空间碎片和微流星对卫星太阳翼的撞击损伤及防护研究

姜东升 郑世贵 马宁 刘莹 邱羽玲

(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)



空间碎片和微流星对卫星太阳翼的撞击损伤及防护研究

姜东升 郑世贵 马宁 刘莹 邱羽玲

(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

空间碎片和微流星撞击的累积效应，将导致太阳电池片性能衰降,甚至造成一定串数太阳电池片的损伤。高速撞击甚至会激发等离子体，扩散的等离子体会诱发放电，引起太阳电池片电路的电弧放电，导致太阳翼输出功率下降。文章分析了碰撞对太阳电池片造成的物理损伤，还分析了碰撞对电缆束、铝蜂窝板芯的影响。针对3种太阳同步轨道卫星特点分析了其太阳翼遭受空间碎片和微流星撞击的风险，给出了太阳翼的防护措施，可为太阳翼防空间碎片撞击设计的方案选取提供借鉴。

太阳电池片；太阳翼；空间碎片和微流星；撞击损伤；防护措施

1 引言

随着人类空间探测活动的扩展，不断增长的留轨物体间的二次碰撞产生了很多空间碎片留在轨道上。航天器同样还面对来自彗星和小行星带的微流星的碰撞。这些空间碎片和微流星对卫星造成严重威胁。地球轨道的微流星和空间碎片环境包括各种质量、各种直径、各种速度的高速微粒。微流星的平均密度为0.5 g/cm3，平均速度为20 km/s。空间碎片的平均密度为2.8 g/cm3，相对不同轨道，其速度从9～10 km/s[1]不等。根据NASA在轨碎片项目办公室2017年的数据，目前在轨存在大约17 000个尺寸大于10 cm的物体，几千万个小于1 cm 的微粒，大约500 000个大小介于二者之间的微粒。所有在轨运行的航天器都有被空间碎片和微流星撞击的风险。太阳翼为航天器暴露于空间最大面积的部件，它被空间碎片和微流星撞击的概率较高。通过对哈勃太空望远镜回收的太阳翼的分析，在轨4年期间，太阳翼承受了大约5000～6000次微流星体的撞击。撞击损伤从轻微的擦伤到在电池片和太阳电池板上造成穿孔[2]。2011年6月12日一颗我国地球静止轨道(GEO)卫星某个太阳翼的分流电流突然下降，根据遥测信号，分流电流从当时工作状态对应的7.78 A下降到4.94 A，与此同时卫星偏航角改变了0.1°，3 min后姿态控制分系统将卫星姿态控制稳定。根据初步分析，估计卫星被空间碎片或微流星击中的可能性较大。

本文研究了空间碎片和微流星体对卫星太阳翼的撞击损伤，可为太阳翼的防护设计提供借鉴。

2 空间碎片和微流星对太阳翼撞击效应

任何在轨飞行的卫星都有被空间碎片和微流星体撞击的风险。在过去20年，根据国外公开报道数据[3]，国外卫星共发生过8起较严重在轨卫星受到撞击的事件(见表1)。

表1 在轨卫星受到撞击事件(1993-2013年)

任何卫星，如果遭受来自空间质量大于几克或体积较大物体的高速撞击都会受到损伤，与微小物体的撞击也会导致严重的表面侵蚀。太阳翼作为卫星直接暴露于空间环境的最大部件，遭受来自空间碎片和微流星撞击也最显著。对太阳翼的撞击将导致卫星姿态的变化、太阳电池片的损伤和输出功率的损失，进而破坏太阳翼的结构。微小碎片对太阳翼表面的单独撞击通常不会威胁到系统的关键功能，然而大量微小碎片撞击在大面积太阳翼上的累积效应[4]，再加上空间辐照、原子氧、紫外等因素的综合效应，将导致太阳翼输出功率的下降。

太阳电池板结构见图1，太阳电池片上粘贴掺铈的玻璃盖片组成叠层太阳电池片，以提高其抗辐射和抗微小空间碎片撞击损伤能力；太阳电池阵由叠层太阳电池片经串并联后组成太阳电池电路，并通过硅胶粘接在太阳电池板上。在太阳电池片和基板之间粘有一层聚酰亚胺薄膜，对太阳电池片电极和导电基板间起绝缘作用。在太阳电池板的背面敷设了电路的引出线，组成了板电缆和板间电缆，通过电连接器将板间电缆连接，确保电流传输进入卫星。

