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(yùn)行產(chǎn)生巨大影響，為進(jìn)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(hù)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(jìn)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(shí)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(jìn)入機(jī)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(xiàn)標(biāo)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(jī)與應(yīng)用，2017,36（9）：95-99.

0引言

　　航天器在軌運(yùn)行時(shí)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(qiáng)電場幅度電磁脈沖耦合進(jìn)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(yùn)用到航天器中，減少航天器質(zhì)量的同時(shí)增加了電荷的積累。尤其是近年來大規(guī)模集成電路運(yùn)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(hù)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(biāo)準(zhǔn)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(shí)驗(yàn)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(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。由于通過直接發(fā)射實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星進(jìn)行實(shí)驗(yàn)不僅耗費(fèi)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(jìn)行航天器充放電效應(yīng)仿真計(jì)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(biāo)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(shí)機(jī)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(yàn)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(jìn)行仿真。TLM是由Peter.B.Johns和R.L.Beilrle在20世紀(jì)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(shí)，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(shí)間進(jìn)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(diǎn)代表介質(zhì)物理特性(電阻電容等)，節(jié)點(diǎn)之間由連續(xù)的傳輸線相連接。TLM矩陣由各個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)組成，代表介質(zhì)物理特性，通過迭代運(yùn)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(shí)間和空間的電磁場時(shí)域響應(yīng)，對時(shí)域響應(yīng)進(jìn)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(gè)節(jié)點(diǎn)的脈沖特性由周圍4個(gè)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(gè)節(jié)點(diǎn)，每個(gè)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(diǎn)處脈沖散射矩陣，k、k+1為離散時(shí)間間隔，Vr為節(jié)點(diǎn)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(diǎn)由3個(gè)坐標(biāo)軸方向并聯(lián)和串聯(lián)節(jié)點(diǎn)交織而成，包括3個(gè)串聯(lián)節(jié)點(diǎn)和3個(gè)并聯(lián)節(jié)點(diǎn)，代表6個(gè)場分量，串聯(lián)節(jié)點(diǎn)表示磁場分量，并聯(lián)節(jié)點(diǎn)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(jī)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(gè)艙段，分別為雷達(dá)艙、設(shè)備艙和動力艙，各個(gè)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(jī)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(jī)身主體結(jié)構(gòu)、外表面蒙皮和機(jī)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(jī)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(shí)際情況，使仿真更具有實(shí)際意義，在雷達(dá)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(jìn)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(yàn)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(diǎn)，另一根導(dǎo)線通常設(shè)置在距放電點(diǎn)幾厘米遠(yuǎn)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(jī)頭、機(jī)翼和尾翼處發(fā)生靜電放電時(shí)對航天器的影響，同時(shí)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(shí)間2~20 ns，放電脈寬20~400 ns。在滿足該標(biāo)準(zhǔn)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(dá)式(3)［17-18］。注入的靜電放電電流時(shí)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(shí)為研究電磁場通過焊縫耦合進(jìn)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(dá)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(fù)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(gè)。輸入靜電放電脈沖頻率在50 MHz以下，同時(shí)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(shí)間應(yīng)大于靜電放電電流的半寬度時(shí)間與電流流經(jīng)航天器時(shí)間的總和，本文采用仿真時(shí)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(shí)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(hù)與內(nèi)部設(shè)備電磁耦合干擾的防護(hù)提供依據(jù)。靜電電流在2 ns后達(dá)到峰值，電流流經(jīng)機(jī)體需要數(shù)納秒時(shí)間，因此需要研究不同時(shí)間航天器電磁場的分布。圖3表示在航天器機(jī)頭發(fā)生靜電放電時(shí)，不同時(shí)間點(diǎn)空間電場分布；圖4為航天器在不同時(shí)間點(diǎn)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(shí)，不同部位最大電場強(qiáng)度。

