本发明涉及一种利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法及系统，属于空间辐射技术领域。本发明的技术方案为：根据螺线管线圈的匝数、电流等参数确定其磁场强度及空间分布；在航天器上不同位置设置一定数目的螺线管线圈，并分析在磁场作用下，航天器局部低能电子辐射环境的变化情况；调整螺线管线圈的参数、位置和布局，确保所关注的局部部位的低能电子辐射环境降低到可接受的水平。
1.利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，其特征在于，包括如下步骤：设计螺线管线圈，选择所述螺线管线圈的参数和布局；所述参数包括尺寸、线圈匝数和通电电流；
给选择的螺线管线圈通电使螺线管线圈产生磁场，根据螺线管线圈的参数确定螺线管线圈产生的磁场在所述航天器三维空间模型中的磁场模型；
在包含磁场模型的航天器三维空间模型中分别统计磁场作用前后航天器局部低能范围的电子辐射环境在航天器被保护面产生的低能电子辐射的变化；若磁场作用后航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求，则使用设计的螺线管线圈；若不满足，则调整螺线管线圈的参数和布局，重新统计磁场作用前后航天器表面低能电子辐射环境的变化，直至航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求；所述航天器被保护面为需要进行磁场屏蔽的航天器表面。
2.根据权利要求1所述的利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，其特征在于，布局的方法为：将八个螺线管线圈分别布置在航天器两块舱板的四个角上；所述两块舱板互相平行，且均与航天器被保护面垂直；位于同一块舱板上的螺线管线圈中的电流方向相同，位于不同舱板上的螺线管线圈中的电流方向相反。
3.根据权利要求2所述的利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，其特征在于：所述螺线管线圈的安装面与被保护面垂直，螺线管线圈的轴线方向与被保护面平行，并与安装面垂直。
4.根据权利要求1～3任一项所述的利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，其特征在于：所述螺线管线圈的匝数不小于100000，螺线管线圈中的电流不小于10A。
5.根据权利要求1～3任一项所述的利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，其特征在于，统计航天器表面低能电子辐射环境的变化的方法为：统计航天器表面低能电子的注入通量，根据所述注入通量计算航天器表面单位面积的电流大小。
6.根据权利要求1～3任一项所述的利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，其特征在于：所述局部低能范围为服从麦克斯韦分布的空间范围。
7.根据权利要求6所述的利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，其特征在于：所述麦克斯韦分布的参数为N＝1.12cm-3，T＝1.2×104eV。
8.根据权利要求1～3任一项所述的利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，其特征在于：所述局部低能范围的粒子发射通量特征为f(θ)＝focosθ，
其中，θ为粒子发射方向与发射面法线方向的夹角，f(θ)为θ方向单位立体角的粒子微-2 -1 -1 -1 -2 -1 -1分通量，单位为cm ·s ·sr ·eV ，f0为粒子微分通量，单位为cm ·s ·eV 。
9.一种根据权利要求1所述的利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法实现的系统，其特征在于，包括：第一模块，设计螺线管线圈，选择所述螺线管线圈的参数和布局；所述参数包括尺寸、线圈匝数和通电电流；
第三模块，给选择的螺线管线圈通电使螺线管线圈产生磁场，根据螺线管线圈的参数确定螺线管线圈产生的磁场在所述航天器三维空间模型中的磁场模型；
第四模块，建立航天器局部低能范围的电子辐射环境模型；
第五模块，分别统计磁场作用前后航天器表面低能电子辐射环境的变化；若磁场作用后航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求，则使用设计的螺线管线圈；若不满足，则调整螺线管线圈的参数和布局，重新统计磁场作用前后航天器表面低能电子辐射环境的变化，直至航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求。
