蔣 鍇，王先榮，杜杉杉，王勝杰

（1.蘭州空間技術(shù)物理研究所 空間環(huán)境材料行為及評(píng)價(jià)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，甘肅 蘭州730000；2.航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094；3.北京航空航天大學(xué) 機(jī)械工程及自動(dòng)化學(xué)院，北京 100191）

0 引言

航天器在軌運(yùn)行時(shí)，受到空間等離子體、光照等復(fù)雜空間環(huán)境的相互作用，使得航天器表面產(chǎn)生電荷積累而帶電。航天器表面所帶電荷與空間等離子體或航天器不同表面的電位差形成的表面帶電分為絕對(duì)帶電和不等量帶電。高能粒子穿透航天器表面可形成內(nèi)帶電。

航天器帶較高電位可導(dǎo)致航天器發(fā)生異常和故障。航天器充放電可影響和污染等離子體測(cè)量環(huán)境，引起測(cè)量的不準(zhǔn)確性；造成航天器材料損傷，導(dǎo)致航天器電控、熱控性能發(fā)生改變；放電產(chǎn)生的電磁輻射影響航天器儀器設(shè)備的正常工作，干擾通信和數(shù)據(jù)傳輸?shù)取?/p>

航天器電位控制方法主要有主動(dòng)控制和被動(dòng)控制。被動(dòng)控制是在設(shè)計(jì)和加工生產(chǎn)期間，對(duì)航天器形狀、結(jié)構(gòu)、材料的選用和加工工藝等方面采取的減少帶電的措施，如表面防靜電處理、采用高二次電子發(fā)射率的材料等。主動(dòng)控制是通過(guò)航天器發(fā)射人造荷電粒子的方法控制表面帶電，與被動(dòng)控制相比主動(dòng)控制更具有靈活性、有效性和徹底性。

航天器電位主動(dòng)控制最常用的有電子源、離子源和等離子體源三種。這三種發(fā)射方法各有其優(yōu)缺點(diǎn)和應(yīng)用需求。電子發(fā)射對(duì)緩解電介質(zhì)表面的電勢(shì)作用不大，長(zhǎng)期發(fā)射正離子會(huì)破壞航天器的電鍍層，單獨(dú)考慮控制效果，等離子體源完全使航天器表面電荷得到泄放[1]，但等離子體需要消耗大量產(chǎn)生等離子體的工質(zhì)。

對(duì)于磁層空間環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星，典型的表面電位在日照區(qū)從l V到幾十伏，如等離子片區(qū)30～40 V，極蓋區(qū)極端情況達(dá)65 V[2]，帶正電的航天器在軌等離子體測(cè)量，尤其電子測(cè)量，受到幾個(gè)方面的阻礙。帶正電航天器周圍電場(chǎng)中離子和電子的速率和空間分布被扭曲，低能量離子被抵制，使得其不可見(jiàn)，而等離子體電子在鞘層加速，等離子體的測(cè)量變得異常困難。而且產(chǎn)生的光電子被吸引進(jìn)入傳感器，在低能量下引起高計(jì)數(shù)率，這不僅使冷環(huán)境電子數(shù)目探測(cè)困難，而且加速儀器微通道板的老化。另外航天器有高的正電位時(shí)，在冷等離子體中通過(guò)雙探針測(cè)量電場(chǎng)易受尾跡效應(yīng)的影響[3]。

降低航天器表面的正電位可以提高低密度等離子體低能電子和離子分布函數(shù)的測(cè)量精度，利用液態(tài)金屬離子源向外發(fā)射正離子是有效的主動(dòng)控制方法之一[4-7]。文章針對(duì)這一需求，著重介紹了液態(tài)金屬離子源型電位主動(dòng)控制在低密度等離子體空間測(cè)量中的典型應(yīng)用，對(duì)以后的空間環(huán)境探測(cè)中自主研發(fā)液態(tài)金屬離子源主動(dòng)控制裝置以及航天器設(shè)計(jì)提供借鑒和依據(jù)。

