阅读说明：本技术 微机械电场传感器测量航天器局部表面带电电压的方法 (The method of micromechanics electric-field sensor measurement spacecraft local surfaces electrified voltage ) 是由 李�昊 彭忠 刘庆海 彭毓川 李涛 徐焱林 王俊峰 郑慧奇 丁亮 唐振宇 葛丽丽 于 2019-08-14 设计创作，主要内容包括：本发明公开一种微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法,包括建立描述航天器结构表面附近的电场强度与航天器结构表面带电电压之间的关系的电场模型；根据电场模型,选择电场强度与航天器带电电压关系最密切的位置作为测试点,固定设置微机械电场传感器；航天器在轨运行期间,微机械电场传感器测量测试点位置的电场强度,根据测试点的电场强度,按照电场模型描述的电场强度和带电电压之间的关系,确定航天器局部结构表面带电电压。本发明可获得航天器不同部位的结构表面带电电压数据,微机械传感器体积小、质量小、功耗低、抗冲击能力强,更符合航天设备对资源的限制和可靠性的要求。(A kind of method that the present invention discloses micromechanics electric-field sensor measurement spacecraft partial structurtes surface electrified voltage, including the electric field model for the relationship established between the electric field strength and spacecraft structure surface electrified voltage near description spacecraft structure surface；According to electric field model, selects electric field strength and the most close position of spacecraft charging voltage relationship as test point, micromechanics electric-field sensor is fixedly installed；Period, micromechanics electric-field sensor measure the electric field strength of test point position to spacecraft in orbit, determine spacecraft partial structurtes surface electrified voltage according to the relationship between the electric field strength and electrified voltage of electric field model description according to the electric field strength of test point.The present invention can get the body structure surface electrified voltage data of spacecraft different parts, and micro mechanical sensor is small in size, quality is small, low in energy consumption, strong shock resistance, more meets space equipment to the limitation of resource and the requirement of reliability.)

微机械电场传感器测量航天器局部表面带电电压的方法

技术领域

本发明涉及航天器次生环境效应测量技术领域，具体涉及一种航天器局部结构表面带电效应的测量方法，尤其涉及使用微机械电场传感器作为敏感器件测量航天器局部结构表面带电电压的方法。

背景技术

航天器在轨运行期间，受空间等离子体、高能粒子和太阳辐射等环境的作用，航天器结构表面发生静电荷的积累及泄放过程，即航天器表面带电效应。该效应导致的静电放电现象对航天器在轨安全运行产生重要威胁：静电放电击穿航天器表面材料、太阳电池阵等使其性能下降；放电产生的电磁脉冲干扰使星上敏感电子设备、系统出现误操作或者损坏。据不完全统计，国内外至少已有46起航天器在轨故障被认定为是由于航天器静电放电引起。测量航天器表面带电效应是预防和消除静电放电危胁的前提，具有现实的工程意义。

目前用于测量航天器带电的方法可分为接触式测量方法和非接触式测量方法。接触式测量方法需要将被测带电体直接与测量电极相连，测量结果易受输出电容、阻抗的影响，测量精度低，读数随时间按指数衰减，只能适用于测量金属体的静电电压。当被测静电电压超出测量仪器最大量程时，还有可能造成接触式测量仪器损坏。非接触式测量方法，测量电极不需与带电体接触，不但能测量金属体的静电电位，也能测量绝缘体、导体和半导体的静电电位，且对被测体影响小。因此，目前普遍采用非接触式测量方法进行静电电位的测量。

非接触式测量又分为感应式与振动电容式两种。感应式即利用探头与带电体之间的电容直接感应，对产生的感应电流进行放大及数据处理。使用该测量方法时，在探测前须远离带电体对仪器进行清零，且探测中随着感应电极中电流的变化，输出结果将趋近于零，无法实现长期稳定的探测。并且该方法实际测量的是探头自身材料在真空环境下的带电，不能准确反映卫星表面带电的真实情况，因而不适合应用于空间环境中的静电电位测量。国外静电电位测量系统多采用振动电容式，即利用机械振动的方法引起感应电极与被测表面间的电容变化，产生感应电流，再通过对感应电流的测量计算得出被测表面的静电电位。使用该方法时，测量仪器无需与被测带电体接触，工作可靠性提高。但此种探测方法，激励振动的驱动电压贯穿在整个振动电极上，会在感应电极上产生附加感应电流，影响测量结果。此外，该方法容易受到探测器与卫星结构间电容变化的影响，并且振动式测量方法结构复杂，在体积和重量方面的改进空间有限，寿命和性能与振动电极材料相关，并不能在航天器上普及应用。

