一種衛星尾區表面帶電模擬試驗系統及方法技術方案

本發明專利技術涉及一種衛星尾區表面帶電模擬試驗系統及方法，屬于測試領域。所述系統包括：中低能電子槍、三維傳動機構、表面電位計、燈絲、等離子體診斷系統、考夫曼離子源、抽真空系統、真空室、PC機。所述方法包括：在真空室內放入衛星部件對真空室抽真空；打開考夫曼等離子體源和中低能電子槍，設定考夫曼離子源柵極加速電壓、離子束流、電子束流，以及中低能電子槍的束流密度和能量；利用等離子體診斷系統對產生的等離子體環境進行診斷；通過三維傳動機構帶動表面電位計測量在衛星部件尾區的表面充電電位；所述系統和方法能進行衛星尾區環境等離子體環境模擬，可以進行衛星部件尾區充電模擬試驗。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及，特別是針對模擬低地球軌道等離子體環境及極光電子環境中衛星尾區表面帶電效應試驗的系統及方法，屬于測試領域。
技術介紹
當衛星運行在低溫度高密度等離子體環境中時，在其尾區形成一明顯的“航跡”，這是一個不相等的電子和離子耗盡區，由于衛星軌道速率大于離子熱速率而小于電子熱速率，因此電子可較容易地進入這個區域從而形成一負電位勢壘，這就是所謂的“尾區帶電效應”，其對衛星的明顯作用是尾區介質表面將充電至一較高的負電位。特別地，當有極區極 光電子注入時，衛星的尾區電位可達數千伏。一般地，衛星因“尾區效應”而形成的表面帶電是影響低軌道特別是極軌衛星安全運行的重要問題之一。文獻 “Wakes and differential charging of large bodies in low earthorbit”研究表明，尾區充電電位與衛星速度(馬赫速度)、衛星尺寸等基本呈正比關系。現階段設計的低軌道偵查衛星的尺寸已達數十米，同時，極區極光沉降電子束流最高可達地球同步軌道的100倍，通量約為30nA/cm2，將會在大型衛星及其部件尾部產生數千伏的電位，而且由于充電電容大，放電能量也大，產生的空間靜電放電將嚴重威脅衛星電子系統的在軌安全。因此，有必要發展一種適合開展衛星尾區帶電模擬試驗的裝置和方法。但是，目前在衛星尾區帶電效應模擬試驗中，還存在以下主要困難(I)地面難以真實模擬尾區等離子體帶電環境；(2)地面難以開展真實尺寸衛星尾區帶電的模擬試驗。因此，建立一種有效的尾區帶電模擬試驗方法對開展低軌道衛星表面帶電研究有重要意義。
技術實現思路
為實現上述目的，本專利技術的技術方案如下。一種衛星尾區表面帶電模擬試驗系統，所述系統包括中低能電子槍、三維傳動機構、表面電位計、燈絲、等離子體診斷系統、考夫曼離子源、抽真空系統、真空室、PC機。其中，在真空室內部，燈絲對稱安裝在真空室的上下壁面上；衛星部件通過金屬絲豎直懸掛在真空室的中心位置；考夫曼離子源和中低能電子槍分別安裝在真空室兩個相對的側壁上，其中考夫曼離子源位于衛星部件左側，中低能電子槍位于衛星部件右側；考夫曼離子源、衛星部件、中低能電子槍的中心位于一條直線上；等離子體診斷系統和三維傳動機構位于真空室內部，在三維傳動機構上安裝有表面電位計；在真空室外部，PC機與等離子體診斷系統連接；抽真空系統與真空室連接；優選所述等離子體診斷系統為Langmuir探針。優選所述燈絲為鎢絲。優選所述衛星部件與考夫曼離子源之間的距離為3(T40cm。一種衛星尾區表面帶電模擬試驗方法，所述方法步驟如下步驟一、在真空室內放入衛星部件，打開抽真空系統對真空室抽真空，使真空室內的真空度彡KT3Pa ；步驟二、打開考夫曼等離子體源和中低能電子槍，設定考夫曼離子源柵極加速電壓、離子束流、電子束流，以及中低能電子槍的束流密度和能量；利用等離子體診斷系統對產生的等離子體環境進行診斷；步驟三、通過三維傳動機構帶動表面電位計在衛星部件右側移動，測量在衛星部件尾區的表面充電電位； 試驗結束后，關閉系統，調換衛星部件結構的尺寸或者考夫曼離子源柵極加速電壓，重復步驟一 三，獲得衛星部件的結構尺寸和衛星運動速度與尾區充電電位的關系。優選在步驟二中，考夫曼離子源柵極加速電壓為100V、離子束流為32mA、電子束流為35mA ;中低能電子槍的能量為I. (TlOOkeV，束流密度為f ΙΟηΑ/cm2 ;真空室內的等離子體的密度為109/m3 1012/m3。有益效果I.本專利技術提供了一種衛星尾區表面帶電模擬試驗系統，所述系統能進行衛星尾區環境等離子體環境模擬，可以進行衛星部件尾區充電模擬試驗。2.本專利技術提供了所述衛星尾區表面帶電模擬試驗系統的測試方法，能夠進行衛星尾區環境等離子體環境模擬，具體為利用考夫曼離子源產生高密度低能等離子體，同時，為了模擬衛星的相對運動效應，在考夫曼離子源的離子加速柵極對離子流施加加速電壓，產生了定向流動的等離子體流，因此，在定向等離子體流的物體的尾部即可產生尾區效應。