冲放电效应

第 44 卷增刊 原 子 能 科 学 技 术 Vol. 44, Suppl. 2010 年 9 月 Atomic Energy Science and Technology Sep. 2010 收稿日期：2010-06-30；修回日期：2010-08-20 作者简介：张振龙（1976—），男，辽宁营口人，助理研究员，硕士，核物理专业 卫星部件内部充放电试验与仿真 张振龙，全荣辉，韩建伟，黄建国 （中国科学院 空间科学与应用研究中心，北京 100190） 摘要：内部充放电效应是主要空间环境效应之一，对中高轨卫星的威胁很大。当前的内部充放电研究主 要关注材料，试验手段和计算机仿真工具不能处理三维卫星结构，无法满足工程应用需要，将关注对象 拓展至具有复杂结构的卫星部件是有意义的。本工作尝试利用 90Sr-90Y 源，对太阳帆板驱动机构导电环 样品进行了模拟试验，测得不同条件下样品面电位的差异，并观测到放电现象。同时，利用蒙特卡罗 模拟和有限元分析，得到了样品内部充电电场和电位的空间分布。证明利用现有条件进行部件级的模拟 试验和仿真分析是可行的。具体的试验和仿真结果，对指导太阳帆板驱动机构内部充放电防护设计，也 具有一定意义。 关键词：内部充放电；卫星；部件；空间环境效应 中图分类号：V520.6 文献标志码：A 文章编号：1000-6931（2010）S0-0538-07 Internal Charging-Discharging Test and Simulation for Satellite Components ZHANG Zhen-long，QUAN Rong-hui，HAN Jian-wei，HUANG Jian-guo （Center for Space Science and Applied Research, Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190, China） Abstract: Internal charging-discharging is one of the primary space environment effects, to threaten the safety of medium earth orbit and geosynchronous orbit satellites. At the present time, study of internal charging-discharging is mostly about dielectric material, and the experiment facility and computer simulation tools can not deal with 3D satellite structure. Then to focus on satellite components is helpful for engineering. A 90Sr-90Y disk source was employed to charging some solar array drive assembly slip ring samples, and the surface voltage and electrostatic discharge were measured and compared each other. The space distributions of electric field and potential in the samples were got via Monte-Carlo method and finite element method. The results are also helpful for design of solar array drive assembly. Key words: internal charging-discharging；satellite；component；space environment effects 内部充电（Internal Charging）是指空间辐 射环境中的高能带电粒子穿透卫星蒙皮，在其 内部的绝缘介质或孤立导体上沉积并建立电 场的过程，也称深层充电（Deep Dielectric Charging），但在含义上略有区别，后者的对象 仅针对绝缘介质，强调电荷在材料体积内的沉 积。