　　金屬尾翼1.3×1043.0×1047.0×1032.0×1032.5×104由圖3可知，當(dāng)機(jī)頭發(fā)生靜電放電時(shí)，電流通過機(jī)頭流向整個(gè)機(jī)身。隨著時(shí)間推移，強(qiáng)電場區(qū)向尾翼延伸并產(chǎn)生兩個(gè)電場強(qiáng)度明顯增強(qiáng)的區(qū)域，與靜電放電電流時(shí)域波形的兩個(gè)峰值相吻合。電荷密度越大的地方電場強(qiáng)度越大，而電荷通常聚集在曲率半徑較小的位置，因此在機(jī)翼邊緣、尾翼邊緣和發(fā)動機(jī)艙的邊緣處場強(qiáng)較大。同時(shí)機(jī)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(jī)翼內(nèi)部電場較小。由圖4可知，空間磁場隨時(shí)間分布規(guī)律與電場相似，曲率半徑越小的區(qū)域磁場強(qiáng)度越大。由表1可知，當(dāng)機(jī)頭發(fā)生靜電放電時(shí)空間電磁場強(qiáng)度較大，全金屬機(jī)身相比于采用復(fù)合材料機(jī)身空間電場較小。

　　2.2表面電流分布

　　靜電放電后機(jī)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(jī)身材料而產(chǎn)生變化。圖5為全金屬機(jī)身航天器尾翼發(fā)生靜電放電時(shí)，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(diǎn)和泄放點(diǎn)之間通常距離短，流經(jīng)機(jī)體的通道短，因此對遠(yuǎn)離放電區(qū)域的部位影響較小。在電流注入點(diǎn)和泄放點(diǎn)，由于電荷來不及發(fā)散使電流密度可達(dá)數(shù)百安培每米。同時(shí)在設(shè)備艙與動力艙之間存在焊縫，使機(jī)身表面電流密度不連續(xù)。機(jī)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(jī)身在尾翼發(fā)生靜電放電時(shí)不同時(shí)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(shí)，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(diǎn)越近表面電流密度越大。機(jī)翼發(fā)生靜電放電時(shí)，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?yàn)闄C(jī)翼面積大，電流更容易擴(kuò)散，電荷不易聚集，且機(jī)翼與各艙室之間距離較遠(yuǎn)。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(diǎn)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(jī)身電流密度較采用復(fù)合材料機(jī)身小，可見復(fù)合材料的應(yīng)用增加了機(jī)體表面電流密度，其靜電防護(hù)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(jī)尾翼噴口耦合進(jìn)入內(nèi)部電纜產(chǎn)生的輻射耦合；靜電放電產(chǎn)生的機(jī)體表面電流通過機(jī)體結(jié)構(gòu)直接進(jìn)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(yùn)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(jì)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(dá)艙和動力艙內(nèi)對不同布局的無屏蔽防護(hù)銅導(dǎo)線進(jìn)行研究。

　　圖6為機(jī)翼處發(fā)生靜電放電時(shí)，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(jìn)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(jī)尾噴口產(chǎn)生。從圖6中可以看出感應(yīng)電流可達(dá)10-5 A，且方向不斷變換。

　　表4給出了在不同放電點(diǎn)下，不同艙室內(nèi)的線纜耦合情況。在不同放電點(diǎn)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(dá)艙與設(shè)備艙大。尾翼產(chǎn)生靜電放電時(shí)各艙室內(nèi)線纜較其他放電情況耦合電流大是因?yàn)榉烹婞c(diǎn)距尾噴口近，通過尾噴口進(jìn)入航天器內(nèi)部的電磁場能量較大。全金屬機(jī)身的航天器尾翼放電較復(fù)合材料機(jī)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(jī)翼放電時(shí)線纜感應(yīng)電流小的原因是放電點(diǎn)距機(jī)身內(nèi)部較遠(yuǎn)，電磁場能量衰減較多。

3結(jié)論

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

　　（1）靜電放電發(fā)生時(shí)，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(qiáng)度隨時(shí)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(jī)體結(jié)構(gòu)附近（機(jī)翼、尾翼和動力艙邊緣），復(fù)合材料的運(yùn)用增強(qiáng)了空間電磁場的強(qiáng)度。

