劉 剛 王 簡(jiǎn) 王惠芬

(1 上海衛(wèi)星裝備研究所，上?？臻g環(huán)境模擬與驗(yàn)證工程技術(shù)研究中心，上海 200240)(2 華北電力大學(xué)，北京 102206)

·測(cè)試分析·

衛(wèi)星熱控涂層地面模擬試驗(yàn)與在軌驗(yàn)證比對(duì)分析

劉 剛1王 簡(jiǎn)2王惠芬1

(1 上海衛(wèi)星裝備研究所，上?？臻g環(huán)境模擬與驗(yàn)證工程技術(shù)研究中心，上海 200240)(2 華北電力大學(xué)，北京 102206)

文 摘 衛(wèi)星在軌運(yùn)行期間，熱控涂層要經(jīng)受空間復(fù)雜環(huán)境效應(yīng)的影響，其光學(xué)和熱控性能逐漸下降，影響衛(wèi)星可靠性和壽命。本文利用衛(wèi)星搭載技術(shù)，完成熱控涂層5年的在軌試驗(yàn)，驗(yàn)證空間多因素環(huán)境對(duì)熱控涂層的影響。同時(shí)，利用地面模擬試驗(yàn)裝置，模擬空間質(zhì)子、電子、紫外等5年的輻照劑量對(duì)熱控涂層的作用。對(duì)在軌試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行解讀和分析，并與地面模擬試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比對(duì)。結(jié)果顯示，在搭載試驗(yàn)和地面試驗(yàn)前，熱控涂層太陽(yáng)吸收比(αs)為0.12，經(jīng)5年在軌搭載試驗(yàn)后，αs退化為0.23。經(jīng)地面模擬試驗(yàn)后，αs退化為0.22。搭載試驗(yàn)和地面試驗(yàn)的熱控涂層性能均呈現(xiàn)線性退化規(guī)律，表明在確定的軌道環(huán)境和固定的劑量率條件下，熱控涂層的退化與環(huán)境作用時(shí)間正相關(guān)，同時(shí)驗(yàn)證了地面試驗(yàn)的有效性。

熱控涂層，空間環(huán)境，搭載驗(yàn)證，性能演化規(guī)律

0 引言

作為衛(wèi)星熱控系統(tǒng)的重要組成部分，熱控涂層在空間復(fù)雜環(huán)境條件下的穩(wěn)定性是衛(wèi)星在軌運(yùn)行安全的保證。隨著衛(wèi)星壽命的延長(zhǎng)對(duì)熱控涂層性能的要求也越來(lái)越高，所以準(zhǔn)確判定空間環(huán)境對(duì)熱控涂層的影響，對(duì)衛(wèi)星設(shè)計(jì)具有重要意義[1-3]。目前，針對(duì)熱控涂層的研究主要集中在空間環(huán)境效應(yīng)地面模擬試驗(yàn)方面[4-10]，世界各國(guó)在熱控涂層空間環(huán)境效應(yīng)模擬與評(píng)價(jià)、熱控涂層材料可靠性分析等方面進(jìn)行了大量的工作。但針對(duì)熱控涂層開(kāi)展空間環(huán)境搭載驗(yàn)證，并與地面模擬試驗(yàn)進(jìn)行比對(duì)分析的研究還很少[11-13]，美國(guó)和俄羅斯已經(jīng)將空間環(huán)境損傷效應(yīng)方面所取得的多項(xiàng)成果應(yīng)用于解決衛(wèi)星型號(hào)設(shè)計(jì)、選材等方面。

本文針對(duì)未來(lái)航天器長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)的需求，根據(jù)已完成的熱控涂層在軌搭載試驗(yàn)，通過(guò)在軌搭載試驗(yàn)結(jié)果的分析和解讀，并與地面模擬試驗(yàn)結(jié)果比對(duì)分析，獲取影響熱控涂層性能的敏感因子，確定熱控涂層敏感因子的演化規(guī)律，給出熱控涂層在軌性能退化結(jié)果。研究結(jié)果可為今后長(zhǎng)壽命衛(wèi)星熱控涂層設(shè)計(jì)、壽命預(yù)測(cè)和新涂層研制提供技術(shù)支撐。

