超低軌道衛星熱控分系統原子氧防護設計

任紅艷 楊昌鵬 趙欣 許峰 李挺豪

(北京空間飛行器總體設計部 航天器熱控全國重點實驗室,北京 100094)

超低軌道是位于臨近空間以上,但又比傳統衛星軌道高度低的外層空間軌道,通常將超低軌道的高度定義為150～300km[1-2]。超低軌衛星與地球表面距離短,相對于其他傳統的航天器,具有發射成本低、反應塊、重訪軌道周期短、觀察效果好以及小型化、模塊化的特點,可以提升載荷工作效能,降低衛星研制和發射成本,在通信、導航、測繪、空天目標監測等領域均有廣泛的應用[3]。

超低軌道空間環境區別于傳統軌道的特點是原子氧濃度高,原子氧(AO)是低地球軌道殘余大氣的主要成分,原子氧濃度隨著軌道高度的升高而降低,200km高度原子氧年平均積分通量是400km高度的約30倍。當衛星運行在超低軌道時,衛星以7～8km/s的速度在近地軌道運行時,高濃度原子氧撞擊衛星熱控材料表面,高能量、強氧化性的原子氧與熱控材料表面作用時,將對衛星表面材料產生嚴重的氧化剝蝕作用,是衛星表面材料退化的主要因素之一。由于超低軌道空間環境的特殊性,衛星在軌運行期間,艙外材料或者器件將經受較大濃度原子氧的氧化剝蝕作用,導致材料或者器件性能下降或者失效,研究發現,高通量的原子氧是導致早期超低軌衛星壽命短暫的主要原因[4-6]。

原子氧對材料的剝蝕是漸進累積的過程,需要航天器長期在超低軌道運行,才能對艙外材料或器件性能產生明顯的改變。目前國內沒有在超低軌道長期(5年以上)運行的衛星,相應也未出現過因為原子氧的侵蝕導致衛星在軌性能下降或失效的事件[7]。

日本于2017年12月23日發射的超低軌道技術試驗衛星(SLATS),工作于180～268km,已經接近于軌道高度的極限[8]。本文參考SLATS衛星在軌空間環境的特點,對國內外常用熱控材料的原子氧效應影響進行了調研,給出了位于超低軌道空間環境下,不同在軌運行時長下超低軌衛星的熱控分系統原子氧防護設計方法。

1 原子氧對有關材料的影響分析

對原子氧的侵蝕的定量表征是采用侵蝕速率(或稱反應系數),具體定義為:Re=材料損失體積/總入射原子數目(cm3/atom),Re可用以下公式計算

(1)

式中:Δm為質量損失(g);ρ為材料密度(g/cm3);Φ為入射原子氧通量(atomcm-2s-1),A為暴露的表面面積(cm2),T為暴露的時間(s)。

通過調研,本文對國內外航天器上常用熱控材料的原子氧影響研究結果進行了總結,表1中列出了航天器常用材料的原子氧侵蝕速率[4,9-17],表2為航天器常用粘結劑的原子氧侵蝕率[18]。

表1 航天器常用材料原子氧侵蝕速率Table 1 Atomic oxygen erosion rate of common materials for spcacecraft

通過對國內外航天器常用材料原子氧侵蝕的研究,可得出以下結論。

(1)金屬材料的原子氧反應率大多數都比較低,且只會對表層部分產生影響[19-20],長期暴露裝置(LDEF)試驗結果表明,鋁、銅、鎳等金屬在遭受原子氧作用后表面會出現致密的氧化層;原子氧的反應一般不會影響到金屬的強度(銀等反應率高的金屬除外)[21],金屬箔就成為航天器外表面原子氧防護的一種較好的選擇,例如:鋁箔,不銹鋼箔等,但金屬箔包覆防護會改變基底材料的功能,特別是對于有熱控功能材料的散熱面,是不能采取金屬箔包覆的,對于多層隔熱材料,可考慮采用金屬箔作為外表面面膜來實現原子氧防護。

表2 航天器常用粘結劑子氧侵蝕率Table 2 Types of commonly used adhesives for spcacecraft and their atomic oxygen erosion rate

