[發(fā)明專利]航天器對(duì)接電位控制試驗(yàn)方法

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201911420401.1
• 申請(qǐng)日: 2019-12-31
• 公開（公告）號(hào): CN111060773A
• 公開（公告）日: 2020-04-24
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 梁曉鋒;王宏佳;王林濤;王志瑩
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京空間技術(shù)研制試驗(yàn)中心
• 主分類號(hào): G01R31/00
• 分類號(hào): G01R31/00;B64G5/00
• 代理公司: 北京謹(jǐn)誠(chéng)君睿知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 11538
• 代理人: 陸鑫;延慧

本發(fā)明涉及一種航天器對(duì)接電位控制試驗(yàn)方法，包括步驟：a.搭建電位控制試驗(yàn)系統(tǒng)；b.模擬航天器在軌充電；c.模擬航天器在軌對(duì)接；d.測(cè)試放電電流特性。根據(jù)本發(fā)明的航天器對(duì)接電位控制試驗(yàn)方法，對(duì)航天器在軌對(duì)接時(shí)電位控制在地面進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，其相關(guān)研究成果經(jīng)工程轉(zhuǎn)化后，可應(yīng)用于未來(lái)航天器對(duì)接電位控制的試驗(yàn)驗(yàn)證，保證航天器對(duì)接電位控制性能滿足要求。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航天電氣領(lǐng)域，尤其涉及一種航天器對(duì)接電位控制試驗(yàn)方法。

背景技術(shù)

在空間運(yùn)行的航天器與周圍等離子體、太陽(yáng)輻射、高能帶電粒子等環(huán)境因素的相互作用下，導(dǎo)致電荷在航天器表面上積累，使航天器表面與空間等離子體間出現(xiàn)相對(duì)電位差。低軌道航天器的絕對(duì)電位對(duì)獨(dú)立運(yùn)行的航天器造成的影響不大，但當(dāng)兩個(gè)攜帶不等量電荷的航天器在LEO軌道對(duì)接時(shí)，積累在兩個(gè)航天器表面的電荷會(huì)瞬間在兩個(gè)帶電體之間發(fā)生轉(zhuǎn)移，產(chǎn)生瞬間放電。這種瞬間放電產(chǎn)生的電脈沖會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的寬帶電磁輻射，造成航天器陷入工作異常。

針對(duì)此情況，采用不同電壓等級(jí)的兩個(gè)航天器對(duì)接時(shí)，需要對(duì)對(duì)接時(shí)的瞬間放電進(jìn)行抑制，最大限度的降低瞬間放電電流，確保航天器對(duì)接時(shí)工作正常。目前采用的方法為兩個(gè)航天器對(duì)接時(shí)，首先通過(guò)一個(gè)電阻對(duì)放電的能量進(jìn)行抑制，消耗掉絕大部分能量，從而通過(guò)兩個(gè)航天器艙體的能量減小，確保了航天器對(duì)接時(shí)的工作安全。

考慮到無(wú)法采用真實(shí)的航天器艙體及真空環(huán)境對(duì)對(duì)接電位控制方法進(jìn)行驗(yàn)證，因此需要在地面采用一種試驗(yàn)方法，根據(jù)航天器的設(shè)計(jì)，模擬航天器的帶電容量、航天器接觸過(guò)程，選擇合適的對(duì)接電阻阻值，驗(yàn)證對(duì)接時(shí)放電電流幅值及放電時(shí)長(zhǎng)，以確保選擇的電阻阻值合理，放電時(shí)電流幅值、時(shí)長(zhǎng)滿足要求，可以保證對(duì)接時(shí)兩個(gè)航天器工作正常。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于解決上述無(wú)法采用真實(shí)的航天器艙體及真空環(huán)境對(duì)對(duì)接電位控制方法進(jìn)行試驗(yàn)的問(wèn)題，提供一種航天器對(duì)接電位控制試驗(yàn)方法。

為實(shí)現(xiàn)上述發(fā)明目的，本發(fā)明提供一種航天器對(duì)接電位控制試驗(yàn)方法，包括以下步驟：

a.搭建電位控制試驗(yàn)系統(tǒng)；

b.模擬航天器在軌充電；

c.模擬航天器在軌對(duì)接；

d.測(cè)試放電電流特性。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，在所述a步驟中，包括：

搭建對(duì)在軌航天器在軌充電情況進(jìn)行模擬的在軌航天器子系統(tǒng)；

搭建對(duì)來(lái)訪航天器在軌充電情況進(jìn)行模擬的在軌來(lái)訪航天器子系統(tǒng)；

搭建對(duì)航天器對(duì)接過(guò)程進(jìn)行模擬的對(duì)接子系統(tǒng)。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，在所述b步驟中，包括：模擬在軌航天器在軌充電和模擬來(lái)訪航天器在軌充電；

模擬在軌航天器在軌充電時(shí)，設(shè)置直流電源電壓與航天器供電電壓相同，電阻值為1kΩ，電容值與在軌航天器的等效電容值相同；

模擬來(lái)訪航天器在軌充電時(shí)，設(shè)置直流電源電壓與來(lái)訪航天器供電電壓相同，電阻值為1kΩ，電容值與在軌航天器的等效電容值相同。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，在所述c步驟中，通過(guò)設(shè)置對(duì)接頭裝置進(jìn)行航天器在軌對(duì)接，對(duì)接頭裝置根據(jù)實(shí)際航天器對(duì)接接觸時(shí)的接觸特性進(jìn)行配置，航天器對(duì)接接觸時(shí)為一個(gè)點(diǎn)對(duì)一個(gè)面的接觸，對(duì)接頭裝置一端為尖狀的金屬體、另外一端為柱狀的金屬體。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，在所述d步驟中，配置開關(guān)及泄放電阻，對(duì)對(duì)接放電進(jìn)行控制，泄放電阻的選值與對(duì)接放電系統(tǒng)中實(shí)際使用的電阻值相同，同時(shí)在泄放電阻與在軌航天器之間使用示波器測(cè)試放電瞬間的電流波形。