1 液態(tài)金屬離子源電位主動(dòng)控制的發(fā)展

早在20世紀(jì)80年代初期就已經(jīng)建立了電位主動(dòng)控制基本原理[8]，航天器電位主動(dòng)控制儀器設(shè)備已經(jīng)成功應(yīng)用在一些航天器上。在Cluster上應(yīng)用的原理早在 Geotail[9]、Interball-Auroral[10]和 Equator-S[11]航天器上得到測(cè)試。在1996年第一次發(fā)射Cluster航天器時(shí)對(duì)儀器本身做了描述[12]。在Cluster-Ⅱ上，對(duì)一些硬件和軟件部分做了改進(jìn)，但整個(gè)原理沒(méi)有做改動(dòng)。2004年發(fā)射的雙星（Double Star）TC-1中的電位主動(dòng)控制儀（ASPOC）是對(duì)Cluster星的電位主動(dòng)控制儀的進(jìn)一步改進(jìn)和完善。2014年發(fā)射的MMS星上搭載的電位主動(dòng)控制儀是在總結(jié)已有的飛行經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)，進(jìn)一步完善了液態(tài)金屬離子源電位主動(dòng)控制儀。

1.1 Cluster衛(wèi)星

Cluster衛(wèi)星[12-20]是歐空局用于地球磁層等離子體過(guò)程研究，其由4顆航天器組成，運(yùn)行在距地球100～10 000 km的距離，近地點(diǎn)和遠(yuǎn)地點(diǎn)為4RE和19.6RE，運(yùn)行軌跡規(guī)律性地進(jìn)入極區(qū)和磁層裂片，這些區(qū)域等離子密度非常低（?1cm-3）。2000年到2004年運(yùn)行的液態(tài)金屬離子源作為Cluster星電位主動(dòng)控制的手段。離子電流10μA時(shí)航天器電位減少到7 V，20μA時(shí)減小到5 V，與高于50 V的懸浮電位相比較，航天器電位減少到7 V被認(rèn)為是對(duì)等離子體測(cè)量的一個(gè)重要改進(jìn)。降低的航天器電位減少了對(duì)等離子體測(cè)量的誤差，減少了光電子擾亂等離子體電子測(cè)量的能量帶，接近更低的儀器探測(cè)限制。從剩余電勢(shì)評(píng)估等離子體密度，航天器電位主動(dòng)控制能夠提高等離子體的測(cè)量，圓滿完成科學(xué)探測(cè)任務(wù)。

Cluster衛(wèi)星電位主動(dòng)控制儀（ASPOC）主要包括一個(gè)電子箱和兩個(gè)圓柱體離子發(fā)射模塊，如圖1所示[13]，兩個(gè)發(fā)射器模塊安裝在電子箱上。電子箱壁厚為0.8 mm，有四個(gè)印制電路板和一個(gè)母版。

圖1 ASPOC實(shí)體

離子由固體鎢針射出，液態(tài)金屬離子源（LMIS）用銦作為放電工質(zhì)材料。銦的熔點(diǎn)156.6°C，具有高的原子量，低電離能和好的潤(rùn)濕性，安全可靠，可在大氣中處理。發(fā)射原理如圖2所示[13]，固體鎢針針尖半徑2～5μm，安裝在銦加熱池中，且鎢針用銦膜浸濕。當(dāng)在針和引出電極之間加上5～9 kV的電位時(shí)，在鎢針尖端的靜電壓力將克服液態(tài)金屬表面張力，液態(tài)金屬推向引出極形成尖角為98.6°的泰勒錐，泰勒錐尖端直徑可達(dá)1～5 nm。Geotail和Equa?tor-S飛行經(jīng)驗(yàn)證明[9，11]，覆蓋在發(fā)射器針上的銦膜厚度值是一個(gè)非常敏感的參數(shù)。厚膜在適當(dāng)?shù)母唠妷合履軌虬l(fā)射更大的電流，但是也增加了平均點(diǎn)火電壓和工作電壓。由于尖端有小的曲率半徑，當(dāng)區(qū)部電場(chǎng)達(dá)到每納米數(shù)十伏特時(shí)足夠?qū)崿F(xiàn)場(chǎng)離子發(fā)射。離子源電流范圍有效運(yùn)行在10～30μA，但也可以支持短時(shí)間的更高電流運(yùn)行。