(2)對于無機材料,均具有較低的原子氧反應率[9],例如我國長壽命載人航天器上使用的KS-Z白漆為無機漆,主要成分為氧化鋅和硅酸鉀,在文獻[10]中進行了原子氧通量為3.9×1022atoms/cm2的輻照試驗,發現原子氧對KS-Z白漆的太陽吸收率和半球發射率基本無影響,KS-Z白漆的原子氧反應率僅有0.018×10-24cm3/atom。

(3)國內航天器熱控系統鈰玻璃鍍銀二次表面鏡(OSR)片大量被作為衛星的散熱面涂層使用,根據文獻[11],石英玻璃鍍銀OSR片在原子氧作用下性能非常穩定。目前國內普遍使用的OSR為防靜電鈰玻璃鍍銀二次表面鏡。由于鈰玻璃和石英玻璃同屬無機非金屬氧化物玻璃,原子氧對鈰玻璃也不會產生剝蝕,因此,防靜電鈰玻璃鍍銀二次表面鏡在原子氧作用下性能也不會受到影響;但需要注意的是,OSR片表面無導電層時基本無影響,表面有導電層時原子氧會使導電性能退化,長時間在軌使用期間,OSR片外表面的導電層會可能失去導電性能。

(4)對于復合材料,原子氧會導致表層樹脂被侵蝕,將石墨纖維、碳纖維、玻璃纖維等裸露在表面;大劑量的原子氧腐蝕可使得復合材料外側的基體與纖維脫開,導致纖維斷裂,降低力學性能。特別是當材料表面的保護涂層有小孔缺陷時,下面的有機材料將會受到原子氧的“挖空”作用,剝蝕出面積遠大于小孔的深洞[13]。圖1所示為三種復合材料:特氟龍(Teflon)、玻璃纖維/環氧、貝塔布(β布)試樣的體積損失隨著原子氧累積通量增大的變化曲線[14],隨著累積通量的增大,Teflon的體積損失基本上是線性增大的,而玻璃纖維/環氧和β布這兩種復合材料,體積損失越來越慢,特別是β布,最后幾乎趨于水平。文獻[12-13]都對試驗結果進行分析,在輻照前,玻璃纖維/環氧及β布為大量纖維一束束編織在一起,纖維束之間存在孔隙,在孔隙及玻璃纖維之間浸透充滿樹脂或Telfon;在原子氧輻照后,外層玻璃纖維之間的環氧樹脂或者Teflon被原子氧剝蝕后,由于玻璃纖維不與原子氧反應,暴露的玻璃纖維對內部底層的樹脂起到了一定的保護作用,導致原子氧剝蝕速度減緩,所以,原子氧輻照試驗初期,玻璃纖維/環氧及β布有較大的剝蝕率原因在于表層樹脂或者Teflon被剝蝕的結果,隨著原子氧輻照通量的增大,原子氧剝蝕速度明顯減緩。

圖1 Teflon、玻璃纖維/環氧、β布的原子氧試驗體積損失曲線Fig 1 Atomic oxygen test volume loss curves of Teflon,fiberglass/epoxy and β-colth

(5)神舟飛船及空間站的外表面多層面膜為防原子氧復合膜。防原子氧外用阻燃布的基材為玻璃纖維,涂覆加入納米二氧化硅后的四氟乳液以提高抗原子氧能力。國內使用的防原子氧復合膜基本組成與“國際空間站”使用的β布相同,主要成分為玻璃纖維?！皣H空間站”在軌運行將近25年,使用的β布經受的原子氧通量大約為2.3×1023atoms/cm2,也間接說明了貝塔布的抗原子氧性能優越。根據文獻[12],防原子氧復合膜在原子氧通量1.85×1022atoms/cm2輻照后,防原子氧復合膜的太陽吸收率變大;有一定的剝蝕而導致質量損失,分析主要原因是復合膜中浸的膠被原子氧剝蝕引起,對復合膜的性能影響不大。文獻[14]中提出,對于長壽命低軌航天器,由于其表面材料經受的原子氧通量大,極大地增加了地面模擬試驗的時間和成本;因此,對于大通量的原子氧試驗,可采用外推的方法來預估材料的性能變化。如對于防原子氧復合膜,在經受原子氧通量1.85×1022atoms/cm2輻照期間,當原子氧通量僅僅到4×1020atoms/cm2時,其質量損失就不再增加[10],說明后期原子氧輻照就對防原子氧復合膜的影響不大。對于我國空間站,15年壽命末期迎風面的原子氧通量大約為1.4×1023atoms/cm2,可通過外推法,推算防原子氧復合膜可承受該原子氧通量。

