2018, Vol. 50
引用本文 | doi: 10.16356/j.1005-2615.2018.03.020 |
2. 上海卫星工程研究所, 上海, 201109
2. Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai, 201109, China
众所周知，航天器在低地球轨道(Low earth orbit, LEO)的背景等离子体条件下，虽然充电电位不高，但会在运行方向的背面形成等离子体的尾流区[1]，同时在航天器表面形成等离子体鞘层结构[2]。研究表明，在尾流区域航天器能充到比较高的电位，最高可达上百伏[3]，大大增加了放电风险，降低卫星运行可靠性，并可对载人航天活动中宇航员的安全构成威胁[4]。鞘层的存在，还会对鞘层内的等离子体产生干扰，使其无法反映背景等离子体水平，探测轨道等离子体环境时一般需将等离子体探测器的探头置于鞘层之外[5]。
针对尾流和鞘层结构的研究大部分都是以大型航天器为研究对象[6, 7], 而对微小卫星在LEO背景等离子体的充电特征研究比较少，国内未见相关报道。国外有研究学者提出微小卫星的充电特征存在特殊性：(1)微小卫星的尾流结构与大卫星在尾流结构特征上有较大区别[8]；(2)充电航天器会在其表面形成鞘层结构，在等离子鞘层效应分析时，大卫星适用的鞘层和尾区分析模式并不适用于微小卫星[9, 10]。上述研究结果，主要以立方星为研究对象，且相关模拟研究并没有进行理论解释和分析。等离子体是卫星运行不可避免的空间环境，目前针对卫星在轨故障的统计结果表明，空间环境是引发卫星故障的主要原因，而在故障事件中，由表面充放电所引发的故障占比达到了20%~30%[11]。同时，微小卫星应用兴起的时间较晚，目前尚未建立全面完善的安全可靠性保障体系。综上，为了保证微小卫星在空间等离子环境中运行的可靠性，有必要对微小卫星在等离子体环境中的充电特征进行分析研究并给出合理的解释。
“天巡一号”是南京航空航天大学自主研制的一颗微小卫星，呈棱锥形，运行轨道属于LEO，轨道参数为高度495 km、倾角97.417°、偏心率＜0.003以及轨道周期94.494 min。本文以微小卫星在空间等离子体环境下的安全保障为出发点，以“天巡一号”微小卫星为研究对象，利用欧空局研发的表面充放电模拟程序SPIS(Spacecraft plasma interactive system)来研究“天巡一号”微小卫星在LEO的充电电位、尾流特征以及鞘层情况。
1 模拟过程SPIS采用粒子分室法对等离子体的整体作用效果进行模拟，在模拟等离子体环境中粒子的作用时，不用对粒子进行逐个计算，可以大幅节省计算机资源，减少模拟耗费的时间。目前SPIS能够实现对等离子体鞘层结构、航天器表面充电，航天器表面光电子发射，二次电子发射等的模拟，在研究充放电时得到广泛应用。
本文按照“天巡一号”的实际尺寸，利用Gmsh建立了等比例模型，如图 1所示。模型由对接环、底板、太阳电池基板、太阳能电池盖片和顶板等部分组成。其中，底板高52 mm, 径长183 mm，为绝缘材料；太阳电池组包括一个六棱柱和一个六棱台，六棱柱边长347.6 mm，高262 mm，六棱台地面边长347.6 mm，顶面边长183 mm，高374 mm；顶板状为六棱锥，底面边长183 mm，高52 mm。
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图 1 “天巡一号”模型图 Figure 1 Model of TianXun Ⅰ microsatellite |
在模拟中，设置直径为3 m的圆代表计算外边界，“天巡一号”偏置于圆的径向1/4直径处，如图 2所示，经过反复测算，3 m直径的圆可完整的呈现所计算的“天巡一号等离子体尾流区。设置“天巡一号”的速度8 000 m/s，沿y轴正方向为速度方向。计算时，考虑“天巡一号”处于太阳阴影区。
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图 2 外边界与“天巡一号”模型 Figure 2 External boundary and TianXun Ⅰ model |
