馮偉泉 ，王志浩，萬成安，閆德葵，丁義剛

（1.可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所；3.北京衛(wèi)星制造廠：北京 100094）

0 引言

地球同步軌道（GEO）衛(wèi)星的故障分析表明，大部分故障發(fā)生在磁層亞暴期間，這說明磁層亞暴是引發(fā)GEO 衛(wèi)星故障的主要環(huán)境因素。磁層亞暴充電環(huán)境主要是指衛(wèi)星運行到當(dāng)?shù)乩杳髌陂g遭遇的“熱”等離子體環(huán)境，即高密度低能電子環(huán)境[1]。由于衛(wèi)星外表面材料的幾何形狀、介電特性、光照條件等不同，可使衛(wèi)星相鄰?fù)獗砻嬷g、表面與深層之間、表面與衛(wèi)星“地”之間產(chǎn)生電位差。當(dāng)這個電位差達(dá)到一定量值之后，將產(chǎn)生靜電放電（ESD）。表面ESD 主要有噴?。╞low off）、串?。╬unch through）和飛弧（flash over）3 種放電形式。ESD 可能通過衛(wèi)星結(jié)構(gòu)接地系統(tǒng)將放電電流直接注入到衛(wèi)星電子系統(tǒng)之中，或通過輻射干擾對星上電子系統(tǒng)產(chǎn)生影響乃至造成電路故障，進(jìn)而威脅整星安全。

衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位是衛(wèi)星電子儀器工作的參考電位，參考電位的穩(wěn)定是電子儀器正常工作的必要條件。一般情況下，衛(wèi)星“地”電容在50～200 pF左右，而大地電容為1 F左右，即衛(wèi)星的“地”電容相對大地電容來說非常小。因此，表面放電向衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”注入的電流將引起衛(wèi)星“地”電位的較大突變，從而對整個星上電子系統(tǒng)造成干擾，特 別是破壞計算機控制的數(shù)字電路系統(tǒng)[2]。因此，衛(wèi)星“地”電位瞬態(tài)變化及其ESD干擾防護(hù)方法研究應(yīng)受到足夠重視。

DC/DC 模塊電源在航天器二次電源上有廣泛應(yīng)用，它具有體積小、重量輕、效率高等優(yōu)勢，正在逐漸取代傳統(tǒng)的線性電源。DC/DC 模塊電源采用以功率半導(dǎo)體開關(guān)器件為核心的高頻功率電子電路，通過半導(dǎo)體開關(guān)器件周期性通斷工作控制開關(guān)元件的時間占空比來調(diào)整輸出電壓，直接給各種星上設(shè)備供電，因此其輸出電壓的干擾波動會影響衛(wèi)星設(shè)備的正常工作。

本研究主要分為兩步[3]：第一步是實驗室模擬衛(wèi)星表面充放電引起衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位的瞬態(tài)變化，了解電位瞬態(tài)特性及其與環(huán)境參數(shù)的關(guān)系；第二步是實驗室模擬衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位瞬態(tài)變化對衛(wèi)星二次電源（DC/DC 模塊電源）輸出的干擾，了解參考電位的瞬態(tài)變化對電路的瞬態(tài)影響。

1 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位瞬態(tài)的模擬試驗

實驗室模擬原理主要是利用背面有導(dǎo)體層的絕緣材料作為衛(wèi)星表面充放電靶，其背面導(dǎo)體層與真空容器外一塊浮地的銅板（0.6 m×1.2 m×0.008 m）通過穿墻電纜相連，該銅板是衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”的模擬板。試驗時充放電靶在真空容器中接收模擬磁層亞暴的電子輻照，用示波器顯示放電時模擬板接收的注入電流波形及其模擬“地”電位波形，以束流感應(yīng)器作為傳感器測量從充放電靶注入到模擬板的瞬態(tài)電流。

模擬試驗系統(tǒng)由磁層亞暴充放電模擬設(shè)備（電子槍及真空系統(tǒng)）、衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”模擬銅板、示波器、放電觸發(fā)器、束流感應(yīng)器等組成（圖1）。磁層亞暴充放電模擬設(shè)備的主要技術(shù)指標(biāo)如下：

1）電子槍高壓為-25 kV；

2）電子束流密度在0.1～100 nA/cm2內(nèi)可調(diào)；

3）電子槍在樣片臺上的輻照面為φ300 mm；

4）束流不均勻度不大于20%；

5）真空度為1×10-3Pa（分子泵抽氣系統(tǒng)）。

圖1 衛(wèi)星表面充放電引起結(jié)構(gòu)“地”電位瞬變的 模擬試驗原理Fig.1 Principle of test for simulating the ground potential transient caused by satellite surface charging and discharging