圖2 LMIS發(fā)射原理

Cluster星為了增大發(fā)射器運(yùn)行時(shí)間和提供額外冗余，8個(gè)發(fā)射器組裝成兩個(gè)發(fā)射器模塊，一個(gè)模塊裝有4個(gè)獨(dú)立的發(fā)射器，模塊由獨(dú)立的高電壓供電，在某一時(shí)刻只有一個(gè)發(fā)射器工作，發(fā)射器如圖3所示[13]。每個(gè)發(fā)射器嵌入在有低熱導(dǎo)率多孔陶瓷中（<5×10-4W?K-1?cm-1），可使加熱功率消耗保持在0.5 W。單個(gè)發(fā)射器具有4 000 h的運(yùn)行時(shí)間，每個(gè)模塊都足以獲得5 000 h的設(shè)計(jì)要求，其他的發(fā)射器作為備份，設(shè)計(jì)壽命10μA時(shí)達(dá)10 000 h。

Cluster星電位變化如圖4所示[17]，S/C-1和S/C-2分別為ClusterⅠ和ClusterⅡ電位變化曲線，ClusterⅠ和Ⅱ幾乎遇到相同的等離子體環(huán)境，ASPOC運(yùn)行在ClusterⅡ上時(shí)，能夠?qū)㈦娢槐３衷?～9 V的范圍內(nèi)。

2001年2月4日、2002年5月21日、2002年6月12日飛行分析表明[15]，在低等離子體密度的裂片區(qū)、極區(qū)及這些區(qū)域的臨近邊界附近，當(dāng)維持航天器電勢(shì)小于8 V時(shí)有利于識(shí)別低能量電子光譜特性和精確的計(jì)算。當(dāng)ASPOC開(kāi)啟時(shí)航天器電勢(shì)從40 V降到8 V的過(guò)程中，電子分布函數(shù)也隨著變化。研究還表明低密度環(huán)境下離子束不會(huì)產(chǎn)生空間充電對(duì)環(huán)境電子測(cè)量進(jìn)行影響，且發(fā)現(xiàn)產(chǎn)生的光電子計(jì)數(shù)率明顯減少，從而使電子探測(cè)器能量分辨率顯著提高。因此，液態(tài)金屬離子源航天器電位主動(dòng)控制改善了Cluster航天器低能電子的測(cè)量，尤其在低密度測(cè)量環(huán)境下光電子數(shù)的減少和能量分辨率的提高是最顯而易見(jiàn)。

圖3 針式離子發(fā)射器

圖4 Cluster1和Cluster2航天器電位

1.2 探測(cè)雙星（Double Star）

“地球空間雙星探測(cè)計(jì)劃”簡(jiǎn)稱雙星計(jì)劃，是我國(guó)首次自主提出的空間探測(cè)計(jì)劃進(jìn)行國(guó)際合作的科學(xué)探測(cè)項(xiàng)目。雙星與歐空局Cluster星相配合對(duì)地球空間進(jìn)行六點(diǎn)探測(cè)，歐空局提供了雙星中TC-1的液態(tài)金屬離子源電位主動(dòng)控制儀[21-22]。

雙星TC-1在飛行軌道的大多數(shù)部分由于太陽(yáng)紫外（EUV）輻射光效應(yīng)使航天器帶正電荷。這些正電勢(shì)擾亂了在軌低能量等離子體的測(cè)量。通過(guò)發(fā)射正離子束減小電勢(shì)，因此同樣可改善低密度等離子體的測(cè)量。TC-1上的ASPOC衍生于Cluster的ASPOC，其具有相同的繼承特性，如表1所示[13，22]。

與雙星不同的是ClusterⅡ星ASPOC離子束有聚焦系統(tǒng)，將束流張開(kāi)角限制在±15°，而TC-1離子束流沒(méi)有聚焦，其束流寬度為±30°，可獲得更大的發(fā)射范圍。因而減少了聚焦電極引起的束流對(duì)內(nèi)部電極濺射的污染，同時(shí)也增大了輸出電流變化的范圍。電位主動(dòng)控制儀中只有4個(gè)發(fā)射器，2個(gè)發(fā)射器組成一個(gè)發(fā)射器模塊，設(shè)計(jì)平均電流15μA時(shí)20 000 h的總壽命也更滿足雙星任務(wù)的需求。由于較少的發(fā)射器數(shù)量，使其有足夠的空間完全隔離，從而預(yù)防發(fā)射器之間的交叉污染。TC-1上沒(méi)有雙探針電場(chǎng)儀，去除了其電連接口，其軟件部分也相應(yīng)地做了些改善。