当沉积的电荷积累到一定程度时，便会产 生静电放电（ESD），对卫星电子系统造成干扰、 伪指令，甚至烧毁。 美国宇航公司的 J. F. Fennell，对 298 起卫 增刊 张振龙等：卫星部件内部充放电试验与仿真 539 星在轨故障原因进行了统计[1]，结果显示，表 面和内部充电产生 ESD 导致的卫星故障占 54%，与单粒子效应并列成为当代卫星的两大 杀手。对于导航、通信等 MEO 和 GEO 轨道卫 星来说，内部充放电是最主要的威胁，因这些 轨道处于地球外辐射带之内，在高能电子通量 增强期[2]，几百 keV 至几 MeV 的电子通量可 超出 NASA 或 ESA 给出的安全阈值[3-4]几个量 级。ANIK-E1、ANIK-E2、Galaxy-4[5-6]，以及 近期的 Galaxy-15[7]等卫星皆因内部充放电失 效；我国 TC-1、TC-2 两颗卫星在 2004 年发生 的一系列故障，亦是由内部充放电引起[8]。 我国“十二五”及其后，规划有数量众多 的应用卫星运行在内部充放电高发的 MEO 和 GEO 轨道，这些卫星将使用集成度更高、规模 更大的电子器件，并对长寿命、高可靠、全天 候持续稳定工作有着严格要求[9]，做好内部充 放电防护设计，是保障规划顺利实施的关键。 尽管自 80 年代以来，世界各主要航天国家均 先后对内部充放电研究进行了投入，通过飞行 试验[10-11]和地面模拟试验[12-14]，基本掌握了其 机理和规律，并建立了计算机仿真模型[15-17]， 但现有积累还不足以解决工程问。时至今 日，工程师仍不能在卫星发射之前，通过评估 确定其不会发生充放电异常。这部分归因于当 前内部充放电研究还限于“材料级”——试验 对象多是简单构型的均一介质；仿真工具，如 NUMIT[15]或 DICTAT[16]，仅能处理理想化的一 维平板或圆柱模型。而卫星上实际发生的内部 充放电现象是一复杂的物理过程，它不仅与介 质材料的性能参数、厚度等条件相关，同时还 与具体的卫星结构和布局相关。因此，期望解 决好卫星内部充放电问题，关注的对象在材料 的基础上更进一步是必要的。本工作尝试利用 90Sr-90Y 源，对卫星敏感部位进行“部件级” 模拟试验，并基于蒙特卡罗模拟和有限元分 析，对部件内部电场和电位的分布进行计算机 仿真。 1 装置介绍 空间中心卫星深层充放电实验模拟装置 的核心是一枚 90Sr-90Y 源，用于模拟外辐射带 高能电子环境。此外，还配备了 1 台 EK-100-FL 电子枪，可提供 5～100 keV 单能电子；真空系 统工作压强≤5.0×10－4 Pa；半导体温控样品台工 作范围－50～+100 ℃，温控精度±1 ℃。装置配 备有多台专用仪器，可在试验过程中进行样品 的表面电位、接地电流、放电电流和电场脉冲 等参数的测量。该装置曾长期用于卫星材料的 充放电试验研究[14]，近期亦用其开展了一些卫 星较小部件或大部件重点部位的模拟试验。装 置的照片如图 1 所示。 图 1 卫星深层充放电实验模拟装置照片 Fig. 1 Photo of satellite deep charging-discharging simulator 1.1 90Sr-90Y 源模拟辐射环境 90Sr-90Y 是纯β源，且出射电子能量高、半 衰期长，适于作为内部充放电的模拟辐照源。 其中，90Y 是 90Sr 的子体，90Sr 半衰期为 28.8 a， Emax, Sr＝0.546 MeV，90Y 的半衰期为 64.0 h， Emax, Y＝2.28 MeV[18]。与电子加速器相比， 90Sr-90Y 源的β衰变具有连续能谱，且与外辐射 带电子能谱较好匹配（图 2），电子通量容易控 制在与空间相仿的 pA 量级，可进行长时间辐照 试验，运行成本低[19]；不足之处是难以提供较 大的辐照场。 空间中心装置内的 90Sr-90Y 为圆盘面源，出 厂活度 3.3×109 Bq，活性区直径 3.0 cm，可满足 GEO 轨道最恶劣情况电子能谱[3]的模拟。为保 障试验过程中人员的安全，根据 GB16368 对其进行了防护设计，防护分为非辐照状态下 的贮存防护和辐照状态下的试验防护，两部分 均采用内铝外铅的复合结构。 