多层隔热材料飞行试验研究综述

石进峰，吴清文 ，陈立恒，杨献伟

(1.中国科学院 长春光学精密机械与物理研究所，吉林 长春130033;2.中国科学院大学，北京100049)

1 引言

各国的航天器技术已经解决了站得高、看得远的问题，长寿命飞行器目前已经成为科技工作者的努力方向，它不仅可以进一步提高航天器的研制水平，同时可以更大限度地提高一次投入研制经费的效力。然而，为了保证长寿命飞行器的可靠度，须对材料、器件、设计冗余度等方面进行优化，从而保证其在不维修或少维修条件下长期服役。作为航天器“外衣”的热控材料，特别是多层隔热组件，是科技工作者首先关注的对象。

航天器热控材料最受关注的是热光学特性和抗空间环境的耐久性［1］。对于飞行在低地球轨道(Low Earth Orbit，LEO)上的航天器，影响其热控材料属性的主要因素有原子氧(Atomic Oxygen，AO)、光子辐射(Photon Radiation)、带电粒子辐射(Charged Particle Radiation)、热循环(Thermal Cycling)、太空垃圾和污染等。1995年，Silverman在美国国家航天局(NASA)提交的研究报告中给出了空间环境因素对飞行任务的影响程度，其中对LEO环境影响最大的是原子氧［2］。包覆航天器外表面大部分区域的多层隔热组件，其面膜多是有金属涂层的聚合物薄膜。在LEO环境，虽然原子氧的密度并不高，但撞击到高速飞行的航天器表面的原子氧的能量约为4.5 eV，这会引起聚合物的氧化和粘结破坏［3-4］。保护热控材料免受原子氧侵蚀的方法一般是在其外表面包覆SiOx薄膜、氧化铟锡(Indium Tin Oxides，ITO)透明导电膜或防原子氧β布。

针对不同的飞行任务寻找合适的热控材料，需进行大量的试验研究，而飞行试验是检验热控材料性能的最好方法。NASA的长期暴露装置(Long Duration Exposure Facility，LDEF)、国际空间站(International Space Station，ISS)上进行的国际空间站材料实验(Material International Space Station Experiment，MISSE)系列试验、哈勃望远镜(Hubble Space Telescope，HST)的几次维修任务、日本的EFFU(Exposed Facility Flyer Unit)和ESEM(Evaluation of Space Environment and Effects on Materials)，以及欧空局和俄罗斯在ISS上进行的试验研究［5］都获取了大量试验数据并积累了经验，极大地提高了其对热控材料在空间环境中的应用能力。特别是LDEF和HST的维修任务，提供了长期观察空间环境对多层材料性能影响的机会，并且从HST的维修任务中获取的数据补充和丰富了由LDEF试验数据建立的数据库，对比试验数据，可以对地面加速模拟试验进行更准确的修正;而二者的轨道参数不同，对比获取的数据可以更直观地观察AO与其他环境因素的协同作用对热控材料的影响［6］。我国虽然也开始研究空间环境对热控材料的影响，但只局限在理论和地面模拟试验，缺少实测飞行数据［7-8］，特别是长寿命航天器的飞行试验数据。NASA的研究表明:地面加速模拟试验不能准确模拟在轨综合环境效应，例如地面试验就不能还原哈勃望远镜上Al-FEP(Fluorinated Ethylene Propylene)在太空中的脆化程度和范围［3］。

尽管各国的航天热控材料组成不尽相同，但多层隔热组件面膜一般均为有金属涂层的聚酰亚胺(Kapton)或氟化乙丙烯(FEP)薄膜。本文对LDEF、ISS以及HST相关试验数据进行了整理分析，重点介绍了HST的各次维修任务所带回的多层面膜的试验研究，通过对相关试验数据的分析，总结其性能的破坏机理和影响其性能的主要因素，为长寿命航天器的热设计提供参考数据。

2 空间环境对热控材料的破坏试验

图1 试验样本剖视图Fig.1 Schematic cross-sectional views of samples

文献［1］，［9］介绍了考察空间环境因素对常用热控材料影响程度的地面模拟试验。试验对象为如图1所示的4种常用热控材料，主要考核AO、H+、Fe5+、紫外(UV)、电子束(EB)以及相互作用引起4种试验对象热光学特性的改变情况。其中EB、H+、Fe5+的积分通量均为模拟对地静止轨道(Geostationary Orbit，GEO)环境 10年的通量;UV辐射为模拟空间300天的剂量;AO为模拟LEO环境1年的通量，为2.5×1020Fluence/cm2。各试验样本的热光学特性测试结果如表1所示。

