极轨航天器多层外表面充放电效应试验研究

赵 宇，颜吟雪，刘业楠

（1.北京空间机电研究所；2.北京卫星环境工程研究所：北京 100094）

极轨航天器多层外表面充放电效应试验研究

赵 宇1，颜吟雪1，刘业楠2

（1.北京空间机电研究所；2.北京卫星环境工程研究所：北京 100094）

利用空间带电粒子辐照试验台进行了太阳同步轨道航天器多层组件表面充放电试验，研究了常规与导电型（带ITO镀层）两种Kapton/Al薄膜在受到带电粒子辐照后的充放电情况和外观变化情况。试验结果表明，对于在近极地轨道运行的航天器，带ITO镀层的导电型Kapton/Al薄膜能够有效释放电荷、降低多层组件外表面对航天器地的电位差，本身不会形成放电损伤，比常规Kapton/Al薄膜更适合作为航天器多层外表面热控涂层。

多层隔热组件；充放电效应；Kapton/Al薄膜；试验研究

0　引言

多层隔热组件包覆于航天器外表面，可以有效地将其内部温度场与外热流、深冷低温等空间恶劣环境进行隔离，是航天器热控设计的重要手段［1］。航天器在轨运行时，空间带电粒子入射到航天器多层组件外侧表面后，电荷会不断累积，使表面具有一定的负电位，电位绝对值最高可达上万V。当航天器多层组件外侧表面与结构地之间电位差达到一定数值时，就会发生放电现象。多层组件放电可能造成

介质击穿损坏、光学表面污染、电子器件烧毁等严重后果，直接威胁到航天器的安全运行。而具有防静电功能的多层表面介质可极大降低带电粒子对其表面产生的影响，提高航天器热控系统的稳定性与可靠性［2-6］。

单面镀铝聚酰亚胺（Kapton/Al）薄膜是航天器多层组件常用的表面涂层材料，其在空间环境中会受到带电粒子辐射作用发生充放电效应［7-10］。本文针对太阳同步轨道航天器多层组件受高能带电粒子辐照可能产生的影响，利用真空容器和高能电子枪等设备模拟航天器表面受空间带电粒子辐照环境，通过试验研究了常规Kapton/Al薄膜及导电型Kapton/Al（ITO）薄膜在轨运行时的表面充放电情况，并对试验前后的涂层表面属性进行比对分析。

1　多层表面充放电机理

在低地球轨道运行的遥感航天器，一般运行在太阳同步轨道即极轨区域，常遇到大通量密度的沉降电子环境和少量高能带电粒子环境。其外表面接受的高能带电粒子辐射总剂量约为1000 Gy/a，单个粒子能量约为1 MeV。沉降电子环境可能会引发航天器多层组件外表面涂层的充放电效应。

充电现象即为电荷建立并积累的过程。多层外侧介质充电是由作用在其表面的空间电荷累积形成的结果。外形特征、表面属性、结构材料、空间等离子体环境、空间电磁场以及太阳辐射等均能影响航天器表面充电电位水平。在空间带电粒子辐照环境中，多种电流混合作用于航天器表面（如图1所示），其表面电位在各种正负电流作用下于一定时间内可达到动态平衡。

图1　多层表面电流走向图Fig.1　Electrical currents to and from the multilayer surface

Kapton/Al的聚合物薄膜面是介质面，外侧朝向深冷空间，当其与空间带电粒子碰撞后累积负电荷，其与航天器结构体之间的电位差不断增大，在电位差达到Kapton的击穿极限时就会产生放电现象。多层组件（结构如图2所示）的表面受空间充放电效应影响会形成击穿点，造成局部破损，甚至改变涂层表面物理属性，影响航天器温度场。为防止多层表面充放电效应的产生，通常在其绝缘介质外表面沉积一层透明导电氧化物，用以提升其导电能力。ITO透明镀层（氧化铟锡）是该类应用的典型代表，带有0.025 µm厚的ITO镀层的单面镀铝聚酰亚胺薄膜，其绝缘介质面电阻率最大可降至1×105Ω/□，导电性能大大增强［11-16］。

图2　多层组件（MLI）结构示意图Fig.2　Structural diagram of the MLI

2　试验研究方案

2.1研究对象和目的

本试验以太阳同步轨道遥感器多层隔热组件中常用的常规Kapton/Al薄膜与导电型Kapton/Al（ITO）薄膜为研究对象，模拟了典型太阳同步轨道的空间粒子辐射量，测试这2种薄膜在轨运行时受到极轨沉降电子的带电影响。试验的主要目的是：1）对比2种多层隔热组件外侧涂层在轨工作时受到的粒子辐射影响，主要是薄膜表面电荷积累及负电位升高情况，并对多层组件充放电过程进行监测。2）为低轨道、长寿命遥感器的热控设计提供选材的依据，为高可靠性、高控温精度遥感器的热控设计提供材料热性能参考数据。

