航天器结构电位主动控制装置及其控制方法

航天器结构电位主动控制装置及其控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种航天器结构电位主动控制装置及其控制方法，该装置包括朗缪尔探针，空心阴极，引出电极；所述朗缪尔探针设置在所述空心阴极的一侧，所述朗缪尔探针设置在航天器结构的外壁上，所述空心阴极设置在所述航天器结构的外部，所述空心阴极地与航天器结构地连接，所述引出电极相对于所述空心阴极的喷口设置，所述引出电极连接电源。该控制方法包括，开启朗缪尔探针，获取航天器结构电位，然后控制空心阴极和引出电极向空间发射电子，从而控制航天器结构电位。本发明的有益效果是：可以快速降低航天器结构电位；可以将航天器结构电位保持在0V左右；可以通过改变气体流量和引出电极电位，适应不同轨道和结构的航天器的结构电位控制需求。
【专利说明】航天器结构电位主动控制装置及其控制方法
【技术领域】
[0001]本发明属于航天器空间环境效应防护领域，具体涉及一种航天器结构电位主动控制装置及其控制方法。
【背景技术】
[0002]航天器在轨运行时，会与空间等离子体和高能电子等环境相互作用发生静电电荷积累。在航天器设计时，一般将其整体金属框架结构当做电路中的“地”，称为“结构地”，其电位即为“地电位”。但空间中的“O电位”一般指航天器周围等离子体的电位，而由于航天器作为一个整体悬浮在空间中，电荷积累在结构地中会导致结构地电位升高偏离“O电位”。航天器的结构地相对于空间等离子体的电位即称为结构电位。
[0003]结构电位漂移会影响卫星测量系统和测控系统的正常工作，造成测量结果误差和测控数据紊乱。因此，对于测量和测控精度要求较高的航天器必须对其结构电位加以控制。
[0004]国外的研究和在轨试验结果，已经证明主动向空间发射电子是目前唯一能够将航天器结构电位在短时间内控制在“O电位”附近的方法。

【发明内容】

[0005]在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
[0006]本发明实施例的目的是针对上述现有技术的缺陷，提供一种能够快速降低航天器结构电位的航天器结构电位主动控制装置。
[0007]本发明还提供一种航天器结构电位主动控制方法。
[0008]为了实现上述目的，本发明采取的技术方案是:
[0009]一种航天器结构电位主动控制装置，包括朗缪尔探针，空心阴极，引出电极；所述朗缪尔探针设置在所述空心阴极的一侧，所述朗缪尔探针设置在航天器结构的外壁上，所述空心阴极设置在所述航天器结构的外部，所述空心阴极地与航天器结构地连接，所述引出电极相对于所述空心阴极的喷口设置，所述引出电极连接电源。
[0010]本发明还提供一种航天器结构电位主动控制方法，开启朗缪尔探针，获取航天器结构电位，然后控制空心阴极和引出电极向空间发射电子，从而控制航天器结构电位。
[0011]与现有技术相比，本发明的有益效果是:
[0012]①可以快速降低航天器结构电位；
[0013]②可以将航天器结构电位保持在OV左右；
[0014]③可以通过改变气体流量和引出电极电位，适应不同轨道和结构的航天器的结构电位控制需求。【专利附图】

【附图说明】
[0015]为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0016]图1为本发明实施例提供的航天器结构电位主动控制装置的结构示意图；
[0017]图2为本发明实施例提供的航天器结构电位主动控制方法的结构示意图。
[0018]附图标记:
[0019]1-朗缪尔探针；2_空心阴极；3_引出电极；4_航天器结构。
【具体实施方式】