本文主要针对LEO背景等离子体环境进行模拟，采用国际参考电离层模型(International reference ionosphere, IRI)计算等离子体环境参数[12]，如表 1所示为轨道高度495 km处2011年11月9日、1.5hr的背景等离子体环境参数，以此作为模拟的环境参数输入条件。
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表 1 “天巡一号”小卫星轨道环境参数 Table 1 Orbital environmental parameters of TianXun Ⅰ |
2 计算结果及分析
通过上述的参数设置，本文研究了“天巡一号”微小卫星的充电电位、尾流区特征和鞘层的情况。
2.1 表面充电电位如图 3所示为在背景等离子体条件下，“天巡一号”微小卫星的表面充电位。由图 3可知，“天巡一号”在短时间内达到了充电平衡状态，且平衡充电电位为-0.7 V，这与LEO等离子体环境特征紧密关联，LEO背景等离子体电子浓度大、温度低，短时间内可达到充电平衡，且充电电位低。从图 3(b)可知，卫星的充电电位有规律性的分布，逆向速度方向充电电位越大。以太阳电池为例，沿速度面电势小于逆向速度面，这主要与外在等离子体环境变化有关，当航天器以超声速在等离子体中运动时，因为航天器速度相对离子热运动速度和电子热运动速度的差异，造成在航天器速度前方存在前缘区，而在航天器速度后方存在尾区。前缘效应和尾区效应最终使得离子只能作用于前缘面，而电子几乎能作用于所有平面，从而造成充电电位沿速度方向变化。
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图 3 “天巡一号”充电情况模拟结果 Figure 3 Result of charging simulation |
2.2 等离子体尾区
一般而言，航天器的尾流构型主要分窄型和扩张型两种[13, 14]。当满足mVi2/2＞KTi, mVi2/2＞eVsc时，表现为窄型；当满足KTi＜mVi2/2＜eVsc时，表现为扩张型。式中: K为波尔兹曼常数; m, Vi, Ti分别为离子质量、热运动速度和温度，e为元电荷; Vsc为航天器运动速度。图 4(a, b)分别“天巡一号”微小卫星运行时的电子、离子电荷密度图，从图中可以看出，卫星在运行过程中出现了明显的尾流结构, 其尾流构型符合扩张型的特征和条件。尾流区域分为近尾流区域和远尾流区域，其特征为：近尾流区域等离子体密度低于背景等离子体密度；远尾流区域则正好相反，电子和离子的密度均比背景等离子体密度高。而大卫星的尾流结构如图 5所示，与本文模拟结果中尾流结构的等离子密度有明显区别，如表 2所示。对比大型卫星和微小卫星的尾流结构，可发现：
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图 4 “天巡一号”电荷密度图 Figure 4 Charge density surrounding TianXun Ⅰ |
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图 5 LEO大卫星尾流特征图(ni为离子密度，ne为电子密度，n0为背景密度) Figure 5 Wake feature of traditional satellite in LEO (ni stands for ion density, ne electron density, n0 background density) |
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表 2 大卫星和微小卫星尾流特征对比 Table 2 Wake feature comparison of traditional satellite and microsatellite |
(1) 对于尾流的近尾区，“天巡一号”的电子、离子电荷密度分布规律与大卫星的一样，即密度均小于背景等离子体密度，这说明无论对于大卫星还是微小卫星，影响近尾区电子、离子密度的主要因素均为航天器相对于电子、离子的运动速度。