10.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，布局的方法为：将八个螺线管线圈分别布置在航天器两块舱板的四个角上，每块舱板上的螺线管线圈中的电流方向相同，两块舱板上的螺线管线圈中的电流方向相反；
所述螺线管线圈的安装面与被保护面垂直，螺线管线圈的轴线方向与被保护面平行，并与安装面垂直；所述被保护面为需要进行磁场屏蔽的航天器表面；
所述螺线管线圈的匝数不小于100000，螺线管线圈中的电流不小于10A。
利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法及系统
技术领域
[0001] 本发明涉及一种利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法及系统，属于空间辐射技术领域。
背景技术
[0002] 空间中的热等离子体与航天器表面材料相互作用会导致表面充放电效应，充电电流源包括充电电子电流、充电质子电流、二次电子电流、背散射电子电流、光生电子电流、相邻表面由于电阻电容电感差别导致的电流、卫星主动发射的电子或离子电流等。当所有的电流源达到平衡，即总的充电电流等于零的时候，卫星达到最终的充电电位。当航天器相邻表面的相对带电过高时会引发放电，由此产生的电磁脉冲会干扰航天器的正常运行。
[0003] 目前国内外航天器表面电位防护设计，一般均基于对表面材料进行导电化和接地处理，从而确保表面电位满足要求。然而出于对电磁波透过率的要求，部分高电阻率表面材料无法通过有效接地手段降低充电电位，导致这些材料存在带电风险，形成了影响航天器在轨可靠运行的隐患。
[0004] 理论分析和在轨试验均表明，充电电子电流对充电起决定性作用，如果能采取一定的方法，降低充电电子电流，将大大缓解充电效应。由于导致航天器表面充电的主要是低能电子(几十keV量级)，很容易在磁场的作用下发生偏转，因此，考虑用磁场屏蔽的方法缓解航天器局部低能电子辐射环境。
发明内容
[0005] 本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，能够解决航天器部分表面材料无法通过接地等措施降低表面充电电位的问题。
[0006] 本发明的技术解决方案是：利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法，包括如下步骤：
[0007] 设计螺线管线圈，选择所述螺线管线圈的参数和布局；所述参数包括尺寸、线圈匝数和通电电流；
[0008] 建立航天器三维空间模型；
[0009] 给选择的螺线管线圈通电使螺线管线圈产生磁场，根据螺线管线圈的参数确定螺线管线圈产生的磁场在所述航天器三维空间模型中的磁场模型；
[0010] 在包含磁场模型的航天器三维空间模型中分别统计磁场作用前后航天器局部低能范围的电子辐射环境在航天器被保护面产生的低能电子辐射的变化；若磁场作用后航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求，则使用设计的螺线管线圈；若不满足，则调整螺线管线圈的参数和布局，重新统计磁场作用前后航天器表面低能电子辐射环境的变化，直至航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求；所述航天器被保护面为需要进行磁场屏蔽的航天器表面。
[0011] 进一步地，布局的方法为：将八个螺线管线圈分别布置在航天器两块舱板的四个角上；所述两块舱板互相平行，且均与航天器被保护面垂直；位于同一块舱板上的螺线管线圈中的电流方向相同，位于不同舱板上的螺线管线圈中的电流方向相反。
[0012] 进一步地，所述螺线管线圈的安装面与被保护面垂直，螺线管线圈的轴线方向与被保护面平行，并与安装面垂直。
[0013] 进一步地，所述螺线管线圈的匝数不小于100000，螺线管线圈中的电流不小于10A。
[0014] 进一步地，统计航天器表面低能电子辐射环境的变化的方法为：统计航天器表面低能电子的注入通量，根据所述注入通量计算航天器表面单位面积的电流大小。
[0015] 进一步地，所述局部低能范围为服从麦克斯韦分布的空间范围。
[0016] 进一步地，所述麦克斯韦分布的参数为N＝1.12cm-3，T＝1.2×104eV。
[0017] 进一步地，所述局部低能范围的粒子发射通量特征为
[0018] f(θ)＝fo cosθ，
[0019] 其中，θ为粒子发射方向与发射面法线方向的夹角，f(θ)为θ方向单位立体角的粒子微分通量，单位为cm-2·s-1·sr-1·eV-1，f0为粒子微分通量，单位为cm-2·s-1·eV-1。