2.2试验原理

Kapton/Al介质材料在电子辐照环境下，由于电荷积累在材料表面产生相对于航天器结构地的电位差，同时在材料的背面产生对地的漏电流；当电位差值超过材料的击穿阈值或真空中的放电电压时，就会产生静电放电。可通过监测放电电流获得放电参数。本试验利用充放电试验设备（CFD-E）的电子枪产生的电子束辐射试样，模拟极区沉降电子辐射环境的表面充电情况，测量充电电位及其随时间的变化，确认是否发生放电。

试验系统如图3所示，利用电子枪产生电子辐照环境，采用TREK341表面电位测量仪、电流探头、示波器、高阻计4种测量仪器测量充电相关参数。表面电位探头安装于三维平移机构上，用于在试样表面移动扫描测量表面电位分布；电流探头和示波器用于监测放电脉冲信号；高阻计用于测量泄漏电流，并从另一角度监测放电脉冲信号；等效接地电路用于模拟卫星地。试样导电部位与试验容器及试样工装之间须作隔离绝缘处理。

图3　试验系统示意图Fig.3　Schematic diagram of the experiment system

2.3试验方法

试验开始前将面积为300mm×300mm的试样正对电子束方向放置，调节好试样表面与电位计探头距离后，连接各类测试仪器电源并启动真空抽气系统。试验开始后调整电子枪电子束流密度达到1～5 nA/cm2后，辐射试样。每隔2 min关闭电子枪，并移动表面电位探头对电子入射面的电位分布进行一次扫描测量，直至相邻几次电位分布基本稳定为止。同时监测电流探头信号与漏电流信号，根据信号突变判断是否发生放电。

3　试验结果

3.1Kapton/Al试样表面电位积累

模拟太阳同步轨道带电粒子辐照热控涂层表面后，常规Kapton/Al薄膜（厚25 µm）表面会积累大量电荷形成电位差，随着时间的推移，中心电位值最大可增至-1500 V。图4显示了不同时间点薄膜表面电位积累情况。图5显示了薄膜表面电位值随辐照时间变化情况。

图4　Kapton/Al表面电位分布Fig.4　 Surface potential distribution of Kapton/Al

图5　Kapton/Al表面电位随时间变化Fig.5　Surface potential of Kapton/Al vs.time

由于电量不断累积，在带电粒子持续辐照117 min时，薄膜发生了放电现象。示波器观察到了多层表面的放电信号，波形如图6所示，其中横坐标为时间，100 ns/div；蓝色曲线为放电电压信号，纵坐标100 mV/div；红色曲线为放电电流信号，纵坐标200 mA/div。

图6　监测到的放电脉冲Fig.6　The monitored discharge impulse

3.2Kapton/Al（ITO）试样表面电位积累

导电型Kapton/Al（ITO）薄膜表面在接收电子辐照后也会聚集一定量电荷，但随着时间的推移，中心电位值一直稳定在-40～-60 V之间。图7显示了不同时间点薄膜表面电位积累情况。图8显示了薄膜表面电位值随辐照时间变化情况。由试验结果可知，ITO导电镀层能够有效释放电荷从而减少薄膜表面的电荷积累，避免薄膜在太阳同步轨道带电粒子辐照影响下产生放电现象。

图7　导电型Kapton/Al（ITO）表面电位分布Fig.7　Surface potential distribution of Kapton/Al with ITO

图8　导电型Kapton/Al（ITO）表面电位随时间变化Fig.8　Surface potential of Kapton/Al with ITO vs.time

3.3试样表面形态变化

试验前，2种Kapton/Al薄膜样品均呈亮黄色，且表面光滑。在带电粒子辐照试验后通过显微镜观察，常规Kapton/Al薄膜表面颜色变深，表面粗糙度增加，局部出现放电后形成的斑点和纹路；而导电型Kapton/Al（ITO）薄膜仅表面颜色变深，并无明显放电损伤，见图9所示。带电粒子辐照后Kapton/Al表面粗糙度的增加会引起薄膜表面的漫散射增加，导致涂层表面的光学属性也随之变化。可见，多层表面涂层发生放电会加快引起材料的剥蚀老化，而带有防静电镀层的导电型热控涂层可以有效抑制材料的表面放电损伤。

图9　试验后2种Kapton/Al表面变化情况Fig.9　Surface morphology of two kinds of Kapton/Al samples after the charged particle irradiation

4　结论

本文通过模拟试验研究了航天器在太阳同步轨道运行时，空间带电粒子作用于Kapton/Al薄膜表面的充放电效应。重点记录了参试品在试验过程中表面电荷积累的情况及充放电现象，对比试验结果进行综合分析，得出以下结论：

