LEO大面积柔性HVSA一次放电研究

张岩松，欧 伟，于 辉，程保义

(中国电子科技集团公司第十八研究所，天津300384)

LEO大面积柔性HVSA一次放电研究

张岩松，欧 伟，于 辉，程保义

(中国电子科技集团公司第十八研究所，天津300384)

在低地球轨道(LEO)中充满着高度稠密的电离层等离子体，在此环境中，高压太阳电池阵(HVSA)更容易发生静电放电，引起太阳电池和电路的性能衰降。在阐述一次放电机理的基础上，介绍了对采用防护措施的实验件进行一次放电损伤实验的情况。实验结果表明，在LEO上15年寿命中发生的一次放电不会对HVSA造成损伤。

柔性高压太阳电池阵；低地球轨道；一次放电

随着人类空间活动的日益频繁，对空间飞行器太阳电池阵输出功率的需求也越来越大。太阳电池阵功率输出的能力已从最初的几十瓦增加到现今的几十千瓦乃至几百千瓦。对于高功率大面积太阳电池阵来说，为了减轻结构质量、减少传输线路的欧姆损耗、限制供电电流与地磁场相互作用的影响以及满足太阳翼的发射包络要求，必须使用柔性高压太阳电池阵技术。工作在100 V以上的太阳电池阵称为高压太阳电池阵(High Voltage Solar Array)[1]，比如ISS太阳电池阵(美国电源系统)，其输出电压超过160 V，母线电压为120 V[2]。

高压太阳电池阵在LEO等离子体环境中工作时会发生静电放电，静电放电又分为一次放电(Primary Discharge)和二次电弧(Secondary Arc)[3]。一般情况下，一次放电能量较低，不会对太阳电池阵产生严重危害，但对于HVSA来说，由于面积足够大，参与一次放电的能量足够高，一次放电会对太阳电池产生累积效应，在电池边缘发生的一定次数的一次放电会毁坏P-N结，造成电池短路，从而降低太阳电池的效率，严重时会影响整个一次电源系统的功率输出。为此，研究LEO大面积柔性HVSA一次放电效应，对提高LEO轨道高功率、长寿命航天器的可靠性、安全性设计具有非常重要的意义。

1 LEO等离子体环境

当空间飞行器工作在300～500 km高度的低地球轨道上，该高度区空间等离子体主要是电离层等离子体。电离层是地球大气的一个重要的层区，是低轨道空间环境的一个重要组成部分。它是由太阳光能电磁辐射，宇宙线和沉降粒子作用于高层大气，使之电离而成的自由电子、离子和中性粒子构成的能量很低的准中性等离子体区域。在200～400 km轨道高度之间电子和离子密度有一个峰值。低地球轨道的等离子环境其带电粒子密度要比地球静止轨道高4～6个数量级，通常称该电离层为稠密的等离子体(图1)。

图1 空间等离子体分布特性[3]

2 一次放电机理

自上世纪80年代中后期开始，美、日、法等国先后开展了LEO中HVSA静电放电的理论研究。目前在国际上得到广泛认可的理论是1991年赵孟佑和Hastings联合提出的，其通过实验研究了太阳电池在反向电位梯度(IPG)下三结合处(即空间等离子体、玻璃盖片和互连片)的充电情况，并推导出电弧放电的过程如下[4](图2)：

(1)在太阳电池阵表面相对于周围等离子体电位为负的区域将受到LEO轨道高密度等离子体环境中正离子的撞击并在盖片表面沉积，积累的正电荷形成由盖片指向金属互连片的表层电场(图中的箭头方向)，形成IPG。此电场被认为是LEO轨道太阳电池表面产生放电的触发因素。

图2 三结合处在反向电位梯度情况下发生一次放电的示意

(2)由于表层电场的存在，互连片表面的电子会被激发出来。由于三结合处的电势结构，这些场发射电子在玻璃盖片侧面被吸引到电场表面，从而引起玻璃盖片侧面绝缘表面的二次电子发射，在电场的作用下，二次电子发射系数大于1，玻璃盖片侧面带正电，使得表层电场被增强。增强的电场由会促进导体表面的电子发射，从而形成正反馈的机制。

(3)随着电场放电电流的聚增，在玻璃盖片侧面轰击电子的数量也增加。由于电子的撞击作用，绝缘表面吸附着的中性气体会发生解吸形成一层很薄的中性气体层。气体层电离放电，使得互连片附近的放电电流的电子与玻璃盖片周围沉积的正离子发生中和，静电放电发生。

