顧超超,陳曉寧,林楚

　　(解放軍理工大學(xué) 國防工程學(xué)院, 江蘇 南京 210007 )

　　摘要：靜電放電（ESD）對航天器安全運行產(chǎn)生巨大影響，為進一步研究靜電放電對航天器的危害，提高航天器對靜電放電的防護能力，根據(jù)MILSTD1541A規(guī)定的靜電放電模型，在基于傳輸線矩陣法的CST Microwave Studio工作室中，對航天器進行了靜電放電效應(yīng)的仿真研究。分析了在航天器不同部位產(chǎn)生靜電放電時空間電磁場的分布、航天器內(nèi)外表面電流的分布及內(nèi)部不同艙室線纜耦合情況。仿真結(jié)果表明：曲率半徑小的部位空間電磁場較高；采用復(fù)合材料的航天器表面電流較高；動力艙內(nèi)線纜耦合電流較大是由于電磁場經(jīng)尾噴口進入機體。

　　關(guān)鍵詞：靜電放電；傳輸線矩陣法；空間電磁場；表面電流；線纜耦合

　　中圖分類號：TM155文獻標識碼：ADOI： 10.19358/j.issn.1674-7720.2017.09.028

　　引用格式：顧超超,陳曉寧,林楚.航天器靜電放電仿真研究［J］.微型機與應(yīng)用，2017,36（9）：95-99.

0引言

　　航天器在軌運行時與空間中的等離子體相互作用，使航天器表面具有充電效應(yīng)［12］。靜電放電產(chǎn)生的寬頻譜和強電場幅度電磁脈沖耦合進飛行器內(nèi)部，干擾無線電通信和導(dǎo)航系統(tǒng)，引起飛行事故［34］。隨著材料技術(shù)的不斷發(fā)展，新型復(fù)合材料大量運用到航天器中，減少航天器質(zhì)量的同時增加了電荷的積累。尤其是近年來大規(guī)模集成電路運用到航天器制造中，提高了航天器性能卻增加了對空間環(huán)境輻射的敏感度［56］。在1973~1997年間由靜電放電引起的各類衛(wèi)星事故占54.2%，尤其是1967年一艘阿波羅1號載人宇宙飛船由于靜電放電導(dǎo)致航天員喪生。因此如何提高航天器對靜電放電的防護研究已成為重要的研究課題。

　　針對日益增多的靜電放電對航天器飛行安全帶來的威脅，標準MILSTD1541A和ECSSEST1003C對空間環(huán)境和該環(huán)境下航天器靜電測試提出了要求，我國頒布的GJB 573A1998與GJB 1389A2005 分別對靜電放電實驗方法和靜電電荷控制方法做出了闡述［710］。國外對航天器靜電充放電效應(yīng)研究較早，美國通過發(fā)射SCATHA系列衛(wèi)星收集到大量航天器充放電實驗數(shù)據(jù)。由于通過直接發(fā)射實驗衛(wèi)星進行實驗不僅耗費大而且周期長，受測試設(shè)備、測量因子等各種因素影響較大，近年來隨著軟件技術(shù)的發(fā)展，美國、歐盟和日本相繼開發(fā)出NASCAP、SPIS和MUSCAT軟件進行航天器充放電效應(yīng)仿真計算，中國科學(xué)院科學(xué)與應(yīng)用研究中心黃建國、王立等人也對航天器靜電做了大量研究［1112］。

　　本文通過基于傳輸線矩陣法（TLM）的CST Microwave Studio軟件，根據(jù)美軍標MILSTD1541A規(guī)定的空間飛行器靜電放電特性，分析在空間環(huán)境下航天器發(fā)生靜電放電時機體內(nèi)外空間電磁場分布、表面電流分布及產(chǎn)生的電磁脈沖環(huán)境對內(nèi)部線纜耦合情況，以考驗航天器內(nèi)部設(shè)備承受表面放電抗干擾能力。

