趙呈選，李得天，楊生勝，秦曉剛，柳　青，王　俊

（蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，蘭州　730000）

航天器尾區(qū)帶電效應(yīng)實(shí)驗(yàn)研究

趙呈選，李得天，楊生勝，秦曉剛，柳青，王俊

（蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，蘭州730000）

通過極區(qū)極光橢圓區(qū)的極軌軌道是特殊的低軌軌道，在該軌道環(huán)境中既有低溫、稠密的背景等離子體，又有高能極光電子的注入，因此當(dāng)背景離子密度減小或極光電子通量增加時(shí)，通過極區(qū)的航天器尾區(qū)表面介質(zhì)材料將被充至負(fù)幾百伏甚至負(fù)幾千伏。介紹了航天器尾區(qū)帶電過程的實(shí)驗(yàn)方案設(shè)計(jì)，建立了航天器尾區(qū)帶電實(shí)驗(yàn)航天器縮比模型，同時(shí)測(cè)量了不同實(shí)驗(yàn)等離子體環(huán)境下航天器模型的尾區(qū)離子飽和電流，測(cè)量了有高能電子注入時(shí)的縮比模型的尾區(qū)內(nèi)介質(zhì)表面的充電電位。

尾區(qū)帶電；實(shí)驗(yàn)研究；實(shí)驗(yàn)等離子體

0　引言

當(dāng)衛(wèi)星運(yùn)行在低溫度、高密度的等離子體環(huán)境中時(shí)，在其尾部形成明顯的“航跡”，這是一個(gè)不相等的電子和離子耗盡區(qū)。衛(wèi)星軌道速率大于離子熱速率而小于電子熱速率，因此電子可較容易地進(jìn)入這個(gè)區(qū)域從而形成一負(fù)電位勢(shì)壘，這就是所謂的“尾區(qū)帶電”［1-4］。由于極軌高能極光電子的注入形成尾區(qū)帶電而導(dǎo)致在軌衛(wèi)星出現(xiàn)問題的案例［5-8］：如1995年5月美國(guó)DMSP（Defense Meteorological Satel?lite Program）極軌氣象衛(wèi)星微波成像儀出現(xiàn)數(shù)據(jù)異常丟失現(xiàn)象。2003年10月日本地球觀測(cè)航天器ADEOS-Ⅱ遭遇致命的電源系統(tǒng)故障，主要原因是極光電子對(duì)未接地，絕緣體的充電引發(fā)的電纜中持續(xù)的電弧放電。2010年歐洲太陽異常和磁層探測(cè)器上位于其尾區(qū)陰影區(qū)內(nèi)的飛行時(shí)間質(zhì)譜計(jì)出現(xiàn)表面放電引起的異常現(xiàn)象。因此為了研究尾區(qū)效應(yīng)引起的航天器表面介質(zhì)材料的帶電過程，有必要進(jìn)行航天器縮比模型的實(shí)驗(yàn)研究。

大尺寸結(jié)構(gòu)尾區(qū)帶電模擬實(shí)驗(yàn)，受部件尺寸的限制，在實(shí)驗(yàn)中很難或者不可能采用原型的部件進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，因此，必須開展縮比模型的模擬實(shí)驗(yàn)。采用與實(shí)際部件具有相似關(guān)系的模型代替實(shí)際模型，通過對(duì)相似模型的實(shí)驗(yàn)代替原型實(shí)驗(yàn)。航天器尾區(qū)帶電過程的實(shí)驗(yàn)研究是依據(jù)相似關(guān)系對(duì)航天器的縮比模型進(jìn)行尾區(qū)帶電實(shí)驗(yàn)。

1　實(shí)驗(yàn)等離子體環(huán)境簡(jiǎn)化

極軌環(huán)境是一種特殊的低軌道等離子體環(huán)境，通常伴隨著高能極光電子的沉降。在縮比模型的尾區(qū)帶電實(shí)驗(yàn)中產(chǎn)生的等離子體環(huán)境盡可能和極軌環(huán)境接近，因此縮比實(shí)驗(yàn)中產(chǎn)生的等離子體滿足三個(gè)方面的假設(shè)［9-10］：

（1）在極軌軌道環(huán)境下，定義背景電子的熱速度為ve，衛(wèi)星軌道速度為U，離子熱速度為vi，則必須滿足條件：

在此條件下盡管電子以ve的速度撞擊航天器，但可以近似地把離子撞擊航天器的速度看成U。

（2）航天器的特征長(zhǎng)度為L(zhǎng)，遠(yuǎn)小于帶電粒子的平均自由程l，而遠(yuǎn)大于等離子體的德拜長(zhǎng)度λD，該條件下可以把極軌航天器周圍的等離子體看成無碰撞等離子體，即：

（3）離子的拉莫爾半徑R′i和漂移和熱運(yùn)動(dòng)引起的運(yùn)動(dòng)半徑Ri遠(yuǎn)大于航天器特征長(zhǎng)度L，并遠(yuǎn)大于背景低能電子的熱運(yùn)動(dòng)引起的運(yùn)動(dòng)半徑Re，因此磁場(chǎng)對(duì)極軌軌道航天器表面的離子收集過程影響較小，實(shí)驗(yàn)中不考慮磁場(chǎng)的影響，即滿足：

