趙 宇，顏吟雪，劉業(yè)楠

（1.北京空間機(jī)電研究所；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所：北京 100094）

極軌航天器多層外表面充放電效應(yīng)試驗(yàn)研究

趙 宇1，顏吟雪1，劉業(yè)楠2

（1.北京空間機(jī)電研究所；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所：北京 100094）

利用空間帶電粒子輻照試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行了太陽同步軌道航天器多層組件表面充放電試驗(yàn)，研究了常規(guī)與導(dǎo)電型（帶ITO鍍層）兩種Kapton/Al薄膜在受到帶電粒子輻照后的充放電情況和外觀變化情況。試驗(yàn)結(jié)果表明，對(duì)于在近極地軌道運(yùn)行的航天器，帶ITO鍍層的導(dǎo)電型Kapton/Al薄膜能夠有效釋放電荷、降低多層組件外表面對(duì)航天器地的電位差，本身不會(huì)形成放電損傷，比常規(guī)Kapton/Al薄膜更適合作為航天器多層外表面熱控涂層。

多層隔熱組件；充放電效應(yīng)；Kapton/Al薄膜；試驗(yàn)研究

0　引言

多層隔熱組件包覆于航天器外表面，可以有效地將其內(nèi)部溫度場(chǎng)與外熱流、深冷低溫等空間惡劣環(huán)境進(jìn)行隔離，是航天器熱控設(shè)計(jì)的重要手段［1］。航天器在軌運(yùn)行時(shí)，空間帶電粒子入射到航天器多層組件外側(cè)表面后，電荷會(huì)不斷累積，使表面具有一定的負(fù)電位，電位絕對(duì)值最高可達(dá)上萬V。當(dāng)航天器多層組件外側(cè)表面與結(jié)構(gòu)地之間電位差達(dá)到一定數(shù)值時(shí)，就會(huì)發(fā)生放電現(xiàn)象。多層組件放電可能造成

介質(zhì)擊穿損壞、光學(xué)表面污染、電子器件燒毀等嚴(yán)重后果，直接威脅到航天器的安全運(yùn)行。而具有防靜電功能的多層表面介質(zhì)可極大降低帶電粒子對(duì)其表面產(chǎn)生的影響，提高航天器熱控系統(tǒng)的穩(wěn)定性與可靠性［2-6］。

單面鍍鋁聚酰亞胺（Kapton/Al）薄膜是航天器多層組件常用的表面涂層材料，其在空間環(huán)境中會(huì)受到帶電粒子輻射作用發(fā)生充放電效應(yīng)［7-10］。本文針對(duì)太陽同步軌道航天器多層組件受高能帶電粒子輻照可能產(chǎn)生的影響，利用真空容器和高能電子槍等設(shè)備模擬航天器表面受空間帶電粒子輻照環(huán)境，通過試驗(yàn)研究了常規(guī)Kapton/Al薄膜及導(dǎo)電型Kapton/Al（ITO）薄膜在軌運(yùn)行時(shí)的表面充放電情況，并對(duì)試驗(yàn)前后的涂層表面屬性進(jìn)行比對(duì)分析。

1　多層表面充放電機(jī)理

在低地球軌道運(yùn)行的遙感航天器，一般運(yùn)行在太陽同步軌道即極軌區(qū)域，常遇到大通量密度的沉降電子環(huán)境和少量高能帶電粒子環(huán)境。其外表面接受的高能帶電粒子輻射總劑量約為1000 Gy/a，單個(gè)粒子能量約為1 MeV。沉降電子環(huán)境可能會(huì)引發(fā)航天器多層組件外表面涂層的充放電效應(yīng)。

充電現(xiàn)象即為電荷建立并積累的過程。多層外側(cè)介質(zhì)充電是由作用在其表面的空間電荷累積形成的結(jié)果。外形特征、表面屬性、結(jié)構(gòu)材料、空間等離子體環(huán)境、空間電磁場(chǎng)以及太陽輻射等均能影響航天器表面充電電位水平。在空間帶電粒子輻照環(huán)境中，多種電流混合作用于航天器表面（如圖1所示），其表面電位在各種正負(fù)電流作用下于一定時(shí)間內(nèi)可達(dá)到動(dòng)態(tài)平衡。

