太空飛行器結構電位主動控制系統及控制方法
2023-12-09 20:42:16 1
太空飛行器結構電位主動控制系統及控制方法
【專利摘要】本發明公開了一種太空飛行器結構電位主動控制系統及控制方法，該控制系統包括：結構電位監測探頭，用於獲取太空飛行器結構電位，並實時傳回地面；空心陰極，用於發射電子束流；電源單元，用於將太空飛行器一次母線供電轉換成空心陰極運行所需的電壓，然後分別供給空心陰極、控制單元和貯供單元；貯供單元，用於提供空心陰極工作所需的工質供應；控制單元，用於採集電位監測信號，提供空心陰極工作所需的供電及供氣條件，所述控制單元通過信號線路分別與結構電位監測探頭、電源單元和貯供單元連接。本發明採用空心陰極外加陽極發射電子的方法，可以快速降低太空飛行器結構電位；將太空飛行器結構電位保持在0～-5V；且平均功耗小，壽命長，工作穩定性高。
【專利說明】太空飛行器結構電位主動控制系統及控制方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及太空飛行器空間環境效應防護領域，具體涉及一種太空飛行器結構電位主動控制系統及控制方法。
【背景技術】
[0002]太空飛行器在軌運行期間與空間等離子體相互作用會造成結構電位漂移，對地電位穩定性要求較高的測量和測控設備將受到影響。通過主動向空間發射電子的方法，可以有效控制太空飛行器結構電位，保證其在太空飛行器設計要求範圍內。
[0003]太空飛行器結構電位的控制系統必須滿足以下三個條件:
[0004]( I)發射電流Ibeam足夠大，能夠使太空飛行器結構電位在短時間內迅速降低；
[0005](2)功耗小，不影響太空飛行器正常工作；
[0006](3)壽命長，能夠滿足太空飛行器在軌持續工作幾年甚至十幾年，連續點火上千次的需求。
[0007]現有的控制系統不能很好的滿足上述要求。
【發明內容】
[0008]在下文中給出關於本發明的簡要概述，以便提供關於本發明的某些方面的基本理解。應當理解，這個概述並不是關於本發明的窮舉性概述。它並不是意圖確定本發明的關鍵或重要部分，也不是意圖限定本發明的範圍。其目的僅僅是以簡化的形式給出某些概念，以此作為稍後論述的更詳細描述的前序。
[0009]本發明實施例的目的是針對上述現有技術的缺陷，提供一種平均功耗小，壽命長，工作穩定性高的太空飛行器結構電位主動控制系統。
[0010]本發明還提供一種太空飛行器結構電位主動控制方法。
[0011]為了實現上述目的，本發明採取的技術方案是:
[0012]一種太空飛行器結構電位主動控制系統，包括:
[0013]結構電位監測探頭，用於獲取太空飛行器結構電位，並實時傳回地面，所述結構電位監測探頭安裝在太空飛行器結構表面，並與太空飛行器結構地連接；
[0014]空心陰極，用於發射電子束流，所述空心陰極通過氣路與貯供單元連接，所述空心陰極通過電路與電源單元連接；
[0015]電源單元，用於將太空飛行器一次母線供電轉換成空心陰極運行所需的電壓，然後分別供給空心陰極、控制單元和貯供單元；
[0016]貯供單元，用於提供空心陰極工作所需的工質供應，所述貯供單元通過電源線路與電源單元連接；
[0017]控制單元，用於採集電位監測信號，協調貯供單元及電源單元工作，提供空心陰極工作所需的供電及供氣條件，從而完成太空飛行器結構電位控制，所述控制單元通過信號線路分別與結構電位監測探頭、電源單元和貯供單元連接。[0018]本發明還提供一種太空飛行器結構電位主動控制方法，包括以下步驟:
[0019](I)通過結構電位監測探頭獲取太空飛行器結構電位，並將電位監測結果實時傳回地面；
[0020](2)根據任務需求和電位監測結果判斷是否開啟電位控制系統，如需開啟，則上傳開機指令；