表1 热光学特性测定结果Tab.1 Evaluated thermo-optical properties

分析表1的数据可以得到以下热光学特性:对白漆影响最大的为EB→UV、EB→AO、AO;对黑漆影响最大的为EB→AO;对Al-Kapton影响最大的为AO;对Ag-FEP影响最大的为AO。综合其试验结果，在LEO环境，对热控材料热物理性能影响最大的是AO，这与前文的结论相吻合。

3 多层隔热材料的破坏研究试验

HST于1990年4月24日发射，轨道高度为580～614 km，轨道倾角为28.5°，其各次维修任务及对应的与热控材料相关的操作如表2［10］。HST采用压纹结构多层隔热材料，各层聚酯膜间无涤纶网等间隔物，其结构为:25 μm单面镀铝聚酰亚胺+15层8 μm厚双面镀铝聚酰亚胺+外层面膜;外层面膜为VDA-FEP、VDS-FEP;其中真空沉降铝(Vapour Deposited Aluminum，VDA)涂层厚度为0.1 μm;真空沉降银(Vapour Deposited Silver，VDS)涂 层 厚 度 为 0.1 μm，涂 层 外 有0.06 μm厚的镍铬合金涂层［11］，FEP 厚度有 127和51 μm两种。

表2 哈勃望远镜的维修任务Tab.2 Servicing mission of HST

在LEO环境，航天器热控材料的选择考虑原子氧效应时，是以迎风面(Ram-facing surface，即攻角为零的表面 )为参考，其它表面受到的原子氧通量和能量均相应的减小［12］。定义原子氧的腐蚀当量为1 cm3的材料在一个原子氧的攻击中损失的体积量。文献［3］和［13］数据显示，FEP比Kapton能更好地抵抗原子氧腐蚀，其中FEP的原子氧腐蚀当量约为 2.0×10－25～3.4×10－25cm3/个，Kapton的原子氧腐蚀当量约为2.0×10－24～3.0×10－24cm3/个。用腐蚀当量计算 MISSE2与LDEF等飞行器的AO通量如表3所示。

表3 原子氧通量Tab.3 Fluences of atomic oxygen

在ISS上进行的MISSE系列试验，对比聚酰亚胺膜的飞行试验和地面试验，测量其腐蚀当量得到:在同剂量的AO腐蚀作用下，地面试验的结果须乘以一个系数才能得到与飞行试验相同的结果，而这个系数高达(18 ±2)［13］。

3.1 哈勃望远镜SM1与SM2样本试验

SM1的照片显示大部分的MLI外表面是完整的，唯一有破损的地方是阴影面有NASA标记的地方，研究表明:其破坏的原因是MLI面膜与标记处材料的热膨胀系数不匹配［15-16］。但在SM2时发现阳照面和阴影面均出现了大量的裂纹，主要出现在有应力集中的地方，如拐角、缝合以及折叠处［11］，且在某些区域较长的裂纹使多层隔热组件的外层出现卷曲，即金属涂层开始曝露在太空。如图2，箭头两端所示分别为SM1和SM2时哈勃望远镜LS(Light Shield)阳照面多层隔热组件的变化，说明裂纹是缓慢发展的，且无法提前预测裂纹出现的位置。

图2 哈勃望远镜SM1与SM2时多层破坏情况对比Fig.2 Difference of MLI surface from HST between SM1and SM2

对带回地面的样本研究发现，多层隔热组件只有最外层的VDA-FEP面膜被破坏［17］。地面试验研究HST带回样本的性能变化、样本位置及方向定义如图3所示，SM1样本热光学特性测试结果如表4所示。

图3 哈勃望远镜样本位置示意图Fig.3 Position schematic diagram of retrieved sample from HST

由表4可得，经历3.6年后，VDA-FEP的太阳吸收率变化为33% ～65%，发射率变化为2%;VDS-FEP的太阳吸收率变化约为25%，发射率变化为1%;两种面膜的发射率基本没有变化，太阳吸收率均有较大的变化。