空间碎片对太阳翼的具体撞击损伤种类主要包括：太阳电池片的光学特性衰减、太阳电池片的物理损伤、太阳电池板的机械损伤、等离子体放电和电连接器及电缆损伤几种。

图1 太阳电池板结构Fig.1 Structure of solar array panel

2.1 太阳电池片的光学特性衰减

光学特性衰减指太阳电池片的入射光被部分耗散或吸收，因此转换为电能的能量减少。光学损伤通常只发生在玻璃盖片上，没有损伤到太阳电池片。尺寸为1～100 μm的微小颗粒是造成光强减弱的主因。颗粒越大，通量越小，造成的光学损伤越小。尺寸大于1000 μm的颗粒造成的光学损失可以忽略[5]。光学特性衰减的机理是由于玻璃盖片表面发生损伤，形成微小裂痕、划痕和坑，如图2所示[6]。光学特性衰减量由损伤面积、撞击坑的面积和是否有灰尘留在撞击坑中所决定。

图2 太阳电池片玻璃盖片上的撞击坑Fig.2 Crater on solar cell coverglass

2.2 太阳电池片的物理损伤

对于有玻璃盖片的太阳电池片，玻璃盖片可以在一定程度上阻止颗粒撞击到太阳电池片本身。在大尺寸(100～2000 μm)颗粒的高速撞击下，太阳电池片将受到损伤，甚至被击穿或短路，如图3所示[7]。在这种撞击下的功率损失远大于光学表面损伤。被微流星体和空间碎片撞击的电池表现为两种损伤机理：①由于栅格损伤造成串联电阻增大；②由于半导体PN结的损伤造成并联电阻减小。这都将导致太阳电池片输出电流减小或完全损失。如果太阳电池片本身受到损伤，损失的电流大小正比于损伤面积。

图3 太阳电池片损伤照片(哈勃空间望远镜)Fig.3 Solar cell damage photo(HST)

2.3 太阳电池板的机械损伤

太阳电池板通常由碳纤维面板和铝蜂窝芯构成，一般叫“三明治板”。拥有较高速度的大尺寸(≥5 mm)颗粒能够完全穿透太阳电池板，留下一个清晰的洞。当微流星体或空间碎片撞击到太阳翼基板，颗粒将穿过太阳电池片和前面板，然后碎片穿过铝蜂窝芯，最终撞击上背面板。随着撞击速度提高，穿孔的形状依然不规则。对铝蜂窝芯的损伤，增大撞击速度将导致铝蜂窝芯损伤的扩大，如图4所示[8]。

图4 太阳翼基板地面撞击试验图Fig.4 Panel ground impact experiment photo

2.4 等离子体放电

空间碎片与太阳翼相撞不仅导致机械损伤，如破坏太阳电池片和基板；还会带来电气损伤，如太阳翼通过由高速冲击带来的局部高浓度等离子体放电。这些等离子体会引起太阳翼上局部电池串间，以及电池串和基板间的放电。由于电池串间(差模电容)，电池串与基板间(共模电容)存在寄生电容，当空间碎片撞击太阳电池片造成局部损伤和等离子体时，会导致电容瞬间短路大电流放电。在最坏情况下，放电点产生的热量导致绝缘层的碳化，造成永久性的短路通路[6]。在日本Kyushu技术学院做的试验中，当空间碎片和太阳电池片直接相撞，太阳电池片电路几乎立即与基板短路，如图5所示[9-10]。

图5 等离子体诱发太阳电池串放电Fig.5 Plasma trigger solar cell discharge

2.5 电连接器和电缆

太阳翼上的电缆和电连接器是电流的汇集体。电缆汇集成束，电缆束通过电连接器从板间将电流送入卫星内。由于所有的电流通过电缆和电连接器传输，一旦它们受到微流星体和空间碎片的撞击，造成的损害更大。电缆受到撞击后有两种故障模式：一是电连续性被破坏，造成电缆开路，意味着太阳翼失去部分功率输出；二是相邻电缆持续放电。电弧产生的热量烧毁相邻健康电缆的绝缘皮。电弧从一根电缆传播到另一根电缆，直到所有的电缆被烧毁

