近年来，随着国内外在轨卫星数量及种类的增加，充放电效应引起的故障已经开始凸显[1]。美国NASA研究结果表明，处于地球同步轨道高度的航天器由于卫星表面带电产生的静电放电峰值电流高达100 A，脉冲宽度达到ms级，相应的射频电场可达1 000 V/m或更高，离放电点30 cm处的峰值场强甚至可以达到1 200 V/m[2]。
2007年，NASA统计了4家权威机构数据库，表明在全球共发生的326起空间环境引发的卫星故障中，充放电效应占54.2%[3]。近年来，随着中国在轨卫星数量及种类的增加，充放电效应引起的问题也已经开始凸显，自2002年以来，中国已发生多起因充放电效应引起的卫星问题，破坏了卫星的供电电路，使卫星无法正常工作[4-8]。由此可以看出，静电放电以及大电流、强电场效应已成为导致国内外卫星在轨故障的重要原因之一。
另外，研究人员对空间航天器表面静电放电情况进行统计, 发现很多放电是在充电环境并不严重的情况下发生的[9-13]。美国国家地球物理数据中心(NGDC)统计的1 000多起航天器充放电事件中, 有近百起充放电事件与空间等离子体环境扰动无关; 对中国在轨运行航天器的173起静电放电事件分析时, 发现有29起事件不清楚放电的原因[14-20]。由于空间辐射环境时刻存在，航天器在轨运行期间会受到静电放电和二次电子倍增导致的微放电等自然危害源的影响。静电放电产生的瞬间电流会使航天器表面材料氧化或击穿，从而造成通讯和导航等系统受到严重干扰，甚至故障。因此复杂的空间电磁环境可能是诱发航天器表面静电放电的诱因之一[21-25]。同时，在2004年7月电子暴事件中发现，卫星介质内部充电进而导致ESD(Electro Static Discharge)发生也是影响航天器在轨运行的重要因素[25-29]。
当前，复杂电磁环境对航天器的影响逐渐引起了人们的高度重视，尤其是强电磁场对航天器的干扰效应更是当前面临的重大课题。但对于强电磁场诱发静电放电的相关研究仍处于初级阶段。文献[30-34]开展了静电放电电磁脉冲诱发真空电晕放电试验研究，获得了不同气压下电磁脉冲辐照诱发电晕放电的阈值电压、电流波形、放电区域辐射场等特证参数，但是对诱发放电的机理分析相对较少、研究对象单一。
本文利用新研制的试验系统和测试样品，对强电磁场环境下的诱发放电机理、规律进行了初步的探索，得出了大气环境下材料表面的带电特点及诱发放电的基本规律，对于强电磁场环境下航天器在轨运行安全防护措施的研究具有重大意义。
1 试验装置 1.1 放电电极测试样品制备放电电极模拟结构主要由新研制的测试样品及直流高压电源两部分组成。试验测试样品(如图 1所示)包括放电针、金属球、绝缘可旋转圆环、刻度盘(图 1中2、11、12、13)、支撑杆、支撑架(图 1中3、4、5、6、7)、底座等7部分14件。金属球为直径5 cm的不锈钢空心球体，放电针为直径3 mm、长度4 cm钢材料针，放电针尖端距球面有0.1~1 cm的可调间距，除针-球结构外，其余部件均为尼龙材料制成。放电模拟装置整体高度可实现20~30 cm连续可调。此测试样品的主要优点为针对复杂电磁环境(耦合效应、辐射频率、极化方向未知)可模拟不同位置、不同方向上的针-球电极结构，能够满足不同的试验测试需求。
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| 图 1 测试样品结构图 Fig. 1 Test sample structure diagram |
新研制的诱发空气式静电放电试验系统(如图 2所示)主要由3部分12组件组成：静电放电模拟器(ESD，图 2中1、2、3、4)、放电电极模拟结构(测试样品、直流高压电源，图 2中6、12)、放电检测装置(电流探头、示波器、场强测试探头、光电转换器、衰减器，图 2中11、9、7、8、10)。其中，高压源采用GLOW 28720直流高压电源；示波器采用美国泰克公司的Tektronix TDS7404B型数字存储示波器，其采样频率为20 GHz，实时带宽4 GHz；电流探头采用美国泰克公司RMS CAT探头，其采样标准为1 mA/mV；静电放电模拟器选用ESS-200AX型ESD模拟器。
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| 图 2 诱发放电试验系统 Fig. 2 Test system of induced discharge |
试验过程对地线回路采取过流保护措施，防止因电流过大导致示波器等测试装备损坏。如图 2所示，地线回路接有60 dB衰减器(如图 2中10所示)，接有采样标准为1 mA/mV的电流探头(如图 2中11所示)。
该试验采用新研究的诱发空气式静电放电试验系统，将静电电磁脉冲辐射场作为模拟空间辐射的基本场；将静电放电模拟装置(针-球电极)作为模拟空间装备上可能存在的相似结构，通过辐射场对电极放电的诱发效应，测试诱发静电放电的电流信号值，从而分析研究不同场诱发的规律及放电信号的大小，为静电抗干扰防护及加固设计提供基本试验支撑。
1.3 试验方法参照国际电工委员会标准IEC 61000-4-2，放电枪分别对水平耦合板和垂直耦合板进行放电产生静电放电辐射场，将该辐射场作为强电磁场作用于电极结构。电极模拟结构放置于水平耦合板上(如图 3所示)。放电枪选取1~6共6个不同位置(如图 3所示)，并从1~6逐次接近电极结构，根据放电枪距电极结构的距离不同，来实现电磁脉冲辐射场在电极结构上不同大小的场强。
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| 图 3 放电装置位置图 Fig. 3 Location diagram of discharge device |
在无任何外场作用的情况下，通过调整直流高压源，使得电极结构刚好发生放电，此时的高压源电压即为自持放电阈值。降低高压源电压到0 kV，连续发射静电电磁脉冲场，持续60 s，在电磁脉冲场的持续作用下，调整直流高压源电压，直到电极发生放电，此时的高压源电压即为该条件下的诱发放电阈值。降低高压源电压至自持放电阈值以下1~2 kV，在不同大小的静电电磁脉冲场的辐照情况下，研究诱发的频率，通过大量重复试验，获得相关诱发放电规律。
