[發明專利]自主控制航天器結構電位的組件

有效

• 申請號: 201210254599.2
• 申請日: 2012-07-23
• 公開（公告）號: CN102781150A
• 公開（公告）日: 2012-11-14
• 發明（設計）人: 劉業楠;易忠;孟立飛;王志浩;唐小金;張超;黃建國;鄧佳欣;陳金剛
• 申請（專利權）人: 北京衛星環境工程研究所
• 主分類號: H05F1/00
• 分類號: H05F1/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明屬于航天材料的空間應用技術領域，具體涉及一種航天器結構電位的控制組件。

背景技術

航天器在空間環境中與空間等離子體會產生相互作用，由于電子速度比離子快，所以航天器的充電電位主要為負電位。航天器由于空間等離子體的充電作用導致靜電放電的發生，而引起靜電放電的原因是由于航天器結構導體的充電速度及平衡電位與航天器表面介質材料的充電速度及平衡電位不同，從而造成不等量充電。為確保對航天器在軌靜電放電效應的有效防護，就需要控制并提升航天器的結構電位。

目前對航天器結構電位的控制技術均為主動控制技術，主要包括離子發射、電子發射及等離子體發射，利用離子源、電子槍或空心陰極等離子體源等粒子源，通過控制帶電粒子從航天器發射從而達到對結構電位控制的目的。然而，在現有航天器結構電位的主動控制技術中，均采用帶電粒子源作為控制手段，但這些技術有幾個缺點，首先是帶電粒子源結構復雜，通常具有供氣或高壓系統，在實際工程中的高可靠性要求下實現相應手段具有一定難度。另外，由于儀器設計復雜，其重量及功耗也較大。為此，提供一種結構簡單、使用方便、重量輕且功耗小的電位控制組件十分必要。

發明內容

本發明針對上述技術難題，利用介質-導體-空間等離子體交接的三結合處場致增強電子發射原理，提出一種可以自主控制航天器結構電位的組件，該組件重量輕、結構簡單并且無功耗需求。

為了實現上述目的，本發明采用了如下的技術方案：

一種自主控制航天器結構電位的電子發射組件，包括導電基材和粘貼在其上的聚酯薄膜，導電基材再粘貼于航天器熱控表面材料上，航天器熱控表面材料下方為航天器導電結構體，其中，導電基材與航天器導電結構體進行電連接以使兩者電位相等。

其中，航天器受空間等離子體影響充電時，航天器導電結構體產生較負的電位，同時導電基材也獲得相同的電位。

其中，受光電子發射及二次電子發射的影響，聚酯薄膜發射電子并產生相對導電基材更高的電位，兩者間會形成電場。

其中，電場在聚酯薄膜、導電基材以及其與航天器導電結構體電連接的三結合處達到最大。

其中，當航天器充電電位處于引起靜電放電的負電位時，三結合處的強電場會引起場致增強電子發射。

本發明的自主控制航天器結構電位的組件，不需要專門的粒子束源及控制電路，重量輕，可以自主進行靜電電荷的釋放，不需控制及測量手段，簡單易行，可靠性高。

附圖說明

圖1為本發明的自主控制航天器結構電位組件的結構示意圖。

其中，1、聚酯薄膜；2、導電基材；3、航天器熱控表面材料；4、航天器導電結構體；5、三結合處；6、等效電阻。

具體實施方式

以下介紹的是作為本發明所述內容的具體實施方式，下面通過具體實施方式對本發明的所述內容作進一步的闡明。當然，描述下列具體實施方式只為示例本發明的不同方面的內容，而不應理解為限制本發明范圍。

圖1是本發明的自主控制航天器結構電位的組件的結構示意圖。其中，本發明的自主控制航天器結構電位的組件是一種電子發射器，其包括導電基材2和粘貼在其上的聚酯薄膜1，導電基材2再粘貼于航天器熱控表面材料3上，航天器熱控表面材料3下方為航天器導電結構體4，其中，導電基材2與航天器導電結構體4進行電連接以使兩者電位相等(兩者間的電阻為等效電阻6)。

優選地，該電子發射組件即電子發射器可以黏貼于航天器的外表面，其三結合區域5(聚酯薄膜1、導電基材2以及其與航天器導電結構體4電連接之處)外露于空間等離子體環境中。通過設計其幾何形狀及聚酯薄膜1的電子發射性能，可以使三結合區域5的電場在航天器充電較高時達到107V/m以上。由于場致增強電子發射的效應，當三結合區域5電場達到發射閾值以上時，就會產生電子發射束流，并提升航天器導電結構體4的電位，使其不會發生靜電放電。通過地面模擬試驗表明，在4keV能量，30μA的電子輻照下會產生110μA的發射電子束流，從而確保航天器充電的凈電流減小，從而提升結構電位。