LEO大型載人航天器主動電位控制技術可以有效的防護空間等離子體充放電效應對于航天器造成的安全隱患，確保航天員出艙和航天器空間對接作業的順利完成。通過研究LEO大型載人航天器與空間等離子體的相互作用，從原理上認識空間等離子體對于航天器的危害程度。分析回顧國外主動電位控制技術在LEO大型載人航天器上的成功應用及發展情況，得出啟示和初步的主動電位控制系統設計設想。對比國內外主動電位控制領域的核心技術，對主動電位控制技術的發展和應用提出了建議。

　　引言

　　隨著“天宮一號”大型載人航天器的成功在軌運行，我國LEO大型載人航天器承擔的科研任務不斷增加，一些空間安全隱患也已逐漸浮現出來。由于LEO大型載人航天器與空間等離子體相互作用會在兩者之間產生高電勢差的殼層，對航天員出艙和載人飛船對接作業產生很多安全隱患。以前經常采用被動電位控制，被動電位控制是指在LEO大型載人航天器的設計和生產過程中，從形狀、結構、材料和工藝等方面采取防止或減輕充電的各種措施。主要方法是：表面分區接地和涂敷特殊性能材料。為降低電荷累積量，盡量采用金屬表面或表面金屬化，使沉積在表面的電荷通過接地導走。但是，隨著高能太陽電池陣的使用，其殼層內的電位差大大增大，這種被動的電位控制方法已經無法防護高電勢差所帶來的安全隱患。ISS國際空間站和俄羅斯和平號空間站都已成功的應用了主動電位控制技術，已確保空間環境內重要作業的順利完成。主動電位控制技術是指：在空間等離子體外安裝一個與空間地相連的等離子體接觸器，向空間等離子體發射一道低能等離子體束，來彌補其充入太陽帆板的電子，使LEO大型載人航天器和空間等離子體的電位差始終處于平衡狀態，從而實現LEO大型載人航天器的主動電位控制。

　　文章重點結合了LEO大型載人航天器對于主動電位控制技術的需求，對LEO大型載人航天器與環境等離子體的相互作用進行了闡述。簡單介紹了國外主動電位控制技術的發展，并闡述了主動電位控制設計的設想，提出了未來發展建議。

1、LEO大型載人航天器對主動電位控制的需求

1.1、LEO大型航天器與空間等離子體相互作用

　　由于LEO大型載人航天器(ISS國際空間站，運行傾角為42°、高度為350~450 km的軌道)軌道處于地球電離層的F2區，該區域充滿了大量高密度低溫等離子體。在LEO大型載人航天器剛進入空間等離子體環境中時，由于空間等離子體內的電子運動速度遠大于航天器的軌道速度和相同環境下的離子運動速度，故在相同時間內打到衛星表面的電子數遠大于離子數，從而使得航天器表面帶一定大小的負電，如圖1所示。

圖1 充電效應前的空間等離子體

　　LEO大型載人航天器的充電過程在太陽能電池陣列開始產生操作電壓，并且機體與等離子體充分接觸，吸收足量電子以使電壓轉負的時候開始。目前，LEO大型載人航天器太陽陣的電壓有100 V和160 V兩種。

　　以100 V電池陣為例。在空間環境中，LEO大型載人航天器的核心艙主體結構(相對電位為-15 V)和太陽帆板(相對電位為+85 V)存在100 V的電位差(LEO 大型載人航天器工作電壓)，和空間等離子體(相對電位為0 V)存在15 V的電位差，如圖1所示。當太陽帆板和空間等離子體出現充電現象時這種平衡將被打破，LEO大型載人航天器和空間等離子間將產生存在高電位差的殼層。現在假定太陽帆板在空間等離子體內的相對充電效率為90%，其吸引電子充電量為-90 V相對電位從+85 V降至-5 V，此時LEO大型載人航天器主體的相對電位為-115 V，空間等離子體由于電子減少相對點位升至+90 V。

　　此時航天員如果需要出艙活動時其身體電位為-115 V，空間等離子體的電位為+90 V，航天員與空間等離子體殼層環境存在205 V的電位差，如圖2所示。而人體所能承受的最大電位差為40 V、電流為0.1 A，航天員出艙時空間等離子體會對航天員進行持續的瞬間放電，而且在航天服表面產生弧形放電使其電流大于安全值的100倍以上，對航天員的生命安全造成極大的危害。并且在LEO大型載人航天器對接作業時，由于兩個航天器采用不同的電源單元，LEO大型載人航天器核心艙通常采用了高壓太陽電池陣，而載人飛船一般都采用低壓太陽陣，通過各太陽陣與空間等離子體的相互作用，兩個航天器的主體結構將產生不同的電位，形成電位差，對接時造成的靜電放電可能會對航天器的電子系統造成危害。