本试验在环境湿度41%±2%、温度20.1±0.5℃的恒温恒湿条件下进行。选取放电间隙(针尖距球面距离)为2 mm，放电电极水平面高度为(放电结构距水平耦合板垂直距离)38 cm，放电枪位置(指放电枪所在位置与位置1的实际距离)分别选取0、20、40、60、80、94 cm等6个位置(如图 3所示)，采用水平耦合板和垂直耦合板两种耦合方式，在每种耦合方式和放电枪位置组合情况下，放电枪电压(静电放电模拟器电压)分别取17、20、23、26、28、33 kV等6种电压，高压源电压(连接针-球电极结构的高压源电压)取4.7、4.8、5.0、5.2、5.5 kV等5个电压进行了试验，对每一种组合重复进行5次试验，取试验结果的平均值，用以分析诱发放电电压、高压源电压、放电频率等几个参数之间的关系。试验过程中严格控制温度和湿度，以保证试验具有良好的重复性。
试验的测量手段主要是采取电流探头对放电地线回路上的信号进行采集，观察放电电流信号的基本波形，从而研究不同条件下，不同场对电极放电的基本影响，总结其阈值特性和诱发特性规律。
2 试验结果及分析 2.1 诱发放电的判定图 4(a)为水平耦合板，高压源电压为0 kV、放电枪电压为33 kV情况下位置4处的电流波形图；图 4(b)为垂直耦合板，高压源电压为0 kV、放电枪电压为33 kV情况下位置4处的电流波形。
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| 图 4 高压源电压为0 kV、放电枪电压为33 kV、位置4处的水平和垂直耦合电流波形 Fig. 4 Horizontal and vertical coupling current waveform with an high voltage source of 0 kV, discharge gun voltage of 33 kV and at position 4 |
由图 4可知，在高压源电压为0 kV的情况下，此时示波器显示波形为放电枪放电产生电磁脉冲场在导线上产生的感应电流波形，感应电流和放电电流波形有明显区别，因此，这是判定是否有放电现象发生的根本依据。
图 5为放电枪电压为0 kV，高压源电压为5.7 kV时位置4的火花放电电流波形图。试验过程中，放电枪电压为0 kV的情况下，当高压源电压调至5.7 kV时空气击穿产生火花放电，低于5.7 kV时能看出明显的电晕放电，但空气未击穿，未产生火花放电，由此可知5.1 kV为该条件下的火花放电阈值电压。
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| 图 5 高压源电压为5.7 kV、放电枪电压为0 kV、位置4处电流波形 Fig. 5 High voltage source is 5.7 kV, discharge gun voltage is 0 kV, and position 4 current waveform |
图 6为高压源电压为5.3 kV、放电枪电压为33 kV、放电枪位置在位置4处时的诱发放电电流波形图。试验中，当高压源电压为5.3 kV、放电枪为0 kV时，无放电电流产生。高压源电压保持不变，逐渐加大放电枪电压，当放电枪电压调至33 kV时，发生放电现象，波形如图 6所示。
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| 图 6 高压源电压为5.3 kV、放电枪电压为33 kV、位置4处电流波形 Fig. 6 Current waveform with an high voltage source of 5.3 kV, a discharge gun voltage of 33 kV, and at position 4 |
图 5是没有外场感应时高压源直接加压产生的放电信号，与图 6相比，图 6中后半部分信号与图 5中信号一致，而前半部分信号则与图 4信号相似，即为外界场的感应信号。
根据图 5和图 6的波形对比可知，两者波形有相同和不同之处，且对比明显。从图中即可看出，在外场的感应信号作用下，随即发生静电放电，因此判定图 6波形为诱发放电电流信号。
图 7为高压源电压为5.5 kV、放电枪电压33 kV、放电枪位置在位置2处时诱发放电电流波形图。从图 6和图 7中可以看出，外场源与电极距离不同，所产生的诱发放电时域上延迟时间不同。
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| 图 7 高压源电压为5.5 kV、放电枪电压为33 kV、位置2处电流波形 Fig. 7 Current waveform with an high voltage source of 5.5 kV, a discharge gun voltage of 33 kV, and at position 2 |
本文主要给出了静电放电模拟器作用100次正极性放电情况下的典型诱发特性相关参数关系(如图 8所示)。根据上述理论分析，辐射源与电极距离的不同表现为作用于电极的场强大小不同，不同的场强在放电极间产生的效应也不尽相同，场叠加效应引起的空气电离程度也大不相同，因此，诱发阈值也会随着强场的不断增大而减小。对比前述理论分析，场的迭加效应对诱发放电的基本特性影响很大，主要反应在空气介质击穿阈值的降低，从而提高了诱发的可能性。
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| 图 8 水平和垂直耦合板诱发频率与放电枪电压之间的关系 Fig. 8 Relationship between induction frequency and discharge gun voltage of horizontal and vertical plates |