考核金属涂层和聚酯膜的热光学特性变化对多层面膜的热光学性能变化的贡献，试验结果如表5所示，分析表5的数据可以得出:SM1样本吸收率的增大主要是由金属涂层的开裂造成［16］;CVC样本为VDS-FEP，用丙烯酸胶粘贴在CVC表面，粘贴过程使面膜上的银涂层出现裂缝，从而使黏结剂受阳光照射，其太阳吸收率增大的原因是丙烯酸胶由于UV照射变黑;LS样本吸收率的增大主要是由于FEP吸收率的增大，因LS样本受太阳直射，故认为阳光直射对聚酯膜的吸收率变化有很大的影响。

表5 回收样本的太阳吸收率Tab.5 Solar absorptance of retrieved specimens

对SM1和SM2带回的样本进行弯曲试验，发现SM2带回的样本更脆、且在弯曲试验中出现沿弯曲轴全长的裂纹;沿不同方向的弯曲试验证明，太空曝露面比背面更脆［18］。力学性能测试试验样品为“狗骨头”形状，测试结果如表6所示［19］。分析表6可得，太阳直射对多层面膜的力学性能影响较大，随太阳直射、太空曝露时间的增加，样本的力学性能变得越来越差。

表6 力学性能测试结果Tab.6 Strength test results

HST的阴影面只受到地球反照影响，其ESH约为太阳直射面ESH的10%，即SM2阴影面的ESH还不到SM1直射面的20%，但多层组件破坏却更严重。基于此，通过单独和组合的地面试验来考察究竟太空中的那个因素是造成热控材料破坏的元凶。一系列的试验表明:真空紫外辐射和软X射线都不能造成如SM2样本那么严重的破坏;用高能X射线照射样本，即使辐射剂量达到SM2甚至更高，也不能产生同SM2样本一样的破坏程度［16］;紫外辐射并没有腐蚀FEP，也不能引起FEP的脆化，仅能使 FEP稀释或变薄［20］。进一步的试验发现，粒子辐射+热循环可产生与SM2样本相近的破坏程度。对此，考核热循环对多层面膜力学性能的影响，试验结果如表7［21-22］。

表7 热循环后样本力学性能Tab.7 Tensile properties of pristine and environmentally-exposed FEP after thermal cycling

由表7可得，单独的加热或热循环对FEP和多层面膜的力学性能影响并不大;而受太空环境辐射后的多层面膜力学性能有很大的退化;其结果表明:粒子辐射+热循环是造成多层隔热材料破坏的元凶。

3.2 HST-SA样本与LDEF样本试验

取自HST(Solar Array Drive Arm，SADA)部位的多层面膜样本如图4所示，由图4左边部分可以看出，阳照面(+V3)VDS-FEP面膜出现褪色，且有穿透的裂纹，阴影面(－V3)也已出现模糊的裂纹［10］。SA1与 SA2的太空经历时间分别为3.6年和8.25年，LDEF在轨时间为69个月(5.75年)，SADA位置的面膜为 VDS-FEP(0.15 μm厚 Ag+0.027 5 μm 厚 Inconel/127 μm厚FEP)，试验样本尺寸为3 mm×20 mm，拉伸速率为10 mm/min，试验测试结果如表 8 ～9［23-24］，其中E10为迎风面，A04为背风面。

图4 哈勃望远镜SADA多层样本位置图Fig.4 Position of MLI on SADA from HST

表8 HST/SA2样本力学性能试验结果Tab.8 Tensile test results from HST/SA2 MLI samples

表9 HST和LDEF样本光学特性对比Tab.9 Comparison of optical properties of samples from HST and LDEF

由表8的数据可知:从阴影面样本依次到阳照面样本，其伸长率、抗拉强度和屈服强度都随之减小，样本的弹性模量从阴影面样本到阳照面样本依次增大，间接地证明了表7所得的结论。

表9的对比结果表明:直接对比处在不同轨道航天器上的热控材料性能退化是很困难的，因取自不同地方的样本呈现出不同的规律;该对比试验研究表明:原子氧作用能减小材料表面的脆化，用原子氧通量/ESH作为参量进行对比，发现Teflon的表面脆化随原子氧通量/ESH比值的减小而增大［13］。