图6 撞击诱发电缆短路Fig.6 Impact trigger short circuit in cable

和短路。这种故障将导致整个太阳翼输出功率的丧失，如图6、7所示[11]。

图7 电缆被撞击切断Fig.7 Cables cut off by impact

不同尺寸空间碎片及微流星体对太阳翼损伤影响见表2。

表2 空间碎片和微流星对太阳翼撞击损伤影响

3 空间碎片和微流星对太阳翼撞击防护措施

空间碎片和微流星对太阳翼造成的危害，主要体现为累积效应、动能损伤和等离子体放电。各种不同尺寸空间碎片和微流星会对航天器太阳翼的不同部分产生多种类型损害。微小碎片累积效应会降低太阳电池片的性能；撞击产生的等离子体会破坏航天器供电系统；航天器受较大空间碎片撞击会导致穿孔、甚至结构解体。按照不同尺寸碎片造成不同程度损害，具体可以分为以下几种情况[12]：

(1)小于毫米级的碎片，能够破坏太阳翼的玻璃盖片表面。这样的小粒子充斥近地轨道，长期与太阳翼碰撞会产生巨大的累积效应，特别是对其光学表面发生化学污染、凹陷剥蚀或断裂，降低太阳翼的效率。

(2)毫米级的碎片，撞击太阳翼，产生的冲击波在结构背面卸载，发生层裂，形成二次碎片；同时会激发等离子体和产生静电放电。

(3)厘米级的碎片会穿透太阳翼，对太阳电池电路和太阳翼基板结构造成破坏。

(4)10厘米级以上的碎片通常是无法防护的，会造成太阳翼结构的破坏和解体，同时产生大量的碰撞次生空间碎片。应对这种类型空间碎片，一般采用规避的策略加以避免。

根据空间碎片工程模型MASTER-2005(欧洲航天局推出的空间碎片环境模型)，对轨道上的碎片通量及分布进行了计算，结果表明：对于碎片分布较密集的太阳同步轨道和地球同步轨道的碎片通量，主要来自20～1000 μm的微小碎片；对于轨道高度为500 km的低地球轨道(LEO)，卫星太阳翼受到直径小于0.1 mm的空间碎片撞击次数为10～100次/m2/年。太阳电池阵直接暴露于空间，由于其面积较大，所遭遇的微小碎片撞击相对较多，特别是对于长寿命卫星问题将更加严重。

假定卫星运行在高度为800～1000 km、倾角为97°的太阳同步圆轨道，2020年发射、在轨时间5年，卫星三轴稳定飞行。根据ORDEM2000软件计算分析获得风险评估结果见表3，由表3可知，毫米级、亚毫米级碎片对太阳翼的撞击概率为100%。

表3 卫星空间碎片撞击风险

国际上，在航天器的空间碎片防护中采用的防护材料有铝板、Nextel纤维布、凯夫拉(Kevlar)纤维布、Beta布，由于太阳电池片要求防护材料具有透光性，传统防护材料很难满足该要求。为了降低空间微小碎片对太阳电池片的物理损伤，在太阳电池片表面覆盖起保护作用的玻璃盖片，既可以抗粒子辐照对太阳电池片的损伤，又可以防护微小碎片的撞击。国外研究表明[13]，聚合物型电池盖片对空间碎片不具备防护能力，玻璃盖片能够对空间微小碎片进行有效的阻挡，可大大降低空间碎片撞击太阳电池片的损伤效应。

文献[14]根据地面撞击试验得到石英光学玻璃受到空间碎片撞击，撞击坑深与空间碎片的直径关系方程为

(1)

式中：dp为玻璃盖片受撞击产生的撞击坑深度，cm；ρd为空间碎片的密度，g/cm3；v为空间碎片的速度，km/s；D为空间碎片直径，cm。

对于粘贴在太阳电池片上的玻璃盖片，理想条件下，由式(1)分析计算获得选用玻璃盖片厚度与能阻挡空间碎片最大直径的关系，如图8所示。

图8 玻璃盖片厚度与能阻挡空间碎片最大直径的关系Fig.8 Relationship between thick of cover glass and diameter of debris

国内卫星太阳电池片表面通常覆盖有厚度为100 μm的玻璃盖片,根据图8分析计算结果，该厚度的玻璃盖片可以阻止直径小于20 μm，速度为10 km/s的微小碎片的撞击对太阳电池片的损伤。直径小于20 μm的空间碎片只能对太阳电池片表面的玻璃盖片产生影响,导致透光率降低20%～30%[15]，而不会直接对太阳电池片造成损伤。对于直径大于20 μm的空间碎片，将穿透玻璃盖片，对太阳电池片造成直接损伤，甚至穿过太阳电池片。

