大型航天器電位控制系統設計及驗證

梁曉鋒 儀德英 高升

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

在軌運行的航天器面臨多種空間環境,其中,對航天器表面帶電影響較大的主要是空間等離子體環境和磁層亞暴環境[1]。“國際空間站”太陽電池陣供電電壓為160V,根據專門為其開發的模型計算,在不采取任何電位控制措施的情況下,其本體電位會達到-120～-140V[2-5],對“國際空間站”和航天員的安全造成極大威脅。

我國部分大型航天器運行在LEO軌道,采用100V高壓供電體系,在軌可能需要與來訪的飛行器進行交會對接,而來訪飛行器可能采用如29V的低壓供電系統。不同供電體系的航天器在電離層空間等離子體中可能會帶有不同的電位,2個存在較大電位差的航天器在低軌空間實施交會對接,如果不采取可行措施,就會產生放電現象[6]。同時大型航天器可能配置機械臂,具備利用機械臂抓取來訪飛行器對接大型航天器的能力,機械臂與大型航天器連接為同一電位,來訪飛行器為另一電位,在機械臂抓取來訪飛行器時存在不等電壓放電的問題,與飛行器交會對接類似。因此需要對大型航天器與來訪飛行器之間對接時產生的對接放電進行控制。

大型航天器在軌運行期間航天員需要執行多次出艙任務。航天器電池陣在軌工作時,受LEO軌道稠密等離子體環境充電以及地磁場誘導充電影響,使航天器主體結構產生最高約-100V的電壓,危及航天員出艙安全[7]。綜上大型航天器需要進行電位控制設計,以應對交會對接、航天員出艙及機械臂抓取中的不等電位放電問題。本文提出了主動與被動電位控制相結合的方式,并通過了在軌驗證,可為后續的相關問題提供解決方法。

1 電位控制方案設計

針對大型航天器與來訪飛行器對接時產生的對接放電問題,早期工程中采用了被動電位控制系統實現了飛行器交會對接時的放電電流抑制確保對接安全。對于大型航天器機械臂抓取來訪飛行器任務,在被動電位控制系統的基礎上,設計了適應機械臂抓取任務的被動電位控制方案。被動電位控制主要通過設計及試驗,確定合理的設計參數,然后在產品研制中實現。

針對大型航天器存在的如航天員出艙活動等全新任務,為了滿足此類任務的需求,借鑒國際空間站采用主動電位控制技術以降低航天員出艙時空間站懸浮電位確保出艙安全。航天器配置主動電位控制子系統實現電位控制,通過發射器發射電子束流將航天器與空間等離子體環境連通降低航天器電位。

綜上,大型航天器根據不同的任務需求,借鑒國內外的相關技術,在大型航天器同時采取了被動電位控制、主動電位控制兩種方案,不同的方案實現不同的目標,最終確保大型航天器各種任務下的電位控制。

1.1 被動電位控制方案

大型航天器與來訪飛行器交會對接時,懸浮電位約-90V,采用低壓供電系統的來訪飛行器懸浮電位約-29V,需要對兩個飛行器對接接觸瞬間的放電電流進行抑制。同樣當機械臂抓取來訪飛行器時,由于機械臂與大型航天器等電位,因此同樣需要對機械臂接觸來訪飛行器瞬間的放電電流進行抑制。兩個不同的任務對接時接觸面不同,交會對接時為對接機構接觸,機械臂抓取時為機械臂末端與來訪飛行器適配器接觸,因此兩者的設計有所不同。

設計采取在兩個飛行之間的對接通路上增加泄放電阻的方式減小對接瞬間的放電電流。在大型航天器與來訪飛行器接觸時,不等電位導致的放電首先通過泄放電阻進行,泄放電阻消耗放電能量,減小了對接放電的電流