圖1　多層表面電流走向圖Fig.1　Electrical currents to and from the multilayer surface

Kapton/Al的聚合物薄膜面是介質(zhì)面，外側(cè)朝向深冷空間，當(dāng)其與空間帶電粒子碰撞后累積負(fù)電荷，其與航天器結(jié)構(gòu)體之間的電位差不斷增大，在電位差達(dá)到Kapton的擊穿極限時(shí)就會(huì)產(chǎn)生放電現(xiàn)象。多層組件（結(jié)構(gòu)如圖2所示）的表面受空間充放電效應(yīng)影響會(huì)形成擊穿點(diǎn)，造成局部破損，甚至改變涂層表面物理屬性，影響航天器溫度場(chǎng)。為防止多層表面充放電效應(yīng)的產(chǎn)生，通常在其絕緣介質(zhì)外表面沉積一層透明導(dǎo)電氧化物，用以提升其導(dǎo)電能力。ITO透明鍍層（氧化銦錫）是該類應(yīng)用的典型代表，帶有0.025 μm厚的ITO鍍層的單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜，其絕緣介質(zhì)面電阻率最大可降至1×105?/□，導(dǎo)電性能大大增強(qiáng)［11-16］。

圖2　多層組件（MLI）結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2　Structural diagram of the MLI

2　試驗(yàn)研究方案

2.1研究對(duì)象和目的

本試驗(yàn)以太陽同步軌道遙感器多層隔熱組件中常用的常規(guī)Kapton/Al薄膜與導(dǎo)電型Kapton/Al（ITO）薄膜為研究對(duì)象，模擬了典型太陽同步軌道的空間粒子輻射量，測(cè)試這2種薄膜在軌運(yùn)行時(shí)受到極軌沉降電子的帶電影響。試驗(yàn)的主要目的是：1）對(duì)比2種多層隔熱組件外側(cè)涂層在軌工作時(shí)受到的粒子輻射影響，主要是薄膜表面電荷積累及負(fù)電位升高情況，并對(duì)多層組件充放電過程進(jìn)行監(jiān)測(cè)。2）為低軌道、長(zhǎng)壽命遙感器的熱控設(shè)計(jì)提供選材的依據(jù)，為高可靠性、高控溫精度遙感器的熱控設(shè)計(jì)提供材料熱性能參考數(shù)據(jù)。

2.2試驗(yàn)原理

Kapton/Al介質(zhì)材料在電子輻照環(huán)境下，由于電荷積累在材料表面產(chǎn)生相對(duì)于航天器結(jié)構(gòu)地的電位差，同時(shí)在材料的背面產(chǎn)生對(duì)地的漏電流；當(dāng)電位差值超過材料的擊穿閾值或真空中的放電電壓時(shí)，就會(huì)產(chǎn)生靜電放電?？赏ㄟ^監(jiān)測(cè)放電電流獲得放電參數(shù)。本試驗(yàn)利用充放電試驗(yàn)設(shè)備（CFD-E）的電子槍產(chǎn)生的電子束輻射試樣，模擬極區(qū)沉降電子輻射環(huán)境的表面充電情況，測(cè)量充電電位及其隨時(shí)間的變化，確認(rèn)是否發(fā)生放電。

試驗(yàn)系統(tǒng)如圖3所示，利用電子槍產(chǎn)生電子輻照環(huán)境，采用TREK341表面電位測(cè)量?jī)x、電流探頭、示波器、高阻計(jì)4種測(cè)量?jī)x器測(cè)量充電相關(guān)參數(shù)。表面電位探頭安裝于三維平移機(jī)構(gòu)上，用于在試樣表面移動(dòng)掃描測(cè)量表面電位分布；電流探頭和示波器用于監(jiān)測(cè)放電脈沖信號(hào)；高阻計(jì)用于測(cè)量泄漏電流，并從另一角度監(jiān)測(cè)放電脈沖信號(hào)；等效接地電路用于模擬衛(wèi)星地。試樣導(dǎo)電部位與試驗(yàn)容器及試樣工裝之間須作隔離絕緣處理。

