劉 剛 王 簡 王惠芬

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

·測試分析·

衛(wèi)星熱控涂層地面模擬試驗與在軌驗證比對分析

劉 剛1王 簡2王惠芬1

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

文 摘 衛(wèi)星在軌運行期間，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，驗證空間多因素環(huán)境對熱控涂層的影響。同時，利用地面模擬試驗裝置，模擬空間質(zhì)子、電子、紫外等5年的輻照劑量對熱控涂層的作用。對在軌試驗結(jié)果進行解讀和分析，并與地面模擬試驗結(jié)果進行比對。結(jié)果顯示，在搭載試驗和地面試驗前，熱控涂層太陽吸收比(αs)為0.12，經(jīng)5年在軌搭載試驗后，αs退化為0.23。經(jīng)地面模擬試驗后，αs退化為0.22。搭載試驗和地面試驗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)境作用時間正相關(guān)，同時驗證了地面試驗的有效性。

熱控涂層，空間環(huán)境，搭載驗證，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)星在軌運行安全的保證。隨著衛(wèi)星壽命的延長對熱控涂層性能的要求也越來越高，所以準確判定空間環(huán)境對熱控涂層的影響，對衛(wèi)星設(shè)計具有重要意義[1-3]。目前，針對熱控涂層的研究主要集中在空間環(huán)境效應(yīng)地面模擬試驗方面[4-10]，世界各國在熱控涂層空間環(huán)境效應(yīng)模擬與評價、熱控涂層材料可靠性分析等方面進行了大量的工作。但針對熱控涂層開展空間環(huán)境搭載驗證，并與地面模擬試驗進行比對分析的研究還很少[11-13]，美國和俄羅斯已經(jīng)將空間環(huán)境損傷效應(yīng)方面所取得的多項成果應(yīng)用于解決衛(wèi)星型號設(shè)計、選材等方面。

本文針對未來航天器長壽命設(shè)計的需求，根據(jù)已完成的熱控涂層在軌搭載試驗，通過在軌搭載試驗結(jié)果的分析和解讀，并與地面模擬試驗結(jié)果比對分析，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)果可為今后長壽命衛(wèi)星熱控涂層設(shè)計、壽命預(yù)測和新涂層研制提供技術(shù)支撐。

1 試驗

1.1 試樣制備

選擇F46/Ag熱控涂層為研究對象，其基體為美國杜邦公司四氟乙烯-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導電膜(200 nm)、金屬銀膜(500 nm)、合金防護膜(450 nm)。試驗前測得涂層的太陽吸收比(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 試驗方法

空間搭載試驗在XX衛(wèi)星上進行。根據(jù)搭載任務(wù)設(shè)計了專用搭載試驗裝置(圖2)。

圖2 搭載試驗裝置示意圖

F46/Ag熱控涂層蒙覆在裝置表面，測試面朝向太空，背面安裝溫度傳感器進行實時監(jiān)測，利用計算機數(shù)傳系統(tǒng)進行結(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

地面模擬試驗采用КИФК型空間綜合環(huán)境模擬設(shè)備進行，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光譜吸收比通過美國PE公司生產(chǎn)的Lambda 950分光光度計進行測量計算獲得。

2 結(jié)果與討論

2.1 熱控涂層在軌搭載驗證試驗結(jié)果

通過近5年的地面遙測，測得F46/Ag熱控涂層溫度變化(圖4)。隨著在軌時間的延長，涂層溫度逐漸升高，5年后從最初的240 K升至300 K，增幅達60 K，這可能是因為空間環(huán)境造成熱控涂層光學性能退化所致[4,6]。另外，溫度在升高的過程中呈周期性波動變化趨勢，可能是由于衛(wèi)星運行過程中太陽光照角的變化所致[8]，因為兩者的變化周期幾乎一致。

圖4 F46/Ag熱控涂層在軌運行期間溫度與太陽光照角變化

2.2 在軌搭載試驗數(shù)據(jù)

針對F46/Ag熱控涂層的熱學環(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為太陽常數(shù)，取S=1 353 W/m2；αS為F46/Ag的太陽吸收比；Φ1為太陽輻射對F46/Ag的角系數(shù)；Er0為地球表面太陽反射強度，Er0=α×S，地球平均反射率α=0.35；Φ2為地球反射對F46/Ag的角系數(shù)，取0.2；Ei0為地球表面平均紅外輻射強度，根據(jù)經(jīng)驗，Ei0=(1-0.35)×0.25×S，可取Ei0=220 W/m2；Φ3為地球紅外輻射對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為在軌實測值(圖5)；Φ1、Φ3可根據(jù)軌道參數(shù)進行計算獲得。

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

圖5 F46/Ag熱控涂層在軌運行5年的太陽吸收比變化

2.3 地面模擬試驗比對

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

圖6 F46/Ag熱控涂層地面模擬試驗與在軌試驗結(jié)果比對

3 結(jié)論

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

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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