(6)在航天器上廣泛應用的有機材料(環氧樹脂、聚氨酯、聚酰亞胺等)均易受到原子氧腐蝕,顯微分析發現,材料表面由于出現溝、槽、斑點等缺陷使得材料變得疏松,加速原子氧穿過的速度,使表面被逐漸剝蝕;有機材料在低軌長期使用時,原子氧會造成一定程度的厚度減小,可能會加劇材料機械強度的衰減;長壽命航天器使用時,因原子氧剝蝕而產生的顆粒物會對附近其他系統或者敏感表面造成污染[13];原子氧的防護的基本原則是防護材料或者防護涂層既要提高基地材料的耐原子氧性,又不能改變基地材料的功能。目前,國內研究較多的為聚酰亞胺膜,有機硅涂層是各類有機涂層中受原子侵蝕影響最小的材料[22],在聚酰亞胺膜上沉積一層硅氧烷涂層,可有效提高聚酰亞胺膜的防原子氧性能[23]。

2 國內低軌航天器外表面熱控防原子氧設計

目前,國內還沒有長期運行在超低軌道的衛星,大部分低軌衛星均長期運行在軌道高度在500km以上。天宮一號是國內第一個低軌道、長壽命的大型載人航天器,在軌正常工作4年半,天宮一號在軌長期工作在軌道高度370km的近圓軌道上,天宮一號迎風面的原子氧通量大約為3.9×1022atoms/cm2。

我國空間站于2022年11月份完成在軌基本構型,設計壽命為10年以上,軌道高度400km;壽命末期,空間站迎風面的原子氧通量大約為7.8× 1022atoms/cm2。

天宮一號及空間站的主散熱面涂層為KS-Z白漆或者KS-ZA白漆(KS-Z白漆的改進),多層隔熱材料的面膜均為防原子氧復合膜。

3 超低軌道衛星熱控分系統原子氧防護設計

3.1 國內常用熱控材料在超低軌道上的原子氧侵蝕分析

高度大于100km以上的原子氧是氧分子受太陽紫外輻射電離而成的,原子氧是低地球軌道中殘余大氣的重要成分。原子氧對于衛星表面材料的剝蝕作用由以下幾個因素決定:軌道高度、衛星姿態、衛星軌道傾角、在軌運行時間(壽命)、太陽活動性等,本文中,暫未考慮多種因素對原子氧通量的影響,以平均值來進行研究。

對于在軌道高度268km運行的超低軌衛星,迎風面(即衛星飛行方向)平均每月的原子氧通量為2.8×1021atoms/cm2[6,19],而衛星的側風面平均每月的原子氧通量會比迎風面減少一個數量級,約2.8×1020atoms/cm2。

圖2所示為隨超低軌衛星在軌壽命時間的延長,我國航天器外表面常用熱控材料在衛星迎風面上原子氧作用下的剝蝕厚度;對于衛星的側風面,熱控材料的原子氧剝蝕厚度大約為圖2結果的十分之一量級。

圖2 航天器外表面常用熱控材料在軌道高度為268km期間的原子氧剝蝕厚度變化曲線Fig 2 Atomic oxygen erosion thickness variation curve of commonly used thermal control materials on outer surface of spacecraft during orbital altitude 268km

圖2中未考慮β布或防原子氧復合膜,是因為β布或防原子氧復合膜在原子氧輻照初期,由于浸膠被剝蝕而出現質量損失,而隨著原子氧輻照時間的延長及輻照通量的增大,質量損失幾乎不再增加,說明后期原子氧輻照就對防原子氧復合膜的影響不大,所以β布或防原子氧復合膜不適用此種考量。

由圖2可以看出:

(1)對于超低軌衛星,其迎風面原子氧通量較大。迎風面是不能使用有機白漆作為散熱面涂層的,無機白漆以及OSR片均可以作為迎風面的散熱面涂層;且對于長壽命超低軌衛星,散熱面涂層也可以選用無機白漆或者OSR片。