3.3 HST-SA2 Bi-stem样本试验

HST Bi-stem的位置及多层包覆方式如图5所示，其多层面膜为 Al-FEP(100 nm/51 μm)。图6为飞行前后该部位多层隔热组件的对比。试验样本选取近似为太阳直射面、阴影面和直掠面3个部位的多层材料，如图7所示;对照组为原始面膜和已做完发射前环境耐久实验的多层材料，样本尺寸为63.4 mm×9.52 mm，拉伸速率为1.27 cm/min。

图5 哈勃望远镜Bi-stem位置图Fig.5 Bi-stem position of HST

图6 Bi-stem多层隔热组件飞行前后对照图Fig.6 Comparison of MLI of Bi-stem between preflight and after flight

图7 拉伸试验样本Fig.7 Location and size of tensile sample relative to Bi-stem

直观观察显示:直射面的薄膜变得很脆，失去了弹性和延展性，出现大量裂纹，甚至有贯穿的裂纹，最严重的直接出现薄膜翘曲、因破损出现漏洞;阴影面和直掠面面膜没有明显的裂纹，且保持其原有的延展性能;同时检测试验显示3个位置样本的密度在飞行前后均没有明显的变化，而将带回地面的阳照面的薄膜加热到200℃，其密度发生了严重的变化，这表明阳照面薄膜的退化具有延续性［25］;取自Bi-stem的Al-FEP薄膜的颜色并没有明显的变化，太阳直射面只有少许变灰白;而来自SA2 SADA的Ag-FEP薄膜，其阳照面因裂纹的出现而发生了严重的褪色［26］。Bi-stem样本的性能测试结果如表10所示。

表10 HST-SA2 Bi-stem样本性能测试结果Tab.10 Test results of samples from HST-SA2 Bi-stem

试验结果表明:太阳直射面的多层性能退化最严重，其主要原因是太阳照射以及高温热循环，原子氧和电子束冲击也是造成镀铝薄膜性能变化的主要原因。

3.4 哈勃望远镜SM3样品试验

哈勃望远镜SM3A带回的Bay10上的多层隔热组件如图8所示，其中TP和BP区域是SM2时在原多层隔热组件外面直接粘贴的面膜“补丁”，最右边为尼龙搭扣缝合处的剖视图。原多层面膜为127 μm FEP/VDA，太空曝露时间为9.7年;补丁面膜为51 μm FEP/VDA，太空曝露时间为2.8年。图示面的法向为－V2方向。地面观察发现，SM2带回的样本(6.8年)比SM3A带回的样本(9.7年)脆化更严重。分析认为，SM2带回的样本卷曲，使镀铝面朝向太空，其经历的温度循环为－100～200℃，而SM3A样本为－100～50℃，这是造成二者破损程度差异的主要原因［27-28］。试验测试结果如表11所示，文献［29］，［30］的验证试验也证明了上述观点。

图8 哈勃望远镜SM3A带回多层隔热材料Fig.8 Bay 10 MLI and patches during SM3A removal from HST

表11 哈勃望远镜FEP力学性能测试结果Tab.11 Tensile properties of as-retrieved and heated 127 μm HST FEP

由表11得:对照组样本(Pristine for SM3A)的力学性能在加热前后并没有明显变化;SM 1和SM 2样本的力学性能均出现了明显的下降，SM2样本则基本完全失去延展性;SM3样本在加热后抗拉强度没有变化，但极限拉伸率则变为加热前的10%左右。

SM2样本经受的热循环温度更高，SM3样本则经受了更多次数的热循环。R2区域在SM2时被覆盖了51 μm的VDA-FEP，其原来的VDA-FEP不再受AO和UV辐射，但继续经受热循环以及可能的带电粒子影响，R2区域在接下来的2.8年内受到较少的太阳照射，但其破坏程度却和经历了9.7年的 R1基本相同［27-28］，如图9所示。以上结论进一步证明:热循环是造成多层材料性能退化的主要因素之一。

图9 加热200℃对SM3A样本极限拉伸率的影响Fig.9 Effect of 200 ℃ heating on the elongation of FEP retrieved during SM3A