现有技术中，例如文献“《我国航天器带点技术研究进展》，航天器环境工程，29(5)，2012”涉及到了航天器带电实验测量方法和设备情况。文献“《基于SPIS地球同步轨道航天器表面充电仿真》，微型机与应用，36(11)，2017”报道了航天器充电数值仿真研究。文献“《表面带电对航天员出舱活动的影响及对策分析》，航天器环境工程，31(2)，2014”研究中使用了一些理论计算分析方法。这些现有技术都针对理论计算、仿真计算、实验测量等方法来建立描述航天器结构表面附近的电场强度与航天器结构表面带电电压之间的关系的电场模型进行了公开报道。其中，理论计算获得的结果较为粗略，多用于定性估计。仿真和实验方法的相关研究目前更为活跃一些。理论计算、数值仿真、实验测量等方法的具体实现不止一种，技术人员可以依据文献酌情选取一种实施。

可见，目前对航天器带电效应的测量手段还存在诸多局限。为了测量航天器在轨运行期间的带电情况，预防和消除静电放电对航天器安全和寿命的威胁，需要设计新的航天器带电效应测量方法。

发明内容

基于上述问题，本发明提出使用微机械电场传感器作为敏感器件，实现对航天器局部结构表面带电效应电压的测量。

本发明目的是通过如下技术方案实现的：

微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法，包括以下步骤：

通过理论计算、有限元数值仿真或实验测量方法建立描述航天器结构表面附近的电场强度与航天器结构表面带电电压之间的关系的电场模型；

根据电场模型，选择电场强度与航天器带电电压关系最密切的位置，所述位置即在航天器带电电压从模型取值范围的最小值增加到最大值范围内，航天器结构表面附近的电场强度随之改变的过程中电场强度单调变化且变化数值最大的位置，以选定的位置作为测试点，固定设置微机械电场传感器；

航天器在轨运行期间，微机械电场传感器测量测试点位置的电场强度，根据测试点的电场强度，按照电场模型描述的电场强度和带电电压之间的关系，确定航天器局部结构表面带电电压。

进一步地，利用微机械电场传感器测量航天器结构表面临近区域各测量点的电场强度，根据航天器结构表面临近区域各测量点的电场强度与航天器结构表面带电电压之间的关系，确定航天器局部结构表面带电电压，实现对航天器局部结构表面带电的测量。

其中，电场模型为数值模型，包括数据表形式或曲线图像形式。

本发明使用了微机械电场传感器测量航天器结构表面临近区域的电场，确定航天器局部结构表面带电电压，避免了感应式测量方法探头材料自身带电的干扰和参考电位点电压变化的干扰，电场测量的空间分辨率高，且便于用多个传感器实现多点测量，因而可以获得航天器不同部位的结构表面带电电压数据。微机械传感器体积小、质量小、功耗低、抗冲击能力强，更符合航天设备对资源的限制和可靠性的要求。

附图说明：

图1是本发明的微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法的测量原理图示。

图中，1-位于测试点的微机械电场传感器；2-航天器；3-航天器周围的电场模型。

图2是本发明的微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法中传感器的局部图。

图中，1-微机械电场传感器；4-航天器结构；5-航天器结构表面临近区域的电场。

图3是本发明的微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法的实施流程图。

图4是本发明的微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法实施例的流程图。

具体实施方式

以下参照附图对本发明的微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法进行详细说明，但该描述仅仅示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。

参见图1，图1显示了是本发明的微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法的测量原理图示。本发明的微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法，包括两个部分，如图1中所示，包括：1为微机械电场传感器；3为航天器结构表面附近的电场模型。航天器结构表面附近的电场模型3，可由理论计算、有限元数值仿真或实验测量等方法建立，用于描述航天器结构表面附近的电场强度与航天器结构表面带电电压的关系。根据电场模型3，选择电场强度与航天器带电电压关系最密切的位置，作为测试点。在选定的测试点上，固定安装微机械电场传感器1。航天器在轨运行期间，微机械电场传感器1测量测试点位置的电场强度。根据测试点的电场强度，按照电场模型3描述的电场强度和带电电压之间的关系，可确定航天器局部结构表面带电电压。

图2所示的传感器局部图，描述用固定在航天器表面的微机械电场传感器测量该点局部电场的情形。航天器结构4表面带电后，在其表面临近区域产生电场5。用微机械电场传感器1测量航天器结构表面临近区域的测试点电场强度，即可根据测试点电场强度，电场模型3描述的电场强度和带电电压之间的关系，确定航天器局部结构表面带电电压。

本发明的微机械电场传感器测量航天器局部结构表面带电电压的方法的实施流程如图3。在航天器研制阶段，依据航天器的结构形状和材料等，使用理论计算、数值仿真或实验测量等方法，建立描述航天器结构表面临近区域的电场强度与航天器局部结构表面带电电压之间关系的模型。根据模型，选择电场强度与航天器表面带电电压关系最密切的位置，作为测试点。在测试点上固定安装微机械电场传感器。