[0021 ] (3)接收到開機指令後，控制單元控制電源單元中的加熱電源供電，給空心陰極預
執.[0022](4)然後，控制單元控制貯供單元供氣，同時控制電源單元中點火單元和陽極電源供電，空心陰極發射電子；
[0023](5)最後，控制單元對太空飛行器結構電位測量結果進行判斷，如小於預設值則停止工作，如大於預設值，則執行步驟(4)。
[0024]本發明採用空心陰極外加陽極發射電子的方法，具有以下優點:
[0025]①可以快速降低太空飛行器結構電位；
[0026]②可以將太空飛行器結構電位保持在O?-5V ;
[0027]③平均功耗小，壽命長，工作穩定性高。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0028]為了更清楚地說明本發明實施例或現有技術中的技術方案，下面將對實施例或現有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對於本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動性的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。
[0029]圖1為本發明實施例提供的太空飛行器結構電位主動控制系統組成示意圖；
[0030]圖2為本發明實施例提供的結構電位監測探頭的示意圖；
[0031]圖3為本發明實施例提供的空心陰極的結構示意圖；
[0032]圖4為本發明實施例提供的電源單元組成示意圖；
[0033]圖5為本發明實施例提供的貯供單元組成示意圖；
[0034]圖6為本發明實施例提供的控制單元組成示意圖；
[0035]圖7為本發明實施例提供的太空飛行器結構電位主動控制方法的流程圖。
[0036]附圖標記:
[0037]1-結構電位監測探頭，10-電位傳感頭，11-信號調理模塊；
[0038]2-空心陰極，20-充氣室，21-熱子，22-陰極，23-噴嘴，24-陽極，25-電離室；
[0039]3-電源單元，30-濾波電路，31-陽極電源，32-點火電源，33-加熱電源；
[0040]4-貯供單元，40-高壓貯氣模塊，41-減壓模塊，42-流量調節模塊；
[0041]5-控制單元，50-電源模塊，51-處理器模塊，52-閥門驅動模塊，53-溫度調節模塊，54-電源控制模塊，55-信號檢測模塊，56-遙測模塊，57-通訊模塊；
[0042]6-衛星電位控制單元；
[0043]7-預測處理設備；
[0044]8-—次母線供電；
[0045]9-開關機控制設備；[0046]12-遙測處理設備；
[0047]13-通訊總線；
【具體實施方式】
[0048]為使本發明實施例的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。在本發明的一個附圖或一種實施方式中描述的元素和特徵可以與一個或更多個其它附圖或實施方式中示出的元素和特徵相結合。應當注意，為了清楚的目的，附圖和說明中省略了與本發明無關的、本領域普通技術人員已知的部件和處理的表示和描述。基於本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有付出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本發明保護的範圍。
[0049]參見圖1，一種太空飛行器結構電位主動控制系統，包括:
[0050]結構電位監測探頭1，用於獲取太空飛行器結構電位，並實時傳回地面，所述結構電位監測探頭安裝在太空飛行器結構表面，並與太空飛行器結構地連接；
[0051]空心陰極2，用於發射電子束流，空心陰極2通過氣路與貯供單元4連接，空心陰極2通過電路與電源單元3連接；
