顧超超,陳曉寧,林楚

　　(解放軍理工大學 國防工程學院, 江蘇 南京 210007 )

　　摘要：靜電放電（ESD）對航天器安全運行產生巨大影響，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MILSTD1541A規定的靜電放電模型，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的仿真研究。分析了在航天器不同部位產生靜電放電時空間電磁場的分布、航天器內外表面電流的分布及內部不同艙室線纜耦合情況。仿真結果表明：曲率半徑小的部位空間電磁場較高；采用復合材料的航天器表面電流較高；動力艙內線纜耦合電流較大是由于電磁場經尾噴口進入機體。

　　關鍵詞：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［12］。靜電放電產生的寬頻譜和強電場幅度電磁脈沖耦合進飛行器內部，干擾無線電通信和導航系統，引起飛行事故［34］。隨著材料技術的不斷發展，新型復合材料大量運用到航天器中，減少航天器質量的同時增加了電荷的積累。尤其是近年來大規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對空間環境和該環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研究較早，美國通過發射SCATHA系列衛星收集到大量航天器充放電實驗數據。由于通過直接發射實驗衛星進行實驗不僅耗費大而且周期長，受測試設備、測量因子等各種因素影響較大，近年來隨著軟件技術的發展，美國、歐盟和日本相繼開發出NASCAP、SPIS和MUSCAT軟件進行航天器充放電效應仿真計算，中國科學院科學與應用研究中心黃建國、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，根據美軍標MILSTD1541A規定的空間飛行器靜電放電特性，分析在空間環境下航天器發生靜電放電時機體內外空間電磁場分布、表面電流分布及產生的電磁脈沖環境對內部線纜耦合情況，以考驗航天器內部設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，其主要應用于聲波、熱傳導、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，用相互連接的網格來模擬波導結構，網格的節點代表介質物理特性(電阻電容等)，節點之間由連續的傳輸線相連接。TLM矩陣由各個網格節點組成，代表介質物理特性，通過迭代運算研究電磁脈沖在網格中的傳播就可以得到波導結構在不同時間和空間的電磁場時域響應，對時域響應進行傅里葉變換就得到波導結構在寬頻域內的頻率響應。二維TLM法中一個節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為網格連接矩陣，S為節點處脈沖散射矩陣，k、k+1為離散時間間隔，Vr為節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，其節點由3個坐標軸方向并聯和串聯節點交織而成，包括3個串聯節點和3個并聯節點，代表6個場分量，串聯節點表示磁場分量，并聯節點代表電場分量，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合材料。其中機翼和后尾翼采用碳纖維復合材料（CFRP），其電參數為ε= 6.4，σ= 1.5×104 S/m。機身主體結構、外表面蒙皮和機身內部隔板為鋁合金材料，其電參數為ε= 1，σ= 3.56×107 S/m。發動機為鈦合金材料，其電參數為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，在雷達艙與設備艙、設備艙與動力艙、內部隔板與主體結構之間間隔設置長2 cm深1 cm寬1 mm的焊縫。焊縫的存在使靜電放電產生的電磁輻射耦合進入航天器內部，對線纜產生影響。

　　為了模擬航天器在發生靜電放電后產生的電磁環境對內部精密設備產生的影響，根據MILSTD1541A航天器靜電放電地面試驗要求，在模擬真空環境中，將靜電放電電流直接注入航天器表面最可能發生靜電放電的區域。為使靜電放電電流產生回路，本文采用兩根直徑0.3 cm的銅導線，一根導線連接靜電放電位置，通過注入靜電放電電流模擬發生靜電放電。根據靜電放電電流小、只產生局部放電的特點，另一根導線通常設置在距放電點幾厘米遠的表面，為防止產生充電效應，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域或采用導電率較差的復合材料區域發生靜電放電現象，因此本文主要研究機頭、機翼和尾翼處發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IEC6100042中描述靜電放電電流波形的四指數脈沖函數，調整參數得到空間環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生靜電放電后，航天器內部空間不同區域電磁場分布狀況，在航天器外部和內部不同位置設置電磁場探針。同時為研究電磁場通過焊縫耦合進入航天器內部后對內部線纜產生的輻射干擾和靜電電流流經線纜產生的傳導干擾，在內部設備較集中的雷達艙、設備艙和動力艙設置多根線纜，線纜采用無屏蔽銅線，直徑0.3 cm，負載50 Ω。

　　仿真過程中的網格采用六面體網格，總網格數為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，在其內部電磁波不斷反射疊加，產生高頻分量，因此本文設置仿真頻率為0~150 MHz。仿真時間應大于靜電放電電流的半寬度時間與電流流經航天器時間的總和，本文采用仿真時間為200 ns。

