航天器供配电分系统电弧短路故障及其防护

冯伟泉 韩国经 刘业楠 王志浩 徐炎林 于丹

（1 北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

（2 可靠性与环境工程技术重点实验室，北京 100094）

（3 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

1 引言

随着航天器有效载荷功率的增加，航天器供配电分系统提供的工作电压和工作电流不断加大，大功率航天器供配电分系统呈现电弧短路故障多有发生的趋势。电弧短路故障的特点是瞬时电流极大，能够产生大量的热量，瞬间对航天器供配电分系统造成很大破坏，其中一些故障导致了航天器供配电分系统部分甚至整体功能失效。大功率航天器供配电分系统有三大部件常发生电弧故障导致供电中断：太阳电池阵［1］、太阳电池阵驱动机构（SADA）和母线。空间相邻导体间发生电弧的条件有：①相邻导体间有一定电压差，如果没有足够高电压差，即便有外在电弧触发因素，也不会发生电弧，因此降低电压差是故障电弧防护措施之一；②相邻导体间存在触发电弧因素，如静电放电（ESD）或多余物接触等，空间带电环境会引起航天器ESD，因此要设法使航天器在空间不发生或少发生ESD；③必须有外电源提供持续的电弧放电电流。据统计，在1996—2006年的十年间，全世界共有117次卫星太阳电池阵故障［2］。大量灾难性故障属于电弧引起的短路故障，主要诱因是空间带电环境引起的航天器ESD。欧洲、美国和日本等国家对这一故障模式进行了广泛研究，并建立专门的国际标准。除了太阳电池阵外，航天器SADA 和母线也容易产生电弧故障，由于SADA 和母线承载的电流很大，发生电弧故障的破坏性更大。

本文叙述了航天器电弧故障机理及其三大类电弧故障模式，介绍了航天器供配电分系统电弧故障的防护和试验方法，并建议对故障机理和防护新技术进行研究，及建立相关产品保证规范体系。

2 真空电弧

电弧放电是在外电源能够提供持续大电流的条件下，放电间隙中形成明亮、高电导、高温通道的一种强烈自持放电。在轨航天器处在真空环境中，因此电弧放电属于真空电弧［3］。真空电弧放电是在电极蒸发出来的金属蒸汽中形成的，因此称为金属蒸汽真空电弧，电弧电流载体是来自电极蒸发的金属中的电子和离子。电弧电流集中在电极上很多阴极斑点，每个斑点直径很小，约为几微米，因此电流密度很高，约为105～106A／cm2，如此高电流密度会迅速蒸发阴极表面材料，产生金属等离子体维持电弧［4］。由于放电电弧能产生很高的热量，可烧毁电极和周围部件，瞬时（毫秒级）造成航天器短路故障。真空电弧的伏安特性表明其有非常低的阻抗，如图1 所示。最小电压／电流值取决于所用金属类型，常用的金属材料银和铜最小电压分别为15V 和17V，远低于绝大部分航天器供配电工作电压。图1 显示供配电分系统常用的不同材料的最小弧压。

真空电弧破坏作用取决持续时间长短，持续时间越长破坏越严重，电弧持续时间取决于电弧电流大小，由图2 可知，电弧电流越大，电弧持续越长，电弧烧毁越严重。要形成持续电弧，电源最小工作电压一般高于15V（对银电极）和17V（对铜电极）。目前，太阳电池阵金属材料工作电压基本上大于这些电压值，而且电源可以为电弧提供几安培电流，因此目前大功率航天器电弧短路风险普遍存在。

图1 各种材料真空电弧伏安特性Fig．1 Arc volt-ampere character for electrode materials

图2 各种材料电弧持续时间与弧流关系Fig．2 Arc duration vs．arc current

3 常见电弧故障

3．1 太阳电池阵电弧故障

随着航天器功率加大，一般太阳电池阵设计需要增大串间电位差和串电流。众所周知，太阳翼在空间带电环境中容易产生ESD，ESD 是触发电弧的主要因素。ESD 诱发太阳电池阵电弧故障形成机理见图3。ESD 诱发电弧的机理是ESD 触发产生一次电弧，一次电弧产生的等离子体，浓度及面积达到一定程度时，会引起串间电弧放电，称为二次电弧。太阳电池阵自身为电弧提供电流，在电弧电池片间隙产生巨大热量，造成电池片和电极熔化烧断、聚酰亚胺薄膜等绝缘材料碳化短路，形成太阳电池阵局部电池失效，无法输出电流。1998年，劳拉空间系统公司最早报道了太阳电池阵电弧故障，其母线电压为100V 的太阳电池阵［1］，电池片串间电位差达到80V 左右，故障造成两串电池片永久短路，输出功率下降1／3～1／2，严重影响航天器正常工作。