圖3　試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.3　Schematic diagram of the experiment system

2.3試驗(yàn)方法

試驗(yàn)開始前將面積為300mm×300mm的試樣正對(duì)電子束方向放置，調(diào)節(jié)好試樣表面與電位計(jì)探頭距離后，連接各類測(cè)試儀器電源并啟動(dòng)真空抽氣系統(tǒng)。試驗(yàn)開始后調(diào)整電子槍電子束流密度達(dá)到1～5 nA/cm2后，輻射試樣。每隔2 min關(guān)閉電子槍，并移動(dòng)表面電位探頭對(duì)電子入射面的電位分布進(jìn)行一次掃描測(cè)量，直至相鄰幾次電位分布基本穩(wěn)定為止。同時(shí)監(jiān)測(cè)電流探頭信號(hào)與漏電流信號(hào)，根據(jù)信號(hào)突變判斷是否發(fā)生放電。

3　試驗(yàn)結(jié)果

3.1Kapton/Al試樣表面電位積累

模擬太陽同步軌道帶電粒子輻照熱控涂層表面后，常規(guī)Kapton/Al薄膜（厚25 μm）表面會(huì)積累大量電荷形成電位差，隨著時(shí)間的推移，中心電位值最大可增至-1500 V。圖4顯示了不同時(shí)間點(diǎn)薄膜表面電位積累情況。圖5顯示了薄膜表面電位值隨輻照時(shí)間變化情況。

圖4　Kapton/Al表面電位分布Fig.4　 Surface potential distribution of Kapton/Al

圖5　Kapton/Al表面電位隨時(shí)間變化Fig.5　Surface potential of Kapton/Al vs.time

由于電量不斷累積，在帶電粒子持續(xù)輻照117 min時(shí)，薄膜發(fā)生了放電現(xiàn)象。示波器觀察到了多層表面的放電信號(hào)，波形如圖6所示，其中橫坐標(biāo)為時(shí)間，100 ns/div；藍(lán)色曲線為放電電壓信號(hào)，縱坐標(biāo)100 mV/div；紅色曲線為放電電流信號(hào)，縱坐標(biāo)200 mA/div。

圖6　監(jiān)測(cè)到的放電脈沖Fig.6　The monitored discharge impulse

3.2Kapton/Al（ITO）試樣表面電位積累

導(dǎo)電型Kapton/Al（ITO）薄膜表面在接收電子輻照后也會(huì)聚集一定量電荷，但隨著時(shí)間的推移，中心電位值一直穩(wěn)定在-40～-60 V之間。圖7顯示了不同時(shí)間點(diǎn)薄膜表面電位積累情況。圖8顯示了薄膜表面電位值隨輻照時(shí)間變化情況。由試驗(yàn)結(jié)果可知，ITO導(dǎo)電鍍層能夠有效釋放電荷從而減少薄膜表面的電荷積累，避免薄膜在太陽同步軌道帶電粒子輻照影響下產(chǎn)生放電現(xiàn)象。

圖7　導(dǎo)電型Kapton/Al（ITO）表面電位分布Fig.7　Surface potential distribution of Kapton/Al with ITO

圖8　導(dǎo)電型Kapton/Al（ITO）表面電位隨時(shí)間變化Fig.8　Surface potential of Kapton/Al with ITO vs.time

3.3試樣表面形態(tài)變化

試驗(yàn)前，2種Kapton/Al薄膜樣品均呈亮黃色，且表面光滑。在帶電粒子輻照試驗(yàn)后通過顯微鏡觀察，常規(guī)Kapton/Al薄膜表面顏色變深，表面粗糙度增加，局部出現(xiàn)放電后形成的斑點(diǎn)和紋路；而導(dǎo)電型Kapton/Al（ITO）薄膜僅表面顏色變深，并無明顯放電損傷，見圖9所示。帶電粒子輻照后Kapton/Al表面粗糙度的增加會(huì)引起薄膜表面的漫散射增加，導(dǎo)致涂層表面的光學(xué)屬性也隨之變化?？梢?，多層表面涂層發(fā)生放電會(huì)加快引起材料的剝蝕老化，而帶有防靜電鍍層的導(dǎo)電型熱控涂層可以有效抑制材料的表面放電損傷。