1 試驗(yàn)

1.1 試樣制備

選擇F46/Ag熱控涂層為研究對(duì)象，其基體為美國(guó)杜邦公司四氟乙烯-六氟丙烯共聚物(Teflon FEP)薄膜，厚度為50 μm。采用磁控濺射方法在正反表面分別鍍制了ITO導(dǎo)電膜(200 nm)、金屬銀膜(500 nm)、合金防護(hù)膜(450 nm)。試驗(yàn)前測(cè)得涂層的太陽(yáng)吸收比(αs)為0.12 ,其結(jié)構(gòu)組成如圖1所示。

圖1 F46/Ag熱控涂層組成結(jié)構(gòu)圖

1.2 試驗(yàn)方法

空間搭載試驗(yàn)在XX衛(wèi)星上進(jìn)行。根據(jù)搭載任務(wù)設(shè)計(jì)了專用搭載試驗(yàn)裝置(圖2)。

圖2 搭載試驗(yàn)裝置示意圖

F46/Ag熱控涂層蒙覆在裝置表面，測(cè)試面朝向太空，背面安裝溫度傳感器進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)，利用計(jì)算機(jī)數(shù)傳系統(tǒng)進(jìn)行結(jié)果的采集。搭載裝置在衛(wèi)星上的安裝位置如圖3所示，在多層包覆II面的位置，位于衛(wèi)星運(yùn)行方向的前端。

圖3 F46/Ag熱控涂層衛(wèi)星搭載位置

地面模擬試驗(yàn)采用КИФК型空間綜合環(huán)境模擬設(shè)備進(jìn)行，該設(shè)備可模擬空間真空、熱沉、質(zhì)子、電子、紫外輻射等環(huán)境。利用該設(shè)備進(jìn)行等效于衛(wèi)星在軌5年的輻照劑量模擬。F46/Ag光譜吸收比通過(guò)美國(guó)PE公司生產(chǎn)的Lambda 950分光光度計(jì)進(jìn)行測(cè)量計(jì)算獲得。

2 結(jié)果與討論

2.1 熱控涂層在軌搭載驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果

通過(guò)近5年的地面遙測(cè)，測(cè)得F46/Ag熱控涂層溫度變化(圖4)。隨著在軌時(shí)間的延長(zhǎng)，涂層溫度逐漸升高，5年后從最初的240 K升至300 K，增幅達(dá)60 K，這可能是因?yàn)榭臻g環(huán)境造成熱控涂層光學(xué)性能退化所致[4,6]。另外，溫度在升高的過(guò)程中呈周期性波動(dòng)變化趨勢(shì)，可能是由于衛(wèi)星運(yùn)行過(guò)程中太陽(yáng)光照角的變化所致[8]，因?yàn)閮烧叩淖兓芷趲缀跻恢隆?/p>

圖4 F46/Ag熱控涂層在軌運(yùn)行期間溫度與太陽(yáng)光照角變化

2.2 在軌搭載試驗(yàn)數(shù)據(jù)

針對(duì)F46/Ag熱控涂層的熱學(xué)環(huán)境，建立它的熱平衡方程式：

αS×Φ1×S+αS×Φ2×Er0+εh×Φ3×Ei0=

εh×σ×T4

(1)

式中，S為太陽(yáng)常數(shù)，取S=1 353 W/m2；αS為F46/Ag的太陽(yáng)吸收比；Φ1為太陽(yáng)輻射對(duì)F46/Ag的角系數(shù)；Er0為地球表面太陽(yáng)反射強(qiáng)度，Er0=α×S，地球平均反射率α=0.35；Φ2為地球反射對(duì)F46/Ag的角系數(shù)，取0.2；Ei0為地球表面平均紅外輻射強(qiáng)度，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，Ei0=(1-0.35)×0.25×S，可取Ei0=220 W/m2；Φ3為地球紅外輻射對(duì)F46/Ag的角系數(shù)；εh為F46/Ag的半球向紅外輻射率，取εh=0.68；σ為斯-玻常數(shù)，σ=5.67×10-8W/(m2·K4)；T為F46/Ag的溫度。其中，αS為待求解值；S、Er0、Ei0、εh、σ為常數(shù)；T為在軌實(shí)測(cè)值(圖5)；Φ1、Φ3可根據(jù)軌道參數(shù)進(jìn)行計(jì)算獲得。