图3 太阳电池阵电弧故障形成机理Fig．3 Arc failure mechanism of solar array

在NASA 格林研究中心的指导下，劳拉空间系统公司对GEO 卫星太阳电池阵进行了大量地面模拟试验，采用电子束辐照大面积太阳电池阵样品，太阳电池电路串间电压设定在80 V 和75V，太阳电池阵模拟器（SAS）提供串电流，其最大设定值为2．25A，模拟轨道关键工作条件，地面试验复现了真空电弧短路故障。随后，他们进行间隙注室温硫化硅橡胶（RTV）样品加固，注胶样品电弧阈值能够达到200V／3A，尽管注胶基本没有改变电流阈值，但提高了电压阈值。劳拉空间系统公司最后采用注胶工艺，并且为每串电池安装隔离二极管以减少串电流。经过对大量试验数据的分析，得出太阳电池阵电流和电压的安全工作区见图4［3］。

图4 中红色区域为易发生电弧短路故障的区域，为非安全区域，这个区域特点是工作电压和电流都比较大；蓝色区域是比较安全的；浅蓝色表示对有些电极材料是安全的区域，其特点都是电流小或者电压小或者两者都小；白色区域为过渡区域。图中可见，如果电池片间电位差在10V 以下，对7A 以下所有串电流都是安全的，因为该电压低于一般太阳电池阵材料最低电弧电压；如果串电流小于1A，对200V 以下的所有片间电位差都是安全的，因为小于1A 的弧电流无法持续。总之，电弧故障发生条件既要有较高的工作电压，还要有较大的工作电流，应在电源设计中加以避免。

图4 太阳电池阵电弧故障安全与不安全工作区Fig．4 Safe zone of solar array operating current and voltage

3．2 SADA电弧故障

SADA 部件也是容易发生电弧放电的部件，因为它有大量间隔很近的裸露导电环，而且电流集中汇集，在SADA 工作中容易形成磨损碎屑等多余物触发电弧。最早报道SADA 电弧故障的是美国“海洋卫星”（Seasat）［4］，在轨运行105d后失效，供配电分系统无法输出功率，经过故障委员会分析验证，确认其原因是SADA 电弧故障引起的短路。电弧的触发机理可能是金属多余物导致SADA 导线与电刷或电刷与电刷的瞬间接触，也可能是多余物横跨在相反电极绝缘件上引起瞬间导通。Seasat卫星的SADA 设计本身也存在缺陷，大多数相邻滑环电刷极性都是相反的，这样的配线安排，加上环间隙设计本身过于狭小，使得Seasat卫星滑环电刷组件有较大概率形成短路。

SADA 短路一般分两种类型［5］：一种是前向环与回流环的短路，见图5（a）；另一种是前向环与结构地的短路，见图5（b），红色表示电弧短路，黄色箭头表示短路电流构成的回路。从图5（b）可知，由于母线接地，前向环与SADA 外壳结构（如果接地）之间也可能有电弧放电。

电弧形成以后，它的等离子体以104m／s的速度向附近区域快速传播，造成电弧面积迅速扩大，在电弧快速加热作用下，电极材料熔化，绝缘材料发生炭化，最终导致太阳翼局部快速烧毁。

图5 SADA 电弧短路故障示意图Fig．5 Arc short circuit failure of SADA

3．3 母线电弧故障

航天器母线担负着为负载供电的重要任务，是连接电源系统各部件和负载的“桥梁”。母线的绝缘层如果发生损坏和有缺陷，裸露导线之间或裸露导线与结构地之间在外界触发因素作用下，也会发生电弧故障。最早报道母线电弧故障的是日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）研制的先进地 球 观 测 卫 星-Ⅱ（ADEOS-Ⅱ）。2003年10月25日，ADEOS-Ⅱ供电功率突然从6kW 降低到1kW，最后导致灾难性故障［6］。为了确定该故障的原因，JAXA、九州工业大学和NEC 公司等联合开展大量研究和验证工作，最后认定：航天器在轨热循环环境导致母线绝缘层破裂，在经过地球的南北极区时，包裹输电电缆的多层隔热（MLI）薄膜在极区沉降电子作用下发生表面带电，MLI薄膜接地端与裸露母线导体之间发生了电弧放电，烧毁电缆绝缘层，继而造成母线和母线之间发生电弧烧毁短路故障。图6为有缺陷电缆在电弧验证试验前后的样品照片。

图6 电弧验证试验前后母线电缆的照片Fig．6 Photos of electrical bus before and after test

4 一般防护措施

SADA 和母线电弧防护可以通过改进设计和工艺、防止多余物和试验验证等方法解决，下面主要介绍太阳电池阵电弧防护方法。

4．1 降低相邻电池片间电压

劳拉空间系统公司对太阳电池阵进行电弧防护设计改进，首先是降低太阳电池阵相邻的电池串间电压，原设计达到80V（砷化镓）和75V（硅），处在电弧故障不安全区域之内。为了确保任何情况下片间都不会产生较高电压，劳拉空间系统公司研究认为50V 是最大容许电压，见图7。［1］

图7 太阳电池片间最大电位差小于50VFig．7 Voltage difference among solar array cells less than 50V