试验中通过调节 90Sr-90Y 源与试验样品间 的距离来改变电子通量，也可在试验样品前设 540 原子能科学技术 第 44 卷 图 2 90Sr-90Y 源能谱与 GEO 最恶劣电子环境的比较 Fig. 2 90Sr-90Y integral electron spectra compared with worst-case GEO environment 置一定厚度的铝屏蔽来调制通量和能谱。距离 的调节范围通常在 1.0～10.0 cm 之间，最大可 至 18.0 cm 。 利 用 自 制 的 法 拉 第 杯 和 Keithley6517A 皮安表，在真空条件下测量了 不同距离处的电子通量（图 3）。由此可知，距 离面源 3.0 cm 处的电子通量与 GEO 轨道最恶 劣情况相当。测量所用法拉第杯的杯口直径为 1 cm，在设计上注意了以下几点：内杯的壁厚 大于 90Sr-90Y 源最大能量电子射程；抑制二次 电子发射，使其带来的误差低于 5%；测量过 程中放射源面对内杯口测量面始终完全可见。 图 3 90Sr-90Y 源的电子通量和剂量率随距离的变化 Fig. 3 Flux-distance and dose-distance curve of 90Sr-90Y disk source 假设 90Sr-90Y 源是理想面源，在无屏蔽情 况下，设轴线上某点与面源距离为 a，则该点 的电子通量 Φ可通过对面源的积分求得： 2 22π s s 2 2 20 0 d d ln 4π 4 R q r r q R a a r a θΦ ++∫ ∫＝ ＝（ ） （1） 其中：qs 为面源比强度；R 为面源半径。用式（1） 对测量结果进行拟合（图 3 实线）可得该枚源 的 qs=4.5×108 cm－2·s－1。对于非轴线上某点的电 子通量，可通过同样的方法积分求得，进一步 计算可知：距离面源 3 cm 处、直径 4 cm 的面域 内，边缘与中心的电子通量之比为 75%。 除电子通量外，放射源的辐射剂量率也采 用热释光法进行了测量。剂量片材料为 LiF，本 身偏差低于 2.5%，试验得到的直接测量结果为 LiF 中的吸收剂量，乘以转换系数即可得到 Si 中的吸收剂量（图 3）。 1.2 表面电位测量 在地面模拟试验中，表面电位是一直观且 相对容易获得的充电参数。采用非接触式方法 对其进行测量，仪器为 Trek341B 高速高压静电 电位计。Trek341B 的探针很敏感，不适于直接 在真空室内复杂环境下工作，因此设计了过真 空电容转接探针[20-21]。试验中，真空室内的转 接探针与被测样品表面间的距离通常固定在约 3 mm，对样品进行辐照时，转接探针通过电动 控制提起至试验防护体外，避免被辐照；测量 时，先将放射源收回至贮存防护体内，并关闭 源闸，再将转接探针放下至被测样品前进行测 量。这样得到的原始测量结果还需经过标定， 通常是以 1 块金属平板代替样品，用标准电压 源加不同偏压，电位计的对应读数，从而 得到电位标定曲线，再将上面得到的原始测量 结果与电位标定曲线进行对照，即可获得样品 表面的真实电位。 需指出的是，上述方法得到的是样品表面 测量点附近的电位平均值。在材料试验中，样 品通常是面积较大的平板介质，转接探针为面 积小于样品的金属平板，测量点位于样品中心， 若充电均匀，测得的电位平均值即是期望的真 实值。但若样品是具有较复杂结构的部件，不 同部位的表面电位有可能相差很大，电场在狭 小（相对探针尺度）空间范围内的分布复杂， 这样测得的平均电位，便不能有效反映部件充 电的真实情况。此时，需对表面电位测量方法 做一些适应性的改进。例如，利用部件样品本 身，而不是金属平板进行电位标定；根据部件 样品具体构型，设计专用的转接探针等。 除表面电位测量外，装置还配有 Keithley 增刊 张振龙等：卫星部件内部充放电试验与仿真 541 6517A 皮安表，用于接地电流测量；Pearson 6595 罗氏线圈，用于放电电流脉冲测量；宽频 带脉冲电场仪，用于放电电磁脉冲测量。 2 模拟试验 针对太阳帆板驱动机构（SADA）导电环 的内部充放电效应，进行了模拟试验。SADA 是现代长寿命、大功率卫星必备的关键部件， 用于驱动太阳帆板旋转跟踪太阳，以获取尽可 能多的电能，并通过导电环完成太阳帆板与卫 星主体间的电功率与电信号传输[22]。