由图 8(a)可知，高压源施加电压为5.5 kV，在静电电磁脉冲(电磁辐射发生装置)对水平耦合板作用100次的情况下，随着静电电磁脉冲发射点位置在0~100 cm(如图 3的位置1~6)不断变化，放电频率大致呈不断降低趋势；在静电电磁脉冲发射点位置不变的情况下，随着发射电压不断增高，放电频率呈增高趋势。
由图 8(b)可知，高压源施加电压为5.2 kV，在静电电磁脉冲(电磁辐射发生装置)对垂直耦合板作用100次的情况下，随着电磁脉冲发射点位置的变化，诱发放电频率在40 cm(位置3)前变化不明显。
图 8(b)中，电磁脉冲发射位置在40~60 cm之间改变时，诱发放电频率明显增高；在电磁脉冲发射位置不变的情况下，40 cm之前，放电频率变化较小，40 cm以后，放电频率呈明显上升趋势。
通过分析，造成上述趋势的主要原因是：由于位置的接近或者电压的增高，使得电磁脉冲在放电电极处所产生的场在极间进行迭加，使空气电离度增大，从而使空气更加容易击穿形成放电通道，导致放电频率不断增大。
由图 9(a)可知，高压源电压为5.0 kV时，水平耦合板，在放电枪电压为26 kV之前，系统未发生放电现象，在26 kV以后，放电频率随着放电枪电压增高呈线性递增趋势；垂直耦合板，在放电枪电压为20~28 kV之间，放电频率曲线呈大致线性递增趋势，斜率较大，在28 kV以后，放电频率变化较慢，斜率变小。
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| 图 9 外加5和4.8 kV时，位置4处诱发频率与放电枪电压之间的关系 Fig. 9 Relationship between induction frequency at position 4 and discharge gun voltage when 5 and 4.8 kV applied voltage is added |
由图 9(b)可知，在高压源电压为4.8 kV时，垂直耦合板，在放电枪电压为23 kV之前，放电频率曲线递增缓慢，在23~29 kV之间，放电频率变化明显，29 kV之后放电频率又出现变化较慢的现象；水平耦合板，随着放电枪电压变化，系统未出现放电现象。高压源电压在4.7 kV时，无论垂直耦合板还是水平偶合板，放电枪电压不断变化过程中，系统未出现放电现象，与图 9(a)中的现象相比较，可以确定4.7 kV为该系统的诱发阈值。
2.3 诱发机理分析诱发放电的基本过程为：随着高压源电压的不断增高，使得带电体尖端电荷不断积累，首先形成电晕放电，继续增加高压源电压就会击穿空气，形成火花放电。当高压源处于电晕放电电压时，此时在外加场的作用下，使空气电离度增加，击穿空气形成通道，从而产生火花放电。因此，诱发放电即为先电晕放电再到火花放电的过程。
由于试验所使用的是高压直流电压源，因此，在高压电源不断给放电尖端施加电压的过程中(未达到击穿场强)，所产生的带电粒子在场中到处飘荡，最终积累起来，形成瞬态的或稳定的空间电荷，在某种条件下，空间电荷达到稳定状态。当外加场作用在放电间隙的时候，空间粒子产生电离，发生空气击穿，产生火花放电。
由前面分析可知，诱发放电的基本条件是E外+ Ei+ Ee≥ Ec，其中，E外是指外界任意一个场强；Ei是指在外场作用下电极间隙处产生的感应场强，该感应场强的大小跟电极的间距、电极的整体结构有关；Ee是指在高压源持续作用下电极间隙产生的高压静电场；Ec是指诱发阈值场强，该阈值是与外界条件有关的一个定值。当高压电源电压一定的情况下，增加外加电场的强度便可以诱发放电；当外加电场强度一定的情况下，增加高压源的电压到一定的值便可以诱发放电；由于火花放电产生的等离子体也会影响诱发的条件，但由于在外场及高压源所产生的场强一定的情况下，等离子体产生的影响相对较小，这里不作为主要的影响条件进行分析。
3 结论1) 设计了静电电磁脉冲诱发空气式静电放电试验系统，对针-球电极进行了放电测试，并对相关数据进行了分析，一定条件下，随着放电枪位置与电极之间距离的减小(电极处场强增大)，诱发放电次数逐渐增多。
2) 对于水平耦合板，当放电枪电压为20、23、26 kV时诱发放电次数与放电枪位置与电极之间距离关系不明显, 当放电枪电压为28、33 kV时诱发放电次数随放电点与间隙之间距离的减小而减小。
3) 相同的外部条件下，用垂直耦合板诱发放电的频次明显大于水平耦合板，其诱发能力强。当外加电压为4.7 kV时, 不能诱发放电，大于4.7 kV时发生诱发放电现象，说明4.7 kV为该装置的诱发阈值。
4) 上述试验充分表明了诱发放电现象确实存在，周围环境中不同的电磁脉冲对不同电极结构呈现不同的诱发特性。由此可见，诱发放电效应已经不可避免地成了当前电路静电安全防护及加固设计的重要课题。
本文研究能够为航天器的防静电安全技术提供基础的理论及试验依据，为实现防护技术的研究及探索奠定重要基础。
| [1] |
刘业楠, 赵华, 易忠, 等. 空间站带电效应分析及对策[J]. 载人航天, 2013, 19(5): 6-12. LIU Y N, ZHAO H, YI Z, et al. Analysis of electrification effect of space station and countermeasures[J]. Manned Space Flight, 2013, 19(5): 6-12. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (10) | Click to display the text | |
| [2] | GARRETT H B. Mitigation in-space charging effects-A guideline[S]. Washington, D.C.: NASA, 2011. |
| [3] | MIYAKE H, HONJOH M, MARUTA Y. Space charge accumulation in polymeric materials for spacecraft irradiated electron and proton[C]//Annual Report Conference on Electrical Insulation and Dielectric Phenomena, 2007: 763-766. |