2仿真結果分析

　　2.1空間電磁場分布

　　研究航天器表面發生靜電放電時周圍空間電磁場分布的目的是總結電磁場分布規律，為表面材料的靜電防護與內部設備電磁耦合干擾的防護提供依據。靜電電流在2 ns后達到峰值，電流流經機體需要數納秒時間，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域發生靜電放電時，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，當機頭發生靜電放電時，電流通過機頭流向整個機身。隨著時間推移，強電場區向尾翼延伸并產生兩個電場強度明顯增強的區域，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、尾翼邊緣和發動機艙的邊緣處場強較大。同時機翼與尾翼采用了復合材料，復合材料阻抗較大而阻礙電荷積累，使機翼內部電場較小。由圖4可知，空間磁場隨時間分布規律與電場相似，曲率半徑越小的區域磁場強度越大。由表1可知，當機頭發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域以及不同的機身材料而產生變化。圖5為全金屬機身航天器尾翼發生靜電放電時，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，流經機體的通道短，因此對遠離放電區域的部位影響較小。在電流注入點和泄放點，由于電荷來不及發散使電流密度可達數百安培每米。同時在設備艙與動力艙之間存在焊縫，使機身表面電流密度不連續。機翼與尾翼邊緣受邊緣效應影響，產生較高表面電流密度。

　　圖5全金屬機身在尾翼發生靜電放電時不同時間段表面電流分布

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

　　由表2和表3可知，航天器發生靜電放電時，由于趨膚效應，表面電流主要分布在航天器外表面，內表面電流較小。不同部位內表面電流密度大小與放電路徑有關，距放電點越近表面電流密度越大。機翼發生靜電放電時，內表面電流密度較其他路徑產生的內表面電流小，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表面電流分布規律相似，距放電點距離越近，表面電流密度越大。在尾翼發生靜電放電的情況下，金屬機身電流密度較采用復合材料機身小，可見復合材料的應用增加了機體表面電流密度，其靜電防護研究更應關注。

　　2.3內部線纜耦合

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

　　圖6為機翼處發生靜電放電時，動力艙內線纜耦合電流波形。不同的艙室由于其結構不同，電磁場耦合途徑也不同，內部線纜感應到的電流也就不同。根據電磁場理論，動力艙內的電磁環境較復雜，動力艙采用的鈦合金材料對電磁場產生的屏蔽作用使得進入動力艙內部的電磁場主要由外部電磁場透過焊縫和發動機尾噴口產生。從圖6中可以看出感應電流可達10-5 A，且方向不斷變換。

　　表4給出了在不同放電點下，不同艙室內的線纜耦合情況。在不同放電點下，艙室內部電纜耦合電流的規律基本相似，動力艙內線纜耦合電流較雷達艙與設備艙大。尾翼產生靜電放電時各艙室內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部的電磁場能量較大。全金屬機身的航天器尾翼放電較復合材料機身的航天器內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電流小的原因是放電點距機身內部較遠，電磁場能量衰減較多。

3結論

　　根據相關標準，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、易發生靜電放電的部位，同時對比復合材料和金屬材料機身，模擬航天器局部產生靜電放電時對航天器的影響，得到以下結論：

　　（1）靜電放電發生時，航天器空間電磁場的分布與靜電放電電流有關，同一區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域集中在曲率半徑小的機體結構附近（機翼、尾翼和動力艙邊緣），復合材料的運用增強了空間電磁場的強度。

　　（2）航天器表面電流的分布與放電區域有關。放電點附近電流密度較大，可達數百安培。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。在相同位置發生靜電放電的情況下，采用復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，因此采用復合材料的航天器更需關注靜電防護。

　　（3）靜電產生的電磁場通過焊縫與發動機尾噴口耦合進入機體內部，使內部線纜產生感應微安級別電流。復合材料的應用使線纜感應電流增加數倍。

　　參考文獻

　　［1］ 黃建國, 陳東. 不同接地方式的衛星介質深層充電研究［J］. 物理學報, 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］. 微波學報, 2010, 26(S2):6-9.

　　［3］ 王立, 秦曉剛, 李凱, 等. 衛星靜電放電傳導干擾耦合的試驗研究［J］. 宇航學報, 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. 飛機閃電間接效應數值仿真分析［J］. 電波科學學報, 2012, 27(6): 1129-1135.

　　［6］ 侯書勝, 王書平. ESD EMP對單片機的輻照效應實驗及加固方法［J］. 電子技術應用, 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.引信環境與性能試驗方法［S］. 1998.

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

　　［11］ 師立勤. 低軌道航天器輻射環境和表面充電效應研究［D］. 合肥: 中國科學技術大學, 2011.

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

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

　　［14］ 王玲桃, 李念生. TLM法及其一維模型的構造方法［J］. 電力學報, 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. 直升機雷電間接效應數值仿真研究［J］. 強激光與粒子束, 2015, 27(8): 176-181.

　　［17］ 盛松林, 畢增軍, 田明宏, 等. 一個新的IEC61000 4 2標準ESD電流解析表達式［J］. 強激光與粒子束, 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.