[0052]電源單元3，用於將太空飛行器一次母線供電轉換成空心陰極運行所需的電壓，然後分別供給空心陰極2、控制單元5和貯供單元4 ；
[0053]貯供單元4，用於提供空心陰極2工作所需的工質供應，貯供單元4通過電源線路與電源單元3連接；
[0054]控制單元5，用於採集電位監測信號，協調貯供單元及電源單元工作，提供空心陰極3工作所需的供電及供氣條件，從而完成太空飛行器結構電位控制，控制單元5通過信號線路分別與結構電位監測探頭1、電源單元2和貯供單元4連接。
[0055]本發明利用發射電子方法控制太空飛行器結構電位，能夠快速降低太空飛行器結構電位。
[0056]參見圖2，結構電位監測探頭I包括電位傳感頭10和信號調理模塊11，信號調理模塊11連接電位傳感頭10，信號調理模塊11用於連接衛星電位控制單元6。
[0057]本發明結構電位監測探頭安裝於衛星表面並與結構地通過高阻連接，通過信號線與衛星電位控制單元相連，結構電位監測探頭負責完成衛星懸浮電位傳感，並將傳感信號變換為衛星電位主動控制系統規定的模擬信號，衛星電位控制單元通過對其提供的傳感信號檢測，最終計算獲得整星絕對電位，測量結果通過遙測模塊傳回地面為主動電位控制提供依據。
[0058]參見圖3，空心陰極2包括充氣室20、熱子21、陰極22、噴嘴23、陽極24及電離室25，充氣室20與電離室25 —側相通，電離室25另一側的內部設有噴嘴23，電離室25內部的上下兩端設有陰極22，電離室25外部的上下兩端設有熱子21，電離室25的外部設有與陰極22相對應的陽極24，充氣室20連接貯供單元，陰極22與陽極24連接電源單元。
[0059]本發明空心陰極負責完成衛星電位主動控制系統電子束流弓丨出，從而完成整星電位控制功能。
[0060]參見圖4，電源單元3包括濾波電路30、陽極電源31、點火電源32、加熱電源33，濾波電路30分別連接陽極電源31、點火電源32及加熱電源33，陽極電源31、點火電源32及加熱電源33並聯後，一端用於與衛星電位控制單元6相連，另一端與空心陰極2相連，濾波電路30分別連接控制單元和貯供單元。
[0061]本發明電源單元主要功能是將太空飛行器一次母線供電轉換成空心陰極運行所需的各種電壓，然後分別供給空心陰極、控制單元和貯供單元，其具體功能說明如下:
[0062]a.將太空飛行器一次母線供電變換為電位主動控制器所需的3路供電；
[0063]b.提供各路供電輸出的電壓和電流遙測接口，控制單元對其供電輸出狀態進行監控；
[0064]c.具備一次母線的短路保護及浪湧抑制功能；
[0065]d.具備各路供電獨立的加斷電控制功能。
[0066]參見圖5，貯供單元4包括依次連接的高壓貯氣模塊40、減壓模塊41與流量調節模塊42，流量調節模塊42連接空心陰極2，高壓貯氣模塊40、減壓模塊41與流量調節模塊42分別用於與衛星電位控制單元6相連，高壓貯氣模塊40用於連接預測處理設備7，高壓貯氣模塊40分別連接電源單元和控制單元。
[0067]本發明貯供單元負責提供空心陰極工作所需的工質供應，通過氣路與空心陰極連接，通過信號線路與控制單元連接，通過電源線路與電源單元連接。
[0068]參見圖6，控制單元5包括電源模塊50和處理器模塊51 ；
[0069]處理器模塊51通過總線分別連接閥門驅動模塊52、溫度調節模塊53、電源控制模塊54、信號檢測模塊55、通訊模塊57和遙測模塊56，遙測模塊56連接電源控制模塊54、閥門驅動模塊52、通訊模塊57和信號檢測模塊55，通訊模塊57連接信號檢測模塊55、閥門驅動模塊52和電源控制模塊54，閥門驅動模塊52連接溫度調節模塊53、電源控制模塊54和信號檢測模塊55，溫度調節模塊53連接電源控制模塊54和信號檢測模塊55，電源控制模塊54連接信號檢測模塊55;