| [4] |
原青云, 孙永卫, 张希军, 等. 航天器带电理论及防护[M]. 北京: 国防工业出版社, 2016. YUAN Q Y, SUN Y W, ZHANG X J, et al. Theory and protection of spacecraft electrification[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2016. (in Chinese) |
| [5] | LANZEROTTI L J, BREGLIA C, MAURER D W, et al. Studies of spacecraft charging on a geosynchronous telecommunications satellite[J]. Advancese in Space Research, 1998, 22(1): 79-82. |
| Click to display the text | |
| [6] | ROSEN A. Spacecraft charging: Environment induced anomalies: AIAA-1976-03[R]. Reston, VA: AIAA, 1975. |
| [7] | LAI S T. A survey of spacecraft charging events: AIAA -1998-1427[R]. Reston, VA: AIAA, 1998. |
| [8] | MCCOLLUM M B, NEERGAARD L F. Spacecraft charging effects program at Marshall Space Flight Center: AIAA-1996-1636[R]. Reston, VA: AIAA, 1996. |
| [9] | WHITTLESEY A, GARRETT H. Avoiding problems caused by spacecraft on-orbit internal charging ellects: NASA-HDBK-4002[S]. Washington, D.C.: NASA, 1999. |
| [10] |
张悦, 刘尚合, 胡小锋, 等. 电晕放电辐射信号的探测系统与识别方法[J]. 高电压技术, 2014, 40(9): 2813-2819. ZHANG Y, LIU S H, HU X F, et al. Detection system and identification method of corona discharge radiation signal[J]. High Voltage Engineering, 2014, 40(9): 2813-2819. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (12) | Click to display the text | |
| [11] |
郝永强, 焦维新, 陈鸿飞. 用蒙特卡罗方法计算2004年7月电子暴事件对星上分系统的内部充电效应[J]. 地球物理学进展, 2009, 24(6): 1937-1942. HAO Y Q, JIAO W X, CHEN H F. Monte Carlo method for calculating the internal charging effect of the July 2004 electronic storm event on the satellite subsystem[J]. Progress in Geophysics, 2009, 24(6): 1937-1942. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (7) | Click to display the text | |
| [12] |
朱立颖, 乔明, 刘业楠, 等. LEO航天器高压大功率太阳电池阵静电放电试验与分析[J]. 航天器工程, 2015, 24(4): 65-70. ZHU L Y, QIAO M, LIU Y N, et al. LEO spacecraft high voltage and high power solar array electrostatic discharge test and analysis[J]. Spacecraft Engineering, 2015, 24(4): 65-70. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (3) | Click to display the text | |
| [13] |
曹鹤飞, 马策一, 刘浩, 等. 电磁场辐照诱发真空电晕放电模拟试验系统[J]. 强激光与粒子束, 2016, 28(8): 112-115. CAO H F, MA C Y, LIU H, et al. Simulated test system of vacuum corona discharge induced by electromagnetic field irradiation[J]. Intense Laser and Particle Beam, 2016, 28(8): 112-115. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [14] |