4．2 电池片间隙注胶

RTV 胶嵌入不同电压差的电池片间隙中，见图8。样品试验显示，发生电弧的电压阈值提高到220V。注胶工艺要确保注胶充分，没有气泡，不应裸露电极，并且要经受热循环应力考验无裂痕、无电极牵拉损坏，污染也要小等，由此引起的不利因素不能影响太阳电池阵其它性能要求。［1］

图8 太阳电池阵电池片间隙填RTV 胶Fig．8 RTV glue between solar cells

4．3 减小电池串电流

较大的串电流是产生电弧的必要条件之一，因此应减小串电流。一般电池阵配置时，多个电池片并联后再串联加上隔离二极管，电池片工作电流一般低于0．5A，是电弧故障安全区域，但是多片并联以后，串电流就增加，有可能进入不安全区域。劳拉公司采用每串安装隔离二极管，见图9，确保串电流不大于1．1 A。这样即使太阳电池阵效率有些损失，但可以显著提高可靠性。［1］

图9 每串设置二极管隔离Fig．9 Isolation diode for strings of solar array

4．4 地面验证试验方法

电弧故障的防护措施必须在地面得到试验验证，试验主要是研制试验和鉴定试验。目前，对太阳电池阵ESD 诱发电弧放电，其地面验证试验方法的国际标准（ISO11221）已经发布［7］。欧洲航天局发布的航天器带电标准（ECSS-E-ST-20-06C）［8］也有太阳电池阵电弧故障的试验方法，两者基本相同。ISO11221的试验方法见图10。

图10 太阳电池阵电弧故障鉴定试验示意图Fig．10 Solar array arc failure qualification test

样品为两串电池组成，材料、工艺和间隙设计必须与正样一致，样品放入真空容器中经电子辐照或等离子体环境作用，观察有无电弧放电发生，如果发生电弧放电则为鉴定不通过。图10中，电源Vb模拟航天器带电，Rb为Vb的限流电阻，起保护作用。Cext、Rext和Lext作用是模拟ESD 波形，C1、C2、C3分别为太阳电池阵的补偿电容，D1和D2为二极管防止反向电流。RL为可变负载模拟串间电压，V为电压表测量带电电压和串间电压。Ⅰsc为电流源，模拟串电流。CP1～CP4为电流探头，CP4监测ESD，CP1～CP3监测太阳电池串回路中的电流情况，以判断是否出现二次放电。如果电池串间发生电弧放电短路，则CP3显示的电流会突然下降，详见标准ISO11221-2011。［7］

目前，对于SADA 部件和母线的电弧验证试验方法还没有形成国际标准，但法国国家航天研究中心、波音公司［9］、JAXA 和中国空间技术研究院等正在进行大量试验研究工作。

5 建议

鉴于电弧故障的破坏性大、传播性强，而且在瞬间发生，实施抢救十分困难，因此各国对此问题非常重视，力争杜绝电弧故障发生。我国针对电弧短路故障的防护技术也已开展了大量研究和验证工作，在电弧故障防护方面已经取得很大进步，目前主要进行防护新技术及机理的深入研究，确保航天器电弧故障防护的可靠性，现建议如下：

（1）进一步开展航天器电弧故障机理、防护和验证的新技术研究，如太阳电池阵表面导电处理防护技术研究、空间碎片超高速撞击电弧诱发模拟技术研究、空间激光电弧诱发模拟技术研究、电弧故障防护电路设计方法研究等，为电弧短路故障防护的可靠性设计和验证提供坚实技术基础。

（2）建立航天器电弧故障防护设计规范及标准体系，完善相关材料、设计、工艺、操作和试验等各方面的详细规范要求，以确保航天器入轨后不发生电弧短路故障。

（References）

［1］Hoeber．Solar array augmented electrostatic discharge in GEO，AIAA 98-1401［R］．Washington D．C．：AIAA，1998

［2］Brandhorst H W，Rodiek J A．Space solar array reliability：A study and recommendations［J］．Acta Astronautica，2008，63：1233-1238

［3］Michael Bodeau．Current and voltage thresholds to prevent sustained arcing in power systems［C］／／Proceed-ing of the 11th Spacecraft Charging Technology Conference．Washington D．C．：NASA，2010：2041-2049

［4］NASA Investigation Board．Report of the Seasat failure review board，N93-24693 ［R］．Washington：NASA，1993

［5］CatanI J-P．Flight failures by arcing on power lines［C］／／Proceeding of the 10th Spacecraft Charging Technology Conference．Paris：ESA，2007：1201-1208

［6］Kawakita S．Investigation of an operational anomaly of the ADEOS-II satellite ［C］／／Proceeding of the 9th Spacecraft Charging Technology Conference．Washington D．C．：NASA，2003：810-818

［7］ISO．ISO11221-2011Space systems-space solar panelsspacecraft charging induced ESD test methods［S］．Genevese：ISO，2011

［8］ESA-ESTEC．ECSS-E-ST-20-06C Space engineering／spacecraft charging［S］．Noordwijk，The Netherlands：ESA-ESTEC，2006

［9］Leung P，Scott J，Seki S，et al．Arcing on space solar arrays［C］／／Proceeding of the 10th Spacecraft Charging Technology Conference．Paris：ESA，2007：1642-1648