[0070]電源模塊50用於為各模塊供電，電源模塊50分別連接處理器模塊51、閥門驅動模塊52、溫度調節模塊53、電源控制模塊54、信號檢測模塊55、遙測模塊56和通訊模塊57 ；
[0071]電源模塊50用於連接一次母線供電8和開關機控制設備9 ；
[0072]遙測模塊56用於連接遙測處理設備12 ；
[0073]通訊模塊57用於連接通訊總線13。
[0074]結構電位監測探頭I連接電源模塊50、處理器模塊51、遙測模塊56、通訊模塊57、閥門驅動模塊52、溫度調節模塊53、電源控制模塊54和信號檢測模塊55，電源單元3連接信號檢測模塊55 ;貯供單元4連接閥門驅動模塊52、溫度調節模塊53和信號檢測模塊55。
[0075]本發明控制單元與結構電位監測探頭、電源單元和貯供單元通過信號線路連接，負責採集電位監測信號，協調貯供單元及電源單元工作，提供空心陰極工作所需的供電及供氣條件，從而完成太空飛行器結構電位控制，同時通過與太空飛行器上其他設備之間的通訊總線、開關機及一次母線供電接口，實現電位控制系統與太空飛行器之間的供電、數據交換及開關機和狀態信息交換。
[0076]控制單元主要功能如下:
[0077]a協調電位主動控制系統內部的電源單元與貯供單元工作，從而通過空心陰極發射束流完成衛星電位的主動控制；
[0078]b通過通訊總線實現電位主動控制系統與太空飛行器上其他設備的數據交換，從而完成衛星電位主動控制系統控制及狀態檢測；
[0079]c提供結構電位監測探頭供電，並完成結構電位監測探頭輸出的太空飛行器結構電位表徵信號的測量及數據處理，從而獲取太空飛行器絕對電位數據；
[0080]d通過控制貯供單元閥門通斷，實現電位主動控制器工質輸出及關斷，並通過對貯供單元內部部件溫度及壓力控制完成其輸出流量的調節，從而提供空心陰極穩定的工質供應；
[0081]e通過控制電源單元各組成模塊的協調動作，從而提供等空心陰極不同工況下的供電需求，從而為空心陰極工作提供穩定的供電；
[0082]f通過控制系統內部的一次母線開關機接口，太空飛行器加斷電裝置完成太空飛行器電位主動控制系統開關機操作；
[0083]g提供主動電位控制系統相關的遙測信號。
[0084]本發明還提供一種太空飛行器結構電位主動控制方法，包括以下步驟:
[0085]參見圖7，SlOl:獲取結構電位:
[0086]通過結構電位監測探頭獲取太空飛行器結構電位，並將電位監測結果實時傳回地面；
[0087]S102:地面上傳工作指令:
[0088]根據任務需求和電位監測結果判斷是否開啟電位控制系統，如需開啟，則上傳開機指令；
[0089]S103:空心陰極預熱:
[0090]接收到開機指令後，控制單元控制電源單元中的加熱電源供電，給空心陰極預
執.[0091]S104:空心陰極發射電子:
[0092]然後，控制單元控制貯供單元供氣，同時控制電源單元中點火單元和陽極電源供電，空心陰極發射電子；
[0093]S105:結構電位小於預設值:
[0094]最後，控制單元對太空飛行器結構電位測量結果進行判斷，如小於預設值則停止工作，如大於預設值，則執行步驟S104。
[0095]S106:關閉電位控制系統
[0096]結構電位達到調節要求，則關閉電位控制系統。如需要再調節時，重複步驟SlOl。
[0097]進一步的，空心陰極預熱的時間為4-8分鐘。優選地，空心陰極預熱的時間為6分鐘。
[0098]預熱時間越短越節省工質氣體，但點火成功率越低，為了兼顧工質氣體的利用率和保證點火成功率，通過分析多次地面試驗結果後選擇6分鐘，既節省工質氣體，又保證了點火成功率。