通過(guò)計(jì)算得F46/Ag熱控涂層的吸收比隨時(shí)間變化的曲線，如圖5所示。由圖可見(jiàn)，經(jīng)5年的空間運(yùn)行，F(xiàn)46/Ag熱控涂層的太陽(yáng)吸收比as由0.12增加到0.23，增加約0.11，增幅達(dá)92%，是熱控涂層在空間環(huán)境下的性能敏感因子。

圖5 F46/Ag熱控涂層在軌運(yùn)行5年的太陽(yáng)吸收比變化

2.3 地面模擬試驗(yàn)比對(duì)

采用空間輻照劑量等效模擬試驗(yàn)方法，利用質(zhì)子、電子、紫外3種空間環(huán)境模擬設(shè)備，進(jìn)行空間綜合環(huán)境模擬試驗(yàn)，輻照總劑量為XX衛(wèi)星在軌5年的總和。地面模擬試驗(yàn)主要考核涂層在空間綜合環(huán)境下的變化規(guī)律，所以太陽(yáng)吸收比測(cè)試是以固定光照角進(jìn)行。測(cè)得的太陽(yáng)吸收比變化如圖6所示，F(xiàn)46/Ag熱控涂層的太陽(yáng)吸收比αS由0.12增加到0.22，增加約0.10，變化趨勢(shì)與前人研究結(jié)果一致[14]。從比對(duì)結(jié)果可見(jiàn)，地面試驗(yàn)與在軌試驗(yàn)變化趨勢(shì)相同，5年總劑量作用后，涂層性能退化結(jié)果相近，驗(yàn)證了地面試驗(yàn)的有效性。但在衛(wèi)星入軌初期，地面模擬試驗(yàn)結(jié)果會(huì)存在突變性退化，在后續(xù)地面模擬試驗(yàn)中應(yīng)予以關(guān)注。

圖6 F46/Ag熱控涂層地面模擬試驗(yàn)與在軌試驗(yàn)結(jié)果比對(duì)

3 結(jié)論

根據(jù)在軌搭載試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析顯示，隨著在軌時(shí)間的延長(zhǎng)，F(xiàn)46/Ag熱控涂層太陽(yáng)吸收比逐漸增大，F(xiàn)46/Ag熱控涂層溫度逐漸升高，并且兩者在變化過(guò)程中呈現(xiàn)出一定的波動(dòng)性。波動(dòng)主要與太陽(yáng)光照角有關(guān)：光照角增大時(shí)，F(xiàn)46/Ag熱控涂層的溫度降低，太陽(yáng)吸收比減?。环粗?，F(xiàn)46/Ag熱控涂層溫度升高，太陽(yáng)吸收比增大。地面模擬試驗(yàn)比對(duì)結(jié)果顯示，5年總劑量作用后，涂層性能退化結(jié)果與在軌趨勢(shì)相同數(shù)據(jù)相近。但在衛(wèi)星入軌初期，地面模擬試驗(yàn)結(jié)果會(huì)存在突變性退化，在后續(xù)地面模擬試驗(yàn)中應(yīng)予以關(guān)注。F46/Ag性能演化成線性規(guī)律，后續(xù)航天器型號(hào)在研制中可借鑒此規(guī)律進(jìn)行設(shè)計(jì)。

[1] 閔桂榮.航天器熱控制技術(shù)[M].北京：科學(xué)出版社,1998:20-156.

[2] 曾一兵,張廉正,于翹.空間環(huán)境下的有機(jī)熱控涂層[J].宇航材料工藝,1997,27(3):18-20.