圖9　試驗(yàn)后2種Kapton/Al表面變化情況Fig.9　Surface morphology of two kinds of Kapton/Al samples after the charged particle irradiation

4　結(jié)論

本文通過模擬試驗(yàn)研究了航天器在太陽同步軌道運(yùn)行時(shí)，空間帶電粒子作用于Kapton/Al薄膜表面的充放電效應(yīng)。重點(diǎn)記錄了參試品在試驗(yàn)過程中表面電荷積累的情況及充放電現(xiàn)象，對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行綜合分析，得出以下結(jié)論：

1）當(dāng)航天器在LEO運(yùn)行時(shí)，其艙外多層組件Kapton/Al外側(cè)介質(zhì)面會(huì)有不同程度的電荷積累，最高負(fù)電位可達(dá)到-103V；而帶有ITO鍍層的導(dǎo)電型Kapton/Al可以有效減少90%左右的表面電荷累積量。

2）當(dāng)常規(guī) Kapton/Al薄膜表面負(fù)電荷積累至一定程度時(shí)（試驗(yàn)中表面對(duì)航天器結(jié)構(gòu)地的最大電位差達(dá)到-1500 V）會(huì)發(fā)生放電現(xiàn)象；導(dǎo)電型Kapton/Al（ITO）薄膜表面的對(duì)地電位差低，不會(huì)發(fā)生放電現(xiàn)象。

3）Kapton/Al薄膜在接受帶電粒子輻照后參試件表面顏色會(huì)變深，經(jīng)顯微鏡觀測(cè)可見其表面在發(fā)生放電后產(chǎn)生明顯的放電斑點(diǎn)和花紋，表面粗糙度增加。這說明放電效應(yīng)會(huì)引起材料本身的物理損傷。

綜上所述，太陽同步軌道等航天器的多層外表面Kapton/Al薄膜會(huì)受到空間帶電粒子輻照而產(chǎn)生對(duì)地電位差，負(fù)電位可高達(dá)上千V，并產(chǎn)生充放電效應(yīng)，放電后對(duì)材料本身會(huì)造成物理損傷，影響航天器熱控系統(tǒng)穩(wěn)定運(yùn)行。采用導(dǎo)電型 Kapton/Al（ITO）薄膜可有效抑制表面充放電現(xiàn)象的發(fā)生。

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（編輯：閆德葵）

Test of charging & discharging effects of multilayer insulation for spacecraft in sun-synchronous orbit

Zhao Yu1， Yan Yinxue1， Liu Yenan2
（1.Beijing Institute of Space Mechanics and Electricity；2.Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering： Beijing 100094， China）

On the space charged particle irradiation test-bed， an irradiation experiment on the external surface of MLI used for remote-sensing spacecraft in sun-synchronous orbit is carried out， to investigate the charging & discharging effects and the change of morphology of the general Kapton/Al film in contrast to its conductive counterpart with ITO after the charged particle irradiation.It is shown that the conductive Kapton/Al surface with ITO exhibits little surface potential difference， and there is no discharge damage observed.Thus， the conductive Kapton/Al film is more appropriate to be used as the thermal control coating of spacecraft than the general Kapton/Al film.

multilayer insulation； charging & discharging effect； Kapton/Al film； experimental study

V416.5

B

1673-1379（2015）06-0616-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2015.06.009

趙 宇（1981—），男，碩士學(xué)位，主要從事光學(xué)遙感器熱設(shè)計(jì)工作。E-mail： bestzhaoyu@163.com。

2015-03-25；

2015-12-15

某衛(wèi)星可見光相機(jī)項(xiàng)目