1)交會對接任務

當飛行器在軌對接時,主、被動對接機構將首先接觸,在不實施任何控制措施的情況下,接觸后形成的放電通道包含兩個飛行器對接機構與艙體之間所有導通的部位,放電通道為不可控狀態。為了抑制對接機構接觸時的放電電流,采用在接觸環節中串聯泄放模塊的方式,當兩個對接機構接觸時,飛行器間通過泄放模塊進行放電,減小放電電流。然后通過設置等電位通道,將兩個飛行器的結構連接,實現航天器最終的等電位。設計示意圖如圖1所示,圖中D1、D2、D3表示線纜與飛行器結構連接點。

根據航天器與來訪飛行器對接過程,航天器的接機構首先與來訪飛行器接觸,若對接機構與航天器艙體直接連接,則航天器與來訪飛行器對接時則產生放電現象,因此將對接機構與航天器之間絕緣安裝,在航天器艙體結構與對接機構結構之間利用串接泄放模塊的電纜連接,電纜一端連接對接機構的結構,另一端在航天器艙內接艙體結構。

當兩個飛行器對接成組合體后,利用兩個飛行器的斷接器中的接點設置飛行器結構直接導通的通道,使兩個飛行器斷接器連接后在組合體飛行期間處于等電位狀態。航天器利用穿艙電纜在艙體結構與斷接器接點之間建立連接;來訪飛行器利用對接機構內部電纜在對接機構結構與斷接器接點之間建立連接。兩個飛行器剛性連接后,斷接器上設置的導通接點對接在一起,從而使兩個飛行器艙體結構直接導通,實現兩個飛行器的結構等電位。

2)機械臂抓取任務

航天器具備利用機械臂抓取來訪飛行器的能力,抓取時機械臂上的末端執行器與來訪飛行器上安裝的目標適配器捕獲連接,繼而實施后續轉移任務。捕獲連接時末端執行器上的連接繩繩首先與目標適配器上的捕獲桿連接,經過拖拽、鎖定后末端執行器與目標適配器形成剛性連接。針對上述過程,為防止捕獲時兩飛行器之間電勢差導致的放電問題,末端執行器和目標適配器均進行了泄放電路設計。

電位控制設計示意圖如圖2所示,圖中示意了機械臂與來訪飛行器上目標適配器剛接觸時整體連接關系,機械臂一端與航天器艙體連接,另一端的末端執行器通過鋼絲繩與被抓取飛行器上的目標適配器捕獲桿連接。機械臂末端執行器及來訪飛行器目標適配器均進行了泄放電路的設計,具體如下。

圖3 電位主動控制系統組成框圖Fig.3 Diagram of active potential control system

(1)機械臂末端執行器泄放電路設計

機械臂末端執行器上的連接繩為絕緣安裝,繩的安裝螺釘通過泄放模塊連接到末端執行器結構。

(2)來訪飛行器目標適配器泄放電路設計

將來訪飛行器目標適配器捕獲桿與適配器結構之間增加了絕緣墊片進行絕緣安裝,二者之間串聯泄放模塊。

當末端執行器捕獲目標適配器時,通過“來訪飛行器目標適配器本體—泄放模塊—目標適配器捕獲桿—末端執行器連接繩—泄放模塊—末端執行器結構”形成靜電泄放通路進行兩飛行器間的放電,然后兩飛行器之間結構在連接形成統一的結構等電位體。

1.2 主動電位控制方案

大型航天器一般采用100V高壓太陽電池陣,太陽電池陣上裸露的正電極電位高于空間等離子體電位,將從空間等離子體環境中吸收電子,使航天器主體結構最高充電至太陽能電池陣電壓負90%的電位,對航天員出艙造成安全性影響。大型航天器可設計主動電位控制系統進行電位的控制,通過其空心陰極組件的熱電子發射極發射電子,轟擊氙氣產生電子束流,發射電子束流為航天器與空間等離子體環境間提供一種低阻抗通路,從而控制航天器懸浮電位在-37V以內[8]。主動電位控制系統連接示意圖如3所示,系統包含:①管理單元1臺,內部主、備機設計,分別用于控制電位控制系統內主、備支路各單機供電、供氣和信號采集;②電源單元1臺,內部主、備機設計,分別用于對空心陰極發射器主、備供電;③供給單元1臺,內部主、備機設計,用于將氙氣供氣系統提供的氙氣轉換為滿足空心陰極發射器主、備的工質流率后,提供給空心陰極發射器使用;④空心陰極發射器2臺,用于電子束流引出,從而完成航天器電位控制功能;⑤電位檢測探頭1臺,調理電路用于完成航天器結構電位檢測。