SADA 安 装于卫星主体与外空间的交接处，易成为充放 电效应侵害的对象，且一旦出现故障，会使卫 星丧失能源，导致整星失效。由于 SADA 整机 尺寸较大，现有装置不能提供一均匀辐照场将 整机均包含在内，同时从节约成本考虑，按照 某型号 SADA 导电环的局部结构加工了多块 样品进行试验。试验目的是对比不同材料、不 同构型、不同接地条件的样品，在模拟空间高 能电子环境下的充放电情况。 2.1 试验设置 试验分为两部分：1）选择航天用聚酰亚 胺和环氧树脂两种材料，分别加工两种具有不 同绝缘宽度的样品，对比这 4 种样品的充电情 况，试验过程中所有金属条接地；2）选择上 面的 1 种聚酰亚胺样品，试验过程中使 1 根金 属条悬浮（其余接地），对比介质材料和悬浮 导体的充电情况。所有样品的面积统一为 40 mm×40 mm，以保证 75%的辐照均匀度。图 4a 为其中 1 块试验样品的照片。 试验前，所有试验样品先在高温箱内 80 ℃ 烘烤 48 h，以去除吸附气体。试验中，90Sr-90Y 源的辐照距离统一为 3 cm，模拟 GEO 轨道最 恶劣情况电子能谱对样品进行辐照；真空度始 终好于 5.0×10－4 Pa；温度为 20 ℃。 为了得到样品绝缘宽度上的真实表面电 位，根据样品的特点，加工了专用的、与绝缘 宽度等宽的条形电位探针，并采用了与样品情 况完全一致的标准电位对试验结果进行标定。 如图 4b 所示，直接在另 1 块同样试验样品的 绝缘宽度上，贴附等宽的导体膜，然后设置好 样品金属条接地情况，用恒压源为导体膜加偏 压，以条形探针测量导体膜的电位，用该测量 值和恒压源输出值标定试验结果。其实，这样 测得的也是相对电位，因绝缘宽度表面的电位 也是有分布的，测量值是这一分布的等效平均 效果。 图 4 SADA 局部结构样品照片 Fig. 4 Photo of SADA structure sample 2.2 试验结果 4 种样品充电情况对比如图 5 所示，PI 代表 聚酰亚胺样品，ER 代表环氧树脂样品，b 和 n 分别代表宽、窄两种绝缘宽度。4 块样品分别经 48 h 的辐照，表面电位趋于平衡。结果显示： 材料对充电的效果影响小，绝缘宽度相同而材 料不同的样品，充电电位相近，PI 样品的电位 略高于 ER 样品；绝缘宽度对充电的效果影响 大，材料相同而绝缘宽度不同的样品，充电电 位相差很大，宽样品约是窄样品的两倍。这说 明，为减缓可能的内部充放电效应，SADA 导 电环的绝缘宽度在满足绝缘要求的前提下，应 尽量窄。之后又利用电荷贮存衰减法[3]测量了两 种材料的电导率，在 20 ℃温度条件下，其电导 率均接近 1.3×10－15 Ω－1·m－1，这解释了两种材 料充电效果相近的试验结果。 图 5 4 种样品充电情况对比 Fig. 5 Comparison of surface potential among samples PI 宽样品在试验过程中，曾观测到几次放 542 原子能科学技术 第 44 卷 电现象。但延长辐照时间至 72 h，后期未再出 现放电；随后又用 1 块相同的样品进行了重复 试验，持续辐照 180 h，亦未能再现放电。分 析认为：该样品的充电电位最高，因此相对其 它样品更易放电；该样品在试验中还未达到放 电阈值，其放电存在一定的偶然因素。需指出 的是：SADA 导电环在空间工作情况下覆盖有 电刷，并处于相对运动中，更易触发放电；本 试验所有样品的充电电位均已远超出 ESA 给 出的电位差判据[4]，放电风险很高。 聚酰亚胺和悬浮导体的电位变化如图 6 所 示，辐照试验持续了 120 h，聚酰亚胺相对悬 浮导体的充电电位高约 15%。在辐照过程中发 生了多次放电，其中放电点 a 和 b 分别在表面 电位测量结束后 23 min 和 40 min 发生，在观 测到放电信号后，立刻进行了表面电位测量。 结果显示：放电 a 发生后，聚酰亚胺的负电位 降低了 3.6%，悬浮导体的负电位降低了 25%； 放电 b 发生后，聚酰亚胺的负电位降低了 3.0%，悬浮导体的负电位降低了 26%，可见放 电源是悬浮导体。由图 6 可知，本试验中悬浮 导体放电临界电位约为－11 000 V。为验证放 电的可重复性，又在同等条件下进行了 1 次重 复试验，得到了类似结果。 