[0099]本發明提出一種基於空心陰極外加陽極發射電子的太空飛行器結構電位主動控制系統，可通過發射幾安培量級的電子束流，將太空飛行器結構電位控制在預定範圍內。
[0100]本發明的太空飛行器結構電位控制系統的工作原理:
[0101]太空飛行器結構電位是指太空飛行器作為一個整體懸浮在空間中，其結構相對於空間等離子體的電位，一般情況下，結構電位為負電位。通過結構電位監測探頭可以實時監測太空飛行器結構電位，監測結果通過控制單元的遙測模塊可以返回地面，根據實際需要，地面通過遙測信號控制太空飛行器結構電位控制系統開始工作。控制單元受到地面工作指令後，控制電源單元加熱電源供電，空心陰極預熱，預熱6分鐘控制貯供單元供氣，點火電源供電，空心陰極開始電離工質氣體，陽極電源供電，將等離子體中的電子弓I出並發射到空間中，空心陰極向太空飛行器周圍發射的電子，在太空飛行器表面負電位的排斥下，將遠離太空飛行器表面，由於空心陰極的陰極與太空飛行器結構地相連，因此，通過發射電子，可以快速降低太空飛行器結構地電位。然後控制單元根據結構電位監測探頭的監測數據判斷是否停止工作。
[0102]在本發明上述各實施例中，實施例的序號僅僅便於描述，不代表實施例的優劣。對各個實施例的描述都各有側重，某個實施例中沒有詳述的部分，可以參見其他實施例的相關描述。
[0103]本領域普通技術人員可以理解:實現上述方法實施例的全部或部分步驟可以通過程序指令相關的硬體來完成，前述的程序可以存儲於一計算機可讀取存儲介質中，該程序在執行時，執行包括上述方法實施例的步驟；而前述的存儲介質包括:只讀存儲器(Read-Only Memory,簡稱 ROM)、隨機存取存儲器(Random Access Memory,簡稱 RAM)、磁碟或者光碟等各種可以存儲程序代碼的介質。
[0104]在本發明的裝置和方法等實施例中，顯然，各部件或各步驟是可以分解、組合和/或分解後重新組合的。這些分解和/或重新組合應視為本發明的等效方案。同時，在上面對本發明具體實施例的描述中，針對一種實施方式描述和/或示出的特徵可以以相同或類似的方式在一個或更多個其它實施方式中使用，與其它實施方式中的特徵相組合，或替代其它實施方式中的特徵。
[0105]應該強調，術語「包括/包含」在本文使用時指特徵、要素、步驟或組件的存在，但並不排除一個或更多個其它特徵、要素、步驟或組件的存在或附加。
[0106]最後應說明的是:雖然以上已經詳細說明了本發明及其優點，但是應當理解在不超出由所附的權利要求所限定的本發明的精神和範圍的情況下可以進行各種改變、替代和變換。而且，本發明的範圍不僅限於說明書所描述的過程、設備、手段、方法和步驟的具體實施例。本領域內的普通技術人員從本發明的公開內容將容易理解，根據本發明可以使用執行與在此所述的相應實施例基本相同的功能或者獲得與其基本相同的結果的、現有和將來要被開發的過程、設備、手段、方法或者步驟。因此，所附的權利要求旨在在它們的範圍內包括這樣的過程、設備、手段、方法或者步驟。
【權利要求】
1.一種太空飛行器結構電位主動控制系統，其特徵在於，包括: 結構電位監測探頭，用於獲取太空飛行器結構電位，並實時傳回地面，所述結構電位監測探頭安裝在太空飛行器結構表面，並與太空飛行器結構地連接； 空心陰極，用於發射電子束流，所述空心陰極通過氣路與貯供單元連接，所述空心陰極通過電路與電源單元連接； 電源單元，用於將太空飛行器一次母線供電轉換成空心陰極運行所需的電壓，然後分別供給空心陰極、控制單元和貯供單元； 貯供單元，用於提供空心陰極工作所需的工質供應，所述貯供單元通過電源線路與電源單元連接； 控制單元，用於採集電位監測信號，協調貯供單元及電源單元工作，提供空心陰極工作所需的供電及供氣條件，從而完成太空飛行器結構電位控制，所述控制單元通過信號線路分別與結構電位監測探頭、電源單元和貯供單元連接。