2 地面試驗驗證

2.1 飛行器對接被動電位控制試驗

針對被動電位設計,完成地面試驗系統研制并進行試驗驗證,確保方案及選取泄放電阻阻值的正確合理。

1)試驗工況

為了覆蓋兩個飛行器對接各種情況,設置如表1所示3個典型試驗工況。其中UC1、UC2分別表示來訪飛行器及航天器懸浮電位。工況1表示來訪飛行器充電而航天器不充電的情況,放電電壓25V代表兩飛行器電位差較小;工況2表示來訪飛行器和航天器都充電的情況,放電電壓85V代表兩飛行器電位差較大,工況3表示來訪飛行器不充電而航天器充電的情況,放電電壓110V代表兩飛行器電位差最大。

表1 對接放電防護試驗工況Table 1 Table of working conditions for docking discharge protection test

2)試驗過程及結果

被動電位控制試驗原理圖如圖4所示。圖中使用電容C1模擬來訪飛行器帶電,電容C2模擬航天器帶電。采用模擬對接頭狀態模擬對接機構對接接觸,對接放電試驗組件模擬對接機構。試驗中C1、C2的取值由來訪飛行器和航天器的等效電容決定。

圖4 對接放電試驗連接圖Fig.4 Connection diagram for docking discharge test

試驗中首先接通來訪飛行器及大型航天器的充電,利用28V電源1對電容C1進行充電,利用110V電源2對C2電容進行充電。通過對28V穩壓源及110V穩壓源輸出電壓進行調節,實現試驗中需要的25V和110V。然后將充電斷開,將模擬對接頭裝置中兩個對接頭手動連接,對放電電流進行測量。通過泄放的通斷模擬對接使用和不使用泄放功能。測試完成后接通放電,將C1及C2中電能釋放,測試結果如表2所示,可見由于泄放電阻的存在,放電電流得到了極大的抑制,電流最大值由25A降低至3A。

表2 對接放電電流表Table 2 Table of current for docking discharge

2.2 機械臂抓取放電試驗

機械臂抓取被動電位控制試驗與飛行器對接試驗類似。設置同樣的3個試驗工況,試驗中取消了對接放電試驗組件,采用真實的機械臂末端執行器。試驗原理圖如圖5所示。

圖5 機械臂抓取放電試驗連接圖Fig.5 Connection diagram for mechanical arm grasping discharge test

試驗過程與對接被動電位控制試驗類似。試驗中將來訪飛行器目標適配器捕獲桿與機械臂末端執行器中連接繩手動連接,對放電電流進行測量。測試結果如表3所示。

表3 對接放電測試波形表Table 3 Table of wave form for docking discharge

2.3 主動電位控制試驗

為了驗證主動電位控制系統功能性能,在地面搭建電位控制系統空心陰極發射器點火試驗平臺,開展主動電位控制系統真實點火試驗,如圖6所示,電位控制空心陰極發射器放置在真空罐中,電位控制系統其它設備放置在聯試桌面系統中,電路、氣路連接關系與大型航天器上連接關系相同。