[0020]为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。在本发明的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或更多个其它附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚的目的，附图和说明中省略了与本发明无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0021]参见图1，一种航天器结构电位主动控制装置，包括朗缪尔探针1，空心阴极2，引出电极3 ;朗缪尔探针I设置在空心阴极2的一侧，朗缪尔探针I设置在与航天器结构4的外壁上，空心阴极2设置在航天器结构4的外部，空心阴极地与航天器结构地连接，引出电极3相对于空心阴极2的喷口设置，引出电极3连接电源。
[0022]采用本发明的装置可以快速降低航天器结构电位；可以将航天器结构电位保持在OV左右。本发明的朗缪尔探针需远离空心阴极，朗缪尔探针的设置位置，以其检测精度不受到空心阴极发射的电子影响为宜。
[0023]优选地，朗缪尔探针I通过支架5与航天器结构4的外壁相连。朗缪尔探针放置在支架上，支架固定在航天器结构上，保证了朗缪尔探针与航天器结构的绝缘。
[0024]引出电极3与空心阴极2的喷口的距离为1-3毫米，优选地，引出电极3与空心阴极2的喷口的距离为2毫米。此距离为综合考虑工质气体电离率和电子引出率等参数，此距离能够保证很高的电离率和电子引出率，经过仿真计算和多次试验确定。
[0025]优选地，朗缪尔探针1，用于获取航天器结构电位；
[0026]空心阴极2，用于将气体工质电离，产生电子和离子；
[0027]引出电极3，用于加正电压后，将电离产生的电子引出，并发射到空间中，使航天器结构电位下降。
[0028]本发明还提供一种使用所述的航天器结构电位主动控制装置进行航天器结构电位主动控制方法，开启朗缪尔探针，获取航天器结构电位，然后控制空心阴极和引出电极向空间发射电子，从而控制航天器结构电位。
[0029]本发明采用的具体方法如下:
[0030]参见图2，航天器结构电位主动控制方法，包括以下步骤:[0031]SlOl:开启朗缪尔探针，获得航天器结构电位Vc:
[0032]开启朗缪尔探针，通过朗缪尔探针获得空间等离子体电位，空间等离子体电位与航天器所带电位之差为航天器结构电位V。；
[0033]S102:VC > Vlc
[0034]判定V。是否大于预设航天器结构电位上限值％。，若V。> V1。则进行下一步，否则继续进行步骤SlOl ；
[0035]S103:开启空心阴极，将气体工质电离，产生电子和离子；
[0036]S104:引出电极加正电压Ve，将电离产生的电子引出并发射到空间中:
[0037]给引出电极加正电压Ve，将电离产生的电子引出并发射到空间中，使航天器结构电位Vc下降；
[0038]S105:VC ( Vc0
[0039]判定V。是否达到预设电位V。。，即V。( Vc0 ；
[0040]S106:关闭空心阴极和引出电极:
[0041]若V。< Vc0,关闭空心阴极和引出电极，否则继续进行步骤S104。
[0042]下面对本发 明的控制原理进行说明:
[0043]结构电位是指卫星作为一个整体悬浮在空间中，其结构相对于空间等离子体的电位，一般情况下，结构电位为负电位。
[0044]在平衡状态下，航天器带负电，航天器从空间等离子体中吸收的电子电流Ie和离子电流Iim相等，即H?=0。此时，若航天器向空间发射电流为Ib.电子束，在航天器表面负电位的排斥下，将远离航天器表面，从而改变航天器的带电平衡状态，即ie-1im-1beam=i，航天器结构电位将降低，且I值越大，电位变化速度越快，因此只要发射电流Ib.足够大航天器电位将迅速降低。
[0045]空心阴极通过电离气体工质，可以产生大量电子，在引出电极的作用下可以产生足够大的发射电流，向航天器周围发射的电子，由于空心阴极的地与航天器结构地相连，因此，通过空心阴极发射电子，可以快速降低航天器结构地电位。
[0046]本发明利用空心阴极发射电子实现航天器结构电位主动控制方法，可通过电子将航天器结构电位控制在“O电位”附近。通过控制空心阴极和引出电极，可以控制航天器结构电位。本发明可以快速降低航天器结构电位并保持在OV左右，通过改变气体流量和引出电极电位，可适应不同轨道和结构的航天器的结构电位控制需求。