[0020] 一种根据利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法实现的系统，包括：
[0021] 第一模块，设计螺线管线圈，选择所述螺线管线圈的参数和布局；所述参数包括尺寸、线圈匝数和通电电流；
[0022] 第二模块，建立航天器三维空间模型；
[0023] 第三模块，给选择的螺线管线圈通电使螺线管线圈产生磁场，根据螺线管线圈的参数确定螺线管线圈产生的磁场在所述航天器三维空间模型中的磁场模型；
[0024] 第四模块，建立航天器局部低能范围的电子辐射环境模型；
[0025] 第五模块，分别统计磁场作用前后航天器表面低能电子辐射环境的变化；若磁场作用后航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求，则使用设计的螺线管线圈；若不满足，则调整螺线管线圈的参数和布局，重新统计磁场作用前后航天器表面低能电子辐射环境的变化，直至航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求。
[0026] 进一步地，布局的方法为：将八个螺线管线圈分别布置在航天器两块舱板的四个角上，每块舱板上的螺线管线圈中的电流方向相同，两块舱板上的螺线管线圈中的电流方向相反；
[0027] 所述螺线管线圈的安装面与被保护面垂直，螺线管线圈的轴线方向与被保护面平行，并与安装面垂直；所述被保护面为需要进行磁场屏蔽的航天器表面；
[0028] 所述螺线管线圈的匝数不小于100000，螺线管线圈中的电流不小于10A。
[0029] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0030] 1、可解决目前无法通过接地措施降低表面材料带电的问题。
[0031] 本发明采用人工磁场的方式屏蔽低能电子，实现了非接触式方法降低航天器表面充电电流和电位，解决了部分高电阻率表面材料通过常规接地难以有效降低表面充电电位的问题，降低了航天器表面带电隐患。
[0032] 2、可根据需要决定防护设备的开启和关闭，节省能源。
[0033] 磁暴或地磁亚暴期间，空间低能电子环境恶劣、航天器充电风险大时，可通过本发明开启螺线管电流，从而开启人工磁场，以降低航天器局部低能电子环境。空间环境平静期间，空间低能电子环境缓和、航天器不存在充电风险时，可关闭螺线管电流，关闭人工磁场，从而可以节省航天器能源。
[0034] 3、工作原理决定了措施的高可靠性。
[0035] 本发明通过螺线管加电产生人工磁场的方式降低空间低能电子环境，螺线管工作条件下可有效确保降低航天器带电风险，解决了目前常用航天器表面材料在安装过程中，由于表面导电膜破损、难以检测带来的航天器带电隐患。
附图说明
[0036] 图1是本发明建立的基于磁场屏蔽的表面充电防护技术流程图；
[0037] 图2是屏蔽航天器对地板天线位置的低能电子辐射环境的螺线圈线圈放置方案；
[0038] 图3是各向同性粒子源模型示意图
[0039] 图4是低能电子微分谱
[0040] 图5是低能电子在磁场中运动的仿真示意图
[0041] 图6是图2方案下航天器局部低能电子辐射环境的变化。
具体实施方式
[0042] 下面结合说明书附图进行进一步说明。
[0043] 如图1，利用人工磁场屏蔽航天器局部低能电子环境的方法及系统，具体内容包括以下步骤：
[0044] (1)设计螺线管线圈，调整线圈尺寸、匝数和通电电流等参数，使其在一定空间范围内产生足够的磁场强度；
[0045] (2)建立航天器模型和螺线管线圈的磁场模型；
[0046] (3)建立低能电子源模型；
[0047] (4)通过仿真分析磁场作用前后航天器局部低能电子辐射环境的变化；
[0048] (5)分析磁场作用前后航天器局部表面充电效应；
[0049] (6)调整螺线管线圈参数、数目和布局，重复(4)～(5)，直至目标位置的表面充电效应达到控制要求。
[0050] 具体的技术方案如下：
[0051] (1)确定螺线管线圈及其磁场强度。
[0052] 设计螺线管线圈，选择所述螺线管线圈的参数和布局；所述参数包括尺寸、线圈匝数和通电电流。
[0053] 稳恒电流可以产生磁场，在已知电流的情况下可以采用下面的公式计算磁场：
[0054]
[0055] 其中R为场点到源点的距离，eR为场点到源点的单位矢量，μ0为常量，μ0＝4×π×10-7N/A2，N为螺线管线圈匝数，定义r为坐标原点到场点的矢量，r’为坐标原点到源点的矢量，则 I为电流值，dl’为电流单元的长度。则得到各方向的磁感应强度为：
[0056]
[0057]
[0058]
[0059] 螺线管的直径为10cm，线圈匝数为100000，线圈中电流为10A。
[0060] (2)建立航天器模型和螺线管线圈的磁场模型。