1仿真原理及方法

　　1.1基本原理

　　本文采用傳輸線矩陣法（TLM）對航天器靜電放電效應(yīng)進行仿真。TLM是由Peter.B.Johns和R.L.Beilrle在20世紀70年代基于Huygens原理提出，并由S.Akhtsrzad和N.R.S.Simons等逐步完善而來，其主要應(yīng)用于聲波、熱傳導(dǎo)、電磁場輻射等問題的研究［1316］。TLM方法在求解電磁場問題時，滿足一定邊界條件的Maxwell方程組，通過將Maxwell方程組及其邊界條件按空間和時間進行離散，用相互連接的網(wǎng)格來模擬波導(dǎo)結(jié)構(gòu)，網(wǎng)格的節(jié)點代表介質(zhì)物理特性(電阻電容等)，節(jié)點之間由連續(xù)的傳輸線相連接。TLM矩陣由各個網(wǎng)格節(jié)點組成，代表介質(zhì)物理特性，通過迭代運算研究電磁脈沖在網(wǎng)格中的傳播就可以得到波導(dǎo)結(jié)構(gòu)在不同時間和空間的電磁場時域響應(yīng)，對時域響應(yīng)進行傅里葉變換就得到波導(dǎo)結(jié)構(gòu)在寬頻域內(nèi)的頻率響應(yīng)。二維TLM法中一個節(jié)點的脈沖特性由周圍4個方向的脈沖入射疊加而成，通過散射又將能量入射到相鄰的4個節(jié)點，每個散射分支的能量為原始分支的1/4，迭代過程如式(1)、(2)。

　　k+1Vr=SkVi(1)

　　k+1Vi=Ck+1Vr(2)

　　式中C為網(wǎng)格連接矩陣，S為節(jié)點處脈沖散射矩陣，k、k+1為離散時間間隔，Vr為節(jié)點處反射脈沖矢量矩陣，Vi為入射脈沖矢量矩陣。

　　三維TLM法求解電磁場問題的原理與二維相似，其節(jié)點由3個坐標軸方向并聯(lián)和串聯(lián)節(jié)點交織而成，包括3個串聯(lián)節(jié)點和3個并聯(lián)節(jié)點，代表6個場分量，串聯(lián)節(jié)點表示磁場分量，并聯(lián)節(jié)點代表電場分量，其輻射傳播過程和非均勻場的特性與二維TLM法相似。

　　1.2模型建立

　　模型采用以“X37B”空天飛機為原型的等比例簡易模型，如圖1所示。模型尺寸為4 m×2 m×1 m，模型分為3個艙段，分別為雷達艙、設(shè)備艙和動力艙，各個艙室之間由隔板隔開。為了減輕航天器重量并提高飛行性能，航天器外表面采用了大量復(fù)合材料。其中機翼和后尾翼采用碳纖維復(fù)合材料（CFRP），其電參數(shù)為ε= 6.4，σ= 1.5×104 S/m。機身主體結(jié)構(gòu)、外表面蒙皮和機身內(nèi)部隔板為鋁合金材料，其電參數(shù)為ε= 1，σ= 3.56×107 S/m。發(fā)動機為鈦合金材料，其電參數(shù)為ε= 1，σ= 5.88×105 S/m。為使航天器模型更加接近實際情況，使仿真更具有實際意義，在雷達艙與設(shè)備艙、設(shè)備艙與動力艙、內(nèi)部隔板與主體結(jié)構(gòu)之間間隔設(shè)置長2 cm深1 cm寬1 mm的焊縫。焊縫的存在使靜電放電產(chǎn)生的電磁輻射耦合進入航天器內(nèi)部，對線纜產(chǎn)生影響。

　　為了模擬航天器在發(fā)生靜電放電后產(chǎn)生的電磁環(huán)境對內(nèi)部精密設(shè)備產(chǎn)生的影響，根據(jù)MILSTD1541A航天器靜電放電地面試驗要求，在模擬真空環(huán)境中，將靜電放電電流直接注入航天器表面最可能發(fā)生靜電放電的區(qū)域。為使靜電放電電流產(chǎn)生回路，本文采用兩根直徑0.3 cm的銅導(dǎo)線，一根導(dǎo)線連接靜電放電位置，通過注入靜電放電電流模擬發(fā)生靜電放電。根據(jù)靜電放電電流小、只產(chǎn)生局部放電的特點，另一根導(dǎo)線通常設(shè)置在距放電點幾厘米遠的表面，為防止產(chǎn)生充電效應(yīng)，另一頭與電壁相連，形成回路。航天器通常在曲率半徑較小的區(qū)域或采用導(dǎo)電率較差的復(fù)合材料區(qū)域發(fā)生靜電放電現(xiàn)象，因此本文主要研究機頭、機翼和尾翼處發(fā)生靜電放電時對航天器的影響，同時與全金屬材料制成的航天器靜電放電結(jié)果相比較。

　　本文采用的靜電放電電流為MILSTD1541A推薦的靜電放電源，是目前國際上較常用的空間靜電放電電源。其具體要求為電流峰值80 A，上升時間2~20 ns，放電脈寬20~400 ns。在滿足該標準的前提下，根據(jù)IEC6100042中描述靜電放電電流波形的四指數(shù)脈沖函數(shù)，調(diào)整參數(shù)得到空間環(huán)境中靜電放電電流的表達式(3)［17-18］。注入的靜電放電電流時域波形如圖2。

　　i(t)=570(1－e－t/0.62)8e－t/1.1+330(1－e－t/55)e－t/26(3)