航天器在轨运行期间，用微机械电场传感器，测量测试点位置的电场强度。根据测试点的电场强度，按照航天器结构表面临近区域电场模型描述的电场强度和航天器局部结构表面带电电压之间的关系，可获得航天器局部结构表面带电效应的电压。

实施例

为使本发明的技术方案更加清楚，下面结合附图对本发明的一个实施例作详细描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一种实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的方法，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例，均属于本发明的保护范围。

本实施例中，使用微机械电场传感器测量卫星太阳翼中心位置局部结构表面带电电压数值。选用的微机械电场传感器为谐振式，量程为-15kV/m—+15kV/m。结合附图4，说明使用本专利方法测量该卫星太阳翼中心位置局部结构表面带电电压的方法：

步骤S01：在ANSYS有限元仿真软件中，建立包括卫星太阳翼与空间等离子体环境的数值模型。在太阳翼表面电压设置为-5000V、-3000V、-1000V、+1000V、+3000V和+5000V等6种条件下，分别仿真计算卫星太阳翼表面临近区域的电场强度分布。记录每次仿真计算结果中，位于太阳翼中心位置，距离太阳翼表面10mm、20mm、30mm、40mm和50mm等5个位置的电场强度数值。针对上述每个位置，以电场强度为纵坐标，太阳翼表面的电压值为横坐标，绘制电场强度与电压的关系曲线。根据这些曲线，选择电压从-5000V到+5000V变化过程中，电场强度数值改变最大的位置作为测试点。不失一般性，假设此时选择的测试点是距离太阳翼表面10mm位置的点。

步骤S02：使用聚酰亚胺材料，制作将微机械电场传感器安装固定在卫星太阳翼中心的支架。支架厚10mm，呈“回”字形。支架中间方形通孔的边长比微机械电场传感器封装的边长小2mm。微机械电场传感器安装在支架中心位置。使用聚酰亚胺胶带，将微机械电场传感器四边与支架粘结。此时，微机械电场传感器的敏感方向与支架厚度方向平行，传感器距离支架底面10mm，可保证将传感器固定于步骤S01中选定的测试点。

步骤S03：将固定在支架上的微机械电场传感器安装在卫星结构件的太阳翼中心位置。使用高压直流电源，在太阳翼中心位置上依次施加-5000V、-3000V、-1000V、+1000V、+3000V和+5000V等6种电压。记录施加每种电压时，微机械电场传感器测得的电场强度数值。太阳翼的电压值为横坐标，微机械电场传感器测得的电场强度数值为纵坐标，绘制电场强度随电压变化的关系曲线。该曲线即为实验标定获得的测试点的电场与太阳翼结构中心位置电压之间关系的数值模型。

步骤S04：将固定在支架上的微机械电场传感器从卫星结构件上取下，安装固定在正样卫星的太阳翼中心位置。

步骤S05：正样卫星在轨运行期间，用微机械电场传感器测量某时刻测试点位置的电场强度数值。

步骤S06：根据测得的电场强度，使用作图法从实验标定获得的电场与太阳翼结构中心位置电压之间关系的曲线中查找对应的电压值。此电压即为该时刻卫星太阳翼中心位置局部结构表面带电电压。

至此，即根据本专利方法，使用微机械电场传感器测量获得卫星太阳翼中心位置局部结构表面带电电压数值。

综合以上，带电效应严重威胁航天器在轨运行安全和寿命，测量航天器带电效应是预防和消除静电放电危胁的前提，存在现实的需求。

相对于现有航天器带电效应测量技术方案，本方法具有以下优势:

1.通过微机械电场传感器直接测量航天器表面电场强度的方法，实现带电电压测量，测量结果能够更精确反映航天器真实带电情况。避免感应式带电测量方法中，探头材料自身带电干扰航天器带电测量结果的问题。

2.相对于航天器周围电场的空间尺度，微机械电场传感器尺寸很小，仅为毫米量级，能够实现很高的空间分辨率。避免用现有传感器测量时，由于探头尺寸过大，只能获得探头区域内的平均值，造成空间分辨率不足的问题。

3.微机械传感器体积小、重量轻、功耗低的优点，使得该类传感器容易在航天器表面多点配置，实现对航天器周围电场的多点探测，获得航天器不同部位的结构表面带电电压。

4.感应式测量方法和振动电容式测量方法，本质上是测量带电表面与参考点之间的电压差。与之不同，电场传感器测量的是传感器所在位置的实际电场值，不需要额外的电位参考点。这样既避免了由于参考点的电位变化造成的测量误差，也省去了在传感器和电位参考点之间布设导线。

5.微机械传感器质量小，没有转动结构和滑动结构，抗冲击能力强。相对于质量大、带有活动部件的振动电容式测量探头，微机械传感器在航天器发射和运行过程中具有更高的可靠性。

尽管上文对本发明的具体实施方式进行了详细描述和说明，但是应该指明的是，本领域的技术人员可以依据本发明的精神对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用在未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范围之内。