1）当航天器在LEO运行时，其舱外多层组件Kapton/Al外侧介质面会有不同程度的电荷积累，最高负电位可达到-103V；而带有ITO镀层的导电型Kapton/Al可以有效减少90%左右的表面电荷累积量。

2）当常规 Kapton/Al薄膜表面负电荷积累至一定程度时（试验中表面对航天器结构地的最大电位差达到-1500 V）会发生放电现象；导电型Kapton/Al（ITO）薄膜表面的对地电位差低，不会发生放电现象。

3）Kapton/Al薄膜在接受带电粒子辐照后参试件表面颜色会变深，经显微镜观测可见其表面在发生放电后产生明显的放电斑点和花纹，表面粗糙度增加。这说明放电效应会引起材料本身的物理损伤。

综上所述，太阳同步轨道等航天器的多层外表面Kapton/Al薄膜会受到空间带电粒子辐照而产生对地电位差，负电位可高达上千V，并产生充放电效应，放电后对材料本身会造成物理损伤，影响航天器热控系统稳定运行。采用导电型 Kapton/Al（ITO）薄膜可有效抑制表面充放电现象的发生。

（

）

［1］闵桂荣.卫星热控制技术［M］.北京： 宇航出版社， 1991

［2］Bitetti G， Marchetti M， Mileti S， et al.Degradation of the surfaces exposed to the space environment［J］.Acta Astronautica， 2007， 60（3）： 166-174

［3］Stuckey W K， Meshishnek M J.Solar uitroviolet and space radiation effects on inflatable materials，ADA384429［R］， 2000

［4］Koons H C， Mazur J E， Selesnick R S， et a1.The impact of the space environment on space systems， Aerospace Technical Report TR-99（1670）-1［R］， 1999

［5］Tonon C， Duvignacq C， Teyssedre G， et al.Degradation of the optical properties of ZnO-based thermal control coatings in simulated space environment［J］.Journal of Physics D： Applied Physics， 2001， 34： 124-130

［6］Houdayer A， Cerny G， K1emberg-Sapieha J E， et al.MeV proton irradiations and atomic oxygen exposure of spacecraft materials with SiO2protective coatings［J］.Nucl Instr and Meth B，1997， 7（2）： 71-76

［7］丁孟贤.聚酰亚胺［M］.北京： 科学出版社， 2006： 1-4

［8］Sun Y M， Zhu Z Y， Li C L.Correlation between the structure modification and conductivity of 3 MeV Si ion-irradiated polyimide［J］.Nuclear Instruments and Methods in Physics Research B， 2002， 191： 805-809

［9］侯增祺， 胡金刚.航天器热控制技术： 原理及其应用［M］.北京： 中国科学技术出版社， 2007： 419-445

［10］冯伟泉， 丁义刚， 闫德葵， 等.空间电子、质子和紫外综合辐照模拟试验研究［J］.航天器环境工程， 2005，22（2）： 69-72 Feng Weiquan， Ding Yigang， Yan Dekui， et al.study on space electron， proton and ultraviolet combined irradiation simulation test［J］.Spacecraft Environment Engineering， 2005， 22（2）： 69-72

［11］孙友梅， 朱智勇， 李长林.MeV离子辐照聚酰亚胺的化学结构及电性能转变［J］.核技术， 2003， 26（12）：931-932 Sun Youmei， Zhu Zhiyong， Li Changlin.Translation of polyimide's structure and electrical property induced by MeV ion implantation［J］.Nuclear Techniques， 2003，26（12）： 931-932

［12］Marco J， Remaury S.Evaluation of thermal controlcoatings degradation in simulated GEO-space environment［J］.High Performance Polymers， 2004，16（2）： 177-196

［13］李瑞琦.薄膜二次表面镜空间辐照效应评价及预测［D］.哈尔滨： 哈尔滨工业大学， 2007： 20-25

［14］Costantini J M， Salvetat J P， Couvreur F， et al.Carbonization of polyimide by swift heavy ion irradiations： effects of stopping power and velocity［J］.Nuclear Instruments and Methods in Physics Research B， 2005， 234： 458-466

［15］Di Mingwei， He Shiyu， Li Ruiqi， et al.Radiation effect of 150keV protons on methyl silicone rubber reinforced with MQ silicone resin［J］.Nuclear Instruments & Methods in Physics Research B， 2006， 248（1）： 31-36

［16］魏强， 刘海， 何世禹， 等.空间带电粒子辐照效应的地面加速试验研究［J］.航天返回与遥感， 2005， 26（2）：46-49 Wei Qiang， Liu Hai， He Shiyu， et al.Study for ground accelerated test of space radiation effect［J］.Spacecraft Recovery and Remote Sensing， 2005， 26（2）： 46-49

（编辑：闫德葵）

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

赵 宇（1981—），男，硕士学位，主要从事光学遥感器热设计工作。E-mail： bestzhaoyu@163.com。

2015-03-25；

2015-12-15

某卫星可见光相机项目