(2) 对于远尾区，“天巡一号”的电子、离子密度分布规律则与大卫星明显不同，呈现出电子和离子电荷密度相对环境密度的增强，这种现象与星际尘埃在等离子体中的现象[15]相近，可用轨道运动限制(Orbital motion limited, OML)理论[16, 17]进行解释，根据该理论，微小卫星的鞘层电场对环境离子起到加速作用，当加速的离子经过卫星周围时，其轨迹受到卫星表面负电势的影响而扭曲，扭曲的程度与卫星的尺度可比拟，最终在卫星下方出现一个密度增强区。
从数值上进一步分析，如图 6为沿速度方向等离子体密度和电势剖面图，从图中可以看出，远尾区的电子、离子密度比环境密度高出了约30%，这一数值介于Miloch W J对导电与绝缘星际尘埃的模拟结果[15]之间，这是因为模型中除了太阳电池表面镀有氧化铟锡(Indium tin oxide, ITO)导电薄膜之外，均为绝缘材料，材料的性质对尾区增强效应产生了一定的影响，另外, “天巡一号”的尺度也对增强效应造成了影响。
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图 6 沿速度方向等离子体密度和电势剖面图 Figure 6 Plasma density and potential profiles along velocity vector |
2.3 鞘层结构
充电航天器在等离子体环境中和等离子体相互作用，干扰了周围等离子体的分布，这一干扰区域就是等离子体鞘，在图 4中表现为航天器表面周围的罩状结构。等离子鞘的存在是在航天器上安装探测装置如郎缪尔探针时必须充分考虑的因素，一般应将其探头置于鞘层外。鞘的边缘到航天器表面的距离称为鞘层厚度，在研究计算鞘层效应时，根据鞘层厚度和航天器尺度的关系，采用薄鞘或者厚鞘近似。当鞘层厚度大于航天器半径时，适用厚鞘近似；当鞘层厚度小于航天器半径时，适用薄鞘近似。一般而言，对同步轨道除非卫星是10 m或更大些的，厚鞘近似是恰当的，对近地轨道半径为1 m且具有不暴露电势的卫星，薄鞘假定是合适的[18]。
从图 4, 6可以看出，迎速度面鞘层的存在主要影响鞘层内的电子密度，而对离子的密度几乎没有影响，这是因为航天器表面充负电，产生的电场对电子起到排斥作用，而对质量比较重的离子则影响有限。
鞘层厚度可由电势从航天器表面电势恢复到环境等离子体电势的距离表示，图 7为垂直于速度方向电子离子密度和电势剖面图。从图 7可以看出，在该方向该位置，“天巡一号”的鞘层厚度约为0.630 m，大于该截面处卫星的半径(0.288 m)和纵轴半径(0.344 m)，因此在LEO一般环境下，“天巡一号”微小卫星可以看成是厚鞘近似，与大卫星结果不同，同时该结果再次证明了LEO轨道下微小卫星适用于郎缪尔探针的OML理论。卫星表面鞘层的厚度，并不是一常数，从图 6可以看出，其大致规律为沿速度方向，速度上游等离子体鞘层被压缩而在尾区等离子体鞘层被拉伸，这与航天器表面电势沿着速度方向的分布特征有关。
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图 7 垂直速度方向等离子体密度和电势剖面图 Figure 7 Plasma density and potential profiles perpendicular to velocity vector |
3 结束语
本文通过对“天巡一号”微小卫星在LEO等离子体环境下充电和尾区特征进行的模拟研究，并对比大卫星LEO等离子体环境充电特征，发现：(1)在LEO运行时，其远尾区存在离子密度增强现象，与大卫星的规律不同，并可用星际尘埃的OML理论进行合理解释；(2)在LEO运行时，鞘层厚度大于卫星半径，符合厚鞘近似。这与大卫星在鞘层效应计算时，常用的GEO采用厚鞘近似，LEO采用薄鞘近似不同。
此外，本文的研究对象“天巡一号”是一颗锥星，对于立方星和球星在LEO的情况，Albarran Ⅱ, Robert M进行过模拟研究并获得了类似的现象[8]，可见本文的模拟现象和理论可推广适用到微小卫星。微小卫星在等离子体环境中的充电行为和特征与大卫星存在显著的差异，本文只针对LEO背景等离子体，研究内容包括了微小卫星的充电电位、尾流区特征和鞘层3方面，并提出了相关的合理理论解释。为了保证微小卫星在空间等离子体环境中运行的安全可靠性，后续将进一步进行深入的数值建模分析。
致谢 感谢南京航空航天大学康国华老师提供“天巡一号”微小卫星的资料。| [1] |
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