2　尾區(qū)帶電效應(yīng)實(shí)驗(yàn)方案

通過衛(wèi)星尾區(qū)效應(yīng)機(jī)理分析，尾區(qū)主要是由于航天器相對(duì)于低溫稠密等離子體運(yùn)動(dòng)。因此，在試驗(yàn)過程中，真空室內(nèi)利用等離子體源產(chǎn)生等離子體束流，然后將模型靜止地置于等離子體束流之中，通過相對(duì)運(yùn)動(dòng)效應(yīng)模擬航天器在等離子體中的運(yùn)動(dòng)，加入電子槍產(chǎn)生的模擬極光的10 keV的電子，形成極軌產(chǎn)生尾區(qū)效應(yīng)的等離子體環(huán)境，試驗(yàn)儀器安裝如圖1所示。

因此，實(shí)驗(yàn)方案包括：等離子體源、電子槍、充電電位監(jiān)測(cè)裝置、等離子體環(huán)境參數(shù)測(cè)量裝置及試驗(yàn)件。其中，等離子體源是用來模擬低軌道等離子體環(huán)境，可采用微波放電（ECR）氬等離子體源，產(chǎn)生熱動(dòng)能為0.1 eV、平行方向定向能為15 eV的運(yùn)動(dòng)等離子體。電子槍用來模擬衛(wèi)星過極區(qū)時(shí)的極光電子環(huán)境，極光電子環(huán)境參數(shù)為通量為0.1 nA/cm2量級(jí)，能量約為10 keV，可采用高能電子槍。等離子體監(jiān)測(cè)裝置用來測(cè)量試驗(yàn)中的尾區(qū)等離子體環(huán)境，可采用Langmuir探針測(cè)量電子溫度和密度以及離子的飽和電流。充電電位監(jiān)測(cè)用來測(cè)量試驗(yàn)件的表面充電電位，可采用非接觸式電位探頭測(cè)量，其測(cè)量范圍為±20 000 V。試驗(yàn)件是衛(wèi)星及部件或模擬衛(wèi)星及部件，在試驗(yàn)中，由于實(shí)際的衛(wèi)星尺寸很大，可采用相同結(jié)構(gòu)特點(diǎn)的縮比模型來實(shí)現(xiàn)。

圖1　航天器尾區(qū)帶電模實(shí)驗(yàn)原理示意圖

3　尾區(qū)帶電效應(yīng)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)及分析

3.1真空腔內(nèi)背景等離子體測(cè)量

在僅打開微波放電等離子體源時(shí)，真空室的真空度優(yōu)于10-4Pa時(shí)，測(cè)量真空腔內(nèi)典型位置的背景等離子體參數(shù)分布如圖2所示，分別在A、B、C點(diǎn)使用朗繆爾探針測(cè)量等離子體的離子的飽和電流和密度分布。

圖2　微波等離子體源打開時(shí)真空腔內(nèi)朗繆爾探針位置圖

其中朗繆爾探針位置A點(diǎn)坐標(biāo)（距離等離子體源90 cm，距離真空腔壁2為109 cm，距離真空腔壁1為71 cm，距離真空腔底部為92 cm），B點(diǎn)坐標(biāo)（距離等離子體源220 cm，距離真空腔壁2為82 cm，距離真空腔壁1為98 cm，距離真空腔底部為90 cm），C點(diǎn)坐標(biāo)（距離等離子體源227 cm，距離真空腔壁2為52 cm，距離真空腔壁1為128 cm，距離真空腔底部為90 cm），朗繆爾探針測(cè)量系統(tǒng)取樣電阻設(shè)置為1 000 Ω，放大倍數(shù)為50。實(shí)驗(yàn)中測(cè)得的結(jié)果如圖3和圖4所示?？梢钥闯鑫恢肁點(diǎn)離子飽和電流約為位置B點(diǎn)或C點(diǎn)離子飽和電流的2.2倍，B點(diǎn)和C點(diǎn)的離子飽和電流差別不大。位置A點(diǎn)電子密度約為位置B點(diǎn)電子密度的2.2倍，約為位置C點(diǎn)電子密度的2.5倍。尾區(qū)效應(yīng)實(shí)驗(yàn)中需要排除背景等離子體的變化影響。

圖3　真空腔內(nèi)不同位置處的離子飽和電流曲線圖

圖4　真空腔內(nèi)不同位置處的電子密度曲線圖

3.2尾區(qū)內(nèi)軸向位置處離子飽和電流測(cè)量

分別采用邊長(zhǎng)為20 cm、30 cm和40 cm，厚度為2 mm的正方形鋁板作為航天器模型，航天器模型尾區(qū)面用導(dǎo)電膠粘有Kapton，所用Kapton厚度為25 μm。僅打開微波放電等離子體源時(shí)，使用朗繆爾探針測(cè)量模型背后軸向方向上的離子飽和電流如圖5所示。