　　為研究航天器表面發(fā)生靜電放電后，航天器內(nèi)部空間不同區(qū)域電磁場分布狀況，在航天器外部和內(nèi)部不同位置設(shè)置電磁場探針。同時為研究電磁場通過焊縫耦合進入航天器內(nèi)部后對內(nèi)部線纜產(chǎn)生的輻射干擾和靜電電流流經(jīng)線纜產(chǎn)生的傳導(dǎo)干擾，在內(nèi)部設(shè)備較集中的雷達艙、設(shè)備艙和動力艙設(shè)置多根線纜，線纜采用無屏蔽銅線，直徑0.3 cm，負載50 Ω。

　　仿真過程中的網(wǎng)格采用六面體網(wǎng)格，總網(wǎng)格數(shù)為1.03×107個。輸入靜電放電脈沖頻率在50 MHz以下，同時電流注入航天器后，在其內(nèi)部電磁波不斷反射疊加，產(chǎn)生高頻分量，因此本文設(shè)置仿真頻率為0~150 MHz。仿真時間應(yīng)大于靜電放電電流的半寬度時間與電流流經(jīng)航天器時間的總和，本文采用仿真時間為200 ns。

2仿真結(jié)果分析

　　2.1空間電磁場分布

　　研究航天器表面發(fā)生靜電放電時周圍空間電磁場分布的目的是總結(jié)電磁場分布規(guī)律，為表面材料的靜電防護與內(nèi)部設(shè)備電磁耦合干擾的防護提供依據(jù)。靜電電流在2 ns后達到峰值，電流流經(jīng)機體需要數(shù)納秒時間，因此需要研究不同時間航天器電磁場的分布。圖3表示在航天器機頭發(fā)生靜電放電時，不同時間點空間電場分布；圖4為航天器在不同時間點的磁場分布。表1給出了航天器不同區(qū)域發(fā)生靜電放電時，不同部位最大電場強度。

　　金屬尾翼1.3×1043.0×1047.0×1032.0×1032.5×104由圖3可知，當(dāng)機頭發(fā)生靜電放電時，電流通過機頭流向整個機身。隨著時間推移，強電場區(qū)向尾翼延伸并產(chǎn)生兩個電場強度明顯增強的區(qū)域，與靜電放電電流時域波形的兩個峰值相吻合。電荷密度越大的地方電場強度越大，而電荷通常聚集在曲率半徑較小的位置，因此在機翼邊緣、尾翼邊緣和發(fā)動機艙的邊緣處場強較大。同時機翼與尾翼采用了復(fù)合材料，復(fù)合材料阻抗較大而阻礙電荷積累，使機翼內(nèi)部電場較小。由圖4可知，空間磁場隨時間分布規(guī)律與電場相似，曲率半徑越小的區(qū)域磁場強度越大。由表1可知，當(dāng)機頭發(fā)生靜電放電時空間電磁場強度較大，全金屬機身相比于采用復(fù)合材料機身空間電場較小。

　　2.2表面電流分布

　　靜電放電后機身表面電流密度的分布隨不同的靜電放電區(qū)域以及不同的機身材料而產(chǎn)生變化。圖5為全金屬機身航天器尾翼發(fā)生靜電放電時，航天器表面電流密度分布情況。靜電放電是局部放電，電流注入點和泄放點之間通常距離短，流經(jīng)機體的通道短，因此對遠離放電區(qū)域的部位影響較小。在電流注入點和泄放點，由于電荷來不及發(fā)散使電流密度可達數(shù)百安培每米。同時在設(shè)備艙與動力艙之間存在焊縫，使機身表面電流密度不連續(xù)。機翼與尾翼邊緣受邊緣效應(yīng)影響，產(chǎn)生較高表面電流密度。

　　圖5全金屬機身在尾翼發(fā)生靜電放電時不同時間段表面電流分布

　　通過在航天器內(nèi)外表面設(shè)置的電磁場探針，可直觀了解不同放電路徑下航天器內(nèi)外表面最大電流密度。如表2、表3所示。

　　由表2和表3可知，航天器發(fā)生靜電放電時，由于趨膚效應(yīng)，表面電流主要分布在航天器外表面，內(nèi)表面電流較小。不同部位內(nèi)表面電流密度大小與放電路徑有關(guān)，距放電點越近表面電流密度越大。機翼發(fā)生靜電放電時，內(nèi)表面電流密度較其他路徑產(chǎn)生的內(nèi)表面電流小，這是因為機翼面積大，電流更容易擴散，電荷不易聚集，且機翼與各艙室之間距離較遠。由表3可知，航天器外表面電流分布與內(nèi)表面電流分布規(guī)律相似，距放電點距離越近，表面電流密度越大。在尾翼發(fā)生靜電放電的情況下，金屬機身電流密度較采用復(fù)合材料機身小，可見復(fù)合材料的應(yīng)用增加了機體表面電流密度，其靜電防護研究更應(yīng)關(guān)注。

