(chǎn)生，本質(zhì)上源于在特定太陽(yáng)輻照方向范圍內(nèi)空間電場(chǎng)探測(cè)系統(tǒng)的雙探針對(duì)光電子發(fā)射和收集的明顯不對(duì)稱(chēng)性，如圖3所示。

圖3 虛假光電場(chǎng)產(chǎn)生示意圖Fig．3 Schematic diagram of false photo-electric field generation

當(dāng)雙探針連線方向與太陽(yáng)光線入射方向接近時(shí)，朝向太陽(yáng)一側(cè)的探針?biāo)l(fā)射的光電子大部分向深空逃逸，僅有小部分向伸桿方向漂移而被伸桿收集到；遠(yuǎn)離太陽(yáng)一側(cè)的探針?biāo)l(fā)射的光電子大部分則向伸桿方向漂移而被伸桿收集到。這就會(huì)造成衛(wèi)星在朝向太陽(yáng)時(shí)電位升高，進(jìn)而導(dǎo)致朝向太陽(yáng)一側(cè)的探針吸引、收集更多的光電子，形成具有梯度的“光電子云”。雙探針對(duì)光電子發(fā)射和收集的不對(duì)稱(chēng)性，導(dǎo)致了朝向太陽(yáng)方向的虛假光電場(chǎng)的產(chǎn)生。為能在工程中控制這種虛假光電場(chǎng)現(xiàn)象，特別引入了α角的概念，如圖4所示。α角的物理意義是，太陽(yáng)的入射光線與伸桿方向的夾角，其值可以直接反映伸桿對(duì)光電子收集效應(yīng)的強(qiáng)弱，因此，只要對(duì)任務(wù)周期中所有4根伸桿α角的變化范圍進(jìn)行控制，就可以達(dá)到控制虛假光電場(chǎng)的目的。

圖4 α角示意圖Fig．4 Demonstration ofαangle

3 電場(chǎng)探測(cè)儀傳感器空間布局

3．1 衛(wèi)星場(chǎng)景仿真

由于星載電場(chǎng)探測(cè)儀利用等離子體耦合原理進(jìn)行探測(cè)，因此一般運(yùn)行在高度為300～900km 的電離層進(jìn)行探測(cè)［6］。在仿真場(chǎng)景設(shè)計(jì)中，設(shè)定衛(wèi)星運(yùn)行在500km 高的太陽(yáng)同步軌道，衛(wèi)星的降交點(diǎn)地方時(shí)為14：00，衛(wèi)星和軌道場(chǎng)景如圖5所示（衛(wèi)星尺寸進(jìn)行了放大）。仿真場(chǎng)景為進(jìn)行三維電場(chǎng)的高精度測(cè)量，衛(wèi)星采用三軸零動(dòng)量穩(wěn)定方式，裝有單太陽(yáng)翼，配置高精度電場(chǎng)探測(cè)儀，用4個(gè)球形傳感器通過(guò)電勢(shì)測(cè)量后互相差分的方式來(lái)探測(cè)空間的三維電場(chǎng)。為消除星表等離子體鞘層的影響，4 個(gè)傳感器分別處于4根4m 長(zhǎng)伸桿的末端［7］。下面就以此類(lèi)衛(wèi)星為例，從不同的角度逐步進(jìn)行電場(chǎng)探測(cè)儀的傳感器空間布局分析。

圖5 衛(wèi)星和軌道仿真場(chǎng)景Fig．5 Satellite and orbit simulation scenario

3．2 α 角的仿真分析

由于在對(duì)衛(wèi)星周?chē)臻g進(jìn)行仿真分析的過(guò)程中很難覆蓋全空間所有角度，因此，在仿真中伸桿的空間指向選取了更具代表性［8］的26 個(gè)方向（6 個(gè)軸向，12個(gè)兩軸45°角方向，8 個(gè)三軸45°角方向，如圖6所示）。由于26個(gè)典型方向已經(jīng)以近似45°的分辨率覆蓋了全空間，因此對(duì)于其他方向，可以根據(jù)周?chē)牡湫头较驍?shù)據(jù)分析趨勢(shì)在需要時(shí)進(jìn)行補(bǔ)充仿真。在進(jìn)行傳感器的布局選擇時(shí)，首先對(duì)1 年中26 個(gè)方向的α角變化情況進(jìn)行分析。