圖6 主動電位控制系統試驗連接圖Fig.6 Connection diagram of active potential system

空心陰極發射器在真空罐中絕緣安裝,真空罐艙壁接大地,等效低軌道空間環境中航天器的遠端等離子體的零電位;聯試桌面平臺上放置導電板,該導電板與大地絕緣,等效大型航天器導電結構的站內地平面,航天器電位控制系統其它設備放置在聯試桌面平臺的導電板上,模擬電位控制系統設備在航天器艙體結構上安裝的導電環境,電位控制子系統設備的供電電源與市電通過變壓器隔離,地面遙測信息檢測設備與航天器電位控制系統設備通過總線隔離變壓器電氣隔離;真空罐艙壁通過100V恒流恒壓電源與聯試桌面平臺的導電板連接,模擬航天器艙體在低軌道空間環境中相對遠端等離子體的負電位。

試驗過程中真空罐內工作真空度優于5×10-2Pa,本底真空度優于3×10-3Pa,氙氣供氣壓力0.2MPa。試驗開展了主份支路獨立工作、備份支路獨立工作及主份、備份支路同時工作3種工況,主要過程及試驗結果如下:

(1)電位系統點火過程前對偏置電源輸出電壓、電流進行設置;

(2)主份支路空心陰極發射器點火成功后,嵌位電壓測量結果大于-37V;

(3)備份支路空心陰極發射器點火成功后,嵌位電壓測量結果大于-37V;

(4)主份、備份支路空心陰極發射器同時點火后,嵌位電壓測量結果大于-37V。

2.4 小結

通過被動電位控制地面試驗可見,在未使用泄放電阻時,飛行器對接瞬時放電電流達到了25A/4μs,采用泄放電阻后,飛行器對接放電電流降低為3A/4μs,機械臂抓取瞬時放電電流為0.75A/200ns。泄放電阻的設置極大的降低了放電電流,確保了對接及機械臂抓取的安全性。

通過在真空罐中進行主動電位控制系統真實點火試驗,證明無論獨立支路工作或者2個支路同時工作,大型航天器懸浮電位可控制大于-37V,且留有較大余量,可以確保航天員出艙安全。

3 在軌運行驗證

大型航天器在軌運行時,針對主動電位控制系統進行了在軌測試。圖7為航天器主動電位控制系統未工作時艙體電位在軌檢測結果,時間長度約5h;圖8為航天器主動電位控制系統電位控制功能在軌測試時,電位控制系統工作后艙體懸浮電位的檢測結果,時間長度約5.5h小時,其中3.5h前為主、備份支路同時工作,3.5～4.5h為備份支路工作,4.5～5.5h為主份支路工作。從圖7中可見,當主動電位未工作時,航天器懸浮電位為-60V左右,主動電位無論主份、備份支路同時工作,或主份、備份支路單獨工作,航天器懸浮電位均大于-15V,主動電位控制效果明顯。

圖7 主動電位系統未工作時艙體電位圖Fig.7 Diagram of cabin potential when active potential system is not working

圖8 主動電位系統工作時艙體電位圖Fig.8 Diagram of cabin potential when active potential system is working

4 結束語

針對大型航天器與來訪飛行器交會對接、機械臂抓取來訪飛行器、航天員出艙等任務,在繼承成熟來訪飛行器對接被動電位控制技術的基礎上,針對新的任務需求提出了被動電位控制+主動電位控制的綜合設計方案。對于被動電位控制系統搭建試驗系統開展地面試驗,證明了被動電位控制設計的有效性,對于主動電位控制系統開展地面真實點火試驗,開展在軌控制系統測試,成功將大型航天器懸浮電位控制在-15V以上,取得了良好的控制效果。結合航天器電位控制系統的設計,對于后續類似航天器的設計有如下建議:

(1)針對不同電位的航天器在軌對接,采用被動電位控制的方法簡單、可靠,可有效地抑制對接時兩飛行器之間的瞬時電流;

(2)搭建地面驗證系統開展試驗,通過試驗確定被動電位控制中的關鍵的泄放電阻阻值選取;

(3)主動電位控制系統的在軌測試結果表明了技術先進性及產品可靠性,后續的型號設計中可借鑒使用。