　　（2）航天器表面電流的分布與放電區(qū)域有關(guān)。放電點(diǎn)附近電流密度較大，可達(dá)數(shù)百安培。靜電電流峰值小、路徑短的特點(diǎn)使得表面電流往往聚集在放電點(diǎn)附近，對遠(yuǎn)處機(jī)體影響較小，同時(shí)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(jī)身的航天器表面電流密度較全金屬機(jī)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(hù)。

　　（3）靜電產(chǎn)生的電磁場通過焊縫與發(fā)動機(jī)尾噴口耦合進(jìn)入機(jī)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。

　　參考文獻(xiàn)

　　［1］ 黃建國, 陳東. 不同接地方式的衛(wèi)星介質(zhì)深層充電研究［J］. 物理學(xué)報(bào), 2004, 53(5): 16111616.

　　［2］ 楊真一， 張少卿， 吳群. 飛行器表面靜電放電抑制的研究［J］. 微波學(xué)報(bào), 2010, 26(S2):6-9.

　　［3］ 王立, 秦曉剛, 李凱, 等. 衛(wèi)星靜電放電傳導(dǎo)干擾耦合的試驗(yàn)研究［J］. 宇航學(xué)報(bào), 2009, 30(2): 748-753.

　　［4］ ROSENKRANZ J, PEKAREK S, ZACEK M. Breakdown voltage of the surface glow discharge［J］. IEEE Transactions on Electron Devices, 1997,44(1): 58-63.

　　［5］ 郭飛, 周璧華, 高成. 飛機(jī)閃電間接效應(yīng)數(shù)值仿真分析［J］. 電波科學(xué)學(xué)報(bào), 2012, 27(6): 1129-1135.

　　［6］ 侯書勝, 王書平. ESD EMP對單片機(jī)的輻照效應(yīng)實(shí)驗(yàn)及加固方法［J］. 電子技術(shù)應(yīng)用, 2002,28(2): 20-22.

　　［7］ USAF. MIL STD1541A. Electromagnetic compatibility requirements for space system［S］. Washington, Department of the Air Force, 1973.

　　［8］ ECSS E ST 10 03C. Space engineering testing［S］. Noordwijk, Netherlands, 2012.

　　［9］ GJB 573A 1998.引信環(huán)境與性能試驗(yàn)方法［S］. 1998.

　　［10］ GJB 1389A 2005.系統(tǒng)電磁兼容性要求［S］. 2005.

　　［11］ 師立勤. 低軌道航天器輻射環(huán)境和表面充電效應(yīng)研究［D］. 合肥: 中國科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2011.

　　［12］ 原青云,孫永衛(wèi),劉存禮.空間環(huán)境下航天器材料表面帶電性能試驗(yàn)方法［J］.高電壓技術(shù),2014, 40(6): 1644-1649.

　　［13］ 張虹, 王慶康, 徐勤衛(wèi). 電磁場數(shù)值模擬TLM算法及其應(yīng)用［J］. 電訊技術(shù), 2002, 3(5)： 59-65.

　　［14］ 王玲桃, 李念生. TLM法及其一維模型的構(gòu)造方法［J］. 電力學(xué)報(bào), 2002, 17(1):79.

　　［15］ HOEFER W J R. The transmissionline matrix methodtheory and application［J］. IEEE Transaction on Microwave Theory and Techniques, 1985, 33(10): 882-893.

　　［16］ 黃立洋, 陳曉寧, 郭飛, 等. 直升機(jī)雷電間接效應(yīng)數(shù)值仿真研究［J］. 強(qiáng)激光與粒子束, 2015, 27(8): 176-181.

　　［17］ 盛松林, 畢增軍, 田明宏, 等. 一個(gè)新的IEC61000 4 2標(biāo)準(zhǔn)ESD電流解析表達(dá)式［J］. 強(qiáng)激光與粒子束, 2003,15(5): 464-466.

　　［18］ IEC 61000-4-2.Electromagnetic compatibility(EMC)Part 42: testing and measurement techniqueselectrostatic discharge immunity test［S］. 2002.