胡小锋, 刘尚合, 王雷, 等. 尖端导体电晕放电辐射场的计算与实验[J]. 高电压技术, 2012, 38(9): 2266-2272. HU X F, LIU S H, WANG L, et al. Calculation and experiment of corona discharge radiation field of advancedconductor[J]. High Voltage Engineering, 2012, 38(9): 2266-2272. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (19) | Click to display the text | |
| [15] | HAN J, HUANG J G, LIU Z, et al. Correlation of double star anomalies with space environment[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2005, 42(6): 1061-1065. |
| Click to display the text | |
| [16] |
张天平. 兰州空间技术物理研究所电推进新进展[J]. 火箭推进, 2015, 41(2): 7-12. ZHANG T P. New progress of electric propulsion in lanzhou institute of space technology physics[J]. Rocket Propulsion, 2015, 41(2): 7-12. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (16) | Click to display the text | |
| [17] |
SHU T L.航天器带电原理[M].李盛涛, 郑晓泉, 陈玉, 等, 译.北京: 科学出版社, 2015. SHU T L. Electrification principle of spacecraft[M]. LI S T, ZHENG X Q, CHEN Y, et al, translation. Beijing: Science Press, 2015(in Chinese). |
| [18] |
全荣辉, 韩建伟, 黄建国, 等. 电介质材料辐射感应电导率的模型研究[J]. 物理学报, 2007, 56(11): 6642-6647. QUAN R H, HAN J W, HUANG J G, et al. Model study on radiation-induced conductivity of dielectric materials[J]. Acta physica Sinica, 2007, 56(11): 6642-6647. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (16) | Click to display the text | |
| [19] | TANG X J, YI Z, MENG L F, et al. 3-D internal charging simulation on typical printed circuit board[J]. IEEE Transactions on Plasma Science, 2013, 41(12): 3448-3452. |
| Click to display the text | |
| [20] |
许滨, 武占成, 郝永锋, 等. 航天器在轨空间环境研究[J]. 河北科技大学学报, 2011, 32: 9-14. XU B, WU Z C, HAO Y F, et al. Research on spacecraft in orbit space environment[J]. Journal of Hebei University of Science and Technology, 2011, 32: 9-14. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (12) | Click to display the text | |
| [21] |
薛梅.高压砷化镓太阳阵ESD效应及防护技术研究[D].天津: 天津大学, 2007. XUE M. ESD effect of high-voltage gallium arsenide solar array and its protection technology[D]. Tianjin: Tianjin University, 2007(in Chinese). |
| Cited By in Cnki (7) | Click to display the text | |
| [22] |
刘尚合, 魏光辉, 刘直承, 等. 静电理论与防护[M]. 北京: 兵器工业出版社, 1999. LIU S H, WEI G H, LIU Z C, et al. Electrostatic theory and protection[M]. Beijing: Ordnance Industry Press, 1999. (in Chinese) |
| [23] |
黄本诚, 童靖宇. 空间环境工程学[M]. 北京: 中国科学技术出版社, 2010. HUANG B H, TONG J Y. Space environmental engineering[M]. Beijing: China Science and Technology Press, 2010. (in Chinese) |
| [24] | FINCKENOR M M, KAMENETZKY R R, VAUGHN J A, et al. Space environmental effects testing in support of the international space station[C]//38th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston, VA: AIAA, 2000: 1-10. |