表1 電位主動(dòng)控制儀器主要參數(shù)

雙星中航天器TC-1上的液態(tài)金屬離子源電位主動(dòng)控制儀繼承了Cluster星電位主動(dòng)控制儀的許多特性，并對(duì)離子發(fā)射器和電子單元做了進(jìn)一步的改進(jìn)，離子發(fā)射器可產(chǎn)生比Cluster星更大的離子束流。

1.3 MMS星

NASA將在2014年發(fā)射的MMS星[23-26]，如圖5所示[24]，4個(gè)航天器將置于低傾度（28°）的橢圓軌道，近地點(diǎn)為1.2RE，遠(yuǎn)地點(diǎn)軌道1為12RE、軌道2為25RE。航天器通過(guò)近赤道軌道附近來(lái)研究微觀物理的三個(gè)基本的等離子體過(guò)程：地磁重聯(lián)、能粒子加速和湍流。這就需要通過(guò)航天器主動(dòng)控制儀來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器的電位控制，實(shí)現(xiàn)高精度、無(wú)干擾等離子體和電場(chǎng)的測(cè)量。MMS任務(wù)的成功在于等離子體參數(shù)的精確測(cè)量和相距數(shù)十千米的4個(gè)航天器不同的測(cè)量數(shù)據(jù)。

沿著MMS運(yùn)動(dòng)軌跡，將會(huì)遭遇不同的等離子體環(huán)境，包括低密度等離子體區(qū)，如地球磁層尾部裂片區(qū)。在這期間太陽(yáng)光照影響航天器光電子電流平衡，面航天器趨于正電勢(shì)，測(cè)量?jī)x器充分高吸引剩余光電子超過(guò)等離子體電子，等離子體電流與光電流相比小的多，嚴(yán)重影響低密度等離子體電子和離子的測(cè)量精度。

MMS電位主動(dòng)控制儀基于歐空局Cluster和探測(cè)雙星（Double Star）任務(wù)的繼承，但根據(jù)具體不同任務(wù)做了重要的改變和提高。ASPOC用毛細(xì)管型銦液態(tài)金屬源產(chǎn)生離子束，每個(gè)航天器上有2個(gè)ASPOC在反平行方向，同時(shí)運(yùn)行產(chǎn)生反平行離子束[24]。

ASPOC如圖6所示[25]，包括底部的電子箱和其頂部2個(gè)離子發(fā)射器模塊。每個(gè)發(fā)射器模塊有2個(gè)發(fā)射器，如圖7所示[25]。覆蓋離子發(fā)射器的聚四氟乙烯多層絕緣物保護(hù)蓋在發(fā)射之前移除。安裝在左下方的凈化連接頭，在儲(chǔ)存過(guò)程中提供一個(gè)連續(xù)流動(dòng)的氮?dú)?。普通控制單元由低電壓功率供?yīng)，4個(gè)發(fā)射器滿足壽命和冗余。每個(gè)發(fā)射器附有高電壓倍增器。MMS電位主動(dòng)控制儀主要參數(shù)如表2所示[26]。

圖5 MMS衛(wèi)星編隊(duì)及運(yùn)行軌道

圖6 MMS上ASPOC設(shè)備

圖7 發(fā)射器模塊

表2 MMS電位主動(dòng)控制儀主要參數(shù)

MMS與Cluster和雙星相比，ASPOC主要的改進(jìn)有以下幾個(gè)方面[26]：

（1）航天器兩個(gè)電位主動(dòng)控制儀發(fā)射的兩束離子束可提高鞘層的對(duì)稱性，兩倍離子電流達(dá)到40μA；

（2）根據(jù)之前的任務(wù)，設(shè)計(jì)20μA兩年的壽命和冗余，金屬池必須增大，金屬池由0.5 g增加到1.2 g。隨著金屬池的增大，引出極距離也加大；

