專(zhuān)利名稱(chēng)：自主控制航天器結(jié)構(gòu)電位的組件的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航天材料的空間應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種航天器結(jié)構(gòu)電位的控制組件。
背景技術(shù)：
航天器在空間環(huán)境中與空間等離子體會(huì)產(chǎn)生相互作用，由于電子速度比離子快，所以航天器的充電電位主要為負(fù)電位。航天器由于空間等離子體的充電作用導(dǎo)致靜電放電的發(fā)生，而引起靜電放電的原因是由于航天器結(jié)構(gòu)導(dǎo)體的充電速度及平衡電位與航天器表面介質(zhì)材料的充電速度及平衡電位不同，從而造成不等量充電。為確保對(duì)航天器在軌靜電放電效應(yīng)的有效防護(hù)，就需要控制并提升航天器的結(jié)構(gòu)電位?！つ壳皩?duì)航天器結(jié)構(gòu)電位的控制技術(shù)均為主動(dòng)控制技術(shù)，主要包括離子發(fā)射、電子發(fā)射及等離子體發(fā)射，利用離子源、電子槍或空心陰極等離子體源等粒子源，通過(guò)控制帶電粒子從航天器發(fā)射從而達(dá)到對(duì)結(jié)構(gòu)電位控制的目的。然而，在現(xiàn)有航天器結(jié)構(gòu)電位的主動(dòng)控制技術(shù)中，均采用帶電粒子源作為控制手段，但這些技術(shù)有幾個(gè)缺點(diǎn)，首先是帶電粒子源結(jié)構(gòu)復(fù)雜，通常具有供氣或高壓系統(tǒng)，在實(shí)際工程中的高可靠性要求下實(shí)現(xiàn)相應(yīng)手段具有一定難度。另外，由于儀器設(shè)計(jì)復(fù)雜，其重量及功耗也較大。為此，提供一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、使用方便、重量輕且功耗小的電位控制組件十分必要。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對(duì)上述技術(shù)難題，利用介質(zhì)-導(dǎo)體-空間等離子體交接的三結(jié)合處場(chǎng)致增強(qiáng)電子發(fā)射原理，提出一種可以自主控制航天器結(jié)構(gòu)電位的組件，該組件重量輕、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單并且無(wú)功耗需求。為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用了如下的技術(shù)方案一種自主控制航天器結(jié)構(gòu)電位的電子發(fā)射組件，包括導(dǎo)電基材和粘貼在其上的聚酯薄膜，導(dǎo)電基材再粘貼于航天器熱控表面材料上，航天器熱控表面材料下方為航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體，其中，導(dǎo)電基材與航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體進(jìn)行電連接以使兩者電位相等。其中，航天器受空間等離子體影響充電時(shí)，航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體產(chǎn)生較負(fù)的電位，同時(shí)導(dǎo)電基材也獲得相同的電位。其中，受光電子發(fā)射及二次電子發(fā)射的影響，聚酯薄膜發(fā)射電子并產(chǎn)生相對(duì)導(dǎo)電基材更高的電位，兩者間會(huì)形成電場(chǎng)。其中，電場(chǎng)在聚酯薄膜、導(dǎo)電基材以及其與航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體電連接的三結(jié)合處達(dá)到最大。其中，當(dāng)航天器充電電位處于引起靜電放電的負(fù)電位時(shí)，三結(jié)合處的強(qiáng)電場(chǎng)會(huì)引起場(chǎng)致增強(qiáng)電子發(fā)射。本發(fā)明的自主控制航天器結(jié)構(gòu)電位的組件，不需要專(zhuān)門(mén)的粒子束源及控制電路，重量輕，可以自主進(jìn)行靜電電荷的釋放，不需控制及測(cè)量手段，簡(jiǎn)單易行，可靠性高。
圖I為本發(fā)明的自主控制航天器結(jié)構(gòu)電位組件的結(jié)構(gòu)示意圖。其中，I、聚酯薄膜；2、導(dǎo)電基材；3、航天器熱控表面材料；4、航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體；
5、三結(jié)合處；6、等效電阻。
具體實(shí)施例方式以下介紹的是作為本發(fā)明所述內(nèi)容的具體實(shí)施方式
，下面通過(guò)具體實(shí)施方式
對(duì)本發(fā)明的所述內(nèi)容作進(jìn)一步的闡明。當(dāng)然，描述下列具體實(shí)施方式
只為示例本發(fā)明的不同方面的內(nèi)容，而不應(yīng)理解為限制本發(fā)明范圍。圖I是本發(fā)明的自主控制航天器結(jié)構(gòu)電位的組件的結(jié)構(gòu)示意圖。其中，本發(fā)明的 自主控制航天器結(jié)構(gòu)電位的組件是一種電子發(fā)射器，其包括導(dǎo)電基材2和粘貼在其上的聚酯薄膜1，導(dǎo)電基材2再粘貼于航天器熱控表面材料3上，航天器熱控表面材料3下方為航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體4，其中，導(dǎo)電基材2與航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體4進(jìn)行電連接以使兩者電位相等(兩者間的電阻為等效電阻6)。優(yōu)選地，該電子發(fā)射組件即電子發(fā)射器可以黏貼于航天器的外表面，其三結(jié)合區(qū)域5(聚酯薄膜I、導(dǎo)電基材2以及其與航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體4電連接之處)外露于空間等離子體環(huán)境中。通過(guò)設(shè)計(jì)其幾何形狀及聚酯薄膜I的電子發(fā)射性能，可以使三結(jié)合區(qū)域5的電場(chǎng)在航天器充電較高時(shí)達(dá)到107V/m以上。