[0047]在本发明上述各实施例中，实施例的序号仅仅便于描述，不代表实施例的优劣。对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
[0048]在本发明的装置和方法等实施例中，显然，各部件或各步骤是可以分解、组合和/或分解后重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。同时，在上面对本发明具体实施例的描述中，针对一种实施方式描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施方式中使用，与其它实施方式中的特征相组合，或替代其它实施方式中的特征。
[0049]应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、要素、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、要素、步骤或组件的存在或附加。[0050]最后应说明的是:虽然以上已经详细说明了本发明及其优点，但是应当理解在不超出由所附的权利要求所限定的本发明的精神和范围的情况下可以进行各种改变、替代和变换。而且，本发明的范围不仅限于说明书所描述的过程、设备、手段、方法和步骤的具体实施例。本领域内的普通技术人员从本发明的公开内容将容易理解，根据本发明可以使用执行与在此所述的相应实施例基本相同的功能或者获得与其基本相同的结果的、现有和将来要被开发的过程、设备、手段、方法或者步骤。因此，所附的权利要求旨在在它们的范围内包括这样的过程、设备、手段、方法或者步骤。
【权利要求】
1.一种航天器结构电位主动控制装置，其特征在于，包括朗缪尔探针，空心阴极，引出电极；所述朗缪尔探针设置在所述空心阴极的一侧，所述朗缪尔探针设置在航天器结构的外壁上，所述空心阴极设置在所述航天器结构的外部，所述空心阴极地与航天器结构地连接，所述引出电极相对于所述空心阴极的喷口设置，所述引出电极连接电源。
2.根据权利要求1所述的航天器结构电位主动控制装置，其特征在于，所述朗缪尔探针通过支架与航天器结构的外壁相连。
3.根据权利要求1所述的航天器结构电位主动控制装置，其特征在于，所述引出电极与空心阴极的喷口的距离为1-3毫米。
4.根据权利要求3所述的航天器结构电位主动控制装置，其特征在于，所述引出电极与空心阴极的喷口的距离为2毫米。
5.根据权利要求1-4任一项所述的航天器结构电位主动控制装置，其特征在于，所述朗缪尔探针，用于获取航天器结构电位；所述空心阴极，用于将气体工质电离，产生电子和离子；所述引出电极，用于加正电压后，将电离产生的电子引出，并发射到空间中，使航天器结构电位下降。
6.一种使用权利要求1-5任一项所述的航天器结构电位主动控制装置进行航天器结构电位主动控制方法，其特征在于，开启朗缪尔探针，获取航天器结构电位，然后控制空心阴极和引出电极向空间发射电子，从而控制航天器结构电位。
7.根据权利要求6所述的航天器结构电位主动控制方法，其特征在于，包括以下步骤:s101:开启朗缪尔探针，通过朗缪尔探针获得空间等离子体电位，空间等离子体电位与航天器所带电位之差为航天器结构电位V。；s102:判定V。是否大于预设航天器结构电位上限值\c，若V。> Vlc则进行下一步，否则继续进行步骤SlOl ；s103:开启空心阴极，将气体工质电离，产生电子和离子；s104:给引出电极加正电压Ve，将电离产生的电子引出并发射到空间中，使航天器结构电位V。下降；s105:判定V。是否达到预设电位\0，若Vc≤Vc0,关闭空心阴极和引出电极，否则继续进行步骤S104。
【文档编号】B64G1/52GK103770953SQ201310697683
【公开日】2014年5月7日 申请日期:2013年12月17日 优先权日:2013年12月17日
【发明者】史亮, 李得天, 秦晓刚, 陈益峰, 汤道坦, 杨生胜, 杜杉杉 申请人:兰州空间技术物理研究所