圖6 26個(gè)伸桿方向仿真示意圖Fig．6 Schematic diagram of simulation for 26boom orientations

通過(guò)使用STK 軟件進(jìn)行實(shí)際飛行軌道的任務(wù)仿真，可以獲得全周期任意時(shí)刻的太陽(yáng)方向矢量S，結(jié)合伸桿方向矢量D，可用式（2）求得此時(shí)的α角。

以衛(wèi)星本體坐標(biāo)系＋X軸向?yàn)槔?，?天之內(nèi)和1年內(nèi)的α角變化情況如圖7所示（地影區(qū)不受光電子影響，因此圖中已去除地影區(qū)的數(shù)據(jù)）。由圖7可知，＋X軸向伸桿的α角變化范圍為［22．46°，157．54°］。進(jìn)一步分析在26個(gè)不同方向的α角變化分布情況，如圖8所示。

圖7 ＋X 軸向伸桿在1天和1年內(nèi)的α角變化情況Fig．7 αangle change in one day／year in ＋Xdirection

圖8 在26個(gè)不同方向的α角變化情況Fig．8 αangle change in 26different orientations

從圖8可以看出，在不同方向α角的變化范圍差異較大。由于星上電場(chǎng)探測(cè)儀的短桿是為了平衡太陽(yáng)光照的不對(duì)稱(chēng)性，因此，α角允許的極值與短桿、傳感器間的關(guān)系可由圖9示出。

圖9 電場(chǎng)探測(cè)儀的短桿與α角的關(guān)系Fig．9 Relationship betweenαangle and guarding pole

根據(jù)幾何關(guān)系可得式中：αmin和αmax為α角的最小值和最大值；l為傳感器短桿長(zhǎng)度；r為傳感器半徑。

根據(jù)場(chǎng)景設(shè)計(jì)，l取5cm，r取3cm，代入式（3），可得α角的范圍為［22°，158°］（見(jiàn)圖8中紅色虛線）。因此，從控制虛假光電場(chǎng)現(xiàn)象的角度出發(fā)，可選擇的伸桿指向范圍如表1所示（為直觀表示，伸桿方向矢量未作歸一化處理）。

表1 伸桿可選的指向范圍Table 1 Available orientation range for booms

3．3 伸桿對(duì)太陽(yáng)翼的遮擋關(guān)系分析

由于太陽(yáng)翼表面的電池片均采用分組串聯(lián)的聯(lián)結(jié)方式，當(dāng)伸桿對(duì)太陽(yáng)翼上的部分電池片產(chǎn)生遮擋時(shí)，將造成比實(shí)際遮擋陰影區(qū)范圍大得多的電源損失，因此從能源的角度考慮，必須在設(shè)計(jì)上避免伸桿對(duì)太陽(yáng)翼的遮擋。當(dāng)衛(wèi)星的一側(cè)放置太陽(yáng)翼時(shí)，不產(chǎn)生遮擋的最好方式是不在同側(cè)放置任何伸桿；但根據(jù)式（1），增大空間分布的尺度（d）可以有效地提高系統(tǒng)的靈敏度，因此從幾何構(gòu)型角度出發(fā)，對(duì)太陽(yáng)翼所在側(cè)的空間進(jìn)行有效利用，能夠很好地提升電場(chǎng)探測(cè)儀布局的空間尺度，這就要進(jìn)行詳細(xì)的可用性分析。

在進(jìn)行遮擋關(guān)系分析中，最直觀的方法是在采用三維矢量建模的基礎(chǔ)上，對(duì)三維圖的干涉情況進(jìn)行直接觀察，本文也將采用此方法。如前所述，本文選擇降交點(diǎn)地方時(shí)為14：00的單太陽(yáng)翼衛(wèi)星作為研究對(duì)象，因此太陽(yáng)翼在＋Y面。首先，利用STK 軟件獲得衛(wèi)星一個(gè)軌道周期中所有射向衛(wèi)星光線的矢量數(shù)據(jù)；然后，使用光線數(shù)據(jù)構(gòu)成一個(gè)太陽(yáng)入射錐，由于地影的存在，入射錐會(huì)存在一個(gè)缺口，如圖10所示。