(4)随着空间飞行器积累的电子通过静电放电与玻璃盖片周围沉积的正离子中和，在飞行器表面和空间环境之间存储的电荷会被迅速释放掉，航天器表面的电势会快速增长到接近0。

(5)通过表面闪弧(Flashover)的扩散，静电放电会持续直到表面闪弧停止时终止。

(6)空间飞行器表面由于周围等离子体的充电电流而重新恢复负电势，整个静电放电过程循环进行。

通过上述一次放电产生及发展的过程可以认识到，在太阳电池阵表面出现的一次放电通常是一种脉冲电流的形式，这种脉冲电流包含两部分：在放电期间导体表面向空间发射的负电荷形成的电流(Blow-off Current)以及太阳电池盖片周边吸附的正离子参与放电而产生的表面闪弧电流(Flashover Current)。在反向电势梯度下它的能量来源于储存于绝缘体表面和空间飞行器结构体之间电容中的静电能，其大小与绝缘体表面电特性及面积有关[3]。

3 实验

3.1 一次放电阈值电压

实验时，偏置电压从-50 V开始，以-5 V为步长进行增加，每次偏置电压调节后等待90 min，当检测到峰值不低于0.5 A、持续时间不少于5 μs的电流脉冲时，认为发生一次放电。经实验，确认实验件的一次放电阈值电压1th=-110 V。

3.2 一次放电能量

一次放电实验中需要对脉冲产生回路进行模拟，以在地面实验设备中模拟在轨可能产生的静电放电能量[5]。此最大电流脉冲的确认基于以下3个基本假设。

(2)等离子体扩散所致的玻璃盖片均对初始放电点放电；

(3)太阳电池阵表面有效面积内特性参数均按玻璃盖片估算，其典型的面电容率为28.6 pF/cm2。

根据模型可以估计出放电等离子体传播产生的能量。此能量与太阳电池阵尺寸、表面材料特性及一次放电阈值电压有关。为保证后续一次放电实验中能够产生太阳电池阵在轨时可能出现的最大电流脉冲，根据实际设计情况对放电能量及补偿电路参数进行确认。

等离子体的扩散具有耗散性，对于HVSA，其尺寸较大，因此放电脉冲扩散时间一般情况下在一定距离会衰减耗散，并不能完全扩展至整个太阳电池阵，在这里取2 m作为放电传播扩散的最大半径。放电脉冲峰值释放能量应包含以2 m为半径的圆面内的静电能，放电脉冲持续时间应按在扩散至2 m时耗散。根据以上结果，可以计算获得放电能量补偿电路参数。

3.3 一次放电次数

实验需要对等离子体环境下HVSA在一定时间内发生的一次放电的总次数进行估计。对此采用200 V以上偏压，获得各组偏压对应的放电频率后，根据实验数据拟合获得2 m半径范围内放电次数的计算公式。根据公式在低压范围估计的情况要比实际情况加严，因此可以采用上述放电频率来进行初步加严估算。

对于母线电压100 V的HVSA，根据等离子体环境下电子和离子收集的规律，可知其航天器结构悬浮电位不会超过-100 V，根据仿真的结果，最恶劣情况按-90 V计算。对于LEO上的飞行器，典型受照时间约为实际在轨时间的60%，通过计算可知，HVSA在半径2 m的圆形区域内，每年放电次数约为1 100次，15年放电次数约为16 500次。

在实际供电情况下，LEO上HVSA中相对等离子体偏负的一部分太阳电池片会发生ESD，按航天器-90 V结构电位来估计，单串电池电路中具有发生ESD风险的电池数量最多占20%(约10片)。在一次放电损伤实验中将条件加严，认为ESD仅发生在单串电池电路负极的一片电池上。由于LEO上HVSA在半径2 m的圆形区域内，每年放电次数约为1 100次，根据目前大面积柔性阵的典型布片设计，在半径2 m的圆形区域内，最少可布置96串电池电路，故在实验时，认为在每个实验件的9片电池上进行1 100÷96×9≈104次ESD能够充分代表一年寿命期间在LEO的HVSA上发生的ESD次数。如果要满足15年的在轨使用寿命，在实验件上至少需发生约1 550次ESD来进行考核。

3.4 一次放电损伤实验

实验采用微波电子回旋共振(ECR)型等离子体源。

实验中采用负偏压＋等离子体环境的方法模拟IPG，采用补偿电路模拟放电能量，每隔50次的一次放电对试样的暗特性进行原位测量，通过暗特性曲线的变化来判断实验件是否出现损伤。图3为一次放电损伤实验原理图。