4 HST维修用多层材料的选取

在1993年SM1时发现多层面膜开始退化，在1997年SM2时发现阳照面和阴影面多层组件均出现了大量的裂纹，SM2带回样本的地面试验发现裂纹是逐渐形成的，且是在小应力、具备破坏因素的太空环境下［31］，多层面膜的太阳吸收率增大是由于FEP的体积变化及其金属涂层出现裂纹［17］。NASA开始寻找多层面膜的替代产品并在1999年SM3A时更换，替代产品须服役到HST寿命终结(计划为2010年)，且面膜须易安装、有在轨飞行先例和数据、在轨期间要保持结构完整性、在 LEO 环境 αs/ε ＜0.28［22］。

因没有地面设备可以同时模拟LEO的各种空间环境因素，所以依次进行各种地面模拟试验，其原则是对试验件的破坏程度最大。在地面试验后依次评估替代品的裂纹发展情况、裂纹的形态结构和热光学性能。

(1)根据穿透深度，认为质子和电子辐射主要造成试件的厚度损坏。所以粒子辐射为地面试验的第一步;

(2)基于衰减长度(到表面的辐射强度变为原来的1/e或0.368时所造成的材料表面的深度)，认为太阳耀斑产生的X射线也能对材料的厚度造成破坏，故X射线辐射为试验的第二步;

(3)认为AO只破坏材料的表面，但这种破坏是裂纹产生的源头，故AO轰击是第三步试验;

(4)热循环被认为是造成材料脆化和金属涂层破碎的主要原因，所以接下来的试验是热循环;

(5)紫外线辐射可以穿透聚酯薄膜，主要影响黏结剂的性能，所以是最后一步。

因裂纹是缓慢发展的，所以试验过程中必须提供环境因子和小应力。而在轨期间，应力与热循环有关，但前3步的试验均不能进行热循环，所以设计了一种如图10所示的试件固定方式来保证试件有一个常量的应力作用。候选试验样本如

图10 小应力模拟装置Fig.10 Simulation facility of small stress

表12所示，其中样本8是哈勃望远镜当前所用多层组件面膜，试验时原子氧通量为 LEO 6.8年(与SM2带回样本太空曝露时间相同)，作为对照组来验证试验的正确性;其余样本试验原子氧通量为LEO 10年;热循环温度为－100～+50℃，循环次数分两组:3 200次与20 000次。因NASA主要考核的环境因子是AO与热循环，故部分试验并未进行，且因篇幅所限，表13为样本尺寸为127 mm×12.7 mm、热循环次数为20 000的部分试验数据。

表12 试验样本Tab.12 Samples of environmental exposures

表13 环境曝露试验后太阳吸收率的变化Tab.13 Change in solar absorptance following environmental exposures

试验表明:经质子和电子辐射后，样品没有明显变化，尽管吸收率有轻微的增加;经过10年当量的原子氧辐射，样本表面因原子氧对材料的分解变得不光滑;X射线辐射对样本没有造成明显的变化;大多数的变化都产生在热循环之后。

对各试验结果分析，最终选择为:(1)尽管没有测量样本10的热光学特性，但其因粒子污染和紫外照射变黑，可认为其太阳吸收率增大，所以被放弃;(2)样本6尽管是较好选择，但其太阳吸收率随UV辐射有较大的增加，后续试验更验证了该结论，所以被放弃;(3)样本9是非常理想的选择，且有25年的成功飞行数据验证，但从经济性、可操作性等方面考虑而被放弃;(4)因样本9的优良性能表现，NASA新增 SiO2/Al2O3/Ag/Al2O3/Kapton作为第一选择，10 mil Teflon FEP/VDA是第二选择，但后者更便宜，从商业性上更容易实施，并且10 mil比5 mil的样本更具抗开裂性［21-22］，所以最终用于HST的多层面膜替代品为10 mil Teflon FEP/VDA。

5 结束语

热控材料的在轨性能变化影响航天器的温度水平，从而影响其寿命。LEO环境复杂，热控材料性能退化严重，地面加速试验不能准确模拟在轨环境，对此，国外进行了大量的飞行试验，在轨试验数据可对研究热控材料的性能退化、进行长寿命航天器热设计提供依据。

综合HST、LDEF和ISS所带回样本的研究数据，可以得出:

(1)在LEO环境，AO是造成热控材料性能退化的主要因素，其中造成MLI性能退化的首要因素是AO和热循环的协同作用;