由于場(chǎng)致增強(qiáng)電子發(fā)射的效應(yīng)，當(dāng)三結(jié)合區(qū)域5電場(chǎng)達(dá)到發(fā)射閾值以上時(shí)，就會(huì)產(chǎn)生電子發(fā)射束流，并提升航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體4的電位，使其不會(huì)發(fā)生靜電放電。通過(guò)地面模擬試驗(yàn)表明，在4keV能量，30 y A的電子輻照下會(huì)產(chǎn)生IlOuA的發(fā)射電子束流，從而確保航天器充電的凈電流減小，從而提升結(jié)構(gòu)電位。當(dāng)航天器由于空間等離子體影響而充電時(shí)，航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體4會(huì)產(chǎn)生較負(fù)的電位，同時(shí)導(dǎo)電基材2也將獲得相同的電位。而由于光電子發(fā)射及二次電子發(fā)射的影響，聚酯薄膜I會(huì)發(fā)射電子并產(chǎn)生相對(duì)導(dǎo)電基材2更高的電位,兩者間會(huì)形成電場(chǎng)，電場(chǎng)在三結(jié)合處5的位置處會(huì)達(dá)到最大，當(dāng)航天器充電電位處于可能引起靜電放電的負(fù)電位時(shí)，三結(jié)合處5的強(qiáng)電場(chǎng)會(huì)引起場(chǎng)致增強(qiáng)電子發(fā)射，使材料表面的電子突破勢(shì)壘并在這個(gè)電場(chǎng)的作用下進(jìn)行加速并撞擊在材料表面，產(chǎn)生二次電子發(fā)射，產(chǎn)生的電子在一次被電場(chǎng)加速，產(chǎn)生新的二次電子…，這種效應(yīng)會(huì)在短時(shí)間內(nèi)迅速發(fā)生，形成電子雪崩發(fā)射，從而向空間中發(fā)射電子。并使得4航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體的平衡電位升高。當(dāng)采用幾何形狀設(shè)計(jì)使得三結(jié)合處5盡可能增加時(shí)，如采用納米結(jié)構(gòu)或其他可以增加三結(jié)合區(qū)域的構(gòu)型，就可以增大向空間中發(fā)射的電子電流，在這種情況下，航天器表面充電的凈電流需要考慮發(fā)射的電子電流影響，當(dāng)發(fā)射電子電流達(dá)到一定程度后，航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體4產(chǎn)生的電位使得導(dǎo)電基材2與聚酯薄膜I間形成的電場(chǎng)不能進(jìn)一步維持場(chǎng)致增強(qiáng)電子發(fā)射，電子發(fā)射就會(huì)自動(dòng)停止。此時(shí)航天器的電位不會(huì)引起靜電放電風(fēng)險(xiǎn)。盡管上文對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式
給予了詳細(xì)描述和說(shuō)明，但是應(yīng)該指明的是，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以依據(jù)本發(fā)明的精神對(duì)上述實(shí)施方式進(jìn)行各種等效改變和修改，其所產(chǎn)生的功能作用在未超出說(shuō)明書(shū)及附圖所涵蓋的精神時(shí)，均應(yīng)在本發(fā)明保護(hù)范圍之內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種自主控制航天器結(jié)構(gòu)電位的電子發(fā)射組件，包括導(dǎo)電基材和粘貼在其上的聚酯薄膜，導(dǎo)電基材再粘貼于航天器熱控表面材料上，航天器熱控表面材料下方為航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體，其中，導(dǎo)電基材與航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體進(jìn)行電連接以使兩者電位相等。
2.如權(quán)利要求I所述的電子發(fā)射組件，其中，航天器受空間等離子體影響充電時(shí)，航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體產(chǎn)生較負(fù)的電位，同時(shí)導(dǎo)電基材也獲得相同的電位。
3.如權(quán)利要求I所述的電子發(fā)射組件，其中，受光電子發(fā)射及二次電子發(fā)射的影響，聚酯薄膜發(fā)射電子并產(chǎn)生相對(duì)導(dǎo)電基材更高的電位，兩者間會(huì)形成電場(chǎng)。
4.如權(quán)利要求I所述的電子發(fā)射組件，其中，電場(chǎng)在聚酯薄膜、導(dǎo)電基材以及其與航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體電連接的三結(jié)合處達(dá)到最大。
5.如權(quán)利要求1-4任一項(xiàng)所述的電子發(fā)射組件，其中，當(dāng)航天器充電電位處于引起靜電放電的負(fù)電位時(shí)，三結(jié)合處的強(qiáng)電場(chǎng)會(huì)弓I起場(chǎng)致增強(qiáng)電子發(fā)射。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種自主控制航天器結(jié)構(gòu)電位的電子發(fā)射組件，包括導(dǎo)電基材和粘貼在其上的聚酯薄膜，導(dǎo)電基材再粘貼于航天器熱控表面材料上，航天器熱控表面材料下方為航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體，導(dǎo)電基材與航天器導(dǎo)電結(jié)構(gòu)體進(jìn)行電連接以使兩者電位相等。本發(fā)明的組件，不需要專(zhuān)門(mén)的粒子束源及控制電路，重量輕，可以自主進(jìn)行靜電電荷的釋放，不需控制及測(cè)量手段，簡(jiǎn)單易行，可靠性高。
文檔編號(hào)H05F1/00GK102781150SQ201210254599
公開(kāi)日2012年11月14日 申請(qǐng)日期2012年7月23日 優(yōu)先權(quán)日2012年7月23日
發(fā)明者劉業(yè)楠, 唐小金, 孟立飛, 張超, 易忠, 王志浩, 鄧佳欣, 陳金剛, 黃建國(guó) 申請(qǐng)人:北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所