（3）鉭毛細(xì)管型發(fā)射器代替之前的鎢針型，確保在運(yùn)行和熱循環(huán)期間發(fā)射器尖端產(chǎn)生大的毛細(xì)張力，具有更高的可靠性。與鎢針相比毛細(xì)管型重量輕，但毛細(xì)管型在運(yùn)行時(shí)需要更高的運(yùn)行電壓，高于20μA的束流發(fā)射時(shí)，其質(zhì)量效率會(huì)降低；

（4）鉭代替以前的不銹鋼或鋯池，這可以減小在運(yùn)行過(guò)程中對(duì)銦的污染；

（5）在儲(chǔ)存過(guò)程中發(fā)射器沒(méi)有密封機(jī)構(gòu)，而是用可移除的塑料蓋板，發(fā)射之前通氮?dú)鈨艋A存。發(fā)射器和模塊的熱隔離進(jìn)行了改進(jìn)；

（6）提高了高電壓供應(yīng)能力。新的電壓限制在12 kV，確保發(fā)射器電壓（低于7 kV）在尖端污染后能有冗余維持發(fā)射器正常運(yùn)行；

（7）增加了高電壓電阻和點(diǎn)火保護(hù)二極管，應(yīng)用在發(fā)射器和電子模塊中保護(hù)發(fā)射器和引出極之間的點(diǎn)火損壞。

2 討論與結(jié)論

液態(tài)金屬離子源電位主動(dòng)控制器中控制單元和離子發(fā)射器的協(xié)同運(yùn)行，實(shí)現(xiàn)有效的離子束發(fā)射。研制高性能的液態(tài)金屬離子源和電控系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)電位主動(dòng)控制的基礎(chǔ)，同樣面臨著技術(shù)難點(diǎn)和突破。液態(tài)金屬離子源是關(guān)鍵部件，其發(fā)射電流的特性，制備工藝及方法要求嚴(yán)格，如何能長(zhǎng)壽命、大電流地發(fā)射單電荷離子成為技術(shù)瓶頸。研究過(guò)程中需要多學(xué)科的交叉，需要多部門(mén)的配合和技術(shù)攻關(guān)。

經(jīng)過(guò)多年的飛行經(jīng)驗(yàn)，液態(tài)金屬離子源電位主動(dòng)控制儀進(jìn)行了逐步的改進(jìn)和完善，發(fā)射電流增大，穩(wěn)定可靠性增強(qiáng)，實(shí)現(xiàn)了航天器表面正電位的有效控制，為提高低密度等離子體的精確測(cè)量提供了必要的保證。

隨著對(duì)空間環(huán)境深入研究方面的需求日益增加，有必要自主研制液態(tài)金屬離子源電位主動(dòng)控制器。同時(shí)液態(tài)金屬離子源電位主動(dòng)控制器可以減小航天器表面充電產(chǎn)生的異常和危害，保證航天器在軌安全運(yùn)行。未來(lái)空間攻防也成為各國(guó)研究的熱點(diǎn)，電位主動(dòng)控制可預(yù)防人為充電環(huán)境對(duì)航天器的威脅。這項(xiàng)技術(shù)的研制，可以滿足空間科學(xué)探測(cè)的需求，為軍事和應(yīng)用衛(wèi)星在軌可靠運(yùn)行提供防護(hù)技術(shù)和保障。

[1]Cohen H A，Chesley A L，Aggson T，et al.A comparison of three techniques of discharging satellites[C]//Proceeding，SpacecraftChardingConference，1989：81.

[2]Pedersen A，Lybekk B，André M，et al.Electron density esti?mations derived from spacecraft potential measurements on Clusterintenuousplasmaregions[J].JGeophysRs，2008，113（A7）：1-19.

[3]Sj?gren A，Eriksson A I，Gwosch K，et al.Wake formation by ion scattering on positively charged spacecraft[C]//in Proc 11thSCTC，AlbuquerqueNM，2010：1-8.

[4]Grard R J L.Spacecraft potential control and plasma diagnos?tic using electron field emission probe[J].Space Sci Instrum，1975，1：363-376.

[5]Lai S T.An overview of electron and ion beam effects in charg?ing and discharging of spacecraft[J].IEEE Trans Nuci Sci，1989，36（6）：2027-2032.