放電的自然觸發(fā)受大量隨機因素影響，不易掌控。為提高試驗的可控性和可重復(fù)性，采用接觸觸發(fā)放電方式，包括自動觸發(fā)和手動觸發(fā)2 種模式，其中自動觸發(fā)放電模式的放電頻率為每秒1 次。試驗中分別在-500 V、-1 kV、-5 kV、-10 kV、-20 kV 和-25 kV的加速電壓下進(jìn)行測量，得到模擬衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位與電子能量及通量（正比于燈絲電流）的關(guān)系，如圖2所示。

圖2 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位與電子能量及通量（燈絲電流）的關(guān)系Fig.2 The satellite ground potential against the energy and flux of electrons

從圖2的曲線可以看出，在磁層亞暴期間，衛(wèi)星表面帶電會引起衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位變負(fù)，電子束流密度越大、能量越高，負(fù)電位越高。

在表面放電時，充放電靶向真空容器外的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”模擬板注入放電電流，“地”電位產(chǎn)生瞬態(tài)變化。用TDS350存儲示波器記錄這些變化（見圖3），其中Ch1 是衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”的注入電流波形，Ch2 是模擬“地”電位波形。示波器的采樣率為1 GS/s，帶寬為500 MHz。

圖3 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”模擬板注入電流波形及“地” 電位波形Fig.3 Waveform of the injected transient current and ground potential of the simulated satellite structural ground

從圖3可以看出：

1）衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”的注入電流波形呈衰減振蕩型脈沖群；計算得電流峰-峰值為2.28 A（BCT靈敏度為6.12 V/1 A），脈寬約為200 ns。

女工店吃過晚飯，金枝好像踏著淚痕行走，她的頭過分的迷昏，心臟落進(jìn)污水溝中似的，她的腿骨軟了，松懈了，爬上炕取她的舊鞋，和一條手巾，她要回鄉(xiāng)，馬上躺到娘身上去哭。

2）衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位從-100 V 上升到+92 V，然后呈衰減振蕩型脈沖群，脈沖峰-峰值在192～23 V 區(qū)間內(nèi)。

3）注入電流瞬變比“地”電位瞬變略有超前，可以認(rèn)為衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位變化是由注入電流變化引起的。

2 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位瞬變干擾二次電源 的模擬試驗

衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位瞬態(tài)干擾二次電源的模擬試驗系統(tǒng)原理及組成（見圖4）與前面的“地”電位瞬態(tài)模擬試驗系統(tǒng)基本相同，增加蓄電池模擬一次電源，向二次電源提供+37 V 直流電壓；二次電源為DC/DC 模塊電源，其輸出為+12 V，正端接電阻負(fù)載，負(fù)端接衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”模擬板；磁層亞暴充放電模擬設(shè)備的電子槍高壓為-5 kV，電子束流密度在0.68～1.2 nA/cm2范圍內(nèi)可調(diào)。通過電流互感器測試負(fù)載中電流變化得出負(fù)載兩端電壓的變化。

圖4 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位瞬變干擾二次電源的 模擬試驗原理圖Fig.4 Principle of simulation test of satellite structural ground potential disturbing the secondary power supply

圖5為表面放電引起“地”電位瞬變對DC/DC模塊電源輸出的干擾波形。其中，Ch1 是DC/DC模塊電源的輸出電壓波形，Ch2 是衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位波形。

圖5 表面放電引起“地”電位瞬態(tài)對DC/DC 模塊 電源輸出的干擾波形Fig.5 Waveform of DC-DC model power supply disturbance from structural potential transient induced by surface discharging

從圖5可以看出：在磁層亞暴充電環(huán)境下，浮地板電位為-70 V，DC/DC 模塊電源的輸出電壓為+12 V，沒有影響。在放電時，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位突然從-70 V 上升至+40 V，然后振蕩衰減；DC/DC模塊電源的輸出電流發(fā)生變化，說明輸出電壓發(fā)生變化，相當(dāng)于在+12 V 上疊加峰-峰值為10～19 V的衰減振蕩波形，第1 個峰的脈寬約為150 ns。

3 空間ESD 干擾防護(hù)與驗證措施

3.1 衛(wèi)星表面材料導(dǎo)電處理并接地[4-5]

要防止衛(wèi)星表面靜電充/放電的發(fā)生，首先要降低表面的電位差。一般可以采取對衛(wèi)星表面材料進(jìn)行導(dǎo)電處理并接地的措施來降低表面電位差，如在衛(wèi)星表面涂敷ITO 透明導(dǎo)電涂層、導(dǎo)電漆等可以減小相鄰材料表面之間的電位差。在衛(wèi)星絕緣材 料上蒸鍍一層ITO 透明導(dǎo)電膜，并將導(dǎo)電膜有效地與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”相連，可以在衛(wèi)星表面形成一個電荷通路，從而有效地將沉積到表面的電荷通過接地網(wǎng)絡(luò)予以中和，使得衛(wèi)星表面接近于等電位。

