航天器表面充電到高靜電位會導致靜電放電(ESD)，從而影響甚至破壞衛星電子器件。靜電放電事件大多與各種表面材料之間的差異帶電有關，因此研究不同表面材料在空間的充電電位對于控制航天器表面靜電放電事件至關重要。本文介紹了用于測量表面電位的靜電感應式位監測器的工作原理，并且對探頭部分設計參數的選取進行了數值模擬計算研究，用于設計參數的選取和優化。

　　航天器靜電放電(ESD)與各種表面材料之間的差異帶電密切相關，但是差異帶電直接在軌測量很少，目前只能通過航天器表面材料樣品設備來測量。衛星上搭載過的表面電位傳感器有兩種類型。一類是電荷板分析器(CPA)，此類傳感器搭載在INTELSAT 航天器和印度的GSAT-2 衛星上，其衛星表面充電設備的探頭采用電容分壓原理測量技術監測衛星在軌表面充電事件。另一類方法是利用電場傳感器(SPM)測量表面電場，典型的是P78-2 SCATHA 上搭載的表面電壓監測器(SSPM)，工程試驗衛星V 搭載的電位監測器(POM) 和Defense Satellite　Communication System-III B7(DSCS-III B7)航天器上的表面電壓監測器(SPM)。本文主要研究SPM 類型的探測器。

　　1、SPM 測量原理

　　SPM 設計中考慮的首要因素就是測量不能改變介質材料上累積的電荷，因此高阻抗電場傳感器更有優勢，靜電計多采用高阻抗電場探針。

　　振動電容式儀表探頭電極是一個可振動的金屬片，在振蕩器的驅動下，探頭電極與被測帶電體之間的電容周期性變化，被測帶電體在探頭電極上感應出一個周期性變化的電位信號，因為此信號非常微弱，故采用高阻輸入的阻抗化器來接收信號，再經交流放大和相敏檢波后顯示被測電位。

　　為了達到足夠的精度和分辨率，靜電計多采用主動反饋閉環控制系統使得電場感應探針電位等于被測表面電位，而同步軌道航天器表面差異電位達到-20 kV，所以電路中必然需要一個輸出為±20 kV 的“伺服放大器”，受到質量和功率的限制，這是不可行的。所以SPM 借鑒NASA’sLewis Research Center 表面電壓傳感器(SurfaceVoltage Sensor)的設計，既保留了反饋感應系統的優點，又不需要高電壓。該系統利用組合電極來削弱帶電表面產生的電場，可以通過一個低電壓反饋信號將其削減為零，從反饋信號中輸出測量電壓信號，其原理如圖1 所示。

圖1 SPM 工作原理圖

　　SPM 的工作過程：感應電極在電荷收集板電場中振蕩產生位移電流，正比于電場，電流頻率等于振蕩頻率。此電流信號經過放大處理之后變為電壓信號輸出，同時經由反饋電路施加到補償電極上，此電壓與電極板電壓在感應電極處合成電場為零。一旦電場變為零，則感應電流為零，補償電極上電壓為零，則感應電極只處在電荷收集板電場中，再次出現感應電流，重復上述過程，實現表面電壓的實時監測。

　　通過設置適當的幾何參數比如屏蔽電極和補償電極孔徑以及二者間距等，可以使電荷收集板電壓為補償電極上電壓的200 倍(低量程0 kV~2 kV)、2000 倍(高量程0 kV~20 kV)，感應電極處的微小電壓放大到0 V~10 V 之間輸出，同時反饋給補償電極，輸出的電壓信號×200 即得航天器表面電位。這樣就能將后續電路伺服放大器的輸出由±20 kV 降低到±10 V，從而降低了航天器用表面電位監測器的質量和功耗。

　　SPMs 探測器可以更換前表面樣品材料，通過整體替換絕緣環孔、輸入電極和前表面材料來實現。前表面材料包括但不僅限于Kapton，Kapton上涂導電黑漆，白漆，太陽電池、二次表面散熱鏡和懸浮導體(比如鍺)等，這樣SPM 就可以在軌監測航天器各種表面材料的充電情況。

　　3、結論

　　本文闡述了振動電容式表面電位監測器SPM反饋感應系統的設計原理，并且通過數值模擬計算的方式論證的幾何設計參數與美國FMDS 航天器表面電位監測器的典型參數基本一致，證明我們的計算模型是有效的，在我國研制SPM 的設計過程中可以用于結構設計參數的選取和優化。