[0061] 建立航天器三维空间模型。航天器模型主要是根据航天器的外形尺寸，建立三维的几何模型，便于在统一的坐标下确定磁场的空间位置和分布等。
[0062] 给选择的螺线管线圈通电使螺线管线圈产生磁场，根据螺线管线圈的参数确定螺线管线圈产生的磁场在所述航天器三维空间模型中的磁场模型。磁场模型则主要根据所选择的螺线管参数，利用(1)中的公式计算不同空间位置的磁感应强度和方向。
[0063] 航天器尺寸为2m×2m×4m，带有2副太阳能电池板，螺线管共8个，分为2组，分布在卫星舱板的+X和-X两块板的4个角上，每块板上的4个螺线管电流方向相同，但+X和-X电流方向相反。所述螺线管线圈的安装面与被保护面垂直，螺线管线圈的轴线方向与被保护面平行，并与安装面垂直。如图2所示。所述航天器被保护面为需要进行磁场屏蔽的航天器表面。所述螺线管线圈的安装面与被保护面垂直，螺线管线圈的轴线方向与被保护面平行，并与安装面垂直。
[0064] (3)建立低能电子源模型
[0065] 建立航天器局部低能范围的电子辐射环境模型。所述局部低能范围为服从麦克斯韦分布的空间范围。空间热等离子体在千米空间范围内满足各向同性和均匀性的特点，各向同性指的是粒子在某点各方向单位立体角内的通量相等，均匀性指的是空间任意点的粒子通量特性相同。为考察人工磁场对实际空间粒子的屏蔽效果，应构建与实际分布一致的粒子空间分布模型。
[0066] 按照余弦定律构建空间低能电子辐射环境，即粒子发射通量特征为[0067] f(θ)＝focos(θ)
[0068] 其中，θ为粒子发射方向与发射面法线方向的夹角，f(θ)为θ方向单位立体角的粒子微分通量，单位为cm-2·s-1·sr-1·eV-1，f0为粒子微分通量，单位为cm-2·s-1·eV-1。采用余弦定律的面源构建空间粒子源时，得到的粒子源的空间分布特征满足均匀性和各向同性。
[0069] 针对空间实际情况和航天器仿真需求，可以采用一定半径的球面源，如图3所示，球面源上任意面微元均按照余弦定律发射粒子。
[0070] 针对空间热等离子体中的电子，采用麦克斯韦分布的粒子谱，粒子谱的结构为：
[0071]
[0072] 其中f0为粒子微分通量，单位为1/(cm2·s-1·eV-1)；N为粒子数密度，单位为cm-3；m为粒子的质量，单位为kg；k为玻耳兹曼常数，v为粒子速度，T为粒子温度，单位为eV。对于空间热等离子体中的低能电子，N＝1.12cm-3，T＝1.2×104eV。采用该公式，可以获得空间低能电子的分布，如图4所示。
[0073] (4)通过仿真分析磁场作用前后航天器局部低能电子辐射环境的变化。
[0074] 分别统计磁场作用前后航天器表面低能电子辐射环境的变化。
[0075] 这部分分析基于带电粒子在磁场中受到洛伦兹力的影响， 其中F为带电粒子受到的洛伦兹力大小，q为带电粒子电量，v为带电粒子速度，B为磁场大小。根据磁场模型确定了空间任意位置的磁感应强度和方向，则可以根据电子径迹实时计算其运动过程中的受力情况和速度改变情况，因此可以求出其径迹变化，当径迹偏出航天器三维模型区域时，即认为该粒子无法打到航天器上。设置足够多的带电粒子，进行上述计算，并统计计算结果，可以获取航天器表面低能电子注入通量和单位面积电流等参数。低能电子在磁场中的运动仿真示意图见图5。
[0076] (5)分析磁场作用前后航天器局部表面充电效应。
[0077] 基于步骤(4)的统计结果进行判断：若磁场作用后航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求，则使用设计的螺线管线圈；若不满足，则调整螺线管线圈的参数和布局，重新统计磁场作用前后航天器表面低能电子辐射环境的变化，直至航天器表面低能电子辐射环境的变化满足设计要求。
[0078] 确定航天器表面低能电子电流密度等参数，则可以利用表面充电分析工具计算航天器表面充电效应，对加磁场前后的充电效应情况进行对比，可以确定磁场的屏蔽效果。
[0079] 针对航天器安置在图2中-Z面的太阳屏，统计入射到该位置的电子电流密度，如图6所示。可以看到单位面积电流从0.35nA/cm2降低到了0.22nA/cm2。单位面积电流降低了
37％，相应充电电位也可发生明显降低。
[0080] 调整螺线管线圈参数、数目和布局，重复(4)～(5)，还可以使得目标位置的表面充电效应达到更高控制要求。
[0081] 按照目前图2中8个螺线管的方案，已经基本可以满足要求。如果对电子电流密度要求更严格，可以采取增加螺线管匝数、螺线管电流、螺线管个数、改变布置位置等措施，再重复(4)～(5)，使得目标位置的表面充电效应达到更高控制要求。
[0082] 本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