圖2 充電效應后的空間等離子體

1.2、LEO大型載人航天器對主動電位控制的需求

　　在LEO大型載人航天器穿越空間等離子體的時候，由于空間等離子體的充放電效應的產生會對航天器造成很大的安全隱患。其安全隱患大致可以分為4類：(1)航天員出艙放電;(2)航天器對接放電;(3)高壓太陽能電池的靜電擊穿;(4)陽極化熱控涂層的擊穿。然而，對于LEO大型載人航天器而言其危害主要是：航天員出艙放電和航天器對接放電。

　　Shu T. Lai曾經介紹過主動電位控制技術和被動電位控制技術的優缺點。在裝載低壓太陽能電池陣的航天器上，被動電位控制可以起到一定的防護作用，但是面對裝載高壓太陽能電池陣的航天器時其防護效果通常很不理想，并且被動電位控制在航天器上天以后便不能變動或更改，如碰到突發情況便無法應對使航天器遭受重大打擊。主動電位控制則是通過在航天器上安裝電位控制設備進行的，工作過程完全可控。

　　隨著大面積高壓電池陣的應用和LEO大型載人航天器規模的增大，常規的被動防護涂層已經無法滿足目前對LEO大型載人航天器空間環境安全防護的需求。故為確保在空間等離子體環境下航天員出艙活動和航天器對接作業順利完成，應該變被動防護等離子體充放電危害為主動控制空間等離子體殼層內的電位差，確保在相對惡劣的等離子環境中仍可確保LEO大型載人航天器的空間作業順利完成。

2、國外主動電位控制技術發展及應用情況

2.1、LEO大型載人航天器主動電位控制技術發展情況

　　1986年～1997年和平號空間站服役期間，莫斯科航空學院應用力學與電動力學研究所研制的空心陰極在和平號空間站主動電位控制單元上成功工作11年。充分驗證了主動電位控制技術長期在軌運行的可靠性。

　　1992年美國自由號空間站，提出使用等離子體接觸器作為LEO大型載人航天器表面電位控制手段，接觸器由NASA格林中心研制。和平號空間站主動電位控制技術的成功應用，使主動電位控制技術在LEO 大型載人航天器上的應用前景得到了NASA的認可。

　　1994 年NASA 開展了PCU 原型機的測試以確定接觸器PCU組件的設計方法與操作要求。1992年～1997年底，美國波音公司洛克達因分

　　部歷時五年針對ISS國際空間站主動電位控制單元對HCA空心陰極做了性能及壽命性試驗。鉗位電壓不大于20 V，具有10 A的發射電子束流能力，6 000 次重復啟動能力和18 000 h 的工作壽命[12]。充分的地面可靠性試驗，確保了主動電位控制單元在ISS國際空間站上的成功運行。

　　1998 年～2004 年4 月ISS 國際空間站主動電位控制單元成功完成點火47次，累計工作時長為6 000 h[5-6]。主動電位控制單元在ISS國際空間站上成功的完成了初步運行。

　　2002 年NACA 就對太陽帆板的電子收集做了相關研究，并且在第53屆IAC大會上做了相關的技術報告。SAIC在隨后的研究當中也曾借鑒NACA的IAC報告，對太陽帆板的電子收集問題做了更加深入的研究，并且列出電子收集平衡式。2006年～2009年期間ISS國際空間站上航天員共出艙71次，均安全完成作業活動。航天員出艙時采用兩個等離子體接觸器同時運行的工作方式，確保了航天員出艙作業成功率達到100%。

　　截止至2011 年5 月20 日ISS 國際空間站電位主動控制單元工作時間和點火次數分別為7 965 h/9 555 h和115次/104次[2]。ISS國際空間站上的主動電位控制單元在軌成功運行13年，未發生可靠性問題，在軌點火時間接近10 000 h。

　　ISS國際空間站上主動電位控制單元采用的是兩個等離子體接觸器同時工作的工作模式，NASAJohnson Space Center從懸浮電位控制單元、等離子體影響模型、國際空間站等離子體環境變化范圍、精確評價并統計試驗數據、提供可能風險評估方法五個方面對國際空間站存在的充電風險進行了評估。詳細闡述了主動電位控制單元需安裝兩個等離子體接觸器的必要性。

　　為了解空間等離子體對于LEO大型載人航天器的影響，ISS國際空間站上安裝了兩個懸浮電位探針用于記錄主動電位控制單元工作時空間環境內電位的變化范圍。為分析ISS國際空間站上傳輸回來的數據NASA杰森空間飛行中心(NASA John⁃son Space Flight Center)和NASA馬希爾空間飛行中心(NASA Marshall Space Flight Center)合作建立了PIM(Plasma Interaction Modal)等離子體影響模型，并且建立等離子環境數據庫以記錄傳輸回來的數據。PIM不僅可以根據懸浮電位探針的數據模擬出當時的空間環境，而且能推導出等離子體接觸器所需的鉗位電流大小，為主動電位控制單元的發展更新提供數據。