[6]Shu T Lai.A Critical Overview on Spacecraft Charging Control Methods[J].PlasmaScience，2003，31（6）：1118-1124.

[7]李冬梅.緩解航天器帶電方法的研究[J].航天器環(huán)境工程，2005，22（3）：154-158.

[8]PedersenA，ChapellCR，KnottK，etal.Methodsforkeepinga conductive spacecraft near the plasma potential，In：Space?craftPlasmaInteractionsandTheirInfluenceonFieldandPar?ticle Measurements[C]//Proceedings of the 17th ESLAB Sym?posium，ESASP-198，1983：185-190.

[9]Schmidt R，Arends H，Pedersen A，et al.Results from active spacecraft potential control on the Geotail spacecraft[J].Geo?phys Res，1995 ，100（17）：253-259.

[10]Torkar K，Veselov M V，Afonin，et al.An experiment to study and control the Langmuir sheath around interball[J].Ann Geophysicae，1998，16（9）：1086～1096.

[11]Torkar K，Riedler W，F(xiàn)ehringer，et al.Spacecraft potential control aboard Equator-S as a test for Cluster-II[J].Ann Geophysicae，1999，17（12）：1582-1591.

[12]Riedler W，Torkar K，Rüdenauer F，et al.Active spacecraft potentialcontrol[J]，SpaceSciRev，1997，79：271-302.

[13]Torkar K，Riedler W，Escoubet C P，et al.Active spacecraft potential control for Cluster-implementation and first results[J].Ann Geophysicae，2001，19（10/12）：1289-1302.

[14]Gustafsson G，André M，Carozzi T，et al.First results of elec?tric field and density observations by Cluster EFW based on initial months of operation[J]，Ann Geophysicae，2001，19（10/12）：1219-1240.

[15]Torkar K，Svenes K R，F(xiàn)azakerley A，et al.Improvement of plasma measurements onboard Cluster due to spacecraft po?tential control[J].Advances in Space Research，2005，36（10）：1951-1957.

[16]Credland J，Mecke G，Ellwood J.The Cluster mission：ESA’sspacefleettothemagnetosphere[J].SpaceSciRev，1997，79（1/2）：33-64.

[17]Gustafsson G，André M，Carozzi T.First results of electric field and density observations by Cluster EFW based on ini?tial months of operation[J].Ann Geophys，2001，19（10）：1219-1240.

[18]Torkar K，Arends H，Baumjohann W，et al.Analysis of Clus?ter spacecraft potential during active control[J].Adv Space Res，2005，36（10）：1922-1927.

[19]Klaus Torkar，Anders I Eriksson，Per-Arne Lindqvist，et al.Long-Term Study of Active Spacecraft Potential Control[J]，IEEE Transactions on Plasma Science，2008，36（5）：2294-2299.

[20]PedersenA，LybekkB，AndréM，etal.Plasmadensitiesfrom spacecraft potential measurements calibrated by the aspoc，edi，cis，peace and whisper experiments on cluster[J].J Geo?physRes，2008，113（A7）：33-36.

[21]Fazakerley A N，Carter P J，Watson G，et al.The Double Star plasma electron and current experiment[J].Ann Geophys，2005，23（8）：2733-2756.

[22]Fremuth G，Jeszenszky H，Laky G，et al.Spacecraft potential controlforDoubleStar[J].AnnGeophys，2005，23（8）:2813-2823.

[23]Clucas S，Rodgers D.Magnetospheric multiscale mission AS?POS plume interactions[C]//in Proc.14th SPINE Workshop，Noordwijk，TheNetherlands，2008：13-14.

[24]Klaus Torkar，Martin Tajmar.Spacecraft Potential Control for the NASA Magnetospheric Multiscale（MMS）Mission[C]//SpineMeeting，OneraToulouse，2009：28-29.

[25]TajmarM.OverviewofindiumLMISfortheNASA-MMSmis?sion and its suitability for an in-FEEP thruster on LISA[C]//presentedattheInt.ElectricPropulsionConference，2011:9.[26]Klaus Torkar，Martin Tajmar，Philippe Escoubet C，et al.Ac?tiveSpacecraftPotentialControlfortheMagnetosphericMul?tiscale Mission[J].IEEE Transactions on Plasma Science，2012，40（2）：394-400.