2.根據權利要求1所述的太空飛行器結構電位主動控制系統，其特徵在於，所述結構電位監測探頭包括電位傳感頭和信號調理模塊，所述信號調理模塊連接電位傳感頭，所述信號調理模塊用於連接衛星電位控制單元。
3.根據權利要求1所述的太空飛行器結構電位主動控制系統，其特徵在於，所述空心陰極包括充氣室、熱子、陰極、噴嘴、陽極及電離室，所述充氣室與所述電離室一側相通，所述電離室另一側的內部設有噴嘴，所述電離室內部的上下兩端設有陰極，所述電離室外部的上下兩端設有熱子，所述電離室的外部設有與所述陰極相對應的陽極，所述充氣室連接所述貯供單元，所述陰極與陽極連接所述電源單元。
4.根據權利要求1所述的太空飛行器結構電位主動控制系統，其特徵在於，所述電源單元包括濾波電路、陽極電源、點火電源、加熱電源，所述濾波電路分別連接陽極電源、點火電源及加熱電源，所述陽極電源、點火電源及加熱電源並聯後，一端用於與衛星電位控制單元相連，另一端與空心陰極相連，所述濾波電路分別連接控制單元和貯供單元。
5.根據權利要求1所述的太空飛行器結構電位主動控制系統，其特徵在於，所述貯供單元包括依次連接的高壓貯氣模塊、減壓模塊與流量調節模塊，所述流量調節模塊連接空心陰極，所述高壓貯氣模塊、減壓模塊與流量調節模塊分別用於與衛星電位控制單元相連，所述高壓貯氣模塊用於連接預測處理設備，所述高壓貯氣模塊分別連接電源單元和控制單元。
6.根據權利要求1-5任一項所述的太空飛行器結構電位主動控制系統，其特徵在於，所述控制單元包括電源模塊和處理器模塊； 所述處理器模塊通過總線分別連接閥門驅動模塊、溫度調節模塊、電源控制模塊、信號檢測模塊、通訊模塊和遙測模塊，所述遙測模塊連接電源控制模塊、閥門驅動模塊、通訊模塊和信號檢測模塊，所述通訊模塊連接信號檢測模塊、閥門驅動模塊和電源控制模塊，所述閥門驅動模塊連接溫度調節模塊、電源控制模塊和信號檢測模塊，所述溫度調節模塊連接所述電源控制模塊和信號檢測模塊，所述電源控制模塊連接信號檢測模塊； 所述電源模塊連接處理器模塊、閥門驅動模塊、溫度調節模塊、電源控制模塊、信號檢測模塊、通訊模塊和遙測模塊； 所述電源模塊用於連接一次母線供電和開關機控制設備； 所述遙測模塊用於連接遙測處理設備；所述通訊模塊用於連接通訊總線； 所述結構電位監測探頭連接電源模塊、處理器模塊、遙測模塊、通訊模塊、閥門驅動模塊、溫度調節模塊、電源控制模塊和信號檢測模塊，所述電源單元連接信號檢測模塊；所述貯供單元連接閥門驅動模塊、溫度調節模塊和信號檢測模塊。
7.一種太空飛行器結構電位主動控制方法，其特徵在於，包括以下步驟: (1)通過結構電位監測探頭獲取太空飛行器結構電位，並將電位監測結果實時傳回地面； (2)根據任務需求和電位監測結果判斷是否開啟電位控制系統，如需開啟，則上傳開機指令； (3)接收到開機指令後，控制單元控制電源單元中的加熱電源供電，給空心陰極預熱； (4)然後，控制單元控制貯供單元供氣，同時控制電源單元中點火單元和陽極電源供電，空心陰極發射電子； (5)最後，控制單元對太空飛行器結構電位測量結果進行判斷，如小於預設值則停止工作，如大於預設值，則執行步驟(4)。
8.根據權利要求7所述的太空飛行器結構電位主動控制方法，其特徵在於，所述空心陰極預熱的時間為4-8分鐘。
9.根據權利要求 7所述的太空飛行器結構電位主動控制方法，其特徵在於，所述空心陰極預熱的時間為6分鐘。
【文檔編號】H05H1/46GK103786904SQ201310697629
【公開日】2014年5月14日 申請日期:2013年12月17日 優先權日:2013年12月17日
【發明者】史亮, 李得天, 秦曉剛, 陳益峰, 湯道坦, 楊生勝 申請人:蘭州空間技術物理研究所