2.2、LEO大型載人航天器等離子體接觸器

　　主動電位控制是指采用粒子發射裝置，通過指令控制噴射帶電粒子降低整星結構和表面電位，從而將整星表面電位保持在安全水平。目前LEO大型載人航天器的主動電位控制，常用的、典型的有電子源和等離子體源兩種。

　　(1)電子發射法，是通過安裝在航天器上的真空陰極向空間等離子體殼層發射電子束中和空間等離子體殼層內的離子。從而達到降低空間等離子體殼層與航天器主體結構電位差的作用。電子源以發射電子為主。目前，ISS國際空間站上應用等離子體接觸器單元就是以空心陰極作為電子源向空間等離子體殼層發射電子的典型例子;

　　(2)等離子體發射法以俄羅斯應用最為廣泛，由莫斯科航空學院應用力學與電動力學研究所研制，結合了電子發射法和離子發射法的優點，可將衛星表面電位從數千伏降低到安全電壓。在俄羅斯和平號空間站上的應用也很好的完成了，對于空間等離子體殼層內電位差的主動控制，并在軌運行11年具有很好的可靠性。

2.3、LEO大型載人航天器主動電位控制應用情況

　　國外的LEO大型載人航天器：ISS國際空間站和俄羅斯和平號空間站，都使用了主動電位控制技術。使得ISS 國際空間站的航天員可以脫離電臍帶，真正意義上完成了太空行走;并且ISS國際空間站的載人艙在國際空間站主體結構電容大于其一個數量級，兩者間存在高電勢差的情況下仍能多次成功完成對接。

　　在ISS國際空間站上，安裝有兩臺等離子體接觸器。其應用方式是在航天員出艙時同時打開兩個接觸器，在一個接觸器出問題時仍可以繼續主動控制艙外電位已確保航天員出艙的絕對安全。國際空間站上的接觸器僅在航天員出艙，艙段對接及必要時開啟，在重要作業期間兩個同時開啟。對接作業時，在接觸器工作達到穩定后兩艙段仍存在16 V的電位差，在安全電位差范圍之內。

3、LEO大型載人航天器主動電位控制技術的發展

3.1、啟示

　　目前，隨著ISS國際空間站的成功應用，各國對于LEO 大型載人航天器的重視程度也越來越大。目前對于LEO大型載人航天器的研制主要依靠自主研發，所以更需要借鑒國際空間站的寶貴經驗再結合國內現有條件，少走彎路。

　　在綜合考慮應用背景、技術優勢等因素的情況下，主動電位控制對于載人航天事業的發展具有決定性的作用。現階段在主動電位控制系統的核心部件(空心陰極)領域已達到一定水平，具備研制主動電位控制系統的有利條件。

3.2、主動電位控制技術系統設計設想

　　目前的設計設想是在空間等離子體殼層外安裝一個與空間地相連的等離子體接觸器，像空間等離子體發射一道低能等離子體束，來彌補其充入太陽帆板的電子，使LEO大型載人航天器和空間等離子體的電位差始終處于平衡狀態，從而實現LEO大型載人航天器的主動電位控制。本質上說，等離子體接觸器就是在LEO大型載人航天器空間地和空間等離子體之間建立電傳導通路的等離子體源。該裝置的工作原理是通過向空間等離子體發射低能等離子體，使LEO大型載人航天器表面和其周圍空間等離子體之間建立一個低阻抗的等離子體橋從而實現LEO大型載人航天器表面的電位控制。

3.3、發展建議

　　目前國內空心陰極主要分兩種：一種是以六硼化鑭為發射材料，一種是已鋇鎢為發射材料。俄羅斯Fakel、美國勞拉公司及歐洲ThalesAlenia使用的SPT-100霍爾推力器空心陰極發射體材料為六硼化鑭，發射電流4.5 A且驗證壽命已經超過10 000 h，并上星150余次。以鋇鎢為發射材料的空心陰極雖可通過壽命驗證，但只有歐洲在2003 年使用過一次。蘭州空間技術物理研究所現有的空心陰極是國內唯一以六硼化鑭為發射材料并且地面試驗已達到累計工作12 000 h(預計壽命超過20 000 h)，點火10 000次的空心陰極。符合LEO大型載人航天器對空心陰極性能、壽命及可靠性的要求。故選擇蘭州空間技術物理研究所LHT-100霍爾推力器上的空心陰極作為主動電位控制系統的等離子體接觸器，可使主動電位控制領域取得成功。后續，將全面開展LEO大型載人航天器空間充放電的物理模型和數值模型的建立，準確的制定出LEO大型載人航天器對于主動電位控制的需求指標，并根據指標確定等離子體接觸器在LEO大型載人航天器上的接地點及接地方式。

　　目前，國內空心陰極的研制已達到一定水平。但是主動電位控制系統是一項復雜的系統工程，核心部件的問題雖已解決但如何結合我國LEO大型載人航天器的具體需求還有很多工作需要完善。爭取早日實現主動電位控制系統的工程應用。