　　2.3內(nèi)部線纜耦合

　　靜電放電對內(nèi)部線纜的干擾主要存在兩方面：空間放電產(chǎn)生的電磁波輻射通過焊縫和發(fā)動機尾翼噴口耦合進入內(nèi)部電纜產(chǎn)生的輻射耦合；靜電放電產(chǎn)生的機體表面電流通過機體結(jié)構(gòu)直接進入內(nèi)部線纜產(chǎn)生的傳導(dǎo)耦合。由于航天器內(nèi)部設(shè)備精密，微弱的干擾信號都可能對邏輯電路產(chǎn)生影響，對航天器安全運行構(gòu)成威脅。飛行器內(nèi)部線纜種類繁多，線纜布局也很復(fù)雜，對每根線纜的計算仿真就會異常復(fù)雜，本文選取在線纜較多的設(shè)備艙、雷達艙和動力艙內(nèi)對不同布局的無屏蔽防護銅導(dǎo)線進行研究。

　　圖6為機翼處發(fā)生靜電放電時，動力艙內(nèi)線纜耦合電流波形。不同的艙室由于其結(jié)構(gòu)不同，電磁場耦合途徑也不同，內(nèi)部線纜感應(yīng)到的電流也就不同。根據(jù)電磁場理論，動力艙內(nèi)的電磁環(huán)境較復(fù)雜，動力艙采用的鈦合金材料對電磁場產(chǎn)生的屏蔽作用使得進入動力艙內(nèi)部的電磁場主要由外部電磁場透過焊縫和發(fā)動機尾噴口產(chǎn)生。從圖6中可以看出感應(yīng)電流可達10-5 A，且方向不斷變換。

　　表4給出了在不同放電點下，不同艙室內(nèi)的線纜耦合情況。在不同放電點下，艙室內(nèi)部電纜耦合電流的規(guī)律基本相似，動力艙內(nèi)線纜耦合電流較雷達艙與設(shè)備艙大。尾翼產(chǎn)生靜電放電時各艙室內(nèi)線纜較其他放電情況耦合電流大是因為放電點距尾噴口近，通過尾噴口進入航天器內(nèi)部的電磁場能量較大。全金屬機身的航天器尾翼放電較復(fù)合材料機身的航天器內(nèi)部線纜耦合電流小的原因是金屬的屏蔽作用。機翼放電時線纜感應(yīng)電流小的原因是放電點距機身內(nèi)部較遠，電磁場能量衰減較多。

3結(jié)論

　　根據(jù)相關(guān)標準，將靜電放電電流注入航天器機頭、機翼和尾翼這些曲率半徑小、易發(fā)生靜電放電的部位，同時對比復(fù)合材料和金屬材料機身，模擬航天器局部產(chǎn)生靜電放電時對航天器的影響，得到以下結(jié)論：

　?。?）靜電放電發(fā)生時，航天器空間電磁場的分布與靜電放電電流有關(guān)，同一區(qū)域電磁場強度隨時間變化與電流波形相似，空間電磁場較大的區(qū)域集中在曲率半徑小的機體結(jié)構(gòu)附近（機翼、尾翼和動力艙邊緣），復(fù)合材料的運用增強了空間電磁場的強度。

　?。?）航天器表面電流的分布與放電區(qū)域有關(guān)。放電點附近電流密度較大，可達數(shù)百安培。靜電電流峰值小、路徑短的特點使得表面電流往往聚集在放電點附近，對遠處機體影響較小，同時焊縫使得表面電流分布不均勻。在相同位置發(fā)生靜電放電的情況下，采用復(fù)合材料機身的航天器表面電流密度較全金屬機身航天器表面電流密度大，因此采用復(fù)合材料的航天器更需關(guān)注靜電防護。

　?。?）靜電產(chǎn)生的電磁場通過焊縫與發(fā)動機尾噴口耦合進入機體內(nèi)部，使內(nèi)部線纜產(chǎn)生感應(yīng)微安級別電流。復(fù)合材料的應(yīng)用使線纜感應(yīng)電流增加數(shù)倍。

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