圖10 地影造成光線入射錐缺口示意圖Fig．10 Demonstration of sunlight cone gap caused by umbra

由于軌道的光照特性在一年中有變化，因此取春分、秋分、夏至、冬至共4軌數(shù)據(jù)，分別給出太陽(yáng)入射光線在衛(wèi)星XOZ面上的投影，如圖11所示。

圖11 太陽(yáng)入射光線在衛(wèi)星XOZ 面上的投影Fig．11 Sunlight projection on satellite XOZplane

在獲得入射錐后，就可以看出是否存在遮擋。由于地影的存在，始終沒(méi)有從＋Z方向射向衛(wèi)星的光線，因此，在能避開(kāi)太陽(yáng)翼產(chǎn)生的等離子體擾動(dòng)的前提下，衛(wèi)星的＋Y＋Z角分線方向可以放置伸桿，而衛(wèi)星的＋Y側(cè)其他方向均會(huì)造成對(duì)入射光線的遮擋，不能放置伸桿。

3．4 太陽(yáng)翼對(duì)傳感器的遮擋關(guān)系分析

在上文選擇了＋Y＋Z角分線方向的伸桿之后，為防止因太陽(yáng)翼對(duì)電場(chǎng)探測(cè)儀的傳感器遮擋造成差分傳感器光電流異常問(wèn)題，要求太陽(yáng)翼不能遮擋電場(chǎng)探測(cè)儀的傳感器。在實(shí)際分析中，仍然采用在三維矢量建模的基礎(chǔ)上對(duì)三維圖干涉情況進(jìn)行直接觀察的方式。

首先，使用圓柱來(lái)表征衛(wèi)星太陽(yáng)翼的旋轉(zhuǎn)，按照全年的最大角度建立表征太陽(yáng)光線的入射錐；然后，按照實(shí)際的幾何關(guān)系，在三維圖中放置衛(wèi)星側(cè)板、伸桿、傳感器等。通過(guò)如圖12所示的建模分析可以發(fā)現(xiàn)，太陽(yáng)光線的入射錐與太陽(yáng)翼的旋轉(zhuǎn)柱不存在干涉現(xiàn)象，因此＋Y＋Z角分線方向放置伸桿的方案可行。

圖12 太陽(yáng)翼對(duì)電場(chǎng)探測(cè)儀傳感器的遮擋分析Fig．12 Solar panel shadow analysis for EFD sensors

3．5 傳感器布局優(yōu)化設(shè)計(jì)

為了使4個(gè)傳感器的電勢(shì)在進(jìn)行差分時(shí)能獲得比較好的三軸誤差分配結(jié)果，在選擇伸桿指向時(shí)必須考慮4根伸桿在空間分布的情況，分布越接近正四面體，空間覆蓋尺度越大，傳感器的探測(cè)效果越好。進(jìn)一步考慮傳感器布局的時(shí)候，從最優(yōu)化α角和空間布局兩方面可以確定電場(chǎng)探測(cè)儀4根伸桿的方向，以及在這4個(gè)方向上α角的范圍，如表2所示。

表2 電場(chǎng)探測(cè)儀4根伸桿的方向設(shè)計(jì)結(jié)果Table 2 Boom orientation design results for EFD

4 結(jié)束語(yǔ)

在分析雙探針電場(chǎng)探測(cè)儀探測(cè)原理的基礎(chǔ)上，研究了通過(guò)對(duì)α角控制、傳感器伸桿對(duì)太陽(yáng)翼遮擋控制、太陽(yáng)翼對(duì)傳感器的光照影響、傳感器空間的幾何分布情況進(jìn)行電場(chǎng)探測(cè)儀4個(gè)傳感器空間布局優(yōu)化設(shè)計(jì)，建立了低軌衛(wèi)星仿真場(chǎng)景，給出了逐步優(yōu)化的結(jié)果。在實(shí)際的布局設(shè)計(jì)中，除了考慮上述幾個(gè)方面外，還要考慮衛(wèi)星上星敏感器、天線等多個(gè)設(shè)備的視場(chǎng)干涉和信號(hào)多徑影響等問(wèn)題。在后續(xù)的研究中，要進(jìn)一步對(duì)傳感器的幾何分布情況提出實(shí)際可量化的評(píng)價(jià)準(zhǔn)則，具體分析傳感器受星體等離子體預(yù)鞘層（Pre-sheath）的影響等。

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