ITO 透明導(dǎo)電膜是一種半導(dǎo)體材料，其表面電阻隨著膜厚度的增加而減小，因此可以通過增加膜的厚度來增大電導(dǎo)率。但不能為了增大電導(dǎo)率而無限制地增加ITO 膜的厚度，因為厚度增加的同時會降低ITO 膜的透射率，一般表面電阻達(dá)到106～108?/□即可滿足空間ESD 干擾防護(hù)的要求。

3.2 DC/DC 模塊電源抗空間ESD 干擾設(shè)計

3.3 空間ESD 防護(hù)的地面試驗驗證

衛(wèi)星空間ESD 干擾防護(hù)是一個十分復(fù)雜的工程問題，地面模擬試驗驗證是非常必要的。國際上針對衛(wèi)星儀器表面ESD 的地面驗證方法建立了標(biāo)準(zhǔn)《空間系統(tǒng)：電磁兼容性要求》（ISO 14302），其中推薦的航天器帶電ESD 抗擾度試驗原理見圖6[6]。

圖6 航天器帶電ESD 抗擾度試驗原理Fig.6 Test principle of ESD anti-jamming caused by spacecraft charging

該試驗方法由法國國家空間研究中心（CNES）于20年前成功開發(fā)[7]，并用它代替了美國軍用標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-1541推薦的結(jié)構(gòu)放電試驗和空氣放電輻射干擾試驗方法。試驗的具體參數(shù)及要求如下。

1）放電間隙：采用密封高壓結(jié)構(gòu)，擊穿時間短，放電峰值電流不小于30 A，半高脈寬為30 ns；

2）電容：典型值為100 pF，耐高壓，低自感；

3）阻尼電阻：阻值可調(diào)，典型值為47 ?，根據(jù)放電回路的電容和自感調(diào)節(jié)在臨界狀態(tài)；

4）扼流電阻：用于防止放電回路的高頻成分進(jìn)入高壓電源，阻值不小于10 k?；

5）高壓電源：典型輸出值為6 kV 直流；

6）懸浮試驗儀器電纜：與放電回路電纜緊密接觸，長度為20 cm。

4 結(jié)束語

磁層亞暴充電環(huán)境是GEO 衛(wèi)星故障的主要環(huán)境因素。本文較真實地模擬了衛(wèi)星表面充放電現(xiàn)象引起的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)“地”電位瞬變及其對DC/DC 模 塊電源輸出的干擾作用，發(fā)現(xiàn)DC/DC 模塊二次電源輸出電壓在放電期間受到嚴(yán)重干擾；并討論了衛(wèi)星表面材料和DC/DC 模塊電源抗空間ESD 干擾的措施及地面驗證試驗方法，可以作為航天器設(shè)計中減緩空間ESD 干擾的參考依據(jù)。

（References）

[1]Rodgers D.Spacecraft charging-environment-induced effects on the electrostatic behaviour of space systems, ECSS-20-06 (Draft v0.18) [R].Noordwijk, The Netherlands∶ESA Publications Divisions, 2005-07

[2]楊世武, 吳運熙.電氣化干擾對計算機聯(lián)鎖系統(tǒng)的影響和防護(hù)[J].北方交通大學(xué)學(xué)報, 1998, 22(5)∶107-110 Yang Shiwu, Wu Yunxi.Electromagnetic design for computer based interlocking system on electronic raiways[J].Jounal of Northern Jiaotong University, 1998, 22(5)∶107-110

[3]Feng Weiquan, Ding Yigang, Yan Dekui.Laboratory simulation of spacecraft surface charging and discharging caused structural potential transients and its interference test method on DC-DC converter[C]//7thSpacecraft Charging Technology Conference.Noordwijk, The Netherlands, 2001-04

[4]林國榮, 張友德.電磁干擾及控制[M].北京∶電子工業(yè)出版社, 2003

[5]Purvis C K, Garrett H B, Whittlesey A C.Design guidelines for assessing and controlling spacecraft charging, NASA TP-2361[R], 1984

[6]ISO 14302 Space systems∶electromagnetic compatibility requirements[S], 2003-01-01

[7]Jean-Pierre C.In-flight anomalies attributed to ESD’s recent cases and trends[C]//8thSpacecraft Charging Technology Conference.Huntsville, Alabama, USA, 2003-10