(2)對于超低軌衛星,若衛星在軌運行時間較短,小于1年的話,迎風面的多層隔熱組件面膜可以選用硅氧烷聚酰亞胺膜(25%硅氧烷)、防原子氧復合膜;但若在軌壽命為1-2年,不建議多層面膜選用硅氧烷聚酰亞胺膜,可選用防原子氧復合膜;對于長壽命超低軌衛星,鑒于現階段,國內常用多層面膜材料均無地面試驗或在軌飛行數據能夠證明其能夠耐受原子氧通量高達2.7×1023atoms/cm2輻照;迎風面由于原子氧通量過大,建議長壽命衛星迎風面選取金屬箔作為多層外表面的原子氧防護層。

(3)對于超低軌衛星的側風面,散熱面可以選取無機白漆或者OSR片;若衛星在軌時間為1年左右,多層面膜可選的種類較多,從可靠性及衛星質量等角度考慮,多層面膜建議選擇帶ITO的單面鍍鋁聚酰亞胺膜或者硅氧烷聚酰亞胺膜;對于壽命長達8年的長壽命超低軌衛星,考慮到多層有厚度會導致多層厚度方向位于迎風面,這樣就會帶來原子氧防護問題,多層面膜建議選擇防原子氧復合膜。

3.2 超低軌衛星熱控防原子氧設計

由圖2分析可知,對于在超低軌道上運行不同時長下,超低軌衛星熱控分系統的防原子氧設計不同,由此得出如下建議。

(1)對于在軌壽命1年的超低軌航天器,迎風面散熱面建議選擇OSR片、無機白漆(KS-Z白漆、KS-ZA白漆等),多層面膜選擇硅氧烷聚酰亞胺(25%硅氧烷)、防原子氧復合膜;非迎風面(側風面)散熱面建議選擇OSR片、無機白漆,多層面膜選擇聚酰亞胺膜(帶ITO)、硅氧烷聚酰亞胺(25%硅氧烷)、硅氧烷聚酰亞胺(7%硅氧烷)、防原子氧復合膜、黑膜。

(2)對于在軌壽命2年的超低軌航天器,迎風面散熱面建議選擇OSR片、無機白漆,多層面膜選擇防原子氧復合膜;非迎風面散熱面建議選擇OSR片、無機白漆,多層面膜選擇聚酰亞胺膜(帶ITO)、硅氧烷聚酰亞胺(25%硅氧烷)、硅氧烷聚酰亞胺(7%硅氧烷)、防原子氧復合膜。

(3)對于在軌壽命3～5年的超低軌航天器,迎風面散熱面建議選擇OSR片、無機白漆,多層面膜選擇金屬箔(如不銹鋼箔);非迎風面散熱面建議選擇OSR片、無機白漆,多層面膜選擇硅氧烷聚酰亞胺(25%硅氧烷)、硅氧烷聚酰亞胺(7%硅氧烷)、防原子氧復合膜。

(4)對于在軌壽命高于5年的長壽命超低軌航天器,迎風面散熱面建議選擇OSR片、無機白漆,多層面膜選擇金屬箔;非迎風面散熱面建議選擇OSR片、無機白漆,多層面膜選擇硅氧烷聚酰亞胺(25%硅氧烷)、防原子氧復合膜。

4 結束語

超低軌衛星因其軌道高度低,軌道周期短、觀測效果好等優點,在高分辨率成像和科學領域應用前景廣闊。但超低軌道原子氧濃度大,而原子氧具有極強的化學活性,會對超低軌道的航天器表面材料或者器件產生嚴重的氧化剝蝕效應,導致材料的性能下降或失效。本文對國內外航天器上常用熱控材料的原子氧影響研究結果進行了總結歸納,提出軌道高度為300km以下的超低軌長壽命(8年)衛星熱控分系統防原子氧設計方案(原子氧通量為2.7×1023atoms/cm2),迎風面散熱面選用OSR片或無機白漆,迎風面多層面膜選用金屬箔防護;其他側風面散熱面選擇OSR片或無機白漆,多層面膜選擇防原子氧復合膜。本文可以為國內超低軌長壽命衛星熱控分系統防原子氧設計提供參考。