(2)FEP比Kapton有更好的抗原子氧性能;HST的维修任务证明，增加多层隔热组件面膜FEP的厚度可使其用于长寿命的航天器表面;

(3)地面加速试验对热控材料的破坏程度须乘以一个系数才能达到与空间环境相同的破坏;

(4)多层面膜的开裂具有不确定性，虽然无法提前预测其准确位置，但应力集中的地方较早被破坏的可能性大，须加强防护;

(5)丙烯酸胶受紫外辐照变黑、FEP的体积损失、金属涂层的开裂是多层面膜太阳吸收率增大的主要原因。

由于目前缺少哈勃望远镜SM4(2009年)的试验数据，故其替代面膜的性能变化还不清楚，但本文前述的其3.6年、6.8年、8.25年和9.7年的试验数据，可对长寿命航天器多层隔热材料的设计和应用提供参考依据。

［1］ NAKAYAMA Y，IMAGAWA K，TAGASHIRA M，et al..Evaluation and analysis of thermal control materials underground simulation test for space environment effects［J］.High Performance Polymers，2001，13:433-451.

［2］ SILVERMAN E M.Space environmental effects on spacecraft:LEO materials selection guide:Part 2，N96-10861/8［R］.National Aeromautic and Space Administration，1995.

［3］ DEGROH K K，BANKS B A，DEVER J A，et al..NASA Glenn Research Center's materials international space station experiments(MISSE1-7)［C］//Proc.International Symposium on“SM/MPAC＆SEED Experiment”，Mar 10-11，2008，Tsukuba，Japan，2008，91-119.

［4］ 冯伟泉，王荣，丁义刚，等.低能质子对卫星热控涂层太阳吸收率的影响［J］.中国空间科学技术，2007，6:42-47.FENG W Q，WANG R，DING Y G，et al..Low energy proton effects on solar absorptance of thermal control coatings［J］.Chinese Space Science and Technology，2007，6:42-47.(in Chinese)

［5］ CONNELL J W，DANIELA C S.The effect of low earth orbit atomic oxygen exposure on phenylphosphine oxide-containing polymers［J］.High Performance Polymers，2000，12:43-52.

［6］ ZUBY T M，DE GROH K K，DANIELA C S.Degradation of FEP thermal control materials returned from the Hubble Space Telescope［J］.Proceedings of the Hubble Space Telescope Solar-Array Workshop，Noordwijk，The Netherlands，1995:385-402.

［7］ 沈志刚，赵小虎，王鑫.原子氧效应及地面模拟试验［M］.北京:国防工业出版社，2006.SHEN ZH G，ZHAO X H，WANG X.Atomic Oxygen Effects and the Ground-based Simulation Experiments［M］.Beijing:National Defense Industry Press，2006.(in Chinese)

［8］ 江经善，王敬宜，王振红，等.热控涂层原子氧效应的试验研究［J］.航天器工程，2004，13(2):32-35.JIANG J SH，WANG J Y，WANG ZH H，et al..Research in atomic oxygen effects of thermal control coatings［J］.Spacecraft Eng.，2004，13(2):32-35.(in Chinese)

［9］ PETERS W C，HARRIS G，MILLER G，et al..Tailoring thin-film/lacquer coatings for space applications［J］.High Performance Polymers，2000，12:105-112.

［10］ DE GROH K K，DEVER J A，SNYDER A，et al..Solar effects on tensile and optical properties of Hubble Space Telescope silver-teflon insulation［J］.2006 MRS Spring Meeting，2006，929:1577.

［11］ DEVER J A，DE GROH K K，JACQUELINE J，et al..Mechanical properties degradation of Teflon FEP returned from the Hubble Space Telescope［C］//The 36thAerospace Sciences Meeting ＆ Exhibit，Jan 12-15，1998，Reno，NV，1998.

［12］ 郑阔海，李中华，王敬宜，等.低地球轨道航天器不同攻角原子氧通量密度计算模型［J］.宇航学报，2010，31(7):1855-1863.ZHENG K H，LI ZH H，WANG J Y，et al..Model of atomic oxygen fluence for different spacecraft surface in low earth orbit［J］.J.Astronautics，2010，31(7):1855-1863.(in Chinese)

［13］ DE GROH K K，SMITH D C.Investigation of Teflon FEP embrittlement on spacecraft in Low Earth Orbit［C］//Proceeding s of the 7th International Symposium on Materials in Space Environment.Toulouse，France，1997.