图 6 聚酰亚胺和悬浮导体充电情况对比 Fig. 6 Comparison of surface potential between polyurethane and isolated conductor 3 仿真计算 内部充电仿真涉及两个基本物理过程：1） 带电粒子在介质中的传输与沉积；2）介质中 电场的演化。空间不同能量的带电粒子经卫星 结构的屏蔽后，沉积分布在目标介质的不同深 度，同时，由沉积电荷形成的电场，会在介质 内产生传导电流。随着沉积电荷的增多，电场 增强，传导电流逐渐增大。若不发生放电，传 导电流最终会等于入射电流，达到平衡。这一 过程满足电流连续性方程： 0 t ρ∂∇ ⋅ + ∂ ＝J （2） 其中：J为电流密度，它由两部分组成：沉积电 流密度 JD和传导电流密度 JC，即 J＝JD+JC。根 据欧姆定律 JC＝σE，E为电场强度，与电位的 关系为 E＝－∇U。σ为介质电导率，若忽略温 度和电场的影响，可用下式表述： 0 pk Dσ σ Δ+ �＝ （3） 其中：σ0 项为暗电导率；kp DΔ� 项为辐射诱发电 导率；D� 为辐射在材料内的沉积剂量率；kp 和Δ 是材料相关的系数。当充电达到平衡时有 0∇⋅ ＝J 。再根据具体情况设定边界条件，可形 成完整的偏微分方程组。 对于两个基本物理过程，一维仿真所采用 的解析法和简单模型[15-17]均无法处理二维以上 问题，部件或整星的仿真须寻找新的方法。处 理粒子在复杂结构内的输运须采用蒙特卡罗模 拟，Geant4 是一好的选择；复杂结构内的电场 演化，可用 Matlab 等软件进行有限元分析。 按上面提到的方法对本次试验样品进行了 仿真计算。输入能谱采用 NASA-HDBK-4002 给 出的 GEO 轨道最恶劣情况电子能谱，未考虑屏 蔽，将介质划分成若干个等间距薄层，由蒙特 卡罗模拟得出每个薄层内的沉积电流密度 iDJ 和剂量率 iD� 。σ0、kp 和Δ通过试验或文献获得。 在有限元分析中，边界条件设定为 U＝0（金属 条及介质背面的电位为零）和 n ⋅ JC＝0（介质表 面的法向电流分量为零）。最终得到平衡状态 下，某样品的电场和电位分布（图 7）。 由图 7 可知：样品电场的极大值出现在最 宽绝缘宽度两侧与金属的交界处，已接近介质 的击穿阈值 Eth=107 V/m；样品负电位的极大值 出现在最宽绝缘宽度的中心处，数值与试验结 果相近。进一步考虑了存在屏蔽的情况，SADA 后面卫星主体的屏蔽等效为无限厚，前面壳体 的屏蔽等效为 2.8 mm 铝，仿真结果显示，GEO 轨道最恶劣电子能谱经屏蔽阻挡后，透射率 增刊 张振龙等：卫星部件内部充放电试验与仿真 543 图 7 样品内电场和电位分布 Fig. 7 Distribution of electric field and potential in sample 降至约 1%，若采用聚酰亚胺材料和较窄绝缘 宽度，电场极大值为 Emax＝3.8×104 V/m，负电 位极大值为 Umax＝－140 V，显著降低了放电 风险。对于存在屏蔽情况的仿真结果，计划将 来设计模拟试验加以验证。 4 总结 利用 90Sr-90Y 源进行较小尺寸卫星部件的 内部充放电模拟试验是可行的（空间中心现有 装置的设计初衷是进行材料试验，适当升级 后，将更加有利于进行部件试验）；蒙特卡罗 模拟和有限元分析可有效解决二维以上结构 内部充电电场和电位分布的仿真计算。进行卫 星的内部充放电评估时，将试验和仿真相结合 是较为合理且可行的做法。 内部充电问题可简单理解成：如果电荷进 入介质的速度大于从介质中泄漏的速度，则经 一定长的时间，便会发生放电。对应有两种减 缓策略：1）削弱电荷的来源，即屏蔽。仿真 结果显示，GEO轨道最恶劣电子能谱经2.8 mm 厚铝板屏蔽，可有效降低放电风险。2）增强 电荷的泄漏，最直接的办法是使用电导率高的 材料。在材料已确定的情况下，试验结果显示， 其构型也有重要影响，越窄放电风险越小。此 外，卫星在轨运行的真实情况下，放电存在很 多不确定性，但可肯定的是，悬浮导体的存在 增加了放电的风险和危害程度，应加以避免。 参考文献： [1] FENNEL J F, KOONS H C, ROEDER J L, et al. 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