| [25] | OKUMURA T, MASHIDORI H, TAKAHASHI M, et al. Temperature effect on primary discharge under simulated space plasma environment[J]. IEEE Transactions on Plasma Science, 2012, 40(2): 345-350. |
| Click to display the text | |
| [26] | ROEDER J L, FENNELL J F. Differential charging of satellite surface materials[J]. IEEE Transactions on Plasma Science, 2009, 37(1): 281-289. |
| Click to display the text | |
| [27] |
李丹明, 陈学康. 空间环境效应与防护技术研究现状与发展设想[J]. 航天器环境工程, 2008, 25(3): 224-228. LI D M, CHEN X K. Research status and development of space environment effect and protection technology[J]. Spacecraft Environmental Engineering, 2008, 25(3): 224-228. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki | Click to display the text | |
| [28] |
冯伟泉. 大型空间地磁亚暴环境地面模拟试验[J]. 航天器环境工程, 2001, 18(4): 33-42. FENG W Q. Ground simulation test of large space geomagnetic substorm environment[J]. Spacecraft Environmental Engineering, 2001, 18(4): 33-42. (in Chinese) |
| [29] | WHITTLESEY A, GARRETT H R. NASA's technical handbook for avoiding on-orbit ESD anomalies due to internal charging effects[C]//Proceedings of the 6th Spacecraft Charging Conference, 2000, 9: 131-134. |
| [30] |
刘海莹.极端条件下介质的抗辐射静电防护技术研究[D].长沙: 国防科技大学, 2005. LIU H Y. Research on anti-radiation electrostatic protection technology of media under extreme conditions[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2005(in Chinese). |
| Cited By in Cnki (1) | Click to display the text | |
| [31] | WILSON J W, NEALY J E, De Angelis G, et al. Deep space environment shielding[C]//Space Technology and Applications International Forum, 2003: 993-1010. |
| [32] |
许滨, 原青云, 武占成, 等. 低气压环境下航天材料静电防护地面模拟[J]. 高电压技术, 2013, 39(12): 2894-2898. XU B, YUAN Q Y, WU Z C, et al. Ground simulation of electrostatic protection for aerospace materials under low pressure environment[J]. High Voltage Engineering, 2013, 39(12): 2894-2898. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (6) | Click to display the text | |
| [33] |
黄本诚, 马有礼. 航天器空间环境试验技术[M]. 北京: 国防工业出版社, 2002. HUANG B C, MA Y L. Space environment test technology for spacecraft[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2002. (in Chinese) |
| [34] |
龚自正, 曹燕, 候明强, 等. 空间环境及其对航天器的影响与防护技术[J]. 数学力学物理学高新技术研究进展, 2008(12): 287-297. GONG Z Z, CAO Y, HOU M Q, et al. Space environment and its influence on spacecraft and protection technology[J]. Advances in High and New Technologies in Mathematical Mechanics and Physics, 2008(12): 287-297. (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (11) | Click to display the text |