图3 一次放电损伤实验原理图

实验采用的实验件具备真实柔性太阳电池阵的典型特征结构，照片如图4。

图4 实验件照片

3.5 实验结果与分析

参与实验的实验件状态、实验条件与实验结果如表1所示。

表1 实验统计表

在对A#实验件进行2 000次ESD后，实验件的暗特性没有发生明显变化(图5)。从实验设备取出后进行I-V测试及外观检查，其电性能没有发生明显变化(图6)，外观也未见明显损伤。

图5 A#第一串电池实验前后暗特性对比

图6 A#第一串电池实验前后I-V测试图

通过对A#实验件2 000次ESD位置进行统计，可知放电位置主要集中在两侧汇流条上，其余均匀分布于电池片串间以及外侧边沿，发生在汇流条处的ESD次数与发生在电池片周边的ESD次数之比约为3∶1(图7)。

图7 2 000次放电位置示意图

考虑到汇流条位置放电不会引起太阳电池损伤，不能充分反应电池受到一次放电引发的损伤情况，因此又利用B#实验件将汇流条位置用绝缘胶带覆盖后，重新进行实验，放电位置记录见图8。在进行900次ESD后，实验件的暗特性没有发生明显变化，在进行950次ESD后，B#实验件第二串电池的暗特性有明显变化。取出后进行I-V测试可知，第二串中第一片电池完全损坏(I-V测试已无曲线)，其余电池性能正常，第二串电池实验前后的I-V测试图见图9。对损坏电池进行QE测试可知，其顶电池、中间电池和底电池均发生明显损伤(图10)。

图8 放电位置记录(50次、100次、500次、950次)

图9 B#第二串电池实验前后I-V测试图

按照发生在汇流条处的ESD次数与发生在电池片周边的ESD次数之比约为3∶1计算，B#实验件发生900次ESD对电池造成的损伤相当于汇流条处不贴绝缘胶带的情况下实验件发生3 600次的ESD对电池造成的损伤，故可认为实验件在汇流条处不贴绝缘胶带时，发生3 600次ESD后性能无明显变化，发生3 800次ESD后有一片电池损坏。

为了进一步研究在15年寿命中一次放电对LEO上HVSA产生的影响，对C#实验件进行了3 100次(15年寿命期间预计发生不超过1 550次，选取1倍余量)一次放电实验。每50次一次放电之后进行一次暗特性测试，3 100次一次放电后C#实验件暗特性没有明显变化。取出后进行I-V测试及外观检查，其电性能没有发生明显变化，外观也未见明显损伤。

图10 正常电池的QE与损坏电池的QE

4 结论

本文简述了LEO大面积柔性HVSA一次放电的地面实验研究情况。通过上述实验情况介绍可以得到以下结论：(1)对于LEO大面积柔性HVSA，静电放电发生位置主要集中在两侧汇流条上，其余零星分布于电池片串间以及外侧边沿；(2)一定次数的一次放电会产生累积效应，使电池损坏失效；(3)在LEO上15年寿命中发生的一次放电不会对HVSA造成损伤。

[1]刘业楠，贾瑞金，童靖宇.LEO等离子体环境中HVSA的电弧放电研究[J].航天器环境工程，2006,23(6):347-350.

[2]穆肯德.R.帕特尔.航天器电源系统[M].韩波，陈琦，译.北京：中国宇航出版社，2010:81-82.

[3]LEACH R D,ALEXANDER M B.Failures and Anomalies Attributed to Spacecraft Charging[R].Alabama:NASA Marshall Space Flight Center,1995:3-4.

[4]HASTINGS D E,CHO M,KUNINAKA H.The arcing rate for a high voltage solar array:Theory,experiment and predictions[J]. Spacecr Rockets,1992,29(4):538-554.

[5]IEC.ISO/CD 11221.Space Systems-Space Solar Panels-Spacecraft Charging Induced Electrostatic Discharge Test Methods[S].USA: IEC，2011:12.

Research on primary discharge of large area flexible HVSA used on LEO

LEO was full of highly dense ionosphere plasma in which ESD will happened on HVSA and induce the degradation of solar cell and circuit. On the basis of introduction of primary discharge mechanism, the primary discharge damage test happened on samples which had been protected was presented.The result of the test prove that the primary discharge which appear in 15 years lifetime on LEO will not damage the HVSA.

flexible HVSA;LEO;primary discharge

TM 914

A

1002-087 X(2015)10-2169-04

2015-08-17

张岩松(1980—)，男，河北省人，工程师，学士，主要研究方向为太阳电池阵设计。