［14］ DEVER J A，DE GROH K K，BANKS B A，et al..Environmental exposure conditions for Teflon fluorinated ethylene propylene on the Hubble Space Telescope［J］.High Performance Polymers，2000，12:125-139.

［15］ DE GROH K K，GAIER J R，HALL R L.Insights into the damage mechanism of Teflon FEP from the Hubble Space Telescope［J］.High Performance Polymers，2000，12:83-104.

［16］ TOWNSEND J A，HANSEN P A，DEVER J A，et al..Hubble Space Telescope metalized Teflon FEP thermal control materials:on-orbit degradation and post-retrieval analysis［J］.High Performance Polymers，1999，11:81-99.

［17］ TOWNSEND J A，HANSEN P A，DEVER J A，et al..Analysis of retrieved Hubble Space Telescope thermal control materials［J］.Science of Advanced Materials and Process Engineering Series，1998，43.

［18］ EESBEEK V，LEVADOU M.Investigation on FEP from PDM and harness from HST-SA1［C］//Proceedings of the Hubble Space Telescope Solar-Array Workshop，Noordwijk，The Netherlands，1995，403-416.

［19］ DEVER J A，DE GROH K K，BANKS B A，et al..Effects of radiation and thermal cycling on Teflon FEP［J］.High Performance Polymers，1999，11:123-140.

［20］ DEVER J A，MCCRACKEN C A.Effects of vacuum ultraviolet radiation of various wavelength ranges on Teflon FEP Film［J］.High Performance Polymers，2004，16:289-301.

［21］ DE GROH K K.，BANKS B A，SECHKRE A，et al..Simulated solar flare X-ray and thermal cycling durability evaluation of Hubble Space Telescope thermal control candidate replacement materials［J］.Protection of Space Materials from the Space Environment，2001:253-279.

［22］ TOWNSEND J A，HANSEN P A，McCLENDON M W，et al..Ground-based testing of replacement thermal control materials for the Hubble Space Telescope［J］.High Performance Polymers，1999，11:63-79.

［23］ MOSER M，SEMPRIMOSCHNIG C，EESBEEKS M V，et al..Comparison of results from post-flight investigation on FEP retrieved from the Hubble Space Telescope Solar Arrays and LDEF［C］//European Conference on Spacecraft Structure，Materials ＆ Mechanical Testing，Noordwijk，Netherlands，2005.

［24］ MOSER M，SEMPRIMOSCHNIG C O A，EESBEEKS M V，et al..Surface and bulk degradation of Teflon FEP retrieved from the Hubble Space Telescope Solar Arrays［J］.High Performance Polymers，2008，20:429-446.

［25］ DE GROH K K.，SNYDER A，FINLAY K A.Degradation of Hubble Space Telescope Aluminized-Teflon bi-stem thermal shields［J］.High Performance Polymers，2008，20:410-428.

［26］ DEVER J A，de GROH K K.Vacuum ultraviolet radiation and atomic oxygen durability evaluation of HST Bi-stem thermal shield materials，N20020038202［R］.National Aeronautics and Space Administration，2002.

［27］ de GROH K K，DEVER J A，SUTTER J K，et al..Thermal contributions to the degradation of Teflon FEP on the Hubble Space Telescope［J］.High Performance Polymers，2001，13:401-420.

［28］ DEVER J A，DE GROH K K，MESSER R K，et al..Mechanical properties of Teflon FEP retrieved from the Hubble Space Telescope［J］.High Performance Polymers，2001，13:373-390.

［29］ DE GROH K K，MARTIN M.The effect of heating on the degradation of ground laboratory and space irradiation Teflon FEP［J］.Protection of Materials and Structures from Space Environment Space Technology Proceedings，2004，5:155-169.

［30］ DE GROH K K.，BANKS B A，DEVER J A，et al..Ground-Based durability projection of ePTFE on ISS based on Hubble Space Telescope degradation data［J］.High Performance Polymers，2004，16:319-337.

［31］ TOWNSEND J A，HANSEN P A，YOSHIKAWA Y，et al..Degradation of Hubble Space Telescope metalized Teflon FEP thermal control materials［J］.Science of Advanced Materials and Process Engineering Series，1998，43:1-13.