3.所述方法能進行極光電子環境模擬，具體為在考夫曼離子源的對面放置一個中低能電子槍，其電子能量為I. (TlOOkeV，束流密度為flOnA/cm2。附圖說明圖I為本專利技術所述的衛星尾區表面帶電模擬試驗系統結構示意圖。圖中1為衛星部件，2為中低能電子槍，3為三維傳動機構，4為表面電位計，5為燈絲，6為等離子體診斷系統，7為考夫曼離子源，8為抽真空系統，9為真空室，10為PC機。具體實施例方式下面對本專利技術作進一步說明。實施例如圖I所示的一種衛星尾區表面帶電模擬試驗系統，所述系統包括中低能電子槍2、三維傳動機構3、表面電位計4、燈絲5、等離子體診斷系統6、考夫曼離子源7、抽真空系統8、真空室9、PC機10。其中，在真空室9內部，燈絲5對稱安裝在真空室的上下壁面上；衛星部件I通過金屬絲豎直懸掛在真空室9的中心位置；考夫曼離子源7和中低能電子槍2分別安裝在真空室9兩個相對的側壁上，其中考夫曼離子源7位于衛星部件I左側，中低能電子槍2位于衛星部件I右側；考夫曼離子源7、衛星部件I、中低能電子槍2的中心位于一條直線上；等離子體診斷系統6和三維傳動機構3位于真空室9內部，在三維傳動機構3上安裝有表面電位計4 ；在真空室9壁面上開有通孔，真空室9外部的PC機10通過導線與等離子體診斷系統6連接；抽真空系統8與真空室9連接；其中，所述等離子體診斷系統6為Langmuir探針。所述燈絲5為鎢絲。所述衛星部件I與考夫曼離子源7之間的距離為30cm。中低能電子槍的電子能量為I. (TlOOkeV，束流密度為I lOnA/cm2一種衛星尾區表面帶電模擬試驗方法，所述方法步驟如下步驟一、在真空室9內放入衛星部件I，打開抽真空系統8對真空室9抽真空，使真空室9內的真空度彡8. OX KT4Pa ；·步驟二、打開考夫曼等離子體源7和中低能電子槍2，設定考夫曼離子源7柵極加速電壓為100V、離子束流為32mA、電子束流略大于離子束流，為35mA ;中低能電子槍2的束流密度為2nA/cm2、能量為50keV，通過電子槍2對衛星部件I的尾部充電；利用等離子體診斷系統6對產生的等離子體環境進行診斷，產生的等離子體密度控制在109 10n/m3 ；步驟三、通過三維傳動機構3帶動表面電位計4在衛星部件I右側移動，測量在衛星部件I尾區的表面充電電位；試驗結束后，關閉系統，調節考夫曼離子源7柵極加速電壓為120V，重復步驟一 三，獲得衛星運動速度與尾區充電電位的關系。然后調換衛星部件I的尺寸，重復步驟一 三，獲得衛星部件I的尺寸與尾區充電電位的關系。綜上所述，以上僅為本專利技術的較佳實施例而已，并非用于限定本專利技術的保護范圍。凡在本專利技術的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本專利技術的保護范圍之內。權利要求1.一種衛星尾區表面帶電模擬試驗系統，其特征在于所述系統包括中低能電子槍(2)、三維傳動機構(3)、表面電位計(4)、燈絲(5)、等離子體診斷系統(6)、考夫曼離子源(7)、抽真空系統(8)、真空室(9)、PC機(10)； 其中，在真空室(9)內部，燈絲(5)對稱安裝在真空室的上下壁面上；衛星部件(I)通過金屬絲豎直懸掛在真空室(9)的中心位置；考夫本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種衛星尾區表面帶電模擬試驗系統，其特征在于：所述系統包括：中低能電子槍（2）、三維傳動機構（3）、表面電位計（4）、燈絲（5）、等離子體診斷系統（6）、考夫曼離子源（7）、抽真空系統（8）、真空室（9）、PC機（10）；其中，在真空室（9）內部，燈絲（5）對稱安裝在真空室的上下壁面上；衛星部件（1）通過金屬絲豎直懸掛在真空室（9）的中心位置；考夫曼離子源（7）和中低能電子槍（2）分別安裝在真空室（9）兩個相對的側壁上，其中考夫曼離子源（7）位于衛星部件（1）左側，中低能電子槍（2）位于衛星部件（1）右側；考夫曼離子源（7）、衛星部件（1）、中低能電子槍（2）的中心位于一條直線上；等離子體診斷系統（6）和三維傳動機構（3）位于真空室（9）內部，在三維傳動機構（3）上安裝有表面電位計（4）；在真空室（9）外部，PC機（10）與等離子體診斷系統（6）連接；抽真空系統（8）與真空室（9）連接。

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：湯道坦，李得天，楊生勝，秦曉剛，史亮，
申請(專利權)人：中國航天科技集團公司第五研究院第五一〇研究所，
類型：發明
國別省市：