圖5　不同尺寸航天器模型尾區(qū)的離子飽和電流變化圖

通過數(shù)據(jù)處理，比較不同尺寸的航天器模型的尾區(qū)內(nèi)不同位置處的離子飽和電流，如圖5所示。由圖可以看出，相同尺寸的航天器模型尾區(qū)內(nèi)的離子飽和電流隨著軸向距離的增大而增大，并逐漸趨于穩(wěn)定。可以看出尺寸不同的模型都會(huì)在后面形成離子稀薄區(qū)域，并且模型面積越大，其后形成的離子尾區(qū)越大，在距尾區(qū)介質(zhì)表面的同樣距離位置的離子飽和電流越小。

3.3尾區(qū)內(nèi)軸向位置處探針的收集電流測(cè)量

實(shí)驗(yàn)中采用邊長(zhǎng)20 cm、厚度2 mm的尾區(qū)面覆有Kapton的正方形鋁板作為航天器模型。測(cè)得的朗繆爾探針的伏安特性如圖6所示

圖6　相同模型不同位置處探針的偏置電壓和收集電流圖

由圖6可看出，朗繆爾探針的負(fù)偏置電壓越大，其表面收集的離子電流越大，并且離子電流逐漸趨于飽和；尾區(qū)內(nèi)不同位置處的同樣的偏置電壓收集的離子電流不同，尾區(qū)內(nèi)越靠近介質(zhì)材料其收集電流越小，沿軸線往外離子收集電流逐漸增大，可以看出等離子體在航天器模型后面形成尾區(qū)結(jié)構(gòu)。

3.4模型尾區(qū)介質(zhì)材料充電電位測(cè)量

首先真空室的真空度優(yōu)于10-4Pa時(shí)，打開模擬極光電子的高能電子槍，調(diào)節(jié)離子源氣壓用于產(chǎn)生定向速度約7 800 m/s的離子流，考察極區(qū)背景低能等離子體和極光電子同時(shí)存在時(shí)的航天器尾區(qū)的充電過程及尾區(qū)介質(zhì)材料Kapton充電電位。測(cè)量結(jié)果如圖7所示。

圖7　尾區(qū)Kapton表面充電電位隨模型尺寸的變化圖

比較不同尺寸的航天器模型的尾區(qū)介質(zhì)材料的充電電位隨尺寸的變化，如圖7所示。由圖可以看出，隨著模型尺寸的變大，尾區(qū)內(nèi)介質(zhì)Kapton的平均充電電位也逐漸增大，驗(yàn)證了航天器尾區(qū)帶電的尺寸效應(yīng)。

4　結(jié)論

描述了航天器尾區(qū)帶電過程的縮比實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證過程，完成尾區(qū)帶電效應(yīng)實(shí)驗(yàn)方案設(shè)計(jì)，建立了航天器尾區(qū)帶電實(shí)驗(yàn)航天器縮比模型，測(cè)量了有高能電子注入時(shí)的縮比模型的尾區(qū)介質(zhì)材料的充電電位。實(shí)驗(yàn)獲得以下主要結(jié)果：

（1）相同航天器模型尾區(qū)內(nèi)的離子飽和電流隨著軸向距離的增大而增大，并逐漸趨于穩(wěn)定。尺寸不同的模型都會(huì)在后面形成離子稀薄區(qū)域，等離子體會(huì)在航天器模型后面形成尾區(qū)結(jié)構(gòu)，并且模型面積越大，其后形成的離子尾區(qū)越大；

（2）當(dāng)有模擬極光電子的高能電子注入時(shí)，尾區(qū)介質(zhì)材料Kapton充至負(fù)幾百伏至負(fù)千伏。并且隨著模型尺寸的變大，尾區(qū)內(nèi)介質(zhì)Kapton的平均充電電位也逐漸增大，充電電位可以達(dá)到負(fù)的上千伏，驗(yàn)證了航天器尾區(qū)帶電的尺寸效應(yīng)。

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EXPERIMENTAL STUDIES OF WAKE CHARGING OF SPACECRAFT

ZHAO Cheng-xuan，LI De-tian，YANG Sheng-sheng，QIN Xiao-gang，LIU Qing，WANG Jun
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou730000，China）

The Polar Earth Orbit（PEO），which crosses the aurora zone，is a peculiar orbit where the low-temperature plasma and energetic auroral electrons coexist.Therefore，dielectric materials on the PEO spacecraft may be negatively charged 100-1000 of volts when the density of thermal ions is reduced or the flux of auroral electrons become large.In this paper an experimental scheme of wake charging of polar spacecraft was introduced，and a similarity spacecraft model was designed.In the experiments the ion saturation currents in the wake area of different scale model were measured under different plasmas，and the charging potentials of the dielectric materials in the wake were also investigated.

wake charging；experimental study；experimental plasmas

TB65+.1

A

1006-7086（2015）05-0279-04

10.3969/j.issn.1006-7086.2015.05.007

2015-05-27

國(guó)家自然科學(xué)基金（11305084）

趙呈選（1983-），男，江蘇省徐州市人，在讀博士研究生，工程師，從事空間環(huán)境效應(yīng)及控制研究。Email：zhaocx2000@sina.com。