4 太阳翼空间碎片防护设计经验与启示

从卫星供电安全层面考虑，必须降低整翼失效的风险，特别是对于汇集电流的电缆和电连接器关键器件，由于受到撞击后会造成严重后果，国外采取了电连接器加防护壳体，重要电缆束用防护材料包裹保护的方案[16]。目前，国内航天器太阳翼的电缆和电连接器还没采用针对性的保护措施，对于航天器太阳翼电连接器一定要确保使用原装外壳，以具备保护功能，同时设计时需要认真布局避免电连接器集中，并采取保护措施。对直径10 cm以上的能造成整翼失效的危险碎片，采用整星规避的策略加以避免。国内外常见的太阳翼撞击防护措施见表4。

卫星电源系统分为多个分流电路联合供电，每个分流电路各与几串太阳电池电路连接，为避免碎片撞击诱发整串电路短路，导致整个分流电路失效，在各电池串之间串联隔离二极管，以隔离故障，降低功率损失。由于撞击诱发等离子体造成的电池串的二次放电有可能导致整串电池短路，危害很大，所以太阳电池片布片设计时，片间要留有足够的间隙，通常使相临两个太阳电池片的间隙大于1 mm,并在边缘填涂RTV 胶,使空间碎片撞击产生的等离子体和太阳电池片之间建立起一个势垒,阻止二次放电的发生；美国航空航天局刘易斯中心(NASA/Lewis)的研究表明：RTV胶工艺可使太阳电池串二次放电阈值提高到200 V，降低二次放电的机率，并对基底起到保护作用，防止由于温度过高使基底材料热解而碳化导电[17]。

表4 国内外空间碎片和微流星对太阳翼撞击防护措施统计

太阳翼的功能是实现光能向电能的转化，为卫星提供充足的能源。为了降低空间微小碎片对太阳电池片的物理损伤，在太阳电池片表面增加一定密度和厚度的玻璃盖片，阻挡空间碎片的撞击。为保证空间碎片撞击损伤造成太阳翼输出功率下降后仍满足整星功率需求，在设计时通常采用冗余设计，即为撞击带来的输出功率衰降预留适当裕度面积的太阳电池片。另外，为了防止一次撞击导致多串太阳电池片短路功率损失，采用多次往返布片的形式,减小大尺寸碎片对相邻两个电池串同时撞击的概率。

由于直径10 cm以上的空间碎片对卫星的撞击危害极大，能造成大面积面板穿孔甚至整翼失效；同时，10 cm以上的空间碎片目前能够精确观测和预警，目前通常采用整星规避的策略加以避免。

5 结束语

通过分析空间碎片和微流星碰撞对太阳电池片造成的损伤及影响，总结了针对不同大小空间碎片和微流星所需采取的太阳翼的防护措施。研究结果表明：进行卫星电源系统设计时必须考虑太阳翼被高速撞击的风险，重点防范1 cm以下微小碎片的撞击，在太阳电池片表面覆盖一定密度和厚度的玻璃盖片，保护太阳电池片；同时设计时采用冗余设计，预留适当裕度面积的太阳电池片。对于尺寸大于1 cm、小于10 cm的碎片，通常对重要功率电缆束采用防护材料包裹保护，电池片间缝隙填涂RTV胶，提高二次放电阈值，降低二次放电机率的防护措施。对于尺寸大于10 cm的碎片则采用整星规避的策略。

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(编辑：李多)

Study of Space Debris and Meteoroid Impact Effects on Spacecraft Solar Array

JIANG Dongsheng ZHENG Shigui MA Ning LIU Ying QIU Yuling

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094，China)

The debris impact may cause the degradation of solar cell electrical character because of the cumulative effect,and even damage several strings of solar cells which depends on the diameter of the debris. Hypervelocity impact even with exciting plasma,and spreading plasma can initiate discharge which is able to induce arcing on the solar circuits,then decreasing the output power of solar array. The impact damage on solar cell and effect on wires and aluminum honeycomb are also discussed in this paper. The risk of debris impact on solar array of 3 type sun synchronous orbits satellite is analyzed,and the protection solutions for solar panel design are proposed to decrease the damage from space debris.

solar cell;solar array；debris and meteoroid；impact damage；protection

2016-10-31；

2017-01-28

姜东升，男，高级工程师，从事卫星电源分系统总体研究。Email：jiang_dongsheng@sohu.com。

V520

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.02.016