[3] CHEN Jun,DING Nengwen,LI Zhifeng,et al.Organic polymer materials in the space environment[J].Progress in Aerospace Sciences,2016,83:37-56.

[4] BITETTI G,MARCHETTI M,MILETI S,et al.Degradation of the surfaces exposed to the space environment[J].Acta Astronautica,2007,60(3):166-174.

[5] NAKAYAMA Y,IMAGAWA K,TAGASHIRA M,et al.Evaluation and analysis of thermal control materials under ground simulation test for space environment effects[J].High Performance Polymers,2001,13(3):S433-S451.

[6] JAWORSKE,DONALD A,TUAN GEORGE C,et al.Optical properties of thermal control coatings after weathering,simulated ascent heating,and simulated space radiation exposure[D].NASA 20080025998,2008.

[7] FINCKENOR M,VISENTINE J,ADAM S,et al.Contamination,UV radiation,and atomic oxygen effects on ISS thermal control materials[R].AIAA 2003-1084,2003:1-10.

[8] DEVER JOYCE,MILLER SHARON,MESSER RUSSELL,et al.Exposure of polymer film thermal control materials on the Materials International Space Station Experiment (MISSE)[R].AIAA 2001-4924,2001.

[9] FOGDALL LAWRENCE B,LEET SUE J,WILKINSON MAURICE C,et al.Effects of electrons, protons, and ultraviolet radiation on spacecraft thermal control materials[R].AIAA Thermophysics Conference,Norfolk,1999:1-10.

[10] KENNY MIKE,MCNULTY ROBERT,FINCKENOR MIRIA.Further analysis of thermal control coatings on misse for aerospace applications[R].NASA 20090028808,2009.

[11] FINCKENOR MIRIA M,ZWIENER JAMES M,ALVIS AMY,et al.Thermal control materials on MISSE-6 with comparison to earlier flight data[R].NASA, 20100033232,2010:7-24.

[12] JEAN-CLAUDE GUILLAUMON, ALAIN PAILLOUS.Spacecraft Materials:Comparison Between Flight Results Obtained on LDEF and MIR[R].NASA,19940026540,1994:485-498.

[13] TRIBBLE A C,LUKINS R,WATTS E,et al.Low earth orbit thermal control coatings exposure flight tests:a comparison of u.s. and russian results[R].NASA Contractor Report 467,19950016520,1995:28-52.

[14] FENG Weiquan,DING Yigang,YAN Dekui,et al.Space combined environment simulation test onαSdegradation of GEO satellite thermal control coatings[J].Spacecraft Environment Engineering,2007,24(1):27-31.

Comparative Analysis of Ground Simulation Test Results and In-Orbit Test Results of Satellite Thermal Control Coating Under Space Environment

LIU Gang1WANG Jian2WANG Huifen1

(1 Shanghai Institute of Satellite Equipment,Shanghai Engineering Research Center of Space Environment Simulation and Verification, Shanghai 200240)(2 North China Electric Power University,Beijing 102206)

During in-orbit operation, the optical and thermal control performances of satellite thermal control coating will degrade due to integrated space environment effects and hence has a great impact on reliability and lifetime of satellites.In this paper, an in-orbit experiment of thermal control coatings is carried out for 5 years to investigate the influence of multi-factors environment. And the sensitive factor of coating performance is achieved and then the in-orbit property evolution law and life prediction model are built.Meanwhile, a ground simulation experiment with proton, electron and ultraviolet irradiation factors is carried out to study the influence of those factors on thermal control coatings.The results demonstrate that the absorptance of thermal coatings increase from 0.12 to 0.23 after 5-years’ in-orbit operation while this value increases to 0.22 after the ground simulation test with the equivalent radiation dose.The thermal control performance degradation and test time or irradiation dose are linear related and positive correlated both in orbit and on ground, which has also verified the effectiveness of ground test.

Thermal control coatings,Space environment,In-orbit experiment,Performance evolution law

2016-10-27；

2017-04-06

劉剛，1978年出生，博士研究生，主要從事航天器材料的空間環(huán)境效應(yīng)研究。E-mail：elest@126.com

TQ63

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.03.015